JP3591268B2

JP3591268B2 - Turbine blade and turbine with integral cover

Info

Publication number: JP3591268B2
Application number: JP01228598A
Authority: JP
Inventors: 嘉浩塚原; 清名村; 信一中原
Original assignee: Hitachi Ltd
Current assignee: Hitachi Ltd
Priority date: 1998-01-26
Filing date: 1998-01-26
Publication date: 2004-11-17
Anticipated expiration: 2018-01-26
Also published as: JPH11210402A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、蒸気タービン，ガスタービン，ジェットエンジンなどのタービンに係り、翼と一体形成されたカバー（インテグラルカバー）を有するタービン及びタービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
翼と一体形成されたカバーを有するインテグラルカバー付き動翼の組み立てにおいては、隣接翼のインテグラルカバー端面どうしが対向するように組み立てられる。
【０００３】
特開平６−１１７２０１号公報には、インテグラルカバー付き動翼を組み立てる際に予めねじり力を加えてロータに組み込むことが記載されている。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、組み立てる際に、どのような装置等を使用するのか具体的に記載はない。一般に応力を加える際には大がかりな装置等が必要となり、取扱いが容易ではない。前記公知例は、組み立て容易性等について考慮するものではない。
【０００５】
そこで、本発明は、翼を組み立てる際に大型の装置を用いずとも簡単な装置で取り付け組み立てられる、組み立て容易で、隣接翼との接触状態を良好に保てるタービン動翼及びタービンを提供することにある。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
本発明は、インテグラルカバーを翼先端部に有するタービン動翼であって、該カバーの上流側端面の翼回転方向に対し反対端部と下流側端面の翼回転方向端部に凸部或いは凹部を備え、両端部を結ぶ直線と前記下流側端面の長手方向に沿って伸ばした線との交わる角度より、各々該凸部或いは凹部に形成される面に沿って伸ばした線となす角度が大きくなるよう形成されることを特徴とする。
【０００８】
または、ロータの外周に周方向に多数の動翼を配置したタービンであって、
前記動翼は先端部にシュラウドカバーを有し、
該シュラウドカバーは、
隣接する動翼と対向する面の長手方向に沿って伸ばした線と上流側端面或いは下流側端面の中央部の領域を長手方向に沿って伸ばした線とのなす角度が鋭角或いは鈍角となるよう形成され、
前記鈍角を形成する端部近傍に凸部或いは凹部を備え、
隣接する動翼と対向する面の長手方向に沿って伸ばした線と前記凸部或いは凹部に形成される面を長手方向に沿って伸ばした線とのなす角度が前記鈍角より小さくなるよう形成されることを特徴とする。
【００１２】
【発明の実施の形態】
本発明の一実施例を以下の通り説明する。
【００１３】
図１３は本発明を適応する蒸気タービンを示す。
【００１４】
ホィール３の周囲に動翼１，２を配置し、それと対応してケーシング５３に連絡して静翼５５を配置する蒸気発生装置から供給される蒸気は主蒸気弁５２を介して、蒸気入口部５１から翼列部５４に供給される。翼間を流れた蒸気は復水器５６へ導かれる。蒸気により駆動されたホィール３は連絡する発電機５７を駆動して電気を発生する。
【００１５】
図７は図１３の蒸気タービンの一の段落を示す。同図は、翼が植え込まれた状態を示す。タービンロータの内のある段落１の断面を拡大して同図に示してある。ホィール３の外周に周方向にシュラウドカバーを有する多数の動翼が配置されている。前記動翼は、多数の通常翼１と止め翼２とを有する。
【００１６】
図２は、図１のホィール３の一部を拡大した斜視図である。
【００１７】
翼には図２に示す通常翼１と図６に示す止め翼２があり、止め翼２はホィール３に最後に植え込まれピン等でホィール３又は、隣接の通常翼１に回転中に遠心力で抜け出さぬよう固定され、併せ他の通常翼１がズレないように拘束する翼である。翼は先端にインテグラルカバー４，翼部５および翼根部６を有している。図示の翼は、一例として、一体構造のものを示している。翼１とホィール３は翼根部６に加工されたフックをホィール３に加工されたホィールダブテール溝８に組み込ませることで固定される。翼１をホィールダブテール溝８に組み込むためにホィール３の一部に図２に示すノッチ７が切り込まれている。通常翼１を順次ノッチ部７からホィールダブテール溝８に挿入するがその際軸方向位置はダブテール溝８両脇のスカート部９と、ホィール外周に設けた凸部１０により決められる。
【００１８】
本実施例の動翼の詳細を図１及び図２を用いて説明する。
【００１９】
図１は、図２の翼形状を外周側から見たものである。
【００２０】
本実施例動翼は、シュラウドカバーが略平行四辺形をしたものを一例として説明する。破線は翼型の位置の概略を示したものである。
【００２１】
シュラウドカバーは上流側端面３１，下流側端面３２，回転方向側端面３３及び回転方向反対側端面３４を有する略平行四辺形を形成している。
【００２２】
該カバーの上流側端面３１の端部と下流側端面３２の前記端部と反対側の端部に凸部（突起部１９）を各々備えている。本例では、凸部は下流側端面或いは上流側端面側に突出し、同端面側に所定の平面３５が形成されている。
【００２３】
一の翼のシュラウド形状について、シュラウドを外側から見た際、図３に示すように、一の動翼のインテグラルカバー４の上流側端面３１の凸部側端部と同インテグラルカバー４の下流側端面３２の凸部側端部とを結ぶ線を４４，下流側端面３２の上流側端面或いは下流側端面（ここでは、一例として下流側端面３２）の中央部を長手方向に沿って伸ばした（或いはシュラウド平面方向に沿って伸ばした）線を４５、突起部（凸部）１９の下流側端面側に形成される平面３５の長手方向に沿って伸ばした（シュラウドの平面に沿って伸ばした）線を４６とする。
【００２４】
ここで、線４４と線４５とで形成される角度ｃより、線４４と線４６とで形成される角度ｄ（同図では、下流側端面の位置側に形成される角度で規定）の方が大きくなるよう形成される。
【００２５】
また、図１に示すように一の動翼のインテグラルカバー４ａの上流側端面の凸部側の端部と、隣接する動翼のインテグラルカバー４ｂの下流側端面の凸部側の端部とを結ぶ線を４１とする。上流側端面或いは下流側端面（ここでは、一例として上流側端面３１）を長手方向に沿って伸ばした（或いはシュラウド平面に沿って伸ばした）線を４３とする。凸部１９ａの平面３５の長手方向に沿って伸ばした（或いはシュラウド平面に沿って伸ばした）線を４２とする。
【００２６】
ここで、線４１と線４２とにより形成される角度（上流側端面３１では上流側端面側に形成される角度或いは下流側端面３２では下流側端面側に形成される角度）ｂは、線４１と線４３とにより形成される同角度ａより大きくなっている。言い換えれば、インテグラルカバー４は、隣接する動翼と対向する面（３３，３４）の長手方向に沿って伸ばした線と上流側端面３１或いは下流側端面３２の中央部の領域を長手方向に沿って伸ばした線とのなす角度が鋭角或いは鈍角となるよう形成されている。この鈍角を形成する端部近傍に各々凸部である突起部
１９を備えている。
【００２７】
また、他の観点から規定したものをインテグラルカバー４ｂで説明する。
【００２８】
インテグラルカバー４ｂを外側から見て、
隣接する動翼と対向する面（この場合回転方向反対側端面３４ｂ）の長手方向に沿って伸ばした線を４７，上流側端面或いは下流側端面（ここでは、上流側端面３１ｂ）の中央部の領域を長手方向に沿って伸ばした線を４８，線４７と線
４８とのなす角度が鈍角となるよう形成されており、前記鈍角を形成する端部近傍に配置される凸部１９ｂに形成される面を長手方向に沿って伸ばした線を４９とする。
【００２９】
線４７と線４８とのなす角度より、線４７と線４９とのなす角度が小さくなるよう形成される（同図ではシュラウド側に形成される角度を示している）。
【００３０】
図２に示すように翼根部６インテグラルカバー４のロータ軸方向に対する傾斜面である回転方向反対側面３４は軸方向線１１に対し、α°２０だけ傾いている。
【００３１】
図１に示すインテグラルカバー４の周方向ピッチｐ１３ａは図５に示すインテグラルカバー４半径位置から計算されるピッチｐ′１４ａ（周長を翼本数で割った値）より長く作っておく。なお、同ピッチが測定し難い場合は、他の観点から、インテグラルカバー４のロータ回転方向３６に対して、最回転方向側と最回転方向反対側の長さｐ１３ｂは、同インテグラルカバー４半径位置から計算されるピッチｐ′１４ｂ(周長を翼本数で割った値)より長く作っておくようにしてもよい。
【００３２】
かかる構造の翼を備えることにより、組み立てが容易なタービン動翼を提供できる。
【００３３】
次にロータに組み込む、タービンの製造工程を以下に説明する。
【００３４】
製造概要を図１を利用して説明する。
【００３５】
まず、ホィール３にインテグラルカバー４付動翼を取り付ける。
【００３６】
その一の動翼である第１の動翼のインテグラルカバー４ａの上流側端面３１ａの端部と、該端部と対向する隣接する動翼のインテグラルカバー４ｂの下流側端面３２ｂの端部とを連絡するよう図３に示す応力付加部材２０を設置する。第１の動翼のロータの回転方向に対するインテグラルカバーの最回転方向側位置と最回転方向反対側位置までの長さ１３ｂがロータに設置した状態より短くなるよう前記応力付加部材２０により両動翼のインテグラルカバー４ａ，４ｂに応力を加える。
【００３７】
両動翼のインテグラルカバー４ａ，４ｂに渡って応力付加部材２０を設置した状態で、第２の動翼のインテグラルカバーの４ｂ上流側端面３１ｂの端部と、該端部と対向する隣接する第３の動翼のインテグラルカバー４ｃの下流側端面３２ｃの端部とを連絡し、第２の動翼のロータの回転方向に対するインテグラルカバーの最回転方向側位置と最回転方向反対側位置までの長さが短くなるよう第２の動翼と第３の動翼のインテグラルカバーに応力不可部材により応力を加える。
【００３８】
そして、翼のロータ取り付け、応力付加部材の設置及び応力付加作業を順次行う。
【００３９】
そして、通常翼を全周に渡って応力付加部材と共に取り付けて、止め翼を挿入して、ピン等で固定する。その後、前記応力付加部材を除去する。
【００４０】
以下、詳述する。
【００４１】
止め翼２を除き通常翼１を全てノッチ７よりホィールダブテール溝８に挿入する。単に翼を挿入していくと、隣接するインテグラルカバー４が互いに突っ張りあって翼根部６に間隙を生じる。そこで、隣接する翼のインテグラルカバー４どうしを互いに所定の量だけずらしピッチを小さくする。また、翼根部６の間隙をつめる。
【００４２】
このために、応力付加部材２０を用いる。応力付加部材２０は、隣接するインテグラルカバー４の各々の突起部に連絡して前記ピッチや距離を短くするよう応力を付加する構成を有する。図３に示すようにインテグラルカバー４ａの突起
１９ａインテグラルカバー４ｂの突起１９ｂとに設置する締め付け座１６と両締め付け座を結ぶ、インテグラルカバー４の突起部１９の締め付けボルト１５，ナット１７を有する。
【００４３】
図３には説明のため、多数の動翼のうちインテグラルカバー４ａと４ｂ部の締め付けのみを示し、他締め付け構成は省略している。応力付加部材を互いに隣接する翼のインテグラルカバー４の下流側端面側（蒸気出口側）及び上流側端面側（入口側）に設けられた突起部１９に取り付け、インテグラルカバー４の両端をはすかいに締め付けることで翼１を反時計回りにねじり後述のインテグラルカバー間のピッチを詰めることができる。本例の応力付加部材の締め付け座１６はインテグラルカバーに加工された突起部１９の平面に対応して平面形状になっている。
【００４４】
締め付けボルト１５を、締め付け座１６を介してインテグラルカバー４の蒸気出口側及び入口側の端面に角度α°をもって形成された突起部１９に取り付け、インテグラルカバー４の下流側端面側（蒸気出口側）と上流側端面側（入口側）の両面の突起部１９をはすかいに締め付けることで翼１をねじることができる。図４は、同一実施例を示し、応力付加部材２０のＡ矢視図を示す。締め付け座１６の取り付け状態の概要が解る。締め付け座１６は、シュラウドカバーの凸部１９との接触部分の他に、かぎ状の部材１６ｂを有する。締け付け座１６と締け付けボルト１５との間にシュラウドカバーを保持するよう取り付けて、応力付加部材２０がカバーから外れることを抑制できる。
【００４５】
締め付け座１６は突起部１９に接触し、インテグラルカバー４上にカバーに沿ってボルト１５を配置する。両端からナット１７を締め付ける。
【００４６】
図３に示したインテグラルカバー４ａと４ｂとの間が終わったら、４ｂの隣りに動翼をロータのダブテール溝８を通して持ってきて、同様の他の応力付加部材２０を用いて、インテグラルカバー４ｂの上流側端面の突起とインテグラルカバー４ｃの下流側端面の突起とを結ぶように設置して、応力を加え締め付ける。このようにして、通常翼をロータに設置して、各翼を応力付加部材２０で連結する。
【００４７】
最終的には、通常翼を各応力付加部材２０で締め付け、ホィ−ルダブテ−ル溝８に挿入された全ての隣り合う通常翼１どうしを締め付けボルト１５で順次締め付け止め翼２を差し込むことができる間隙を確保する。
【００４８】
図５に示すように締め付けボルト１５に取り付けられたナット１７を締め付けるとインテグラルカバー４は矢印２２のように動いて回転し、軸方向線１１に対しα′°２１だけ傾きねじれた状態となる。このねじれ量は隣接するインテグラルカバー４どうしのずれによる段差の量を管理することで、適正量に管理することができる。またこの際図３に示すように、インテグラルカバー４間は締め付けボルト１５が隣接インテグラルカバー４の接する方向に対し傾いている分だけ互いに押しつけられる分力１８が働き密着する。
【００４９】
傾く前の周方向ピッチｐ１３と傾いた時の周方向ピッチｐ′１４の関係は次のように表すことができる。
【００５０】
ｐ′／ｃｏｓα′＝ｐ／ｃｏｓα
従って
ｐ−ｐ′＝ｐ′×（ｃｏｓα／ｃｏｓα′−１）
上記分だけピッチは小さくなる。
【００５１】
ｐ′１４をインテグラルカバー４半径位置から算出される周方向ピッチとするとき、逆にあらかじめ上記縮み代だけ大きなピッチ、即ちｐ１３となるようにインテグラルカバー４を製作しておけば、全翼組立後適正ピッチｐ′１４を得ることができる。この時インテグラルカバー４は傾いており、翼部５はねじられた状態となっている。（このねじりの反力はホィール外周に設けた凸部１０で受けることができる。）
ここで、組み付けられるブレード（翼）の本数をｎ本としてねじり角Δα（＝α′−α）を算出すると
（ｎ−１）（ｐ−ｐ′）＝ｐ
ｎ−１＝ｃｏｓα／（ｃｏｓα−ｃｏｓα′）≒１／（Δα・ｔａｎα）
Δα＝１／（（ｎ−１）・ｔａｎα）
ｎ＝１００本，インテグラルカバーの傾きα＝３０°とすると
Δα≒１°となりこの例では、各々のブレードのインテグラルカバーを１°反時計回りにねじることにより最終ブレード（翼）を組み込む間隙を確保できる。
【００５２】
最後に図７に示す止め翼２をノッチ部７に挿入する。止め翼２は通常翼と翼根部６の構造が異なる。この時他の通常翼１を若干計算値より多めにねじるようにナット１７を締め付けておき、止め翼２のインテグラルカバー４挿入幅を確保すれば容易に止め翼２を組み立てることができる。止め翼２がホィール３のノッチ７に組み込まれた後、回転中の遠心力による飛び出しを防ぐためにピン穴を加工し止めピン２５で止め翼２と隣接翼を固定する。
【００５３】
これにより、ねじりトルクをかけて翼を組み込む際であっても、大きな固定装置等がなくとも、隣接する翼間に応力を付加する応力付加部材を各翼に設置することで容易に動翼をロータに組み立てることができる。別置の反力を生じる装置がなくてすむ。動翼のロータ組立作業が容易迅速に行うことができるので、容易に蒸気タービンを製造することができる。
【００５４】
また、本翼を備えたタービンは、運転中において遠心力，熱の影響を翼部が受けインテグラルカバー４位置半径が大きくなり、ねじれが弾性変形で若干戻ることがあっても、翼のインテグラルカバー４どうしの接触面圧は保持でき、全周１リングの群翼状態とすることができる。
【００５５】
また、タービン運転時、非運転時に拘わらず、隣接するインテグラルカバーについて、強固な円周方向押しつけ力を作用させることができ、充分な接触連結状態を保持することができる。
【００５６】
隣接翼インテグラルカバーの接触による高い振動減衰効果により、信頼性の高いタービンを容易に提供できる。
【００５７】
もし、他の大型機器を使用する場合と比べて、翼のねじれの反力を受けるための大がかりな装置がなくとも容易に組み立てることができる。
【００５８】
これにより、翼全周の翼が切れ目無く連結されるとともに、押しつけ力が作用していることによって、翼が振動した時、接触部の摩擦により高い減衰振動が発揮され、信頼性の高いタービン動翼およびタービンを容易に提供することができる。
【００５９】
また、前記動翼を蒸気タービン高，中圧ロータ及び低圧ロータの後段から３段目の段落より、前側の段落に用いる。
【００６０】
例えば、７段で構成されている蒸気タービンの場合は、前から４段目までの段落で前記動翼を用いる。全段落に使用しなくとも少なくとも一の段落に用いても良い。
【００６１】
以上は鞍型タイプの翼とホィールの組み立ての実施例の説明であるが、他のタイプの翼とホィール形状の組み立て、例えばガスタービンで主に適用されているホィールの軸方向に切られた溝にアキシャルエントリータイプの翼（溝）を組み立てる場合においても本構造のインテグラルカバー及び組立法は適用できる。
【００６２】
次に第２の実施例について以下説明する。
【００６３】
前記翼を備えたタービンをロータ修理等で翼を一部交換する場合のロータから翼を分解、あるいは翼をロータに再組み立てする行程について述べる。翼１を分解する場合、ただ単に止め翼２を削除、または抜き取ると一気に翼１のねじれがバネのように戻り危険である。このような場合は、このバネ力を押さえるため、各インテグラルカバー４に図４に示すようにボルト１５を締め付け、所定のねじれが隣接翼どうしで保持され翼のインテグラルカバーに働く捻れ反力を締め付けボルト１５で受けた状態にしてから止め翼を削除または抜き取る。止め翼２に続き一部の翼１を抜き取る場合は、端部のボルト１５から１本ずつ外しては、翼１を１本ずつ抜いていく。新しい翼１を挿入する際は、旧翼１のボルト１５はそのままにして、新しい翼１を１本挿入しては、ボルト１５を締め付けて所定のねじれを与えては組み立てていけば容易に組み立てることができる。最後に止め翼２を入れるときは最初の組立時と同様他の翼１のボルト１５の締め付けを若干多くして間隙を大きくすれば良い。
【００６４】
これにより、前記応力付加部材２０を用いて、容易に分解組立作業ができ、迅速な修理メンテナンス作業ができる。
【００６５】
第３の実施例を図８を用いて以下に示す。
【００６６】
図８は動翼のシュラウドカバーを外周側から見た図である。基本的には、図１と同様であるが、図１は上流側端面３１と下流側端面３２に突起１９を設けたのに対し、インテグラルカバーをねじる応力付加部材２０の受け座を円弧状の凹み形状の凹部２３にした点が相違する。
【００６７】
このインテグラルカバー４は組立状態で互いに隣接する端面は平行なタイプで図８において隣接するインテグラルカバーの短対角線側に加工された凹みにねじり応力付加部材２０の締め付け座１６を引っかけ反時計回りにねじることにより前述のピッチ差を生じさせ全ブレード（翼）がホィール上に組み立てられる構造になっている。これにより、実施例１同様の効果をそうすることができる。
【００６８】
第４の実施例を図９を用いて以下に示す。
【００６９】
図９は動翼のシュラウドカバーを外周側から見た図である。基本的には、図１と同様であるが、図１は上流側端面３１と下流側端面３２に突起１９を設けたのに対し、インテグラルカバーをねじる応力付加部材２０の受け座を円弧状の凹み形状の凹部２３にした点と、回転方向側端面３３と回転方向反対側端面３４とが曲線で形成されている点が相違する。
【００７０】
組み立て状態で互いに隣接する端面はなめらかな曲面で同様に反時計回りにねじることにより前述のピッチ差を生じる形状となっている。
【００７１】
これにより、実施例１と同様の効果を奏することができる。
【００７２】
また、他の形態を図１２を用いて説明する。
【００７３】
図１２は基本的には、図１と同様であるが、インテグラルカバー４の形態が略台形状をしている点である。インテグラルカバー４ａについて見ると、上流側端面３１の中央部を長手方向に沿って伸ばした線と回転方向側端面３３ａ及び回転方向反対側端面３４ａとが鈍角をなす付近に突起部１９を形成する。
【００７４】
インテグラルカバー４ａの上流側端面３１ａの端部の突起部１９ａと、該端部と対向する隣接するインテグラルカバー４ｂの下流側端面３２ｂの突起部１９ｂ１とを連絡するよう応力付加部材２０を設置し、動翼のロータの回転方向に対するインテグラルカバー４ａの最回転方向側位置と最回転方向反対側位置までの長さが短くなるよう各動翼のインテグラルカバー４ａ，４ｂに応力を加え、
両動翼のインテグラルカバー４ａ，４ｂに応力付加部材２０を設置した状態で、インテグラルカバー４ｂの下流側端面３２ｂの端部の突起部１９ｂ２と、該端部と対向する隣接する動翼のインテグラルカバー４ｃの上流側端面３１ｃの端部の突起部１９ｃとを連絡し、
ロータの回転方向に対するインテグラルカバーの最回転方向側位置と最回転方向反対側位置までの長さが短くなるよう両動翼インテグラルカバー４ｂ，４ｃに応力付加部材２０により応力を加えることを順次行い、前記応力付加部材２０を設置しつつロータの周方向に多数の動翼を配置した後、止め翼を設置する。
【００７５】
その後、各翼に設置している前記応力付加部材２０を除去する、これにより、実施例１同様に、安定した接触状態を確保できる翼を有するタービンを容易に組み立てることができる。
【００７６】
実施例１の構造より付加力を小さくでき、さらに容易に組み立てができる。
【００７７】
本発明の第５の実施例を図１０（ａ）（ｂ）を用いて説明する。
【００７８】
図１０は応力付加部材の概要を示す。この応力付加部材２０は基本的には、図３に示したものと同様であるが、図８や図９に示したシュラウドカバーを備えた動翼に適応できるように、シュラウドカバーに接触する側の面を曲面を有する締付座２６を備えている点が相違する。図８，図９に例示の凹み付きインテグラルカバーに対して適用される。（ｂ）のように、締付座２６は、シュラウドカバーの凹部２３と接触する曲面部２６ａとそれより長い部材２６ｂとを有する。曲面付き締付座２６とボルト１５との間にシュラウドカバーを保持するよう取り付けて、応力付加部材２０がカバーから外れることを抑制できる。
【００７９】
インテグラルカバー凹みの曲面に締め付け座の曲面を一致させることが好ましい。締め付け時に力の作用方向が変化しても常に曲面と曲面で力を伝えることが可能となる。
【００８０】
また、図１１のねじり応力付加部材は、上述の実施例のボルト・ナットの締め付けによりインテグラルカバーにねじりを与える構造をバネと油圧による構造に変えた例である。単動式スプリングリターンシリンダー２７にチェック弁２８を介し油圧をかけることにより締め付け座１６を広げてインテグラルカバーの突起部１９ｏｒ凹み部２４に取り付け、シリンダー内の作動油を抜くことにより隣接するインテグラルカバーにねじり力を付加することができる。
【００８１】
【発明の効果】
本発明により、翼を組み立てる際に大型の装置を用いずとも簡単な装置で取り付け組み立てられる組み立て容易で、隣接翼との接触状態を良好に保てるタービンを提供することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の一実施例を示す概要図である。
【図２】本発明の一実施例の構造を説明する斜視図である。
【図３】本発明の一実施例を説明する概要図である。
【図４】ねじり応力付加部材のＡ矢視図である。
【図５】本発明の一実施例を説明する概要図である。
【図６】本発明の一実施例を示す翼斜視図である。
【図７】本発明の一実施例のタービンの一の翼列を示す正面図である。
【図８】本発明の一実施例を示す概要図である。
【図９】本発明の一実施例を示す概要図である。
【図１０】ねじり応力付加部材の一例を示す概要図である。
【図１１】ねじり応力付加部材の一例を示す概要図である。
【図１２】本発明の一実施例を示す概要図である。
【図１３】本発明の一実施例の蒸気タービンを示す概要図である。
【符号の説明】
１…普通翼、２…止め翼、３…ホィール、４…インテグラルカバー、５…翼部、６…翼根部、７…ノッチ、８…ホィールダブテール溝、９…スカート部、１０…凸部、１１…軸方向線、１２…軸方向に対する傾斜面、１３…円周方向ピッチ、１４…半径位置から算出される円周方向ピッチ、１５…締め付けボルト、１６…締め付け座、１７…ナット、１８…分力、１９…突起部、２０…応力付加部材、２１…ボルト締め付け後の前述部角度、２２…ボルト締め付けによるインテグラルカバー動き方向矢印、２３…凹み部、２４…タービンロータ、２５…止めピン、２６…曲面付き締め付け座、２７…単動式スプリングリターンシリンダー、２８…逆止弁（チェック弁）。[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a turbine such as a steam turbine, a gas turbine, and a jet engine, and more particularly to a turbine having a cover (integral cover) formed integrally with a blade and a turbine rotor blade.
[0002]
[Prior art]
In assembling a blade with an integral cover having a cover integrally formed with a wing, the blades are assembled such that end faces of integral covers of adjacent wings face each other.
[0003]
Japanese Patent Application Laid-Open No. HEI 6-117201 describes that when assembling a rotor blade with an integral cover, a torsional force is applied in advance to incorporate the rotor into the rotor.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
However, there is no specific description of what kind of device or the like is used in assembling. Generally, when applying stress, a large-scale device or the like is required, and handling is not easy. The known example does not consider the ease of assembly and the like.
[0005]
Therefore, the present invention provides a turbine rotor blade and a turbine which can be easily assembled without using a large-sized device when assembling the blades, are easy to assemble, and can maintain good contact with adjacent blades. is there.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
The present invention relates to a turbine rotor blade having an integral cover at a blade tip, wherein a convex portion or a concave portion is provided at an end opposite to a blade rotation direction of an upstream end surface of the cover and a blade rotation direction end of a downstream end surface of the cover. The angle formed by the line extended along the surface formed on the convex portion or the concave portion is larger than the angle at which the straight line connecting both ends and the line extended along the longitudinal direction of the downstream end surface are formed. It is characterized by being formed.
[0008]
Or, a turbine in which a number of rotor blades are arranged in the circumferential direction on the outer periphery of the rotor,
The bucket has a shroud cover at the tip,
The shroud cover is
The angle formed between the line extending along the longitudinal direction of the surface facing the adjacent rotor blade and the line extending along the longitudinal direction at the central portion of the upstream end surface or the downstream end surface is an acute angle or an obtuse angle. Formed,
A convex or concave portion is provided near the end forming the obtuse angle,
An angle formed by a line extending along the longitudinal direction of the surface facing the adjacent rotor blade and a line extending along the longitudinal direction on the surface formed in the convex portion or the concave portion is formed to be smaller than the obtuse angle. It is characterized by that.
[0012]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
One embodiment of the present invention will be described below.
[0013]
FIG. 13 shows a steam turbine to which the present invention is applied.
[0014]
The steam supplied from the steam generator in which the moving blades 1 and 2 are arranged around the wheel 3 and the stationary blades 55 are arranged correspondingly to the casing 53 via the main steam valve 52 is supplied to the steam inlet section. 51 to the cascade unit 54. The steam flowing between the blades is guided to a condenser 56. The wheel 3 driven by the steam drives a communicator 57 to generate electricity.
[0015]
FIG. 7 shows one paragraph of the steam turbine of FIG. The figure shows a state where the wing is implanted. The cross section of a certain paragraph 1 of the turbine rotor is enlarged and shown in FIG. A number of rotor blades having a shroud cover in the circumferential direction are arranged on the outer periphery of the wheel 3. The moving blade has a number of normal blades 1 and stop blades 2.
[0016]
FIG. 2 is an enlarged perspective view of a part of the wheel 3 of FIG.
[0017]
The wing includes a normal wing 1 shown in FIG. 2 and a stop wing 2 shown in FIG. 6, and the stop wing 2 is finally implanted in the wheel 3 and is centrifuged to the wheel 3 or the adjacent normal wing 1 while rotating with a pin or the like. These wings are fixed so as not to come out by force, and also restrain other normal wings 1 from shifting. The wing has an integral cover 4, a wing 5 and a wing root 6 at the tip. The illustrated wing shows an example of an integral structure. The wing 1 and the wheel 3 are fixed by incorporating a hook formed on the blade root 6 into a wheel dovetail groove 8 formed on the wheel 3. A notch 7 shown in FIG. 2 is cut into a part of the wheel 3 to incorporate the wing 1 into the wheel dovetail groove 8. Normally, the blades 1 are sequentially inserted into the wheel dovetail groove 8 from the notch portion 7, and the axial position is determined by the skirt portions 9 on both sides of the dovetail groove 8 and the convex portion 10 provided on the wheel outer periphery.
[0018]
Details of the moving blade of the present embodiment will be described with reference to FIGS.
[0019]
FIG. 1 shows the blade shape of FIG. 2 viewed from the outer peripheral side.
[0020]
The rotor blade according to the present embodiment will be described as an example in which the shroud cover has a substantially parallelogram shape. The broken line schematically shows the position of the airfoil.
[0021]
The shroud cover forms a substantially parallelogram having an upstream end face 31, a downstream end face 32, a rotation end face 33, and a rotation end face 34.
[0022]
Protrusions (projections 19) are provided at the end of the upstream end face 31 and the end of the downstream end face 32 opposite to the end of the cover. In this example, the convex portion protrudes to the downstream end surface or the upstream end surface side, and a predetermined flat surface 35 is formed on the end surface side.
[0023]
Regarding the shroud shape of one blade, when the shroud is viewed from the outside, as shown in FIG. 3, the convex side end of the upstream end surface 31 of the integral cover 4 of one bucket and the integral cover 4 A line 44 connecting the downstream side end face 32 to the convex side end is extended along the longitudinal direction at the center of the upstream side end face or the downstream side end face (here, for example, the downstream side end face 32) of the downstream side end face 32. The line 45 (extended along the plane of the shroud) is extended along the longitudinal direction of the plane 35 formed on the downstream end face side of the projection (projection) 19 (extended along the plane of the shroud). ) Line is 46.
[0024]
Here, the angle d formed by the line 44 and the line 46 (defined by the angle formed at the position of the downstream end face in the figure) is smaller than the angle c formed by the line 44 and the line 45. Is formed to be large.
[0025]
Also, as shown in FIG. 1, the end on the convex side of the upstream end face of the integral cover 4 a of one moving blade and the end on the convex side of the downstream end face of the integral cover 4 b of the adjacent moving blade. Let 41 be a line connecting. A line 43 is obtained by extending the upstream end surface or the downstream end surface (here, for example, the upstream end surface 31) along the longitudinal direction (or extending along the shroud plane). A line extending along the longitudinal direction of the plane 35 of the convex portion 19a (or extending along the shroud plane) is denoted by 42.
[0026]
Here, an angle b formed by the line 41 and the line 42 (an angle formed on the upstream end surface side in the upstream end surface 31 or an angle formed on the downstream end surface side in the downstream end surface 32) b is a line 41 And the angle a formed by the line 43. In other words, the integral cover 4 extends the line extending along the longitudinal direction of the surface (33, 34) facing the adjacent rotor blade and the central region of the upstream end surface 31 or the downstream end surface 32 in the longitudinal direction. The angle formed with the line extended along the line is formed to be an acute angle or an obtuse angle. Protrusions 19 are provided near the ends forming the obtuse angle.
[0027]
Further, those defined from other viewpoints will be described with the integral cover 4b.
[0028]
Looking at the integral cover 4b from the outside,
A line 47 extending along the longitudinal direction of the surface (in this case, the end surface 34b on the opposite side in the rotation direction) facing the adjacent moving blade is denoted by 47, the central portion of the upstream end surface or the downstream end surface (here, the upstream end surface 31b). The line formed by extending the region along the longitudinal direction is formed so that the angle between the line 48 and the line 47 becomes an obtuse angle, and is formed on the convex portion 19b disposed near the end forming the obtuse angle. A line obtained by extending the surface along the longitudinal direction is designated as 49.
[0029]
The angle formed between the line 47 and the line 49 is smaller than the angle formed between the line 47 and the line 48 (the angle formed on the shroud side is shown in the figure).
[0030]
As shown in FIG. 2, the rotation direction opposite side surface 34, which is the inclined surface of the blade root portion 6 integral cover 4 with respect to the rotor axial direction, is inclined by α ° 20 with respect to the axial line 11.
[0031]
The circumferential pitch p13a of the integral cover 4 shown in FIG. 1 is made longer than the pitch p'14a (the value obtained by dividing the circumferential length by the number of blades) calculated from the radial position of the integral cover 4 shown in FIG. If the same pitch is difficult to measure, from the other viewpoint, the length p13b of the most rotational direction side and the most rotational direction opposite side with respect to the rotor rotational direction 36 of the integral cover 4 is equal to the length p13b. The pitch may be made longer than the pitch p′14b (the value obtained by dividing the circumference by the number of blades) calculated from the radial position.
[0032]
By providing the blade having such a structure, it is possible to provide a turbine blade easily assembled.
[0033]
Next, a manufacturing process of the turbine to be incorporated in the rotor will be described below.
[0034]
The production outline will be described with reference to FIG.
[0035]
First, a blade with an integral cover 4 is attached to the wheel 3.
[0036]
The end of the upstream end surface 31a of the integral cover 4a of the first moving blade, which is one of the moving blades, and the end of the downstream end surface 32b of the integral cover 4b of the adjacent moving blade facing the end. The stress applying member 20 shown in FIG. The first moving blade is bi-directionally moved by the stress applying member 20 so that the length 13b between the position of the integral cover in the rotation direction of the rotor and the position opposite to the direction of rotation of the integral cover is shorter than that in the state where the rotor is installed. Stress is applied to the wing integral covers 4a and 4b.
[0037]
In a state where the stress applying member 20 is installed over the integral covers 4a and 4b of both rotor blades, the end of the 4b upstream end face 31b of the integral cover of the second rotor blade is adjacent to the end facing the edge. The end of the downstream end face 32c of the integral cover 4c of the third moving blade is connected to the position of the integral cover in the most rotating direction and the opposite side of the most rotating direction with respect to the rotating direction of the rotor of the second moving blade. Stress is applied to the integral covers of the second rotor blade and the third rotor blade by a stress-impossible member so that the length to the position becomes shorter.
[0038]
Then, the rotor mounting of the blade, the installation of the stress applying member, and the stress applying work are sequentially performed.
[0039]
Then, the normal wing is attached along with the stress applying member over the entire circumference, and the retaining wing is inserted and fixed with a pin or the like. Thereafter, the stress applying member is removed.
[0040]
The details will be described below.
[0041]
All of the normal wings 1 except the stop wings 2 are inserted into the wheel dovetail grooves 8 from the notches 7. When the wings are simply inserted, the adjacent integral covers 4 stick to each other to form a gap in the wing root 6. Then, the integral covers 4 of adjacent wings are shifted from each other by a predetermined amount to reduce the pitch. Also, the gap between the blade roots 6 is closed.
[0042]
For this purpose, a stress applying member 20 is used. The stress applying member 20 has a configuration in which the stress is applied so as to shorten the pitch or the distance by connecting to the respective protrusions of the adjacent integral cover 4. As shown in FIG. 3, the fastening bolt 16 and the nut 17 of the projection 19 of the integral cover 4 are connected to the fastening seat 16 installed on the projection 19a of the integral cover 4a and the projection 19b of the integral cover 4b. Have.
[0043]
FIG. 3 shows only the tightening of the integral covers 4a and 4b among many blades for explanation, and other tightening configurations are omitted. The stress applying members are attached to the projections 19 provided on the downstream end surface side (steam outlet side) and the upstream end surface side (entrance side) of the integral cover 4 of the blades adjacent to each other. By tightly tightening the blade, the wing 1 can be twisted counterclockwise to reduce the pitch between the integral covers described below. The fastening seat 16 of the stress applying member of the present example has a planar shape corresponding to the plane of the projection 19 formed on the integral cover.
[0044]
The fastening bolt 15 is attached to the projection 19 formed at an angle α ° on the end face of the integral cover 4 on the steam outlet side and the inlet side via the fastening seat 16, and the downstream end face side of the integral cover 4 (steam outlet) Side) and the upstream end surface side (entrance side), the wings 1 can be twisted by rapidly tightening the projections 19 on both surfaces. FIG. 4 shows the same embodiment, and shows a view of arrow A of the stress applying member 20. An overview of the mounting state of the fastening seat 16 is understood. The tightening seat 16 has a key-shaped member 16b in addition to a contact portion with the convex portion 19 of the shroud cover. By mounting the shroud cover between the tightening seat 16 and the tightening bolt 15 so as to hold the shroud cover, the stress applying member 20 can be prevented from coming off the cover.
[0045]
The tightening seat 16 contacts the protrusion 19, and the bolt 15 is arranged on the integral cover 4 along the cover. Tighten the nut 17 from both ends.
[0046]
When the space between the integral covers 4a and 4b shown in FIG. 3 is completed, the rotor blade is brought through the dovetail groove 8 of the rotor next to the integral cover 4b, and the other integral stress applying member 20 is used. The projection on the upstream end face of 4b and the projection on the downstream end face of the integral cover 4c are installed so as to be connected, and stress is applied and tightened. In this way, the normal wings are installed on the rotor, and the wings are connected by the stress applying members 20.
[0047]
Finally, the normal wings are tightened by the respective stress applying members 20, and all the adjacent normal wings 1 inserted into the wheel dovetail groove 8 are sequentially tightened by the tightening bolts 15 so that the stopper wings 2 can be inserted. Secure gaps.
[0048]
When the nut 17 attached to the tightening bolt 15 is tightened as shown in FIG. 5, the integral cover 4 moves and rotates as indicated by an arrow 22, and is tilted by α ′ ° 21 with respect to the axial line 11 and twisted. . The amount of twist can be controlled to an appropriate amount by controlling the amount of step due to the displacement between adjacent integral covers 4. Further, at this time, as shown in FIG. 3, a component force 18 is pressed between the integral covers 4 so that the tightening bolts 15 are inclined to the direction in which the adjacent integral covers 4 are in contact with each other.
[0049]
The relationship between the circumferential pitch p13 before tilting and the circumferential pitch p'14 when tilting can be expressed as follows.
[0050]
p '/ cosα' = p / cosα
Therefore, p−p ′ = p ′ × (cos α / cos α′−1)
The pitch becomes smaller by the above amount.
[0051]
When p'14 is the circumferential pitch calculated from the radial position of the integral cover 4, if the integral cover 4 is manufactured in advance so as to have a pitch larger by the above-mentioned shrinkage allowance, that is, p13, the whole blade After assembly, an appropriate pitch p'14 can be obtained. At this time, the integral cover 4 is inclined, and the wing 5 is in a twisted state. (The reaction force of this torsion can be received by the protrusion 10 provided on the outer periphery of the wheel.)
Here, when the number of blades (wings) to be assembled is set to n and the torsion angle Δα (= α′−α) is calculated, (n−1) (p−p ′) = p
n−1 = cos α / (cos α−cos α ′) ≒ 1 / (Δα · tan α)
Δα = 1 / ((n−1) · tanα)
If n = 100, and the inclination of the integral cover α = 30 °, Δα ≒ 1 °. In this example, the gap for incorporating the final blade (wing) by twisting the integral cover of each blade counterclockwise by 1 °. Can be secured.
[0052]
Finally, the retaining wing 2 shown in FIG. The stop wing 2 differs from the normal wing in the structure of the wing root 6. At this time, if the nut 17 is tightened so that the other normal blade 1 is slightly twisted more than the calculated value, and the integral cover 4 insertion width of the stopper blade 2 is secured, the stopper blade 2 can be easily assembled. After the stop wing 2 is incorporated into the notch 7 of the wheel 3, a pin hole is formed to prevent the stop wing 2 from jumping out due to centrifugal force during rotation, and the stop wing 2 and the adjacent wing are fixed with the stop pin 25.
[0053]
Thus, even when a blade is incorporated by applying a torsional torque, even if there is no large fixing device or the like, the blades can be easily mounted by installing a stress applying member for applying a stress between adjacent blades to each blade. Can be assembled to rotor. There is no need for a separate reaction force generating device. Since the rotor rotor assembly operation can be easily and quickly performed, the steam turbine can be easily manufactured.
[0054]
In addition, the turbine equipped with the main wing has a large wing radius due to centrifugal force and heat during operation, and the radius of the integral cover 4 becomes large. The contact surface pressure between the lubrication covers 4 can be maintained, and the entire blades can be brought into a state of a group of one ring.
[0055]
Also, regardless of whether the turbine is operating or not, a strong circumferential pressing force can be applied to the adjacent integral cover, and a sufficient contact connection state can be maintained.
[0056]
A highly reliable turbine can be easily provided by the high vibration damping effect due to the contact of the adjacent blade integral cover.
[0057]
If compared with the case where other large equipment is used, it is possible to easily assemble without a large-scale device for receiving the reaction force of the wing torsion.
[0058]
As a result, the blades around the entire circumference are connected seamlessly, and when the blades vibrate due to the pressing force acting, high damping vibration is exhibited due to the friction of the contact parts, and the highly reliable turbine operation Wings and turbines can be easily provided.
[0059]
Further, the rotor blades are used in the paragraphs on the front side of the third stage from the rear of the steam turbine high, medium pressure rotor and low pressure rotor.
[0060]
For example, in the case of a steam turbine having seven stages, the rotor blades are used in the first to fourth stages. It does not need to be used for all paragraphs, and may be used for at least one paragraph.
[0061]
The above is a description of an embodiment of assembling saddle type blades and wheels. However, other types of blades and wheel-shaped assemblies, for example, axially cut grooves of wheels mainly used in gas turbines The integral cover and the assembling method of this structure can be applied to a case where an axial entry type wing (groove) is assembled.
[0062]
Next, a second embodiment will be described below.
[0063]
A process of disassembling the blade from the rotor or reassembling the blade to the rotor when a part of the turbine having the blade is replaced for repair of the rotor or the like will be described. When the wing 1 is disassembled, if the stop wing 2 is simply removed or pulled out, the twist of the wing 1 will return like a spring at once and it is dangerous. In such a case, in order to suppress the spring force, a bolt 15 is tightened to each integral cover 4 as shown in FIG. 4 so that a predetermined twist is held between adjacent blades and a torsional reaction force acting on the integral cover of the blades. Is received by the tightening bolt 15, and then the stop wing is removed or removed. When extracting a part of the wings 1 following the stop wings 2, the wings 1 are removed one by one after removing one by one from the bolt 15 at the end. When inserting a new wing 1, leave the bolt 15 of the old wing 1 as it is, insert one new wing 1, tighten the bolt 15, give a predetermined twist, and assemble it easily. be able to. Finally, when the stop blade 2 is inserted, the tightening of the bolts 15 of the other blades 1 may be slightly increased to increase the gap as in the first assembly.
[0064]
Thus, the disassembling and assembling operation can be easily performed by using the stress applying member 20, and a quick repair and maintenance operation can be performed.
[0065]
A third embodiment will be described below with reference to FIG.
[0066]
FIG. 8 is a view of the shroud cover of the rotor blade viewed from the outer peripheral side. 1 is basically the same as FIG. 1, but in FIG. 1, projections 19 are provided on the upstream end face 31 and the downstream end face 32, whereas the receiving seat of the stress applying member 20 for twisting the integral cover is formed in an arc shape. Is different from the first embodiment in that a concave portion 23 having a concave shape is provided.
[0067]
In the assembled state, the end faces adjacent to each other in the assembled state are of a parallel type. In FIG. 8, the fastening seat 16 of the torsional stress applying member 20 is hooked on the recess formed on the short diagonal side of the adjacent integral cover in FIG. This causes the pitch difference described above to occur, and all blades (wings) are assembled on a wheel. Thereby, the same effect as in the first embodiment can be obtained.
[0068]
A fourth embodiment will be described below with reference to FIG.
[0069]
FIG. 9 is a view of the shroud cover of the rotor blade viewed from the outer peripheral side. 1 is basically the same as FIG. 1, but in FIG. 1, projections 19 are provided on the upstream end face 31 and the downstream end face 32, whereas the receiving seat of the stress applying member 20 for twisting the integral cover is formed in an arc shape. Is different from the first embodiment in that the concave portion 23 is formed in a concave shape, and the end surface 33 in the rotation direction and the end surface 34 in the opposite direction are formed by curves.
[0070]
In the assembled state, the end faces adjacent to each other have a smooth curved surface and are similarly twisted counterclockwise to form the above-mentioned pitch difference.
[0071]
Thereby, the same effect as in the first embodiment can be obtained.
[0072]
Another embodiment will be described with reference to FIG.
[0073]
FIG. 12 is basically the same as FIG. 1 except that the form of the integral cover 4 is substantially trapezoidal. In the case of the integral cover 4a, the projection 19 is formed near an obtuse angle between a line obtained by extending the central portion of the upstream end surface 31 along the longitudinal direction and the rotation end surface 33a and the rotation end surface 34a. .
[0074]
The stress applying member 20 is installed so as to connect the protrusion 19a at the end of the upstream end face 31a of the integral cover 4a and the protrusion 19b1 of the downstream end face 32b of the adjacent integral cover 4b opposed to the end. Then, stress is applied to the integral covers 4a and 4b of the respective blades so that the length of the integral cover 4a in the rotation direction of the rotor with respect to the rotation direction of the rotor becomes shorter from the position on the most rotation direction side to the position on the opposite side in the rotation direction.
In a state where the stress applying member 20 is installed on the integral covers 4a and 4b of both rotor blades, the protrusion 19b2 at the end of the downstream end surface 32b of the integral cover 4b and the adjacent rotor blade facing the end portion are formed. Connecting the protrusion 19c at the end of the upstream end face 31c of the integral cover 4c,
Applying a stress by the stress applying member 20 to the rotor blade integral covers 4b and 4c sequentially so that the length between the position of the integral cover in the most rotational direction and the position opposite to the most rotational direction with respect to the rotational direction of the rotor is shortened. Then, after arranging a large number of moving blades in the circumferential direction of the rotor while installing the stress applying member 20, a stopping wing is installed.
[0075]
Thereafter, the stress applying member 20 installed on each blade is removed. As a result, as in the first embodiment, a turbine having blades capable of ensuring a stable contact state can be easily assembled.
[0076]
The additional force can be made smaller than the structure of the first embodiment, and the assembly can be more easily performed.
[0077]
A fifth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
[0078]
FIG. 10 shows an outline of the stress applying member. This stress applying member 20 is basically the same as that shown in FIG. 3, but the side that comes into contact with the shroud cover so as to be applicable to the blade having the shroud cover shown in FIGS. 8 and 9. A difference is that a tightening seat 26 having a curved surface is provided. This is applied to the integral cover with a dent illustrated in FIGS. As shown in (b), the tightening seat 26 has a curved surface 26a that comes into contact with the recess 23 of the shroud cover and a member 26b longer than that. By attaching the shroud cover between the curved tightening seat 26 and the bolt 15 so as to hold the shroud cover, the stress applying member 20 can be prevented from coming off the cover.
[0079]
It is preferable to make the curved surface of the fastening seat coincide with the curved surface of the integral cover recess. Even when the direction of action of the force changes at the time of tightening, the force can always be transmitted between the curved surfaces.
[0080]
Further, the torsional stress applying member of FIG. 11 is an example in which the structure of applying a torsion to the integral cover by tightening the bolts and nuts of the above embodiment is changed to a structure using a spring and a hydraulic pressure. By applying hydraulic pressure to the single-acting spring return cylinder 27 via a check valve 28, the tightening seat 16 is expanded and attached to the projection 19 or the recess 24 of the integral cover, and the hydraulic fluid in the cylinder is drained to remove the adjacent integral. A torsional force can be applied to the cover.
[0081]
【The invention's effect】
Advantageous Effects of Invention According to the present invention, it is possible to provide a turbine that can be easily assembled and assembled with a simple device without using a large-sized device when assembling blades, and that can maintain good contact with adjacent blades.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a schematic diagram showing one embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a perspective view illustrating the structure of one embodiment of the present invention.
FIG. 3 is a schematic diagram illustrating an embodiment of the present invention.
FIG. 4 is a view on arrow A of the torsional stress applying member.
FIG. 5 is a schematic diagram illustrating an embodiment of the present invention.
FIG. 6 is a wing perspective view showing one embodiment of the present invention.
FIG. 7 is a front view showing one cascade of the turbine according to the embodiment of the present invention.
FIG. 8 is a schematic diagram showing one embodiment of the present invention.
FIG. 9 is a schematic diagram showing one embodiment of the present invention.
FIG. 10 is a schematic diagram illustrating an example of a torsional stress applying member.
FIG. 11 is a schematic diagram illustrating an example of a torsional stress applying member.
FIG. 12 is a schematic diagram showing one embodiment of the present invention.
FIG. 13 is a schematic diagram showing a steam turbine according to one embodiment of the present invention.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Normal wing, 2 ... Stop wing, 3 ... Wheel, 4 ... Integral cover, 5 ... Wing part, 6 ... Wing root part, 7 ... Notch, 8 ... Wheel dovetail groove, 9 ... Skirt part, 10 ... Convex part, 11: axial line, 12: inclined surface with respect to axial direction, 13: circumferential pitch, 14: circumferential pitch calculated from radial position, 15: tightening bolt, 16: tightening seat, 17: nut, 18 ... Component force, 19: Projecting portion, 20: Stress applying member, 21: Angle of the above-mentioned portion after bolt tightening, 22: Arrow of integral cover movement direction by bolt tightening, 23: Depressed portion, 24: Turbine rotor, 25: Stop pin , 26: clamping seat with curved surface, 27: single-acting spring return cylinder, 28: check valve (check valve).

Claims

A turbine rotor blade having an integral cover at a blade tip,
With respect to the blade rotation direction of the upstream end surface of the cover, a convex portion or a concave portion is provided at the opposite end portion and the blade rotation direction end portion of the downstream end surface,
An angle formed by a line extending along a surface formed on the convex portion or the concave portion is greater than an angle at which a straight line connecting both ends and a line extending along the longitudinal direction of the downstream end surface are formed. A turbine bucket having an integral cover.

A turbine in which a number of moving blades are arranged in a circumferential direction on an outer periphery of a rotor,
The bucket has a shroud cover at the tip,
The shroud cover is
The angle formed between the line extending along the longitudinal direction of the surface facing the adjacent rotor blade and the line extending along the longitudinal direction at the central portion of the upstream end surface or the downstream end surface is an acute angle or an obtuse angle. Formed,
A convex or concave portion is provided near the end forming the obtuse angle,
An angle formed by a line extending along the longitudinal direction of the surface facing the adjacent rotor blade and a line extending along the longitudinal direction on the surface formed in the convex portion or the concave portion is formed to be smaller than the obtuse angle. Turbine.