JP2018017236A - Turbomachine guide vane arrangement - Google Patents

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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a new type of guide vane arrangement of a turbomachine.SOLUTION: A turbomachine guide vane arrangement is constituted in such a way that it comprises several guide vanes arranged to be adjacent to each other in a peripheral direction of a guide vane arrangement, each of the guide vanes includes an inner shroud where the guide vanes are connected to each other, the inner shroud for the guide vanes has a first hole and a second hole that are arranged in such a way that each of the cases shows that the first hole at the inner shroud of each of the guide vanes is aligned in position with that of the second hole where the second hole is fed into the inner shroud of the guide vane directly adjacent to the first side as seen from a peripheral direction, the second hole of the inner shroud of each of the guide vanes is aligned in position with that of the first hole fed into the inner shroud of the guide vane directly adjacent to the second side as seen from a peripheral direction, a connecting element is extended through each of the position aligned holes of the guide vanes directly adjacent to each other, so that the guide vanes themselves directly adjacent to each other are connected in regions of these inner shrouds.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、ターボ機械の案内翼配置に関する。   The present invention relates to a turbomachine guide vane arrangement.

ターボ機械は、典型的には、動翼が周方向に互いに隣り合って各々位置決めされる少なくとも1つの回転子側の動翼配置と、複数の案内翼が周方向に互いに隣り合って各々位置決めされる少なくとも1つの固定子側の案内翼配置と、を備える。周方向に互いに隣り合って位置決めされた複数の動翼の動翼配置は、動翼列とも表現される。本発明は、案内翼配置の周方向に互いに隣り合って配置される複数の案内翼を伴う案内翼配置に関する。ここで、各々の案内翼は翼板と内側シュラウドとを備え、内側シュラウドは、典型的には、ターボ機械の回転子のハブに隣接する。案内翼は、それらの内側シュラウドにおいて互いに連結される。径方向外側の翼付根を用いて、案内翼は、典型的には案内翼環体に受け入れられるか、または保持される。   A turbomachine typically has at least one rotor-side blade arrangement in which rotor blades are positioned adjacent to each other in the circumferential direction, and a plurality of guide blades are positioned adjacent to each other in the circumferential direction. And at least one stator-side guide vane arrangement. The moving blade arrangement of a plurality of moving blades positioned adjacent to each other in the circumferential direction is also expressed as a moving blade row. The present invention relates to a guide vane arrangement with a plurality of guide vanes arranged adjacent to each other in the circumferential direction of the guide vane arrangement. Here, each guide vane comprises a vane and an inner shroud, which is typically adjacent to a turbomachine rotor hub. The guide vanes are connected to each other at their inner shrouds. With the radially outer wing root, the guide wing is typically received or held in the guide wing annulus.

案内翼配置の案内翼を内側シュラウドに連結するために、異なる手法が先行技術から知られている。したがって、翼板が400mmの最大の径方向の延在を有する比較的小さい案内翼の場合、隣接する案内翼の内側シュラウドは、典型的にはかしめワイヤを用いて互いに連結される。翼板が径方向に400mmを超える延在を有するより大きい案内翼の場合、隣接する案内翼の内側シュラウドは、典型的には溶接によって連結される。   Different approaches are known from the prior art for connecting the guide vanes of the guide vane arrangement to the inner shroud. Thus, if the vanes are relatively small guide vanes with a maximum radial extension of 400 mm, the inner shrouds of adjacent guide vanes are typically connected together using caulking wires. For larger guide vanes where the vanes have a radial extension of more than 400 mm, the inner shrouds of adjacent guide vanes are typically connected by welding.

したがって、実践から分かっている、案内翼配置の隣接する案内翼をそれらの内側シュラウドの領域において連結するための改作は、案内翼の寸法に依存している。案内翼が、それらの内側シュラウドの領域において、それらの寸法に拘わらず、一様な手法で互いに連結され得る案内翼配置が必要である。   Therefore, the adaptations known from practice to connect adjacent guide vanes in the guide vane arrangement in the region of their inner shroud depend on the size of the guide vanes. There is a need for a guide vane arrangement in which the guide vanes can be connected to each other in a uniform manner, regardless of their dimensions, in the region of their inner shroud.

これを起点として、本発明は、ターボ機械の新しい種類の案内翼配置を作り出す目的に基づかれている。この目的は、請求項1によるターボ機械の案内翼配置を通じて解決される。本発明によれば、それぞれの案内翼の内側シュラウドの第1の孔が、周方向に見て、第1の側に直接隣接する案内翼の内側シュラウドへと導入される第2の孔と位置合わせされ、それぞれの案内翼の内側シュラウドの第2の孔が、周方向に見て、第2の側に直接隣接する案内翼の内側シュラウドへと導入される第1の孔と位置合わせされるような手法で、第1の孔および第2の孔が案内翼の内側シュラウドの各々へと導入される。直接隣接する案内翼同士の位置合わせされた孔を通じて連結要素が延び、それによって、それぞれの直接隣接する案内翼同士がそれらの領域における内側シュラウドに連結される。   Starting from this, the present invention is based on the object of creating a new kind of guide vane arrangement for turbomachinery. This object is solved through a turbomachine guide vane arrangement according to claim 1. According to the present invention, the first hole of the inner shroud of each guide vane is located in the circumferential direction and the second hole and position introduced into the inner shroud of the guide vane immediately adjacent to the first side The second holes of the inner shrouds of the respective guide vanes are aligned with the first holes introduced into the inner shroud of the guide vanes directly adjacent to the second side when viewed in the circumferential direction. In such a manner, the first hole and the second hole are introduced into each of the inner shrouds of the guide vanes. A connecting element extends through the aligned holes between the directly adjacent guide vanes, thereby connecting each directly adjacent guide vane to the inner shroud in those regions.

本発明は、隣接する案内翼の内側シュラウドが、まったく新しい方法で、つまり案内翼の寸法に拘わらず、すべての寸法にわたって採用できる概念によって、互いに連結されるターボ機械の案内翼配置を提案する。それによって、案内翼の内側シュラウドの領域における案内翼列の案内翼の特に有利な連結が可能である。   The present invention proposes a turbomachine guide vane arrangement in which the inner shrouds of adjacent guide vanes are connected to each other in a completely new manner, i.e. by a concept that can be adopted over all dimensions, regardless of the guide vane dimensions. Thereby, a particularly advantageous connection of the guide vanes of the guide vane row in the region of the inner shroud of the guide vanes is possible.

本発明による案内翼配置の第1のさらなる発展によれば、それぞれの第1の孔は貫通孔であり、それぞれの第2の孔はネジ孔であり、それぞれの連結要素は、ネジ頭部がそれぞれの第1の孔へと延び入り、ネジ山部がそれぞれの第2の孔へと延び入るネジである。本発明の第1のさらなる発展は、内側シュラウドの領域での案内翼の特に簡単な連結を可能にするため、特に好ましい。   According to a first further development of the guide vane arrangement according to the invention, each first hole is a through hole, each second hole is a screw hole, and each connecting element has a screw head. Screws that extend into the respective first holes and thread portions extend into the respective second holes. The first further development of the invention is particularly preferred as it allows a particularly simple connection of the guide vanes in the region of the inner shroud.

本発明による案内翼配置の第2の代替のさらなる発展によれば、それぞれの第1の孔は貫通孔であり、それぞれの第2の孔は貫通孔であり、それぞれの連結要素は、ネジ頭部が孔のうちの一方へと延び入り、ネジ山部が、ネジ山部と相互作用するナットを受け入れる孔のうちの他方へと延び入るネジである。本発明のこのさらなる発展であれば、隣接する案内翼同士は、固定されたネジ連結という意味で、それらの内側シュラウドの領域で互いに容易に連結もされ得る。   According to a further development of the second alternative of the guide vane arrangement according to the invention, each first hole is a through hole, each second hole is a through hole, and each connecting element is a screw head. The part extends into one of the holes, and the threaded part is a screw that extends into the other of the holes that accept the nut interacting with the threaded part. With this further development of the invention, adjacent guide vanes can also be easily connected to each other in the region of their inner shroud in the sense of a fixed screw connection.

本発明による案内翼配置の第3の同様の代替のさらなる発展によれば、それぞれの第1の孔は貫通孔であり、それぞれの第2の孔は貫通孔であり、それぞれの連結要素は楔止ピンまたは平行ピンであり、楔止ピンまたは平行ピンは、一方の部分は、孔のうちの一方へと押し込まれ、他方の部分は、孔のうちの他方へと押し込まれる。この代替は、隣接する案内翼同士の、それらの内側シュラウドの領域での簡単な連結を可能にもする。   According to a further development of the third similar alternative of the guide vane arrangement according to the invention, each first hole is a through hole, each second hole is a through hole and each connecting element is a wedge. A stop pin or a parallel pin, the wedge stop pin or parallel pin being pushed in one part into one of the holes and the other part into the other of the holes. This alternative also allows a simple connection between adjacent guide vanes in the region of their inner shroud.

ここで記載されている方法は、外側の付根の代わりに一体の付根(または、外側シュラウド)を伴う案内翼を用いるとき、外側において案内翼環体を連結するためにも、この方法で基本的に適用可能である。   The method described here is also fundamental in this method for connecting guide vane rings on the outside when using guide vanes with integral roots (or outer shrouds) instead of outer roots. It is applicable to.

優先的には、孔は、内側シュラウドの隣接する境界面に対して垂直に延びる。これは、隣接する案内翼同士を、それらの内側シュラウドの領域で連結するために特に好ましい。   Preferentially, the holes extend perpendicular to the adjacent interface of the inner shroud. This is particularly preferred for connecting adjacent guide vanes in the region of their inner shroud.

優先的には、孔の中心軸は、それぞれの内側シュラウドのそれぞれの周方向位置において接線に適合する。このために必要な角度は、案内翼列における翼の数から得られ、1°から6°の間の範囲、好ましくは2°から5°の間の角度、特に好ましくは3°から4°の間の角度にある。これによって、内側シュラウドにおけるそれぞれの位置合わせされた孔は、案内翼の真っ直ぐな延在に拘わらず、案内翼の内側シュラウドの領域において、案内翼配置の円形の回転におおよそ追従し、この方法において、隣接する案内翼の、それらの内側シュラウドの領域における連結を可能にする。   Preferentially, the central axis of the hole conforms to the tangent at each circumferential position of each inner shroud. The angle required for this is obtained from the number of blades in the guide blade row and ranges between 1 ° and 6 °, preferably between 2 ° and 5 °, particularly preferably between 3 ° and 4 °. Is at an angle between. This ensures that each aligned hole in the inner shroud approximately follows the circular rotation of the guide vane arrangement in the region of the inner shroud of the guide vanes, regardless of the straight extension of the guide vanes. Allowing the connection of adjacent guide vanes in the region of their inner shroud.

周方向に見て第1の側において、それぞれの案内翼の内側シュラウドは、この側において直接隣接する案内翼の内側シュラウドへと導入される第1の孔を覆い、周方向に見て第2の側において、この第2の側において直接隣接する案内翼の内側シュラウドへと導入される第2の孔を覆う。したがって、連結要素は、損失を防止する手法で保持される。   On the first side as seen in the circumferential direction, the inner shroud of each guide vane covers a first hole introduced on this side into the inner shroud of the immediately adjacent guide vane, and second as seen in the circumferential direction. On the second side, this second side covers a second hole which is introduced into the inner shroud of the immediately adjacent guide vane. Therefore, the connecting element is held in a manner that prevents loss.

シュラウドネジ連結は、一体の付根を伴う翼およびシュラウドも使用され得るように、外側留め付けの種類に拘わらず適用できる。   The shroud screw connection can be applied regardless of the type of outer clamp so that wings and shrouds with integral roots can also be used.

本発明の好ましいさらなる発展は、従属請求項および以下の記載から得られる。本発明の例示の実施形態が、これに制限されることのない図面を用いて、より詳細に説明される。   Preferred further developments of the invention result from the dependent claims and the following description. Exemplary embodiments of the present invention will be described in more detail using the drawings without being limited thereto.

本発明による案内翼配置の斜視図である。It is a perspective view of the guide blade arrangement | positioning by this invention. 連結要素のない2つの内側シュラウドの領域における、本発明による第1の案内翼配置を貫く断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view through a first guide vane arrangement according to the invention in the region of two inner shrouds without connecting elements. 連結要素のない2つの内側シュラウドの領域における、本発明による第2の案内翼配置を貫く断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view through a second guide vane arrangement according to the invention in the region of two inner shrouds without connecting elements. 連結要素のない2つの内側シュラウドの領域における、本発明による第3の案内翼配置を貫く断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view through a third guide vane arrangement according to the invention in the region of two inner shrouds without connecting elements.

本発明は、例えば圧縮機またはタービンといった、ターボ機械の案内翼配置に関する。   The present invention relates to a guide vane arrangement for a turbomachine, for example a compressor or a turbine.

図1は、案内翼配置の周方向に互いに隣り合って位置決めされた複数の案内翼2(i、i=1-N)の案内翼列として形成された案内翼配置1の斜視図を示している。各々の案内翼2は、径方向に延びる翼板3を備えており、翼板の径方向内側の端には、それぞれの案内翼2の内側シュラウド4が形成されており、それぞれの案内翼板3の径方向外側端には、それぞれの案内翼2の明確に示されていない翼付根が形成されている。その翼付根によって、各々の案内翼2は、案内翼配置1のいわゆる案内翼環体6に挿入され、案内翼環体6で保持される。隣接する案内翼2は、それらの内側シュラウド4において互いに連結される。   FIG. 1 shows a perspective view of a guide vane arrangement 1 formed as a guide vane row of a plurality of guide vanes 2 (i, i = 1-N) positioned adjacent to each other in the circumferential direction of the guide vane arrangement. Yes. Each guide blade 2 includes a blade plate 3 extending in the radial direction, and an inner shroud 4 of each guide blade 2 is formed at the radially inner end of the blade plate. At the radially outer end of 3, a blade root not clearly shown for each guide blade 2 is formed. With the blade root, each guide blade 2 is inserted into a so-called guide blade ring 6 of the guide blade arrangement 1 and held by the guide blade ring 6. Adjacent guide vanes 2 are connected to each other at their inner shrouds 4.

図2は、2つの直接隣接する案内翼2(i)および2(i+1)の内側シュラウド4の領域において図1の案内翼配置1を貫く断面図を示している。案内翼2(i)、2(i+1)の各々の内側シュラウド4へと、第1の孔7と第2の孔8とが各々の場合で導入される。案内翼2(i)の内側シュラウド4の第1の孔7が、周方向に見て第1の側9に直接隣接する案内翼2(i+1)の内側シュラウド4へと導入される第2の孔8と位置合わせされ、一方、案内翼2(i)の内側シュラウド4の第2の孔8が、周方向に見て第2の側10に直接隣接する案内翼2(i-1)(図2において示されていない)の内側シュラウド4へと導入される第1の孔7と位置合わせされるような手法で、これらの孔7、8の両方が案内翼2の内側シュラウド4へと導入される。   FIG. 2 shows a cross-sectional view through the guide vane arrangement 1 of FIG. 1 in the region of the inner shroud 4 of two directly adjacent guide vanes 2 (i) and 2 (i + 1). In each case, a first hole 7 and a second hole 8 are introduced into the inner shroud 4 of each of the guide vanes 2 (i), 2 (i + 1). The first hole 7 of the inner shroud 4 of the guide vane 2 (i) is introduced into the inner shroud 4 of the guide vane 2 (i + 1) directly adjacent to the first side 9 when viewed in the circumferential direction. Guide hole 2 (i-1), while the second hole 8 of the inner shroud 4 of the guide vane 2 (i) is directly adjacent to the second side 10 when viewed in the circumferential direction. ) (Not shown in FIG. 2) in such a way that both of these holes 7, 8 are aligned with the first shroud 4 introduced into the inner shroud 4 of the guide vane 2. Introduced into

周方向に見て第1の側9において、案内翼2(i)の内側シュラウド4は、この側9において直接隣接する案内翼2(i+1)の内側シュラウド4へと導入される第1の孔7を覆い、周方向に見て第2の側10において、この第2の側10において直接隣接する案内翼2(i-1)(図2において示されていない)の内側シュラウド4へと導入される第2の孔8を覆う。   On the first side 9 as seen in the circumferential direction, the inner shroud 4 of the guide vane 2 (i) is introduced into the inner shroud 4 of the guide vane 2 (i + 1) directly adjacent on this side 9 To the inner shroud 4 of the guide wing 2 (i-1) (not shown in FIG. 2) immediately adjacent to the second side 10 on the second side 10 when viewed in the circumferential direction. And the second hole 8 to be introduced is covered.

したがって、本発明は、案内翼配置1の案内翼2の内側シュラウド4に第1の孔7および第2の孔8を導入することを意図しており、第1の孔7および第2の孔8は、直接隣接する案内翼2、延いては、直接隣接する内側シュラウド4の領域で、互いに位置合わせされるような手法で、案内翼2へと、つまり、案内翼2の内側シュラウドに導入される。   Therefore, the present invention intends to introduce the first hole 7 and the second hole 8 into the inner shroud 4 of the guide blade 2 of the guide blade arrangement 1, and the first hole 7 and the second hole 8 is introduced into the guide wing 2, that is, into the inner shroud of the guide wing 2 in such a manner that they are aligned with each other in the region of the directly adjacent guide wing 2, and hence the directly adjacent inner shroud 4 Is done.

直接隣接する案内翼2または直接隣接する内側シュラウド4の位置合わせされた孔7、8を通じて、図示されていない連結要素が延び、それによって、それぞれの直接隣接する案内翼2同士がそれらの内側シュラウド4の領域において連結される。   A connecting element (not shown) extends through the aligned holes 7, 8 of the directly adjacent guide vanes 2 or directly adjacent inner shroud 4 so that each directly adjacent guide vane 2 is connected to its inner shroud. Connected in 4 regions.

図2に例示の実施形態では、それぞれの案内翼2のそれぞれの内側シュラウド4のそれぞれの第1の孔7は、貫通孔として具現化されており、それぞれの案内翼2のそれぞれの内側シュラウド4のそれぞれの第2の孔8は、ネジ孔として具現化されている。したがってこの場合、ネジは、それぞれのネジ頭部で、止まり穴の孔として設計されたそれぞれの第1の孔7へと延び、それぞれのネジ山部で、それぞれの第2の孔8へと延びる連結要素として、採用される。   In the embodiment illustrated in FIG. 2, the respective first holes 7 of the respective inner shrouds 4 of the respective guide vanes 2 are embodied as through holes, and the respective inner shrouds 4 of the respective guide vanes 2 are embodied. Each of the second holes 8 is embodied as a screw hole. Thus, in this case, the screw extends at each screw head to a respective first hole 7 designed as a blind hole and at each screw thread to a respective second hole 8. Adopted as a connecting element.

内側シュラウド4の領域における2つの直接隣接する案内翼2の連結に続いて、さらなる案内翼2が径方向に案内翼環体6へと挿入され、その案内翼2の内側シュラウド4は、2つの案内翼2の間の先に形成されたネジ連結、または、一方の側におけるそれぞれの位置合わせされた孔7、8を覆う。したがって、特に、案内翼2の連結がそれらの内側シュラウド4の領域において連結解除されるべきときでさえ、対応する連結要素が内側シュラウド4の領域におけるそれらの位置に保持されることが確保される。したがって、連結要素はターボ機械の回転子の領域に入らず、回転子を損傷し得ない。   Following the connection of two directly adjacent guide vanes 2 in the region of the inner shroud 4, a further guide vane 2 is inserted radially into the guide vane ring 6 and the inner shroud 4 of the guide vane 2 Cover the previously formed screw connection between the guide vanes 2 or the respective aligned holes 7, 8 on one side. Thus, in particular, it is ensured that the corresponding connecting elements are held in their position in the region of the inner shroud 4 even when the connection of the guide vanes 2 is to be disconnected in the region of their inner shroud 4. . Therefore, the connecting element does not enter the area of the turbomachine rotor and cannot damage the rotor.

図3は、本発明による案内翼配置の改作を示しており、第1の孔7と、それぞれの案内翼2の内側シュラウド4へと導入される第2の孔8との両方が貫通孔として形成されている。この場合、優先的には、ネジが連結要素として同様に採用され、それぞれのネジは、ネジ頭部が、それぞれの孔7または8の一方へと延び入り、ネジ山部が、それぞれの他方の孔8または9へと延び入り、その他方の孔8または9は次に、それぞれのネジ山部と相互作用するナットを受け入れる。   FIG. 3 shows a modification of the guide vane arrangement according to the invention, where both the first hole 7 and the second hole 8 introduced into the inner shroud 4 of each guide vane 2 are through-holes. Is formed. In this case, preferentially, screws are likewise employed as connecting elements, each screw having a screw head extending into one of the respective holes 7 or 8 and a threaded portion being in each other. The holes 8 or 9 extend into the holes 8 or 9 and the other holes 8 or 9 then receive nuts that interact with their respective threads.

本発明による案内翼配置のさらなる改作が図4に示されており、図4では、図3に一致する孔7、8がここでも貫通孔として設計されているが、いわゆる止まり穴の孔としてではなく、楔形とされた孔として設計されている。次に、楔止ピンまたは平行ピンとして設計された連結要素が、これらの孔と相互作用し、各々の楔止ピンは、直接隣接する案内翼2の直接隣接するシュラウド4の2つの位置合わせされた孔7、8を通じて延びる。これらの孔7、8は、断面が円錐状、漏斗状、または円錐台状の輪郭とされている。   A further modification of the guide vane arrangement according to the invention is shown in FIG. 4, in which the holes 7, 8 corresponding to FIG. 3 are again designed as through holes, but as so-called blind holes. Instead, it is designed as a wedge-shaped hole. Next, a connecting element designed as a wedge pin or parallel pin interacts with these holes, each wedge pin being aligned with the two adjacent shrouds 4 of the immediately adjacent guide vanes 2 Extending through the perforations 7,8. These holes 7 and 8 have a conical, funnel-shaped, or truncated cone-shaped cross section.

案内翼2または内側シュラウド4の領域において、それぞれの内側シュラウド4を伴う直接隣接する案内翼が続く内側シュラウドの側9、10において、軸方向に対して斜めに設定された内側シュラウド4の境界面が延びている。孔7、8の長手方向中心軸は、内側シュラウド4のこれらの境界面に対して垂直に延びており、したがって、側9、10に対して垂直に延びている。   In the region of the guide wing 2 or the inner shroud 4, the inner shroud 4 interface set obliquely with respect to the axial direction on the inner shroud sides 9, 10 followed by the immediately adjacent guide wing with the respective inner shroud 4 Is extended. The central longitudinal axis of the holes 7, 8 extends perpendicular to these interfaces of the inner shroud 4 and thus extends perpendicular to the sides 9, 10.

それぞれの内側シュラウド4のそれぞれの周位置における接線と、孔7、8の中心軸は、1°から6°の間の角度、好ましくは2°から5°の間の角度、特に好ましくは3°から4°の間の角度を含み、そのため、それぞれの位置合わせされた孔7、8は直線上に延びており、案内翼2の周囲に、それらの内側シュラウド4の領域でおおよそ続いている。このために必要な角度は、案内翼配置における翼の数から得られる。   The tangent at each circumferential position of the respective inner shroud 4 and the central axis of the holes 7, 8 are angles between 1 ° and 6 °, preferably between 2 ° and 5 °, particularly preferably 3 °. Each of the aligned holes 7, 8 extends in a straight line and continues approximately around the guide vanes 2 in the region of their inner shroud 4. The angle required for this is obtained from the number of blades in the guide blade arrangement.

したがって、本発明では、案内翼配置1の案内翼2の内側シュラウド4の領域におけるまったく新しい連結の種類が提案されている(または同じく外側シュラウドにおいても)。案内翼2の内側シュラウド4へと、優先的には2つずつの孔が導入され、各々の案内翼2の内側シュラウド4の側9、10では、直接隣接する案内翼、延いては、直接隣接する内側シュラウド4の2つの孔7、8が位置合わせされ、それらの孔を通じて、内側シュラウド4の領域において案内翼2を連結するための連結要素が延び、それらの連結要素の位置のため、連結要素は他の隣接する案内翼2の内側シュラウド4によって覆われ、そのため連結要素は、特にはこれらが連結解除されることになるときでさえ、孔7、8から落ちる可能性がなく、ターボ機械の回転子の領域に達する可能性がない。   Therefore, in the present invention, a completely new type of connection in the region of the inner shroud 4 of the guide vanes 2 of the guide vane arrangement 1 is proposed (or also in the outer shroud). Two holes are preferentially introduced into the inner shroud 4 of the guide vanes 2 and on the sides 9, 10 of the inner shroud 4 of each guide vane 2, directly adjacent guide vanes, and thus directly Two holes 7, 8 of the adjacent inner shroud 4 are aligned, through which the connecting elements for connecting the guide vanes 2 in the region of the inner shroud 4 extend, because of the position of these connecting elements, The connecting element is covered by the inner shroud 4 of the other adjacent guide vanes 2, so that the connecting element is not likely to fall out of the holes 7, 8, especially when they are to be disconnected, the turbo There is no possibility of reaching the rotor area of the machine.

本発明は、タービンおよび圧縮機の両方で、異なる寸法の異なるターボ機械で採用できる。特に好ましくは、本発明は、蒸気タービンのための案内翼配置で採用される。   The present invention can be employed in different turbomachines of different dimensions, both in turbines and compressors. Particularly preferably, the present invention is employed in a guide vane arrangement for a steam turbine.

1 案内翼配置
2 案内翼
3 案内翼板
4 内側シュラウド
6 案内翼環体
7 第1の孔
8 第2の孔
9 第1の側
10 第2の側 1 Guide blade arrangement
2 Guide wing
3 Guide vanes
4 Inner shroud
6 Guide blade ring
7 First hole
8 Second hole
9 First side
10 Second side

Claims (7)

ターボ機械の案内翼配置(1)であって、
前記案内翼配置の周方向に互いに隣り合って配置される複数の案内翼(2)を備え、各々の前記案内翼(2)は内側シュラウド(4)を備え、該内側シュラウド上では前記案内翼(2)が互いに連結されており、
それぞれの前記案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)の第1の孔(7)が、周方向に見て第1の側(9)に直接隣接する案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)へと導入される第2の孔(8)と位置合わせされ、且つそれぞれの前記案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)の前記第2の孔(8)が、周方向に見て第2の側(10)に直接隣接する案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)へと導入される前記第1の孔(7)と位置合わせされるような手法で、前記第1の孔(7)および前記第2の孔(8)が前記案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)へと導入されており、
前記直接隣接する案内翼(2)同士の位置合わせされた前記孔(7、8)を通じて連結要素が延び、それによって、それぞれの直接隣接する案内翼(2)同士がそれらの前記内側シュラウド(4)の領域において連結されている、
ことを特徴とする案内翼配置(1)。 Turbomachine guide vane arrangement (1),
A plurality of guide vanes (2) arranged adjacent to each other in the circumferential direction of the guide vane arrangement, each of the guide vanes (2) includes an inner shroud (4), and the guide vanes on the inner shroud (2) are connected to each other,
The first shroud (7) of the inner shroud (4) of each guide vane (2) has the inner shroud of the guide vane (2) directly adjacent to the first side (9) when viewed in the circumferential direction. The second hole (8) of the inner shroud (4) of each of the guide vanes (2) is aligned with the second hole (8) introduced into (4) in the circumferential direction. The first wing (7) introduced into the inner shroud (4) of the guide wing (2) directly adjacent to the second side (10) as viewed, is aligned with the first hole (7). 1 hole (7) and the second hole (8) are introduced into the inner shroud (4) of the guide vane (2),
A connecting element extends through the aligned holes (7, 8) between the directly adjacent guide vanes (2), so that each directly adjacent guide vane (2) is connected to the inner shroud (4). ) In the area of
Guide vane arrangement (1) characterized by this. 周方向に見て前記第1の側(9)において、それぞれの前記案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)は、この第1の側(9)において直接隣接する前記案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)へと導入される前記第1の孔(7)を覆い、周方向に見て前記第2の側(10)において、それぞれの前記案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)は、この第2の側(10)において直接隣接する前記案内翼(2)の前記内側シュラウド(4)へと導入される前記第2の孔(8)を覆うことを特徴とする、請求項1に記載の案内翼配置。   On the first side (9) as viewed in the circumferential direction, the inner shroud (4) of each of the guide vanes (2) is directly adjacent to the guide vanes (2) on the first side (9). Covering the first hole (7) introduced to the inner shroud (4) of the inner shroud of the guide vanes (2) on the second side (10) when viewed in the circumferential direction. (4) is characterized in that it covers the second hole (8) introduced into the inner shroud (4) of the guide wing (2) directly adjacent on the second side (10). The guide wing arrangement according to claim 1. それぞれの前記第1の孔(7)は貫通孔であり、それぞれの前記第2の孔(8)はネジ孔であり、およびそれぞれの前記連結要素はネジ要素であり、ネジ頭部がそれぞれの前記孔(7)へと延び入り、ネジ山部がそれぞれの前記第2の孔(8)へと延び入ることを特徴とする、請求項1または2に記載の案内翼配置。   Each of the first holes (7) is a through hole, each of the second holes (8) is a screw hole, and each of the connecting elements is a screw element, and the screw head is a respective screw head. 3. Guide vane arrangement according to claim 1 or 2, characterized in that it extends into the holes (7) and the threaded part extends into the respective second holes (8). それぞれの前記第1の孔(7)は貫通孔であり、それぞれの前記第2の孔(8)は貫通孔であり、およびそれぞれの前記連結要素はネジ要素であり、ネジ頭部が前記孔(7、8)のうちの一方へと延び入り、ネジ山部が、前記ネジ山部と相互作用するナットを受け入れる前記孔(8、7)のうちの他方へと延び入ることを特徴とする、請求項1または2に記載の案内翼配置。   Each of the first holes (7) is a through hole, each of the second holes (8) is a through hole, and each of the connecting elements is a screw element, and a screw head is the hole. (7, 8) extending into one of the holes, and the threaded portion extends into the other of the holes (8, 7) for receiving the nut interacting with the threaded portion. The guide blade arrangement according to claim 1 or 2. それぞれの前記第1の孔(7)は貫通孔であり、それぞれの前記第2の孔(8)は貫通孔であり、およびそれぞれの前記連結要素は楔止ピンまたは平行ピンであり、前記楔止ピンまたは前記平行ピンは、一方の部分で、前記孔(7、8)のうちの一方へと押し込まれ、他方の部分で、前記孔(8、7)のうちの他方へと押し込まれることを特徴とする、請求項1または2に記載の案内翼配置。   Each of the first holes (7) is a through hole, each of the second holes (8) is a through hole, and each of the connecting elements is a wedge stop pin or a parallel pin, and the wedge The stop pin or the parallel pin is pushed into one of the holes (7, 8) at one part and pushed into the other of the holes (8, 7) at the other part. The guide vane arrangement according to claim 1 or 2, characterized in that: 前記孔(7、8)は、前記内側シュラウド(4)の互いに隣接する側(9、10)または境界面に対して垂直に延びることを特徴とする、請求項1から5のいずれか一項に記載の案内翼配置。   The hole (7, 8) as defined in any one of claims 1 to 5, characterized in that it extends perpendicular to the mutually adjacent sides (9, 10) or interface of the inner shroud (4). Guide vane arrangement as described in. 前記孔(7、8)の中心軸は、それぞれの前記内側シュラウド(4)のそれぞれの位置のそれぞれの周方向位置における接線と、1°から6°の間の角度、好ましくは2°から5°の間の角度、特には3°から4°の間の角度を含むことを特徴とする、請求項1から6のいずれか一項に記載の案内翼配置。   The central axis of the holes (7, 8) is tangent to the respective circumferential position of the respective position of the respective inner shroud (4) and an angle between 1 ° and 6 °, preferably 2 ° to 5 °. Guide vane arrangement according to any one of the preceding claims, characterized in that it comprises an angle between °, in particular an angle between 3 ° and 4 °.
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Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10196308A (en) * 1997-01-10 1998-07-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Integrated segment structure stationary blade and manufacture therefor
EP1707743A1 (en) * 2005-03-18 2006-10-04 Siemens Aktiengesellschaft Segment with minimum two blades, turbine element and method to mount a segment

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS52143311A (en) * 1976-05-24 1977-11-29 Toshiba Corp Movable blade connecting apparatus of turbo machinery
EP0903467B1 (en) * 1997-09-17 2004-07-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Paired stator vanes
US6158104A (en) * 1999-08-11 2000-12-12 General Electric Co. Assembly jig for use with integrally covered bucket blades
US7591634B2 (en) * 2006-11-21 2009-09-22 General Electric Company Stator shim welding
DE102010041808B4 (en) * 2010-09-30 2014-10-23 Siemens Aktiengesellschaft Blade segment, turbomachinery and process for their preparation
JP5342579B2 (en) * 2011-02-28 2013-11-13 三菱重工業株式会社 Stator blade unit of rotating machine, method of manufacturing stator blade unit of rotating machine, and method of coupling stator blade unit of rotating machine

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10196308A (en) * 1997-01-10 1998-07-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Integrated segment structure stationary blade and manufacture therefor
EP1707743A1 (en) * 2005-03-18 2006-10-04 Siemens Aktiengesellschaft Segment with minimum two blades, turbine element and method to mount a segment

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