JP5357338B2 - 翼の配列方法 - Google Patents

Description

本発明は、タービンロータに翼を植える際の翼の配列方法に関する。

ジェットエンジン、ガスタービン、蒸気タービンなどのターボ機械では、多数の翼が円板状のタービンロータの外周に等間隔に取り付けられ、高速回転して用いられる。各翼は所定の設計公差内で製造されており、この公差の範囲内で質量、固有振動数などの特性が翼毎にばらつくことは避けられない。

更に翼に単結晶材や一方向凝固材を使用する際、結晶方位も翼毎にばらつきが生じる。結晶方位がばらつくと縦弾性係数などの物性値もばらつくため、翼毎に固有振動数が変化する一因となる。

このように翼毎にばらつきがある翼系をミスチューン系と呼び、理想的に翼毎のばらつきが全くない翼系を均一系と呼ぶ。上記でも述べたように現実の翼系は公差の範囲内におけるばらつきがある為、ミスチューン系とも解される。

翼はターボ機械の運転中は、動翼周りを流れている主流ガスによって励振され、振動応力が発生している。振動応力が高ければ翼の破損を招く可能性があり、ターボ機械の信頼性が低下する。

なお、翼の配列方法に関する従来技術としては、例えば特許文献１，２に記載のものがある。

特開平１０−４７００７号公報 特開平６−２４８９０２号公報

翼毎のばらつきがない理想的な均一系を仮定した場合、翼に発生する振動応力は全翼で等しくなるが、ミスチューン系の場合、翼毎に異なる振動応力が発生し、一部の翼に翼系を均一系と仮定した場合より高い振動応力が発生するため、信頼性は均一系より低下する。

本発明は上記課題に鑑みなされたものであって、その目的とするところは、所定の設計公差内で製造された複数の翼のロータ外周への取り付けにおいて、発生する振動レベルを抑制することができる翼の配列方法を提供することにある。

上記目的を達成するために、本発明の翼の配列方法は、タービンロータの外周に複数取付けられ環状翼列を形成する翼の配列方法において、前記環状翼列を形成する複数枚の翼を固有振動数の低いグループと高いグループに分け、前記固有振動数の低いグループの翼を前記タービンロータの半分の領域に配列し、前記固有振動数の高いグループの翼を前記タービンロータの前記半分の領域と反対側の領域に配列することを特徴とする。

本発明に係わる翼の配列方法によると、タービンロータを正面から見た際、片側の領域に固有振動数の低い翼が配置され、反対側の領域に固有振動数の高い翼が配置される。このため節半径が周方向に等間隔とならず励振源の持つ節半径と同期しないため、タービン翼の振動応力が低減される。

第１実施例の配列方法による翼の配列図 翼１のうちの２枚を表した斜視図 図２における翼をシュラウド側から見た平面図 従来の方法で配列された翼系の振動モード解析結果 図４を軸方向から見た正面図 本実施例により配列された翼の振動モード解析結果 第２実施例の配列方法による翼の配列図

以下、図面を用いて、本発明の実施の形態について説明する。

図１は本発明の第１実施例であり、ホイールに組立てられた一段落分の翼の配列を示している。１は翼、２は翼先端に一体形成されているシュラウド、３は翼１が植えつけられているタービンロータである。翼１の枚数はｎ枚である。つまり、タービンロータ３には翼１がｎ枚植えつけられている。そして、このｎ枚の翼がタービンロータ３の周方向に順次取付けることにより環状翼列が形成される。また、タービンロータ３の周方向の領域を半分に分けて、Ａ領域、Ｂ領域としている。

翼１はその付根部分がタービンロータに植えつけられてタービンロータに固定保持される。また、翼１の先端部分のシュラウド２を隣接翼のシュラウドと接触させることにより、全周の翼が一まとめに連結される。ｎ枚全ての翼１がタービンロータ３の周方向に取付けられた状態において、シュラウド２は全体としてリング状となる。

図２は翼１のうちの２枚を表した斜視図である。翼１はシュラウド６、翼部７、付根部８によって構成される。また、シュラウド６は隣接する翼のシュラウドと接触面９で接触している。図３は図２における翼１をシュラウド側（径方向外側）から見た平面図であり、翼２枚にシュラウド６が接触面９で接触している状態を示している。

運転時、翼１は遠心力によって、図３中の回転方向１０の方向にねじり変形が生じ、接触面９が隣接する翼と接触する。同様の現象によって翼１の全てのシュラウドは隣接する翼のシュラウドと接触し、シュラウド部分は運転中は全体としてリング状の構造物となっている。

翼１は所定の設計公差内で製造されており、この公差の範囲内で質量、固有振動数などの特性が翼毎にばらつくことは避けられない。更に翼１に単結晶材や一方向凝固材を使用する際、翼毎に結晶方位にばらつきが生じる。結晶方位がばらつくと縦弾性係数などの物性値もばらつくため、翼毎に固有振動数が変化する一因となる。

このように翼毎にばらつきがある翼系をミスチューン系と呼び、理想的に翼毎のばらつきが全くない翼系を均一系と呼ぶ。上記でも述べたように現実の翼系は公差の範囲内におけるばらつきがあるため、厳密にはミスチューン系と解することもできる。

翼１はターボ機械の運転中は、動翼周りを流れている主流ガスによって励振され、振動応力が発生している。振動応力が高ければ翼１の破損を招く可能性があり、ターボ機械の信頼性が低下する。

ここで翼毎のばらつきがない理想的な均一系を仮定した場合、翼に発生する振動応力は全翼で等しくなるが、ミスチューン系の場合、翼毎に異なる振動応力が発生し、一部の翼に翼系を均一系と仮定した場合より高い振動応力が発生し、破損を招く可能性がある。その結果、ミスチューン系である翼系の信頼性は均一系より低下する。

本実施例ではかかる課題を解決するために、ミスチューン系である翼系の翼に発生する振動レベルを十分に小さく抑制することができる翼の配列方法を提供する。

従来の翼の配列方法としては、ロータアンバランスが小さくなるように翼重量の不均等ベクトルを許容差内に抑える方法が一般的である。しかし本方式には翼の固有振動数が配慮されていないため、翼の固有振動数は全体としてランダムに配列されている可能性が高い。

図４に従来の方法で配列された翼系の振動モード解析結果の斜視図を示す。１１は節半径であり、タービン動翼のシュラウド部分の軸方向振動モードに着目した時に、振幅の節となる場所からロータ中心に向かって引いた直線を指す。節半径１１に該等するシュラウド部の振幅の節は１２である。

図５は、図４を軸方向に見た正面図である。図４より分かるように節半径は周方向にほぼ等間隔に表れている。ここで翼を励振させる流体の励振モードも周方向に等間隔であるため、翼の振動モードと励振モードが一致して、翼系には流体の励振力より大きなエネルギーが供給され、大きな振動応力が発生する。

以下に、図１に示した実施例１における翼の配列方法を示す。

（１）翼１の全ての固有振動数を測定し、固有振動数の低い翼のグループと固有振動数の高い翼のグループに分ける。

（２）Ａ領域（タービンロータの半分の領域）に固有振動数の低い翼のグループを配列し、Ｂ領域（Ａ領域と反対側の領域）に固有振動数の高い翼のグループを配列する。

実施例１によるとＡ領域には固有振動数の低い翼が配列され、Ｂ領域には固有振動数の高い翼が配列される。なお、本例では固有振動数の低い翼の全てをＡ領域に配列し、固有振動数の高い翼の全てをＢ領域に配列しているが、数枚程度の翼が上記のルールを逸脱して、本来Ａ領域に配列される翼がＢ領域に配列されるということがあっても構わない。本本実施例の意図するところは、半分の領域の翼固有振動数が概ね低く、残りの半分の領域の翼固有振動数が概ね高くなるようにして、翼の固有振動数分布を全体として非対称にすることである。

なお、上述の工程により環状翼列を形成した後、タービンロータに生じたアンバランスを釣り合わせによって除去するようにしても良い。

図６に、本実施例による配列方法がなされた翼の振動モード解析結果を示す。図６より分かるように節半径は周方向に間隔が異なる。翼を励振させる流体の励振モードは周方向に等間隔であるため、翼の振動モードと励振モードが一致せず、翼系には流体の励振力より大きなエネルギーが供給されない。このため、翼に発生する振動応力を低減することができる。

図７に本発明の第２実施例を示す。配列方法を以下に示す。

（１）翼１の全ての固有振動数を測定し、固有振動数の低い順番に＃１、＃２、＃３、・・・、＃ｎと番号をつける。

（２）固有振動数が最も低い翼（＃１）をタービンロータの任意の場所に配列する。

（３）＃１の両隣にその次に固有振動数の低い２枚の翼（＃２、＃３）を配列する。

（４）＃２、＃３の次に固有振動数の低い２枚の翼（＃４、＃５）を＃２、＃３の隣に配列する。

（５）＃ｉ-１、＃ｉの次に固有振動数の低い２枚の翼（＃ｉ＋１、＃ｉ＋２）を＃ｉ-１、＃ｉの隣に配列する。

（６）全翼を配列し終わるまで（５）を繰り返す。

本実施例によるとＡ領域には固有振動数の低い翼が配列され、Ｂ領域には固有振動数の高い翼が配列される。なお図７においては、＃２は＃１の右隣に配列しているが、左隣でも構わない。（この場合、＃３が＃１の右隣に配列される。）つまり、＃２と＃３の位置は逆でも構わない。同様に、＃ｉ＋１,＃ｉ＋２の位置も逆でも構わない。半分の領域に固有振動数の低い翼のみを配列し、残りの半分の領域に固有振動数の高い翼のみを配列して、翼の固有振動数分布を全体として非対称にすることが本実施例の意図するところである。

第２実施例によると、固有振動数が特に低い翼はＡ領域の中央付近に集中的に配列され、固有振動数が特に高い翼はＢ領域の中央付近に集中的に配列されるため、翼の固有振動数分布の非対称性が高くなり、Ａ領域とＢ領域の節半径間隔の差が大きくなる。その結果、翼の振動モードと励振モードの不一致が大きくなって、第１実施例より大きな振動応力低減効果を期待することができる。

ガスタービン、蒸気タービンのタービン動翼に適用することができる。

１ 翼
２ シュラウド
３ ロータ
６ シュラウド
７ 翼部
８ 付根部
９ 接触面
１１ 節半径
１２ 振動モードの節

Claims (4)

1. タービンロータの外周に複数取付けられ環状翼列を形成する翼の配列方法において、
   前記環状翼列を形成する複数枚の翼を固有振動数の低いグループと高いグループに分け、
   前記固有振動数の低いグループの翼を前記タービンロータの半分の領域に配列し、
   前記固有振動数の高いグループの翼を前記タービンロータの前記半分の領域と反対側の領域に配列することを特徴とする翼の配列方法。
2. タービンロータの外周に複数取付けられ環状翼列を形成する翼の配列方法において、
   前記環状翼列を形成する複数枚の翼のうち、固有振動数が最も低い翼を前記タービンロータの任意の箇所に配置し、
   前記固有振動数の最も低い翼の両隣にその次に固有振動数の低い２枚の翼を配列し、
   前記２枚の翼の隣に次に固有振動数の低い２枚の翼を配列することを繰り返して、前記環状翼列を形成することを特徴とする翼の配列方法。
3. 請求項２に記載の翼の配列方法において、
   前記固有振動数の最も低い翼の一方の隣に２番目に固有振動数の低い翼、他方の隣に３番目に固有振動数の低い翼を配列し、前記２番目に固有振動数の低い翼の隣に４番目に固有振動数の低い翼、前記３番目に固有振動数の低い翼の隣に５番目に固有振動数の低い翼の順に配列していくことを最も固有振動数の高いｎ番目の翼まで順次繰り返して、前記環状翼列を形成することを特徴とする翼の配列方法。
4. 請求項１又は２に記載の翼の配列方法において、
   前記環状翼列を形成した後、タービンロータに生じたアンバランスを釣り合わせによって除去することを特徴とする翼の配列方法。

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