JP2010038104A

JP2010038104A - タービン動翼とその固定構造

Info

Publication number: JP2010038104A
Application number: JP2008204234A
Authority: JP
Inventors: Yasushi Hayasaka; 靖早坂; Hajime Toritani; 初鳥谷; Katsuhiro Murakami; 勝弘村上
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 2008-08-07
Filing date: 2008-08-07
Publication date: 2010-02-18
Anticipated expiration: 2028-08-07
Also published as: KR101561305B1; EP2151545A2; CA2674175C; EP2151545B1; US20100111701A1; KR20100019348A; EP2151545A3; CA2674175A1; JP5090287B2

Abstract

【課題】遠心力による応力が低減でき、製作性の良いタービン翼を提供すること。
【解決手段】作動流体の流通方向の上流側に位置する翼前縁２１及びその下流側に位置する翼後縁２２を有する羽根部３と、羽根部の根元側に一方向に沿って延設され、タービンロータ８の外周に設けられた翼溝６に嵌合される翼根元部５とを備え、翼前縁側における翼根元部の端部５１のタービンロータ周方向位置と、翼後縁側における翼根元部の端部５２のタービンロータ周方向位置とを互いに異ならせる。
【選択図】図３

Description

本発明は、蒸気タービンやガスタービン等のタービン動翼とその固定構造に関する。

蒸気タービンやガスタービン等のタービン動翼の翼根元部（翼植込み部）は、様々な形状によって形成されている。タービン動翼は、この翼根元部と相補形状に形成された翼溝に嵌合されて、タービンロータに取り付けられている。

ところで、高温蒸気や高温ガスにさらされる高圧段や中圧段のタービン動翼では、高温雰囲気において高い遠心力が長期間負荷されるので、翼根元部にクリープ損傷が発生する恐れがある。そのため、蒸気タービン動翼に関する技術として、翼の下部からプラットフォームを貫通する穴を放電加工等で設けて翼を軽量化し、遠心力による応力の低減を図ったものがある（特開２００５−１９５０２１号公報等参照）。

特開２００５−１９５０２１号公報

ところが、上記のタービン動翼では、放電加工等の加工法を選択することになるので、その加工に時間がかかること等の問題点がある。また、蒸気タービン翼は蒸気による振動負荷を受けるため、プラットフォームに穴があると翼の曲げ荷重によるプラットフォームの応力が高くなる可能性があった。

本発明の目的は、遠心力による応力が低減でき、製作性の良いタービン翼を提供することにある。

本発明は、上記目的を達成するために、作動流体の流通方向の上流側に位置する翼前縁及びその下流側に位置する翼後縁を有する羽根部と、この羽根部の根元側に一方向に沿って延設され、タービンロータの外周に設けられた翼溝に嵌合される翼根元部とを備え、前記翼前縁側における前記翼根元部の端部のタービンロータ周方向位置と、前記翼後縁側における前記翼根元部の端部のタービンロータ周方向位置とを互いに異ならせるものとする。

本発明によれば、タービン動翼の遠心荷重を翼根元部を介して翼溝で効率良く分担できるので、簡易に翼溝の応力を低減することができる。

以下、本発明の実施の形態を図面を用いて説明する。

図１は本発明の実施の形態であるタービン動翼をタービンロータ軸方向から見た正面図、図２はその斜視図である。なお、これらの図中に示すように、タービンロータ径方向、タービンロータ周方向、及びタービンロータ軸方向を定義する。

図１及び図２に示したタービン動翼４０ａ，４０ｂは、蒸気タービンに使用されるもので、羽根部３と、羽根部３の先端（タービンロータ径方向の外側端部）に設けられたシュラウド１と、シュラウド１の外周に設けられたシール（フィンシール）１ａと、タービンロータ８の外周に設けられた翼溝６（６ａ，６ｂ，６ｃ，６ｄ）に嵌合される翼根元部５（５ａ，５ｂ，５ｃ，５ｄ）と、羽根部３と翼根元部５の間に設けられたプラットフォーム部４を有している。

翼根元部５は、羽根部３の根元側（タービンロータ径方向の内側端部）において一方向に沿って延設されており、その延設方向に沿って翼溝６に挿入される。ここで図３を用いて翼根元部５の延設方向について説明する。

図３は図１中の矢印Ｂより見た図である。なお、先の図と同じ部分には同じ符号を付し説明は省略する（後の図も同様とする）。

この図において、羽根部３は、作動流体の流通方向の上流側に位置する翼前縁２１と、翼前縁の下流側に位置する翼後縁２２を有している。作動流体が図中の矢印Ｃの方向（タービンロータ軸方向）からタービン動翼４０ａに向かってやってくると、タービンロータ８は図３中の下方に向かって回転する。

また、図３に示す翼根元部５ａ（５ｂ）において、翼前縁２１側における翼根元部５ａ（５ｂ）の端部（前縁側端部）５１ａ（５１ｂ）のタービンロータ周方向位置と、翼後縁２２側における翼根元部５ａ（５ｂ）の端部（後縁側端部）５２ａ（５２ｂ）のタービンロータ周方向位置を比較すると、両者は互いに異なるところに配置されている。すなわち、翼根元部５ａ，５ｂは、タービンロータ８の回転軸（タービンロータ軸方向Ｃ）と平行に延設されておらず、タービンロータ軸方向Ｃに対して角度Ｄ（図３参照）を有する方向に沿って延設されている。また、翼溝６ａ，６ｂは、翼根元部５ａ，５ｂと同様に、タービンロータ軸方向Ｃと角度Ｄを成す方向（溝軸方向）に沿ってタービンロータ８の外周に設けられている。このように翼根元部５及び翼溝６を設けると、タービンロータ軸方向Ｃと平行に設ける場合と比較して翼根元部５及び翼溝６を長くできるので、翼溝６と翼根元部５の接触面積を大きくすることができる。

ところで、本実施の形態の羽根部３は、翼後縁２２のタービンロータ周方向位置が、翼前縁２１のタービンロータ周方向位置に対してタービンロータ回転方向にずれており、その反動度は数十％程度となっている。このように羽根部３の反動度が高い場合には、羽根部３の形状に合わせて、後縁側端部５２（５２ａ，５２ｂ）のタービンロータ周方向位置が、前縁側端部５１（５１ａ，５１ｂ）のタービンロータ周方向位置に対してタービンロータ回転方向（図３中の下方）にずれるように翼根元部５を構成することが好ましい。このように翼根元部５を構成すると、羽根部３と翼根元部５がオーバーラップする部分を大きくでき、作動中に動翼４０に遠心力が加わっても効果的に羽根部３を支持することができるからである。また、さらに好ましくは、翼根元部５は、図３に示すように、翼前縁２１と翼後縁２２を結ぶ方向（翼弦長方向）Ｇに沿って設けることが好ましい。すなわち、翼根元部５がタービンロータ軸方向Ｃと成す角Ｄと、翼弦長方向Ｇがタービンロータ軸方向Ｃと成す角が等しくなるように翼根元部５を構成することが好ましい。このようにすれば、オーバーラップ部分をさらに大きくすることができるとともに、羽根部３に対して効率良く翼根元部５を配置できるからである。

ここで図１及び図２に戻る。本実施の形態の翼植込み部５は、いわゆるダブテール型のもので、羽根部３、プラットフォーム４及びシュラウド１と一体成型された２つの翼根元部５ａ，５ｂから構成されている。このように１つのタービン動翼４０ａにおける羽根部３の数に対して翼根元部５ａ，５ｂの数を多くすると、蒸気タービン運転中における動翼４０ａ，４０ｂに作用する蒸気力により起因する発生応力を低減することができる。

翼根元部５ａ，５ｂは、プラットフォーム４からタービンロータ径方向の内側に突出しており、その突出方向は互いに平行になっている。すなわち、図１中の翼根元部５ａ（５ｃ）の中心線４１ａ（４１ｃ）と翼根元部５ｂ（５ｄ）の中心線４１ｂ（４１ｄ）は互いに平行になっている。また、翼根元部５の先端部分からは、タービンロータ周方向の両側に向かって翼フック部７が突出している。翼フック部７は、翼溝６からタービンロータ周方向に向かって突出した溝フック部１３と嵌め合わされ、タービン動翼４０ａ，４０ｂを嵌め合い構造によってタービンロータ８に固定している。

翼フック部７と溝フック部１３の接触部位には、翼フック部７と溝フック部１３に跨ってタービンロータ軸方向にピン孔９ａが設けられている。ピン孔９ａには、タービンロータ軸方向に向かって固定ピン９ｂが挿入されている。固定ピン９ｂは、翼根元部５が翼溝６に植え込まれた後にピン孔９ａに挿入され、タービン動翼４０ａ，４０ｂをタービンロータ周方向及びタービンロータ径方向に精度良く固定する。このようにタービン動翼４０ａ，４０ｂを固定ピン９ｂで固定すると、嵌め合いのみで固定する場合と比較して強固にタービン動翼４０ａ，４０ｂを固定できるので、翼根元部５及び翼溝６に生じる応力を低減することができる。

次に本実施の形態の作用及び効果について、比較例を参照しながら説明する。

図４は本実施の形態のタービン動翼の比較例を図３と同じ方向から見た図である。

この図に示すタービン動翼９０は、タービンロータ軸方向Ｃと同一方向に延設された翼根元部９１ａ，９１ｂを備えている。また、タービンロータには翼根元部９１ａ，９１ｂと同一の方向に設けられた翼溝９２ａ，９２ｂが設けられている。このようにタービン動翼９０を形成すると、翼根元部９１ａ，９１ｂの長さが短くなり、タービン動翼９０の荷重を分担する面積が小さくなる。そのため、この種のタービン動翼９０では、翼根元部９１ａ，９１ｂと翼溝９２ａ，９２ｂに発生する応力が高かった。

特に、反動度が高い羽根部９３を備えるタービン動翼９０では、隣接するタービン動翼との間隔を確保するために、図４に示すように、プラットフォーム９４の形状を四辺形に保持することができない場合がある。そのため、翼根元部９１ｂの翼後縁２２側は、プラットフォーム９４の端部に至る前の部分（９１ｅ）で終端せざるを得ず、翼根元部９１ｂの長さがプラットフォーム９４より短くなってしまう。このように長さが短くなると翼根元部９１ｂに作用する応力が上昇するだけでなく、翼溝９２ｂに隙間９２ｅを生み出す結果となるので、発生する応力は更に上昇してしまう。

これに対して、本実施の形態のタービン動翼は、前縁側端部５１のタービンロータ周方向位置と後縁側端部５２のタービンロータ周方向位置とが異なる翼根元部５を備えている。このように翼根元部５を形成すると、タービンロータ軸方向Ｃと平行に形成する場合と比較して翼根元部５を長くできるので、翼溝６と翼根元部５の接触面積を大きくすることができる。これにより、タービン動翼４０の荷重を分担する面積が大きくなるので、翼根元部５と翼溝６に発生する応力が低減し、翼根元部５と溝６の構造信頼性を容易に高めることできる。

また、本実施の形態の羽根部３のように、翼後縁２２のタービンロータ周方向位置が翼前縁２１のタービンロータ周方向位置に対してタービンロータ回転方向にずれている場合には、羽根部３の形状に合わせて、後縁側端部５２のタービンロータ周方向位置が、前縁側端部５１のタービンロータ周方向位置に対してタービンロータ回転方向にずれるように翼根元部５を構成することが好ましい。このように翼根元部５を構成すると、羽根部３と翼根元部５がオーバーラップする部分を大きくすることができる。これにより、タービン動翼４０に加わる遠心力を翼根元部５と翼溝６で効果良く分担できるので、翼根元部５と溝６の構造信頼性を更に高めることができる。

さらには、翼根元部５がタービンロータ軸方向Ｃと成す角Ｄと、翼弦長方向Ｇがタービンロータ軸方向Ｃと成す角とが等しくなるように翼根元部５を構成することが好ましい。このように翼根元部５を構成すると、羽根部３と翼根元部５のオーバーラップ部分を一層大きくすることができるとともに、羽根部３に対して効率良く翼根元部５を配置できるので、構造信頼性をより一層高めることができる。本発明は、上記のように羽根部の翼反動度が高く（例えば、数十％）、その翼弦長方向Ｇがタービンロータ軸方向に対して斜めになる場合に特に顕著な効果を奏するものである。

なお、上記では、翼根元部５がダブテール形状のものについて説明してきたが、翼根元部と翼溝が嵌め合い構造で結合されているものであれば、本発明は適用可能である。この種のタービン動翼の具体的としては、例えば、タービンロータ径方向の外側に向かって幅が拡大し、その幅方向の両側に突出した複数の凸部を有するいわゆる逆クリスマスツリー型の翼根元部を有するタービン動翼がある。逆クリスマスツリー型の翼根元部の延設方向を上記のように構成すれば、上記同様に翼溝との接触面積を従来より大きくすることができるので、遠心荷重により発生する応力を低減することができる。

ところで、本実施の形態の翼根元部５の形態は応力低減に寄与する下記の特徴を有している。次に、その点について図５を用いて説明する。

図５は本実施の形態のタービン動翼と従来のものの翼根元部付近を模式的に表した図である。図５（ａ）は本実施の形態における翼根元部５付近の模式図であり、図５（ｂ）は従来のタービン動翼における翼根元部付近の模式図である。

図５（ａ）において、本実施の形態のダブテール５ａの中心線４１ａとダブテール５ｂの中心線４１ｂは互いに平行になっており、ダブテール５ａとダブテール５ｂ間の距離Ｅは一定に保持されている。これに対して、図５（ｂ）に示した従来の例におけるダブテール５０ａ，５０ｂは、その中心線４２ａ，４２ｂがそれぞれタービンロータ８の中心４３から放射状に配置されるように設けられており、ダブテール５０ａとダブテール５０ｂ間の距離は、中心４３に近づくほど短くなって先端部でＦ（Ｆ＜Ｅ）となっている。

ところで、一般に、ダブテール間の距離が短くなると、ダブテールの内側においてダブテール及び翼溝に作用する応力は大きくなる。したがって、本実施の形態によればダブテール間の距離Ｅを従来の距離Ｆより長く取ることができるので、ダブテール５ａ，５ｂ及び翼溝６に作用する応力を低減することができる。これにより、翼根元部５の延設方向による応力低減効果に加えてさらに応力を低減することができる。

なお、以上では、翼前縁２１と翼後縁２２のタービンロータ周方向位置が異なる羽根部３を有するタービン動翼を例に挙げて説明したが、両者がタービンロータ周方向において同じ位置にあるものに適用しても遠心荷重による応力を低減することができる。また、以上では、蒸気タービンに適用した場合を例に挙げて説明したが、本発明はガスタービンに適用することもできる。

本発明の実施の形態であるタービン動翼をタービンロータ軸方向から見た正面図。本発明の実施の形態であるタービン動翼の斜視図。本発明の実施の形態であるタービン動翼を図１中の矢印Ｂより見た図。本実施の形態のタービン動翼の比較例を図３と同じ方向から見た図。本発明の実施の形態であるタービン動翼における翼根元部５と従来の翼根元部の模式図。

符号の説明

３羽根部
５翼根元部（ダブテール）
６溝
７翼フック部
８タービンロータ
９ａピン孔
９ｂ固定ピン
１３溝フック部
２１翼前縁
２２翼後縁
４０タービン動翼
５１翼根元部の前縁側端部
５２翼根元部の後縁側端部
Ｃタービンロータ軸方向
Ｇ翼弦長方向

Claims

作動流体の流通方向の上流側に位置する翼前縁及びその下流側に位置する翼後縁を有する羽根部と、
この羽根部の根元側に一方向に沿って延設され、タービンロータの外周に設けられた翼溝に嵌合される翼根元部とを備え、
前記翼前縁側における前記翼根元部の端部のタービンロータ周方向位置と、前記翼後縁側における前記翼根元部の端部のタービンロータ周方向位置とは、互いに異なっていることを特徴とするタービン動翼。
請求項１記載のタービン動翼において、
前記翼後縁のタービンロータ周方向位置は、前記翼前縁のタービンロータ周方向位置に対してタービンロータ回転方向にずれていることを特徴とするタービン動翼。
請求項２記載のタービン動翼において、
前記翼後縁側における前記翼根元部の端部のタービンロータ周方向位置は、前記翼前縁側における端部のタービンロータ周方向位置に対し、タービンロータ回転方向にずれていることを特徴とするタービン動翼。
請求項３記載のタービン動翼において、
前記翼根元部は、前記翼前縁と前記翼後縁を結ぶ方向に沿って設けられていることを特徴とするタービン動翼。
請求項１記載のタービン動翼において、
前記翼根元部は、タービンロータ径方向の内側に突出した複数のダブテールであることを特徴とするタービン動翼。
請求項５記載のタービン動翼において、
前記複数のダブテールの突出方向は、互いに平行であることを特徴とするタービン動翼。
請求項１記載のタービン動翼において、
前記翼根元部は、逆クリスマスツリー型であることを特徴とするタービン動翼。
請求項１記載のタービン動翼において、
前記翼根元部と前記翼溝の間に設けられたピン孔と、
このピン孔に挿入された固定ピンとを更に備えることを特徴とするタービン動翼。
作動流体の流通方向の上流側に位置する翼前縁及びその下流側に位置する翼後縁を有する羽根部と、
この羽根部の根元側に一方向に沿って延設され、タービンロータの外周に設けられた翼溝に嵌合される翼根元部とを備え、
前記翼根元部は、タービンロータ径方向の内側に突出した複数のダブテールであり、
この複数のダブテールの突出方向は、互いに平行であることを特徴とするタービン動翼。
作動流体の流通方向の上流側に位置する翼前縁及びその下流側に位置する翼後縁を有する羽根部、及び、この羽根部の根元側に一方向に沿って延設されタービンロータ径方向の内側に突出する翼根元部を備えるタービン動翼と、
前記翼根元部が嵌合されタービンロータの外周方向に設けられた翼溝とを備え、
前記翼後縁側における前記翼根元部の端部のタービンロータ周方向位置は、前記翼前縁側における端部のタービンロータ周方向位置に対しタービンロータ回転方向にずれており、
前記翼根元部は、前記タービンロータの回転軸に対して角度を有する方向に沿って設けられていることを特徴とするタービン動翼の固定構造。