JP2004190588A

JP2004190588A - Long blade and method of designing the same

Info

Publication number: JP2004190588A
Application number: JP2002360299A
Authority: JP
Inventors: Masatomo Kamata; 政智鎌田; Masanori Tsutsumi; 雅徳堤
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2002-12-12
Filing date: 2002-12-12
Publication date: 2004-07-08

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a moving blade prevented from the increase of centrifugal force caused by the elongation thereof. <P>SOLUTION: The long blade 1 is composed of a part 3A at the side of a blade root 2 and a part 3B at the side of a blade tip end 4, which are integrally formed by way of a coupling part 5. The part 3A at the blade root side is made of a large specific weight material A and the part 3B at the blade tip end side is made of a material B, which is lighter in specific weight than the material A. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、動翼の長翼化（長大化）に伴う遠心力の増加を抑制する技術に関し、例えば、蒸気タービンの低圧動翼などのタービン動翼、ボイラや化学プラントなどのファン用動翼に適用して有用である。本明細書では、長翼化あるいは長大化した動翼を長翼と呼ぶ。
【０００２】
【従来の技術】
蒸気タービン等の効率を高めるには、動翼の長大化が有効である。また、同一の効率ベースで比較すると、長翼を採用することで、翼列の段数を減らすことが可能となり、装置のコンパクト化、低コスト化が可能となる。
【０００３】
しかし、４０〜５０インチ程度あるいはそれ以上長い長翼では、長大化に伴い翼の自重が重くなるため、運転時（例えば３６００ｒｐｍ）に発生する遠心力も大きくなり、翼材料にはこれに耐え得る強度が必要となる。
【０００４】
従来、翼材料として使用されてきたものにα＋β型合金（Ti-6Al-4V)があり、例えば、高強度のTi合金を開発して４５インチ以上の長翼化を進めた例が知られている（特許文献１）。しかしながら、素材の強度改善にも限界があるため、更なる長翼化を考えると素材の強度改善だけでは対応できない段階に達している。
【０００５】
一方、翼頭部のエロージョン防止対策として、幾つかの素材を被覆あるいは肉盛で翼頭部表面に接合して一体化する考え方が採用されている。例えば、析出硬化型のステンレス鋼製長翼のエロージョンが発生する部位に耐摩耗性合金を溶接肉盛する例（特許文献２）、長翼の材料自体とは異なる防食用材料を翼頭部に溶接する例（特許文献３）が知られている。しかし、これらは長翼の遠心力低減を狙ったものではない。
【０００６】
【特許文献１】
特開２００１−６５３０３号公報
【特許文献２】
特開平１０−２８０９０７号公報
【特許文献３】
特開平０５−０２３９２０号公報
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、上記従来技術の問題点に鑑み、動翼の長翼化に伴う遠心力の増加を抑制する技術を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
第１発明は、上記課題を解決する長翼であり、比重が異なる材料で形成した翼根元側部分と翼先端側部分とが一体化してなる長翼であって、翼先端側部分が翼根元側部分よりも比重の軽い材料で形成され、遠心力を抑制した構造であることを特徴とする。
【０００９】
第２発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分と翼先端側部分とがピン接合、あるいは、ストッパピンを用いたはめ込み接合、あるいは、圧接、あるいは、鋳包み接合、あるいは、溶接、あるいは、接着で一体化されていることを特徴とする。
【００１０】
第３発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分が金属製であり、翼先端側部分が繊維強化プラスチック製であることを特徴とする。
【００１１】
第４発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α ・・・式（１）
(3) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力，ｓｂを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第３工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
(4) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第４工程と
を有することを特徴とする。
【００１２】
第５発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する別の方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低いほうの材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α ・・・式（１）
(3) 接合に伴う安全率をβとし、接合部の翼断面積（以下、接合面積）をｓｂ^*とするとき、式（４）から接合面積ｓｂ^*を設定する第３工程と、
ｆｂ／ｓｂ^*＝σ×α×β ・・・式（４）
(4) 接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定する第４工程と、
(5) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを前記厚肉なプロファイルで接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第５工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
(6) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、式（４）により接合面積を設定すること、接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第６工程と
を有することを特徴とする。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、図面を参照しながら本発明の実施の形態を説明する。
【００１４】
図１を参照し、本発明の実施例に係る長翼として、タービン長翼１の構造を説明する。図１はタービン長翼１を模式的に示している。このタービン長翼１は翼根元２側の部分３Ａと翼先端４側の部分３Ｂとが接合部５により一体化してなるタービン動翼である。翼根元側部分３Ａは比重が重い材料Ａ（素材Ａ）で形成し、翼先端側部分３Ｂは材料Ａに対して相対的に比重が軽い材料Ｂ（素材Ｂ）で形成してある（材料Ａの比重＞材料Ｂの比重）。つまり、２つの部分３Ａ、３Ｂは比重が異なる２つの材料Ａと材料Ｂでそれぞれ形成され、比重が相対的に重い材料Ａで形成した部分３Ａは翼根元２側に位置し、比重が相対的に軽い材料Ｂで形成した部分３Ｂは翼先端４側に位置しており、タービン長翼１はこれら２つの部分３Ａ、３Ｂを翼根元２から翼先端４にかけて一体化してなる。このように、翼先端４に近い部分ほど比重の軽い素材で形成されているので、遠心力が抑制され、また、軽量化される。
【００１５】
以下、比重が相対的に重い材料Ａを重比重材料と呼び、例えば高強度合金が使用される。比重が相対的に軽い材料Ｂを軽比重材料と呼び、例えば軽量合金や繊維強化プラスチックが使用される。
【００１６】
翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとの接合には、詳細は後述するが、例えば、ピン止め接合（図５）、はめ込み接合（図６）、圧接（図７）、鋳包み接合（図８）があり、その他にも、溶接や接着等がある。
【００１７】
図２〜図４を参照して、タービン長翼１の遠心力を考察する。ここで、各記号Ｒ、Ｌ、Ｍ、lx、ｓｘ、ｍx 、ｆｘ、ω、σ、αを以下のように定義する。図２中、６はロータを示している。
Ｒ：ロータ半径（例えば１ｍ程度）
Ｌ：翼長
Ｍ：翼全体の重力
lx：翼根元からの任意の位置（０≦lx≦Ｌ）
ｓｘ：位置lxにおける翼の断面積
ｍｘ：翼根元から位置lxまでの翼重量
ｆｘ：位置lxにおいて発生する遠心力
ω：ロータの回転速度（角速度）
σ１：材料強度（例えば０．２％耐力等）
α１：材料安全係数
【００１８】
或る位置lxにおいて翼に発生する遠心力fxは、式（５）で与えられる。
ｆｘ＝（Ｍ−ｍｘ）×（Ｒ＋lx）×ω² ・・・式（５）
【００１９】
翼強度設計では、翼全長（０≦lx≦Ｌ）にわたって、式（６）が成立する必要がある。
ｆｘ／ｓｘ≦σ１×α１・・・式（６）
【００２０】
従って、重比重材料Ａのみで形成した翼に発生する応力は図３中の特性７Ａに示すようになり、軽比重材料Ｂのみで形成した翼に発生する応力は図３中の特性７Ｂに示すようになり、このように単一材料で形成した翼は、いずれの場合も翼中央付近から翼根元近くの間で材料の使用限界応力を越え、長翼化に限界がある。
【００２１】
これに対し、重比重材料Ａで形成した翼根元部分３Ａと軽比重材料Ｂで形成した翼先端部分３Ｂとを接合部５により一体化してなる図１のタービン長翼１では、図４に示す特性８のように、重比重材料Ａの使用限界応力も軽比重材料Ｂの使用限界応力も越えないようすることができる。
【００２２】
但し、翼根元２と翼先端４との間の途中に接合部５がある場合、上式（６）に加えて、式（７）が成立する必要がある。
ｆｂ／ｓｂ≦σ×α ・・・式（７）
ここで、ｆｂ、ｓｂ、σ、αは以下のように定義される。
ｆｂ：翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力
ｓｂ：接合位置lbにおける翼の断面積
σ：接合する２つの材料のうち強度が弱い方の材料の強度（０．２％耐力等）
α：接合する２つの材料のうち強度が弱い方の材料の材料安全係数
【００２３】
一般に、σ、αは軽比重材料Ｂの強度、材料安全係数である。
【００２４】
更に、特に接合界面の強度が重比重材料Ａあるいは軽比重材料Ｂそのものの強度より低下することを考慮する必要がある場合には、接合に伴う安全率βとして次式（８）が成立する必要がある。ここで、ｓｂ^*は、接合に伴う安全率βを考慮して設定しなおした接合面積である。
ｆｂ／ｓｂ^*≦σ×α×β ・・・式（８）
【００２５】
次に、翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとの接合構造の例を説明する。
【００２６】
ピン止め接合では、図５（ａ）〜（ｃ）に示すように、翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとを適宜な切り込み９を形成して翼面方向または翼長さ方向から互いにはめ込み、ピン１０を通して両者を止めることにより、接合部５を形成する。図５（ａ）は接合部５を模式的に示し、図５（ｂ）は図５（ａ）を翼頭側から見て示し、図５（ｃ）は図５（ａ）を翼面側から見て示している。接合部５は強度を確保するためにその前後より太く、接合面積が大きくなっている。
【００２７】
ここで、ピン止め接合では、重比重材料Ａに高強度合金を使用し、軽比重材料Ｂに軽量合金を使用すれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(2) 別の例として重比重材料Ａにチタン合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(3) 更に別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００２８】
はめ込み接合では、図６（ａ）〜（ｃ）に示すように、翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとを適宜な切り込み９と凸部１１を形成して翼面方向に互いにはめ込むことにより、接合部５を形成する。また、必要に応じて、ストッパピン１２を用いて両者の抜けを防止する。図６（ａ）は接合部５を模式的に示し、図６（ｂ）は図６（ａ）を翼頭側から見て示し、図６（ｃ）は図６（ａ）を翼面側から見て示している。接合部５は強度を確保するためにその前後より太くなっている。
【００２９】
ここで、はめ込み接合の場合、重比重材料Ａに高強度合金を使用し、軽比重材料Ｂに軽量合金を使用すれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(2) 別の例として重比重材料Ａにチタン合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(3) 更に別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００３０】
あるいは、はめ込み接合では、重比重材料Ａにより翼根側部分３Ａを加工し、この翼根側部分３Ａに軽比重材料Ｂを鍛圧し、次いで、軽比重材料Ｂを切削や鍛造等で翼先端側部分３Ｂのプロファイルに加工するようにしても良い。
【００３１】
圧接では、図７（ａ）〜（ｃ）に示すように、予め形成した翼根側部分３Ａに軽比重材料Ｂを押し付けながら高速回転させることで固相接合により接合部５とし、その後、軽比重材料Ｂを切削や鍛造等で翼先端側部分３Ｂのプロファイルに加工する。なお、接合部５のうち不要な部分を切り捨てる。軽比重材料Ｂの先端には圧接用の膨らみ部分１３を予め形成している。圧接はＳＵＳ系材料やアルミニウム系材料など、通常の溶接が困難な材料（難溶接材料）の接合に適している。図７（ａ）は圧接を模式的に示し、図７（ｂ）は圧接状態を示し、図７（ｃ）は圧接後の翼プロファイル形成を示している。接合部５は強度を確保するために前後より太くなっている。
【００３２】
ここで、圧接の場合、重比重材料Ａと軽比重材料Ｂとが金属であれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。翼根側部分３Ａを鉄合金で形成する場合、翼先端側部分３Ｂをアルミニウム合金で形成することが好ましい。
(2) 別の例として重比重材料Ａにチタン合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。翼根側部分３Ａをチタン合金で形成する場合、翼先端側部分３Ｂをアルミニウム合金で形成することが好ましい。
(3) 更に別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金あるいはチタン合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００３３】
鋳包み接合では、図８（ａ）に示すように、溶融温度が高い方の材料一般には重比重材料Ａで翼根側部分３Ａを予め形成し、翼根側部分３Ａを翼先端側部分用の鋳型に入れておき、当該鋳型に溶融温度が低い方の材料一般には軽比重材料Ｂを流し込んで翼先端側部分を鋳造することにより、接合部５とする。翼プロファイルに問題がなければ、そのまま図８（ｂ）に示すように長翼１として使用する。必要に応じて、図８（ｃ）に示すように予め肉厚に鋳込んでおいて鍛伸１４を加えて強度を高くし、図８（ｄ）に示すような長翼１とする。重比重材料Ａの先端には鋳包み用の膨らみ部分１５を予め形成している。接合部５は強度を確保するために前後より太くなっている。
【００３４】
ここで、鋳包み圧接の場合、重比重材料Ａと軽比重材料Ｂとに融点の大きな差がある金属であれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。翼根側部分３Ａを鉄合金で形成する場合、翼先端側部分３Ｂをアルミニウム合金で形成することが好ましい。
(2) 別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００３５】
鋳包み接合に類似した接合として、重比重材料Ａに金属を用い、軽比重材料Ｂに繊維強化プラスチックを用いる接合が考えられる。厳密には鋳包み接合ではないが、翼根側部分３Ａを予め形成し、この翼根側部分３Ａに繊維を翼先端側部分３Ｂの形状に巻き付け、その後、液体プラスチックを繊維に含浸させることにより、接合部５とする。このように軽比重材料Ｂに繊維強化プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成する場合、重比重材料Ａには例えば鉄合金またはニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成することができる。
【００３６】
次に、長翼設計の手順例を説明する。
【００３７】
従来の長翼設計では、単一材料を用いていたので、図９に示すような手順で長翼設計を行っていた。図９において、翼効率（空力性能）から理想的な翼プロファイル（以下、翼効率プロファイル）を求める計算と、式（６）が成立するか否かを判定する翼強度計算とを繰り返し（ステップＳ１、Ｓ２）、式（６）が満足した上で、翼効率が最大値を取るプロファイルを最終的翼形状の解（♯０）１６としている。
ｆｘ／ｓｘ≦σ１×α１・・・式（６）
【００３８】
これに対し、本発明では比重が異なる材料を用いるので、以下のようにして長翼設計を行う。この長翼設計は、例えばコンピュータとソフトウェアプログラムを用いることで実現される。
(1) 翼効率（空力性能）が理想的な翼プロファイルを計算により求める。
(2) 重比重材料Ａ及び軽比重材料Ｂそれぞれについて、前項(1) の手順で求めた翼プロファイルに従った翼強度計算を行う。
(3) 次に、式（１）を用い、この式（１）を満たす位置lbを接合位置として導出する。
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α ・・・式（１）
ここで、ｆｂは翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂは接合位置lbにおける翼の断面積、σは材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αは材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とする。
(4) 翼の全長にわたって式（２）、式（３）がともに満たされることを確認する。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
ここで、σＡは比重の重い材料Ａの強度、αＡは比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢは比重の軽い材料Ｂの強度、αＢは比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘは翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘは同位置lxにおける翼の断面積、Ｌは翼の全長とする。
(5) 上記の式（２）、式（３）のいずれかでも満たされない場合は、ここで得られた結果を暫定解とし、前項(1) の手順の翼プロファイル計算にフィードバックさせて、式（２）、式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す。
(6) 更には、必要に応じて接合に伴う安全率β（０≦β≦１）を考慮したより高度な設計も可能である。即ち、前項(1) 、(2) の手順を経た後、接合部５の翼断面積（接合面積）ｓｂ^*を式（４）から設定する。ここで、接合安全率βは、接合方法（材料の組み合わせを含む）、接合部５の構造に従って実験あるいは構造計算により求められる値である。
ｆｂ／ｓｂ^*＝σ×α×β ・・・式（４）
(7) 接合部５近傍の翼プロファイルを設定する。つまり、接合部５近傍にて応力の急変が起こらないように、滑らかな曲線を描く接合部形状を構造計算等をベースにして設定する。
(8) 翼の全長にわたって式（２）、式（３）がともに満たされることを確認する。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
(9) 上記の式（２）、式（３）のいずれか一方でも成立しない場合は、今までの断定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、式（４）により接合面積ｓｂ^*を設定すること、接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）、式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す。
【００３９】
［長翼設計手順例１］
図１０を参照して長翼設計の手順例１を説明する。この手順１は接合安全率がβ＝１の場合である。
【００４０】
1)従来と同様、翼効率プロファイルを求める計算（ステップＳ１１）を行う。その際、最初は、既に蓄積されている従来の長翼の断面プロファイルデータ（既存の長翼の断面プロファイルデータ）１７を参考にして新翼形状のひな型である第１暫定解（♯１−１）１８を作成する。
【００４１】
2)第１暫定解１８を用いて、候補材料Ａ、Ｂ（ここでは、Ａを重比重材料、Ｂを軽比重材料とする）について、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から式（１）が成立する接合位置lbを導出する（ステップＳ１２）。
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α ・・・式（１）
【００４２】
3)位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い（ステップＳ１３）、式（２）及び次式（３）が成立するか否か判定し（ステップＳ１４）、式（２）及び式（３）が両方成立した場合に第１暫定解１８を翼形状の解１９とする。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
ここで、σＡ：重比重材料Ａの強度（例えば０．２％耐力等）
αＡ：重比重材料Ａの材料安全係数
σＢ：軽比重材料Ｂの強度（例えば０．２％耐力等）
αＢ：軽比重材料Ｂの材料安全係数
【００４３】
4)上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、第１暫定解１８を新たに第２暫定解（♯１−２）２０とし、この暫定解２０を翼効率プロファイル計算（ステップＳ１１）にフィードバックし、再計算工程に入る。再計算工程では、暫定解２０が示す翼プロファイルを若干変更し（ステップＳ１１）、式（１）による接合位置lbの導出（ステップＳ１２）、翼強度計算（ステップＳ１３）、式（２）及び式（３）の成立判定（ステップＳ１４）を繰り返す。なお、接合位置lbが正しく導出されていれば、少なくとも式（３）は成立する。
【００４４】
5)上記の繰り返し計算により、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、タービン長翼１全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率を設定値をクリアした時点で、計算を終了する。上記の長翼設計手順１をコンピュータに実行させるソフトウェアプログラムを用いることで、コンピュータにより長翼設計手順１が実現される。
【００４５】
［長翼設計手順例２］
図１１を参照して長翼設計の別の手順例２を説明する。この手順２は接合安全率がβ≦１の場合である。
【００４６】
1)従来と同様、翼効率プロファイルを求める計算（ステップＳ２１）を行う。その際、最初は、既存の長翼の断面プロファイルデータ１７を参考にして新翼形状のひな型である第１暫定解（♯２−１）１８を作成する。
【００４７】
2)第１暫定解１８を用いて、候補材料Ａ、Ｂ（ここでは、Ａを重比重材料、Ｂを軽比重材料とする）について、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から式（１）が成立する接合位置lbを導出する（ステップＳ２２）。
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α ・・・式（１）
【００４８】
3)接合に伴う安全率βを考慮して、式（４）から、接合部５の翼断面積（接合面積）ｓｂ^*を設定する（ステップＳ２３）。
ｆｂ／ｓｂ^*＝σ×α×β ・・・式（４）
【００４９】
4)接合部５近傍のプロファイルを設定する（ステップＳ２４）。ここでは、応力分布の急変が起こらないようにするため、接合面にかけて厚肉になるため（くるぶし状の接合部形状）に空力性能がステップＳ２１で計算した理想プロファイルよりも低下する。
【００５０】
5)位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い（ステップＳ２５）、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し（ステップＳ２６）、式（２）及び式（３）が両方成立した場合に、第１暫定解１８を翼形状の解（♯２）１９とする。通常は、接合部５にて肉厚になる分、重量が増加するため、式（２）及び式（３）が成立しなくなる。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
【００５１】
6)上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、第１暫定解１８を第２暫定解（♯２−２）２０とし、この暫定解２０を翼効率プロファイル計算（ステップＳ２１）にフィードバックし、再計算工程に入る。再計算工程では、第２暫定解２０が示す翼プロファイルを若干変更し（ステップＳ２１）、式（１）による接合位置lbの導出（ステップＳ２２）、式（４）による接合部翼断面積設定（ステップＳ２３）、接合部近傍プロファイル設定（ステップＳ２４）、翼強度計算（ステップＳ２５）、式（２）及び式（３）の成立判定（ステップＳ２６）を繰り返す。
【００５２】
7)上記の繰り返し計算により、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼１全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率を設定値をクリアした時点で、計算を終了する。上記の長翼設計手順２をコンピュータに実行させるソフトウェアプログラムを用いることで、コンピュータにより長翼設計手順２が実現される。
【００５３】
上記説明ではタービン長翼１を例にしたが、長翼としては蒸気タービンの低圧動翼などのタービン動翼の他、例えば発電ボイラ用送風ファンや排煙ファンなど、火力発電所のボイラに燃料用の空気を送ったり、排ガスを煙突に送風したりする各種のファンに本発明を適用することができる。これらのファンは主に遠心タイプと軸流タイプがあるが、本発明の翼を軸流タイプに用いることで、送風効率の向上が期待できる。また、翼の軽量化が可能になるため、ロータや軸受等への負担が減少し、コンパクト化や低コスト化が可能になる。更に、長翼として、化学プラント用送風ファンなど、化学プラントの反応制御や冷却のために空気や反応ガスを送るファンにも本発明を適用することができる。これらのファンに本発明の翼を用いることで、空気や反応ガスを送る効率の向上が期待できる。また、翼の軽量化が可能になるため、ロータや軸受等への負担が減少し、コンパクト化や低コスト化が可能になる。
【００５４】
更に、上記説明ではタービン長翼１が翼根元側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂという２つの部分からなっているが、３つ以上の部分からなっていても良く、その場合、翼先端４に近い部分ほど比重の軽い材料で形成される。
【００５５】
【発明の効果】
第１発明は、上記課題を解決する長翼であり、比重が異なる材料で形成した翼根元側部分と翼先端側部分とが一体化してなる長翼であって、翼先端側部分が翼根元側部分よりも比重の軽い材料で形成され、遠心力を抑制した構造であることを特徴とする。従って、タービン動翼等の長翼化が可能であり、また軽量化する。
【００５６】
第２発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分と翼先端側部分とがピン接合、あるいは、ストッパピンを用いたはめ込み接合、あるいは、圧接、あるいは、鋳包み接合、あるいは、溶接、あるいは、接着で一体化されていることを特徴とする。従って、比重が異なる種々の材料を用いた長翼化が可能である。
【００５７】
第３発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分が金属製であり、翼先端側部分が繊維強化プラスチック製であることを特徴とする。従って、タービン動翼等の軽量化及び長翼化が可能である。
【００５８】
第４発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α ・・・式（１）
(3) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第３工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
(4) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第４工程と
を有することを特徴とする。
【００５９】
従って、この長翼設計方法は、接合安全率が１の場合に有用である。
【００６０】
第５発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する別の方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α ・・・式（１）
(3) 接合に伴う安全率をβとし、接合部の翼断面積（以下、接合面積）をｓｂ^*とするとき、式（４）から接合面積ｓｂ^*を設定する第３工程と、
ｆｂ／ｓｂ^*＝σ×α×β ・・・式（４）
(4) 接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定する第４工程と、
(5) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを前記厚肉なプロファイルで接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第５工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ・・・式（３）
(6) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、式（４）により接合面積を設定すること、接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第６工程と
を有することを特徴とする。
【００６１】
従って、この長翼設計方法は、接合安全率βが１以下の場合に有用である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施例に係るタービン長翼を模式的に示す図。
【図２】タービン長翼を模式的に示すとともに各部の記号を示す図。
【図３】単一材料で形成した場合のタービン長翼の特性を示す図。
【図４】比重の異なる２つの材料で形成したタービン長翼の特性を示す図。
【図５】ピン止め接合を示す図。
【図６】はめ込み接合を示す図。
【図７】圧接を示す図。
【図８】鋳包み接合を示す図。
【図９】従来の翼設計手順を示す図。
【図１０】本発明の翼設計手順の一例を示す図。
【図１１】本発明の翼設計手順の別の例を示す図。
【符号の説明】
Ａ比重の重い材料
Ｂ比重の軽い材料
１タービン長翼
２翼根元
３Ａ翼根元側部分
３Ｂ翼先端側部分
４翼先端
５接合部
６ロータ
７Ａ比重の重い材料でできた翼の特性
７Ｂ比重の軽い材料でできた翼の特性
８比重の重い材料と軽い材料でできた長翼の特性
９切り込み
１０ピン
１１凸部
１２ストッパピン
１３圧接用の膨らみ部分
１４鍛伸
１５鋳包み用の膨らみ部分
１６解（従来）
１７既存の長翼の断面プロファイルデータ
１８第１暫定解
１９解（発明）
２０第２暫定解[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a technique for suppressing an increase in centrifugal force due to a longer blade (longer length) of a moving blade, for example, a turbine moving blade such as a low-pressure moving blade of a steam turbine, and a fan moving blade for a boiler or a chemical plant. It is useful to apply. In this specification, a rotor blade having a longer blade or a longer blade is referred to as a long blade.
[0002]
[Prior art]
To increase the efficiency of a steam turbine or the like, it is effective to increase the length of the moving blade. In addition, when compared on the same efficiency basis, by adopting the long blades, the number of stages in the cascade can be reduced, and the apparatus can be reduced in size and cost.
[0003]
However, in the case of a long wing having a length of about 40 to 50 inches or more, the own weight of the wing increases as the length increases, so that the centrifugal force generated during operation (for example, 3600 rpm) also increases, and the wing material can withstand this strength. Is required.
[0004]
Conventionally, α + β type alloy (Ti-6Al-4V) has been used as a wing material. For example, there is a known example of developing a high-strength Ti alloy and increasing the wing length of 45 inches or more. (Patent Document 1). However, there is a limit to the improvement of the strength of the material, and the stage has reached a stage where improvement of the strength of the material alone cannot cope with further increase in the length of the wing.
[0005]
On the other hand, as a measure for preventing erosion of the wing head, there is adopted a concept of joining several materials to the surface of the wing head by coating or overlaying them. For example, in a case where a wear-resistant alloy is weld-welded at a site where erosion of a precipitation hardening type stainless steel long blade is generated (Patent Document 2), a corrosion prevention material different from the material itself of the long blade is applied to the blade head. An example of welding (Patent Document 3) is known. However, these are not aimed at reducing the centrifugal force of the long wing.
[0006]
[Patent Document 1]
JP 2001-65303 A
[Patent Document 2]
JP-A-10-280907
[Patent Document 3]
JP 05-023920 A
[0007]
[Problems to be solved by the invention]
An object of the present invention is to provide a technique for suppressing an increase in centrifugal force due to an increase in the length of a moving blade in view of the above-described problems of the related art.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
A first aspect of the present invention is a long blade that solves the above-mentioned problem, and is a long blade in which a blade root side portion and a blade tip side portion formed of materials having different specific gravities are integrated with each other, wherein the blade tip side portion has a blade root side. It is formed of a material having a lower specific gravity than the side portions, and has a structure in which centrifugal force is suppressed.
[0009]
According to a second aspect of the present invention, in the long blade of the first aspect, the blade root side portion and the blade tip side portion are pin-joined, or fitted with a stopper pin, or press-fit, or cast-in, or welded. Alternatively, they are integrated by bonding.
[0010]
A third invention is characterized in that, in the long blade according to the first invention, the blade root side portion is made of metal and the blade tip side portion is made of fiber reinforced plastic.
[0011]
A fourth invention is a method for designing a long wing of the first invention, the second invention, or the third invention,
(1) First, a first step of calculating a blade efficiency profile with reference to the cross-sectional profile data of the existing long blade and creating a first provisional solution of the blade shape;
(2) First, using the first provisional solution, for the material A having a high specific gravity and the material B having a low specific gravity, the generated stress was calculated on the assumption that the wings were made of a single material, and from the calculation results, fb is the centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the joint position lb, σ is the material A, the material strength of the material B having the lower strength, α is the material A, A second step of deriving a joining position lb at which the equation (1) is satisfied, assuming that a material safety coefficient of the material B having a lower strength is used;
fb / sb = σ × α Expression (1)
(3) The blade strength calculation is performed assuming that the two materials A and B are joined at the derived joining position lb, and σA is the strength of the material A having a heavy specific gravity, and αA is the material safety coefficient of the material A having a heavy specific gravity. , ΣB is the strength of the light-weight material B, αB is the material safety factor of the light-weight material B, fx is the centrifugal force generated at the position lx from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the same position lx, L is When the total length of the wing is used, it is determined whether or not Expressions (2) and (3) are satisfied, and when both the expressions are satisfied, a third step of setting the provisional solution up to now as a wing shape solution;
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
(4) If one of the above equations (2) and (3) does not hold, the previous provisional solution is used as the second provisional solution and fed back to the blade efficiency profile calculation to change the second provisional solution. Formulating the wing profile from the wing profile, deriving the joining position lb from this wing profile by equation (1), performing wing strength calculation assuming joining at the joining position lb, and formula (2) based on the wing strength calculation It is necessary to determine whether or not Expression (3) is satisfied, in order to satisfy both Expression (2) and Expression (3) and to achieve the product performance target value of the entire long wing. The fourth step is repeated until the wing efficiency clears the set value.
It is characterized by having.
[0012]
The fifth invention is another method for designing the long wing of the first invention, the second invention, or the third invention,
(1) First, a first step of calculating a blade efficiency profile with reference to the cross-sectional profile data of the existing long blade and creating a first provisional solution of the blade shape;
(2) First, using the first provisional solution, for the material A having a high specific gravity and the material B having a low specific gravity, the generated stress was calculated on the assumption that the wings were made of a single material, and from the calculation results, fb is the centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the joint position lb, σ is the material A, the material strength of the material B having the lower strength, α is the material A, A second step of deriving a joining position lb at which the equation (1) holds, assuming that the material safety coefficient of the material B having the lower strength is used;
fb / sb = σ × α Expression (1)
(3) The safety factor associated with joining is β, and the blade cross-sectional area (hereinafter, joint area) of the joint is sb ^* From equation (4), the bonding area sb ^* A third step of setting
fb / sb ^* = Σ × α × β Expression (4)
(4) a fourth step of setting a thick profile near the joint;
(5) The blade strength calculation is performed on the assumption that the two materials A and B are joined with the thick profile at the derived joining position lb, and σA is the strength of the material A having a heavy specific gravity, and αA is the strength of the heavy specific gravity. The material safety coefficient of the material A, σB is the strength of the light material B, αB is the material safety coefficient of the light material B, fx is the centrifugal force generated at the position lx from the blade root, and sx is the blade at the same position lx. When the cross-sectional area of L and the length of the wing are defined as the total length of the wing, it is determined whether or not Expressions (2) and (3) are satisfied. A fifth step,
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
(6) If either equation (2) or equation (3) does not hold, the previous provisional solution is used as the second provisional solution and fed back to the calculation of the blade efficiency profile to change the second provisional solution. To create a wing profile, to derive the joint position lb from this wing profile by equation (1), to set the joint area by equation (4), and to set a thick profile near the joint Performing blade strength calculation assuming joining at the joining position lb, and determining whether Equations (2) and (3) hold based on the blade strength calculation, are performed by Equations (2) and (3). 6) is repeated until the blade efficiencies required to satisfy both of the requirements and achieve the product performance target value of the entire long wing clear the set value.
It is characterized by having.
[0013]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
[0014]
Referring to FIG. 1, the structure of a turbine long blade 1 will be described as a long blade according to an embodiment of the present invention. FIG. 1 schematically shows a turbine long blade 1. The long turbine blade 1 is a turbine blade in which a portion 3A on the blade root 2 side and a portion 3B on the blade tip 4 side are integrated by a joint 5. The blade root side portion 3A is formed of a material A (material A) having a high specific gravity, and the blade tip side portion 3B is formed of a material B (material B) having a relatively low specific gravity with respect to the material A (material A). Specific gravity> material B specific gravity). That is, the two portions 3A and 3B are respectively formed of two materials A and B having different specific gravities, and the portion 3A formed of the material A having a relatively high specific gravity is located on the blade root 2 side and has a relative specific gravity. The portion 3B formed of the lighter material B is located on the blade tip 4 side, and the turbine long blade 1 is formed by integrating these two portions 3A and 3B from the blade root 2 to the blade tip 4. As described above, since the portion closer to the blade tip 4 is formed of a material having a lower specific gravity, the centrifugal force is suppressed and the weight is reduced.
[0015]
Hereinafter, the material A having a relatively high specific gravity is referred to as a heavy specific gravity material, and for example, a high strength alloy is used. The material B having a relatively light specific gravity is called a light specific gravity material, and for example, a lightweight alloy or fiber reinforced plastic is used.
[0016]
Although the details of the joining between the blade root side portion 3A and the blade tip side portion 3B will be described later, for example, a pinned joint (FIG. 5), a fitting joint (FIG. 6), a pressure welding (FIG. 7), a cast-in joint ( FIG. 8), and other examples include welding and bonding.
[0017]
The centrifugal force of the turbine long blade 1 will be considered with reference to FIGS. Here, each symbol R, L, M, lx, sx, mx, fx, ω, σ, α is defined as follows. In FIG. 2, reference numeral 6 denotes a rotor.
R: rotor radius (for example, about 1 m)
L: Wing length
M: gravity of the whole wing
lx: Arbitrary position from the blade root (0 ≦ lx ≦ L)
sx: wing cross-sectional area at position lx
mx: Wing weight from blade root to position lx
fx: centrifugal force generated at position lx
ω: Rotor rotation speed (angular speed)
σ1: material strength (for example, 0.2% proof stress)
α1: Material safety factor
[0018]
The centrifugal force fx generated on the wing at a certain position lx is given by Expression (5).
fx = (M−mx) × (R + lx) × ω ^Two ... Equation (5)
[0019]
In the blade strength design, equation (6) needs to be satisfied over the entire blade length (0 ≦ lx ≦ L).
fx / sx ≦ σ1 × α1 (6)
[0020]
Therefore, the stress generated in the wing formed only with the heavy specific gravity material A is as shown in a characteristic 7A in FIG. 3, and the stress generated in the wing formed only with the light specific gravity material B is shown in the characteristic 7B in FIG. In this case, the blade formed of a single material in this way exceeds the working stress limit of the material between the vicinity of the center of the blade and the vicinity of the root of the blade in any case, and there is a limit to elongation of the blade.
[0021]
On the other hand, in the turbine long blade 1 of FIG. 1 in which the blade root portion 3A formed of the heavy specific gravity material A and the blade tip portion 3B formed of the light specific gravity material B are integrated by the joint 5, as shown in FIG. As in the case of the characteristic 8, the working limit stress of the heavy specific gravity material A and the working limit stress of the light specific gravity material B cannot be exceeded.
[0022]
However, when there is a joint 5 in the middle between the blade root 2 and the blade tip 4, Expression (7) needs to be satisfied in addition to Expression (6).
fb / sb ≦ σ × α Expression (7)
Here, fb, sb, σ, α are defined as follows.
fb: Centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root
sb: Cross-sectional area of blade at joint position lb
σ: strength of the weaker material of the two materials to be joined (0.2% proof stress, etc.)
α: Material safety factor of the weaker material of the two materials to be joined
[0023]
Generally, σ and α are the strength and material safety coefficient of the light specific gravity material B.
[0024]
Further, especially when it is necessary to consider that the strength of the bonding interface is lower than the strength of the heavy specific gravity material A or the light specific gravity material B itself, the following equation (8) needs to be satisfied as the safety factor β accompanying the bonding. There is. Where sb ^* Is the joint area that has been reset in consideration of the safety factor β associated with the joint.
fb / sb ^* ≦ σ × α × β Expression (8)
[0025]
Next, an example of a joint structure between the blade root side portion 3A and the blade tip side portion 3B will be described.
[0026]
5A to 5C, the blade root side portion 3A and the blade tip side portion 3B are formed with appropriate cuts 9 so as to be separated from each other from the blade surface direction or the blade length direction. The joining portion 5 is formed by fitting and stopping both of them through the pin 10. 5 (a) schematically shows the joint 5, FIG. 5 (b) shows FIG. 5 (a) viewed from the wing head side, and FIG. 5 (c) shows FIG. 5 (a) on the wing surface side. Shown from The joining portion 5 is thicker than before and after to secure the strength, and the joining area is large.
[0027]
Here, in the pinning bonding, any combination of materials is possible if a high-strength alloy is used for the heavy specific gravity material A and a lightweight alloy is used for the light specific gravity material B.
(1) As an example, when the blade root side portion 3A is formed by using an iron alloy for the heavy specific gravity material A, the blade is formed by using an aluminum alloy, a magnesium alloy, a titanium alloy or a fiber reinforced plastic for the light specific gravity material B. The distal portion 3B can be formed.
(2) As another example, when the blade root side portion 3A is formed by using a titanium alloy for the heavy specific gravity material A, the blade tip is formed by using an aluminum alloy, a magnesium alloy or a fiber reinforced plastic for the light specific gravity material B. The side part 3B can be formed.
(3) As another example, when the blade root portion 3A is formed by using a nickel alloy for the heavy specific gravity material A, an aluminum alloy, a magnesium alloy, a titanium alloy or a fiber reinforced plastic is used for the light specific gravity material B. Thus, the blade tip side portion 3B can be formed.
[0028]
6A to 6C, the blade root side portion 3A and the blade tip side portion 3B are formed with appropriate cuts 9 and projections 11 and fitted in the blade surface direction. Thereby, the joint 5 is formed. Also, if necessary, the stopper pins 12 are used to prevent the two from coming off. 6 (a) schematically shows the joint portion 5, FIG. 6 (b) shows FIG. 6 (a) viewed from the wing tip side, and FIG. 6 (c) shows FIG. Shown from The joining portion 5 is thicker than before and after to secure the strength.
[0029]
Here, in the case of the inset joining, any combination of materials is possible if a high-strength alloy is used for the heavy specific gravity material A and a lightweight alloy is used for the light specific gravity material B.
(1) As an example, when the blade root side portion 3A is formed by using an iron alloy for the heavy specific gravity material A, the blade is formed by using an aluminum alloy, a magnesium alloy, a titanium alloy or a fiber reinforced plastic for the light specific gravity material B. The distal portion 3B can be formed.
(2) As another example, when the blade root side portion 3A is formed by using a titanium alloy for the heavy specific gravity material A, the blade tip is formed by using an aluminum alloy, a magnesium alloy or a fiber reinforced plastic for the light specific gravity material B. The side part 3B can be formed.
(3) As another example, when the blade root portion 3A is formed by using a nickel alloy for the heavy specific gravity material A, an aluminum alloy, a magnesium alloy, a titanium alloy or a fiber reinforced plastic is used for the light specific gravity material B. Thus, the blade tip side portion 3B can be formed.
[0030]
Alternatively, in the inset joining, the blade root side portion 3A is machined with the heavy specific gravity material A, the light specific gravity material B is forged on the blade root side portion 3A, and then the light specific gravity material B is cut or forged into the blade tip side. You may make it process into the profile of the part 3B.
[0031]
In the pressure welding, as shown in FIGS. 7A to 7C, the light specific gravity material B is rotated at a high speed while being pressed against the preformed blade root side portion 3A to form the joining portion 5 by solid-phase joining. The specific gravity material B is processed into a profile of the blade tip side portion 3B by cutting, forging, or the like. Unnecessary portions of the joint 5 are cut off. A bulging portion 13 for press contact is formed in advance at the tip of the light specific gravity material B. Pressure welding is suitable for joining materials that are difficult to weld in general (hard-to-weld materials) such as SUS-based materials and aluminum-based materials. FIG. 7A schematically shows press contact, FIG. 7B shows a press contact state, and FIG. 7C shows formation of a blade profile after press contact. The joining portion 5 is thicker than the front and rear to secure the strength.
[0032]
Here, in the case of pressure welding, any combination of materials is possible as long as the heavy specific gravity material A and the light specific gravity material B are metal.
(1) As an example, when the blade root side portion 3A is formed by using an iron alloy for the heavy specific gravity material A, the blade tip side portion 3B is formed by using an aluminum alloy, a magnesium alloy, or a titanium alloy as the light specific gravity material B. Can be formed. When the blade root side portion 3A is formed of an iron alloy, the blade tip side portion 3B is preferably formed of an aluminum alloy.
(2) As another example, when the blade root side portion 3A is formed using a titanium alloy as the heavy specific gravity material A, the blade tip side portion 3B is formed using an aluminum alloy or a magnesium alloy as the light specific gravity material B. can do. When the blade root side portion 3A is formed of a titanium alloy, the blade tip side portion 3B is preferably formed of an aluminum alloy.
(3) As another example, when the blade root side portion 3A is formed by using a nickel alloy for the heavy specific gravity material A, the aluminum tip, the magnesium alloy or the titanium alloy is used for the light specific gravity material B, and the blade tip side is used. The part 3B can be formed.
[0033]
In the cast-in joining, as shown in FIG. 8A, the blade root side portion 3A is formed in advance with a material having a higher melting temperature, in general, a heavy specific gravity material A, and the blade root side portion 3A is used for the blade tip side portion. Is joined into the mold by casting a material having a lower melting temperature, generally a light specific gravity material B, into the mold and casting the blade tip side portion. If there is no problem in the wing profile, it is used as it is as the long wing 1 as shown in FIG. If necessary, as shown in FIG. 8 (c), it is cast into a thick wall in advance and the strength is increased by adding forging 14 to obtain a long blade 1 as shown in FIG. 8 (d). A bulge portion 15 for cast-in is formed at the tip of the heavy specific gravity material A in advance. The joining portion 5 is thicker than the front and rear to secure the strength.
[0034]
Here, in the case of cast-in pressure welding, any combination of materials is possible as long as the metal has a large difference in melting point between the heavy specific gravity material A and the light specific gravity material B.
(1) As an example, when the blade root side portion 3A is formed by using an iron alloy for the heavy specific gravity material A, the blade tip side portion 3B is formed by using an aluminum alloy or a magnesium alloy for the light specific gravity material B. Can be. When the blade root side portion 3A is formed of an iron alloy, the blade tip side portion 3B is preferably formed of an aluminum alloy.
(2) As another example, when the blade root side portion 3A is formed using a nickel alloy as the heavy specific gravity material A, the blade tip side portion 3B is formed using an aluminum alloy or a magnesium alloy as the light specific gravity material B. can do.
[0035]
As joining similar to cast-in joining, joining using metal as the heavy specific gravity material A and using fiber reinforced plastic as the light specific gravity material B can be considered. Although it is not strictly cast-in joining, the blade root side portion 3A is formed in advance, the fiber is wound around the blade root side portion 3A in the shape of the blade tip side portion 3B, and then the liquid plastic is impregnated into the fiber. , And the joining portion 5. When the blade tip side portion 3B is formed by using fiber reinforced plastic for the light specific gravity material B, the blade root side portion 3A is formed by using, for example, an iron alloy or a nickel alloy as the heavy specific gravity material A. Can be.
[0036]
Next, an example of a procedure for designing a long wing will be described.
[0037]
In the conventional long wing design, since a single material was used, the long wing was designed according to the procedure shown in FIG. In FIG. 9, the calculation for obtaining an ideal blade profile (hereinafter referred to as a blade efficiency profile) from the blade efficiency (aerodynamic performance) and the blade strength calculation for determining whether or not Expression (6) holds are repeated (step S1). , S2) and Equation (6) are satisfied, and the profile in which the blade efficiency takes the maximum value is defined as the solution (♯0) 16 of the final blade shape.
fx / sx ≦ σ1 × α1 (6)
[0038]
In contrast, in the present invention, since materials having different specific gravities are used, a long wing design is performed as follows. This long wing design is realized using, for example, a computer and a software program.
(1) Calculate an ideal wing profile for wing efficiency (aerodynamic performance).
(2) For each of the heavy specific gravity material A and the light specific gravity material B, calculate the blade strength in accordance with the blade profile obtained in the procedure described in (1) above.
(3) Next, using Expression (1), a position lb satisfying Expression (1) is derived as a joining position.
fb / sb = σ × α Expression (1)
Here, fb is the centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the joint position lb, σ is the material strength of material A and material B, which is the lower in strength, α is The material safety coefficient of the material A or the material B having the lower strength is used.
(4) Check that both equations (2) and (3) are satisfied over the entire length of the wing.
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
Here, σA is the strength of the material A having a high specific gravity, αA is the material safety coefficient of the material A having a high specific gravity, σB is the strength of the material B having a low specific gravity, αB is the material safety coefficient of the material B having a low specific gravity, and fx is the blade. The centrifugal force generated at a position lx from the root, sx is the cross-sectional area of the blade at the same position lx, and L is the total length of the blade.
(5) If neither of the above equations (2) and (3) is satisfied, the result obtained here is used as a provisional solution and fed back to the wing profile calculation in the procedure of the previous section (1) to obtain the equation This is repeated until both (2) and equation (3) are satisfied, and the blade efficiency required to achieve the product performance target value of the entire long blade clears the set value.
(6) Further, if necessary, a more advanced design in consideration of the safety factor β (0 ≦ β ≦ 1) accompanying the joining is also possible. That is, after the procedures of (1) and (2) above, the blade cross-sectional area (joining area) sb of the joining portion 5 is obtained. ^* Is set from Expression (4). Here, the joint safety factor β is a value obtained by an experiment or a structural calculation according to the joining method (including the combination of materials) and the structure of the joint 5.
fb / sb ^* = Σ × α × β Expression (4)
(7) Set the wing profile near the joint 5. That is, the shape of the joint that draws a smooth curve is set based on the structural calculation or the like so that the stress does not suddenly change near the joint 5.
(8) Check that both equations (2) and (3) are satisfied over the entire length of the wing.
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
(9) If either of the above equations (2) and (3) does not hold, the previously determined solution is used as the second provisional solution and fed back to the blade efficiency profile calculation to change the second provisional solution. To form a blade profile, to derive a joint position lb from the blade profile by equation (1), and to obtain a joint area sb by equation (4). ^* Setting, setting a thick profile near the joint, performing blade strength calculation assuming the joint at the joint position lb, and formulas (2) and (3) are established based on the blade strength calculation. The determination as to whether or not the inequality satisfies both Expressions (2) and (3), and the blade efficiency required to achieve the product performance target value of the entire long wing clears the set value. Repeat until
[0039]
[Long wing design procedure example 1]
Referring to FIG. 10, a first example of a procedure for designing a long wing will be described. This procedure 1 is a case where the joining safety factor is β = 1.
[0040]
1) As in the conventional case, calculation for obtaining the blade efficiency profile is performed (step S11). At that time, first, the first provisional solution (# 1-1), which is a model of the new wing shape, is referred to with reference to the cross-sectional profile data of the existing long wing (the cross-sectional profile data of the existing long wing) 17 already accumulated. ) 18 is created.
[0041]
2) Using the first provisional solution 18, the candidate materials A and B (here, A is a heavy specific gravity material, and B is a light specific gravity material) are assumed to be made of a single material for each wing. The stress is calculated, and the joining position lb where the equation (1) is satisfied is derived from the calculation result (step S12).
fb / sb = σ × α Expression (1)
[0042]
3) Assuming that the two materials A and B are joined at the position lb, the blade strength calculation is performed (step S13), and it is determined whether the formula (2) and the following formula (3) are satisfied (step S14). ), When both the equations (2) and (3) hold, the first provisional solution 18 is set as the wing-shaped solution 19.
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
Here, σA: the strength of the material A (for example, 0.2% proof stress).
αA: Material safety factor of heavy specific gravity material A
σB: strength of light specific gravity material B (for example, 0.2% proof stress)
αB: Material safety factor of light specific gravity material B
[0043]
4) When either one of the above equations (2) and (3) does not hold, the first provisional solution 18 is newly set as the second provisional solution (♯1-2) 20, and the provisional solution 20 is used. This is fed back to the blade efficiency profile calculation (step S11), and the re-calculation process is started. In the recalculation process, the wing profile indicated by the provisional solution 20 is slightly changed (step S11), the joining position lb is derived by the equation (1) (step S12), the wing strength calculation (step S13), the equation (2), and the equation The establishment determination (3) (step S14) is repeated. Note that if the joint position lb is correctly derived, at least equation (3) holds.
[0044]
5) By repeating the above calculations, both the formulas (2) and (3) are satisfied, and the blade efficiency necessary to achieve the product performance target value of the entire turbine long blade 1 is cleared to the set value. At that point, the calculation ends. By using a software program that causes a computer to execute the long wing design procedure 1, the computer implements the long wing design procedure 1.
[0045]
[Long wing design procedure example 2]
Another procedure example 2 of the long wing design will be described with reference to FIG. This procedure 2 is a case where the joining safety factor is β ≦ 1.
[0046]
1) As in the conventional case, the calculation for obtaining the blade efficiency profile is performed (step S21). At that time, first, a first provisional solution (# 2-1) 18, which is a model of a new wing shape, is created with reference to the cross-sectional profile data 17 of the existing long wing.
[0047]
2) Using the first provisional solution 18, the candidate materials A and B (here, A is a heavy specific gravity material, and B is a light specific gravity material) are assumed to be made of a single material for each wing. The stress is calculated, and a joining position lb where the formula (1) is satisfied is derived from the calculation result (step S22).
fb / sb = σ × α Expression (1)
[0048]
3) In consideration of the safety factor β involved in the joining, from equation (4), the blade cross-sectional area (joining area) sb of the joining portion 5 is obtained. ^* Is set (step S23).
fb / sb ^* = Σ × α × β Expression (4)
[0049]
4) A profile near the joint 5 is set (step S24). Here, the aerodynamic performance is lower than the ideal profile calculated in step S21 because the thickness increases toward the joint surface (ankle joint shape) in order to prevent a sudden change in the stress distribution.
[0050]
5) The blade strength is calculated assuming that the two materials A and B are joined at the position lb (step S25), and it is determined whether the equations (2) and (3) hold (step S26). When both the equations (2) and (3) hold, the first provisional solution 18 is set as a wing-shaped solution (♯2) 19. Normally, since the weight increases at the joint portion 5 due to the increase in the thickness, Expressions (2) and (3) are not satisfied.
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
[0051]
6) If either of the above equations (2) and (3) does not hold, the first provisional solution 18 is set to the second provisional solution (♯2-2) 20, and the provisional solution 20 is used as the blade efficiency. This is fed back to the profile calculation (step S21) and the re-calculation process is started. In the recalculation process, the wing profile indicated by the second provisional solution 20 is slightly changed (Step S21), the joint position lb is derived by Equation (1) (Step S22), and the joint section wing cross-sectional area is set by Equation (4) ( Step S23), the setting of the profile in the vicinity of the joint (Step S24), the calculation of the blade strength (Step S25), and the determination of the establishment of Equations (2) and (3) (Step S26) are repeated.
[0052]
7) By repeating the above calculation, both the formulas (2) and (3) are satisfied, and the blade efficiency required to achieve the product performance target value of the long blade 1 as a whole is cleared the set value. At this point, the calculation ends. By using a software program that causes a computer to execute the long wing design procedure 2, the computer implements the long wing design procedure 2.
[0053]
In the above description, the turbine long blade 1 has been taken as an example. However, the long blade may be used in a boiler of a thermal power plant such as a blower fan for a power generation boiler or a smoke exhaust fan in addition to a turbine blade such as a low-pressure blade of a steam turbine. The present invention can be applied to various types of fans that send air for use or blow exhaust gas to a chimney. These fans are mainly of a centrifugal type and an axial flow type, but by using the blade of the present invention for the axial flow type, improvement of the blowing efficiency can be expected. Further, since the weight of the blades can be reduced, the load on the rotor and the bearings can be reduced, and the size and cost can be reduced. Further, the present invention can be applied to a fan that sends air or reactive gas for controlling and cooling the reaction of a chemical plant, such as a fan for a chemical plant, as a long blade. By using the blades of the present invention for these fans, it is expected that the efficiency of sending air or reactive gas will be improved. Further, since the weight of the blades can be reduced, the load on the rotor and the bearings can be reduced, and the size and cost can be reduced.
[0054]
Furthermore, in the above description, the turbine long blade 1 is composed of two parts, the blade root side part 3A and the blade tip side part 3B, but may be composed of three or more parts. The closer part is formed of a material having a lower specific gravity.
[0055]
【The invention's effect】
A first aspect of the present invention is a long blade that solves the above-mentioned problem, and is a long blade in which a blade root side portion and a blade tip side portion formed of materials having different specific gravities are integrated with each other, wherein the blade tip side portion has a blade root side. It is formed of a material having a lower specific gravity than the side portions, and has a structure in which centrifugal force is suppressed. Therefore, it is possible to lengthen the blades of the turbine blades and the like, and to reduce the weight.
[0056]
According to a second aspect of the present invention, in the long blade of the first aspect, the blade root side portion and the blade tip side portion are pin-joined, or fitted with a stopper pin, or press-fit, or cast-in, or welded. Alternatively, they are integrated by bonding. Therefore, it is possible to increase the length of the blade using various materials having different specific gravities.
[0057]
A third invention is characterized in that, in the long blade according to the first invention, the blade root side portion is made of metal and the blade tip side portion is made of fiber reinforced plastic. Therefore, it is possible to reduce the weight and length of the turbine rotor blade and the like.
[0058]
A fourth invention is a method for designing a long wing of the first invention, the second invention, or the third invention,
(1) First, a first step of calculating a blade efficiency profile with reference to the cross-sectional profile data of the existing long blade and creating a first provisional solution of the blade shape;
(2) First, using the first provisional solution, for the material A having a high specific gravity and the material B having a low specific gravity, the generated stress was calculated on the assumption that the wings were made of a single material, and from the calculation results, fb is the centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the joint position lb, σ is the material A, the material strength of the material B having the lower strength, α is the material A, A second step of deriving a joining position lb at which the equation (1) is satisfied, assuming that a material safety coefficient of the material B having a lower strength is used;
fb / sb = σ × α Expression (1)
(3) The blade strength calculation is performed assuming that the two materials A and B are joined at the derived joining position lb, and σA is the strength of the material A having a heavy specific gravity, and αA is the material safety coefficient of the material A having a heavy specific gravity. , ΣB is the strength of the light-weight material B, αB is the material safety factor of the light-weight material B, fx is the centrifugal force generated at the position lx from the blade root, sx is the cross-sectional area of the blade at the same position lx, L is When the total length of the wing is used, it is determined whether or not Expressions (2) and (3) are satisfied, and when both the expressions are satisfied, a third step of setting the provisional solution up to now as a wing shape solution;
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
(4) If one of the above equations (2) and (3) does not hold, the previous provisional solution is used as the second provisional solution and fed back to the blade efficiency profile calculation to change the second provisional solution. Formulating the wing profile from the wing profile, deriving the joining position lb from this wing profile by equation (1), performing wing strength calculation assuming joining at the joining position lb, and formula (2) based on the wing strength calculation It is necessary to determine whether or not Expression (3) is satisfied, in order to satisfy both Expression (2) and Expression (3) and to achieve the product performance target value of the entire long wing. The fourth step is repeated until the wing efficiency clears the set value.
It is characterized by having.
[0059]
Therefore, this long wing design method is useful when the joint safety factor is 1.
[0060]
The fifth invention is another method for designing the long wing of the first invention, the second invention, or the third invention,
(1) First, a first step of calculating a blade efficiency profile with reference to the cross-sectional profile data of the existing long blade and creating a first provisional solution of the blade shape;
(2) First, using the first provisional solution, for the material A having a high specific gravity and the material B having a low specific gravity, the generated stress was calculated on the assumption that the wings were made of a single material, and from the calculation results, fb is the centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the joint position lb, σ is the material A, the material strength of the material B having the lower strength, α is the material A, A second step of deriving a joining position lb at which the equation (1) is satisfied, assuming that a material safety coefficient of the material B having a lower strength is used;
fb / sb = σ × α Expression (1)
(3) The safety factor associated with joining is β, and the blade cross-sectional area (hereinafter, joint area) of the joint is sb ^* From equation (4), the bonding area sb ^* A third step of setting
fb / sb ^* = Σ × α × β Expression (4)
(4) a fourth step of setting a thick profile near the joint;
(5) The blade strength calculation is performed on the assumption that the two materials A and B are joined with the thick profile at the derived joining position lb, and σA is the strength of the material A having a heavy specific gravity, and αA is the strength of the heavy specific gravity. The material safety coefficient of the material A, σB is the strength of the light material B, αB is the material safety coefficient of the light material B, fx is the centrifugal force generated at the position lx from the blade root, and sx is the blade at the same position lx. When the cross-sectional area of L and the length of the wing are defined as the total length of the wing, it is determined whether or not Expressions (2) and (3) are satisfied. A fifth step,
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
(6) If either equation (2) or equation (3) does not hold, the previous provisional solution is used as the second provisional solution and fed back to the calculation of the blade efficiency profile to change the second provisional solution. To create a wing profile, to derive the joint position lb from this wing profile by equation (1), to set the joint area by equation (4), and to set a thick profile near the joint Performing blade strength calculation assuming joining at the joining position lb, and determining whether Equations (2) and (3) hold based on the blade strength calculation, are performed by Equations (2) and (3). 6) is repeated until the blade efficiencies required to satisfy both of the requirements and achieve the product performance target value of the entire long wing clear the set value.
It is characterized by having.
[0061]
Therefore, this long blade design method is useful when the joint safety factor β is 1 or less.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram schematically showing a turbine long blade according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a diagram schematically showing long turbine blades and symbols of respective parts.
FIG. 3 is a diagram showing characteristics of a long turbine blade formed of a single material.
FIG. 4 is a view showing characteristics of a turbine long blade formed of two materials having different specific gravities.
FIG. 5 is a diagram showing a pinning connection.
FIG. 6 is a view showing an inset connection.
FIG. 7 is a view showing pressure welding.
FIG. 8 is a view showing cast-in joining.
FIG. 9 is a diagram showing a conventional wing design procedure.
FIG. 10 is a diagram showing an example of a wing design procedure of the present invention.
FIG. 11 is a diagram showing another example of the wing design procedure of the present invention.
[Explanation of symbols]
A Heavy material
B Lightweight material
1 Long turbine blade
2 wing root
3A Wing root side
3B wing tip side
4 Wing tip
5 Joint
6 rotor
7A Characteristics of wing made of heavy material
7B Characteristics of wing made of light material
8 Characteristics of long wings made of heavy and light materials
9 Cut
10 pin
11 convex part
12 Stopper pin
13 Bulging part for pressure welding
14 Forging
15 Bulging part for cast-in
16 solutions (conventional)
17 Cross section profile data of existing long wings
18 First provisional solution
19 Solution (Invention)
20 Second Provisional Solution

Claims

It is a long wing that is formed by integrating a blade root side part and a blade tip side part formed of materials with different specific gravities. A long wing characterized by a suppressed structure.

In claim 1, the blade root side portion and the blade tip side portion are integrated by pin joining, fitting joining using stopper pins, crimping, cast-in joining, welding, or bonding. Long wings characterized by being.

The long blade according to claim 1, wherein the blade root side portion is made of metal and the blade tip side portion is made of fiber reinforced plastic.

A method for designing a long wing according to claim 1, 2 or 3,
(1) First, a first step of calculating a blade efficiency profile with reference to the cross-sectional profile data of the existing long blade and creating a first provisional solution of the blade shape;
(2) First, using the first provisional solution, for the material A having a high specific gravity and the material B having a low specific gravity, the generated stress was calculated on the assumption that the wings were made of a single material, and from the calculation results, fb is the centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the joint position lb, σ is the material A, the material strength of the material B having the lower strength, α is the material A, A second step of deriving a joining position lb at which the equation (1) is satisfied, assuming that a material safety coefficient of the material B having a lower strength is used;
fb / sb = σ × α Expression (1)
(3) The blade strength calculation is performed assuming that the two materials A and B are joined at the derived joining position lb, and σA is the strength of the material A having a heavy specific gravity, and αA is the material safety coefficient of the material A having a heavy specific gravity. , ΣB is the strength of the light-weight material B, αB is the material safety factor of the light-weight material B, fx is the centrifugal force generated at the position lx from the blade root, sx is the cross-sectional area of the blade at the same position lx, L is When the total length of the wing is used, it is determined whether or not Expressions (2) and (3) are satisfied, and when both the expressions are satisfied, a third step of setting the provisional solution up to now as a wing shape solution;
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
(4) If one of the above equations (2) and (3) does not hold, the previous provisional solution is used as the second provisional solution and fed back to the blade efficiency profile calculation to change the second provisional solution. Formulating the wing profile from the wing profile, deriving the joining position lb from this wing profile by equation (1), performing wing strength calculation assuming joining at the joining position lb, and formula (2) based on the wing strength calculation It is necessary to determine whether or not Expression (3) is satisfied, in order to satisfy both Expression (2) and Expression (3) and to achieve the product performance target value of the entire long wing. A fourth step that is repeated until the blade efficiency clears a set value.

A method for designing a long wing according to claim 1, 2 or 3,
(1) First, a first step of calculating a blade efficiency profile with reference to the cross-sectional profile data of the existing long blade and creating a first provisional solution of the blade shape;
(2) First, using the first provisional solution, for the material A having a high specific gravity and the material B having a low specific gravity, the generated stress was calculated on the assumption that the wings were made of a single material, and from the calculation results, fb is the centrifugal force generated at the joint position of length lb from the blade root, sb is the cross-sectional area of the blade at the joint position lb, σ is the material A, the material strength of the material B having the lower strength, α is the material A, A second step of deriving a joining position lb at which the equation (1) is satisfied, assuming that a material safety coefficient of the material B having a lower strength is used;
fb / sb = σ × α Expression (1)
(3) When the safety factor associated with the joining is β and the blade cross-sectional area of the joining portion (hereinafter, joining area) is sb ^* , a third step of setting the joining area sb ^* from equation (4);
fb / sb ^* = σ × α × β (4)
(4) a fourth step of setting a thick profile near the joint;
(5) The blade strength calculation is performed on the assumption that the two materials A and B are joined with the thick profile at the derived joining position lb, and σA is the strength of the material A having a heavy specific gravity, and αA is the strength of the heavy specific gravity. The material safety coefficient of the material A, σB is the strength of the light material B, αB is the material safety coefficient of the light material B, fx is the centrifugal force generated at the position lx from the blade root, and sx is the blade at the same position lx. When the cross-sectional area of L and the length of the wing are defined as the total length of the wing, it is determined whether or not Expressions (2) and (3) are satisfied. A fifth step,
When 0 ≦ lx ≦ lb, fx / sx ≦ σA × αA (2)
When lb ≦ lx ≦ L, fx / sx ≦ σB × αB (3)
(6) If either equation (2) or equation (3) does not hold, the previous provisional solution is used as the second provisional solution and fed back to the calculation of the blade efficiency profile to change the second provisional solution. To create a wing profile, to derive the joint position lb from this wing profile by equation (1), to set the joint area by equation (4), and to set a thick profile near the joint Performing blade strength calculation assuming joining at the joining position lb, and determining whether Equations (2) and (3) hold based on the blade strength calculation, are performed by Equations (2) and (3). And the sixth step is repeated until the blade efficiency necessary to achieve the product performance target value of the entire long blade clears the set value. .