JP2015187435A - Turbine rotor blade and axial flow turbine - Google Patents

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JP2015187435A JP2014065349A JP2014065349A JP2015187435A JP 2015187435 A JP2015187435 A JP 2015187435A JP 2014065349 A JP2014065349 A JP 2014065349A JP 2014065349 A JP2014065349 A JP 2014065349A JP 2015187435 A JP2015187435 A JP 2015187435A
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野村　大輔
Daisuke Nomura
大輔 野村
知彦 佃
Tomohiko Tsukuda
知彦 佃
晃平 丸山
Kohei Maruyama
晃平 丸山
富永　純一
Junichi Tominaga
純一 富永
新一郎 大橋
Shinichiro Ohashi
新一郎 大橋
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a turbine rotor blade that has high-blade efficiency and high-reliability, and can be manufactured inexpensively.SOLUTION: The turbine rotor blade includes: a blade root part; and a blade effective part disposed in a blade height direction relative to the blade root part. The blade effective part includes: a body part; and a light-weight part disposed on a rear edge side of the body part. The light-weight part is made of a material that has a density lower than that of the body part.

Description

本発明は、タービン動翼および軸流タービンに関する。   The present invention relates to a turbine blade and an axial turbine.

図１２は、従来の軸流タービンを示した子午断面図であり、特に蒸気タービンの低圧タービンにおける最終のタービン段落およびその一段上流のタービン段落を示した子午断面図である。なお、図１２については、説明の便宜上、最終段のタービン段落の構成部品に符号「ｂ」を付し、これよりも一段上流のタービン段落の構成部品に符号「ａ」を付している。   FIG. 12 is a meridional cross-sectional view showing a conventional axial flow turbine, and in particular, a meridional cross-sectional view showing a final turbine stage and a turbine stage upstream one stage in a low-pressure turbine of a steam turbine. In FIG. 12, for convenience of explanation, the component “b” is attached to the component part of the turbine stage at the final stage, and the component “a” is attached to the component part of the turbine stage one stage upstream from this.

ケーシング３０内には、タービンロータ３１が貫設されている。タービンロータ３１には、ロータディスク３２が形成され、このロータディスク３２に、複数の動翼３３が周方向に植設されている。動翼３３は、翼根部３３１、翼有効部３３２、およびカバー３３３を翼高さ方向に順に有する。複数の動翼３３を周方向に備えた動翼翼列は、タービンロータ軸方向に複数段構成されている。   A turbine rotor 31 is provided in the casing 30. A rotor disk 32 is formed on the turbine rotor 31, and a plurality of rotor blades 33 are implanted in the rotor disk 32 in the circumferential direction. The moving blade 33 has a blade root 331, a blade effective portion 332, and a cover 333 in order in the blade height direction. A rotor blade cascade including a plurality of rotor blades 33 in the circumferential direction is configured in a plurality of stages in the turbine rotor axial direction.

ケーシング３０の内周には、ダイアフラム外輪３４が設置され、このダイアフラム外輪３４の内側には、ダイアフラム内輪３５が設置されている。また、ダイアフラム外輪３４とダイアフラム内輪３５との間には、周方向に複数の静翼３６が配置され、静翼翼列を構成している。静翼翼列は、タービンロータ軸方向に動翼翼列と交互に複数段備えられている。そして、静翼翼列と、その直下流側に位置する動翼翼列とで一つのタービン段落を構成している。   A diaphragm outer ring 34 is installed on the inner periphery of the casing 30, and a diaphragm inner ring 35 is installed inside the diaphragm outer ring 34. In addition, a plurality of stationary blades 36 are arranged in the circumferential direction between the diaphragm outer ring 34 and the diaphragm inner ring 35 to form a stationary blade cascade. The stationary blade cascade is provided in a plurality of stages alternately with the moving blade cascade in the axial direction of the turbine rotor. The turbine blade cascade and the rotor blade cascade located on the downstream side thereof constitute one turbine stage.

蒸気タービンの低圧タービンの場合、最終段のタービン段落の動翼翼列を通過した蒸気が利用されずに排気される。従って、最終段のタービン段落の動翼翼列を通過した蒸気が排気速度Ｖを有する場合、Ｖ２／２に比例する運動エネルギーが損失となる。以下、この損失を排気損失と記す。蒸気量が同一である場合、動翼翼列の出口に形成される環状流路の流路面積が大きくなるほど、排気速度Ｖが低下するために排気損失が低下する。 In the case of the low-pressure turbine of the steam turbine, the steam that has passed through the rotor blade cascade of the turbine stage in the final stage is exhausted without being used. Therefore, if the steam passing through the rotor assembly of the turbine stage of the last stage has a pumping speed V, the kinetic energy is proportional to V 2/2 is lost. Hereinafter, this loss is referred to as exhaust loss. When the amount of steam is the same, the exhaust velocity decreases as the flow passage area of the annular flow passage formed at the outlet of the rotor blade cascade increases, so the exhaust loss decreases.

環状流路の流路面積を大きくするには、動翼翼列の外周径を大きくすることが好ましい。環状流路の流路面積を大きくする方法として、例えば、翼有効部３３２ｂの翼高さを高くする方法が挙げられる。しかし、翼有効部３３２ｂの翼高さが高くなると、翼有効部３３２ｂの先端周速Ｕが上昇する。近年、このような理由から、翼有効部３３２ｂの先端周速Ｕが音速を超えるものがある。   In order to increase the channel area of the annular channel, it is preferable to increase the outer diameter of the rotor blade cascade. As a method for increasing the flow channel area of the annular flow channel, for example, a method of increasing the blade height of the blade effective portion 332b can be mentioned. However, when the blade height of the blade effective portion 332b increases, the tip peripheral speed U of the blade effective portion 332b increases. In recent years, for some reasons, the tip peripheral speed U of the blade effective portion 332b exceeds the sound speed.

翼有効部３３２ｂの先端周速Ｕが音速を超える場合、翼有効部３３２ｂの先端側に流入する蒸気の相対的な速度である先端相対流入速度、翼有効部３３２ｂの先端側から流出する蒸気の相対的な速度である先端相対流出速度が音速を超える。先端相対流入速度、先端相対流出速度が音速を超える場合、２つの隣接する翼有効部３３２ｂの間に形成される翼間流路の流路入口および流路出口に衝撃波が発生して翼効率が低下する。このため、翼有効部３３２ｂの翼型として、衝撃波の発生が抑制される超音速翼型が適用される。超音速翼型として、例えば、コンバージェント・ダイバージェント翼型が採用される。   When the tip peripheral speed U of the blade effective part 332b exceeds the sound speed, the tip relative inflow speed, which is the relative speed of the steam flowing into the tip side of the blade effective part 332b, the steam flowing out from the tip side of the blade effective part 332b The relative velocity at the tip, which is a relative velocity, exceeds the speed of sound. When the tip relative inflow velocity and the tip relative outflow velocity exceed the sonic velocity, shock waves are generated at the channel inlet and the channel outlet of the inter-blade channel formed between two adjacent blade effective portions 332b, and the blade efficiency is reduced. descend. For this reason, a supersonic airfoil in which the generation of shock waves is suppressed is applied as the airfoil of the blade effective portion 332b. As the supersonic airfoil, for example, a convergent / divergent airfoil is adopted.

図１３は、コンバージェント・ダイバージェント翼型が適用された翼有効部３３２ｂの先端の配置を示したものである。このような翼有効部３３２ｂでは、２つの隣接する翼有効部３３２ｂの間に形成される翼間流路が流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大される。翼間流路が縮小されてから拡大される場合、超音速流がさらに膨張および加速される。なお、図中、Ｓ３は、翼間流路が最も狭くなるスロートである。また、Ｌは、スロートＳ３から流路出口Ｓ２までの長さ（拡大流路長さ）である。 FIG. 13 shows the arrangement of the tip of the blade effective portion 332b to which the convergent / divergent airfoil is applied. In such airfoil section 332b, the inter-blade passage formed between two adjacent airfoil section 332b is reduced and enlarged in order from channel inlet S 1 to the channel outlet S 2. When the inter-blade flow path is reduced and then expanded, the supersonic flow is further expanded and accelerated. In the figure, S 3 is between blades channel is narrowest throat. Further, L is the length from the throat S 3 to the channel outlet S 2 (larger channel length).

特開２０１３−０３２７７２号公報JP 2013-032772 A

超音速流の場合、翼有効部３３２ｂの先端付近の拡大流路長さ（Ｌ）は、基本的に長いことが好ましい。通常、翼有効部３３２ｂの先端付近の拡大流路長さ（Ｌ）が長くなるにつれて、翼間流路が徐々に拡大されることから、翼有効部３３２ｂの先端付近における流路出口Ｓ２での衝撃波の発生が抑制されて翼効率が向上する。しかし、通常、翼有効部３３２ｂの先端付近の拡大流路長さ（Ｌ）が長くなるにつれて、翼有効部３３２ｂの先端付近の質量が増加することから、翼有効部３３２ｂの翼根元に加えられる遠心力が大きくなり、翼有効部３３２ｂの翼根元が損傷しやすくなる。 In the case of supersonic flow, the enlarged flow path length (L) near the tip of the blade effective portion 332b is basically preferably long. Usually, as the enlarged flow path length near the tip of the effective blade portion 332b (L) becomes longer, since the inter-blade flow path is gradually expanded in the flow path outlet S 2 in the vicinity of the tip of the effective blade portion 332b Generation of shock waves is suppressed and blade efficiency is improved. However, normally, as the enlarged flow path length (L) near the tip of the blade effective portion 332b increases, the mass near the tip of the blade effective portion 332b increases, and is added to the blade root of the blade effective portion 332b. Centrifugal force is increased, and the blade root of the blade effective portion 332b is easily damaged.

従来、入口角に対して出口角がタービンロータ軸方向に向けられた動翼が知られている。出口角がタービンロータ軸方向に向けられた場合、スロートＳ３の流路幅よりも流路出口Ｓ２の流路幅が大きくなりやすいことから、衝撃波の発生が抑制されやすい。しかし、翼根元における遠心力の増加による損傷を抑制するために拡大流路長さ（Ｌ）は短くされており、衝撃波の発生は必ずしも十分に抑制されていない。一方、軽量かつ高強度なチタン合金からなる動翼が実用化されている。しかし、チタン合金は高価であることから、その使用量は少ないことが好ましい。 2. Description of the Related Art Conventionally, there is known a moving blade whose outlet angle is directed in the turbine rotor axial direction with respect to the inlet angle. If the exit angle is oriented in the axial direction of the turbine rotor, since the channel width of the throat S 3 of the flow path flow path outlet S 2 than the width tends to be large, easy generation of the shock wave is suppressed. However, in order to suppress damage due to an increase in centrifugal force at the blade root, the length of the enlarged flow path (L) is shortened, and the generation of shock waves is not necessarily sufficiently suppressed. On the other hand, a moving blade made of a lightweight and high-strength titanium alloy has been put into practical use. However, since titanium alloys are expensive, it is preferable that the amount used is small.

本発明が解決しようとする課題は、翼効率および信頼性が高く、かつ安価に製造できるタービン動翼を提供するものである。   The problem to be solved by the present invention is to provide a turbine blade having high blade efficiency and reliability and capable of being manufactured at low cost.

本発明のタービン動翼は、翼根部と、この翼根部よりも翼高さ方向に配置される翼有効部とを有する。翼有効部は、本体部と、この本体部の後縁側に配置される軽量部とを有する。軽量部の材料は、本体部の材料よりも小さい密度を有する。   The turbine rotor blade of the present invention has a blade root part and a blade effective part arranged in a blade height direction from the blade root part. The blade effective part has a main body part and a lightweight part arranged on the rear edge side of the main body part. The material of the lightweight part has a lower density than the material of the body part.

実施の形態の軸流タービンを示す子午断面である。It is a meridional section showing an axial flow turbine of an embodiment. 図１に示される最終のタービン段落およびその一段上流のタービン段落を示す子午断面図である。FIG. 2 is a meridional cross-sectional view showing the final turbine stage shown in FIG. 1 and a turbine stage upstream one stage thereof. 図１、２に示される最終のタービン段落の動翼翼列における翼有効部の先端の配置を示した平面図である。It is the top view which showed arrangement | positioning of the front-end | tip of the blade | wing effective part in the moving blade cascade of the last turbine stage shown by FIG. 拡大流路長さ（Ｌ３）、先端相対流出速度Ｍ２、および翼効率の関係を示す図である。Enlarged flow path length (L 3), a diagram showing the relationship of the tip relative exit velocity M 2, and the wing efficiency. 翼有効部の先端における軽量部の形成範囲を説明する図である。It is a figure explaining the formation range of the lightweight part in the front-end | tip of a blade effective part. 翼有効部の先端における軽量部の形成範囲を説明する他の図である。It is another figure explaining the formation range of the lightweight part in the front-end | tip of a blade effective part. 一般的な翼有効部の先端における速度三角形を示す図である。It is a figure which shows the speed triangle in the front-end | tip of a general blade effective part. 一般的な翼有効部の翼根元における速度三角形を示す図である。It is a figure which shows the speed triangle in the blade root of the general blade effective part. 実施の形態の翼有効部およびカバーを示す平面図である。It is a top view which shows the wing | blade effective part and cover of embodiment. 図９に示される翼有効部およびカバーのＡＡ線矢視断面図である。FIG. 10 is a cross-sectional view taken along the line AA of the blade effective portion and the cover shown in FIG. 9. 実施の形態の本体部および翼有効部を一体的に覆うカバーの断面図である。It is sectional drawing of the cover which integrally covers the main-body part and wing | blade effective part of embodiment. 従来の軸流タービンを示す子午断面図である。It is meridional sectional drawing which shows the conventional axial flow turbine. 図１２に示される最終の動翼翼列における翼有効部の先端の配置を示す平面図である。It is a top view which shows arrangement | positioning of the front-end | tip of the blade effective part in the last moving blade cascade shown in FIG.

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。   Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.

図１は、実施の形態の軸流タービンを示した子午断面図であり、特に蒸気タービンの低圧タービンを示した子午断面図である。   FIG. 1 is a meridional sectional view showing an axial-flow turbine according to an embodiment, and in particular, a meridional sectional view showing a low-pressure turbine of a steam turbine.

図１に示されるように、蒸気タービン１０は、ケーシング２０を備え、このケーシング２０内には、タービンロータ２１が貫設されている。タービンロータ２１には、ロータディスク２２が形成され、このロータディスク２２に、複数の動翼２３が周方向に植設されている。複数の動翼２３を周方向に備えた動翼翼列は、タービンロータ軸方向に複数段構成されている。タービンロータ２１は、図示しないロータ軸受によって回転可能に支持されている。   As shown in FIG. 1, the steam turbine 10 includes a casing 20, and a turbine rotor 21 is provided in the casing 20. A rotor disk 22 is formed on the turbine rotor 21, and a plurality of rotor blades 23 are implanted in the rotor disk 22 in the circumferential direction. A rotor blade cascade including a plurality of rotor blades 23 in the circumferential direction is configured in a plurality of stages in the turbine rotor axial direction. The turbine rotor 21 is rotatably supported by a rotor bearing (not shown).

ケーシング２０の内周には、ダイアフラム外輪２４が設置され、このダイアフラム外輪２４の内側には、ダイアフラム内輪２５が設置されている。また、ダイアフラム外輪２４とダイアフラム内輪２５との間には、周方向に複数の静翼２６が配置され、静翼翼列を構成している。この静翼翼列は、タービンロータ軸方向に動翼翼列と交互に複数段備えられている。そして、静翼翼列と、その直下流側に位置する動翼翼列とで一つのタービン段落を構成している。   A diaphragm outer ring 24 is installed on the inner periphery of the casing 20, and a diaphragm inner ring 25 is installed inside the diaphragm outer ring 24. A plurality of stationary blades 26 are arranged in the circumferential direction between the diaphragm outer ring 24 and the diaphragm inner ring 25 to constitute a stationary blade cascade. The stationary blade cascade is provided in a plurality of stages alternately with the moving blade cascade in the turbine rotor axial direction. The turbine blade cascade and the rotor blade cascade located on the downstream side thereof constitute one turbine stage.

タービンロータ２１とケーシング２０との間には、蒸気の外部への漏洩を防止するために、グランドシール部２７が設けられている。また、タービンロータ２１とダイアフラム内輪２５との間には、下流側への蒸気の漏洩を防止するために、シール部２８が設けられている。   A ground seal portion 27 is provided between the turbine rotor 21 and the casing 20 to prevent leakage of steam to the outside. Further, a seal portion 28 is provided between the turbine rotor 21 and the diaphragm inner ring 25 in order to prevent steam leakage to the downstream side.

また、蒸気タービン１０には、クロスオーバ管２９からの蒸気を蒸気タービン１０の内部に蒸気を導入するための蒸気入口管（図示しない）がケーシング２０を貫通して設けられている。   Further, the steam turbine 10 is provided with a steam inlet pipe (not shown) through which the steam from the crossover pipe 29 is introduced into the steam turbine 10 through the casing 20.

最終段のタービン段落の下流側には、タービン段落において膨張仕事をした蒸気を排気するための排気室（図示しない）が設けられ、この排気室を介して蒸気が蒸気タービン１０の外部に排気される。この排気室は、復水器（図示しない）に連通されている。   An exhaust chamber (not shown) for exhausting steam that has expanded in the turbine stage is provided downstream of the turbine stage at the final stage, and the steam is exhausted to the outside of the steam turbine 10 through the exhaust chamber. The The exhaust chamber communicates with a condenser (not shown).

以下、動翼２３ｂについて具体的に説明する。   Hereinafter, the moving blade 23b will be described in detail.

図２は、図１に示される最終のタービン段落およびその一段上流のタービン段落の付近を拡大して示した子午断面図である。なお、図２以降については、説明の便宜上、最終段のタービン段落の構成部品に符号「ｂ」を付し、これよりも一段上流のタービン段落の構成部品に符号「ａ」を付している。   FIG. 2 is a meridional cross-sectional view showing an enlargement of the vicinity of the final turbine stage shown in FIG. 1 and the turbine stage upstream by one stage. In FIG. 2 and subsequent figures, for convenience of explanation, the reference sign “b” is assigned to the component part of the turbine stage at the final stage, and the reference sign “a” is assigned to the component part of the turbine stage one stage upstream from this. .

図２に示されるように、最終段のタービン段落の動翼２３ｂは、翼根部２３１ｂ、翼有効部２３２ｂ、およびカバー２３３ｂを翼高さ方向に順に有する。ここで、翼根部２３１ｂは、動翼２３ｂにおける翼有効部２３２ｂよりもタービンロータ２１側の部分である。動翼２３ｂは、例えば、遷音速翼型、超音速翼型の翼型を有する。   As shown in FIG. 2, the moving blade 23b of the turbine stage at the final stage has a blade root portion 231b, a blade effective portion 232b, and a cover 233b in that order in the blade height direction. Here, the blade root portion 231b is a portion closer to the turbine rotor 21 than the blade effective portion 232b in the rotor blade 23b. The moving blade 23b has, for example, a transonic airfoil type or a supersonic airfoil type airfoil.

最終段のタービン段落の動翼２３ｂにおける翼有効部２３２ｂは、前縁側に配置される本体部２３４ｂと、この本体部２３４ｂの後縁側に配置される軽量部２３５ｂとを有する。軽量部２３５ｂの材料は、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する。なお、図中、Ｌ１は、翼高さ方向における翼有効部２３２ｂの長さ、Ｌ２は、翼高さ方向における軽量部２３５ｂの長さである。 The blade effective portion 232b of the rotor blade 23b of the final stage turbine stage has a main body portion 234b disposed on the front edge side and a lightweight portion 235b disposed on the rear edge side of the main body portion 234b. The material of the lightweight part 235b has a smaller density than the material of the main body part 234b. In the figure, L 1 is the length of the effective blade portion 232b of the blade height direction, L 2 is the length of the light portion 235b in the blade height direction.

図３は、図１、２に示される最終のタービン段落の動翼翼列における翼有効部２３２ｂの先端の配置を示した平面図である。   FIG. 3 is a plan view showing the arrangement of the tips of the blade effective portions 232b in the moving blade cascade of the final turbine stage shown in FIGS.

翼有効部２３２ｂの先端は、例えば、２つの隣接する翼有効部２３２ｂの間に翼間流路が形成されるように配置される。翼間流路は、流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大される。なお、図中、Ｓ３は、翼間流路が最も狭くなるスロートであり、Ｌ３は、スロートＳ３から流路出口Ｓ２までの長さ（拡大流路長さ）である。 For example, the tip of the blade effective portion 232b is disposed such that an inter-blade flow path is formed between two adjacent blade effective portions 232b. Interblade channel is reduced and enlarged in order from channel inlet S 1 to the channel outlet S 2. In the figure, S 3 is a throat in which the inter-blade channel is the narrowest, and L 3 is a length (enlarged channel length) from the throat S 3 to the channel outlet S 2 .

図示される翼有効部２３２ｂの先端においては、例えば、前縁から後縁側のスロートＳ３の位置までが本体部２３４ｂとされ、後縁側のスロートＳ３の位置から後縁までが軽量部２３５ｂとされている。なお、１つの翼有効部２３２ｂには、他の翼有効部２３２ｂとの関係により前縁側と後縁側との２箇所にスロートＳ３の位置が存在するが、以下では、特に断らない限り、翼有効部２３２ｂにおけるスロートＳ３の位置とは翼有効部２３２ｂにおける後縁側のスロートＳ３の位置を指すものとする。 In the front end of the effective blade portion 232b that is shown, for example, to the position of the throat S 3 of the trailing edge side from the leading edge is the main body portion 234b, to the trailing edge from the position of the throat S 3 of the trailing edge and the lighter portion 235b Has been. Note that one of the effective blade portion 232b, the position of the throat S 3 are present in two places between the leading edge side and the trailing edge side by the relationship with other effective blade portion 232b, in the following, unless otherwise specified, wings the position of the throat S 3 in the effective portion 232b is intended to refer to the position of the throat S 3 of the trailing edge of the effective blade part 232b.

流路入口Ｓ１には、蒸気が先端相対流入速度Ｍ１で流入し、流路出口Ｓ２からは、蒸気が先端相対流出速度Ｍ２で流出する。先端相対流入速度Ｍ１、先端相対流出速度Ｍ２が音速を超える場合、翼間流路が流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大されることにより、超音速流がさらに膨張および加速される。 Steam flows into the channel inlet S 1 at the tip relative inflow velocity M 1 , and steam flows out from the channel outlet S 2 at the tip relative outlet velocity M 2 . When the tip relative inflow velocity M 1 and the tip relative outflow velocity M 2 exceed the sonic velocity, the inter-blade channel is reduced and enlarged in order from the channel inlet S 1 toward the channel outlet S 2 , thereby supersonic flow. Is further expanded and accelerated.

このとき、スロートＳ３から流路出口Ｓ２までの長さ、すなわち拡大流路長さ（Ｌ３）が長くなるにつれて、翼間流路が緩やか拡大されることから、流路出口Ｓ２における衝撃波の発生が抑制されて翼効率が向上する。 At this time, the length from the throat S 3 to the channel outlet S 2, namely as the enlarged flow path length (L 3) becomes longer, since the inter-blade passage is moderate expansion, in the flow path outlet S 2 Generation of shock waves is suppressed and blade efficiency is improved.

以下、拡大流路長さ（Ｌ３）、先端相対流出速度Ｍ２、および翼効率の関係について説明する。 Hereinafter, the relationship between the enlarged flow path length (L 3 ), the tip relative outflow velocity M 2 , and the blade efficiency will be described.

図４は、拡大流路長さ（Ｌ３）を変更したときの、先端相対流出速度Ｍ２に対する翼効率の関係を模式的に示したものである。ここで、先端相対流出速度Ｍ２は、基本的に音速を超える速度である。また、翼型は、超音速翼型であり、翼間流路が流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大するものであり、また翼間流路の途中にスロートＳ３が形成されるものである。 FIG. 4 schematically shows the relationship of the blade efficiency with respect to the tip relative outflow velocity M 2 when the enlarged flow path length (L 3 ) is changed. Here, the tip relative exit velocity M 2 is the rate of more than essentially sonic velocity. Further, the airfoil is a supersonic airfoil are those between blades channel is reduced and enlarged in order from channel inlet S 1 to the channel outlet S 2, also throat in the middle of the inter-blade passage in which S 3 is formed.

図４に示されるように、先端相対流出速度Ｍ２が低い領域では拡大流路長さ（Ｌ３）が相対的に短いときに動翼効率が最も高くなり、先端相対流出速度Ｍ２が中程度の領域では拡大流路長さ（Ｌ３）が相対的に中程度であるときに動翼効率が最も高くなり、先端相対流出速度Ｍ２が高い領域では拡大流路長さ（Ｌ３）が相対的に長いときに動翼効率が最も高くなる。 As shown in FIG. 4, the enlarged flow path length at low tip relative outflow rate M 2 region (L 3) moving blade efficiency is highest at relatively short, medium tip relative outflow rate M 2 In the region where the expansion flow path length (L 3 ) is relatively medium, the blade efficiency is the highest, and in the region where the tip relative outflow velocity M 2 is high, the expansion flow path length (L 3 ). The blade efficiency is highest when is relatively long.

すなわち、先端相対流出速度Ｍ２が大きくなるほど、拡大流路長さ（Ｌ３）が長くなるときに翼効率が高くなる。このことから、先端相対流出速度Ｍ２が音速を超える領域では、翼効率を向上させるために拡大流路長さ（Ｌ３）を長くすることが有効であることがわかる。 That is, the larger the tip relative outflow rate M 2, wings efficiency is high when the enlarged flow path length (L 3) becomes longer. Therefore, in a region where the tip relative outflow rate M 2 exceeds the sound velocity, it is understood that is possible to increase the expansion channel length in order to improve the blade efficiency (L 3) is effective.

なお、図４からも明らかなように、先端相対流出速度Ｍ２の高低により、最も翼効率が高くなる拡大流路長さ（Ｌ３）が異なる。このため、拡大流路長さ（Ｌ３）は、先端相対流出速度Ｍ２の高低に応じて適宜選択されることが好ましい。 As is clear from FIG. 4, the length of the enlarged flow path (L 3 ) at which the blade efficiency is highest differs depending on the height of the tip relative outflow velocity M 2 . For this reason, it is preferable that the enlarged flow path length (L 3 ) is appropriately selected according to the height of the tip relative outflow velocity M 2 .

上記結果からも明らかなように、軽量部２３５ｂは、基本的には、従来の翼有効部の先端後縁における衝撃波の発生を抑制して動翼効率を向上させるために、従来の翼有効部の先端後縁に新たに設けられる延長部分であることが好ましい。なお、軽量部２３５ｂは、このような延長部分の全部を構成するものでもよいし、一部を構成するものでもよい。また、軽量部２３５ｂは、延長部分の全部を構成するとともに、従来の翼有効部の先端における後縁側の一部を構成してもよい。軽量部２３５ｂは、翼有効部２３２ｂの先端においては、例えば、図３に示されるように、スロートＳ３の位置から後縁まで設けられる。 As is clear from the above results, the light weight portion 235b basically has the conventional blade effective portion in order to suppress the generation of shock waves at the leading and trailing edges of the conventional blade effective portion and improve the blade efficiency. It is preferable that it is the extension part newly provided in the front-end | tip trailing edge. In addition, the lightweight part 235b may comprise all of such an extension part, and may comprise a part. The lightweight portion 235b may constitute the entire extended portion and may constitute a part of the trailing edge side at the tip of the conventional blade effective portion. Lightweight portion 235b, in the tip of the blade effective section 232b, for example, as shown in FIG. 3, is provided to the trailing edge from the position of the throat S 3.

軽量部２３５ｂによれば、従来の翼有効部に比べて後縁を延長できることから、拡大流路長さ（Ｌ３）を長くできる。また、軽量部２３５ｂによれば、軽量部２３５ｂの材料が本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有することから、翼有効部３３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加も抑制できる。これにより、翼有効部２３２ｂの翼根元における損傷を抑制して信頼性を確保しつつ、衝撃波の発生を抑制して翼効率を向上できる。また、軽量部２３５ｂは翼有効部２３２ｂの一部に配置されることから、高価な材料の使用も抑制されて安価なものとなる。 According to the lightweight part 235b, since the trailing edge can be extended as compared with the conventional blade effective part, the enlarged flow path length (L 3 ) can be increased. Moreover, according to the lightweight part 235b, since the material of the lightweight part 235b has a density smaller than the material of the main-body part 234b, the excessive increase in the centrifugal force applied to the blade root of the blade effective part 332b can also be suppressed. Thereby, the generation | occurrence | production of a shock wave can be suppressed and the blade | wing efficiency can be improved, suppressing the damage in the blade | wing base of the blade | wing effective part 232b and ensuring reliability. Moreover, since the lightweight part 235b is arrange | positioned in a part of wing | blade effective part 232b, use of an expensive material is also suppressed and it becomes cheap.

軽量部２３５ｂの形成範囲については、スロートＳ３の位置を基準にして定められてもよいが、翼有効部２３２ｂが単独で存在する場合には、スロートＳ３の位置を正確に決定することが難しい。このため、以下に示すように、前縁から後縁へと向かう方向における腹側面２３６ｂに沿った長さ、または翼厚みの最大値Ｔｍａｘに対して一定程度の割合を有する部分の長さを基準にして、軽量部２３５ｂの形成範囲が決定されることが好ましい。 The formation range of the weight part 235b, the position of the throat S 3 may be determined on the basis, but if the effective blade portion 232b is present alone, is possible to accurately determine the position of the throat S 3 difficult. For this reason, as shown below, the length along the ventral side 236b in the direction from the leading edge to the trailing edge, or the length of the portion having a certain ratio with respect to the maximum value T max of the blade thickness It is preferable that the formation range of the lightweight part 235b is determined based on the standard.

図５は、翼有効部２３２ｂの先端における翼厚み分布と、翼有効部２３２ｂの先端後縁に設けられる軽量部２３５ｂの形成範囲との一例を示したものである。ここで、翼厚み分布は、翼有効部２３２ｂの先端における前縁から後縁へと向かう方向における腹側面２３６ｂに沿った距離（翼面距離）に対する翼厚みの分布である。   FIG. 5 shows an example of the blade thickness distribution at the tip of the blade effective portion 232b and the formation range of the lightweight portion 235b provided at the leading edge of the blade effective portion 232b. Here, the blade thickness distribution is a blade thickness distribution with respect to a distance (blade surface distance) along the ventral side 236b in the direction from the front edge to the rear edge at the tip of the blade effective portion 232b.

翼厚みは、通常、前縁の付近において大きくなり、その後はスロートＳ３の付近までほぼ一定であり、スロートＳ３の付近から後縁にかけて徐々に減少する。ここで、Ｌ４は、翼有効部２３２ｂの先端における前縁から後縁までの腹側面２３６ｂに沿った長さ（第１の長さ）であり、Ｌ５は、上記腹側面２３６ｂにおける軽量部２３５ｂの長さである。 Wing thickness, usually before increases at the edge near the thereafter is substantially constant until near the throat S 3, gradually decreases toward the trailing edge from the vicinity of the throat S 3. Here, L 4 is a length (first length) along the abdominal side 236b from the front edge to the rear edge at the tip of the blade effective part 232b, and L 5 is a lightweight part on the abdominal side 236b. The length is 235b.

第１の長さ（Ｌ４）に対する軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）の割合（Ｌ５／Ｌ４）は、０．１以下が好ましい。割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．１を超える場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が多くなるために、高価な材料の使用量が増加するために好ましくない。また、割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．１程度の場合、通常、スロートＳ３から後縁側の全部または大半の部分が含まれる。 The ratio (L 5 / L 4 ) of the length (L 5 ) of the lightweight portion 235b to the first length (L 4 ) is preferably 0.1 or less. When the ratio (L 5 / L 4 ) exceeds 0.1, the ratio of the lightweight part 235b to the blade effective part 232b increases, which is not preferable because the amount of expensive material used increases. In addition, when the ratio (L 5 / L 4 ) is about 0.1, usually all or most of the trailing edge side from the throat S 3 is included.

割合（Ｌ５／Ｌ４）は、０．０１以上が好ましい。割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．０１以上の場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が多くなり、従来の翼有効部に比べて後縁側に延長されたとしても、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加が抑制される。割合（Ｌ５／Ｌ４）は、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力を低下させる観点から、０．０３以上がより好ましく、０．０５以上がさらに好ましく、０．０７以上がさらに好ましい。 The ratio (L 5 / L 4 ) is preferably 0.01 or more. When the ratio (L 5 / L 4 ) is 0.01 or more, the proportion of the lightweight portion 235b in the blade effective portion 232b increases, and even if the blade effective portion is extended to the trailing edge side compared to the conventional blade effective portion, the blade effective An excessive increase in centrifugal force applied to the blade root of the portion 232b is suppressed. The ratio (L 5 / L 4 ) is more preferably 0.03 or more, further preferably 0.05 or more, further preferably 0.07 or more, from the viewpoint of reducing the centrifugal force applied to the blade root of the blade effective portion 232b. preferable.

なお、軽量部２３５ｂの形成範囲は、上記した第１の長さ（Ｌ４）を基準とする代わりに、図６に示されるような翼厚みの最大値Ｔｍａｘの０．９倍以下の翼厚みを有する部分の長さ（第２の長さ、Ｌ６）を基準にしてもよい。 In addition, the formation range of the lightweight part 235b is not less than 0.9 times the maximum value T max of the blade thickness as shown in FIG. 6 instead of using the first length (L 4 ) as a reference. The length of the portion having the thickness (second length, L 6 ) may be used as a reference.

第２の長さ（Ｌ６）を基準にする場合、軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）は、第２の長さ（Ｌ６）以下が好ましい。軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）が第２の長さ（Ｌ６）を超える場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が過度に多くなり、高価な材料の使用量が増加するために好ましくない。また、軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）が第２の長さ（Ｌ６）と同程度の場合、通常、スロートＳ３から後縁側の大半の部分が含まれる。 When the second length (L 6 ) is used as a reference, the length (L 5 ) of the lightweight portion 235b is preferably equal to or less than the second length (L 6 ). When the length (L 5 ) of the lightweight portion 235b exceeds the second length (L 6 ), the proportion of the lightweight portion 235b in the blade effective portion 232b is excessively increased, and the amount of expensive material used increases. Therefore, it is not preferable. In addition, when the length (L 5 ) of the lightweight portion 235b is approximately the same as the second length (L 6 ), the most part of the trailing edge side from the throat S 3 is usually included.

軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）は、第２の長さ（Ｌ６）の０．１倍以上が好ましい。このような場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が多くなり、従来の翼有効部に比べて後縁側が延長されたとしても、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加が抑制される。軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）は、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力を低下させる観点から、第２の長さ（Ｌ６）の０．３倍以上がより好ましく、０．５倍以上がさらに好ましく、０．７倍以上が特に好ましい。 The length (L 5 ) of the lightweight portion 235b is preferably 0.1 times or more of the second length (L 6 ). In such a case, the ratio of the lightweight portion 235b to the blade effective portion 232b increases, and even if the trailing edge side is extended as compared with the conventional blade effective portion, the centrifugal force applied to the blade root of the blade effective portion 232b is increased. Excessive increase is suppressed. From the viewpoint of reducing the centrifugal force applied to the blade root of the blade effective portion 232b, the length (L 5 ) of the lightweight portion 235b is more preferably 0.3 times or more of the second length (L 6 ). More preferably 5 times or more, and particularly preferably 0.7 times or more.

次に、翼有効部２３２ｂの翼高さ方向の構成について説明する。
図７は、一般的な翼有効部の先端における先端相対流出速度Ｗ１、先端周速度Ｕ１、および先端絶対速度Ｖ１の関係を示す図である。また、図８は、一般的な翼有効部の翼根元における翼根元相対流出速度Ｗ２、翼根元周速度Ｕ２、および翼根元絶対速度Ｖ２の関係を示す図である。 Next, the configuration of the blade effective portion 232b in the blade height direction will be described.
FIG. 7 is a diagram showing the relationship among the tip relative outflow velocity W 1 , the tip peripheral velocity U 1 , and the tip absolute velocity V 1 at the tip of a general blade effective portion. FIG. 8 is a diagram showing the relationship between the blade root relative outflow velocity W 2 , the blade root peripheral velocity U 2 , and the blade root absolute velocity V 2 at the blade root of a general blade effective portion.

先端絶対速度Ｖ１、翼根元絶対速度Ｖ２は、それぞれ、静止系からみた翼有効部２３２ｂの先端または翼根元における蒸気の軸流方向の速度である。先端周速度Ｕ１、翼根元周速度Ｕ２は、それぞれ、翼有効部２３２ｂの先端または翼根元の周方向の速度である。先端相対流出速度Ｗ１、翼根元相対流出速度Ｗ２は、それぞれ、翼有効部２３２ｂの先端または翼根元からみた蒸気の相対的な流出速度である。 The tip absolute velocity V 1 and the blade root absolute velocity V 2 are the velocity in the axial flow direction of the steam at the tip of the blade effective portion 232b or the blade root as seen from the stationary system. The tip circumferential speed U 1 and the blade root circumferential speed U 2 are the circumferential speeds of the tip or blade root of the blade effective portion 232b, respectively. The tip relative outflow velocity W 1 and the blade root relative outflow velocity W 2 are the relative outflow rates of steam as viewed from the tip of the blade effective portion 232b or the blade root, respectively.

静止系からみた蒸気の軸流方向の速度は翼高さ方向において一定であることから、先端絶対速度Ｖ１と翼根元絶対速度Ｖ２とは同一である（Ｖ１＝Ｖ２）。周方向の速度はタービンロータ３１の回転軸中心からの距離により決まることから、先端周速度Ｕ１は翼根元周速度Ｕ２よりも高い（Ｕ１＞Ｕ２）。従って、翼有効部からみた蒸気の流出速度は翼根元よりも先端が高く、先端相対流出速度Ｗ１は翼根元相対流出速度Ｗ２よりも大きい（Ｗ１＞Ｗ２）。このように、先端相対流出速度Ｗ１は翼根元相対流出速度Ｗ２よりも大きいことから、衝撃波は翼根元から先端に向かって発生しやすくなる。 Since the velocity in the axial flow direction of steam as seen from the stationary system is constant in the blade height direction, the tip absolute velocity V 1 and the blade root absolute velocity V 2 are the same (V 1 = V 2 ). Circumferential velocity from that determined by the distance from the rotation axis center of the turbine rotor 31, the tip circumferential speed U 1 is higher than the blade root peripheral velocity U 2 (U 1> U 2 ). Therefore, the outflow velocity of the steam as seen from the blade effective section has a higher tip than the blade root tip relative exit velocity W 1 is greater than the blade root relative exit velocity W 2 (W 1> W 2 ). Thus, the tip relative exit velocity W 1 which is larger than the blade root relative exit velocity W 2, the shock wave tends to occur toward the distal end from the blade root.

このようなことから、翼有効部２３２ｂの拡大流路長さ（Ｌ３）は、翼根元から先端に向かって長くなることが好ましい。また、先端周速度Ｕ１が翼根元周速度Ｕ２よりも高いことから、質量の増加が遠心力に与える影響は翼根元よりも先端が大きい。従って、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合は、翼有効部２３２ｂの先端で最も大きく、翼有効部２３２ｂの翼根元に向かって徐々に減少することが好ましい。すなわち、軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）、割合（Ｌ５／Ｌ４）は、翼有効部２３２ｂの先端から翼根元へと向かって徐々に減少することが好ましい。 For this reason, the enlarged flow path length (L 3 ) of the blade effective portion 232b is preferably increased from the blade root toward the tip. Further, since the tip peripheral speed U 1 is higher than the blade root peripheral speed U 2 , the influence of the increase in mass on the centrifugal force is larger at the tip than at the blade root. Therefore, it is preferable that the ratio of the lightweight portion 235b to the blade effective portion 232b is the largest at the tip of the blade effective portion 232b and gradually decreases toward the blade root of the blade effective portion 232b. That is, it is preferable that the length (L 5 ) and the ratio (L 5 / L 4 ) of the lightweight portion 235b gradually decrease from the tip of the blade effective portion 232b toward the blade root.

このため、図２に示されるような翼高さ方向における翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）に対する同方向における軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ２）の割合（Ｌ２／Ｌ１）は、高価な材料の使用量を抑制する観点から、０．６以下が好ましく、０．５以下がより好ましい。なお、必要に応じて、翼高さ方向における全体に軽量部２３５ｂが設けられてもよい。一方、割合（Ｌ２／Ｌ１）は、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加を抑制する観点から、０．２以上が好ましく、０．３以上がより好ましい。 For this reason, the ratio (L 2 / L 1 ) of the length (L 2 ) of the lightweight portion 235b in the same direction to the length (L 1 ) of the blade effective portion 232b in the blade height direction as shown in FIG. From the viewpoint of suppressing the amount of expensive material used, 0.6 or less is preferable, and 0.5 or less is more preferable. In addition, if necessary, the lightweight part 235b may be provided throughout the blade height direction. On the other hand, the ratio (L 2 / L 1 ) is preferably 0.2 or more, and more preferably 0.3 or more, from the viewpoint of suppressing an excessive increase in centrifugal force applied to the blade root of the blade effective portion 232b.

ここで、翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）は、３０００ｒｐｍ機において３０インチを超えることが好ましい。翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）が３０インチを超えると、軽量部２３５ｂによる効果が顕著に発揮される。翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）は、軽量部２３５ｂによる効果の観点から、３０００ｒｐｍ機において４０インチを超えることがより好ましい。翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）の上限は、必ずしも制限されないが、通常は３０００ｒｐｍ機において６０インチ以下である。ここで、翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）は、通常回転数の逆比で拡大されるため、例えば、３０００ｒｐｍ機では３６００ｒｐｍ機の１．２倍高さとなる（３６００／３０００＝１．２）。 Here, the length (L 1 ) of the blade effective portion 232b is preferably more than 30 inches in a 3000 rpm machine. When the length (L 1 ) of the blade effective portion 232b exceeds 30 inches, the effect of the lightweight portion 235b is remarkably exhibited. The length (L 1 ) of the blade effective portion 232b is more preferably more than 40 inches in the 3000 rpm machine from the viewpoint of the effect of the lightweight portion 235b. The upper limit of the length (L 1 ) of the blade effective portion 232b is not necessarily limited, but is usually 60 inches or less in a 3000 rpm machine. Here, since the length (L 1 ) of the blade effective portion 232b is increased by the inverse ratio of the normal rotational speed, for example, the 3000 rpm machine is 1.2 times as high as the 3600 rpm machine (3600/3000 = 1. 2).

次に、翼有効部２３２ｂの材料について説明する。   Next, the material of the blade effective part 232b will be described.

本体部２３４ｂの材料は、軽量部２３５ｂの材料よりも大きい密度を有する材料であればよい。本体部２３４ｂの材料としては、通常、金属材料が使用される。金属材料としては、例えば、従来の翼有効部に用いられる鉄鋼材料と同様の材料が使用される。   The material of the main body portion 234b may be a material having a higher density than the material of the lightweight portion 235b. A metal material is usually used as the material of the main body 234b. As a metal material, the same material as the steel material used for the conventional blade effective part is used, for example.

軽量部２３５ｂの材料は、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する材料であればよい。軽量部２３５ｂの材料としては、例えば、チタン合金、アルミニウム合金、ＣＦＲＰ（carbon-fiber- reinforced plastic）等が挙げられる。チタン合金は、チタンを５０質量％以上含むものであり、チタンを８５質量％以上含むものが好ましい。アルミニウム合金は、アルミニウムを５０質量％以上含むものであり、アルミニウムを８５質量％以上含むものが好ましい。例えば、鉄の密度に対するチタン合金の密度の割合（チタン合金の密度／鉄の密度）が１／１．８程度である場合、同一体積であれば、質量増加の割合も１／１．８程度となる。   The material of the lightweight part 235b should just be a material which has a density smaller than the material of the main-body part 234b. Examples of the material of the lightweight portion 235b include titanium alloy, aluminum alloy, and CFRP (carbon-fiber-reinforced plastic). The titanium alloy contains 50 mass% or more of titanium, and preferably contains 85 mass% or more of titanium. The aluminum alloy contains 50% by mass or more of aluminum, and preferably contains 85% by mass or more of aluminum. For example, when the ratio of the density of the titanium alloy to the density of iron (the density of the titanium alloy / the density of the iron) is about 1 / 1.8, if the volume is the same, the ratio of the mass increase is also about 1 / 1.8. It becomes.

軽量部２３５ｂの材料は、従来の一般的な翼有効部に使用される鉄鋼材料に比べて比強度が大きいことが好ましい。ここで、比強度は、「引張強さ／密度」で表される。軽量部２３５ｂの材料の比強度が大きい場合、翼有効部２３２ｂの信頼性がさらに向上する。比強度の大きい材料としては、上記した、チタン合金、アルミニウム合金、ＣＦＲＰ等が挙げられる。   The material of the lightweight part 235b preferably has a higher specific strength than a steel material used for a conventional general blade effective part. Here, the specific strength is represented by “tensile strength / density”. When the specific strength of the material of the lightweight part 235b is large, the reliability of the blade effective part 232b is further improved. Examples of the material having a high specific strength include the above-described titanium alloy, aluminum alloy, and CFRP.

翼有効部２３２ｂは、例えば、本体部２３４ｂと軽量部２３５ｂとを別々に製造した後、本体部２３４ｂに軽量部２３５ｂを接合して製造される。接合方法としては、本体部２３４ｂと軽量部２３５ｂとを確実に接合できる方法であればよく、例えば、溶接、摩擦撹拌接合等の方法が挙げられる。   The blade effective portion 232b is manufactured by, for example, separately manufacturing the main body portion 234b and the lightweight portion 235b and then joining the lightweight portion 235b to the main body portion 234b. As a joining method, any method that can reliably join the main body portion 234b and the lightweight portion 235b may be used, and examples thereof include methods such as welding and friction stir welding.

次に、カバー２３３ｂについて説明する。   Next, the cover 233b will be described.

図９は、翼有効部２３２ｂおよびカバー２３３ｂを示す平面図である。また、図１０は、図９に示される翼有効部２３２ｂおよびカバー２３３ｂのＡＡ線矢視断面図である。   FIG. 9 is a plan view showing the blade effective portion 232b and the cover 233b. FIG. 10 is a cross-sectional view taken along line AA of the blade effective portion 232b and the cover 233b shown in FIG.

カバー２３３ｂは、翼有効部２３２ｂの本体部２３４ｂの直上に設けられる第１のカバー２３７ｂと、翼有効部２３２ｂの軽量部２３５ｂの直上に設けられる第２のカバー２３８ｂとを有することが好ましい。また、第２のカバー２３８ｂは翼有効部２３２ｂの軽量部２３５ｂと同一の材料からなることが好ましい。   The cover 233b preferably includes a first cover 237b provided immediately above the main body 234b of the blade effective portion 232b and a second cover 238b provided immediately above the lightweight portion 235b of the blade effective portion 232b. The second cover 238b is preferably made of the same material as the lightweight portion 235b of the blade effective portion 232b.

第２のカバー２３８ｂの材料が軽量部２３５ｂの材料と同一である場合、カバー２３３ｂの全体の質量が低下して、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力が低下する。また、軽量部２３５ｂと第２のカバー２３８ｂとを、例えば、一体的に削りだして製造できることから、軽量部２３５ｂと第２のカバー２３８ｂと別々に製造して接合する場合に比べて信頼性が向上する。   When the material of the second cover 238b is the same as the material of the lightweight portion 235b, the entire mass of the cover 233b is reduced, and the centrifugal force applied to the blade root of the blade effective portion 232b is reduced. In addition, since the lightweight portion 235b and the second cover 238b can be manufactured, for example, by shaving them together, the reliability is higher than when the lightweight portion 235b and the second cover 238b are separately manufactured and joined. improves.

なお、カバー２３３ｂと翼有効部２３２ｂとの接合部分の信頼性が確保される場合、図１１に示されるように、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する材料によりカバー２３３ｂの全体が構成されてもよい。カバー２３３ｂを構成する材料としては、軽量部２３５を構成する材料と同一の材料が挙げられる。カバー２３３ｂは遠心力への影響が大きいことから、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する材料の使用により、遠心力が効果的に低下する。   When the reliability of the joint portion between the cover 233b and the blade effective portion 232b is ensured, as shown in FIG. 11, the entire cover 233b is made of a material having a density lower than that of the main body portion 234b. May be. Examples of the material constituting the cover 233b include the same material as that constituting the lightweight portion 235. Since the cover 233b has a great influence on the centrifugal force, the use of a material having a density smaller than that of the material of the main body 234b effectively reduces the centrifugal force.

以上、実施の形態の動翼について説明したが、実施の形態の動翼は、蒸気タービンの低圧タービンにおける最終のタービン段落の動翼に限定されず、また蒸気タービンの低圧タービンに限定されない。例えば、蒸気タービンの低圧タービンにおいては、最終のタービン段落の動翼の翼高さが高くなるにつれて、その上流のタービン段落の動翼の翼高さも高くなる。このようなことから、上流のタービン段落の動翼についても、先端相対流出速度Ｍ２が音速を超えることがある。先端相対流出速度Ｍ２が音速を超える環境下で使用される動翼の場合、軽量部による翼効率の向上が期待される。 Although the moving blade of the embodiment has been described above, the moving blade of the embodiment is not limited to the moving blade of the final turbine stage in the low-pressure turbine of the steam turbine, and is not limited to the low-pressure turbine of the steam turbine. For example, in a low pressure turbine of a steam turbine, as the blade height of the moving blade in the final turbine stage increases, the blade height of the moving blade in the upstream turbine stage also increases. For this reason, for the rotor blades of the upstream turbine stage, there may be a tip relative outflow rate M 2 exceeds the sound velocity. For rotor blade tip relative outflow rate M 2 is used in an environment that exceeds the speed of sound, improving the wing efficiency through weight section is expected.

以上説明した実施形態によれば、動翼効率および信頼性が高く、かつ安価に製造できるタービン動翼が提供される。   According to the embodiment described above, a turbine blade having high blade efficiency and reliability and capable of being manufactured at low cost is provided.

本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。   Although several embodiments of the present invention have been described, these embodiments are presented by way of example and are not intended to limit the scope of the invention. These novel embodiments can be implemented in various other forms, and various omissions, replacements, and changes can be made without departing from the scope of the invention. These embodiments and modifications thereof are included in the scope and gist of the invention, and are included in the invention described in the claims and the equivalents thereof.

１０…蒸気タービン、２０…ケーシング、２１…タービンロータ、２２…ロータディスク、２３…動翼、２４…ダイアフラム外輪、２５…ダイアフラム内輪、２６…静翼、２７…グランドシール部、２８…シール部、２９…クロスオーバ管、２３１…翼根部、２３２…翼有効部、２３３…カバー、２３４…本体部、２３５…軽量部、２３６…腹側面、２３７…第１のカバー、２３８…第２のカバー。   DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 ... Steam turbine, 20 ... Casing, 21 ... Turbine rotor, 22 ... Rotor disc, 23 ... Rotor blade, 24 ... Diaphragm outer ring, 25 ... Diaphragm inner ring, 26 ... Stator blade, 27 ... Ground seal part, 28 ... Seal part, 29 ... Crossover tube, 231 ... Blade root part, 232 ... Blade effective part, 233 ... Cover, 234 ... Main body part, 235 ... Light weight part, 236 ... Abdominal side surface, 237 ... First cover, 238 ... Second cover.

Claims (8)

翼根部と、
前記翼根部よりも翼高さ方向に配置され、本体部、および前記本体部の後縁側に配置される軽量部を有し、前記軽量部の材料が前記本体部の材料よりも小さい密度を有する翼有効部
を有するタービン動翼。 The wing root,
It is arranged in the blade height direction from the blade root portion, and has a main body portion and a light weight portion arranged on the rear edge side of the main body portion, and the material of the light weight portion has a lower density than the material of the main body portion. Turbine blade having a blade effective part. 前記軽量部は、前記翼有効部の先端から前記翼根部に向かって配置される請求項１記載のタービン動翼。   The turbine blade according to claim 1, wherein the lightweight portion is disposed from a tip of the blade effective portion toward the blade root portion. 前記翼有効部の先端において、前縁から後縁までの腹側面に沿った長さ（Ｌ４）に対する前記軽量部の長さ（Ｌ５）の割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．１以下である請求項２記載のタービン動翼。 The ratio (L 5 / L 4 ) of the length (L 5 ) of the lightweight portion to the length (L 4 ) along the ventral side from the leading edge to the trailing edge at the tip of the blade effective portion is 0.1. The turbine rotor blade according to claim 2, wherein: 前記割合（Ｌ５／Ｌ４）は、前記翼有効部の先端から前記翼根元に向かって徐々に減少する請求項３記載のタービン動翼。 The turbine blade according to claim 3, wherein the ratio (L 5 / L 4 ) gradually decreases from the tip of the blade effective portion toward the blade root. 前記本体部の先端を覆う第１のカバーと、前記軽量部の先端を覆う第２のカバーとを有し、前記軽量部の材料と前記第２のカバーの材料とが同一である請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼。   The first cover that covers the tip of the main body and a second cover that covers the tip of the lightweight part, and the material of the lightweight part and the material of the second cover are the same. The turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 4. 前記本体部の先端と前記軽量部の先端とを一体的に覆い、前記軽量部の材料と同一の材料からなるカバーを有する請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼。   The turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 4, further comprising a cover made of the same material as that of the light-weight part, integrally covering a front end of the main body part and a front end of the light-weight part. 前記翼有効部の先端相対流出速度が音速を超える請求項１乃至６のいずれか１項記載のタービン動翼。   The turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 6, wherein a tip relative outflow velocity of the blade effective portion exceeds a sound velocity. 請求項１乃至７のいずれか１項記載のタービン動翼を有する軸流タービン。   An axial turbine having the turbine rotor blade according to any one of claims 1 to 7.
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