JP5999845B2 - Turbine rotor assembly, blade stop plate in turbine rotor assembly, and method of assembling blade stop plate - Google Patents

Turbine rotor assembly, blade stop plate in turbine rotor assembly, and method of assembling blade stop plate Download PDF

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Description

本発明は、タービンロータ組立体およびタービンロータ組立体における翼止板並びに翼止板の組付け方法に関する。   The present invention relates to a turbine rotor assembly, a blade stopper plate in the turbine rotor assembly, and a method of assembling the blade stopper plate.

例えば軸流タービンの運転時、ロータディスクの周方向に、ロータディスクに形成された軸方向溝に翼根を介して取り付けられた動翼群には、ロータディスクの回転に基づく遠心力や振動によって翼根を介して外力がかかる。そのために、動翼群は、翼根を介してロータディスクに形成された軸方向溝上をずれ動くことがあり、そのための対策として、翼根と軸方向溝との間に固定体（以下、翼止板）を配設している（例えば特許文献１）。   For example, during operation of an axial turbine, a moving blade group attached to an axial groove formed in the rotor disk via a blade root in the circumferential direction of the rotor disk is caused by centrifugal force or vibration based on the rotation of the rotor disk. External force is applied through the blade root. For this reason, the rotor blade group may move on the axial groove formed in the rotor disk via the blade root, and as a countermeasure therefor, a fixed body (hereinafter referred to as the blade blade) is disposed between the blade root and the axial groove. (Stop plate) is disposed (for example, Patent Document 1).

ここでの翼止板は、軸方向溝内に嵌合される基礎部分と軸方向溝を越えて突出する端部領域を有し、下流側と上流側に位置する端部領域が、翼根と軸方向溝との嵌合部位を背後から把持するように折り曲げられている。そして、さらに、下流側と上流側に位置する端部領域は、それぞれ両外側に配置される翼担体の端面が対向配置され、端部領域を広げることを回避するために、ストッパが配設されている。
すなわち、特許文献１では、翼担体と一体的に形成されている固定要素は、翼止板の第１の端部領域に軸方向に隣接するように配設されており、かつこの翼止板のために軸方向のストッパを構成する。また、翼止板の第１の端部領域は、ストッパと翼担体との間の周方向溝内に位置することになる。ストッパによって、翼止板が生じる力によって軸方向にその位置からずらされるか、端部領域が広げられてしまうことが回避され、これにより、翼根及びこの翼根により動翼は、その正確な位置を保たれるとしている。 The blade stop plate here has a base portion fitted in the axial groove and an end region protruding beyond the axial groove, and the end regions located on the downstream side and the upstream side are the blade roots. And the axial groove are bent so as to grip from behind. Further, in the end regions located on the downstream side and the upstream side, the end surfaces of the blade carriers disposed on both outer sides are opposed to each other, and a stopper is provided to avoid widening the end region. ing.
That is, in Patent Document 1, the fixing element formed integrally with the blade carrier is disposed adjacent to the first end region of the blade stopper plate in the axial direction, and the blade stopper plate. For this purpose, an axial stopper is constructed. In addition, the first end region of the blade stop plate is located in the circumferential groove between the stopper and the blade carrier. The stopper prevents the blade stop plate from being axially displaced from its position or widening the end region, so that the blade root and the blade root make it possible to The position is supposed to be kept.

一方、特許文献２では、動翼を隙間のない状態で保持し、且つ、分解、組立の際に部品を繰り返して使用できるようにするために、動翼根底部とディスクにまたがって軸方向穴を穿設し、軸方向穴径よりも大径の頭を有し先端部にねじが切られたねじ穴を有する翼止ピンを軸方向穴に挿入し、穴径より大径の頭を有するねじを翼止ピンのねじ穴に螺合するようにしている。   On the other hand, in Patent Document 2, in order to hold the moving blade without a gap and to be able to repeatedly use the components during disassembly and assembly, the axial hole extends across the bottom of the moving blade and the disk. A blade stop pin having a head with a diameter larger than the axial hole diameter and having a screw hole threaded at the tip is inserted into the axial hole, and has a head larger than the hole diameter. The screw is screwed into the screw hole of the blade stop pin.

特許第４３１５８０１号公報Japanese Patent No. 4315801 実開平５−１４５０１号公報Japanese Utility Model Laid-Open No. 5-14501

しかしながら、特許文献１では、翼止板の端部領域に対して、さらに外側に両外側に配置される翼担体の端面が対向配置され、端部領域が広がることを回避するために、ストッパが配設されるという構造であるから、構造が複雑化することは否めない。
また、特許文献２では、動翼を隙間のない状態で保持し、且つ、分解、組立の際に部品を繰り返して使用できるようにする構造であるから、動翼の分解、組み立てに大変な手間がかかる問題がある。しかも、特許文献２では、ディスクの径方向に対する動翼の動きを防止するために、ディスクの軸方向に穿設した軸方向穴に翼止めピンを挿入し、かかる翼止めピンが脱落しないように翼止めピンの挿入方向の反対側から、ねじで締めて固定している。そのため、繰り返し動翼に対してディスク軸方向にかかる外力を、翼止めピンの挿入方向の反対側からねじ止めした、ねじの頭で受ける構造であるから、ねじの頭に負荷が集中し、ねじの消耗が早まるおそれがあり、翼止め効果の低下が懸念され、頻繁に点検を行う必要性が出てくる。
本発明は、以上のような課題を解決するために提案されたものであって、より簡単な構造で、動翼をその位置に保持できるようにした、タービンロータ組立体およびタービンロータ組立体における翼止板並びに翼止板の組付け方法を提供することを目的とする。 However, in Patent Document 1, in order to avoid that the end surface of the blade carrier disposed on both outer sides is opposed to the end region of the blade stop plate and the end region is widened, a stopper is provided. Since the structure is arranged, it cannot be denied that the structure becomes complicated.
Further, in Patent Document 2, since the structure is such that the moving blade is held without a gap and the parts can be used repeatedly during disassembly and assembly, it takes a lot of trouble to disassemble and assemble the moving blade. There is a problem that takes. Moreover, in Patent Document 2, in order to prevent the movement of the rotor blade in the radial direction of the disk, a blade stopper pin is inserted into an axial hole formed in the axial direction of the disk so that the blade stopper pin does not fall off. From the opposite side of the insertion direction of the wing stop pin, it is fastened with screws. For this reason, the external force applied to the rotor blades repeatedly in the disk axial direction is received by the screw head, which is screwed from the opposite side of the blade stop pin insertion direction. There is a risk that the exhaustion of the air will be accelerated, and there is a concern that the wing stop effect will be reduced, and it will be necessary to perform frequent inspections.
The present invention has been proposed to solve the above-described problems, and is provided in a turbine rotor assembly and a turbine rotor assembly that can hold a moving blade in its position with a simpler structure. It is an object of the present invention to provide a blade stopper plate and a method for assembling the blade stopper plate.

上記した課題を解決するために、タービンロータ組立体に係る第１の発明は、ロータディスクと、ロータディスクの外周に形成される複数の軸方向溝と、軸方向溝内にロータディスクの周方向に沿って、翼止板を介して植設してなる動翼群と、を具備するタービンロータ組立体であって、翼止板は、軸方向溝内に嵌合する基部と、基部の両端にあって、軸方向溝から軸方向に突出した端部には、ロータディスクの径方向に折り曲げられてロータディスクの軸方向端面に当接する折り曲げ部を有し、両端の少なくとも一方の折り曲げ部は、半径方向の外側と内側とに指向して軸方向端面に突出される内外折り曲げ部を備えている、ことを特徴とする。   In order to solve the above-described problems, a first invention related to a turbine rotor assembly includes a rotor disk, a plurality of axial grooves formed on an outer periphery of the rotor disk, and a circumferential direction of the rotor disk in the axial groove. A turbine rotor assembly comprising a blade group that is implanted through a blade stop plate, wherein the blade stop plate includes a base portion that fits into the axial groove, and both ends of the base portion. The end portion protruding in the axial direction from the axial groove has a bent portion that is bent in the radial direction of the rotor disk and abuts against the axial end surface of the rotor disk, and at least one bent portion at both ends is Further, it is characterized in that an inner / outer bent portion that protrudes toward the axial end surface is provided so as to be directed outward and inward in the radial direction.

これにより、翼止板の、軸方向溝から軸方向に突出した端部のうち、ロータディスクの径方向に折り曲げられてロータディスクの軸方向端面に当接する折り曲げ部の一方の折り曲げ部が、半径方向の外側と内側との両方に突出される内外折り曲げ部を備えているため、動翼群に対して生じる力によって軸方向に動翼群がその位置からずらされるか、翼止板の端部領域が広げられてしまうことが回避され、これにより、翼根及びこの翼根により動翼は、その正確な位置が保たれる。   As a result, of the end portions of the blade stop plate that protrude in the axial direction from the axial groove, one of the bent portions that are bent in the radial direction of the rotor disk and come into contact with the axial end surface of the rotor disk is Since the inner and outer bent portions project both outward and inward in the direction, the blade group is displaced from its position in the axial direction by the force generated against the blade group, or the end of the blade stop plate It is avoided that the area is expanded, so that the blade root and the blade are kept in their exact position by this blade root.

また、本発明の一実施形態では、内外折り曲げ部は、少なくとも動翼群を通過させる作動流体の下流側に配置されている、ことを特徴とする。   Moreover, in one Embodiment of this invention, the inner / outer bending part is arrange | positioned in the downstream of the working fluid which passes a moving blade group at least, It is characterized by the above-mentioned.

これにより、動翼群が作動流体により及ぼされる外力により、より影響を受ける下流側に内外折り曲げ部を配置することによって、動翼群が軸方向にその位置からずらされるか、翼止板の端部領域が広げられてしまうことが回避される。   Accordingly, by disposing the inner and outer bent portions on the downstream side, which is more affected by the external force exerted by the working fluid on the moving blade group, the moving blade group is shifted from its position in the axial direction or the end of the blade stop plate. It is avoided that the partial area is expanded.

また、本発明の一実施形態では、内外折り曲げ部の径方向外側折り曲げ部は回転軸方向視において略方形状に形成され、径方向内側折り曲げ部は、外側折り曲げ部から内側に向けて突出する突出部が形成されている、ことを特徴とする。   In one embodiment of the present invention, the radially outer bent portion of the inner and outer bent portions is formed in a substantially square shape when viewed in the rotational axis direction, and the radially inner bent portion protrudes inward from the outer bent portion. A portion is formed.

これにより、内外折り曲げ部の外側折り曲げ部と、内側折り曲げ部とが、ロータディスクの軸方向端面に当接した状態となり、より広い面積で、動翼にかかるずれ力に対抗することができ、好適に動翼を支えることができる。   As a result, the outer bent portion and the inner bent portion of the inner and outer bent portions are in contact with the axial end surface of the rotor disk, which can counter the displacement force applied to the moving blades in a wider area. Can support the rotor blades.

また、タービンロータ組立体における翼止板に係る第２の発明は、ロータディスクと、ロータディスクの外周に形成される複数の軸方向溝と、軸方向溝内にロータディスクの周方向に沿って、翼止板を介して植設してなる動翼群と、を具備するタービンロータ組立体において、動翼群を翼根を介してロータディスクに固定するタービンロータ組立体における翼止板であって、軸方向溝内に嵌合する基部と、基部の両端にあって、軸方向溝から突出する端部と、端部のうち、少なくとも一方の端部は、端部と基部との境界位置から基部内側への突出部を備えた、ことを特徴とする。   The second invention related to the blade stop plate in the turbine rotor assembly includes a rotor disk, a plurality of axial grooves formed on the outer periphery of the rotor disk, and the circumferential direction of the rotor disk in the axial groove. A blade rotor plate that is fixed to a rotor disk via a blade root. A base portion that fits into the axial groove, an end portion that protrudes from the axial groove at both ends of the base portion, and at least one of the end portions is a boundary position between the end portion and the base portion It is characterized by having a projecting portion from the base to the inside of the base.

これにより、翼止板の軸方向溝から突出する端部のうちの、少なくとも一方の端部に、前記端部と前記基部との境界位置から前記基部内側への突出部が設けられることで、動翼の軸方向への外力に対して十分に維持することができる。   Thereby, at least one of the end portions protruding from the axial groove of the blade stop plate is provided with a protruding portion from the boundary position between the end portion and the base portion to the inside of the base portion. It can be sufficiently maintained against the external force in the axial direction of the rotor blade.

さらに、タービンロータ組立体における翼止板の組付け方法に係る第３の発明は、本発明の一実施形態では、請求項１に記載のタービンロータ組立体を組み立てるに当たり、基部の端部を、半径方向の外側に折り曲げることで外側と内側とに突出する内外折り曲げ部を形成する第１工程と、翼止板における基部を軸方向溝内に、上方から嵌め込む第２工程と、動翼の翼根を軸方向溝に他方の端部側から装入する第３工程と、他方の端部を折り曲げて翼根を介して動翼を固定する第４工程と、を具備する、ことを特徴とする。   Further, according to a third aspect of the present invention relating to a method for assembling the blade stop plate in the turbine rotor assembly, in assembling the turbine rotor assembly according to claim 1, an end portion of the base portion is provided in one embodiment of the present invention. A first step of forming inner and outer bent portions protruding outward and inward by bending outward in the radial direction; a second step of fitting the base portion of the blade stop plate into the axial groove from above; And a third step of inserting the blade root into the axial groove from the other end side, and a fourth step of bending the other end portion and fixing the moving blade via the blade root. And

これにより、容易に動翼を軸方向溝に組付け固定することができ、タービンロータ組立体を容易に製造することができる。   Thereby, a moving blade can be easily assembled and fixed to an axial direction groove | channel, and a turbine rotor assembly can be manufactured easily.

第１の発明によれば、翼止板の、軸方向溝から軸方向に突出した端部のうち、ロータディスクの径方向に折り曲げられてロータディスクの軸方向端面に当接する折り曲げ部の一方の折り曲げ部が、半径方向の外側と内側との両方に突出される内外折り曲げ部を備えているため、動翼群が生じる力によって軸方向にその位置からずらされるか、翼止板の端部領域が広げられてしまうことが回避され、これにより、翼根及びこの翼根により動翼は、その正確な位置が保たれる。
また、第２の発明によれば、動翼の軸方向への外力に対して動翼を十分に維持することができる翼止板が得られる。
また、第３の発明によれば、簡単に動翼を軸方向溝に組付け固定することができ、タービンロータ組立体を容易に製造することができる。 According to the first invention, of the end portions of the blade stop plate that protrude in the axial direction from the axial groove, one of the bent portions that are bent in the radial direction of the rotor disk and contact the axial end surface of the rotor disk. Since the bent portion has inner and outer bent portions that protrude both radially outward and inwardly, it is displaced from its position in the axial direction by the force generated by the blade group, or the end region of the blade stop plate Is prevented from spreading out, so that the blade root and the blade are kept in their exact position by the blade root.
Further, according to the second aspect of the invention, a blade stop plate that can sufficiently maintain the moving blade against the external force in the axial direction of the moving blade is obtained.
Further, according to the third invention, the rotor blade can be easily assembled and fixed in the axial groove, and the turbine rotor assembly can be easily manufactured.

本発明にかかるタービンロータ組立体の第１実施形態を示す、一部外観斜視図である。1 is a partially external perspective view showing a first embodiment of a turbine rotor assembly according to the present invention. 図１に示すタービンロータ組立体に用いられる本実施形態にかかる翼止板の一例を示した平面図である。It is the top view which showed an example of the blade stop plate concerning this embodiment used for the turbine rotor assembly shown in FIG. 本発明にかかるタービンロータ組立体の組み立て手順を説明するための概略的斜視図である。It is a schematic perspective view for demonstrating the assembly procedure of the turbine rotor assembly concerning this invention. 図３に示すロータディスクに翼止板の組付け後に、動翼を組み付ける手順を示した、模式図である。FIG. 4 is a schematic diagram showing a procedure for assembling a moving blade after assembling a blade stop plate to the rotor disk shown in FIG. 3. 動翼を組付けた状態を示す、模式図である。It is a schematic diagram which shows the state which assembled | attached the moving blade. 動翼を翼止板の端部を折り曲げて固定する状態を示す、模式図である。It is a schematic diagram which shows the state which bends and fixes the moving blade to the edge part of a blade stop plate. 第２実施形態にかかる翼止板の一例を示した平面図である。It is the top view which showed an example of the blade stop plate concerning 2nd Embodiment. 図７に示す翼止板の折り曲げ部の折り曲げ手順を示した、要部拡大図である。It is the principal part enlarged view which showed the bending procedure of the bending part of the blade stop plate shown in FIG. 図７に示す翼止板を用いて動翼をロータディスクに組付けた状態を示す、要部拡大斜視図である。It is a principal part expansion perspective view which shows the state which attached the rotor blade to the rotor disk using the blade stop plate shown in FIG.

以下、本発明を図に示した実施例を用いて詳細に説明する。但し、この実施例に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは特に特定的な記載がない限り、この発明の範囲をそれのみに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。   Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the embodiments shown in the drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, and the like of the component parts described in this example are not intended to limit the scope of the present invention only to specific examples unless otherwise specified. Only.

（第１実施形態）
図１に、第１実施形態に係るタービンロータ組立体１を示す。タービンロータ組立体１は、例えば軸流タービンに搭載されるもので、ロータディスク２と、ロータディスク２の外周に形成される複数の軸方向溝３（図３参照）と、軸方向溝３内にロータディスク２の周方向に沿って、翼止板４を介して植設してなる動翼群５ｎと、を具備する。 (First embodiment)
FIG. 1 shows a turbine rotor assembly 1 according to the first embodiment. The turbine rotor assembly 1 is mounted on, for example, an axial turbine, and includes a rotor disk 2, a plurality of axial grooves 3 (see FIG. 3) formed on the outer periphery of the rotor disk 2, and an axial groove 3 And a moving blade group 5n planted through a blade stop plate 4 along the circumferential direction of the rotor disk 2.

ロータディスク２は、所定径の回転ディスクで軸流タービンの軸周りに回転する。かかるロータディスク２の外周には、軸方向に所定角度なすように形成された軸方向溝３が所定間隔ごとに全周に亘って設けられている。軸方向溝３は、ロータディスク２の軸方向の端面から見ると、Ｖ字状に多段的に掘り込まれた段差壁を有する溝で、底部からロータディスク２外周部に向けて拡開している。また、軸方向溝３は、ロータディスク２の軸方向に所定角度をもって貫通している。   The rotor disk 2 is a rotating disk having a predetermined diameter and rotates around the axis of the axial turbine. On the outer periphery of the rotor disk 2, axial grooves 3 formed so as to form a predetermined angle in the axial direction are provided over the entire periphery at predetermined intervals. When viewed from the axial end surface of the rotor disk 2, the axial groove 3 is a groove having a stepped wall that is dug in a multi-stage shape in a V shape and expands from the bottom toward the outer periphery of the rotor disk 2. Yes. The axial groove 3 passes through the rotor disk 2 in the axial direction at a predetermined angle.

動翼群５ｎは、個々の動翼５がロータディスク２の全周に亘って設けられた軸方向溝３に、それぞれ一定間隔ごとに列設される。動翼５は、実質的には、軸方向溝３に嵌合可能に形成された翼根５１と翼部台部５２と翼部５３とで構成される。翼根５１は、軸方向溝３に嵌合するように、段差状、且つ先細状に形成されている。   The moving blade group 5n is arranged in the axial groove 3 in which the individual moving blades 5 are provided over the entire circumference of the rotor disk 2 at regular intervals. The moving blade 5 is substantially composed of a blade root 51, a blade base 52, and a blade 53 formed so as to be able to fit in the axial groove 3. The blade root 51 is formed in a stepped shape and a tapered shape so as to fit into the axial groove 3.

そして、翼止板４は、図２に示すように薄い板厚の板体であり、軸方向溝３内、底部側の溝部に嵌合する基部４１と、基部４１の両端にあって、軸方向溝３から軸方向に突出した端部には、ロータディスク２の径方向、すなわち半径方向の外側に折り曲げられてロータディスク２の軸方向端面に当接する折り曲げ部４２、４２を有する。折り曲げ部４２、４２は、基部４１の幅寸法に比較して、基部４１の軸を横切る幅方向の寸法を大としている。
そしてかかる折り曲げ部４２、４２のうち、少なくとも一方の折り曲げ部４２には、折り曲げ部４２と基部４１との境の折り曲げ線を介して、半径方向の外側に折り曲げ部４２を折り曲げた際に、半径方向の外側と内側とに指向して突出される内外折り曲げ部である外折り曲げ部４２ｏと、内側に突出する突出部である、一対の内折り曲げ部４２ｉとを有している。 The blade stop plate 4 is a thin plate body as shown in FIG. 2, and has a base 41 fitted into the groove on the bottom side in the axial groove 3, and both ends of the base 41. End portions protruding in the axial direction from the directional groove 3 have bent portions 42, 42 that are bent outward in the radial direction of the rotor disk 2, that is, radially outward and abut against the axial end surface of the rotor disk 2. The bent parts 42, 42 have a width dimension that crosses the axis of the base 41 larger than the width of the base 41.
Of the bent portions 42, 42, at least one of the bent portions 42 has a radius when the bent portion 42 is bent outward in the radial direction via a bend line at the boundary between the bent portion 42 and the base portion 41. It has an outer bent portion 42o that is an inner and outer bent portion that protrudes toward the outer side and the inner side in the direction, and a pair of inner bent portions 42i that are protruding portions that protrude inward.

基部４１は、ロータディスク２に形成された軸方向溝３の軸方向の寸法と略同一寸法を有し、かかる基部４１と両端の折り曲げ部４２、４２とは、軸方向溝３の軸方向に対する形成角度と同一の角度に偏向している。   The base 41 has substantially the same dimension as the axial dimension of the axial groove 3 formed in the rotor disk 2, and the base 41 and the bent parts 42, 42 at both ends correspond to the axial direction of the axial groove 3. It is deflected to the same angle as the forming angle.

次に、以上のように構成されるタービンロータ組立体１について、組み立て手順、すなわち動翼５の組み付け手順について説明する。
図３に示すように、先ず、ロータディスク２に動翼５を組み付けるのに先立って、ロータディスク２の外周に列設された軸方向溝３に翼止板４を装着する。
翼止板４は、第１工程として各軸方向溝３に対して装着するために、基部４１の折り曲げ部４２、４２のうち、外折り曲げ部４２ｏと内折り曲げ部４２ｉとを備えた折り曲げ部４２を、折り曲げ部４２と基部４１との境の折り曲げ線を介して半径方向の外側に折り曲げる。このことにより、外折り曲げ部４２ｏは、半径方向の外側に突出し、内折り曲げ部４２ｉは半径方向の内側に突出する。 Next, an assembling procedure, that is, an assembling procedure of the moving blade 5 will be described for the turbine rotor assembly 1 configured as described above.
As shown in FIG. 3, first, prior to assembling the rotor blades 5 to the rotor disk 2, the blade stop plates 4 are attached to the axial grooves 3 arranged on the outer periphery of the rotor disk 2.
The wing stop plate 4 is attached to each axial groove 3 as a first step, and the bent portion 42 includes an outer bent portion 42o and an inner bent portion 42i among the bent portions 42, 42 of the base portion 41. Is bent outward in the radial direction via a fold line at the boundary between the bent portion 42 and the base portion 41. Thus, the outer bent portion 42o protrudes outward in the radial direction, and the inner bent portion 42i protrudes inward in the radial direction.

次いで、第２工程として、翼止板４における基部４１を軸方向溝３内に、上方から装入し、基部４１を嵌め込む。この場合、基部４１と軸方向溝３の長さ寸法は略同一であり、軸方向溝３はＶ字状に多段的に掘り込まれた段差壁を有する溝で構成されているので、基部４１の幅寸法と軸方向溝３の溝幅とが略同一の位置の軸方向溝３に基部４１を嵌合することができる。
また、軸方向溝３に基部４１を嵌合すると、折り曲げ部４２の外側折り曲げ部４２ｏと、一対の内側折り曲げ部４２ｉとが、ロータディスク２の軸方向端面に当接した状態となり、外側折り曲げ部４２ｏのみが当接するより広い面積で軸方向端面を支えることができ、動翼５にかかるずれ力に対抗して、好適に動翼５を支えることができる。なお、このとき、翼止板４におけるもう一方の折り曲げ部４２は、折り曲げられていない状態にある。 Next, as a second step, the base 41 of the blade stop plate 4 is inserted into the axial groove 3 from above, and the base 41 is fitted. In this case, the lengths of the base 41 and the axial groove 3 are substantially the same, and the axial groove 3 is constituted by a groove having a stepped wall that is dug into a V shape in a multistage manner. The base portion 41 can be fitted into the axial groove 3 at a position where the width dimension of the axial groove 3 and the groove width of the axial groove 3 are substantially the same.
Further, when the base portion 41 is fitted into the axial groove 3, the outer bent portion 42o of the bent portion 42 and the pair of inner bent portions 42i are in contact with the axial end surface of the rotor disk 2, and the outer bent portion The end face in the axial direction can be supported by a wider area where only 42o abuts, and the moving blade 5 can be supported favorably against the displacement force applied to the moving blade 5. At this time, the other bent portion 42 of the blade stop plate 4 is not bent.

次に、第３工程として、図４に示すように、動翼５の翼根５１を軸方向溝３に、翼止板４の折り曲げられていない方の端部側から装入する。これにより、翼根５１は、段差状に先細状に形成されている軸方向溝３に嵌合することができる（図５参照）。   Next, as a third step, as shown in FIG. 4, the blade root 51 of the blade 5 is inserted into the axial groove 3 from the end of the blade stop plate 4 that is not bent. Thereby, the blade root 51 can be fitted into the axial groove 3 formed in a stepped shape in a tapered shape (see FIG. 5).

そして、第４工程として、最終的に翼止板４の折り曲げられていない方の折り曲げ部４２を、径方向外側に折り曲げることで、動翼５の翼根５１と軸方向溝３との嵌合部位が翼止板４の双方の折り曲げ部４２、４２によって挟持された状態となり、少なくともロータディスク２の軸方向にかかる外力に対して、十分に耐えるものとなる（図６参照）。
特に、作動流体がタービン動翼群５ｎを上流側から下流側へ通過させることで、動翼５の翼部５３にかかる外力に対しては、下流側において、動翼５は、下流側での外側折り曲げ部４２ｏと、内側折り曲げ部４２ｉとが、ロータディスク２の軸方向端面に当接した状態であるので、外側折り曲げ部４２ｏのみが当接する場合より広い面積で、動翼５にかかるずれ力に対抗することができ、好適に動翼５を支えることができる。 Then, as a fourth step, the bent portion 42 of the blade stop plate 4 that is not bent is finally bent radially outward so that the blade root 51 of the blade 5 and the axial groove 3 are fitted. The portion is sandwiched between the bent portions 42 and 42 of the blade stop plate 4 and can sufficiently withstand the external force applied at least in the axial direction of the rotor disk 2 (see FIG. 6).
In particular, the working fluid passes through the turbine blade group 5n from the upstream side to the downstream side, so that the external force applied to the blade portion 53 of the rotor blade 5 is reduced on the downstream side. Since the outer bent portion 42o and the inner bent portion 42i are in contact with the axial end surface of the rotor disk 2, the displacement force applied to the rotor blade 5 with a larger area than when only the outer bent portion 42o is in contact. And the rotor blade 5 can be suitably supported.

（第２実施形態）
本発明は、第２実施形態によっても実施することができる。
第２実施形態では、図７に示すように、翼止板４は、軸方向溝３から軸方向に突出した端部のうち、第１実施形態のように一方の折り曲げ部４２だけが、半径方向の外側に突出する外折り曲げ部４２ｏと、半径方向の内側に突出する内折り曲げ部４２ｉとを有するだけでなく、他方の折り曲げ部、すなわち、ロータディスク２軸方向上流側にセットされる折り曲げ部４２は、外折り曲げ部４２ｏに、外折り曲げ部４２ｏの長手方向に突出される突出部である第２内折り曲げ部４２ｉ2を有している。 (Second Embodiment)
The present invention can also be implemented by the second embodiment.
In the second embodiment, as shown in FIG. 7, the blade retaining plate 4 has a radius of only one bent portion 42 as in the first embodiment out of the end portions protruding in the axial direction from the axial groove 3. In addition to the outer bent portion 42o protruding outward in the direction and the inner bent portion 42i protruding inward in the radial direction, the other bent portion, that is, the bent portion set on the upstream side in the two axial directions of the rotor disk. 42 has the 2nd inward bending part 42i2 which is a protrusion part protruded in the longitudinal direction of the outer bending part 42o in the outer bending part 42o.

かかる第２内折り曲げ部４２ｉ2は、動翼５の翼根５１を軸方向溝３に、翼止板４の折り曲げられていない方の端部側から装入して嵌合した後、第１実施形態における第４工程で実行される、最終的に翼止板４の折り曲げられていない方の折り曲げ部４２を、径方向外側に折り曲げた後、さらに、第２内折り曲げ部４２ｉ2を径方向内側に折り曲げることで（図８参照）、第２内折り曲げ部４２ｉ2は径方向内側に指向して突出する突出部として、ロータディスク２の軸方向端面に当接した状態となり、動翼５の翼根５１と軸方向溝３との嵌合部位が翼止板４の双方の折り曲げ部４２、４２によって挟持された状態となって、少なくともロータディスク２の軸方向にかかる外力に対して、さらにずれ止めの効果を高めるものとなる（図９参照）。   The second inner bent portion 42i2 is inserted into the axial groove 3 by inserting the blade root 51 of the moving blade 5 into the axial groove 3 from the end portion of the blade stop plate 4 that is not bent, and then the first embodiment. In the embodiment, after the bent portion 42 of the blade stop plate 4 that is not bent is finally bent radially outward, the second inner bent portion 42i2 is further radially inward. By bending (see FIG. 8), the second inner bent portion 42i2 is brought into contact with the axial end surface of the rotor disk 2 as a protruding portion that protrudes radially inward, and the blade root 51 of the rotor blade 5 is brought into contact. And the axial groove 3 are in a state of being sandwiched between the bent portions 42 and 42 of the blade stop plate 4, so that at least an external force applied in the axial direction of the rotor disk 2 is further prevented. The effect is enhanced (see FIG. 9).

以上、本発明にかかるタービンロータ組立体１において、第１、第２実施形態を示し、その構造、組み付け工程を示して説明した。いずれにしても、本発明では、翼止板４を用いて、軸方向溝３から軸方向に突出した、折り曲げ部４２、４２を径方向外側内側に突出させることで、少なくともロータディスク２の軸方向にかかる外力に対して、十分に耐えるものとなる。   As described above, in the turbine rotor assembly 1 according to the present invention, the first and second embodiments have been shown, and the structure and the assembly process have been described. In any case, in the present invention, at least the shaft of the rotor disk 2 is projected by projecting the bent portions 42, 42 projecting in the axial direction from the axial groove 3 to the radially outer side using the blade stop plate 4. Sufficiently withstand external forces applied in the direction.

本発明は、軸流タービンのタービンロータ組立体のみならず、あらゆる回転機械のブレード固定用として適用可能である。   The present invention is applicable not only to a turbine rotor assembly of an axial flow turbine but also to fixing blades of any rotating machine.

１ タービンロータ組立体
２ ロータディスク
３ 軸方向溝
４ 翼止板
４１ 基部
４２ 折り曲げ部
４２ｏ 外折り曲げ部
４２ｉ 内折り曲げ部
４２ｉ2 第２内折り曲げ部
５ 動翼
５ｎ 動翼群
５１ 翼根
５２ 翼部台部
５３ 翼部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Turbine rotor assembly 2 Rotor disc 3 Axial groove 4 Blade stop plate 41 Base part 42 Bending part 42o Outer bending part 42i Inner bending part 42i2 Second inner bending part 5 Rotor blade 5n Rotor blade group 51 Blade root 52 Blade part base part 53 Wings

Claims (5)

ロータディスクと、該ロータディスクの外周に形成される複数の軸方向溝と、該軸方向溝内に前記ロータディスクの周方向に沿って、翼止板を介して植設してなる動翼群と、を具備するタービンロータ組立体であって、
前記翼止板は、前記軸方向溝内に嵌合する基部と、該基部の両端にあって、前記軸方向溝から軸方向に突出した端部には、前記ロータディスクの径方向に折り曲げられて前記ロータディスクの軸方向端面に当接する折り曲げ部を有し、
前記両端の少なくとも一方の前記折り曲げ部は、半径方向の外側と内側とに指向して前記軸方向端面に突出される内外折り曲げ部を備えている、ことを特徴とするタービンロータ組立体。 A rotor disk, a plurality of axial grooves formed on the outer periphery of the rotor disk, and a blade group that is planted in the axial groove along the circumferential direction of the rotor disk via a blade stop plate A turbine rotor assembly comprising:
The blade stop plate is bent in the radial direction of the rotor disk at a base portion that fits into the axial groove, and at both ends of the base portion, and an end portion that protrudes in the axial direction from the axial groove. A bent portion that contacts the axial end surface of the rotor disk,
The turbine rotor assembly according to claim 1, wherein at least one of the bent portions at both ends is provided with an inner / outer bent portion that projects outward and inward in the radial direction and protrudes toward the axial end surface. 前記内外折り曲げ部は、少なくとも前記動翼群を通過させる作動流体の下流側に配置されている、ことを特徴とする請求項１記載のタービンロータ組立体。 The inner and outer bent portion is disposed on the downstream side of the working fluid passing at least the Dotsubasagun, turbine rotor assembly of claim 1, wherein a. 前記内外折り曲げ部の径方向外側折り曲げ部は回転軸方向視において略方形状に形成され、径方向内側折り曲げ部は、前記外側折り曲げ部から内側に向けて突出する突出部が形成されている、ことを特徴とする請求項１または２に記載のタービンロータ組立体。   The radially outer bent portion of the inner and outer bent portions is formed in a substantially rectangular shape when viewed in the rotational axis direction, and the radially inner bent portion is formed with a protruding portion that protrudes inward from the outer bent portion. The turbine rotor assembly according to claim 1, wherein: ロータディスクと、該ロータディスクの外周に形成される複数の軸方向溝と、該軸方向溝内に前記ロータディスクの周方向に沿って、翼止板を介して植設してなる動翼群と、を具備するタービンロータ組立体において、前記動翼群を翼根を介して前記ロータディスクに固定するタービンロータ組立体における翼止板であって、
前記軸方向溝内に嵌合する基部と、該基部の両端にあって、前記軸方向溝から突出する端部と、
該端部のうち、少なくとも一方の端部は、前記端部と前記基部との境界位置から前記基部内側への突出部を備えた、
ことを特徴とするタービンロータ組立体における翼止板。 A rotor disk, a plurality of axial grooves formed on the outer periphery of the rotor disk, and a blade group that is planted in the axial groove along the circumferential direction of the rotor disk via a blade stop plate A blade stop plate in the turbine rotor assembly for fixing the blade group to the rotor disk via a blade root,
A base that fits within the axial groove; and ends that protrude from the axial groove at both ends of the base;
Among the end portions, at least one end portion includes a protruding portion from the boundary position between the end portion and the base portion to the inside of the base portion.
A blade stop plate in a turbine rotor assembly. 請求項１に記載のタービンロータ組立体を組み立てるに当たり、
前記基部の端部を、半径方向の外側に折り曲げることで外側と内側とに突出する内外折り曲げ部を形成する第１工程と、
前記翼止板における前記基部を前記軸方向溝内に、上方から嵌め込む第２工程と、
動翼の翼根を前記軸方向溝に他方の端部側から装入する第３工程と、
該他方の端部を折り曲げて前記翼根を介して動翼を固定する第４工程と、
を具備する、ことを特徴とする、タービンロータ組立体における翼止板の組付け方法。
In assembling the turbine rotor assembly according to claim 1,
A first step of forming an inner and outer bent portion that protrudes outward and inward by bending the end of the base portion radially outward; and
A second step of fitting the base portion of the blade stop plate into the axial groove from above;
A third step of charging the blade root of the rotor blade into the axial groove from the other end side;
A fourth step of bending the other end and fixing the moving blade via the blade root;
A method for assembling the blade stop plate in the turbine rotor assembly.
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