JP2009281365A - タービン動翼組立体および蒸気タービン - Google Patents

Abstract

【課題】運転時においても所定の固定位置から倒れを生じることなく、回転方向（周方向）の遠心力場の均一性を維持することができ、高い精度での組み立てが実現可能なタービン動翼組立体および蒸気タービンを提供することを目的とする。
【解決手段】止め翼であるタービン動翼１０ａは、シャンク部２０が、シャンク部２０における一方の周方向側面２２ａの、タービンロータ１００の軸方向の中心部に形成された切り欠き部５０と、シャンク部２０における一方の周方向側面２２ａに、タービンロータ１００の軸方向の一端部２２ｂから切り欠き部５０に亘って形成された切り欠き部６０と、切り欠き部５０から翼有効部側に貫通して形成され、止め部材１６０を切り欠き部５０内の翼有効部側に移動する移動部材１７０を挿入するための貫通通路７０とを備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、火力発電用等に使用される蒸気タービンに関し、特に、翼根部をタービンロータの軸方向に挿入して植設する軸方向挿入翼根部形式のタービン動翼を備えるタービン動翼組立体およびこれを備える蒸気タービンに関する。

タービン動翼では、蒸気通路部構成要素としての流体設計以外に、例えば高遠心力に対する強度設計や、蒸気等の外力に起因するタービン動翼の共振振動の発生を抑制する振動設計が重要である。

強度設計としては、タービンロータのロータ翼車の外周部先端に取り付けられるタービン動翼との結合部構造が最も重要であり、一般的に、凹凸の噛み合わせである翼根部を介して結合される。この翼根部嵌め合い構造は、鞍形翼根部形式と軸方向挿入翼根部形式の２系統に大別され、それぞれ広く使用されている（例えば、特許文献１−２参照。）。

図１４は、従来の鞍形翼根部形式による翼根部嵌め合い構造を説明するための、ロータ翼車３００およびタービン動翼３１０を示す斜視図である。図１５は、従来の軸方向挿入翼根部形式による翼根部嵌め合い構造を説明するための、ロータ翼車３５０およびタービン動翼３６０を示す斜視図である。図１６は、従来の鞍形翼根部形式におけるロータ翼車３００およびタービン動翼３１０のタービンロータの軸方向の断面を示す図である。図１７は、従来の軸方向挿入翼根部形式におけるロータ翼車３５０およびタービン動翼３６０のタービンロータの軸方向の断面を示す図である。図１８は、従来の軸方向挿入翼根部形式において、止め翼をねじ止めによって固定した際のロータ翼車３５０およびタービン動翼３６０をタービンロータの軸方向から見たときの平面図である。図１９は、従来のスナッバ形式翼におけるシュラウド部３９０の構成を示す平面図である。図２０は、スナッバ形式翼における半径方向の位置の制御をするための構成を備えた、基準動翼３７０における翼根部３７０ａとロータ翼車３９５の断面を示す図である。図２１は、スナッバ形式翼における半径方向の位置の制御をするための構成を備えた、オフセット動翼３８０における翼根部３８０ａとロータ翼車３９５の断面を示す図である。

鞍形翼根部形式は、図１４に示すような、タービンロータの周方向に加工された凹凸の周方向の１個所に設けられた切欠部３０１からタービン動翼３１０を半径方向に挿入し、タービン動翼側からロータ翼車３００を抱え込む形式である。一方、軸方向挿入翼根部形式は、図１５に示すような、タービンロータの軸方向に凹状に形成された複数の翼溝をタービンロータの周方向に沿って一周に亘り設けてなるロータ翼車３５０の翼溝にタービン動翼３６０を挿入する形式である。

これらの翼根部形式を比較した場合、図１６および図１７に示すように、同じロータ翼車３００、３６０の幅ａに対して、それに組み合わされるタービン動翼３１０、３６０の幅は、軸方向挿入翼根部形式における翼幅ｂ２の方が、鞍形翼根部形式における翼幅ｂ１よりも大きくすることができる。これは、双方が共に許容応力を満足している限りにおいて、軸方向挿入翼根部形式におけるタービン動翼３１０の方が、負荷能力が高いことを意味している。

この優位点を利用して、軸方向挿入翼根部形式は、ロータスパン、換言すればタービンロータの長さを短く抑えるための設計が必要な各種タービンなどに使用されている。また、既設タービンに関する性能向上のための改造設計において、狭い間隔に重要な機能を持たせるために、鞍形翼根部形式から軸方向挿入翼根部形式へ変更することも行われている。

また、規定数のタービン動翼をロータ翼車に植設する際、最後の１枚のタービン動翼を止め翼として植設する。上記した従来の鞍形翼根部形式の場合には、この止め翼は、図１４に示すように、半径方向の抜けを防止するため、止めビスまたは止めピン等の固定部材３１１によってロータ翼車に固定される。

一方、上記した従来の軸方向挿入翼根部形式の場合には、図１５に示すように、最後の１枚のタービン動翼である止め翼以外のタービン動翼３６０の翼根部３６１は、溝部にタービンロータの軸方向に沿って挿入される。そして、タービン動翼３６０を所定の位置まで挿入し、翼根部３６１の周方向側の側面に設けられた切り欠き部３６２と、溝部間のロータ翼車３５０の頂部に設けられた２つの突起部３５１との間に、止めキー３６３を挿入する。この止めキー３６３を挿入することによって、タービン動翼３６０のタービンロータの軸方向への移動が防止される。このようにして止め翼以外のタービン動翼３６０は植設される。一方、止め翼を挿入する際には、止めキー３６３を挿入することは不可能なので、止め翼３６０ａを溝部へ挿入後、図１８に示すように、止めねじ３６４によって隣接するタービン動翼３６０と固定され、タービンロータの軸方向への移動が防止される。

振動設計に関し、タービン動翼が単独で自立する場合には、この単翼の特性に依存する多数の振動モードが存在する。蒸気力等の外力による起振力がこれらの振動モードに一致または近接すると、タービン動翼の共振応力が過大になり、最悪の場合には、破壊に至ることもある。このため、植設されたタービン動翼を複数枚ずつ連結する群翼構造（例えば、特許文献３参照。）、あるいは、全周のタービン動翼を全て連結する全周一群構造（例えば、特許文献４参照。）等により、振動モードを制御する設計が行われている。

全周一群構造として、単翼の先端部にシュラウドを備え、シュラウドの背側および腹側に当り面を設け、一方の当り面が隣接するタービン動翼のもう一方の当り面と接触するように組み立て、全周の翼を一群として構成するスナッバ構造がある。このスナッバ構造では、スナッバの当り面の摩擦による振動抑制効果が高く、また、全周一群構造であるため、振動モードの数が限られる。さらに、群翼構造の場合のように、群頭翼、群尾翼が存在しないために、振動モード上の特異点が存在せず、全翼に均一な振動応力を発生する。そのため、振動モードを制御し易いなど、制振設計上のメリットが大きく、スナッバ形式翼は広く利用されている。

このようなスナッバ形式翼においては、溝部へタービン動翼を植設する際、隣接するスナッバどうしが完全に接触していても、運転時においては、遠心力によるタービン動翼本体の浮き上がりや伸び、タービン動翼相互間の熱膨脹差等のため、スナッバ間の接触が不十分になったり、スナッバ間に隙間を生じることがある。スナッバ間に隙間が生じると、制振効果が期待できなくなり、タービンの運転信頼性に著しい欠陥を生じることとなる。そのため、従来のスナッバ形式翼においては、図１９に示すような、基準動翼（普通翼）３７０と遠心力による半径方向の浮き上がりを期待するオフセット動翼３８０を交互に配置し、隣接するシュラウド部３９０を積極的に接触させる楔型スナッバ形式が採用されることがある。

シュラウド部３９０を積極的に接触させるためのスナッバ形式翼における半径方向の位置の制御は、主として、図２０および図２１に示すような、翼根部３７０ａ、３８０ａをロータ翼車３９５に形成された溝部に挿入した際に生じる嵌め合い隙間ｍ、ｎを、基準動翼３７０とオフセット動翼３８０とで異なる値に調整することで行っている。

上記した、強度設計および振動設計の重要な２つの設計条件を踏まえ、最近のタービンにおいては、性能特性に影響を及ぼす重要な段落のタービン動翼には、軸方向挿入翼根部形式、かつスナッバ形式翼が採用される傾向にある。
特開平９−１７７５０２号公報 特開２００６−２８３６８１号公報 特開２０００−１８００２号公報 特開２００４−５２７５７号公報

しかしながら、上記した従来の軸方向挿入翼根部形式によるタービン動翼の植設方式によりタービン動翼を植設する場合、止め翼以外のタービン動翼においては、止めキーとそれに付随する固定構造部を考慮に入れた設計計算により、翼根部の重心を動翼の重心線に合わせることは比較的容易である。一方、止め翼については、ロータ翼車と翼根部の軸方向端部が止めねじで固定されるため、遠心力に対する効果を大きく乱すことになる。

また、上記した従来の楔形スナッバ形式を採用した場合には、個々のタービン動翼について、その半径方向の動きを精密に制御する必要があるため、設計、機械加工、さらには組立作業においても、十分な注意が必要になり、非常に複雑な製作手順になるという欠点がある。特に、運転中においては、一つのタービン動翼にかかる遠心力の一部が、シュラウド部を介して隣接するタービン動翼にもかかるため、隣接するタービン動翼の翼根部の応力が大きくなる可能性を有し、精密な設計と厳密な組立の双方を必要とする。

また、上記した従来のスナッバ形式翼を用いた場合、精密なシミュレーション計算により、組立時および回転上昇時に生じる僅かなタービン動翼の倒れ、すなわち傾きが、スナッバに発生する摩擦力の不均一やシュラウド外周面の凹凸、翼根部のフック部に生ずる応力の不均一あるいは応力集中等を発生させることがわかってきた。

そこで、本発明は、上記課題を解決するためになされたものであり、運転時においても所定の固定位置から倒れを生じることなく、回転方向（周方向）の遠心力場の均一性を維持することができ、高い精度での組み立てが実現可能なタービン動翼組立体および蒸気タービンを提供することを目的とする。

上記目的を達成するために、本発明の一態様によれば、それぞれ翼高さ方向に沿って順に翼根部、翼有効部およびシュラウドを備える複数のタービン動翼と、複数の翼溝を円周方向に沿って一周に亘り設けてなる翼車を少なくとも１つ有するタービンロータとを備え、前記タービンロータの翼車に設けられた複数の前記翼溝に前記タービン動翼の前記翼根部をそれぞれ植設して円周方向に一周に亘る翼列を形成したタービン動翼組立体であって、前記タービン動翼の翼根部は、前記翼溝に挿入される植込部と、前記植込部と前記翼有効部との間に形成されるシャンク部と、前記シャンク部における一方の周方向側面に形成された中央切り欠き部とを備えるとともに、前記中央切り欠き部のそれぞれに前記タービン動翼のタービンロータの軸方向への移動を防止するための止め部材が挿入されてなり、かつ、前記翼車の前記翼溝に最後に植設される前記タービン動翼の前記シャンク部は、タービンロータの軸方向の一端部から前記中央切り欠き部に亘って形成された軸方向切り欠き部と、前記中央切り欠き部から前記翼有効部側に貫通して形成され、前記止め部材を前記中央切り欠き部内の前記翼有効部側に移動し、前記止め部材のタービンロータの軸方向側の側面と前記中央切り欠き部の内壁面とを接触可能な状態にする移動部材を挿入するための貫通通路とを備えることを特徴とするタービン動翼組立体が提供される。

本発明に係るタービン動翼組立体によれば、運転時においても所定の固定位置から倒れを生じることなく、回転方向（周方向）の遠心力場の均一性を維持することができ、高い精度での組み立てを実現することができる。

以下、本発明の実施の形態について、図面を参照して説明する。

図１は、本発明に係る一実施の形態のタービン動翼１０、１０ａおよびタービンロータ１００の翼溝１１０の構成を示す斜視図である。図２Ａは、翼溝１１０に最後に植設されるタービン動翼以外のタービン動翼１０の一方の周方向側面を示す平面図である。図２Ｂは、図２Ａに示されたタービン動翼１０を翼溝１１０に挿入する側から見たときの平面図である。図３Ａは、翼溝１１０に最後に植設されるタービン動翼１０ａの一方の周方向側面を示す平面図である。図３Ｂは、図３Ａに示されたタービン動翼１０ａを翼溝１１０に挿入する側から見たときの平面図である。

図１に示すように、タービン動翼１０、１０ａは、タービンロータ１００のロータ翼車１０１に形成された翼溝１１０に挿入され、止め部材１５０、１６０によって固定され、タービンロータ１００の周方向に翼列を形成する。以下に各構成について説明する。

図１〜図３Ｂに示すように、タービン動翼１０、１０ａは、翼高さ方向に沿って順に翼根部２０、翼有効部３０およびシュラウド４０を備えている。なお、このタービン動翼１０、１０ａは、タービンロータ１００の周方向に並んで複数形成され、かつロータ翼車１０１の凹状の翼溝１１０に、タービンロータ１００の軸方向に挿入される、いわゆる軸方向挿入翼根部形式のタービン動翼である。

翼根部２０は、タービンロータ１００の翼溝１１０に挿入される植込部２１と、この植込部２１と翼有効部３０との間に形成されるシャンク部２２とを備えている。

植込部２１は、軸方向挿入翼根部形式の嵌め合い凹凸形状を有し、その凹凸形状は、タービンロータ１００の翼溝１１０の形状に対応している。この嵌め合い凹凸形状によって、タービン動翼１０、１０ａが、タービンロータ１００の半径方向へ抜けることを防止している。

シャンク部２２には、図２Ａおよび図３Ａに示すように、シャンク部２２における一方の周方向側面２２ａの、タービンロータ１００の軸方向の中心部に切り欠き部５０が形成されている。この切り欠き部５０は、タービンロータ１００の翼溝１１０に植設されたタービン動翼１０、１０ａが、タービンロータ１００の軸方向へ移動することを防止するための止め部材１５０、１６０を挿入するための溝である。なお、止め部材１５０、１６０の構成については後述する。また、図３Ａに示すように、翼溝１１０に最後に植設されるタービン動翼１０ａ、いわゆる止め翼のシャンク部２２には、シャンク部２２における一方の周方向側面２２ａに、タービンロータ１００の軸方向の一端部２２ｂから切り欠き部５０に亘って形成された切り欠き部６０が形成されている。また、シャンク部２２には、切り欠き部５０から翼有効部側に貫通する貫通通路７０が形成されている。この貫通通路７０は、止め部材１６０を移動させる移動部材１７０を切り欠き部５０内に挿入するための通路である。

ここで、図３Ａに示すように、切り欠き部５０の翼高さ方向の長さは、切り欠き部６０の翼高さ方向の長さよりも長く、すなわち、切り欠き部５０の方の切り欠きが、翼高さ方向により深く形成され、切り欠き部６０と切り欠き部５０との境界で翼高さ方向に段差を有している。また、切り欠き部５０のタービンロータ１００の軸方向の幅は、後述する止め部材１５０、１６０が挿入可能な幅に設定され、具体的には、止め部材１５０、１６０を挿入することが可能な最小値に設定されることが好ましい。切り欠き部５０のタービンロータの軸方向の幅が、止め部材１５０、１６０の幅Ｍ（後述する図４および図５参照）に対して大き過ぎると、タービン動翼１０、１０ａがタービンロータ１００の軸方向に移動することになり好ましくない。

また、タービン動翼１０、１０ａの先端部にはシュラウド４０を備え、シュラウド４０の背側および腹側に当り面を設け、一方の当り面が隣接するタービン動翼１０、１０ａのもう一方の当り面と接触するように構成されている。また、ここでは、前述したような、公知な楔形スナッバ翼方式を採用し、タービン動翼を交互に基準動翼、オフセット動翼として構成し、図２０および図２１に示した前述した公知な技術と同様に、植込部２１と翼溝１１０との嵌め合い凹凸形状における各間隙を、基準動翼とオフセット動翼とで異なる値に設定している。このように構成することで、運転中の遠心力がかかった状態において、シュラウド４０間の接触面圧を全周にわたって均一にすることができる。

次に、タービン動翼１０、１０ａを植設するタービンロータ１００の構成について説明する。

図１に示すように、タービンロータ１００には、タービンロータ１００の軸方向に凹状に形成された複数の翼溝１１０をタービンロータの周方向に沿って一周に亘り設けてなるロータ翼車１０１が少なくとも一列形成されている。ロータ翼車１０１に形成された翼溝１１０は、嵌め合い凹凸形状を有している。また、翼溝１１０間のロータ翼車１０１の頂部１０１ａには、２つの突起部１２０が所定の間隔をおいて形成されている。

なお、図１には、１つのタービン動翼列の段落を構成するためのロータ翼車１０１を示しているが、このタービンロータ１００の周方向に形成されたロータ翼車１０１は、構成するタービン動翼列の段落数に応じて、タービンロータ１００の軸方向に複数段形成される。

次に、止め部材１５０、１６０について説明する。

図４は、止め部材１５０の構成を示す斜視図である。図５は、止め部材１６０の構成を示す斜視図である。

図４に示すように、止め部材１５０、１６０は、例えばタービンロータ１００の軸方向に所定の幅Ｍを有するＬ字状の部材で構成されている。

止め部材１５０、１６０の幅Ｍは、翼溝１１０間のロータ翼車１０１の頂部１０１ａに設けられた２つの突起部１２０の間に、止め部材１５０、１６０を挿入することが可能な最大値に設定されることが好ましい。止め部材１５０、１６０の幅Ｍが、翼溝１１０間のロータ翼車１０１の頂部１０１ａに設けられた２つの突起部間の間隔に対して小さ過ぎると、止め部材１５０、１６０がタービンロータ１００の軸方向に移動することになる。すなわち、この移動によって、タービン動翼１０、１０ａもタービンロータの軸方向に移動することになり好ましくない。

止め部材１５０、１６０の幅方向に垂直な止め部材１５０、１６０の奥行き長さＮは、この奥行き長さ方向の一端部側が２つの突起部１２０の間に位置し、他端部側が切り欠き部５０内に位置するように設定されている。また、他端部側の他端面が、奥行き長さ方向の切り欠き部５０の側面に接触するように設定されることが好ましい。

また、翼溝１１０に最後に植設されるタービン動翼１０ａを翼溝１１０に挿入する際、止め部材１６０は、タービン動翼１０ａの挿入前に２つの突起部間に配置される。そして、翼溝１１０に最後に植設されるタービン動翼１０ａのシャンク部２２における一方の周方向側面２２ａに形成された切り欠き部６０によって、タービン動翼１０ａを翼溝１１０に挿入する際、止め部材１６０と接触することを回避するように構成されている。そのため、止め部材１６０の高さＨは、翼高さ方向の切り欠き部６０の長さ、すなわち、タービン動翼１０ａを翼溝１１０に挿入した際の、翼溝１１０間のロータ翼車１０１の頂部１０１ａにおける表面とこの表面に対向する切り欠き部６０の上面６０ａ（図３Ａ参照）との距離よりも短く構成される。

また、止め部材１６０には、止め部材１６０の高さＨ方向に、ねじ穴１６１が形成されている。このねじ穴１６１は、周面にねじ山１７１が螺刻された円筒状の部材で構成された移動部材１７０のねじ山１７１と螺合するように構成されている。

次に、タービン動翼１０、１０ａをタービンロータ１００に植設する工程について説明する。

図６は、最初に翼溝１１０に挿入されたタービン動翼１０を止め部材１５０で固定した状態を示す斜視図である。図７は、図６のＡ−Ａ断面であり、特に止め部材１５０を設置した部分について示した図である。図８は、最後に植設されるタービン動翼１０ａ以外のタービン動翼１０が植設された状態を示す斜視図である。図９は、最後に植設されるタービン動翼１０ａが翼溝１１０に挿入され、タービンロータ１００の軸方向に押し進められている状態を周方向側面側から見たときの平面図である。図１０および図１１は、最後に植設されるタービン動翼１０ａが翼溝１１０に挿入され、止め部材１６０が移動される状態を周方向側面側から見たときの平面図である。図１２は、図１０のＢ−Ｂ断面を示す図である。

まず、タービン動翼１０を翼溝１１０に挿入し、所定の位置、すなわち切り欠き部５０が２つの突起部１２０間に位置するまで進める。続いて、図６および図７に示すように、止め部材１５０を突起部１２０間および切り欠き部５０に挿入する。このように止め部材１５０を挿入することで、タービン動翼１０のタービンロータ１００の軸方向への移動を防止する。この工程と同様の工程によって、最後に植設されるタービン動翼１０ａ以外のタービン動翼１０が植設される。

続いて、残された最後の１つの翼溝１１０を構成する一方のロータ翼車１０１の頂部１０１ａに設けられた２つの突起部１２０の間に止め部材１６０を挿入して所定の位置に設置する。図１２に示すように、止め部材１６０の周方向の位置設定は、例えば、タービン動翼１０ａに隣接するタービン動翼１０のシャンク部２２に当接させることで行う。

続いて、残された最後の１つの翼溝１１０に、最後に植設されるタービン動翼１０ａを挿入する。図９に示すように、シャンク部２２における一方の周方向側面２２ａに、タービンロータ１００の軸方向の一端部２２ｂから切り欠き部５０に亘って切り欠き部６０が形成されているので、突起部間に設置された止め部材１６０と接触することなく、タービン動翼１０ａを挿入することができる。タービン動翼１０ａの切り欠き部５０の挿入方向側の側面５０ａが、止め部材１６０と接触する位置にきたときに挿入を停止する。

続いて、翼有効部３０側から貫通通路７０に移動部材１７０を挿入し、その挿入方向に位置する止め部材１６０のねじ穴１６１に挿入し所定の方向に回転させる。この回転によって移動部材１７０とねじ穴１６１とが螺合し、移動部材１７０を回転することで、図１０に示すように、止め部材１６０が、貫通通路７０側（図１０中の矢印方向側）、すなわち翼有効部３０側に移動する。そして、図１１に示すように、止め部材１６０の貫通通路７０側の端面は、切り欠き部６０と切り欠き部５０との境界に形成される翼高さ方向の段差を越えて、貫通通路７０側に移動される。これによって、止め部材１６０のタービンロータ１００の軸方向側の両側面１６０ａ、１６０ｂが、それぞれ切り欠き部５０のタービンロータ１００の軸方向側の側面５０ａ、５０ｂに接触する。このため、タービン動翼１０ａは、タービンロータ１００の軸方向に移動することができない状態となる。

なお、図１２に示すように、止め部材１６０の一方の周方向の側面におけるロータ翼車１０１側に位置する部分に突出部１６０ｃを備えてもよい。この突出部１６０ｃは、止め部材１６０を移動する際においても、タービンロータ１００の軸方向側から見ることができるので、止め部材１６０の移動位置を確認しながら止め部材１６０を移動することができる。また、移動部材１７０は、蒸気等による浸食を防止するため、止め部材１６０を移動後、シャンク部２２から翼有効部３０側に突出せずに、貫通通路７０内に収容されていることが好ましい。また、タービン動翼１０、１０ａが翼溝１１０に対して、特にタービンロータ１００の周方向に傾いて挿入されることを防止するために、タービン動翼１０、１０ａを挿入する翼溝１１０が鉛直下方となる位置、すなわち翼溝１１０が鉛直下方に開口する位置においてタービン動翼１０、１０ａの固定を行うことが好ましい。

上記した工程で、タービンロータ１００の翼溝１１０にタービン動翼１０、１０ａが植設され、タービンロータ１００の周方向に翼列が形成される。

上記したように、本発明の一実施の形態に係るタービン動翼１０、１０ａでは、タービン動翼１０、１０ａにおけるシャンク部２２の一方の周方向側面２２ａの、タービンロータ１００の軸方向の中心部に切り欠き部５０を形成し、この切り欠き部５０を利用して止め部材１６０によってタービン動翼１０、１０ａを固定することで、タービン動翼１０、１０ａにおける、回転方向（周方向）の遠心力場の均一性を維持することができる。特に、止め翼として機能するタービン動翼１０ａを、この切り欠き部５０を利用して止め部材１６０および移動部材１７０によって固定することができるので、従来の他の固定方式に比べて、均一な回転方向（周方向）の遠心力場を得ることができる。さらに、例えば、タービンロータの軸方向の止め翼の固定が、ねじ止めによって行われている従来の軸方向挿入翼根部形式のタービン動翼に比べて、固定部の機械的強度も向上する。特に、スナッバ翼式のタービン動翼の場合には、シュラウド（スナッバ）によるタービンロータの軸方向の固定力が期待できないため、固定部の機械的強度の向上は、段落翼としての信頼度を向上させる。また、タービン動翼の、タービンロータの軸方向への抜け止め構造の主要部は、蒸気等に晒されない位置に配置されているため、浸食等を防止することができる。

また、軸方向挿入翼根部形式のタービン動翼１０、１０ａを採用することでタービンロータ１００の軸方向へのタービン動翼１０、１０ａの倒れを防止することができる。さらに、タービン動翼１０、１０ａを挿入する翼溝１１０が鉛直下方となる位置、すなわち翼溝１１０が鉛直下方に開口する位置においてタービン動翼１０、１０ａの固定を行うことで、タービン動翼１０、１０ａの、タービンロータ１００の周方向への倒れを防止することができる。

上記において、主に、タービン動翼１０、１０ａの固定構造について説明したが、さらにタービン動翼１０、１０ａは、以下の構成を備えることが好ましい。

図１３は、タービン動翼１０、１０ａを翼溝１１０に挿入する方向から見たときの平面図である。

図１３に示すように、タービン動翼１０、１０ａにおける、翼根部２０、翼有効部３０およびシュラウド４０のそれぞれの重心２０ｇ、３０ｇ、４０ｇが、翼根部２０をタービンロータ１００の周方向に均等に２分割する面Ｐと、翼根部２０をタービンロータ１００の軸方向に均等に２分割する面Ｑとの交差線Ｌ上に位置することが好ましい。

また、翼根部２０、翼有効部３０およびシュラウド４０の少なくとも１つの重心が、交差線Ｌ上から外れる場合には、翼根部２０、翼有効部３０およびシュラウド４０のそれぞれの重心２０ｇ、３０ｇ、４０ｇを合成した合成重心が、交差線Ｌ上に位置するように設定される。また、タービン動翼１０、１０ａをタービンロータ１００に植設した際、交差線Ｌがタービンロータ１００の半径方向の延長線上にあるように設定することが好ましい。

上記したように、タービン動翼１０、１０ａにおける、翼根部２０、翼有効部３０およびシュラウド４０のそれぞれの重心２０ｇ、３０ｇ、４０ｇを交差線Ｌ上に位置させることで、軸方向挿入翼根部形式を有するスナッバ翼であるタービン動翼１０、１０ａのそれぞれにおける、翼遠心力の負荷による倒れを防止することができる。

以上、本発明を一実施の形態により具体的に説明したが、本発明はこれらの実施の形態にのみ限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々変更可能である。

本発明に係る一実施の形態のタービン動翼およびタービンロータの翼溝の構成を示す斜視図。 翼溝に最後に植設されるタービン動翼以外のタービン動翼の一方の周方向側面を示す平面図。 図２Ａに示されたタービン動翼を翼溝に挿入する側から見たときの平面図。 翼溝に最後に植設されるタービン動翼の一方の周方向側面を示す平面図。 図３Ａに示されたタービン動翼を翼溝に挿入する側から見たときの平面図。 止め部材の構成を示す斜視図。 止め部材の構成を示す斜視図。 最初に翼溝に挿入されたタービン動翼を止め部材で固定した状態を示す斜視図。 図６のＡ−Ａ断面であり、止め部材を設置した部分について示した図。 最後に植設されるタービン動翼以外のタービン動翼が植設された状態を示す斜視図。 最後に植設されるタービン動翼が翼溝に挿入され、タービンロータの軸方向に押し進められている状態を周方向側面側から見たときの平面図。 最後に植設されるタービン動翼が翼溝に挿入され、止め部材が移動される状態を周方向側面側から見たときの平面図。 最後に植設されるタービン動翼が翼溝に挿入され、止め部材が移動される状態を周方向側面側から見たときの平面図。 図１０のＢ−Ｂ断面を示す図。 タービン動翼を翼溝に挿入する方向から見たときの平面図。 従来の鞍形翼根部形式による翼根部嵌め合い構造を説明するための、ロータ翼車およびタービン動翼を示す斜視図。 従来の軸方向挿入翼根部形式による翼根部嵌め合い構造を説明するための、ロータ翼車およびタービン動翼を示す斜視図。 従来の鞍形翼根部形式におけるロータ翼車およびタービン動翼のタービンロータの軸方向の断面を示す図。 従来の軸方向挿入翼根部形式におけるロータ翼車およびタービン動翼のタービンロータの軸方向の断面を示す図。 従来の軸方向挿入翼根部形式において、止め翼をねじ止めによって固定した際のロータ翼車およびタービン動翼をタービンロータの軸方向から見たときの平面図。 従来のスナッバ形式翼におけるシュラウド部の構成を示す平面図。 スナッバ形式翼における半径方向の位置の制御をするための構成を備えた、基準動翼における翼根部とロータ翼車の断面を示す図。 スナッバ形式翼における半径方向の位置の制御をするための構成を備えた、オフセット動翼における翼根部とロータ翼車の断面を示す図。

符号の説明

１０，１０ａ…タービン動翼、２０…翼根部、２１…植込部、２２…シャンク部、３０…翼有効部、４０…シュラウド、７０…貫通通路、１００…タービンロータ、１０１…ロータ翼車、１０１ａ…頂部、１１０…翼溝、１２０…突起部、１７０…移動部材。

Claims (3)

1. それぞれ翼高さ方向に沿って順に翼根部、翼有効部およびシュラウドを備える複数のタービン動翼と、
   複数の翼溝を円周方向に沿って一周に亘り設けてなる翼車を少なくとも１つ有するタービンロータと
   を備え、前記タービンロータの翼車に設けられた複数の前記翼溝に前記タービン動翼の前記翼根部をそれぞれ植設して円周方向に一周に亘る翼列を形成したタービン動翼組立体であって、
   前記タービン動翼の翼根部は、
   前記翼溝に挿入される植込部と、
   前記植込部と前記翼有効部との間に形成されるシャンク部と、
   前記シャンク部における一方の周方向側面に形成された中央切り欠き部と
   を備えるとともに、前記中央切り欠き部のそれぞれに前記タービン動翼のタービンロータの軸方向への移動を防止するための止め部材が挿入されてなり、かつ、
   前記翼車の前記翼溝に最後に植設される前記タービン動翼の前記シャンク部は、
   タービンロータの軸方向の一端部から前記中央切り欠き部に亘って形成された軸方向切り欠き部と、
   前記中央切り欠き部から前記翼有効部側に貫通して形成され、前記止め部材を前記中央切り欠き部内の前記翼有効部側に移動し、前記止め部材のタービンロータの軸方向側の側面と前記中央切り欠き部の内壁面とを接触可能な状態にする移動部材を挿入するための貫通通路と
   を備えることを特徴とするタービン動翼組立体。
2. 前記タービンロータの翼車には、隣り合う翼溝の間にそれぞれ軸方向に離間して設けられた２つの突起部を有し、
   前記止め部材はそれぞれ、前記２つの突起部の間と前記中央切り欠き部に配置されることを特徴とする請求項１記載のタービン動翼組立体。
3. ケーシングと、
   前記ケーシング内に配置された請求項１または請求項２記載のタービン動翼組立体と
   を備えることを特徴とする蒸気タービン。

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