JP3559152B2 - Turbomachine stationary vane and method of assembling the same - Google Patents

Turbomachine stationary vane and method of assembling the same Download PDF

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【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ポンプ，コンプレッサ，ファン，タービン等のターボ機械の静翼における羽根の固定構造及びその組立方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般に、ポンプ，コンプレッサ，ファン，タービン等のターボ機械は、静翼と動翼を交互に軸方向に沿って複数段配置して構成されている。かかる静翼は、外側リング板と内側リング板の間に円周状に配列された複数の羽根を有する円環状の構造体として構成され、分解可能なものかまたは一体型なものが採用されている。
【０００３】
分解可能な静翼は、羽根を外側リング板，内側リング板にボルト等を用いて分解可能に組み付けて構成されている。
一体型の静翼は、羽根をろう付接合により外側リング板，内側リング板に分解不可能に組み付けて構成されている。この後者の一体型の静翼において、羽根の組付け精度を確保しつつ安価なものが要求されている。
【０００４】
ここでは、図８ないし図１３により、従来の３段式ターボ機械の一体型の静翼について説明する。
図８，図９において、軸流式タービン１０１は、回転軸１０２と、回転軸１０２の回りに配置されケーシング１０３に固定された静翼１０４と、静翼１０４と交互に配置され回転軸１０２に固定された動翼１０５とを備えたものとなっている。
【０００５】
静翼１０４は、内側リング板１０６と、外側リング板１０７と、内側リング板１０６から外側リング板１０７にかけて円周状に配列した複数の横断面翼型の羽根１０８とで構成されている。
内側リング板１０６は回転軸１０２の回りに配置され、回転軸１０２の軸線に同心状になっている。内側リング板１０６の材料は燃焼ガス等の作動流体の物性，温度により選定され、例えば、ステンレス鋼，特殊耐熱鋼が用いられる。
【０００６】
内側リング板１０６の外側に外側リング板１０７が配置され、外側リング板１０７は回転軸１０２の軸線に同心状になっている。外側リング板１０７の材料は作動流体の物性，温度により選定され、例えば、ステンレス鋼，特殊耐熱鋼が用いられる。
内側リング板１０６，外側リング板１０７のそれぞれには、羽根１０８の内端側１０８Ｂ及び外端側１０８Ａにおける翼型断面形状と同じ形状の翼型孔部１０６Ａ，１０７Ａがそれぞれ形成されている。羽根１０８の材料は作動流体の物性，温度により選定され、例えば、ステンレス鋼，特殊耐熱鋼が用いられる。
【０００７】
各羽根１０８は、内側リング板１０６の翼型孔部１０６Ａ，外側リング板１０７の翼型孔部１０７Ａを貫通しており、羽根１０８の外端側１０８Ａ及び内端側１０８Ｂが翼型孔部１０６Ａ，１０７Ａに内嵌されている。
翼型孔部１０６Ａ，１０７Ａの図１０上の上側の周縁部と羽根１０８の外周面は、それぞれ隅肉ろう付部Ｒ７，Ｒ８にてろう付で気密に接合されている。これにより、各羽根１０８はろう付により内端側１０８Ｂを内側リング板１０６に固定されるとともに外端側１０８Ａを外側リング板１０７に一体に固定され、作動中の漏れが防止されるようになっている。
【０００８】
次に、静翼１０４の組立方法について説明する。
先ず、外側リング板１０７の外方あるいは内方から各羽根１０８を外側リング板１０７の翼型孔部１０７Ａに貫通させてから、内側リング板１０６の翼型孔部１０６Ａに貫通させることにより、各羽根１０８が内側リング板１０６，外側リング板１０７に装着される。この時、羽根１０８は、外側リング板１０７の翼型孔部１０７Ａ，内側リング板１０６の翼型孔部１０６Ａにより回転軸１０２の軸線方向及び周方向が位置決めされ、また、径方向が治具（図示せず）により位置決めされる。
【０００９】
この状態で、図１０に示すようにＴＩＧ溶接により、内側リング板１０６の翼型孔部１０６Ａの前後端縁と羽根１０８の内端側１０８Ｂの前後端縁は点溶接箇所Ｗ４，Ｗ５にて点状に仮付けされるとともに、外側リング板１０７の１０７Ａの前後端縁と羽根１０８の外端側１０８Ａ前後端縁は点溶接箇所Ｗ６，Ｗ７にて点状に仮付けされる。
【００１０】
次に、治具を外し、静翼１０４は無酸化炉または高温状態の真空炉に入れられ、翼型孔部１０６Ａ，１０７Ａの図１０上の上側の周縁部と羽根１０８の外周面はろう付で接合され、各羽根１０８が内側リング板１０６，外側リング板１０７に固定される。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、羽根１０８は、その内端側１０８Ｂが内側リング板１０６からその内方に突出する部分１０９が必要になり、材料費が嵩み、重量が増すとともに、内側リング板１０６の内側のスペースが狭くなっていた。
【００１２】
また、外側リング板１０７から羽根１０８の外端側１０８Ａの外方に突出する部分１１０が必要になり、羽根１０８の材料費が嵩み、外側リング板１０７の外側のスペースが狭くなっていた。
さらに、羽根１０８の外端側１０８Ａ及び内端側１０８Ｂにおける横断面形状は、流線形状をしていることから、放電加工，レーザ加工等による曲面加工が必要となり、また、加工時間が長くなることにより、生産効率が悪くなり、加工コストが高価になっていた。
【００１３】
本発明は、上述の問題点を解決するためになされたもので、その目的は、羽根の内側リング板または外側リング板から突出する部分を不要にし、羽根の材料を節約するとともに、内側リング板または外側リング板の放電加工，レーザ加工等による翼型孔部の曲面加工を少なくし、製作が容易にでき、加工コストを低減することができるターボ機械を提供することである。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
請求項１記載の発明は、内側リング板の外側にその軸線に同心状に配置された外側リング板と、複数の断面翼型の羽根とを備え、ろう付により各羽根の内端側を内側リング板に固定するとともに外端側を外側リング板に固定して、各羽根を円周状に配列してなるターボ機械の静翼において、外側リング板に円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成され、羽根の外端側が外側リング板の翼型孔部に貫通されており、外側リング板の翼型孔部周縁と該翼型孔部に接する羽根の周縁はろう付により固定され、各羽根の内端面が内側リング板の外周面に当接され、内側リング板の羽根との当接面には貫通孔が設けられ、内側リング板の貫通孔の内側において内側リング板と各羽根の内端面を溶接することにより各羽根の内側リング板に対する仮付けがされ、各羽根の内端面周縁と内側リング板の当接面の周縁はろう付により固定されていることを特徴とする。
【００１５】
請求項２記載の発明は、複数の羽根を円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成された外側リング板の前記翼型孔部に、外側リング板の径方向に向けて貫通させて該羽根を円周状に配置し、内側リング板を外側リング板の軸線に沿って外側リング板の内側に移動させることにより内側リング板の外側に外側リング板を同心状に配置して、各羽根の内端面を内側リング板の外周の当接面に当接させ、内側リング板の前記当接面に対応して設けられた貫通孔と各羽根の内端面を溶接することにより各羽根を内側リング板に仮付けし、続いて、ろう付により羽根の内端面周縁を内側リング板の外周面上に固定するとともに外端側を外側リング板の各翼型孔部周縁に固定することを特徴とする。
【００１６】
請求項３記載の発明は、内側リング板の外側にその軸線に同心状に配置された外側リング板と、複数の断面翼型の羽根とを備え、ろう付により各羽根の内端側を内側リング板に固定するとともに外端側を外側リング板に固定して、各羽根を円周状に配列してなるターボ機械の静翼において、内側リング板に円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成され、羽根の内端側が内側リング板の翼型孔部に貫通されており、内側リング板の翼型孔部周縁と該翼型孔部に接する羽根の周縁はろう付により固定され、各羽根の外端面が外側リング板の内周面に当接され、外側リング板の羽根との当接面には貫通孔が設けられ、外側リング板の貫通孔の内側において外側リング板と羽根の外端面を溶接することにより各羽根の外側リング板に対する仮付けがされ、各羽根の外端面周縁と外側リング板の当接面の周縁がろう付により固定されていることを特徴とする。
【００１７】
請求項４記載の発明は、複数の羽根を円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成された内側リング板の前記翼型孔部に、内側リング板の径方向に向けて貫通させて該羽根を円周状に配置し、外側リング板を内側リング板の軸線に沿って内側リング板の外側に移動させることにより内側リング板の外側に外側リング板を同心状に配置して、各羽根の外端面を外側リング板の内周の当接面に当接させ、外側リング板の前記当接面に対応して設けられた貫通孔と各羽根の外端面を溶接することにより各羽根を外側リング板に仮付けし、続いて、ろう付により羽根の外端面周縁を外側リング板の内周面上に固定するとともに内端側を内側リング板の各翼型孔部周縁に固定することを特徴とする。
【００１８】
（作用）
請求項１記載の発明においては、各羽根の内端面が内側リング板の外周面に当接された状態となっているから、従来における内側リング板の翼型孔部の曲面加工がなくなり、また、内側リング板から羽根の内端側の内方に突出する部分が不要になる。
【００１９】
請求項２記載の発明においては、複数の羽根は外側リング板に径方向に貫通されて円周状に配置される。
内側リング板を内側リング板の軸線に沿って外側リング板の内側に移動させることにより内側リング板の外側に外側リング板に同心状に配置して、各羽根の内端面が内側リング板の外周当接面に当接される。
【００２０】
内側リング板の貫通孔からの溶接により、内側リング板と各羽根の内端面が溶接され、各羽根が内側リング板に仮付けされる。
続いて、ろう付により羽根の内端側が内側リング板の外周面上に固定するとともに外端側を外側リング板の各翼型孔部周縁に固定される。
請求項３記載の発明においては、各羽根の外端面が外側リング板の内周面に当接された状態となっているから、従来における外側リング板の翼型孔部の曲面加工がなくなり、また、外側リング板から羽根の外端側の外方に突出する部分が不要になる。
【００２１】
請求項４記載の発明においては、各羽根は内側リング板に径方向に貫通されて円周状に配置される。
外側リング板を外側リング板の軸線に沿って内側リング板の外側に移動させることにより内側リング板の外側に外側リング板を同心状に配置して、羽根の外端面が外側リング板の内周の当接面に当接される。
【００２２】
外側リング板の当接面に設けられた貫通孔からの溶接により、外側リング板と羽根の外端面が溶接され、各羽根が外側リング板に仮付けされる。
続いて、ろう付により羽根の外端側が外側リング板の内周面上に固定されるとともに内端側が内側リング板の各翼型孔部周縁に固定される。
【００２３】
【発明の実施の形態】
以下、図面により本発明の実施の形態について説明する。
【００２４】
図１ないし図４により、請求項１の発明の実施の形態に係わるターボ機械の静翼、及び、請求項２記載の発明の実施の形態に係わるターボ機械の組立方法について、ターボ機械として軸流式ガスタービンを例に挙げて説明する。なお、本発明の実施の形態においてはターボ機械の全体構造は従来例と基本的に共通であり、同一構成部分については同一符号を付して要旨部分についてのみ説明する。
【００２５】
図１ないし図３において、静翼１は、内側リング板２と、外側リング板３と、内側リング板２と外側リング板３と一体に接合して固定された羽根８とで構成されている。
従来の図８に示す従来静翼と同様に、内側リング板２は回転軸１０２の軸線に同心状に配置されている。内側リング板２の材料は燃焼ガス等の作動流体の物性，温度により選定され、例えば、ステンレス鋼，特殊耐熱鋼が用いられる。
【００２６】
内側リング板２の外側に外側リング板３が配置されている。外側リング板３は、回転軸１０２の軸線に同心状になっており、内側リング板２に平行な短筒状体６と、短筒状体６の前端に連続して立設されたフランジ部７とで構成されている。そのフランジ部７はケーシング１０３にボルト等で固定されている。
外側リング板３の材料は作動流体の物性，温度により選定され、例えば、ステンレス鋼，特殊耐熱鋼が用いられる。
【００２７】
外側リング板３に、静翼１の羽根８の外端側８Ａにおける横断面翼型形状と同じ形状の翼型孔部が形成されている。
図８に示す従来の静翼と同様に複数の羽根８（図には１枚のみ図示）が円周状に配列されている。
図２に示すように、羽根８は、横断面翼型に形成されてガスを受ける羽根本体部１０と、羽根本体部１０の一端に連続する外端側接合部１１とで構成されている。羽根８の材料は燃焼ガス等の作動流体の物性，温度により選定され、例えば、ステンレス鋼，特殊耐熱鋼が用いられる。
【００２８】
羽根８の外端側接合部１１は、翼型孔部９に貫通している。また、羽根８の羽根本体部１０の平坦な内端面１０Ａは、内側リング板２の外周面２Ａに当接している。この時、羽根８の外端は、外側リング板３の外周面より外側にわずかに突出した状態にされている。
内側リング板２の羽根８との当接面１２には、複数個の貫通孔５が所定の間隔で円周方向に沿って配列されている。
【００２９】
貫通孔５は、羽根８の内端面１０Ａの厚さより小径にて、ドリル等で円孔に加工されている。貫通孔５は、円孔に限定されるものではなく、任意の形状で差し支えない。また、貫通孔５は各羽根８に対して１個だけ設けるのではなく、必要に応じて羽根の幅方向に沿って複数個設けることもできる。
羽根８の羽根本体部１０の内端面１０Ａの周縁と内側リング板２の当接面１２の周縁は隅肉ろう付部Ｒ１にて気密に接合して固定されている。
【００３０】
また、外側リング板３の翼型孔部９の図１上の上側の周縁と該翼型孔部９に接する羽根８の外端側接合部１１の周縁は隅肉ろう付部Ｒ２にて気密に接合して固定されている。
これにより、各羽根８はろう付により内端面１０Ａを内側リング板２の外周面２Ａに固定するとともに外端側８Ａを外側リング板３の各翼型孔部９の周縁に固定され、羽根８と内側リング板２，外側リング板３との接合部は気密になり、作動流体の漏れが防止されている。
【００３１】
次に、静翼１の組立方法について説明する。
先ず、図示しない翼取付治具が準備される。
円周方向に沿って翼型孔部９が複数個形成された外側リング板３は、その軸線を鉛直になるように翼取付治具上に配置される。
外側リング板３の外方あるいは内方から各翼型孔部９に、図２に示す羽根８がそれぞれ外側リング板３の径方向に向けて挿入し、複数の羽根８の外端が外側リング板３の外周面よりわずかに突出した状態で円周状に配置される。
【００３２】
続いて、内側リング板２を外側リング板３の内側に移動させることにより外側リング板３の内側に内側リング板２が同心状に配置され、各羽根８の内端側の内端面１０Ａが内側リング板２の外周面２Ａの当接面１２に当接される。
この状態で、治具の位置決め具により、内側リング板２には、その軸線が外側リング板３の軸線に一致され、且つ、外側リング板３に対する軸線方向及び周方向の位置決めが正確になされる。
【００３３】
次に、図１に示すように、内側リング板２の当接面１２に設けられた貫通孔５からの手動のＴＩＧ溶接により、内側リング板２の貫通孔５の内側において内側リング板２と各羽根８の内端側の内端面１０Ａが点溶接箇所Ｗ１にて点状に仮付け溶接されるとともに、外側リング板３の翼型孔部９の前後端縁と羽根８の外端側接合部１１の前後端縁は点溶接箇所Ｗ２，Ｗ３（従来と同じ箇所）にて点状に仮付けされる。これにより、各羽根８が内側リング板２と外側リング板３に対して要求される寸法精度をもって所定状態に固定される。
【００３４】
そして、内側リング板２，外側リング板３，複数の羽根８を点状に仮付けした仮組立静翼から、翼取付治具が取り外される。
続いて、仮組立静翼の全体が無酸化炉（或いは不活性ガス雰囲気を用いた炉，真空炉）の中に設置され、高温でろう付が行なわれる。すなわち、ろう付により羽根８の内端側８Ｂが内側リング板２の当接面１２の周縁に接合されるとともに外端側８Ａが外側リング板３の翼型孔部９の周縁に気密に接合して固定される。
【００３５】
ここで、ＴＩＧ溶接により、内側リング板２，外側リング板３，複数の羽根８を仮付けした仮組立静翼が無酸化炉等でろう付されることから、仮組立静翼と一緒に翼取付治具を無酸化炉等に設置して使用する必要がなくなる。
以上の如き構成によれば、従来における図１０の、羽根１０８における内側リング板１０６から羽根１０８の内端側１０８Ｂの内方に突出する部分１０９が不要になり、材料を節約し、内側リング板２内のスペースを拡大し、部品の配置の自由度を確保できる。
【００３６】
また、内側リング板２に翼型孔部を設けないで放電加工，レーザ加工等による翼型孔部の曲面加工を施す必要がなく、静翼の重量を軽減し、加工コストを低減することができる。
さらに、貫通孔５は、ドリル等により、円形に加工されているので、加工が容易である。
【００３７】
なお、本実施の形態においては、ターボ機械として、ガスタービンを例に挙げて説明したが、これに限定されることなく、例えば、ポンプ，コンプレッサ，ファン等に適用することができる。
また、本実施の形態においては、軸流式ガスタービンを例に挙げて説明したが、これに限定されることなく、軸流式タービンと半径流式タービンを組み合せた混合式タービンに適用することもできる。
【００３８】
さらに、本実施の形態においては、外側リング板３の翼型孔部９の図１の上側の周縁と羽根８の外端側８Ａは隅肉ろう付部Ｒ２にてろう付されているが、外側リング板３の翼型孔部９の図１上の下側の周縁と羽根８の外端側８Ａをろう付することもできる。
この場合には、羽根８の外側リング板３の外周面より外側に突出した突出部を無くすことができ、一層、静翼の重量の軽減と材料の節約をすることができる。
【００３９】
そして、本実施の形態においては、羽根８は、前後端縁で図１に示すように互いに平行な直線状になって、横断面一定の形状になっているが、図４に示すように、羽根８Ｅの前後端縁を、外側リング板３の翼型孔部９より膨んだ形状の断面翼型に構成することもできる。
この場合、外側リング板３の内方から各翼型孔部９に、図４に示す該翼型孔部９より膨んだ形状の断面翼型の羽根８Ｅがそれぞれ挿入されて複数の羽根８Ｅが円周状に配置される。内側リング板２を外側リング板３の軸線に沿って外側リング板３の内側に移動させることにより外側リング板３の内側に内側リング板２が同心状に配置され、各羽根８Ｅの内端側の内端面１０Ａが内側リング板２の外周面２Ａに当接される。羽根８Ｅは膨んだ形状の断面翼型になっているので、断面積が増加し、回転軸１０２に与える駆動力を増加させることができる。
【００４０】
次に、図５，図６に基づき、請求項３，請求項４記載の発明の実施の形態に係わるターボ機械の静翼及びその組立方法について説明する。請求項１，請求項２記載の発明の実施の形態に係わるターボ機械の静翼及びその組立方法と基本的には同様であるが、相違する部分のみを説明する。
内側リング板２に円周方向に沿って翼型孔部２３が複数個形成されている。羽根８の内端側８Ｂが内側リング板２の翼型孔部２３に貫通されており、翼型孔部２３の図面上の下側の周縁と該翼型孔部２３に接する羽根８の周縁は隅肉ろう付部Ｒ３にてろう付により気密に接合して固定されている。
【００４１】
各羽根８の外端面８Ｃが外側リング板３の内周面３Ａに当接されている。
外側リング板３の羽根８との当接面２５には、複数個の貫通孔２６が所定の間隔で円周方向に沿って配列されている。外側リング板３の貫通孔２６と各羽根８の外端面８Ｃは、回転軸１０２の軸線方向及び円周方向が翼取付治具（図示せず）により正確に位置決めされた後で溶接により仮付けされているので、各羽根８の外側リング板３に対して要求される寸法精度に固定されている。
【００４２】
また、羽根８の外端面８Ｃの周縁と外側リング板３の当接面２５の周縁は隅肉ろう付部Ｒ４にて気密に接合して固定されている。
このように、各羽根８はろう付により外端面８Ｃを外側リング板３の内周面３Ａに固定するとともに内端側８Ｂを内側リング板２に固定している。
次に、静翼１の組立方法について説明する。
【００４３】
先ず、図示しない翼取付治具が準備される。
円周方向に沿って翼型孔部２３が複数個形成された内側リング板２は、その軸線を鉛直になるように翼取付治具上に配置される。
内側リング板２の外方あるいは内方から各翼型孔部２３に、複数の羽根８をそれぞれ内側リング板２の径方向に向けて挿入し複数の羽根８の内端が内側リング板２の内周面よりわずかに突出した状態で円周状に配置される。
【００４４】
続いて、外側リング板３を内側リング板２の外側に移動させることにより内側リング板２の外側に外側リング板３が同心状に配置されて、各羽根８の外端面８Ｃが外側リング板３の内周面３Ａの当接面２５に当接される。
この状態で、治具の位置決め具により、外側リング板３には、その軸線が内側リング板２の軸線に一致され、且つ、内側リング板２に対する軸線方向及び周方向の位置決めが正確になされる。
【００４５】
次に、図５に示すように、外側リング板３の当接面２５に設けられた貫通孔２６からの手動のＴＩＧ溶接により、外側リング板３の内側において外側リング板３の貫通孔２６と各羽根８の外端面８Ｃが点溶接箇所Ｗ４にて点状に仮付け溶接されるとともに、内側リング板２の翼型孔部２３の前後端縁と羽根８の前後端縁は点溶接箇所Ｗ５，Ｗ６（従来と同じ箇所）にて点状に仮付けされる。これにより、各羽根８が内側リング板２と外側リング板３に対して要求される寸法精度をもって所定状態に固定される。
【００４６】
そして、内側リング板２，外側リング板３，複数の羽根８を点状に仮付けした仮組立静翼から、翼取付治具が取り外される。
続いて、仮組立静翼の全体が無酸化炉（或いは不活性ガス雰囲気を用いた炉，真空炉）の中に設置され、高温でろう付が行なわれる。すなわち、ろう付により、羽根８の、外端側８Ａが外側リング板３の当接面２５の周縁に接合されるとともに内端側８Ｂが内側リング板２の周縁に気密に接合してに固定される。
【００４７】
本実施の形態によれば、請求項１，請求項２記載の発明の実施の形態に係わるターボ機械の静翼及びその組立方法と同様の作用，効果を生じる。
なお、本実施の形態においては、内側リング板２の翼型孔部２３の図５上の下側の周縁と羽根８の内端側８Ｂは隅肉ろう付部Ｒ３にてろう付されているが、内側リング板２の翼型孔部２３の図５上の上側の周縁と羽根８の内端側８Ｂをろう付することもできる。
【００４８】
また、本実施の形態においては、羽根８は、前後端縁で図５に示すように互いに平行な直線状になって、横断面一定の形状になっているが、図６に示すように、羽根８Ｆの前後端縁を、外側リング板３の翼型孔部９より膨んだ形状の横断面翼型に構成することもできる。
この場合、内側リング板２の外方から各翼型孔部２３に、図６に示す該翼型孔部２３より膨んだ形状の断面翼型の羽根８Ｆがそれぞれ挿入されて複数の羽根８Ｆが円周状に配置される。外側リング板３を、内側リング板２の軸線に沿って内側リング板２の外側に移動させることにより内側リング板２の外側に外側リング板３が同心状に配置され、各羽根８Ｆの外端面８Ｃが外側リング板３の内周面３Ａに当接される。膨んだ形状の断面翼型の羽根８Ｆは、断面積を増加させ、回転軸１０２に与える駆動力を増加させることができる。
【００４９】
【発明の効果】
請求項１記載の発明によれば、従来における内側リング板から羽根の内端側の内方に突出する部分を不要にし、羽根の材料を節約し、静翼の重量の軽減できるとともに内側リング板の内側のスペースを確保できる。
また、内側リング板に放電加工，レーザ加工等による翼型孔部の曲面加工が必要がなく、製作を容易に行なえ、加工コストを低減することができる。
【００５０】
請求項２記載の発明によれば、請求項１記載の発明と同様な効果を奏する。
また、外側リング板と内側リング板の間に、膨んだ形状の断面翼型の羽根を配置させることができる。
請求項３記載の発明によれば、従来における外側リング板から羽根の外端側の外方に突出する部分を不要にし、請求項１記載の発明と同様の効果を奏する。
【００５１】
また、外側リング板に放電加工，レーザ加工等による翼型孔部の曲面加工を施す必要がなく、製作を容易に行なえ、加工コストを低減することができる。
請求項４記載の発明によれば、請求項３記載の発明と同様な効果を奏する。
また、外側リング板と内側リング板の間に、膨んだ形状の断面翼型の羽根を配置させることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】請求項１記載の発明の実施の形態に係わるターボ機械の静翼の要部断面図である。
【図２】図１の羽根の側面図である。
【図３】同ターボ機械の静翼の要部斜視図である。
【図４】同ターボ機械の静翼の変形例を示す要部断面図である。
【図５】請求項３記載の発明の実施の形態に係わるターボ機械の静翼の要部断面図である。
【図６】同ターボ機械の静翼の変形例を示す要部断面図である。
【図７】従来における軸流式タービンの静翼を示す正面図である。
【図８】同軸流式タービンの静翼を示す側面図である。
【図９】羽根の配列の説明図である。
【図１０】従来の静翼における羽根の溶接の箇所を示す断面説明図である。
【符号の説明】
１ 静翼
２ 内側リング板
３ 外側リング板
５ 貫通孔
８ 羽根
８Ａ 外端側
８Ｂ 内端側
９ 翼型孔部
１０Ａ 内端面
１２ 当接面[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a blade fixing structure for a stationary blade of a turbomachine such as a pump, a compressor, a fan, a turbine, and the like, and a method for assembling the same.
[0002]
[Prior art]
Generally, turbo machines such as pumps, compressors, fans, and turbines are configured by alternately arranging stationary blades and moving blades in a plurality of stages along the axial direction. Such a vane is configured as an annular structure having a plurality of blades circumferentially arranged between an outer ring plate and an inner ring plate, and a disassemblable or integral type is employed.
[0003]
The disassemblable vane is configured such that the blades are detachably assembled to the outer ring plate and the inner ring plate using bolts or the like.
The integral stationary vane is configured by assembling the blades to the outer ring plate and the inner ring plate in a non-disassemblable manner by brazing. In the latter integrated stator vane, an inexpensive one is required while ensuring the assembly accuracy of the blade.
[0004]
Here, an integrated vane of a conventional three-stage turbomachine will be described with reference to FIGS.
8 and 9, an axial turbine 101 includes a rotating shaft 102, stationary blades 104 arranged around the rotating shaft 102 and fixed to a casing 103, and rotating blades 102 arranged alternately with the stationary blades 104. A fixed moving blade 105 is provided.
[0005]
The stationary blade 104 includes an inner ring plate 106, an outer ring plate 107, and a plurality of blades 108 having a cross-sectional wing shape circumferentially arranged from the inner ring plate 106 to the outer ring plate 107.
The inner ring plate 106 is arranged around the rotation shaft 102 and is concentric with the axis of the rotation shaft 102. The material of the inner ring plate 106 is selected according to the physical properties and temperature of the working fluid such as combustion gas, and for example, stainless steel or special heat-resistant steel is used.
[0006]
An outer ring plate 107 is disposed outside the inner ring plate 106, and the outer ring plate 107 is concentric with the axis of the rotating shaft 102. The material of the outer ring plate 107 is selected according to the physical properties and temperature of the working fluid, and for example, stainless steel or special heat-resistant steel is used.
The inner ring plate 106 and the outer ring plate 107 are respectively formed with airfoil holes 106A and 107A having the same shape as the airfoil cross-sectional shape at the inner end 108B and the outer end 108A of the blade 108, respectively. The material of the blade 108 is selected according to the physical properties and temperature of the working fluid, and for example, stainless steel or special heat-resistant steel is used.
[0007]
Each blade 108 penetrates the airfoil hole 106A of the inner ring plate 106 and the airfoil hole 107A of the outer ring plate 107, and the outer end 108A and the inner end 108B of the blade 108 have the airfoil hole 106A. , 107A.
The upper peripheral edge of the airfoil holes 106A and 107A in FIG. 10 and the outer peripheral surface of the blade 108 are air-tightly joined by fillet brazing portions R7 and R8, respectively. Thus, each blade 108 has its inner end 108B fixed to the inner ring plate 106 by brazing and its outer end 108A integrally fixed to the outer ring plate 107, thereby preventing leakage during operation. ing.
[0008]
Next, a method of assembling the stationary blade 104 will be described.
First, each blade 108 is passed through the airfoil hole 107A of the outer ring plate 107 from the outside or the inside of the outer ring plate 107, and then penetrated through the airfoil hole 106A of the inner ring plate 106. Blades 108 are mounted on inner ring plate 106 and outer ring plate 107. At this time, the blade 108 is positioned in the axial direction and the circumferential direction of the rotary shaft 102 by the airfoil hole 107A of the outer ring plate 107 and the airfoil hole 106A of the inner ring plate 106, and the jig ( (Not shown).
[0009]
In this state, as shown in FIG. 10, the front and rear edges of the airfoil hole portion 106A of the inner ring plate 106 and the front and rear edges of the inner end side 108B of the blade 108 are point-welded at spot welding points W4 and W5 by TIG welding. At the same time, the front and rear edges of 107A of the outer ring plate 107 and the front and rear edges of the outer end 108A of the blade 108 are temporarily attached at point welding points W6 and W7.
[0010]
Next, the jig is removed, and the stationary blade 104 is placed in a non-oxidizing furnace or a vacuum furnace in a high temperature state, and the upper peripheral portions of the airfoil holes 106A and 107A in FIG. And the respective blades 108 are fixed to the inner ring plate 106 and the outer ring plate 107.
[0011]
[Problems to be solved by the invention]
However, the blade 108 needs a portion 109 whose inner end side 108B protrudes inward from the inner ring plate 106, so that the material cost increases, the weight increases, and the space inside the inner ring plate 106 increases. Had narrowed.
[0012]
Further, a portion 110 is required to protrude outward from the outer ring plate 107 on the outer end side 108A of the blade 108, so that the material cost of the blade 108 is increased, and the space outside the outer ring plate 107 is reduced.
Furthermore, since the cross-sectional shapes of the outer end side 108A and the inner end side 108B of the blade 108 are streamlined, curved surface processing such as electric discharge machining, laser machining, or the like is required, and the machining time becomes long. As a result, the production efficiency has deteriorated, and the processing cost has been increased.
[0013]
SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-described problems, and has as its object to eliminate the need for a portion protruding from the inner ring plate or the outer ring plate of the blade, to save the material of the blade, and to reduce the inner ring plate. Another object of the present invention is to provide a turbo machine that can reduce the machining process of the airfoil hole portion by the electric discharge machining, the laser machining, or the like of the outer ring plate, thereby facilitating the production and reducing the machining cost.
[0014]
[Means for Solving the Problems]
The invention according to claim 1 is provided with an outer ring plate arranged concentrically on the axis of the outer side of the inner ring plate, and a plurality of blades having a wing-shaped cross section. A stationary blade of a turbomachine in which the blades are arranged in a circumferential shape while the outer end side is fixed to the outer ring plate while being fixed to the ring plate. The outer end side of the blade is penetrated through the airfoil hole of the outer ring plate, and the periphery of the airfoil hole of the outer ring plate and the periphery of the blade in contact with the airfoil hole are fixed by brazing. The inner end surface of each blade is in contact with the outer peripheral surface of the inner ring plate, a through hole is provided in the contact surface of the inner ring plate with the blade, and the inner ring plate and the inner ring plate inside the through hole of the inner ring plate. By welding the inner end face of each blade, temporary attachment to the inner ring plate of each blade Is, the peripheral edge of the contact surface of the inner end surface peripheral edge and the inner ring plate of each vane is characterized in that it is fixed by brazing.
[0015]
According to a second aspect of the present invention, a plurality of blades are made to penetrate in a radial direction of the outer ring plate through the airfoil holes of the outer ring plate formed with a plurality of airfoil holes along the circumferential direction. The blades are arranged circumferentially, the outer ring plate is concentrically arranged outside the inner ring plate by moving the inner ring plate to the inside of the outer ring plate along the axis of the outer ring plate, The inner end surface of each blade is brought into contact with the outer peripheral contact surface of the inner ring plate, and the inner end surface of each blade is welded to the through-hole provided corresponding to the abutting surface of the inner ring plate. Is fixed to the inner ring plate, and then the inner edge of the blade is fixed to the outer peripheral surface of the inner ring plate by brazing, and the outer end is fixed to the periphery of each airfoil hole of the outer ring plate. It is characterized by.
[0016]
The invention according to claim 3 is provided with an outer ring plate arranged concentrically on the axis of the outer side of the inner ring plate and a plurality of blades having a cross-section wing shape, and brazing the inner end side of each blade to the inside by brazing. A stationary blade of a turbomachine in which the blades are arranged circumferentially while the outer end side is fixed to the outer ring plate while being fixed to the ring plate. Are formed, and the inner end side of the blade is penetrated through the airfoil hole of the inner ring plate. The periphery of the airfoil hole of the inner ring plate and the periphery of the blade in contact with the airfoil hole are fixed by brazing. The outer end surface of each blade is in contact with the inner peripheral surface of the outer ring plate, the through-hole is provided in the contact surface of the outer ring plate with the blade, and the outer ring plate is provided inside the through hole of the outer ring plate. The outer end face of each blade is welded to the outer ring plate, , The peripheral edge of the contact surface of the outer end surface peripheral edge and the outer ring plate of each vane is characterized in that it is fixed by brazing.
[0017]
According to a fourth aspect of the present invention, a plurality of blades are made to penetrate in the radial direction of the inner ring plate through the airfoil holes of the inner ring plate in which a plurality of airfoil holes are formed along the circumferential direction. The blades are arranged circumferentially, and the outer ring plate is concentrically arranged outside the inner ring plate by moving the outer ring plate to the outside of the inner ring plate along the axis of the inner ring plate. The outer end surface of each blade is brought into contact with the contact surface of the inner periphery of the outer ring plate, and the outer end surface of each blade is welded to a through hole provided corresponding to the contact surface of the outer ring plate. Temporarily attach the blade to the outer ring plate, and then fix the outer edge of the blade on the inner surface of the outer ring plate by brazing, and fix the inner end to the periphery of each airfoil hole of the inner ring plate. It is characterized by doing.
[0018]
(Action)
According to the first aspect of the present invention, since the inner end surface of each blade is in contact with the outer peripheral surface of the inner ring plate, the conventional curved surface processing of the airfoil hole of the inner ring plate is eliminated, and This eliminates the need for a portion protruding inward from the inner ring plate on the inner end side of the blade.
[0019]
In the invention described in claim 2, the plurality of blades are radially penetrated by the outer ring plate and are arranged circumferentially.
The inner ring plate is concentrically arranged on the outer ring plate outside the inner ring plate by moving the inner ring plate inside the outer ring plate along the axis of the inner ring plate. It is brought into contact with the contact surface.
[0020]
By welding from the through hole of the inner ring plate, the inner ring plate and the inner end surface of each blade are welded, and each blade is temporarily attached to the inner ring plate.
Subsequently, the inner end side of the blade is fixed on the outer peripheral surface of the inner ring plate by brazing, and the outer end side is fixed to the periphery of each airfoil hole of the outer ring plate.
According to the third aspect of the present invention, since the outer end surface of each blade is in contact with the inner peripheral surface of the outer ring plate, the conventional curved surface processing of the airfoil hole of the outer ring plate is eliminated, Further, a portion protruding outward from the outer ring plate on the outer end side of the blade is not required.
[0021]
According to the fourth aspect of the invention, each blade is radially penetrated through the inner ring plate and is arranged circumferentially.
The outer ring plate is concentrically arranged outside the inner ring plate by moving the outer ring plate to the outside of the inner ring plate along the axis of the outer ring plate, and the outer end face of the blade is formed on the inner periphery of the outer ring plate. Abut on the contact surface.
[0022]
The outer ring plate and the outer end surfaces of the blades are welded by welding from the through holes provided on the contact surface of the outer ring plate, and each blade is temporarily attached to the outer ring plate.
Subsequently, the outer end side of the blade is fixed on the inner peripheral surface of the outer ring plate by brazing, and the inner end side is fixed to the periphery of each airfoil hole of the inner ring plate.
[0023]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
[0024]
FIGS. 1 to 4 show a stationary blade of a turbomachine according to an embodiment of the present invention and a method of assembling the turbomachine according to an embodiment of the present invention. This will be described by taking a gas turbine as an example. In the embodiment of the present invention, the entire structure of the turbomachine is basically the same as that of the conventional example, and the same components are denoted by the same reference numerals, and only the essential part will be described.
[0025]
1 to 3, the stationary blade 1 includes an inner ring plate 2, an outer ring plate 3, and a blade 8 integrally fixed to the inner ring plate 2 and the outer ring plate 3. .
Similar to the conventional stationary blade shown in FIG. 8, the inner ring plate 2 is arranged concentrically with the axis of the rotating shaft 102. The material of the inner ring plate 2 is selected according to the properties and temperature of the working fluid such as combustion gas, and for example, stainless steel or special heat-resistant steel is used.
[0026]
An outer ring plate 3 is arranged outside the inner ring plate 2. The outer ring plate 3 is concentric with the axis of the rotating shaft 102, and has a short cylindrical body 6 parallel to the inner ring plate 2 and a flange portion erected continuously at the front end of the short cylindrical body 6. 7. The flange portion 7 is fixed to the casing 103 with bolts or the like.
The material of the outer ring plate 3 is selected according to the physical properties and temperature of the working fluid, and for example, stainless steel or special heat-resistant steel is used.
[0027]
The outer ring plate 3 is formed with an airfoil hole having the same shape as the cross-sectional airfoil at the outer end 8A of the blade 8 of the stationary blade 1.
Similar to the conventional stationary blade shown in FIG. 8, a plurality of blades 8 (only one is shown in the figure) are arranged in a circumferential shape.
As shown in FIG. 2, the blade 8 is composed of a blade main body 10 formed in a cross-section airfoil to receive gas, and an outer end side joining portion 11 continuous with one end of the blade main body 10. The material of the blade 8 is selected according to the physical properties and temperature of the working fluid such as combustion gas, and for example, stainless steel or special heat-resistant steel is used.
[0028]
The outer end side joint portion 11 of the blade 8 penetrates through the airfoil hole 9. The flat inner end surface 10A of the blade main body 10 of the blade 8 is in contact with the outer peripheral surface 2A of the inner ring plate 2. At this time, the outer ends of the blades 8 are slightly protruded outside the outer peripheral surface of the outer ring plate 3.
A plurality of through holes 5 are arranged at predetermined intervals along the circumferential direction on a contact surface 12 of the inner ring plate 2 with the blade 8.
[0029]
The through hole 5 has a diameter smaller than the thickness of the inner end face 10A of the blade 8 and is formed into a circular hole by a drill or the like. The through-hole 5 is not limited to a circular hole, but may have any shape. Further, instead of providing only one through hole 5 for each blade 8, a plurality of through holes 5 may be provided along the width direction of the blade as necessary.
The periphery of the inner end surface 10A of the blade body 10 of the blade 8 and the periphery of the contact surface 12 of the inner ring plate 2 are air-tightly joined and fixed at a fillet brazing portion R1.
[0030]
The upper peripheral edge of the airfoil hole 9 of the outer ring plate 3 in FIG. 1 and the peripheral edge of the outer end side joint portion 11 of the blade 8 in contact with the airfoil hole 9 are airtight at the fillet brazing portion R2. It is fixed by being joined to.
Thus, each blade 8 has its inner end surface 10A fixed to the outer peripheral surface 2A of the inner ring plate 2 by brazing, and its outer end 8A fixed to the periphery of each airfoil hole 9 of the outer ring plate 3. The joint between the inner ring plate 2 and the outer ring plate 3 is airtight, and leakage of the working fluid is prevented.
[0031]
Next, a method of assembling the stationary blade 1 will be described.
First, a wing mounting jig (not shown) is prepared.
The outer ring plate 3 in which a plurality of airfoil holes 9 are formed along the circumferential direction is disposed on the wing mounting jig so that its axis is vertical.
The blades 8 shown in FIG. 2 are inserted into the respective airfoil holes 9 from outside or inside of the outer ring plate 3 in the radial direction of the outer ring plate 3, and the outer ends of the plurality of blades 8 The plate 3 is arranged circumferentially slightly protruding from the outer peripheral surface.
[0032]
Subsequently, the inner ring plate 2 is moved concentrically inside the outer ring plate 3 by moving the inner ring plate 2 to the inside of the outer ring plate 3, and the inner end surface 10A on the inner end side of each blade 8 The outer peripheral surface 2 </ b> A of the ring plate 2 is in contact with the contact surface 12.
In this state, the axis of the inner ring plate 2 is aligned with the axis of the outer ring plate 3 by the jig positioning tool, and the axial and circumferential positioning with respect to the outer ring plate 3 is accurately performed. .
[0033]
Next, as shown in FIG. 1, by manual TIG welding from a through hole 5 provided in the contact surface 12 of the inner ring plate 2, the inner ring plate 2 is The inner end face 10A on the inner end side of each blade 8 is tack-welded in a point-like manner at a spot welding point W1, and the front and rear edges of the airfoil hole 9 of the outer ring plate 3 and the outer end side joint of the blade 8 are formed. The front and rear end edges of the portion 11 are temporarily attached in a point-like manner at spot welding locations W2 and W3 (the same locations as in the past). Thereby, each blade 8 is fixed in a predetermined state with required dimensional accuracy with respect to the inner ring plate 2 and the outer ring plate 3.
[0034]
Then, the wing mounting jig is removed from the temporarily assembled vane to which the inner ring plate 2, the outer ring plate 3, and the plurality of blades 8 are temporarily attached in a point shape.
Subsequently, the entire temporarily assembled stationary blade is placed in a non-oxidizing furnace (or a furnace using an inert gas atmosphere, a vacuum furnace), and brazing is performed at a high temperature. That is, the inner end 8B of the blade 8 is joined to the periphery of the contact surface 12 of the inner ring plate 2 by brazing, and the outer end 8A is joined to the periphery of the airfoil hole 9 of the outer ring plate 3 in an airtight manner. And fixed.
[0035]
Here, the temporarily assembled vane to which the inner ring plate 2, the outer ring plate 3, and the plurality of blades 8 are temporarily attached by TIG welding is brazed in a non-oxidizing furnace or the like. There is no need to install and use a mounting jig in a non-oxidizing furnace or the like.
According to the above-described configuration, the portion 109 of the conventional blade 108 shown in FIG. 10 which protrudes inward from the inner ring plate 106 of the blade 108 toward the inner end side 108B of the blade 108 is not required, thereby saving material and saving the inner ring plate. The space in the interior 2 can be enlarged, and the degree of freedom in arranging parts can be secured.
[0036]
In addition, there is no need to perform curved surface processing of the airfoil holes by electric discharge machining, laser processing, or the like without providing the airfoil holes in the inner ring plate 2, so that the weight of the stationary blade can be reduced and the processing cost can be reduced. it can.
Further, since the through hole 5 is formed in a circular shape by a drill or the like, the processing is easy.
[0037]
In the present embodiment, a gas turbine has been described as an example of a turbomachine. However, the present invention is not limited to this and can be applied to, for example, a pump, a compressor, a fan, and the like.
Further, in the present embodiment, the axial flow type gas turbine has been described as an example, but the present invention is not limited to this, and may be applied to a mixed type turbine combining an axial flow type turbine and a radial flow type turbine. You can also.
[0038]
Further, in the present embodiment, the upper peripheral edge of the airfoil hole 9 of the outer ring plate 3 in FIG. 1 and the outer end side 8A of the blade 8 are brazed at the fillet brazing portion R2. The lower peripheral edge of the airfoil hole 9 of the outer ring plate 3 on FIG. 1 and the outer end side 8A of the blade 8 can be brazed.
In this case, it is possible to eliminate the protruding portion that protrudes outside the outer peripheral surface of the outer ring plate 3 of the blade 8, so that the weight of the stationary blade can be further reduced and the material can be saved.
[0039]
In the present embodiment, the blades 8 are linear in parallel with each other at the front and rear end edges as shown in FIG. 1 and have a constant cross section, but as shown in FIG. The front and rear end edges of the blade 8 </ b> E may be formed in a cross-section airfoil having a shape bulging from the airfoil hole 9 of the outer ring plate 3.
In this case, a plurality of blades 8E each having a wing-shaped cross section and having a swelling shape as shown in FIG. 4 are inserted into the respective airfoil holes 9 from the inside of the outer ring plate 3. Are arranged circumferentially. By moving the inner ring plate 2 inside the outer ring plate 3 along the axis of the outer ring plate 3, the inner ring plate 2 is concentrically arranged inside the outer ring plate 3, and the inner end side of each blade 8E. Is in contact with the outer peripheral surface 2A of the inner ring plate 2. Since the blade 8E has a bulged cross-section airfoil, the cross-sectional area increases, and the driving force applied to the rotating shaft 102 can be increased.
[0040]
Next, a stationary vane of a turbomachine and a method of assembling the vane according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. Although basically the same as the turbomachine stationary blade and the method for assembling the same according to the first and second embodiments of the present invention, only the differences will be described.
A plurality of airfoil holes 23 are formed in the inner ring plate 2 along the circumferential direction. The inner end side 8B of the blade 8 is penetrated through the airfoil hole 23 of the inner ring plate 2, and the lower edge of the airfoil hole 23 in the drawing and the peripheral edge of the blade 8 in contact with the airfoil hole 23. Are hermetically joined and fixed by brazing at the fillet brazing portion R3.
[0041]
The outer end surface 8C of each blade 8 is in contact with the inner peripheral surface 3A of the outer ring plate 3.
A plurality of through holes 26 are arranged along the circumferential direction at predetermined intervals on the contact surface 25 of the outer ring plate 3 with the blade 8. The through hole 26 of the outer ring plate 3 and the outer end face 8C of each blade 8 are temporarily attached by welding after the axial direction and the circumferential direction of the rotary shaft 102 are accurately positioned by a wing mounting jig (not shown). Therefore, the dimensional accuracy required for the outer ring plate 3 of each blade 8 is fixed.
[0042]
The periphery of the outer end surface 8C of the blade 8 and the periphery of the contact surface 25 of the outer ring plate 3 are air-tightly joined and fixed at the fillet brazing portion R4.
Thus, each blade 8 has its outer end surface 8C fixed to the inner peripheral surface 3A of the outer ring plate 3 and the inner end side 8B fixed to the inner ring plate 2 by brazing.
Next, a method of assembling the stationary blade 1 will be described.
[0043]
First, a wing mounting jig (not shown) is prepared.
The inner ring plate 2 in which a plurality of airfoil holes 23 are formed along the circumferential direction is disposed on the wing mounting jig so that its axis is vertical.
A plurality of blades 8 are inserted into the respective airfoil holes 23 from the outside or inside of the inner ring plate 2 in the radial direction of the inner ring plate 2, and the inner ends of the plurality of blades 8 are They are arranged circumferentially with a slight protrusion from the inner peripheral surface.
[0044]
Subsequently, by moving the outer ring plate 3 to the outside of the inner ring plate 2, the outer ring plate 3 is concentrically disposed outside the inner ring plate 2, and the outer end face 8 </ b> C of each blade 8 is Abuts against the contact surface 25 of the inner peripheral surface 3A.
In this state, the axis of the outer ring plate 3 coincides with the axis of the inner ring plate 2 and the axial and circumferential positioning with respect to the inner ring plate 2 is accurately performed by the jig positioning tool. .
[0045]
Next, as shown in FIG. 5, by manual TIG welding from a through hole 26 provided in the contact surface 25 of the outer ring plate 3, the through hole 26 of the outer ring plate 3 is formed inside the outer ring plate 3. The outer end face 8C of each blade 8 is tack-welded in a point-like manner at a spot welding point W4, and the front and rear edges of the airfoil hole 23 of the inner ring plate 2 and the front and rear edges of the blade 8 are spot-welded at a spot welding point W5. , W6 (the same location as in the prior art). Thereby, each blade 8 is fixed in a predetermined state with required dimensional accuracy with respect to the inner ring plate 2 and the outer ring plate 3.
[0046]
Then, the wing mounting jig is removed from the temporarily assembled vane to which the inner ring plate 2, the outer ring plate 3, and the plurality of blades 8 are temporarily attached in a point shape.
Subsequently, the entire temporarily assembled stationary blade is placed in a non-oxidizing furnace (or a furnace using an inert gas atmosphere, a vacuum furnace), and brazing is performed at a high temperature. That is, by brazing, the outer end 8A of the blade 8 is joined to the periphery of the contact surface 25 of the outer ring plate 3 and the inner end 8B is joined to the periphery of the inner ring plate 2 in an airtight manner and fixed. Is done.
[0047]
According to this embodiment, the same operations and effects as those of the stator vane of the turbomachine and the method of assembling the same according to the first and second embodiments of the present invention are obtained.
In the present embodiment, the lower peripheral edge of the airfoil hole 23 of the inner ring plate 2 in FIG. 5 and the inner end 8B of the blade 8 are brazed at the fillet brazing portion R3. However, the upper peripheral edge of the airfoil hole portion 23 of the inner ring plate 2 in FIG. 5 and the inner end side 8B of the blade 8 can be brazed.
[0048]
Further, in the present embodiment, the blades 8 are straight lines parallel to each other at the front and rear end edges as shown in FIG. 5 and have a constant cross section, but as shown in FIG. The front and rear end edges of the blade 8F may be formed into a cross-section airfoil having a shape bulging from the airfoil hole 9 of the outer ring plate 3.
In this case, a plurality of blades 8F each having a wing-shaped cross-section that is expanded from the airfoil holes 23 shown in FIG. 6 are inserted into the respective airfoil holes 23 from the outside of the inner ring plate 2. Are arranged circumferentially. The outer ring plate 3 is concentrically disposed outside the inner ring plate 2 by moving the outer ring plate 3 to the outside of the inner ring plate 2 along the axis of the inner ring plate 2, and the outer end face of each blade 8F. 8C is in contact with the inner peripheral surface 3A of the outer ring plate 3. The swollen blade 8F having a wing-shaped cross section can increase the cross-sectional area and increase the driving force applied to the rotating shaft 102.
[0049]
【The invention's effect】
According to the first aspect of the present invention, there is no need to provide a portion of the conventional inner ring plate that protrudes inward on the inner end side of the blade, so that the material of the blade can be saved, the weight of the stationary blade can be reduced, and the inner ring plate can be reduced. The space inside can be secured.
In addition, there is no need to perform a curved surface processing of the airfoil hole portion by electric discharge machining, laser machining, or the like on the inner ring plate, so that manufacture can be easily performed and machining cost can be reduced.
[0050]
According to the second aspect of the invention, the same effects as those of the first aspect of the invention can be obtained.
Further, between the outer ring plate and the inner ring plate, a blade having a wing-shaped cross section can be arranged.
According to the third aspect of the present invention, a portion that protrudes outward from the outer ring plate on the outer end side of the blade in the related art is not required, and the same effect as the first aspect of the invention is achieved.
[0051]
Further, there is no need to perform curved surface processing of the airfoil holes by electric discharge machining, laser machining, or the like on the outer ring plate, so that the production can be performed easily and the machining cost can be reduced.
According to the fourth aspect of the invention, the same effects as those of the third aspect of the invention can be obtained.
Further, between the outer ring plate and the inner ring plate, a blade having a wing-shaped cross section can be arranged.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a sectional view of a main part of a stationary blade of a turbomachine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a side view of the blade of FIG. 1;
FIG. 3 is a perspective view of a main part of a stationary blade of the turbo machine.
FIG. 4 is a sectional view of a main part showing a modification of the stationary blade of the turbomachine.
FIG. 5 is a sectional view of a main part of a stationary blade of a turbomachine according to an embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a sectional view of a main part showing a modification of the stationary blade of the turbomachine.
FIG. 7 is a front view showing a stationary blade of a conventional axial flow turbine.
FIG. 8 is a side view showing a stationary blade of the coaxial flow turbine.
FIG. 9 is an explanatory diagram of an arrangement of blades.
FIG. 10 is an explanatory cross-sectional view showing a portion where blades are welded in a conventional stationary blade.
[Explanation of symbols]
1 Stationary wing
2 Inner ring plate
3 Outer ring plate
5 Through-hole
8 feathers
8A Outer end side
8B Inner end side
9 Airfoil hole
10A Inner end face
12 Contact surface

Claims (4)

内側リング板の外側にその軸線に同心状に配置された外側リング板と、
複数の断面翼型の羽根とを備え、
ろう付により各羽根の内端側を内側リング板に固定するとともに外端側を外側リング板に固定して、各羽根を円周状に配列してなるターボ機械の静翼において、
外側リング板に円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成され、
羽根の外端側が外側リング板の翼型孔部に貫通されており、
外側リング板の翼型孔部周縁と該翼型孔部に接する羽根の周縁はろう付により固定され、
各羽根の内端面が内側リング板の外周面に当接され、
内側リング板の羽根との当接面には貫通孔が設けられ、
内側リング板の貫通孔の内側において内側リング板と各羽根の内端面を溶接することにより各羽根の内側リング板に対する仮付けがされ、
各羽根の内端面周縁と内側リング板の当接面の周縁はろう付により固定されている
ことを特徴とするターボ機械の静翼。An outer ring plate arranged concentrically on its axis outside the inner ring plate,
With a plurality of cross-section wing-shaped blades,
In a stationary blade of a turbomachine, in which each blade is circumferentially arranged by fixing the inner end side of each blade to the inner ring plate and fixing the outer end side to the outer ring plate by brazing,
A plurality of airfoil holes are formed in the outer ring plate along the circumferential direction,
The outer end side of the blade is penetrated through the airfoil hole of the outer ring plate,
The periphery of the airfoil hole of the outer ring plate and the periphery of the blade in contact with the airfoil hole are fixed by brazing,
The inner end surface of each blade is in contact with the outer peripheral surface of the inner ring plate,
A through hole is provided on the contact surface of the inner ring plate with the blade,
Temporarily attached to the inner ring plate of each blade by welding the inner ring plate and the inner end face of each blade inside the through hole of the inner ring plate,
A stationary vane for a turbomachine, wherein a peripheral edge of an inner end surface of each blade and a peripheral edge of an abutting surface of an inner ring plate are fixed by brazing. 複数の羽根を円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成された外側リング板の前記翼型孔部に、外側リング板の径方向に向けて貫通させて該羽根を円周状に配置し、
内側リング板を外側リング板の軸線に沿って外側リング板の内側に移動させることにより内側リング板の外側に外側リング板を同心状に配置して、各羽根の内端面を内側リング板の外周の当接面に当接させ、
内側リング板の前記当接面に対応して設けられた貫通孔と各羽根の内端面を溶接することにより各羽根を内側リング板に仮付けし、
続いて、ろう付により羽根の内端面周縁を内側リング板の外周面上に固定するとともに外端側を外側リング板の各翼型孔部周縁に固定する
ことを特徴とするターボ機械の静翼の組立方法。A plurality of blades are made to penetrate in the radial direction of the outer ring plate through the airfoil holes of the outer ring plate in which a plurality of airfoil holes are formed along the circumferential direction, so that the blades are circumferentially formed. Place,
The outer ring plate is concentrically arranged outside the inner ring plate by moving the inner ring plate inside the outer ring plate along the axis of the outer ring plate, and the inner end face of each blade is set to the outer periphery of the inner ring plate. Abut the contact surface of
Temporarily attaching each blade to the inner ring plate by welding the through hole provided corresponding to the contact surface of the inner ring plate and the inner end surface of each blade,
Next, a stationary blade of a turbomachine, wherein the inner end surface periphery of the blade is fixed on the outer peripheral surface of the inner ring plate by brazing, and the outer end side is fixed to each airfoil hole periphery of the outer ring plate. How to assemble. 内側リング板の外側にその軸線に同心状に配置された外側リング板と、
複数の断面翼型の羽根とを備え、
ろう付により各羽根の内端側を内側リング板に固定するとともに外端側を外側リング板に固定して、各羽根を円周状に配列してなるターボ機械の静翼において、
内側リング板に円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成され、
羽根の内端側が内側リング板の翼型孔部に貫通されており、
内側リング板の翼型孔部周縁と該翼型孔部に接する羽根の周縁はろう付により固定され、
各羽根の外端面が外側リング板の内周面に当接され、
外側リング板の羽根との当接面には貫通孔が設けられ、
外側リング板の貫通孔の内側において外側リング板と羽根の外端面を溶接することにより各羽根の外側リング板に対する仮付けがされ、
各羽根の外端面周縁と外側リング板の当接面の周縁がろう付により固定されている
ことを特徴とするターボ機械の静翼。An outer ring plate arranged concentrically on its axis outside the inner ring plate,
With a plurality of cross-section wing-shaped blades,
In a stationary blade of a turbomachine, in which each blade is circumferentially arranged by fixing the inner end side of each blade to the inner ring plate and fixing the outer end side to the outer ring plate by brazing,
A plurality of airfoil holes are formed in the inner ring plate along the circumferential direction,
The inner end side of the blade is penetrated through the airfoil hole of the inner ring plate,
The periphery of the airfoil hole of the inner ring plate and the periphery of the blade in contact with the airfoil hole are fixed by brazing,
The outer end surface of each blade is in contact with the inner peripheral surface of the outer ring plate,
A through hole is provided on the contact surface of the outer ring plate with the blade,
By welding the outer ring plate and the outer end surface of the blade inside the through hole of the outer ring plate, a temporary attachment to the outer ring plate of each blade is performed,
A stationary vane for a turbomachine, wherein a peripheral edge of an outer end face of each blade and a peripheral edge of a contact surface of an outer ring plate are fixed by brazing. 複数の羽根を円周方向に沿って翼型孔部が複数個形成された内側リング板の前記翼型孔部に、内側リング板の径方向に向けて貫通させて該羽根を円周状に配置し、
外側リング板を内側リング板の軸線に沿って内側リング板の外側に移動させることにより内側リング板の外側に外側リング板を同心状に配置して、各羽根の外端面を外側リング板の内周の当接面に当接させ、
外側リング板の前記当接面に対応して設けられた貫通孔と各羽根の外端面を溶接することにより各羽根を外側リング板に仮付けし、
続いて、ろう付により羽根の外端面周縁を外側リング板の内周面上に固定するとともに内端側を内側リング板の各翼型孔部周縁に固定する
ことを特徴とするターボ機械の静翼の組立方法。A plurality of blades are penetrated in the radial direction of the inner ring plate through the airfoil holes of the inner ring plate in which a plurality of airfoil holes are formed along the circumferential direction, so that the blades are circumferentially formed. Place,
By moving the outer ring plate to the outside of the inner ring plate along the axis of the inner ring plate, the outer ring plate is concentrically arranged outside the inner ring plate, and the outer end face of each blade is placed inside the outer ring plate. Abut the peripheral contact surface,
Temporarily attaching each blade to the outer ring plate by welding the through-hole provided corresponding to the contact surface of the outer ring plate and the outer end surface of each blade,
Subsequently, the outer edge of the blade is fixed on the inner peripheral surface of the outer ring plate by brazing, and the inner end is fixed to the periphery of each airfoil hole of the inner ring plate by brazing. How to assemble the wing.
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