JP4445155B2 - タービン動翼 - Google Patents
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Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービン動翼に係り、特に、翼植込み部の応力の低減化を図ったタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
軸流タービンは、タービンロータ（タービン軸）の周方向にタービン動翼を多数植設するとともにタービンノズルとタービン動翼とを１組として１段のタービン段落を構成し、このタービン段落をタービンロータの軸方向に向って複数段配置する構成になっている。
【０００３】
このような構成の軸流タービンは、高出力化に適しているので、実用機として数多く発電プラント等に適用されている。
【０００４】
ところで、流体に蒸気を用いた軸流タービンでは、大容量化に伴って蒸気の圧力、温度がより高圧化、高温化し、運転中、タービン動翼に作用する種々の力によりますます厳しさを増している。これらの力は、遠心応力、熱応力、曲げ応力およびねじり応力としてタービン動翼に生じ、強度の低下、ひいては長翼化に基づく高出力化を阻害する要因の一つにもなっている。
【０００５】
したがって、タービン動翼に作用する応力の低減は、長翼化に基づく高出力化を前進させる重要な設計課題の一つになっている。
【０００６】
タービン動翼では、一般に設計時の応力を評価する際の領域区分として、翼植込み部、翼有効部（蒸気通路部）、翼先端連結構造部に分けられている。さらに、翼植込み部の構造には、鞍形、クリスマスツリー形、Ｔ形およびフォーク形などが用いられている。この中でも、鞍形の翼植え込み部は、加工および組立が比較的容易になるのでタービン段落に数多く適用されている。具体的な構造として図５に示す。
【０００７】
図５は、１本のタービン動翼１を取り出し、タービンロータ２から一体削り出しにして形成したもので、ホイール２ａの周方向から見ており、斜線で示す部分がホイール２ａの断面形状である。
【０００８】
タービン動翼１は、ホイール２ａに植設される翼植え込み部３、蒸気の通路となる翼有効部４、隣接するタービン動翼と連結される翼先端連結部５を備えている。
【０００９】
また、図中、翼先端連結部５は、テノン５ａを一例として示しているが、インテグラルカバーやスナッバカバーを使用する場合もある。
【００１０】
一方、タービン動翼１を植設するホイール２ａは、フック部６ａを頂部から底部に向って末広がり状に形成するホイール植込み部６を備え、このホイール植込み部６に跨ぐようにタービン動翼１の翼植込み部３を装着させている。そして、翼植込み部３をホイール植込み部６の欠き部（図示せず）から挿通し、タービンロータ２の周方向に沿って移動させた後、ホイール植込み部６に装着させる。この種の構造を鞍形の翼植込み部と称している。なお、符号１Ａは、蒸気ＳＴの流れ方向に臨む翼植込み部蒸気入口側を、また符号１Ｂは、蒸気ＳＴの出口方向に向う翼植込み部蒸気出口側をそれぞれ示す。
【００１１】
このように、従来のタービン動翼は、運転中に発生する各種力を翼植込み部３とホイール植込み部６とで支持していた。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
図５に示した従来のタービン動翼１は、翼有効部４の重心を通る翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部６の重心を通るホイール植込み部重心中心線Ｃ２とを特に意識することなく設計を行っていた。すなわち、一般的にタービン動翼１は、その翼根元部の一部を抜き出して断面であらわすと、図６に示すように、翼横断面９の翼軸方向幅をＷとし、翼有効部中心線Ｃ１から前縁７までの距離をＸｉ、翼有効部中心線Ｃ１から後縁８までの距離をＸｏとするとき、翼有効部中心線Ｃ１から前縁７までの距離Ｘｉと翼有効部中心線Ｃ１から後縁８までの距離Ｘｏとが、Ｘｉ＜Ｘｏの関係になっている。これは、同一の翼においても前縁７側の翼厚と後縁８側の翼厚とが異なっていることに起因している。このため、運転中、翼有効部４に発生する遠心力Ｆ２を基に翼植込み部蒸気入口側１Ａおよび翼植込み部蒸気出口側１Ｂのそれぞれに発生する遠心分力Ｆ１Ａ，Ｆ１Ｂは次式で表わすことができる。
【００１３】
【数２】
【００１４】
（１）式と（２）式およびＸｉ＜Ｘｏの関係を用いると、翼植込み部蒸気入口側１Ａに発生する遠心分力Ｆ１Ａと翼植込み部蒸気出口側１Ｂに発生する遠心分力Ｆ１Ｂとを較べると、翼植込み部蒸気入口側１Ａの方が翼植込み部蒸気出口側１ＢよりもＦ１Ａ＞Ｆ１Ｂと大きくなっている。さらに、運転中、翼有効部４に蒸気ＳＴによる噴流力Ｆｓ等が加わると、その差はますます拡がる。
【００１５】
このように、従来のタービン動翼は、翼植込み部３を鞍形にした場合、翼植込み部蒸気入口側１Ａの方が翼植込み部蒸気出口側１Ｂに較べて厳しい条件にさらされている。もっとも、現行の設計は、安全係数を比較的高く採っているので、遠心分力Ｆ１Ａ，Ｆ１Ｂのアンバランスに基づく不具合・不都合が発生しているわけではない。
【００１６】
しかし、蒸気の圧力、温度をより一層高くし、高出力化を志向すると、タービン動翼１を長翼化する必要がある。しかし、このとき、翼植込み部蒸気入口側１Ａの遠心分力Ｆ１Ａと翼植込み部蒸気出口側１Ｂの遠心分力Ｆ１Ｂを均等にしておかないと、強度保証の観点から長翼化に限界が生じ、目標とする高出力が得られないこととなり、何らかの新たな改善が求められていた。
【００１７】
本発明は、このような事情に基づいてなされたもので、翼有効部の重心中心線とホイール植込み部重心中心線とが一致するように改善を加えてより長翼化にも耐え得る強度を確保したタービン動翼を提供することを目的とする。
【００１８】
また、本発明による別の目的は、翼植込み部蒸気入口側と翼植込み部蒸気出口側のそれぞれの遠心力の分担を従来のままにして、受圧面積を調整することにより発生する応力を均等にし、強度を確保したタービン動翼を提供することにある。
【００１９】
【課題を解決するための手段】
本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項１に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼有効部の翼横断面の重心を翼長手方向に順次結んだ翼有効部重心中心線と前記ホイール植込み部の重心を通るラジアル線であるホイール植込み部重心中心線とを一致させたものである。
【００２０】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項２に記載したように、前記翼有効部の下端部と前記翼植込み部の頂部との間に、周方向から見て蒸気出口側への段差部が形成されたものである。
【００２１】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項３に記載したように、周方向から見て、前記段差部は滑らかな曲線で形成されてなるものである。
【００２２】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項４に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気入口側の周方向から見た最狭部の厚みをＴａとし、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気出口側の周方向から見た最狭部の厚みをＴｂとすると、厚み比Ｔａ／Ｔｂを
【数３】
Ｔａ／Ｔｂ＞１
の範囲に設定したものである。
【００２３】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項５に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気入口側フックの付け根円弧の曲率半径を、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気出口側フックの付け根円弧の曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００２４】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項６に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記ホイール植込み部におけるホイール植込み部蒸気入口側フックの付け根円弧の曲率半径を、前記ホイール植込み部におけるホイール植込み部蒸気出口側フックの付け根円弧の曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００２５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るタービン動翼の実施形態を図面および図面に付した符号を引用して説明する。
【００２６】
図１は、１本のタービン動翼１０を取り出し、ホイール１１の周方向から見た本発明に係るタービン動翼１０の第１実施形態を示す一部切欠き概念図である。
【００２７】
本実施形態に係るタービン動翼１０は、蒸気の通路となる翼有効部１２とホイール１１に植設される翼植込み部１３とを備えるとともに、翼植込み部１３をホイール１１に跨がせる、いわゆる鞍形の翼植込み部に形成している。そして、翼植込み部１３は、ホイール１１の一部を切欠いた空間部分（図示せず）に挿通し、ここからホイール１１の周方向に沿って移動させた後装着するようになっている。
【００２８】
一方、ホイール１１は、タービンロータ１４から一体に削り出してフック部１５とともに形成される。そして、このフック部１５は頂部から底部に向って凹凸部を設けて末広がり状に形成し、翼植込み部１３を装着させるべくホイール植込み部１６を備えている。
【００２９】
このような構成を備えたタービン動翼１０において、本実施形態では、翼有効部１２の翼横断面の重心を翼長手方向に順次結んだ翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部１６の重心を通るタービンロータ１４のラジアル線であるホイール植込み部中心線Ｃ２とを同一線上に一致させたものである。
【００３０】
すなわち、本実施形態は、翼植込み部は従来のまま、翼有効部１２のみを翼植込み部蒸気出口側に矢印Ｅに示すように移動して設置することにより、翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部重心中心線Ｃ２とを同一線上に一致させたものである。そして、その移動量は、翼有効部１２下端部と翼植込み部１３頂部との境界部に矢印Ｅ分だけ段差が生じるため、その部分での応力集中を避けるべく滑らかな曲線Ｒで形成する、その曲率半径に設定したものである。
【００３１】
そして、このように翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部重心中心線Ｃ２とを同一線上に一致させることにより、翼有効部１２の遠心力Ｆ２が、翼植込み部１３の蒸気入口側１Ａと蒸気出口側１Ｂに均等に、すなわち遠心分力Ｆ１Ａ＝遠心分力Ｆ２Ｂのように分布されることになる。したがって、翼植込み部１３蒸気入口側１Ａの最狭部（ネック部）Ｓ１Ａに働く応力と翼植込み部１３蒸気入口側１Ｂの最狭部（ネック部）Ｓ１Ｂに働く応力とは等しくなる。
【００３２】
このことは、従来、翼植込み部１３の応力の高い側（一般に蒸気入口側）で制限されていた翼の設計が、さらに高い応力（遠心力）が生じる新しい翼の採用も可能になることを示すもので、より長翼化への対応も十分可能である。また同じ翼であれば、翼植込み部１３の強度を低く設計、例えば低強度の材料の採用や、最狭部を薄く設計することが可能になるもので、軽量化、低コスト化を可能とする。
【００３３】
図２は、本発明に係るタービン動翼の第２実施形態を示す一部切欠き概念図である。
【００３４】
本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部重心中心線Ｃ２とは従来どおりのままにし、翼植え込み部蒸気入口側１Ａに作用する遠心分力Ｆ１Ａに基づく最狭部Ｓ１Ａの応力と翼植込み部蒸気出口側１Ｂに作用する遠心分力Ｆ１Ｂに基づく最狭部Ｓ１Ｂの応力とを均等にさせるために一般的に応力が高くなる翼植込み部１３の最狭部Ｓ１Ａを一点鎖線Ｑで示す翼植込み部蒸気入口側１Ａから蒸気上流側に向って延長させ、広くしたものである。
【００３５】
今、翼植込み部１３において、翼全体に作用する遠心力をＦ２、翼植込み部蒸気入口側１Ａの最狭部Ｓ１Ａの厚みをＴａ、翼植込み部蒸気出口側１Ｂの最狭部Ｓ１Ｂの厚みをＴｂ、翼有効部１２の蒸気流方向の幅をＷ、翼有効部１２の重心を通る翼有効部重心中心線Ｃ１から前縁１７までの距離をＸｉ、翼有効部重心中心線Ｃ１から後縁１８までの距離をＸｏとすると、各最狭部Ｓ１Ａ，Ｓ１Ｂに作用する遠心分力Ｆ１Ａ，Ｆ１Ｂは次式で与えられる。
【００３６】
【数４】
【００３７】
上式（１），（２）から、翼植込み部蒸気入口側１Ａの最狭部Ｓ１Ａに作用する応力と、翼植込み部蒸気出口側１ＢのＳ１Ｂに作用する応力とを等しくさせるには、距離ＴａとＴｂとの関係は次式を満たすことが必要である。
【００３８】
【数５】
Ｔａ／Ｔｂ＝Ｆ１Ａ／Ｆ１Ｂ＞１ ……（３）
【００３９】
このように、本実施形態は、翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール１１のホイール植込み部重心中心線Ｃ２とは従来のままとし翼植込み部１３における翼植込み部蒸気入口側１Ａの最狭部Ｓ１Ａの厚みＴａと翼植込み部蒸気出口側１Ｂの最狭部Ｓ１Ｂの厚みＴｂとの関係式をＴａ／Ｔｂ＞１の範囲に設定して応力を均等にしたので、従来、翼植込み部１３の応力の高い側（一般に蒸気入口側）で制限されていた翼の設計が、さらに高い応力（遠心力）が生じる新しい翼の採用も可能になり、長翼化への対応も十分可能である。また同じ翼であれば、翼植込み部１３の強度を低く設計、例えば低強度の材料の採用や、最狭部を薄く設計することが可能になるもので、軽量化、低コスト化が実現できる。
【００４０】
図３は、本発明に係るタービン動翼に適用する翼植込み部の実施形態を示す概念図である。
【００４１】
一般に、タービン動翼は、前述したように、蒸気入口側の方が蒸気出口側よりもより大きな遠心力が負荷されるためホイール植込み部（図示せず）に装着する翼植込み部１３における翼植込み部蒸気入口側フック１Ａｈの付け根円弧Ｒａｈの方が翼植込み部蒸気出口側フック１Ｂｈの付け根円弧Ｒｂｈより片当りになり易く、応力集中が発生し、亀裂発生要因の一つになっていた。
【００４２】
本実施形態は、このような点に着目したもので、翼植込み部蒸気入口側フック１Ａｈの付け根円弧Ｒａｈの曲率半径を、翼植込み部蒸気出口側フック１Ｂｈの付け根円弧Ｒｂｈの曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００４３】
このように、本実施形態は、翼植込み部蒸気入口側フック１Ａｈの付け根円弧Ｒａｈの曲率半径を、翼植込み部蒸気出口側フック１Ｂｈの付け根円弧Ｒｂｈの曲率半径よりも大きく設定して応力集中の影響を低くさせるので、翼植込み部の局所応力を低くさせて安定運転を行わせることができる。
【００４４】
図４は、本発明に係るタービン動翼に適用するホイール植え込み部の実施形態を示す概念図である。
【００４５】
従来、タービン動翼は、上述と同様に、遠心力等により翼植込み部（図示せず）を装着するホイール植込み部１６におけるホイール植込み部蒸気入口側フック１ＳＡの付け根円弧Ｓａｈの方がホイール植込み部蒸気出口側フック１ＳＢの付け根円弧Ｓｂｈより片当りになり易く、集中応力が発生し、亀裂発生の要因になっていた。
【００４６】
本実施形態は、この点を考慮したもので、ホイール植込み部蒸気入口側フック１ＳＡの付け根円弧Ｓａｈの曲率半径を、ホイール植込み部蒸気出口側フック１ＳＢの付け根円弧Ｓｂｈの曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００４７】
このように、本実施形態は、ホイール植込み部蒸気入口側フック１ＳＡの付け根円弧Ｓａｈの曲率半径を、ホイール植込み部蒸気出口側フック１ＳＢの付け根円弧Ｓｂｈの曲率半径よりも大きく設定して応力集中の影響を低くさせるので、ホイール植込み部１６の局所応力を低くさせて安定運転を行わせることができる。
【００４８】
【発明の効果】
以上の説明のとおり、本発明に係るタービン動翼は、運転中に発生する遠心力等を均等に受け持つ手段を翼植込み部およびホイール植込み部のそれぞれに設けたので、従来、翼植込み部の応力の高い側（一般に蒸気入口側）で制限されていた翼の設計が、さらに高い応力（遠心力）が生じる新しい翼の採用も可能になり、長翼化への対応も十分可能である。また同じ翼であれば、翼植込み部の強度を低く設計、例えば低強度の材料の採用や、最狭部を薄く設計することが可能になるもので、軽量化、低コスト化が実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るタービン動翼の第１実施形態を示す一部切欠き概念図。
【図２】本発明に係るタービン動翼の第２実施形態を示す一部切欠き概念図。
【図３】本発明に係るタービン動翼に適用する翼植え込み部の実施形態を示す概念図。
【図４】本発明に係るタービン動翼に適用するホイール植え込み部の実施形態を示す概念図。
【図５】従来のタービン動翼を示す一部切欠き概念図。
【図６】図５のＡ−Ａ矢視方向から切断した切断断面図。
【符号の説明】
１ タービン動翼
２ タービンロータ
２ａ ホイール
３ 翼植込み部
４ 翼有効部
５ 翼先端連結部
６ ホイール植込み部
６ａ フック部
７ 前縁
８ 後縁
９ 翼横断面
１０ タービン動翼
１１ ホイール
１２ 翼有効部
１３ 翼植込み部
１４ タービンロータ
１５ フック部
１６ ホイール植込み部
１７ 前縁
１８ 後縁
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービン動翼に係り、特に、翼植込み部の応力の低減化を図ったタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
軸流タービンは、タービンロータ（タービン軸）の周方向にタービン動翼を多数植設するとともにタービンノズルとタービン動翼とを１組として１段のタービン段落を構成し、このタービン段落をタービンロータの軸方向に向って複数段配置する構成になっている。
【０００３】
このような構成の軸流タービンは、高出力化に適しているので、実用機として数多く発電プラント等に適用されている。
【０００４】
ところで、流体に蒸気を用いた軸流タービンでは、大容量化に伴って蒸気の圧力、温度がより高圧化、高温化し、運転中、タービン動翼に作用する種々の力によりますます厳しさを増している。これらの力は、遠心応力、熱応力、曲げ応力およびねじり応力としてタービン動翼に生じ、強度の低下、ひいては長翼化に基づく高出力化を阻害する要因の一つにもなっている。
【０００５】
したがって、タービン動翼に作用する応力の低減は、長翼化に基づく高出力化を前進させる重要な設計課題の一つになっている。
【０００６】
タービン動翼では、一般に設計時の応力を評価する際の領域区分として、翼植込み部、翼有効部（蒸気通路部）、翼先端連結構造部に分けられている。さらに、翼植込み部の構造には、鞍形、クリスマスツリー形、Ｔ形およびフォーク形などが用いられている。この中でも、鞍形の翼植え込み部は、加工および組立が比較的容易になるのでタービン段落に数多く適用されている。具体的な構造として図５に示す。
【０００７】
図５は、１本のタービン動翼１を取り出し、タービンロータ２から一体削り出しにして形成したもので、ホイール２ａの周方向から見ており、斜線で示す部分がホイール２ａの断面形状である。
【０００８】
タービン動翼１は、ホイール２ａに植設される翼植え込み部３、蒸気の通路となる翼有効部４、隣接するタービン動翼と連結される翼先端連結部５を備えている。
【０００９】
また、図中、翼先端連結部５は、テノン５ａを一例として示しているが、インテグラルカバーやスナッバカバーを使用する場合もある。
【００１０】
一方、タービン動翼１を植設するホイール２ａは、フック部６ａを頂部から底部に向って末広がり状に形成するホイール植込み部６を備え、このホイール植込み部６に跨ぐようにタービン動翼１の翼植込み部３を装着させている。そして、翼植込み部３をホイール植込み部６の欠き部（図示せず）から挿通し、タービンロータ２の周方向に沿って移動させた後、ホイール植込み部６に装着させる。この種の構造を鞍形の翼植込み部と称している。なお、符号１Ａは、蒸気ＳＴの流れ方向に臨む翼植込み部蒸気入口側を、また符号１Ｂは、蒸気ＳＴの出口方向に向う翼植込み部蒸気出口側をそれぞれ示す。
【００１１】
このように、従来のタービン動翼は、運転中に発生する各種力を翼植込み部３とホイール植込み部６とで支持していた。
【００１２】
【発明が解決しようとする課題】
図５に示した従来のタービン動翼１は、翼有効部４の重心を通る翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部６の重心を通るホイール植込み部重心中心線Ｃ２とを特に意識することなく設計を行っていた。すなわち、一般的にタービン動翼１は、その翼根元部の一部を抜き出して断面であらわすと、図６に示すように、翼横断面９の翼軸方向幅をＷとし、翼有効部中心線Ｃ１から前縁７までの距離をＸｉ、翼有効部中心線Ｃ１から後縁８までの距離をＸｏとするとき、翼有効部中心線Ｃ１から前縁７までの距離Ｘｉと翼有効部中心線Ｃ１から後縁８までの距離Ｘｏとが、Ｘｉ＜Ｘｏの関係になっている。これは、同一の翼においても前縁７側の翼厚と後縁８側の翼厚とが異なっていることに起因している。このため、運転中、翼有効部４に発生する遠心力Ｆ２を基に翼植込み部蒸気入口側１Ａおよび翼植込み部蒸気出口側１Ｂのそれぞれに発生する遠心分力Ｆ１Ａ，Ｆ１Ｂは次式で表わすことができる。
【００１３】
【数２】
（１）式と（２）式およびＸｉ＜Ｘｏの関係を用いると、翼植込み部蒸気入口側１Ａに発生する遠心分力Ｆ１Ａと翼植込み部蒸気出口側１Ｂに発生する遠心分力Ｆ１Ｂとを較べると、翼植込み部蒸気入口側１Ａの方が翼植込み部蒸気出口側１ＢよりもＦ１Ａ＞Ｆ１Ｂと大きくなっている。さらに、運転中、翼有効部４に蒸気ＳＴによる噴流力Ｆｓ等が加わると、その差はますます拡がる。
【００１５】
このように、従来のタービン動翼は、翼植込み部３を鞍形にした場合、翼植込み部蒸気入口側１Ａの方が翼植込み部蒸気出口側１Ｂに較べて厳しい条件にさらされている。もっとも、現行の設計は、安全係数を比較的高く採っているので、遠心分力Ｆ１Ａ，Ｆ１Ｂのアンバランスに基づく不具合・不都合が発生しているわけではない。
【００１６】
しかし、蒸気の圧力、温度をより一層高くし、高出力化を志向すると、タービン動翼１を長翼化する必要がある。しかし、このとき、翼植込み部蒸気入口側１Ａの遠心分力Ｆ１Ａと翼植込み部蒸気出口側１Ｂの遠心分力Ｆ１Ｂを均等にしておかないと、強度保証の観点から長翼化に限界が生じ、目標とする高出力が得られないこととなり、何らかの新たな改善が求められていた。
【００１７】
本発明は、このような事情に基づいてなされたもので、翼有効部の重心中心線とホイール植込み部重心中心線とが一致するように改善を加えてより長翼化にも耐え得る強度を確保したタービン動翼を提供することを目的とする。
【００１８】
また、本発明による別の目的は、翼植込み部蒸気入口側と翼植込み部蒸気出口側のそれぞれの遠心力の分担を従来のままにして、受圧面積を調整することにより発生する応力を均等にし、強度を確保したタービン動翼を提供することにある。
【００１９】
【課題を解決するための手段】
本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項１に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼有効部の翼横断面の重心を翼長手方向に順次結んだ翼有効部重心中心線と前記ホイール植込み部の重心を通るラジアル線であるホイール植込み部重心中心線とを一致させたものである。
【００２０】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項２に記載したように、前記翼有効部の下端部と前記翼植込み部の頂部との間に、周方向から見て蒸気出口側への段差部が形成されたものである。
【００２１】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項３に記載したように、周方向から見て、前記段差部は滑らかな曲線で形成されてなるものである。
【００２２】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項４に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気入口側の周方向から見た最狭部の厚みをＴａとし、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気出口側の周方向から見た最狭部の厚みをＴｂとすると、厚み比Ｔａ／Ｔｂを
【数３】
Ｔａ／Ｔｂ＞１
の範囲に設定したものである。
【００２３】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項５に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気入口側フックの付け根円弧の曲率半径を、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気出口側フックの付け根円弧の曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００２４】
また、本発明に係るタービン動翼は、上述の目的を達成するために、請求項６に記載したように、翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記ホイール植込み部におけるホイール植込み部蒸気入口側フックの付け根円弧の曲率半径を、前記ホイール植込み部におけるホイール植込み部蒸気出口側フックの付け根円弧の曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００２５】
【発明の実施の形態】
以下、本発明に係るタービン動翼の実施形態を図面および図面に付した符号を引用して説明する。
【００２６】
図１は、１本のタービン動翼１０を取り出し、ホイール１１の周方向から見た本発明に係るタービン動翼１０の第１実施形態を示す一部切欠き概念図である。
【００２７】
本実施形態に係るタービン動翼１０は、蒸気の通路となる翼有効部１２とホイール１１に植設される翼植込み部１３とを備えるとともに、翼植込み部１３をホイール１１に跨がせる、いわゆる鞍形の翼植込み部に形成している。そして、翼植込み部１３は、ホイール１１の一部を切欠いた空間部分（図示せず）に挿通し、ここからホイール１１の周方向に沿って移動させた後装着するようになっている。
【００２８】
一方、ホイール１１は、タービンロータ１４から一体に削り出してフック部１５とともに形成される。そして、このフック部１５は頂部から底部に向って凹凸部を設けて末広がり状に形成し、翼植込み部１３を装着させるべくホイール植込み部１６を備えている。
【００２９】
このような構成を備えたタービン動翼１０において、本実施形態では、翼有効部１２の翼横断面の重心を翼長手方向に順次結んだ翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部１６の重心を通るタービンロータ１４のラジアル線であるホイール植込み部中心線Ｃ２とを同一線上に一致させたものである。
【００３０】
すなわち、本実施形態は、翼植込み部は従来のまま、翼有効部１２のみを翼植込み部蒸気出口側に矢印Ｅに示すように移動して設置することにより、翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部重心中心線Ｃ２とを同一線上に一致させたものである。そして、その移動量は、翼有効部１２下端部と翼植込み部１３頂部との境界部に矢印Ｅ分だけ段差が生じるため、その部分での応力集中を避けるべく滑らかな曲線Ｒで形成する、その曲率半径に設定したものである。
【００３１】
そして、このように翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部重心中心線Ｃ２とを同一線上に一致させることにより、翼有効部１２の遠心力Ｆ２が、翼植込み部１３の蒸気入口側１Ａと蒸気出口側１Ｂに均等に、すなわち遠心分力Ｆ１Ａ＝遠心分力Ｆ２Ｂのように分布されることになる。したがって、翼植込み部１３蒸気入口側１Ａの最狭部（ネック部）Ｓ１Ａに働く応力と翼植込み部１３蒸気入口側１Ｂの最狭部（ネック部）Ｓ１Ｂに働く応力とは等しくなる。
【００３２】
このことは、従来、翼植込み部１３の応力の高い側（一般に蒸気入口側）で制限されていた翼の設計が、さらに高い応力（遠心力）が生じる新しい翼の採用も可能になることを示すもので、より長翼化への対応も十分可能である。また同じ翼であれば、翼植込み部１３の強度を低く設計、例えば低強度の材料の採用や、最狭部を薄く設計することが可能になるもので、軽量化、低コスト化を可能とする。
【００３３】
図２は、本発明に係るタービン動翼の第２実施形態を示す一部切欠き概念図である。
【００３４】
本実施形態に係るタービン動翼は、翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール植込み部重心中心線Ｃ２とは従来どおりのままにし、翼植え込み部蒸気入口側１Ａに作用する遠心分力Ｆ１Ａに基づく最狭部Ｓ１Ａの応力と翼植込み部蒸気出口側１Ｂに作用する遠心分力Ｆ１Ｂに基づく最狭部Ｓ１Ｂの応力とを均等にさせるために一般的に応力が高くなる翼植込み部１３の最狭部Ｓ１Ａを一点鎖線Ｑで示す翼植込み部蒸気入口側１Ａから蒸気上流側に向って延長させ、広くしたものである。
【００３５】
今、翼植込み部１３において、翼全体に作用する遠心力をＦ２、翼植込み部蒸気入口側１Ａの最狭部Ｓ１Ａの厚みをＴａ、翼植込み部蒸気出口側１Ｂの最狭部Ｓ１Ｂの厚みをＴｂ、翼有効部１２の蒸気流方向の幅をＷ、翼有効部１２の重心を通る翼有効部重心中心線Ｃ１から前縁１７までの距離をＸｉ、翼有効部重心中心線Ｃ１から後縁１８までの距離をＸｏとすると、各最狭部Ｓ１Ａ，Ｓ１Ｂに作用する遠心分力Ｆ１Ａ，Ｆ１Ｂは次式で与えられる。
【００３６】
【数４】
上式（１），（２）から、翼植込み部蒸気入口側１Ａの最狭部Ｓ１Ａに作用する応力と、翼植込み部蒸気出口側１ＢのＳ１Ｂに作用する応力とを等しくさせるには、距離ＴａとＴｂとの関係は次式を満たすことが必要である。
【００３８】
【数５】
Ｔａ／Ｔｂ＝Ｆ１Ａ／Ｆ１Ｂ＞１ ……（３）
【００３９】
このように、本実施形態は、翼有効部重心中心線Ｃ１とホイール１１のホイール植込み部重心中心線Ｃ２とは従来のままとし翼植込み部１３における翼植込み部蒸気入口側１Ａの最狭部Ｓ１Ａの厚みＴａと翼植込み部蒸気出口側１Ｂの最狭部Ｓ１Ｂの厚みＴｂとの関係式をＴａ／Ｔｂ＞１の範囲に設定して応力を均等にしたので、従来、翼植込み部１３の応力の高い側（一般に蒸気入口側）で制限されていた翼の設計が、さらに高い応力（遠心力）が生じる新しい翼の採用も可能になり、長翼化への対応も十分可能である。また同じ翼であれば、翼植込み部１３の強度を低く設計、例えば低強度の材料の採用や、最狭部を薄く設計することが可能になるもので、軽量化、低コスト化が実現できる。
【００４０】
図３は、本発明に係るタービン動翼に適用する翼植込み部の実施形態を示す概念図である。
【００４１】
一般に、タービン動翼は、前述したように、蒸気入口側の方が蒸気出口側よりもより大きな遠心力が負荷されるためホイール植込み部（図示せず）に装着する翼植込み部１３における翼植込み部蒸気入口側フック１Ａｈの付け根円弧Ｒａｈの方が翼植込み部蒸気出口側フック１Ｂｈの付け根円弧Ｒｂｈより片当りになり易く、応力集中が発生し、亀裂発生要因の一つになっていた。
【００４２】
本実施形態は、このような点に着目したもので、翼植込み部蒸気入口側フック１Ａｈの付け根円弧Ｒａｈの曲率半径を、翼植込み部蒸気出口側フック１Ｂｈの付け根円弧Ｒｂｈの曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００４３】
このように、本実施形態は、翼植込み部蒸気入口側フック１Ａｈの付け根円弧Ｒａｈの曲率半径を、翼植込み部蒸気出口側フック１Ｂｈの付け根円弧Ｒｂｈの曲率半径よりも大きく設定して応力集中の影響を低くさせるので、翼植込み部の局所応力を低くさせて安定運転を行わせることができる。
【００４４】
図４は、本発明に係るタービン動翼に適用するホイール植え込み部の実施形態を示す概念図である。
【００４５】
従来、タービン動翼は、上述と同様に、遠心力等により翼植込み部（図示せず）を装着するホイール植込み部１６におけるホイール植込み部蒸気入口側フック１ＳＡの付け根円弧Ｓａｈの方がホイール植込み部蒸気出口側フック１ＳＢの付け根円弧Ｓｂｈより片当りになり易く、集中応力が発生し、亀裂発生の要因になっていた。
【００４６】
本実施形態は、この点を考慮したもので、ホイール植込み部蒸気入口側フック１ＳＡの付け根円弧Ｓａｈの曲率半径を、ホイール植込み部蒸気出口側フック１ＳＢの付け根円弧Ｓｂｈの曲率半径よりも大きく設定したものである。
【００４７】
このように、本実施形態は、ホイール植込み部蒸気入口側フック１ＳＡの付け根円弧Ｓａｈの曲率半径を、ホイール植込み部蒸気出口側フック１ＳＢの付け根円弧Ｓｂｈの曲率半径よりも大きく設定して応力集中の影響を低くさせるので、ホイール植込み部１６の局所応力を低くさせて安定運転を行わせることができる。
【００４８】
【発明の効果】
以上の説明のとおり、本発明に係るタービン動翼は、運転中に発生する遠心力等を均等に受け持つ手段を翼植込み部およびホイール植込み部のそれぞれに設けたので、従来、翼植込み部の応力の高い側（一般に蒸気入口側）で制限されていた翼の設計が、さらに高い応力（遠心力）が生じる新しい翼の採用も可能になり、長翼化への対応も十分可能である。また同じ翼であれば、翼植込み部の強度を低く設計、例えば低強度の材料の採用や、最狭部を薄く設計することが可能になるもので、軽量化、低コスト化が実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るタービン動翼の第１実施形態を示す一部切欠き概念図。
【図２】本発明に係るタービン動翼の第２実施形態を示す一部切欠き概念図。
【図３】本発明に係るタービン動翼に適用する翼植え込み部の実施形態を示す概念図。
【図４】本発明に係るタービン動翼に適用するホイール植え込み部の実施形態を示す概念図。
【図５】従来のタービン動翼を示す一部切欠き概念図。
【図６】図５のＡ−Ａ矢視方向から切断した切断断面図。
【符号の説明】
１ タービン動翼
２ タービンロータ
２ａ ホイール
３ 翼植込み部
４ 翼有効部
５ 翼先端連結部
６ ホイール植込み部
６ａ フック部
７ 前縁
８ 後縁
９ 翼横断面
１０ タービン動翼
１１ ホイール
１２ 翼有効部
１３ 翼植込み部
１４ タービンロータ
１５ フック部
１６ ホイール植込み部
１７ 前縁
１８ 後縁
Claims (6)
- 翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼有効部の翼横断面の重心を翼長手方向に順次結んだ翼有効部重心中心線と前記ホイール植込み部の重心を通るラジアル線であるホイール植込み部重心中心線とを一致させたことを特徴とするタービン動翼。
- 前記翼有効部の下端部と前記翼植込み部の頂部との間に、周方向から見て蒸気出口側への段差部が形成されたことを特徴とする請求項１記載のタービン動翼。
- 周方向から見て、前記段差部は滑らかな曲線で形成されてなることを特徴とする請求項２記載のタービン動翼。
- 翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気入口側の周方向から見た最狭部の厚みをＴａとし、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気出口側の周方向から見た最狭部の厚みをＴｂとすると、厚み比Ｔａ／Ｔｂを
【数１】
Ｔａ／Ｔｂ＞１
の範囲に設定したことを特徴とするタービン動翼。 - 翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気入口側フックの付け根円弧の曲率半径を、前記翼植込み部における翼植込み部蒸気出口側フックの付け根円弧の曲率半径よりも大きく設定したことを特徴とするタービン動翼。
- 翼有効部、翼植込み部を備えるとともに、前記翼植込み部をタービンロータに設けられたホイールのホイール植込み部に跨って装着させたタービン動翼において、前記ホイール植込み部におけるホイール植込み部蒸気入口側フックの付け根円弧の曲率半径を、前記ホイール植込み部におけるホイール植込み部蒸気出口側フックの付け根円弧の曲率半径よりも大きく設定したことを特徴とするタービン動翼。
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