JP2516690B2 - Preloading device - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】Detailed Description of the Invention 【産業上の利用分野】[Industrial applications]

本発明は、タービン翼付根部に予荷重を加えるための
予荷重装置に関し、特に、ターボ機械即ち軸流タービン
の回転翼円板と共に使用するのに適した予荷重装置に関
するものである。The present invention relates to a preload device for preloading the root of a turbine blade, and more particularly to a preload device suitable for use with a rotor blade disk of a turbomachine or axial turbine.

【従来の技術】[Prior art]

回転翼円板にほぼ軸方向に延びる複数の取付溝を形成
し、タービン翼もしくは羽根の各々に対応の形状の付根
部を形成することによりタービン回転翼円板に複数個の
タービン翼を取り付けることは当該技術分野において良
く知られているところである。この場合、付根部は、回
転翼円板の取付溝内に摺動的に挿入され、そして軸方向
の運動を阻止するための手段が設けられている。典型的
には、回転翼円板の取付溝及びタービン翼の付根部は、
“クリスマスツリー”形もしくは“ばち”形に形成され
ているので、取付溝及び付根部に形成された隣接する支
承面はこれ等の機素即ち回転翼円板及びタービン翼の半
径方向の運動を阻止する。タービン翼をタービン回転翼
円板に取り付ける別の例においては、逆手順の取付けが
採用されている。この逆手順による方法によれば、ター
ビン翼の各々の付根部にほぼ軸方向に延びる溝が形成さ
れ、他方、回転翼円板の周辺部には、突起部もしくは隆
起部が形成される。この場合、翼付根部は、円板の突出
部分上に軸方向に摺り嵌められ、そして軸方向運動を阻
止するための手段が設けられる。突出部及び翼付根部の
溝もクリスマスツリー形もしくはばち形に形成されて、
突出部及び付根部の溝に形成された隣接の支承面がこれ
等の機素間における半径方向運動を阻止するようになっ
ている。 しかし、実際問題として、機素の製造公差が原因で、
不変的に、支承面間には或る大きさの半径方向の隙間も
しくは遊隙が残る。これ等の隙間によりタービン翼の僅
かな半径方向運動が可能となる。タービン回転翼円板が
その安定な運転速度に達した時には、遠心力で各支承面
は互いに接触せしめられる。タービンの起動及び停止中
のような回転翼円板の過渡的運動中は、翼付根部と回転
翼円板との間の隙間に起因してタービン翼は振動する。
これは、極めて望ましくない特性であり、タービン翼及
び回転翼円板の有効寿命を最大限にするためには排除す
べきである。 組立体の隙間を吸収して、回転翼円板が過渡的運動を
行う間域は完全に静止している間、支承面を接触状態に
するように、タービン翼付根部と回転翼円板の溝との間
に予荷重力を加える装置が提案されてきた。典型的に
は、この種の装置は、タービン翼付根部の底部と回転翼
円板の溝との間に挿入される弾性ピンから構成されてい
る。一旦取り付けられると、同装置の膨張でタービン翼
付根部の底部にはほぼ半径方向外向きの力が加わり、そ
れにより、タービン翼付根部の支承面は、回転翼円板の
溝に形成されている対応の支承面と接触せしめられる。 この種の装置は一般に満足に機能することが判明して
いるが、弾性ピンを挿入するのに特殊な工具が必要とさ
れる。また、個々のタービン翼を交換可能にするには、
挿入された弾性ピンを取り外すために特殊な工具を用意
しておかねばならない。また、回転翼円板組立体から弾
性ピンを除去するために、弾性ピンに穿孔したり切削す
ることが屡々必要とされている。 また、タービン翼付根部と回転翼円板溝との間にカム
装置を設けて予荷重力を与えることも知られている。捩
りばねと組み合わせることができるこれ等のカム装置
は、回転翼円板組立体の複雑さを増し、製造及び保守コ
ストを上昇させる。 更に、一端部に固定のヘッド部分を有し他端部に変形
可能もしくは取外し可能なヘッド部分を有するピンによ
り翼付根部を回転翼円板の溝内に軸方向に係止すること
も知られている。これ等のヘッド部分は、回転翼円板及
び翼付根部の軸方向に面する表面に当接して該回転翼円
板と翼付根部との間における相対的軸方向運動を防止す
る。 本発明は、既知の装置の上述した欠点を解消もしくは
軽減する予荷重力の付与装置を提供することを目的とす
るもので、本発明による予荷重力の付与装置は、使用に
当たって特殊な工具を必要とせず、容易に設置及び取外
しが可能で、しかも回転翼円板組立体の複雑さを増すこ
とはない。Mounting a plurality of turbine blades on a turbine rotor disk by forming a plurality of mounting grooves extending substantially in the axial direction on the rotor blade disk and forming roots of a corresponding shape on each turbine blade or blade. Is well known in the art. In this case, the root is slidably inserted in the mounting groove of the rotor disk and means are provided for preventing axial movement. Typically, the mounting groove of the rotor disk and the root of the turbine blade are
Because of the "Christmas tree" or "dove" shape, adjacent bearing surfaces formed in the mounting grooves and roots have radial movements of these elements or rotor disks and turbine blades. Prevent. In another example of mounting a turbine blade to a turbine rotor disk, a reverse procedure mounting is employed. According to the method according to this reverse procedure, a groove extending substantially in the axial direction is formed in each root of the turbine blade, while a protrusion or a ridge is formed in the peripheral portion of the rotor blade disk. In this case, the wing root is slidably axially fitted onto the projecting part of the disc and means are provided for preventing axial movement. Grooves on the protrusions and the roots of the wings are also formed in a Christmas tree shape or a drumstick shape,
Adjacent bearing surfaces formed in the protuberances and root grooves prevent radial movement between these elements. However, as a practical matter, due to the manufacturing tolerances of the element,
Invariably, there is a certain amount of radial clearance or play between the bearing surfaces. These gaps allow a slight radial movement of the turbine blades. When the turbine rotor disk reaches its stable operating speed, centrifugal forces bring the bearing surfaces into contact with each other. During transient motion of the rotor disk, such as during start-up and shutdown of the turbine, the turbine blade vibrates due to the gap between the blade root and the rotor disk.
This is a highly undesirable property and should be eliminated to maximize the useful life of turbine blades and rotor disks. The turbine blade root and rotor blade disc are so contacted that the bearing surfaces are in contact while the rotor blade disk is completely stationary while absorbing the gaps in the assembly and during the transient movement of the rotor disk. Devices have been proposed which apply a preload force to the groove. Typically, this type of device consists of elastic pins that are inserted between the bottom of the turbine blade root and the groove of the rotor disk. Once installed, the expansion of the device exerts an approximately radial outward force on the bottom of the turbine blade root, which causes the bearing surface of the turbine blade root to form in the groove of the rotor disk. It is brought into contact with the corresponding bearing surface. While this type of device has generally been found to work satisfactorily, special tools are required to insert the elastic pins. Also, to make individual turbine blades replaceable,
Special tools must be available to remove the inserted elastic pin. Also, it is often necessary to punch or cut the elastic pins to remove the elastic pins from the rotor disk assembly. It is also known to provide a preloading force by providing a cam device between the root portion of the turbine blade and the rotor blade disc groove. These cam devices, which can be combined with torsion springs, add to the complexity of the rotor disc assembly and increase manufacturing and maintenance costs. Furthermore, it is also known to axially lock the blade root portion in the groove of the rotor blade disk by a pin having a fixed head portion at one end and a deformable or removable head portion at the other end. ing. These head portions abut the axially facing surfaces of the rotor disc and blade root to prevent relative axial movement between the rotor disc and blade root. The present invention aims to provide a device for applying a preloading force that eliminates or alleviates the above-mentioned drawbacks of known devices, and the device for applying a preloading force according to the present invention requires a special tool for use. It is not required, is easy to install and remove, and does not add to the complexity of the rotor disk assembly.

【課題を解決するための手段】[Means for Solving the Problems]

上述した目的を達成するため、本発明によると、ター
ビン回転翼円板と該タービン回転翼円板に取り付けられ
るタービン翼付根部との間に予荷重力を付与するための
装置は、（ａ）前記タービン翼付根部と前記タービン回
転翼円板との間に画成された軸孔内に挿入荷能な超塑性
材料から形成された軸部と、（ｂ）該軸部内に配置さ
れ、前記超塑性材料を膨張せしめることにより前記ター
ビン翼付根部に予荷重力を付与するため溶融して膨張す
る低融点材料からなる膨張可能手段と、（ｃ）前記軸部
の外部から該軸部を通って前記低融点材料内に延入し、
外部から所望の時にオン・オフ切り替え可能な電気的加
熱手段とを含んでいる。In order to achieve the above-mentioned object, according to the present invention, a device for applying a preload force between a turbine rotor blade disc and a turbine blade root attached to the turbine rotor blade disc includes (a) A shaft portion formed of a superplastic material capable of being loaded and inserted into a shaft hole defined between the turbine blade root portion and the turbine rotor blade disc; and (b) arranged in the shaft portion, An expansible means made of a low melting point material that expands by melting a superplastic material so as to give a preload force to the root portion of the turbine blade by expanding the superplastic material; and (c) passing through the shaft portion from outside the shaft portion. Extending into the low melting point material,
And an electric heating means which can be turned on and off when desired from the outside.

【実施例】【Example】

本発明は、単なる例として添付図面に示された好適な
実施例に関する以下の説明から一層容易に理解されるで
あろう。 第１図及び第２図には、周辺部に複数個の実質的に軸
方向に延びる溝12が形成されているタービン回転翼円板
10の一実施例の一部分が示してある。各溝12は、回転翼
円板10の回転軸線（図示せず）に対してほぼ平行に軸方
向に延在している。公知の仕方で、溝12の各々は、それ
ぞれ複数個の支承面14a及び16aが形成されている側部14
及び16により画成されている。また、各溝12の基底部に
は、回転翼円板10の回転軸線に対してほほ平行に延びる
第１の切欠き18が形成されている。 それぞれ付根部22を有する複数個のタービン翼20は、
該付根部22を軸方向に摺動して各溝12内に入れることに
より回転翼円板10に取り付けられる。付根部22には第２
の支承面22aが形成されており、該支承面22aは、回転翼
円板の安定な動作状態においては、それぞれ、対応の支
承面14a及び16aに当接する。溝12に対する付根部22の摺
動運動に適応するため、また、回転翼円板10及び付根部
22の製造上の通常の公差に起因し、支承面22aと支承面1
4a、16aとの間には或る量の隙間が存在する。回転翼円
板組率体の過渡動作状態中、タービン翼の振動を阻止す
るために、第１の切欠き18と各付根部22の最下部に画成
されている第２の対向切欠き22bとにより形成される軸
孔25内には予荷重力の付与装置24が挿入される。第２図
に示すように、付与装置24の軸部26は対向する切欠き18
及び22b間を容易に摺動可能な大きさに形成されてい
る。 第４図に最も良く示してあるように、軸部26には低融
点材料（膨張可能手段）30が充填される内室28が画成さ
れている。ここで、本明細書で使用される“低融点材
料”と言う用語は、融点が約94℃〜538℃（220゜Ｆ〜10
00゜Ｆ）の範囲内にあり軸部26の超の超塑性材料の融点
よりも低い固体材料を表す。このような低融点材料の例
としては、まず−鉛はんだ合金もしくは共融合混合物
（共晶）、銀−銅共融混合物、イットリウム、ビスマス
又はベリリウム合金のような他の合金、及び所望の融点
を有する関連の共融混合物がある。抵抗加熱素子32又は
他の電気的加熱手段は、低融点材料30内に延入すると共
に、ねじ切りされたボス34に電気的に接続されている。
この抵抗加熱素子32は、外部から所望の時にオン・オフ
可能であり、そのため、本発明の付与装置は、使用に当
たって特殊な工具を必要とせず、容易に設置及び取外し
が可能で、しかも回転翼円板組立体の複雑さを増すこと
はない。ボス34は、軸部26の一端と螺合されて、付根部
22及び回転翼円板10の軸方向に面する表面に当接するヘ
ッド部分34aを有している。 軸部26の反対側の端には第２のヘッド36が螺合してお
り、付根部22及び回転翼円板10の軸方向に面する表面に
当接するヘッド部分を画成している。図から明らかなよ
うに、ボス34及びヘッド36が軸部26の何れか一方の端と
一旦係合すると、付根部22及び回転翼円板10間の相対的
軸方向運動は防止される。 軸部26は超塑性材料から形成されている。該超塑性材
料は、少なくとも500％の塑性変形が可能な過共析ニッ
ケル−クロム合金とすることができる。使用可能な他の
超塑性材料の例としては、次のような合金があるが、そ
れ等に限定されるものではない。 １）ニッケル−クロム Kh 20 N80 ２）ニッケル変性チタン６アルミニウム４バナジウム ３）亜鉛−アルミニウム ４）ニッケル75％ ホウ素17％ シリコン８％ ５）アルミニウム−銅共融混合物 ６）Zn S 6U−耐熱合金 付根部22に予荷重を加えたい場合には、抵抗加熱素子
32を電源に接続して、該抵抗加熱素子32の温度を上昇せ
しめる。抵抗加熱素子32の温度上昇で、低融点材料30は
膨張せしめられ、それにより、軸部26に同様の膨張を生
じさせる。膨張の殆どは半径方向に生じ、それにより支
承面22aと支承面14a、16aとの間の隙間を吸収して、第
３図に示すように、これ等の支承面を相互に接触せしめ
る作用をする。予荷重は、回転翼円板組立体の過渡的動
作状態中、タービン翼と回転翼円板との間における振動
もしくは運動を防止する。付根部22及び回転翼円板10に
はそれぞれロック用切欠き38及び40を形成してもよい。 第５図及び第６図には、周辺部に形成された円周方向
に延びる突出部41を有するタービン回転翼円板10の別の
実施例の一部分が示してある。突出部41は、回転翼円板
10の回転軸線（図示せず）をほぼ横切る方向に延在して
いる。突出部41は、それぞれ複数の支承面42a及び44aが
形成されている側部42及び44で画成されている。突出部
41の上部表面48には第１の切欠き46が形成されており、
回転翼円板10の回転軸線をほぼ横断する方向に延在して
いる。 複数個のタービン翼20が設けられており、各タービン
翼は付根部50を有し、該付根部50は、回転翼円板10の回
転軸線をほぼ横断する方向に延在する取付溝52を有して
いる。取付溝52の各々は、それぞれ支承面54a及び56aが
形成されている側部54及び56により画成されている。各
取付溝52の基底部は付根部に形成されている第２の切欠
き58を有している。予荷重力の付与装置24は、突出部41
の第１の切欠き46及び翼付根取付け溝52の第２の切欠き
58により形成される軸孔25内に挿入され、対向する切欠
き46及び58間で摺動可能な大きさに形成されている。こ
の実施例においては、最後のタービン翼が回転翼円板の
突出部上で通常言われているように閉ざす構造となって
いるので、応力減少管もしくは膨張管を備えていない。
最後のタービン翼のための開口部は、低融点材料30の抵
抗加熱素子32の電気接続と、最後のタービン翼に対する
適切な装着口及び整列を維持するための手段とを収容し
ている。超塑性材料からなる軸部26の膨張後、最後のタ
ービン翼は所定位置に組み立てられる。 以上の説明は、単なる例示の目的で行われたものであ
って、如何なる意味においても本発明を制限するものと
解釈されてはならない。The present invention will be more readily understood from the following description of the preferred embodiment, which is shown by way of example only in the accompanying drawings. 1 and 2 show a turbine rotor disk with a plurality of substantially axially extending grooves 12 formed in the periphery.
A portion of one embodiment of 10 is shown. Each groove 12 extends in the axial direction substantially parallel to the rotation axis (not shown) of the rotor blade disk 10. In a known manner, each groove 12 has a side 14 with a plurality of bearing surfaces 14a and 16a, respectively.
And 16 are defined. A first notch 18 is formed at the base of each groove 12 so as to extend substantially parallel to the rotation axis of the rotor blade disk 10. A plurality of turbine blades 20 each having a root portion 22,
The root portion 22 is slid in the axial direction and is inserted into each groove 12 to be attached to the rotor blade disk 10. The root 22 has a second
Bearing surface 22a is formed, which bears against the corresponding bearing surfaces 14a and 16a, respectively, in the stable operating state of the rotor disk. In order to accommodate the sliding movement of the root portion 22 with respect to the groove 12, the rotor blade disk 10 and the root portion
Due to the usual manufacturing tolerances of 22, bearing surface 22a and bearing surface 1
There is a certain amount of gap between 4a and 16a. During the transient operation state of the rotor blade disk assembly, in order to prevent vibration of the turbine blade, the first notch 18 and the second facing notch 22b defined at the bottom of each root 22 are formed. A preloading force imparting device 24 is inserted into the shaft hole 25 formed by. As shown in FIG. 2, the shaft portion 26 of the applicator 24 has a notch 18 facing it.
And 22b are formed in such a size that they can easily slide. As best shown in FIG. 4, the shank 26 defines an interior chamber 28 which is filled with a low melting point material (expandable means) 30. As used herein, the term "low melting material" refers to a melting point of about 94 ° C to 538 ° C (220 ° F to 10 ° C).
Solid material in the range of 00 ° F) and below the melting point of the superplastic material above shaft 26. Examples of such low melting point materials are first-lead solder alloys or eutectic mixtures (eutectic), silver-copper eutectic mixtures, other alloys such as yttrium, bismuth or beryllium alloys, and the desired melting point. There are related eutectic mixtures that have. A resistive heating element 32 or other electrical heating means extends into the low melting point material 30 and is electrically connected to the threaded boss 34.
The resistance heating element 32 can be turned on / off from the outside at a desired time, and therefore, the application device of the present invention does not require a special tool for use and can be easily installed and removed, and the rotary blade It does not add to the complexity of the disc assembly. The boss 34 is screwed into one end of the shaft portion 26 to form a base portion.
22 and a head portion 34a that comes into contact with the axially facing surface of the rotor blade disk 10. A second head 36 is threadedly engaged to the opposite end of the shaft portion 26 and defines a head portion that abuts the axially facing surfaces of the root portion 22 and the rotor disc 10. As is apparent from the figure, once the boss 34 and the head 36 are engaged with either end of the shank 26, relative axial movement between the root 22 and the rotor disc 10 is prevented. The shaft portion 26 is made of a superplastic material. The superplastic material may be a hypereutectoid nickel-chromium alloy capable of at least 500% plastic deformation. Examples of other superplastic materials that can be used include, but are not limited to, the following alloys. 1) Nickel-chromium Kh 20 N80 2) Nickel-modified titanium 6 Aluminum 4 vanadium 3) Zinc-aluminum 4) Nickel 75% Boron 17% Silicon 8% 5) Aluminum-copper eutectic mixture 6) Zn S 6U-with heat-resistant alloy If you want to preload the root 22, use a resistive heating element
32 is connected to a power source to raise the temperature of the resistance heating element 32. Increasing the temperature of the resistance heating element 32 causes the low melting point material 30 to expand, thereby causing the shank 26 to expand similarly. Most of the expansion occurs in the radial direction, thereby absorbing the gap between the bearing surface 22a and the bearing surfaces 14a, 16a and bringing them into contact with each other, as shown in FIG. To do. The preload prevents vibration or motion between the turbine blade and the rotor disk during transient operating conditions of the rotor disk assembly. Locking notches 38 and 40 may be formed in the root portion 22 and the rotor blade disk 10, respectively. 5 and 6 there is shown a portion of another embodiment of a turbine rotor disk 10 having circumferentially extending protrusions 41 formed on the periphery. The protruding portion 41 is a rotor blade disc.
It extends generally transversely to the ten axes of rotation (not shown). The protrusion 41 is defined by side portions 42 and 44 having a plurality of bearing surfaces 42a and 44a, respectively. Protrusion
A first notch 46 is formed in the upper surface 48 of 41,
It extends in a direction substantially transverse to the axis of rotation of rotor disc 10. A plurality of turbine blades 20 are provided, each turbine blade has a root portion 50, and the root portion 50 has a mounting groove 52 extending in a direction substantially transverse to the rotation axis of the rotor blade disk 10. Have Each of the mounting grooves 52 is defined by sides 54 and 56 having bearing surfaces 54a and 56a, respectively. The base of each mounting groove 52 has a second notch 58 formed in the root. The preload force imparting device 24 has a protrusion 41.
First notch 46 and second notch of blade root mounting groove 52
It is inserted into the axial hole 25 formed by 58 and is formed in a size slidable between the notches 46 and 58 facing each other. In this embodiment, the last turbine blade does not have a stress-reducing tube or an expansion tube because it has a structure in which it is closed on the protrusion of the rotor disk as is usually said.
The opening for the last turbine blade accommodates the electrical connection of the resistive heating element 32 of the low melting point material 30 and the means for maintaining proper mounting and alignment with the last turbine blade. After expansion of the shank 26 of superplastic material, the final turbine blade is assembled in place. The above description is for the purpose of illustration only and should not be construed as limiting the invention in any way.

【図面の簡単な説明】[Brief description of drawings]

第１図は、本発明による予荷重力の付与装置を備えた軸
流タービンロータの一実施例を示す部分斜視図、第２図
は、本発明による第１図の実施例における付与装置の組
み立てを示す部分分解斜視図、第３図、第１図の実施例
の回転翼円板とタービン翼付根部との間に取り付けられ
た本発明による付与装置を示す部分断面図、第４図は、
第３図のIV−IV線に沿う部分断面図、第５図は、本発明
による予荷重力の付与装置を備えた軸流タービンロータ
の別の実施例を示す部分分解斜視図、第６図は、第５図
の実施例の回転翼円板突出部とタービン翼付根部との間
に設けられた本発明による付与装置を示す部分断面図で
ある。 10……タービン回転翼円板、22、50……タービン翼付根
部、24……予荷重力の付与装置、25……軸孔、26……軸
部、28……内室、30……低融点材料（膨張可能手段）、
32……抵抗加熱素子（電気的加熱手段）。1 is a partial perspective view showing an embodiment of an axial flow turbine rotor equipped with a preloading force applying device according to the present invention, and FIG. 2 is an assembly of the applying device according to the embodiment of FIG. 1 according to the present invention. FIG. 4 is a partial exploded perspective view showing the applying device according to the present invention installed between the rotor blade disc and the turbine blade root portion of the embodiment of FIG. 3 and FIG.
FIG. 5 is a partial sectional view taken along line IV-IV in FIG. 3, and FIG. 5 is a partially exploded perspective view showing another embodiment of an axial flow turbine rotor equipped with a preloading force imparting device according to the present invention, and FIG. FIG. 7 is a partial cross-sectional view showing the applying device according to the present invention provided between the rotor blade disc protrusion and the turbine blade root portion of the embodiment of FIG. 10 …… Turbine rotor blade disk, 22, 50 …… Turbine blade root, 24 …… Preloading device, 25 …… Shaft hole, 26 …… Shaft section, 28 …… Inner chamber, 30 …… Low melting point material (expandable means),
32: Resistance heating element (electrical heating means).

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】(57) [Claims] 【請求項１】タービン回転翼円板と該タービン回転翼円
板に取り付けられるタービン翼付根部との間に予荷重力
を付与するための装置であって、 （ａ） 前記タービン翼付根部と前記タービン回転翼円
板との間に画成された軸孔内に挿入荷能な超塑性材料か
ら形成された軸部と、 （ｂ） 該軸部内に配置され、前記超塑性材料を膨張せ
しめることにより前記タービン翼付根部に予荷重力を付
与するため溶融して膨張する低融点材料からなる膨張可
能手段と、 （ｃ） 前記軸部の外部から該軸部を通って前記低融点
材料内に延入し、外部から所望の時にオン・オフ切り替
え可能な電気的加熱手段と、 を含む予荷重力の付与装置。1. A device for applying a preload force between a turbine rotor blade disc and a turbine blade root portion attached to the turbine rotor blade disc, comprising: (a) the turbine blade root portion; A shaft portion formed of a superplastic material capable of being inserted into an axial hole defined between the turbine rotor disk and (b) arranged in the shaft portion to expand the superplastic material An expansible means made of a low melting point material that melts and expands to give a preloading force to the root portion of the turbine blade, and (c) the outside of the shaft portion and the inside of the low melting point material through the shaft portion. And an electric heating means that can be switched on / off from the outside at a desired time, and a preloading force applying device.