JP2006083761A - タービン動翼及びタービン設備 - Google Patents

Abstract

【課題】短翼であっても隣接するインテグラルカバーを確実に連結することができ、なおかつ組み立てを容易化し翼根部に作用する応力を軽減することができる信頼性の高いタービン動翼及びタービン設備を提供する。
【解決手段】タービンディスク５０のディスク溝５１に対しタービン軸方向側から挿入される翼根部４と、翼プロフィル部２の先端に設けたインテグラルカバー５とを有するタービン動翼において、インテグラルカバー５の翼回転方向を向いた端面１０をタービンディスク５０に対する翼根部４の挿入方向に対して傾斜させ、かつ各インテグラルカバー５の翼回転方向ピッチの総和をその取り付け半径位置における円周長さより大きくなるように設定し、組立時、タービン軸方向側からディスク溝５１に押し込むことでねじり変形しようとする翼プロフィル部２の弾性復元力によって相隣接するインテグラルカバー５同士が接触し拘束されるように構成する。
【選択図】 図３

Description

本発明は、ガスタービンや蒸気タービン等のタービン設備やこれに用いられるタービン動翼に関する。

ガスタービンや蒸気タービンに用いられるタービン動翼は、作動流体の乱れ成分によって広範な周波数範囲で絶えず励振される。励振力に対する翼構造の振動応答には、各振動モードにおける固有振動数に対する励振力や減衰の大きさが関連する。信頼性の高い翼を設計するために、一般に振動応答の大きい低次振動モードの共振を避けつつ振動応答の小さい高次振動モードでは共振しても振動応答が大きくならないように隣接翼同士を連結する構造が採用されることがある。

翼連結構造の一つに、翼プロフィル部の先端に翼回転方向に延びる連結カバー（インテグラルカバー）を設け、隣接翼のインテグラルカバーを互いに接触させるものがある。この翼連結構造には、インテグラルカバーが遠心力等に対して強度的に優れていること、インテグラルカバー同士の接触連結部の摩擦により大きな振動減衰が得られること等から、高い信頼性が得られる利点がある。

しかし翼長の短いタービン動翼にインテグラルカバーを採用する場合、運転中に生じる遠心力や熱膨張による翼プロフィル部のねじれが小さいため隣接するインテグラルカバーが接触しない恐れがある。そのため、インテグラルカバーの翼回転方向に向いた端面をタービン回転軸方向に対して傾斜させ、かつインテグラルカバーの取り付け半径位置の円周方向長さを周方向の翼取り付け本数で割った翼１本分のピッチ（以下、幾何学的ピッチと称する）に対してインテグラルカバーの翼回転方向ピッチ（長さ）を大きく製作し、翼を回転方向（周方向）に押し付けて組み立てることでその反力を拘束することによって隣接翼のインテグラルカバーを強く連結したものがある（特許文献１等参照）。

特開平５−９８９０６号公報

ここで、円周方向からではなくタービン軸方向側からタービンディスク外周に設けられたディスク溝に挿入され組み付けられるタービン動翼がある。この種のものに上記従来技術を適用すると、インテグラルカバーの円周方向ピッチが幾何学的ピッチよりも大きいため、隣接翼のインテグラルカバー同士が干渉しそのままでは組み立てることができない。したがって、一般にこの場合にはインテグラルカバーが干渉しないように翼を曲げ変形させて組み付けることになり、翼の組み立てが非常に困難にするばかりでなく、組立時に翼根部にその反力が作用し翼根部とディスク溝の係合部に高い応力が生じてしまう。また、組み立て後も、翼がねじり変形し翼根部にその反力が作用する。このように運転時の遠心力を支える翼根部とディスク溝の係合部に高い応力が作用する構造であると、タービンを高速回転させるため強度上の問題が発生する危険性があった。

本発明の目的は、短翼であっても隣接するインテグラルカバーを確実に連結することができ、なおかつ組み立てを容易化し翼根部に作用する応力を軽減することができる信頼性の高いタービン動翼及びタービン設備を提供することにある。

上記目的を達成するために、本発明は、タービンディスク外周部に翼回転方向に複数設けられたディスク溝に対しそれぞれタービン軸方向側から挿入され係合する翼根部と、翼プロフィル部の先端に一体に形成されたインテグラルカバーとを有し、前記タービンディスクに対し翼回転方向に複数取り付けられて環状翼列を構成するタービン動翼であって、前記インテグラルカバーの翼回転方向を向いた端面を、前記タービンディスクに対する前記翼根部の挿入方向に対して傾斜させて形成し、かつ、前記環状翼列における前記インテグラルカバーの翼回転方向ピッチの総和を、当該インテグラルカバーの取り付け半径位置における円周長さより大きくなるように設定し、組立時、タービン軸方向側から前記タービンディスクに押し込むことでねじり変形しようとする前記翼プロフィル部の弾性復元力によって相隣接するインテグラルカバー同士が接触し拘束されるように構成する。

本発明によれば、短翼であっても組み立て中・運転中を通じて隣接翼同士のインテグラルカバーの連結状態が保たれるとともに、組み立てを容易に行うことができ、かつ組み立て時及び組み立て後において、翼根部とディスク溝の係合部に高い応力が作用しない信頼性が高いタービン動翼構造を提供できる。

以下、図面を用いて本発明のタービン動翼の実施の形態を説明する。
図１は本発明のタービン動翼の第１の実施の形態が構成する環状翼列の一部を表す斜視図、図２は本発明のタービン動翼の第１の実施の形態の組み立て中の状態を径方向外周側から見て概略的に表した平面図である。
図１及び図２において、タービン動翼１は、翼プロフィル部２と、この翼プロフィル部２の付け根部３と、タービンディスク５０の外周部に翼回転方向に複数設けられたディスク溝５１に対しそれぞれタービン軸方向側から挿入され係合する翼根部４と、翼プロフィル部２の先端に一体に形成されたインテグラルカバー５とを有する。タービン動翼１は、順次タービン軸方向側からタービンディスク５０に組み付けられ、タービンディスク５０に対し翼回転方向に複数取り付けられて環状翼列を構成する。

ディスク溝５１は、径方向外周側から見て翼回転方向と逆方向からタービン軸方向下流側にとった角度を正としたとき、翼回転方向と逆方向から第２の角度βをなすように翼回転方向に対して傾斜して形成されている。図示した第２の角度βは鋭角である。したがって、本例において、翼根部４のタービンディスク５０に対する挿入方向（つまりタービン動翼１の挿入方向）は、タービン軸方向に対して（９０−β）°傾斜している。なお、第２の角度βを９０°（タービン軸方向と同方向）或いは鈍角に形成することも可能である。

このディスク溝５１に対応する形状に形成された翼根部４は、翼回転方向を向いた側面にタービン軸方向に延びる複数の凸部６を備えている。各凸部６のタービン径方向外周側の面は、タービン径方向外周側に向かって翼根部４の翼回転方向中央部側に傾斜しており、この凸部６の外周側の面がディスク溝５１の対応する凹部５２に係合することによって、タービン運転中にタービン動翼１に作用する遠心力が支持される。

上記と同様にして径方向外周側から見て翼回転方向と逆方向からタービン軸方向下流側にとった角度を正としたとき、複数設けられた上記インテグラルカバー５の翼回転方向に向いた端面のうち、最初に組み入れられるタービン動翼１（以下特殊翼１ａと適宜記載する）のインテグラルカバー５（以下、始端インテグラルカバー５ａと適宜記載する）の背側端面７、及びこの背側端面７側に隣接する最後に組み入れられるタービン動翼１（以下特殊翼１ｂと適宜記載する）のインテグラルカバー５（以下、終端インテグラルカバー５ｂと適宜記載する）の腹側端面８は、翼回転方向と逆方向に対して第１の角度αをなすように翼回転方向に対して傾斜して形成されている。図示した第１の角度αは、翼回転方向に対してディスク溝５１がなす上記第２の角度βよりも大きくかつ鋭角である。なお、第１の角度αは上記第２の角度βより大きい角度であれば９０°（タービン軸方向と同方向）或いは鈍角に形成しても良い。

また、各インテグラルカバー５の翼回転方向に向いた端面のうち第１の角度αで形成した端面７，８を除く他の端面１０は、翼回転方向と逆方向に対して第３の角度γをなすように翼回転方向に対して傾斜して形成されている。図示した第３の角度γは、上記第２の角度βよりも小さくかつ鋭角である。なお、第３の角度γは上記第２の角度βより小さい角度であれば、９０°（タービン軸方向と同方向）或いは鈍角に形成しても良い。また、第１の角度α・第２の角度β・第３の角度γは、第１の角度α及び第２の角度βの差、並びに第２の角度β及び第３の角度γの差が、いずれも１２度以下（｜β−α｜≦１２°、｜γ−β｜≦１２°）となるように設定されている。

また、各インテグラルカバー５の翼回転方向ピッチ（長さ）は、幾何学的ピッチよりもやや大きく設定されており、環状翼列を構成する各インテグラルカバー５の総和がそれらインテグラルカバー５の取り付け半径位置における円周長さより大きくなるように設定されている。ここでいう幾何学的ピッチとは、各インテグラルカバー５の取り付け半径位置の円周方向長さを周方向の翼取り付け本数Ｍで割った翼回転方向ピッチ（長さ）である。

これにより、組立時、特殊翼１ａを除く二番目以降に挿入されたタービン動翼１をタービン軸方向側からタービンディスク５に押し込むことでねじり変形しようとする翼プロフィル部２の弾性復元力によって相隣接するインテグラルカバー５同士が接触し拘束されるように構成されている。

次に、上記タービン動翼１の組み立て方法について説明する。
タービン動翼１は、特殊翼１ａから翼回転方向と逆方向に向かって順番にディスク溝５１に植え込まれ、最後（Ｍ番目）の特殊翼１ｂまで順次全周の翼本数Ｍ本植え込まれることにより組み立てられる。

まず、１番目のタービン動翼である特殊翼１ａをディスク溝５１に所定の位置まで挿入しディスク溝５１と翼根部４の相対位置が変わらないように固定した後、特殊翼１ａの腹側に位置する２番目のタービン動翼をその背側端面８が特殊翼１ａの腹側端面１０に接触するまで挿入する。

前述したように、インテグラルカバー５の翼回転方向ピッチは幾何学的ピッチよりも大きく形成されているため、２番目のタービン動翼は、ディスク溝５１の所定の位置まで挿入されず特殊翼１ａに対しややタービン軸方向上流側にずれる。この軸方向ずれ量Ｚは、インテグラルカバー５のピッチと幾何学的ピッチとの差Ｐ（後述の図４参照）と、特殊翼１ａのインテグラルカバー５の腹側端面１０とこれに隣接する２番目のタービン動翼１のインテグラルカバー５の背側端面の傾斜角（第３の角度γ）、及びディスク溝５１の傾斜角（第２の角度β）により定まる。続けて３番目のタービン動翼、４番目のタービン動翼・・・（Ｍ−１）番目のタービン動翼、Ｍ番目のタービン動翼（特殊翼１ｂ）を順番に隣接翼同士のインテグラルカバー５の対向端面が接触する位置までディスク溝５１に挿入する。

これまでの組み立て工程においては、隣接するインテグラルカバー５同士は単に当接しているのみの状態であり、翼プロフィル部２に曲げ変形やねじり変形は生じていない。特殊翼１ｂをディスク溝５１に挿入したら、この時点でディスク溝５１に対し所定位置まで完全に挿入されている特殊翼１ａを除く他のタービン動翼１を適宜タービン軸方向から押圧し、それらのタービン軸方向の位置が特殊翼１ａと同じ位置となるまでディスク溝５１に押し込み、図１の状態としてこの環状翼列の組み立てが終了する。

なお、１番目のタービン動翼である特殊翼１ｂは、Ｍ番目のタービン動翼である特殊翼１ａに対して（Ｍ−１）×Ｚだけ軸方向上流側に位置するため、（Ｍ−１）×Ｚがディスク溝５１のストロークより大きくなる場合には、特殊翼１ｂをディスク溝５１に挿入できず組み立てられなくなる。したがって、第２の角度β及び第３の角度γやディスク溝５１のストロークは、（Ｍ−１）×Ｚがディスク溝５１のストロークよりも小さくなるように設定する必要がある。

図３は、全周の翼のうちの特殊翼１ａ，１ｂ及び特殊翼１ｂの背側に隣接する（Ｍ−１）番目のタービン動翼のインテグラルカバー５を抽出して径方向外周側から見た図、図４は図３中のIV部の拡大図である。
図３において、組み立て時、特殊翼１ｂを挿入する際に特殊翼１ｂに押し込み荷重Ｆ１を作用させると、第３の角度γで傾斜した隣接するインテグラルカバー５の対向端面１０間に反力Ｆ２が生じる。一方、この時点では特殊翼１ａの背側端面７と特殊翼１ｂの腹側端面８間に拘束力が生じないため特殊翼１ａ，１ｂには曲げ変形Ｍ１，Ｍ２が生じようとするが、特殊翼１ｂを挿入していくにつれ、特殊翼１ａの背側端面７と特殊翼１ｂの腹側端面８の間隙Ｇは小さくなりやがて０になる。これにより特殊翼１ａの背側端面７と特殊翼１ｂの腹側端面８間に拘束力が発生し、これら特殊翼１ｂ，１ａの組み立て後に残存する曲げ変形Ｍ１，Ｍ２が最小限に止められる。

なお、隣接する翼同士の軸方向ずれ量ＺはＰ×ｔａｎα×ｔａｎβ／（ｔａｎβ−ｔａｎα）で表される。特殊翼１ａ，１ｂの軸方向ずれ量Ｚ_totalは前述したように（Ｍ−１）×Ｚである。したがって、このＺ_totalを考慮して特殊翼１ａ，１ｂのインテグラルカバー５ａ，５ｂの対向端面７，８の傾斜角（第３の角度γ）を調整することで、特殊翼１ｂと（Ｍ−１）番目のタービン動翼１のインテグラルカバー５の対向端面１０を接触させると同時に特殊翼１ａ，１ｂのインテグラルカバー５の対向端面７，８の間隙Ｇが０となるように各インテグラルカバー５を形成することも可能である。この場合には、特殊翼１ｂを押圧してディスク溝５１の所定位置まで挿入する際に生じるタービン動翼の曲げ変形も最小限に抑えることができる。

図５は特殊翼１ｂの挿入時に作用する力の関係を表す図である。
図５において、特殊翼１ｂにディスク溝方向に押し込み荷重Ｆ１を作用させ、ディスク溝５１の所定位置まで特殊翼１ｂを挿入すると、特殊翼１ｂのインテグラルカバー５ｂは隣接するインテグラルカバー５，５ａの端面１０，７間に挟まれ、特殊翼１ｂのインテグラルカバー５にディスク溝５１に挿入する方向と垂直方向に反力Ｆ２が生じる。この反力Ｆ２は、端面の傾斜方向を向いた傾斜方向分力Ｆ２ａと傾斜方向と垂直方向を向いた垂直方向分力Ｆ２ｂに分解される。

垂直方向分力Ｆ２ｂと静摩擦係数により表される摩擦力Ｆ３が傾斜面方向分力Ｆ２ａを上回る場合には、組み立て後、押し込み荷重Ｆ１が作用しない状態でも翼根部４とディスク溝５１の相対位置がずれて組み立て前の状態に戻ることがなく容易にタービン動翼１が組み付けられる。このような角度を摩擦角というが、静止摩擦係数を０．２と仮定すると摩擦角は１２°になる。静止摩擦係数０．２は材料の摩擦係数として一般的な値である。したがって、前述したように第１の角度αと第２の角度βの角度差、第２の角度βと第３の角度γの角度差を１２度以下とすることで、より組み立て作業を容易化することができ高い信頼性を確保することができる。

以上のように本実施の形態によれば、短翼であっても隣接するインテグラルカバー５同士を確実に連結することができ、なおかつ容易に組み立てることができる。また、タービン動翼の変形量を最小限に止めることができるので、組み立て中や組み立て後に翼根部４に作用する応力を軽減することができ、高い信頼性を確保することができる。

図６は本発明のタービン動翼の第２の実施の形態の組み立て中の状態を径方向外周側から見て概略的に表した平面図であり、先の各図と同様の部分には同符号を付し説明を省略する。
図６において、本実施の形態が前述した第１の実施の形態と相違する点は、環状翼列を構成する各タービン動翼１を、それぞれ始端インテグラルカバー５ａを備えた特殊翼１ａ及び終端インテグラルカバー５ｂを備えた特殊翼１ｂを一対ずつ有する複数のセクションＳ１，Ｓ２・・・Ｓｎに分割した点である。

例えば図示した環状翼列が６０本のタービン動翼１００からなり、これらを６本ずつ１０個のセクションに分割する場合、１つのセクションは全周３６０°のうちの３６°を占め、翼回転方向前方端（組み立て順で始端）に位置する１本の特殊翼１ａと、翼回転方向後方端（組み立て順で終端）に位置する１本の特殊翼１ｂと、これら特殊翼１ａ，１ｂの間に位置する４つのタービン動翼１００とで構成される。

各タービン動翼の構成は前述した第１の実施の形態と同様であり、特殊翼１ａのインテグラルカバー５ａの背側端面７及び特殊翼１ｂのインテグラルカバー５ｂの腹側端面８の傾斜角が第１の角度α、各タービン動翼の挿入角が第２の角度β、各タービン動翼のインテグラルカバー５の翼回転方向を向いた端面のうち上記端面７，８以外の傾斜角が第３の角度γ（０＜γ＜β＜α＜１８０°、｜α−β｜≦１２°、｜β−γ｜≦１２°）である。各インテグラルカバー５の円周方向ピッチは、前述した幾何学的ピッチよりもやや大きく形成されている。

本実施の形態のタービン動翼の組み立て方法を説明する。
例えば図示した環状翼列が６０本のタービン動翼からなり６本ずつ１０のセクションに分割されているとすると、各セクションにおいて特殊翼１ａから順番に２番目のタービン動翼、３番目のタービン動翼・・・６番目のタービン動翼（特殊翼１ｂ）をタービンディスク５０にタービン軸方向側から挿入する。セクション間の組み立て優先順位は特になく、セクションＳ１、Ｓ２・・・Ｓ６と順番に組み入れていっても良いし、順不同又は並行して組み入れていっても良い。但し、特殊翼１ａは、その背側に隣接するセクションの特殊翼１ｂよりも先に組み入れる必要がある。その後の手順は前述した第１の実施の形態と同様であり、各セクションで最初に挿入した特殊翼１ａ以外のタービン動翼１００を順次押し込み、特殊翼１ａと同じ軸方向位置まで摺動させたら組み立て終了である。

本実施の形態によれば、翼列を複数のセクションに分割したことによって前述した第１の実施の形態と同様の効果に加え次の効果が得られる。すなわち、タービン設備の仕様によって、前述したインテグラルカバーの軸方向ずれ量の最大値（Ｍ−１）×Ｚがディスク溝５１のストロークより大きくなってしまう場合、タービン動翼の組み立てが不可能となってしまう。このような場合、本実施の形態のように翼列を構成するタービン動翼をｎ個のセクションに分割することにより、ｎをセクション数とすると軸方向ずれ量の最大値を（Ｍ／ｎ−１）×Ｚに減少させることができる。したがって、設計自由度が向上し、タービン設備の要求仕様に柔軟に対応し各部の寸法を決定することができる。

なお、以上の第１及び第２の実施の形態において、特殊翼１ａ，１ｂを除くタービン動翼１００のインテグラルカバー５の形状が平行四辺形である例を示したが、図７及び図８に示すように、インテグラルカバー５の背側・腹側端面１０が屈曲形成されていても構わない。また、このように端面１０を屈曲させた場合、隣接するインテグラルカバー５と接触する背側・腹側端面１０は、図７に示したようにタービン軸方向上流側の傾斜面であっても良いし、図８に示したようにタービン軸方向下流側の傾斜面であっても良い。

図９は本発明のタービン動翼の第３の実施の形態が構成する環状翼列の一部を表す斜視図、図１０はタービン軸方向から見た図で、これらの図において先の各図と同様の部分には同符号を付し説明を省略する。
図９及び図１０において、本実施の形態が前述した第１及び第２の実施の形態と相違する点は、翼根部４の翼回転方向に向いた両側面は、ディスク溝５１の上端部に形成したタービン径方向に平行な支持面５３に対応して形成されたタービン径方向に延びる被支持面１５を有し、この被支持面１５が上記支持面５３に対向し接するように構成されている点である。支持面５３及び被支持面１５の長手方向はディスク溝５１の延伸方向（第２の角度β）に平行である。

すなわち、ディスク溝５１間の頂部には、タービン径方向外周側に突き出す凸部５４が設けられ、この凸部５４の周方向を向いた側面が先の支持面５３を形成している。支持面５３は、翼根部４の翼回転方向中心を通り径方向に伸びる半径方向面Ｒと平行に形成されている。被支持面１５は、翼根部４の上端の背側・腹側端面に形成されており、組み立て時に凸部５４の支持面５３に対向するように上記半径方向面Ｒと平行に形成されている。その他の構成や組み立て手順については、前述した第１の実施の形態又は第２の実施の形態と同様である。

本実施の形態においても、前述した第１の実施の形態又は第２の実施の形態と同様の効果が得られる。加えて、組立中若しくは組立後、翼に曲げ変形やねじり変形が生じる際、翼根部４の被支持面１５がディスク溝５１の支持面５３により拘束されているため、翼根部４やディスク溝５１に片当たりが生じず高い応力が発生しない。仮にディスク溝５１の変形とともに翼根部４とディスク溝５１に片当たりが僅かに生じても、それにより発生する応力は小さい。したがって、信頼性の高いタービンの翼を提供することができる。

なお、図９及び図１０では、凸部５４の支持面５３が半径方向面Ｒと平行な例を説明したが、翼根部４やディスク溝５１に発生する応力を少しでも低減する意味では、支持面５３及び被支持面１５が半径方向面Ｒ必ずしも平行でなくても効果がある。

図１１は本発明のタービン動翼の第４の実施の形態が構成する環状翼列の一部をタービン軸方向から見た図で、この図において先の各図と同様の役割を果たす部分には同符号を付し説明を省略する。
図１１に示すように、本実施の形態において、翼根部４の翼回転方向に向いた両側面は、ディスク溝５１の下端部に形成したタービン径方向に平行な支持面５３に対応して形成されたタービン径方向に延びる被支持面１５を有し、この被支持面１５が支持面５３に対向し接するように形成されている。すなわち、第３の実施の形態では翼根部４の上端部に設けた被支持面１５で翼根部４を拘束したのに対し、本実施の形態では翼根部４の下端部に設けた被支持面１５で翼根部４を拘束している。支持面５３及び被支持面１５の長手方向はディスク溝５１の延伸方向（第２の角度β）に平行である。その他の構成及び組み立てて順については第３の実施の形態と同様であり、第３の実施の形態と同様の効果を得ることができる。

図１２は本発明のタービン動翼の第５の実施の形態が構成する環状翼列の一部をタービン軸方向から見た図で、この図において先の各図と同様の役割を果たす部分には同符号を付し説明を省略する。
図１２に示すように、本実施の形態において、翼根部４の翼回転方向に向いた両側面は、ディスク溝５１の上端部及び下端部にそれぞれ形成したタービン径方向に平行な支持面５３に対応して形成されたタービン径方向に延びる被支持面１５を有し、この被支持面１５が支持面５３に対向し接するように形成されている。すなわち、本実施の形態は第３及び第４の実施の形態を組み合わせた実施の形態であり、翼根部４の上端部及び下端部に被支持面１５を設けて上下両端で翼根部４を拘束している。支持面５３及び被支持面１５の長手方向はディスク溝５１の延伸方向（第２の角度β）に平行である。その他の構成及び組み立てて順については第３又は第４の実施の形態と同様であり、第３又は第４の実施の形態と同様の効果を得ることができ、上下両端で翼根部４を拘束するのでより大きな拘束力が得られる。

図１３は本発明のタービン動翼の第６の実施の形態をタービン軸方向から見た図で、この図において先の各図と同様の役割を果たす部分には同符号を付し説明を省略する。
図１３に示すように、本実施の形態において、翼根部４の翼回転方向に向いた両側面は、ディスク溝５１に形成されたタービン径方向に垂直な支持面５３’に対応して形成されたタービン径方向（半径方向面Ｒ）とほぼ垂直な方向に延びる被支持面１５’を有し、この被支持面１５’が支持面５３’に対向し接するように構成されている。支持面５３’はディスク溝５１の凹部５２の径方向外側に径方向内側を向くように形成されており、被支持面１５’は翼根部４の凸部６の径方向外側に径方向外側を向くように形成されている。つまり、第３〜第５の実施の形態においては、支持面５３及び被支持面１５を径方向に平行に形成して翼根部４のねじれを拘束したのに対し、本実施の形態は、支持面５３’及び被支持面１５’を径方向に垂直に形成し、翼根部４が多少ねじれても支持面５３’と被支持面１５’が確実に面接触するようになし、翼根部４とディスク溝５１との片当たりを防止するように構成した実施の形態である。

なお、本実施の形態においては、第４の実施の形態と同様にディスク溝５１及び翼根部４の下端部にそれぞれ支持面５３及び被支持面１５を設けているが、第３の実施の形態と同様にディスク溝５１及び翼根部４の上端部にそれぞれ支持面５３及び被支持面１５を設けても良いし、第５の実施の形態と同様にして上下両端部に設けても良い。また、上記支持面５３’及び被支持面１５’のみで十分な効果が得られる場合には、径方向に伸びる支持面５３及び被支持面１５は省略しても良い。その他の構成及び組み立てて順については前述した各実施の形態と同様である。

本実施の形態においても前述した各実施の形態と同様の効果が得られることは言うまでもないが、半径方向に伸びる支持面５３及び被支持面１５を設けてもディスク溝５１と翼根部４との間で僅かに片当たりが生じる場合、本実施の形態のように径方向に垂直な支持面５３’及び被支持面１５’を設ければ、翼根部４がねじれても翼根部４とディスク溝５１との間の片当たりを確実に防止することができる。よって、より高い信頼性を確保することができる。

図１４は、以上に説明した本発明のタービン動翼の各実施の形態を適用するタービン設備の一構成例を一部断面で表す側面図である。
図１４に示すように、以上説明した本発明のタービン動翼の各実施の形態を環状に形成した動翼翼列３１は、例えばケーシング等の静止体の内壁に静翼を環状に固定して形成した静翼翼列３２とタービン軸方向に交互に配設される。一般に、軸方向に隣接する静翼翼列３２と動翼翼列３１を１つの段落とし、こうした段落が複数段設けられる。図１４には本発明のタービン動翼の適用対象として蒸気タービンを図示したが、勿論ガスタービンにも適用可能である。また、高圧段であっても低圧段であっても本発明は適用可能であるが、特に翼長の短い高圧段に適用すると効果的である。

本発明のタービン動翼の第１の実施の形態が構成する環状翼列の一部を表す斜視図である。 本発明のタービン動翼の第１の実施の形態の組み立て中の状態を径方向外周側から見て概略的に表した平面図である。 本発明のタービン動翼の第１の実施の形態が構成する翼列のうちの始端動翼、終端動翼及び終端動翼の背側に隣接するタービン動翼のインテグラルカバーを抽出して径方向外周側から見た図である。 図３中のIV部の拡大図である。 本発明のタービン動翼の第１の実施の形態の終端動翼の挿入時に作用する力の関係を表す図である。 本発明のタービン動翼の第２の実施の形態の組み立て中の状態を径方向外周側から見て概略的に表した平面図である。 本発明のタービン動翼に備えられたインテグラルカバーの他の構成例を表す図である。 本発明のタービン動翼に備えられたインテグラルカバーの更に他の構成例を表す図である。 本発明のタービン動翼の第３の実施の形態が構成する環状翼列の一部を表す斜視図である。 本発明のタービン動翼の第３の実施の形態が構成する環状翼列の一部をタービン軸方向から見た図である。 本発明のタービン動翼の第４の実施の形態が構成する環状翼列の一部をタービン軸方向から見た図である。 本発明のタービン動翼の第５の実施の形態が構成する環状翼列の一部をタービン軸方向から見た図である。 本発明のタービン動翼の第６の実施の形態をタービン軸方向から見た図である。 本発明のタービン動翼を適用するタービン設備の一構成例を一部断面で表す側面図である。

符号の説明

１ タービン動翼
１ａ 特殊翼
１ｂ 特殊翼
２ 翼プロフィル部
４ 翼根部
５ インテグラルカバー
５ａ 始端インテグラルカバー
５ｂ 終端インテグラルカバー
７ 端面
８ 端面
１０ 端面
１５ 被支持面
１５’ 被支持面
５０ タービンディスク
５１ ディスク溝
５３ 支持面
５３’ 支持面
Ｓ セクション
α 第１の角度
β 第２の角度
γ 第３の角度

Claims (13)

1. タービンディスク外周部に翼回転方向に複数設けられたディスク溝に対しそれぞれタービン軸方向側から挿入され係合する翼根部と、翼プロフィル部の先端に一体に形成されたインテグラルカバーとを有し、前記タービンディスクに対し翼回転方向に複数取り付けられて環状翼列を構成するタービン動翼であって、
   前記インテグラルカバーの翼回転方向を向いた端面を、前記タービンディスクに対する前記翼根部の挿入方向に対して傾斜させて形成し、かつ、
   前記環状翼列における前記インテグラルカバーの翼回転方向ピッチの総和を、当該インテグラルカバーの取り付け半径位置における円周長さより大きくなるように設定し、
   組立時、タービン軸方向側から前記タービンディスクに押し込むことでねじり変形しようとする前記翼プロフィル部の弾性復元力によって相隣接するインテグラルカバー同士が接触し拘束されるように構成した
   ことを特徴とするタービン動翼。
2. タービンディスク外周部に翼回転方向に複数設けられたディスク溝に対しそれぞれタービン軸方向側から挿入され係合する翼根部と、翼プロフィル部の先端に一体に形成されたインテグラルカバーとを有し、前記タービンディスクに対し翼回転方向に複数取り付けられて環状翼列を構成するタービン動翼であって、
   径方向外周側から見て翼回転方向と逆方向からタービン軸方向下流側にとった角度を正としたとき、複数設けられた前記インテグラルカバーの翼回転方向に向いた端面のうち、少なくとも１つの始端インテグラルカバーの背側端面及びこの背側端面側に隣接する終端インテグラルカバーの腹側端面を、翼回転方向に対してそれらがなす第１の角度が翼回転方向に対して前記ディスク溝がなす第２の角度よりも大きくなるように形成する一方、前記第１の角度で形成した端面を除く他の端面を、翼回転方向に対してそれらがなす第３の角度が前記第２の角度よりも小さくなるように形成し、かつ、
   前記環状翼列における前記インテグラルカバーの翼回転方向ピッチの総和を、当該インテグラルカバーの取り付け半径位置における円周長さより大きくなるように設定し、
   組立時、前記タービンディスクに二番目以降に挿入したものをタービン軸方向側から前記タービンディスクに押し込むことでねじり変形しようとする前記翼プロフィル部の弾性復元力によって相隣接するインテグラルカバー同士が接触し拘束されるように構成した
   ことを特徴とするタービン動翼。
3. 請求項１に記載のタービン動翼において、径方向外周側から見て翼回転方向と逆方向からタービン軸方向下流側にとった角度を正としたとき、複数設けられた前記インテグラルカバーの翼回転方向に向いた端面のうち、少なくとも１つの始端インテグラルカバーの背側端面及びこの背側端面側に隣接する終端インテグラルカバーの腹側端面を、翼回転方向に対してそれらがなす第１の角度が翼回転方向に対して前記ディスク溝がなす第２の角度よりも大きくなるように形成したことを特徴とするタービン動翼。
4. 請求項３に記載のタービン動翼において、複数設けられた前記インテグラルカバーの翼回転方向に向いた端面のうち、前記第１の角度で形成した端面を除く他の端面を、翼回転方向に対してそれらがなす第３の角度が前記第２の角度よりも小さくなるように形成したことを特徴とするタービン動翼。
5. 請求項４に記載のタービン動翼において、前記第１の角度は鋭角であることを特徴とするタービン動翼。
6. 請求項５に記載のタービン動翼において、前記第１及び第２の角度の差と前記第２及び第３の角度の差はいずれも１２度以下であることを特徴とするタービン動翼。
7. 請求項３〜６のいずれかに記載のタービン動翼において、前記環状翼列をそれぞれ一対の前記始端インテグラルカバー及び前記終端インテグラルカバーを有する複数のセクションに分割したことを特徴とするタービン動翼。
8. 請求項１に記載のタービン動翼において、前記翼根部の翼回転方向に向いた両側面は、前記ディスク溝の上端部に形成したタービン径方向に平行な支持面に対応して形成されたタービン径方向に延びる被支持面を有し、この被支持面が前記支持面に対向し接することを特徴とするタービン動翼。
9. 請求項１に記載のタービン動翼において、前記翼根部の翼回転方向に向いた両側面は、前記ディスク溝の下端部に形成したタービン径方向に平行な支持面に対応して形成されたタービン径方向に延びる被支持面を有し、この被支持面が前記支持面に対向し接することを特徴とするタービン動翼。
10. 請求項１に記載のタービン動翼において、前記翼根部の翼回転方向に向いた両側面は、前記ディスク溝の上端部及び下端部にそれぞれ形成したタービン径方向に平行な支持面に対応して形成されたタービン径方向に延びる被支持面を有し、この被支持面が前記支持面に対向し接することを特徴とするタービン動翼。
11. 請求項８〜１０のいずれかに記載のタービン動翼において、前記被支持面の長手方向は、さらに前記ディスク溝の延伸方向に平行であることを特徴とするタービン動翼。
12. 請求項１に記載のタービン動翼において、前記翼根部の翼回転方向に向いた両側面は、前記ディスク溝に形成されたタービン径方向に垂直な支持面に対応して形成されたタービン径方向とほぼ垂直な方向に延びる被支持面を有し、この被支持面が前記支持面に対向し接することを特徴とするタービン動翼。
13. タービンディスク外周部に翼回転方向に複数設けられたディスク溝に対しそれぞれタービン軸方向側から挿入され係合する翼根部と、翼プロフィル部の先端に一体に形成されたインテグラルカバーとを有し、前記タービンディスクに対し翼回転方向に複数取り付けられて環状翼列を構成するタービン動翼を備えたタービンであって、
    前記タービン動翼は、
    前記インテグラルカバーの翼回転方向を向いた端面を、前記タービンディスクに対する前記翼根部の挿入方向に対して傾斜させて形成し、かつ、
    前記環状翼列における前記インテグラルカバーの翼回転方向ピッチの総和を、当該インテグラルカバーの取り付け半径位置における円周長さより大きくなるように設定し、
    組立時、タービン軸方向側から前記タービンディスクに押し込むことでねじり変形しようとする前記翼プロフィル部の弾性復元力によって相隣接するインテグラルカバー同士が接触し拘束されるように構成した
    ことを特徴とするタービン設備。

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