JP2017218983A - タービン動翼および蒸気タービン - Google Patents

Abstract

【課題】ストレート型の翼植込部を有する場合においても、翼根元側の蒸気の流量の増加を抑制し、動翼における性能の向上を図ることができるタービン動翼および蒸気タービンを提供する。【解決手段】動翼２２は、翼有効部４０と、タービンロータに植設される翼根部７０と、翼有効部４０と翼根部７０との間に形成され、翼背側の側面６１および翼腹側の側面６２が平面であるプラットフォーム６０とを備える。翼根部７０がタービンロータに植設された際、タービンロータ軸方向の下流側から翼有効部４０を見たときに、翼有効部４０の後縁の位置Ｐから翼根元４１に亘って、翼有効部４０の後縁４３が、タービンロータの回転方向と逆側に円弧状に突出している。【選択図】図２

Description

本発明の実施形態は、タービン動翼および蒸気タービンに関する。

蒸気タービンは、静翼翼列と、この静翼翼列の直下流側の動翼翼列とでタービン段落を構成している。そして、蒸気タービンは、このタービン段落をタービンロータ軸方向に複数段備えている。

例えば、低圧タービンの最終段のタービン段落（以下、最終段という）では、蒸気が真空近くまで膨張され、通過する蒸気の体積流量も大きい。そのため、低圧タービンの最終段を構成する動翼として、１ｍを超えるような長翼が使用されることがある。

また、一つのタービン段落に流すことができる蒸気の流量を多くできれば、例えば、複数設置する低圧タービンの数を減らしつつ、一つの低圧タービンの出力を高めることができる。この場合、例えば、低圧タービンの最終段動翼は、長翼で構成されることになる。

このような長翼の動翼には、大きな遠心力がかかる。そこで、長翼の動翼が大きな遠心力に耐え、安定した運転を維持するには、翼根元および翼植込部の形状が重要となる。なお、翼根元は、翼有効部の内周端（翼植込部のプラットフォームと接する端部）である。

翼植込部は、限られたスペースで大きな遠心力に耐えるため、様々な形状的な工夫がなされている。最も大きな遠心力を受ける最終段の長翼の翼植込部には、例えば、タービンロータ軸方向に植え込む軸方向挿入式（アキシャルエントリー式）のクリスマスツリー型翼根部が適している。

ここで、図１３および図１４は、従来の動翼３００の翼植込部３１０、３２０の斜視図である。図１３には、タービンロータ軸方向に沿ったストレート型の翼植込部３１０を示している。図１４には、動翼の翼根元の断面形状に沿って弓型に湾曲したカーブ型の翼植込部３２０を示している。

また、図１５は、翼有効部側から見たときの、従来のストレート型の翼植込部３１０におけるプラットフォーム３１１の平面図である。図１６は、翼有効部側から見たときの、従来のカーブ型の翼植込部３２０におけるプラットフォーム３２１の平面図である。なお、図１５および図１６において、プラットフォーム３１１、３２１の外周面３１２、３２２上に位置する動翼３００の翼根元の形状を破線で示している。

図１３に示されたストレート型の翼植込部３１０は、図１４に示されたカーブ型の翼植込部３２０に比べて、形状的な観点から、製造が容易である。ストレート型の翼植込部３１０において、プラットフォーム３１１の外周面３１２は、一般的に平行四辺形となる。そして、動翼３００の翼根元は、プラットフォーム３１１の外周面３１２の領域内に収められる。流体性能の観点から、ストレート型の翼植込部３１０では、カーブ型の翼植込部３２０に比べて、翼根元の設計上の制約が大きい。

ここで、図１５に示すように、ストレート型の翼植込部３１０において、プラットフォーム３１１のタービンロータ軸方向に対する傾斜角をθとする。翼植込部３１０に発生する応力バランスの観点から、傾斜角θが大きいことは好ましくない。

プラットフォーム３１１の外周面３１２の領域内に動翼３００の翼根元を収めつつ、傾斜角θを小さくすると、例えば、図１５に示す翼根元の形状において、動翼３００の背側や腹側の曲率が小さな扁平な形状となる。

このように、ストレート型の翼植込部３１０の場合、動翼３００の翼根元における翼形状が扁平となるため、隣接する動翼間に形成されるスロート幅Ｓ（最小流路幅）が大きくなる。そのため、翼根元側を流れる蒸気の流量が多い。

ここで、図１７は、従来の動翼翼列の翼根元側に発生する２次流れ渦の発生形態を模式的に示す図である。なお、図１７では、動翼翼列を外周側（半径方向外側）から見ている。

動翼３００間における圧力は、一般的に、背側（負圧面側）３３０で低くなり、腹側（正圧面側）３３１で高くなる。そして、圧力の高い方から低い方へ２次流れ渦の駆動力３４０が働く。通常、動翼３００間を蒸気が転向しながら流れることによる遠心力が駆動力３４０に対向するように働く。翼根元側の環状壁面３５０の近傍では、環状壁面３５０との摩擦の影響で蒸気の流速が著しく低下する。

これによって、背側３３０から腹側３３１へ向かう遠心力が低下し、駆動力３４０に抗しきれなくなり、２次流れ渦が発生する。２次流れ渦は、動翼３００の前縁部に発生し、背側３３０に沿って発達する馬蹄形渦３４１と、腹側３３１から駆動力３４０によって背側３３０に引き寄せられながら発達する通過渦３４２とで構成される。

馬蹄形渦３４１と通過渦３４２は、背側３３０の後縁側で立体的に交錯し、翼高さ方向に巻き上がる。この２次流れ渦の発生によって、大きな損失が生じる。

特開２０００−４５７０４号公報

上記したように、従来のストレート型の翼植込部を有する動翼では、翼根元側におけるスロート幅Ｓが大きく、翼根元側を流れる蒸気の流量が多い。また、２次流れ渦が発生する翼根元側の蒸気の流量が多いため、２次流れ渦による損失が増加する。そのため、動翼全体としての性能が低下する。

本発明が解決しようとする課題は、ストレート型の翼植込部を有する場合においても、翼根元側の蒸気の流量の増加を抑制し、動翼における性能の向上を図ることができるタービン動翼および蒸気タービンを提供するものである。

実施形態のタービン動翼は、翼有効部と、タービンロータに植設される翼根部と、前記翼有効部と前記翼根部との間に形成され、翼背側の側面および翼腹側の側面が平面であるプラットフォームとを備える。

そして、タービン動翼は、前記翼根部が前記タービンロータに植設された際、タービンロータ軸方向の下流側から前記翼有効部を見たときに、前記翼有効部の後縁の所定位置から翼根元に亘って、前記翼有効部の後縁が、タービンロータの回転方向と逆側に円弧状に突出している。

実施の形態の動翼を備えた蒸気タービンの鉛直方向の子午断面を示す図である。 実施の形態の動翼の斜視図である。 実施の形態の動翼がロータディスクに植設されたときの、翼植込部の拡大斜視図である。 ロータディスクに植設された実施の形態の動翼をタービンロータ軸方向の下流側から見たときの平面図である。 翼有効部側から見たときの、実施の形態の動翼における翼植込部のプラットフォームの平面図である。 実施の形態の動翼の出口における翼高さ方向の蒸気の流量分布を示す図である。 低圧タービンの最終段に設けられる長翼の動翼に発生する、蒸気の単位流量当たりの動翼エネルギ損失の一例を示した図である。 実施の形態の動翼の出口における翼高さ方向の蒸気の流量分布を示す図である。 実施の形態の動翼における翼高さ方向の動翼性能を示す図である。 実施の形態の動翼が周方向に複数備えられたときの斜視図である。 図１０のＡ−Ａ断面を示す図である。 図１０に示された実施の形態の動翼を外周側から見たときの平面図である。 従来の動翼の翼植込部の斜視図である。 従来の動翼の翼植込部の斜視図である。 翼有効部側から見たときの、従来のストレート型の翼植込部におけるプラットフォームの平面図である。 翼有効部側から見たときの、従来のカーブ型の翼植込部におけるプラットフォームの平面図である。 従来の動翼翼列の翼根元側に発生する２次流れ渦の発生形態を模式的に示す図である。

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、実施の形態の動翼２２を備えた蒸気タービン１０の鉛直方向の子午断面を示す図である。なお、蒸気タービン１０は、最終段などに長翼を備える低圧タービンである。

図１に示すように、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。このタービンロータ２１には、ロータディスク２１ａが形成されている。

このロータディスク２１ａには、タービンロータ軸方向から動翼２２が挿入される。そして、ロータディスク２１ａの周方向には、複数の動翼２２が設けられ、動翼翼列を構成する。動翼翼列は、タービンロータ２１の軸方向に複数段構成されている。なお、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。

ケーシング２０の内周には、ダイアフラム外輪２３が設置され、このダイアフラム外輪２３の内側には、ダイアフラム内輪２４が設置されている。また、ダイアフラム外輪２３とダイアフラム内輪２４との間には、周方向に複数の静翼２５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２１の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。

ダイアフラム外輪２３とダイアフラム内輪２４との間には、主蒸気が流れる環状の蒸気通路２９が形成されている。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２６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２４との間には、この間を蒸気が下流側へ通過するのを防止するために、シール部２７が設けられている。

また、蒸気タービン１０には、クロスオーバ管２８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。最終段の下流側には、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通路（図示しない）が設けられている。この排気通路は、復水器（図示しない）に連通されている。

次に、実施の形態の動翼２２の構成について説明する。

図２は、実施の形態の動翼２２の斜視図である。図３は、実施の形態の動翼２２がロータディスク２１ａに植設されたときの、翼植込部５０の拡大斜視図である。図４は、ロータディスク２１ａに植設された実施の形態の動翼２２をタービンロータ軸方向の下流側から見たときの平面図である。図５は、翼有効部４０側から見たときの、実施の形態の動翼２２における翼植込部５０のプラットフォーム６０の平面図である。

なお、図５において、プラットフォーム６０の翼有効部４０側の端面上に位置する動翼２２の翼根元の形状を破線で示している。また、図４には、タービンロータ２１の回転方向を矢印で示している。

実施の形態の動翼２２は、例えば、最終段や最終段よりも１段上流段のタービン段落に備えられる。この動翼２２は、例えば、１ｍ以上の長翼である。ここでは、動翼２２として、最終段の動翼を例示して説明する。

図２に示すように、動翼２２は、翼有効部４０と、翼植込部５０とを備える。翼植込部５０は、プラットフォーム６０と、翼根部７０とを備える。

翼根部７０は、例えば、タービンロータ軸方向に植え込む軸方向挿入式（アキシャルエントリー式）のクリスマスツリー型に形成される。翼根部７０は、図３および図４に示すように、ロータディスク２１ａの植込溝３０にタービンロータ軸方向から挿入され、固定される。

なお、このような軸方向挿入式（アキシャルエントリー式）のクリスマスツリー型の翼根部７０は、大きな遠心力がかかる長翼に好適である。

プラットフォーム６０は、翼有効部４０と翼根部７０との間に形成されている。プラットフォーム６０は、例えば、板状である。図５に示すように、翼有効部４０側からプラットフォーム６０を見ると、プラットフォーム６０の外周面６３は、例えば、平行四辺形である。ここで、プラットフォーム６０の外周面６３は、プラットフォーム６０の翼有効部４０側の端面である。

なお、プラットフォーム６０を翼有効部４０側から見たときの形状は、平行四辺形に限らず、例えば、長方形であってもよい。

プラットフォーム６０の翼背側の側面６１および翼腹側の側面６２は、平面である。この平面は、例えば、図４に示すように、ラジアル線Ｌ１に沿う平面である。すなわち、側面６１および側面６２は、周方向に湾曲などしていない平面である。周方向から側面６１、６２を見ると、側面６１、６２は、長方形または略長方形である。

ここで、ラジアル線Ｌ１は、タービンロータの中心を通り、半径方向に延びる線である。なお、ここでは、このような形状のプラットフォーム６０を有する翼植込部５０をストレート型の翼植込部と呼ぶ。

プラットフォーム６０の外周面６３の形状が平行四辺形の場合、図５に示すように、タービンロータ軸方向と、外周面６３の翼背側の側辺６４とのなす角（以下、傾斜角αという）は、０度〜２０度程度であることが好ましい。この傾斜角αの範囲とすることで、翼植込部５０に発生する応力の適正なバランスが維持できる。

翼有効部４０は、翼根元４１から翼先端４２に亘ってねじれている。複数の動翼２２を周方向に備えた動翼翼列において、隣接する動翼２２の翼有効部４０間を蒸気が通過する。

図５に示すように、翼有効部４０の翼根元４１は、プラットフォーム６０の外周面６３の領域内に収まっている。すなわち、翼根元４１の全体が、プラットフォーム６０の外周面６３に接している。このように、翼根元４１の全体を外周面６３に接合させることで、長翼化において遠心力が増大したときでも、翼植込部５０において十分な強度を維持することができる。

図４に示すように、翼根部７０がロータディスク２１ａに植設された際、タービンロータ軸方向の下流側から翼有効部４０を見たときに、翼有効部４０の後縁４３の位置Ｐから翼根元４１に亘って、翼有効部４０の後縁４３が、タービンロータ２１の回転方向と逆側に円弧状に突出している。

この円弧状に突出する突出部４４において、タービンロータ２１の回転方向と逆側に最も突出する最大突出部をＱとする。

ここで、突出部４４は、図４において、例えば、プラットフォーム６０の外周面６３と、翼有効部４０の翼根元４１の後縁４３とが接する点Ｒを通るラジアル線Ｌ２よりも、タービンロータ２１の回転方向と逆側に突出している。なお、ラジアル線Ｌ２も前述したラジアル線Ｌ１と同様の定義である。

また、翼根部７０がロータディスク２１ａに植設された際、タービンロータ軸方向の下流側から翼有効部４０を見たときに、上記した位置Ｐよりも翼先端４２側の翼有効部４０の後縁４３が、翼先端４２に行くに伴って、タービンロータの回転方向と逆側に突出している。

この位置Ｐよりも翼先端４２側の翼有効部４０の突出延設部４５の後縁４３と、位置Ｐよりも翼根元４１側の突出部４４の後縁４３は、例えば、滑らかな曲線でＳ字状につながっている。そして、図４に示すように、タービンロータ軸方向の下流側から翼有効部４０を見たときに、位置Ｐは、翼有効部４０の後縁４３の湾曲する方向が変わる変曲点である。なお、翼高さＨ０とは、翼有効部４０の翼根元４１から翼先端４２までの距離である。

動翼２２において、翼有効部４０の翼高さＨ０を１としたときに、翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の距離Ｈ１は、０．１５〜０．５であることが好ましい。すなわち、距離Ｈ１は、翼根元４１（プラットフォーム６０の外周面６３）から、位置Ｐを含む翼高さ方向に垂直な断面までの翼高さ方向の距離である。なお、翼根元４１においては、翼高さ方向の距離は０（ゼロ）であり、翼先端４２においては翼高さ方向の距離は１である。

ここで、翼有効部４０の翼根元４１側に突出部４４を設けること、および翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の距離Ｈ１が上記した範囲が好ましいことについて説明する。

図６は、実施の形態の動翼２２の出口における翼高さ方向の蒸気の流量分布を示す図である。図６には、実施の形態の動翼２２以外にも、比較のため、従来のストレート型の翼植込部を有する動翼、従来のカーブ型の翼植込部を有する動翼についても示している。なお、図６に示した各動翼は、低圧タービンの最終段の動翼である。各動翼の翼有効部の翼高さは同じである。また、各動翼翼列を構成する動翼の数も同じである。また、図７は、低圧タービンの最終段に設けられる長翼の動翼に発生する、蒸気の単位流量当たりの動翼エネルギ損失の一例を示した図である。

なお、図６および図７に示された結果は、数値解析に基づくものである。図６および図７の横軸は、翼高さ位置を示す。この翼高さ位置は、翼有効部４０の翼高さを１としたときの、翼根元４１からの翼高さ方向の距離である。すなわち、翼根元における翼高さ位置は０（ゼロ）であり、翼先端における翼高さ位置は１である。

図６に示すように、従来のストレート型の翼植込部を有する動翼では、従来のカーブ型の翼植込部を有する動翼に比べて、翼根元側における蒸気の流量が多い。ストレート型の翼植込部では、カーブ型の翼植込部に比べて、翼根元側の最小流路幅が広がるため、翼根元側の蒸気の流量が多くなる。

一方、実施の形態の動翼２２は、ストレート型の翼植込部を採用しているが、従来のストレート型の翼植込部を有する動翼に比べて、翼根元側における蒸気の流量が少ない。また、実施の形態の動翼２２は、従来のカーブ型の翼植込部を有する動翼に比べて、翼根元近傍の蒸気の流量は多いが、翼高さ位置が０．０５から０．３の範囲では、蒸気の流量は少ない。

すなわち、実施の形態の動翼２２では、位置Ｐから翼根元４１に亘って突出部４４を備えることで、翼高さ位置が０．０５から０．３の範囲の翼有効部４０間のスロート幅Ｓ（最小流路幅）を小さくすることができる（図５参照）。これによって、この範囲の翼有効部４０間を流れる蒸気の流量を減少することができる。

図７に示すように、一般的に、翼高さ位置が０．２程度まで、動翼エネルギ損失が高い。そして、翼高さ位置が０．２を超え０．７までの範囲では、動翼エネルギ損失が低い。翼高さ位置が０．７を超える範囲では、翼先端における漏れ流れによる損失や、マッハ数が１を超える回転周速によって発生する衝撃波による損失によって、動翼エネルギ損失が増加している。すなわち、翼高さ位置が０〜０．２程度まで間では、２次流れ渦により損失が大きく、動翼エネルギ損失が高い。

ここで、動翼におけるトータルの損失は、図７に示した蒸気の単位流量当たりの動翼エネルギ損失に、図６に示した蒸気の流量をかけて積分平均をすることで得られる。すなわち、トータルの損失を減少させるためには、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲の蒸気の流量を減少させることが有効である。

また、図７に示した長翼よりもさらに長翼化がなされた動翼を使用した場合でも、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲は、翼高さ位置が０．１５以下の範囲であることが、解析結果から得られている。

そこで、実施の形態では、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲に、突出部４４を設け、この範囲の蒸気の流量を低減している。そして、突出部４４が形成される翼有効部４０の後縁４３の位置Ｐを、翼高さ位置において０．１５以上とした。

一方、翼有効部の翼高さが低くなると、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲の占める割合は、大きくなる。しかしながら、翼高さ中央まで蒸気の流量を減少させると、タービン性能が低下する。そのため、突出部４４が形成される翼有効部４０の後縁４３の位置Ｐを、翼高さ位置において０．５以下とした。

翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の距離Ｈ１は、翼有効部４０の翼高さＨ０に基づいて、適した距離に設定される。

例えば、動翼２２の翼長さが１ｍ以上の場合、翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の距離Ｈ１は、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲などを考慮して、０．１５ 〜０．３の範囲にすることが好ましい。

翼有効部４０の翼高さや隣接する動翼２２間での流れの転向角の大きさ等によって、２次流れの翼高さ範囲は変化する。しかしながら、翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の距離を上記範囲とすることで、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲の蒸気の流量が減少する。これによって、動翼エネルギ損失を低減できる。

なお、位置Ｐよりも翼先端４２側の翼有効部４０の後縁４３に突出延設部４５を設けているのは、隣接する翼有効部４０の突出延設部４５間における蒸気流量の低減を狙ったものではない。周方向に設けられる動翼２２の枚数が決まっているため、隣接する動翼２２との周方向の間隔（ピッチ）が翼先端４２側に行くに伴い広がる。そのため、突出延設部４５を備えている。

また、ここでは、突出延設部４５が位置Ｐから翼先端４２まで単調に突出する一例を示したが、この形状に限られるものではない。タービンロータの回転方向と逆側に突出する突出延設部４５の形状は、例えば、動翼２２の各翼高さ位置での重心設計等によって決定される。

次に、突出部４４の最大突出部Ｑの翼高さ位置について説明する。

動翼２２において、翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の距離を１としたときに、翼根元４１から最大突出部Ｑまでの翼高さ方向の距離Ｈ２が、１／４〜１／２であることが好ましい。すなわち、距離Ｈ２は、図４に示すように、翼根元４１（プラットフォーム６０の外周面６３）から、最大突出部Ｑを含む翼高さ方向に垂直な断面までの翼高さ方向の距離である。なお、この場合、翼根元４１においては、翼高さ方向の距離は０（ゼロ）であり、位置Ｐにおいては翼高さ方向の距離は１である。

ここで、翼根元４１から最大突出部Ｑまでの翼高さ方向の距離Ｈ２が上記した範囲が好ましいことについて説明する。

図８は、実施の形態の動翼２２の出口における翼高さ方向の蒸気の流量分布を示す図である。図８では、翼根元４１からから最大突出部Ｑまでの翼高さ方向の距離Ｈ２を変化させたときの流量分布を実線で示している。図８には、実施の形態の動翼２２以外にも、比較のため、従来のストレート型の翼植込部を有する動翼についても示している。図８には、この従来の動翼における流量分布を破線で示している。

なお、各動翼の翼有効部の翼高さや動翼の数は、図６および図７の説明したものと同じである。図９は、実施の形態の動翼２２における翼高さ方向の動翼性能を示す図である。

ここで、図８および図９に示された結果は、数値解析に基づくものである。図８の横軸は、翼高さ位置である。この翼高さ位置の定義は、図６および図７におけるもとの同じである。図９の横軸は、翼根元４１から最大突出部Ｑまでの翼高さ方向の翼高さ位置である。図９に示す翼高さ位置は、翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の翼高さを１としたときの、翼根元４１からの翼高さ方向の距離である。すなわち、翼根元における翼高さ位置は０（ゼロ）であり、位置Ｐにおける翼高さ位置は１である。

図８に示すように、最大突出部Ｑの翼高さ位置によって流量分布が異なる。換言すれば、最大突出部Ｑの翼高さ位置によって、流量が最も少なくなる翼高さ位置が変化する。また、最大突出部Ｑが位置する翼高さ位置において、流量が最も少なくなる。

図９に示すように、最大突出部Ｑの翼高さ位置が１／４〜１／２の範囲で、高い動翼特性が得られる。ここで、動翼性能とは、各翼高さ位置における動翼エネルギ損失（％）の平均値を１００％から引いたものである。そのため、動翼エネルギ損失が小さければ、動翼性能は高い値となる。

また、最大突出部Ｑの翼高さ位置のさらに好ましい範囲は、より高い動翼特性が得られる、１／３〜１／２．５の範囲である。

このように、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲に基づいて、翼根元４１から最大突出部Ｑまでの翼高さ方向の距離Ｈ２を設定することができる。すなわち、突出部４４が形成される、翼根元４１から位置Ｐまでの翼高さ方向の上記範囲に最大突出部Ｑを形成することで、より的確に２次流れ渦による損失を減少することができる。これによって、動翼性能を向上することができる。

ここで、図１０は、実施の形態の動翼２２が周方向に複数備えられたときの斜視図である。図１１は、図１０のＡ−Ａ断面を示す図である。図１２は、図１０に示された実施の形態の動翼２２を外周側から見たときの平面図である。

動翼２２において、図２および図１０に示すように、翼有効部４０の翼高さ方向の中間部に、中間連結部材８０を備えてもよい。中間連結部材８０は、翼有効部４０の背側４６から突出する背側中間連結部材８１と、翼有効部４０の腹側４７から突出する腹側中間連結部材８２とを備える。

さらに、動翼２２において、図２および図１０に示すように、翼有効部４０の翼先端４２に、先端連結部材９０を備えてもよい。先端連結部材９０は、翼有効部４０の背側４６から突出する背側先端連結部材９１と、翼有効部４０の腹側４７から突出する腹側先端連結部材９２とを備える。なお、先端連結部材９０は、スナッバやシュラウドなどと称されることもある。

中間連結部材８０および先端連結部材９０は、例えば、翼有効部４０と一体的に形成される。なお、中間連結部材８０および先端連結部材９０の形状は、特に限定されるものではない。中間連結部材８０および先端連結部材９０の形状は、ねじれ翼の連結部として広く採用されている構造を適用することができる。

タービンロータ２１が回転すると、回転数の上昇に伴い、翼有効部４０には、翼根元４１から翼先端４２に向かって遠心力が作用する。翼有効部４０がねじれているため、遠心力によって、翼有効部４０にアンツイストが発生する。なお、図１２には、タービンロータ２１の回転方向を実線矢印で、アンツイストのモーメントの向きを破線矢印で示している。

そして、図１１に示すように、例えば、動翼２２の背側中間連結部材８１の接触面８１ａと、この動翼２２の背側４６に隣接する動翼２２の腹側中間連結部材８２の接触面８２ａとが接触する。また、例えば、図１２に示すように、動翼２２の背側先端連結部材９１の接触面９１ａと、この動翼２２の背側４６に隣接する動翼２２の腹側先端連結部材９２の接触面９２ａとが接触する。これによって、全周一群の連結構造が構成される。

なお、タービンロータ２１が回転していない状態では、背側中間連結部材８１の接触面８１ａと腹側中間連結部材８２の接触面８２ａとの間、背側先端連結部材９１の接触面９１ａと腹側先端連結部材９２の接触面９２ａとの間には、例えば、隙間（ギャップ）を有する。

前述したように、実施の形態の動翼２２の翼植込部５０は、ストレート型である。この動翼２２では、プラットフォーム６０の外周面６３の領域内に動翼２２の翼根元４１を収める。そのため、外周面６３に接する翼根元４１の形状は、動翼２２の背側４６や腹側４７の曲率が小さな扁平な形状となる。

このような形状の動翼２２は、カーブ型の翼植込部を有する動翼に比べて、周方向の断面係数が小さく、周方向の曲げ変形に対して弱い。また、一般的に周方向の曲げや翼ねじり方向の固有振動数が下がる。そのため、中間連結部材８０および先端連結部材９０を備え、回転する際、全周一群の連結構造を形成することで、動翼２２の変形や動翼２２の振動を抑制することができる。

上記したように、実施の形態の動翼２２によれば、２次流れ渦により損失が大きくなる翼高さ範囲に、翼有効部４０の後縁４３に突出部４４を備える。そして、突出部４４が形成された部分の翼有効部４０間のスロート幅Ｓ（最小流路幅）を小さくする。そのため、この範囲の翼有効部４０間を流れる蒸気の流量を減少することができる。これによって、２次流れ渦による損失を抑制し、動翼エネルギ損失を低減できる。

また、実施の形態の動翼２２によれば、形状的に製造が容易なストレート型の翼植込部５０を採用しても、優れた動翼性能を得ることができる。

以上説明した実施形態によれば、ストレート型の翼植込部を有する場合においても、翼根元側の蒸気の流量の増加を抑制し、動翼における性能の向上を図ることが可能となる。

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。

１０…蒸気タービン、２０…ケーシング、２１…タービンロータ、２１ａ…ロータディスク、２２…動翼、２３…ダイアフラム外輪、２４…ダイアフラム内輪、２５…静翼、２６…グランドシール部、２７…シール部、２８…クロスオーバ管、２９…蒸気通路、３０…植込溝、４０…翼有効部、４１…翼根元、４２…翼先端、４３…後縁、４４…突出部、４５…突出延設部、４６…背側、４７…腹側、５０…翼植込部、６０…プラットフォーム、６１，６２…側面、６３…外周面、６４…側辺、７０…翼根部、８０…中間連結部材、８１…背側中間連結部材、８１ａ，８２ａ，９１ａ，９２ａ…接触面、８２…腹側中間連結部材、９０…先端連結部材、９１…背側先端連結部材、９２…腹側先端連結部材。

Claims (9)

1. 翼有効部と、
   タービンロータに植設される翼根部と、
   前記翼有効部と前記翼根部との間に形成され、翼背側の側面および翼腹側の側面が平面であるプラットフォームと
   を備え、
   前記翼根部が前記タービンロータに植設された際、タービンロータ軸方向の下流側から前記翼有効部を見たときに、前記翼有効部の後縁の所定位置から翼根元に亘って、前記翼有効部の後縁が、タービンロータの回転方向と逆側に円弧状に突出していることを特徴とするタービン動翼。
2. タービンロータ軸方向の下流側から前記翼有効部を見たときに、前記所定位置よりも翼先端側の前記翼有効部の後縁が、翼先端に行くに伴って、タービンロータの回転方向と逆側に突出していることを特徴とする請求項１記載のタービン動翼。
3. タービンロータ軸方向の下流側から前記翼有効部を見たときに、前記所定位置が、前記翼有効部の後縁の湾曲する方向が変わる変曲点であることを特徴とする請求項１または２記載のタービン動翼。
4. 前記翼有効部の翼高さを１としたときに、翼根元から前記所定位置までの翼高さ方向の距離が、０．１５〜０．５であることを特徴とする請求項１乃至３のいずれか１項記載のタービン動翼。
5. 前記翼根元から前記所定位置までの翼高さ方向の距離を１としたときに、前記翼根元から、円弧状に突出する前記翼有効部の後縁の最大突出位置までの翼高さ方向の距離が、１／４〜１／２であることを特徴とする請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼。
6. 前記翼有効部の前記翼根元の全体が、前記プラットフォームの前記翼有効部側の端面に接していることを特徴とする請求項１乃至５のいずれか１項記載のタービン動翼。
7. 前記翼有効部の前記翼根元と翼先端との間に、前記翼有効部の背側および前記翼有効部の腹側から突出する中間連結部材を備えたことを特徴とする請求項１乃至６のいずれか１項記載のタービン動翼。
8. 前記翼有効部の翼先端に、前記翼有効部の背側および前記翼有効部の腹側から突出する先端連結部材を備えたことを特徴とする請求項１乃至７のいずれか１項記載のタービン動翼。
9. 請求項１乃至８のいずれか１項記載のタービン動翼を、少なくとも最終段のタービン段落に備えたことを特徴とする蒸気タービン。

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