JP5426305B2

JP5426305B2 - Turbo machine

Info

Publication number: JP5426305B2
Application number: JP2009227205A
Authority: JP
Inventors: 大輔野村; 直紀渋川; 昭博小野田; 格村上; 智博手島; 修古屋; 亨高橋
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 2009-09-30
Filing date: 2009-09-30
Publication date: 2014-02-26
Anticipated expiration: 2029-09-30
Also published as: JP2011074837A

Description

本発明は、特に軸流タービンとして好適に用いることが可能なターボ機械に関する。 The present invention relates to a turbomachine that can be suitably used particularly as an axial turbine.

ガスタービンや蒸気タービンなど、発電プラントに用いられるターボ機械は、ロータ回転軸の周方向に静翼及び動翼がそれぞれ複数毎配置されて静翼列及び動翼列を構成し、これらの静翼列及び動翼列がロータ回転軸の軸方向に交互に複数配設されることによって、いわゆる軸流タービンと呼ばれる構造を採る。なお、静翼は内輪及び外輪間に配設され、外輪は静止部であるケーシングに係止され、内輪はロータの表面に間隙を有してロータと略同心に保持される。また、動翼の上部にはカバーが設けられており、動翼、静翼ともそれぞれ、複数枚が周方向に配置されて全体として環状の動翼列、静翼列を構成している。したがって動翼列、静翼列とも、その内周端部及び外周端部においては、各動翼及び静翼と周方向に隣接する動翼及び静翼との分割線が形成されている。 Turbomachines used in power plants, such as gas turbines and steam turbines, each have a plurality of stationary blades and moving blades arranged in the circumferential direction of the rotor rotation shaft to form a stationary blade row and a moving blade row. By arranging a plurality of rows and blade rows alternately in the axial direction of the rotor rotation shaft, a so-called axial turbine is adopted. The stationary blade is disposed between the inner ring and the outer ring, the outer ring is locked to a casing which is a stationary part, and the inner ring is held substantially concentrically with the rotor with a gap on the surface of the rotor. Further, a cover is provided on the upper part of the moving blades, and a plurality of moving blades and stationary blades are arranged in the circumferential direction, respectively, to constitute an annular moving blade row and stationary blade row as a whole. Therefore, in both the moving blade row and the stationary blade row, the dividing lines of the moving blades and the stationary blades adjacent to each of the moving blades and the stationary blades in the circumferential direction are formed at the inner peripheral end portion and the outer peripheral end portion.

このような構造のターボ機械の動翼及び静翼を精度よく製造するには、一般には、これらの動翼及び静翼を、根元部及び先端部の周方向の壁面を含めた構造体として削り出し加工して得る場合が多い。しかしながら、このような削り出しによって根元部及び先端部の周方向壁面（すなわち、内周壁面および外周壁面）を一体的な構造体として形成する場合、例えば動翼と動翼根元の周方向壁面（内周壁面）との境界部には円弧状の隅肉と呼ばれる部分が形成されるようになる。 In order to manufacture the moving blades and stationary blades of a turbomachine having such a structure with high accuracy, generally, these moving blades and stationary blades are cut as a structure including the circumferential wall surfaces of the root portion and the tip portion. It is often obtained by extruding. However, when the circumferential wall surfaces (that is, the inner circumferential wall surface and the outer circumferential wall surface) of the root portion and the tip portion are formed as an integral structure by such cutting, for example, the circumferential wall surfaces of the moving blade and the moving blade root ( A portion called an arcuate fillet is formed at the boundary with the inner peripheral wall surface.

この場合において、ターボ機械の高性能化の観点などから、各静翼及び動翼の翼長を小さくして周方向に配置される翼の枚数を増加させると、例えば周方向に隣接する静翼同士及び動翼同士において、それぞれ各静翼及び各動翼に付随する隅肉同士が干渉するようになる。このような状態においては、周方向に隣接する翼の間の上述した分割線は、隅肉の部分に配置せざるを得ない。 In this case, from the viewpoint of improving the performance of the turbomachine, if the blade length of each stationary blade and moving blade is reduced and the number of blades arranged in the circumferential direction is increased, for example, the stationary blades adjacent in the circumferential direction The fillets associated with each stationary blade and each moving blade interfere with each other and between the moving blades. In such a state, the above-mentioned dividing line between the wings adjacent in the circumferential direction must be arranged in the fillet portion.

一方、発電プラントの運転経済性を改善し、発電効率を向上させる観点から、上述した軸流タービン等のターボ機械においては、二次流れ損失に伴う性能劣化を考慮し、これを低減することが大きな課題となっている（特許文献１）。 On the other hand, from the viewpoint of improving the operation economics of the power plant and improving the power generation efficiency, in the turbomachine such as the axial flow turbine described above, it is possible to reduce the performance degradation due to the secondary flow loss. This is a big problem (Patent Document 1).

しかしながら、上述のように隅肉が干渉し、この隅肉の部分に分割線を形成する場合は、分割線によって隅肉の裾野部分が分断されることとなるので、動翼及び静翼を動翼列及び静翼列に組み立てた際に周方向に隣接する動翼及び静翼との間に段差が生じ、これらの段差によって二次流れ損失が生じてターボ機械の性能劣化を引き起こす虞がある。 However, when the fillet interferes as described above and a dividing line is formed in the fillet portion, the bottom portion of the fillet is divided by the dividing line. When assembled into blade rows and stationary blade rows, there is a step between the circumferentially adjacent moving blades and stationary blades, and these steps may cause secondary flow loss and may cause deterioration in turbomachinery performance. .

特公平０４−７８８０３号Japanese Patent Publication No. 04-78803

本発明は、周方向に隣接する翼の端部の周方向壁面、すなわち内周壁面あるいは外周壁面に付随した隅肉が互いに干渉する隅肉干渉部を有する場合においても、二次流れ損失を低く抑えて、ターボ機械の性能劣化を抑制したターボ機械を提供することを目的とする。 The present invention reduces the secondary flow loss even in the case where there are fillet interference portions where the peripheral wall surfaces of the end portions of the blades adjacent in the circumferential direction, that is, the fillets attached to the inner peripheral wall surface or the outer peripheral wall surface interfere with each other. An object of the present invention is to provide a turbomachine that suppresses performance degradation of the turbomachine.

上記目的を達成すべく、本発明の一態様は、翼面を備える翼本体を内周壁面と外周壁面との間に挟持してなる翼構造体を、回転軸に対する円周方向に複数配列して前記内周壁面と前記外周壁面を環状に形成し、当該内周壁面と当該外周壁面の間を軸方向の流路に構成したタービン翼列を有するターボ機械において、前記翼構造体のそれぞれは、前記内周壁面及び前記外周壁面の少なくともいずれかと前記翼本体との一体削り出し構造として前記翼面との境界部に隅肉部を有し、隣接する前記翼構造体の前記内周壁面及び外周壁面の間にそれぞれ分割線を備え、円周方向に隣接する翼構造体の前記隅肉部同士が互いに干渉する隅肉干渉部を少なくとも一部分有し、かつ、前記分割線における、前記翼構造体の背側翼面側の隅肉部の高さと前記翼構造体の腹側の隅肉部の高さの差で定義される段差Ｈが、前記隅肉干渉部において、
Ｈ≦＋１．０ｍｍ
であることを特徴とする。 In order to achieve the above object, according to one aspect of the present invention, a plurality of blade structures each including a blade body having a blade surface sandwiched between an inner peripheral wall surface and an outer peripheral wall surface are arranged in a circumferential direction with respect to a rotation axis. In the turbomachine having a turbine blade row in which the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface are formed in an annular shape, and an axial flow path is formed between the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface, each of the blade structures is , Having a fillet portion at the boundary between the blade surface as an integral cut-out structure of at least one of the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface and the blade body, and the inner peripheral wall surface of the adjacent blade structure and The blade structure is provided with a dividing line between outer peripheral wall surfaces, and has at least a part of a fillet interference portion where the fillet portions of the blade structure adjacent to each other in the circumferential direction interfere with each other. The height of the fillet on the dorsal wing surface side of the body and the above The step H defined by the height difference of the fillet portion on the ventral side of the wing structure is the fillet interference portion,
H ≦ + 1.0mm
It is characterized by being.

本発明によれば、周方向に隣接する翼の端部の周方向壁面、すなわち内周壁面あるいは外周壁面に付随した隅肉が互いに干渉する隅肉干渉部を有する場合においても、二次流れ損失を低く抑えて、ターボ機械の性能劣化を抑制したターボ機械を提供することができる。 According to the present invention, even in the case where there is a fillet interference portion where the fillets attached to the circumferential wall surface of the blade adjacent to the circumferential direction, that is, the inner wall surface or the outer wall surface interfere with each other, the secondary flow loss It is possible to provide a turbomachine that suppresses the deterioration of the performance of the turbomachine while keeping the value low.

第１の実施形態におけるターボ機械の一部を、軸方向に沿って切った場合の断面を示す図である。It is a figure which shows the cross section at the time of cutting a part of turbomachine in 1st Embodiment along an axial direction. 第１の実施形態に係るターボ機械の、図１におけるＡ−Ａ矢視図である。It is an AA arrow line view in Drawing 1 of a turbo machine concerning a 1st embodiment. 図２に示す動翼の一部をＢ−Ｂ線に沿って切った場合の断面を拡大して示す図である。It is a figure which expands and shows the cross section at the time of cutting a part of moving blade shown in FIG. 2 along a BB line. 性能劣化量ηに関する説明図である。It is explanatory drawing regarding performance degradation amount (eta). 第２の実施形態に係るターボ機械の、図１におけるＡ−Ａ矢視図である。It is the AA arrow line view in FIG. 1 of the turbomachine which concerns on 2nd Embodiment. 図５に示す動翼の一部をＢ−Ｂ線に沿って切った場合の断面を拡大して示す図である。It is a figure which expands and shows the cross section at the time of cutting a part of moving blade shown in FIG. 5 along the BB line. 第２の実施形態に係るターボ機械の、図１におけるＡ−Ａ矢視図である。It is the AA arrow line view in FIG. 1 of the turbomachine which concerns on 2nd Embodiment. 図７に示す動翼の一部をＢ−Ｂ線に沿って切った場合の断面を拡大して示す図である。It is a figure which expands and shows the cross section at the time of cutting a part of moving blade shown in FIG. 7 along a BB line. 段差Ｈと性能劣化量Δηとの関係を示すグラフである。It is a graph which shows the relationship between the level | step difference H and performance degradation amount (DELTA) (eta). 段差Ｈの符号と性能劣化量Δηとの関係を説明するための図である。It is a figure for demonstrating the relationship between the code | symbol of the level | step difference H, and performance degradation amount (DELTA) (eta). 段差Ｈの符号と性能劣化量Δηとの関係を説明するための図である。It is a figure for demonstrating the relationship between the code | symbol of the level | step difference H, and performance degradation amount (DELTA) (eta). 段差Ｈを計算するための模式図である。It is a schematic diagram for calculating the step H. 第２の実施形態における分割線の一例を示す図である。It is a figure which shows an example of the dividing line in 2nd Embodiment. 第２の実施形態における分割線の一例を示す図である。It is a figure which shows an example of the dividing line in 2nd Embodiment. 第１の実施形態及び第２の実施形態の変形例における分割線の一例を示す図である。It is a figure which shows an example of the dividing line in the modification of 1st Embodiment and 2nd Embodiment.

以下、本発明の具体的な実施形態について説明する。 Hereinafter, specific embodiments of the present invention will be described.

（第１の実施形態）
図１は、第１の実施形態におけるターボ機械の一部を、ロータの中心軸を含むように軸方向に沿って切った断面（子午断面）を示す図である。また、図２は、図１に示すターボ機械の動翼のＡ−Ａ矢視図である。さらに、図３は、図２に示す動翼の一部をＢ−Ｂ線に沿って切った場合の断面を拡大して示す図である。 (First embodiment)
FIG. 1 is a diagram showing a cross section (meridian cross section) of a part of the turbo machine according to the first embodiment, which is cut along the axial direction so as to include the central axis of the rotor. Moreover, FIG. 2 is an AA arrow view of the moving blade of the turbomachine shown in FIG. Further, FIG. 3 is an enlarged view showing a cross section when a part of the moving blade shown in FIG. 2 is cut along the line BB.

図１に示すように、本実施形態のターボ機械１０は、周方向に回転するように構成されたロータ回転軸１１と、内輪１３及び外輪１４間に固定配設された複数の静翼１２とを有している。なお、ロータ回転軸１１の外表面に形成された複数の凸部１１Ｂには第１の接合部１７を介してそれぞれ複数の動翼１５が配設されており、各動翼１５の、第１の接合部１７と相対向する側には、第２の接合部１８を介してカバー１６が配設されている。また、内輪１３は、凸部１１Bの上流側の空間１１Ａに、ロータ回転軸１１の外表面と間隙を有して対向するように配設されている。さらに、外輪１４は、図示しないケーシングなど静止部材に係止されており、静翼１２、内輪１３とともに軸流タービンの静止部材の一部を構成している。 As shown in FIG. 1, a turbo machine 10 according to this embodiment includes a rotor rotating shaft 11 configured to rotate in a circumferential direction, and a plurality of stationary blades 12 fixedly disposed between an inner ring 13 and an outer ring 14. have. A plurality of moving blades 15 are arranged on the plurality of convex portions 11B formed on the outer surface of the rotor rotating shaft 11 via a first joint portion 17, respectively. A cover 16 is disposed on the opposite side of the joint 17 via a second joint 18. Further, the inner ring 13 is disposed in the space 11A on the upstream side of the convex portion 11B so as to face the outer surface of the rotor rotation shaft 11 with a gap. Further, the outer ring 14 is locked to a stationary member such as a casing (not shown), and constitutes a part of a stationary member of the axial flow turbine together with the stationary blade 12 and the inner ring 13.

なお、特に図示しないが、本実施形態のターボ機械１０においては、図１に示す構成単位、すなわち翼本体である静翼１２及び動翼１５を円周方向に配列したタービン翼列である静翼列および動翼列が一対となって１つのタービン段落を構成しており、このタービン段落がロータ回転軸１１の軸方向に沿って複数配列されて、いわゆる軸流タービンを構成している。 Although not specifically shown, in the turbo machine 10 of the present embodiment, the structural unit shown in FIG. 1, that is, a stationary blade that is a turbine blade row in which stationary blades 12 and moving blades 15 that are blade bodies are arranged in a circumferential direction. A pair of rows and rotor blade rows constitutes one turbine stage, and a plurality of turbine stages are arranged along the axial direction of the rotor rotating shaft 11 to constitute a so-called axial turbine.

本実施形態で例示する動翼列では、特にロータ回転軸１１に設けられる凸部１１Bの外周端部がロータ回転軸１１に植え込まれて固定される、すなわち係止されるように構成されており、凸部１１Bの外周壁面、動翼１５及びカバー１６は、例えば削り出し加工によって一体的に形成された構造体となっている。このような一体的な加工を実施した場合、その加工精度の限界から、動翼１５の根元部と先端部における動翼１５と周方向壁面（内周壁面あるいは外周壁面）との境界部である第１の接合部１７及び第２の接合部１８には、それぞれ円弧状の隅肉１７Ａ及び１８Ａが形成されるようになる。また、動翼１５を高速で回転させた際に、遠心力に起因した応力集中が第１の接合部１７とロータ回転軸１１との間、及び第２の接合部１８とカバー１６との間に生じないように、上述のような隅肉１７Ａ及び１８Ａを敢えて形成する場合がある。 In the moving blade row exemplified in the present embodiment, the outer peripheral end portion of the convex portion 11B provided on the rotor rotating shaft 11 is particularly implanted and fixed to the rotor rotating shaft 11, that is, configured to be locked. In addition, the outer peripheral wall surface of the convex portion 11B, the moving blade 15 and the cover 16 are, for example, a structure integrally formed by machining. When such integrated processing is performed, it is a boundary portion between the moving blade 15 and the circumferential wall surface (inner circumferential wall surface or outer circumferential wall surface) at the root portion and the distal end portion of the moving blade 15 due to the limit of the machining accuracy. Arc fillets 17A and 18A are formed in the first joint 17 and the second joint 18, respectively. Further, when the moving blade 15 is rotated at a high speed, stress concentration caused by centrifugal force is caused between the first joint 17 and the rotor rotating shaft 11 and between the second joint 18 and the cover 16. In some cases, the fillets 17A and 18A as described above are intentionally formed.

翼本体である動翼１５は、上述のようにそのそれぞれが、内周壁面（凸部１１Bの外周壁面）と外周壁面（カバー１６の内周壁面）とを一体的に形成する翼構造体となっており、これを回転軸の周囲に全周に亘って一体の動翼列（タービン翼列）とする場合、内周壁面と外周壁面との間に翼本体である各動翼１５を挟持してなる上記の翼構造体を、円周方向複数配列することにより内周壁面と外周壁面とを環状に形成し、この内周壁面と外周壁面との間を軸方向の流路とすることとなる。このため、内周壁面（凸部１１Ｂの外周壁面）や外周壁面（カバー１６の内周壁面）には、円周方向に隣接する翼本体（動翼１５）を含む各構造物の間に所定の分割線が形成されることとなる。 As described above, each of the rotor blades 15 as the blade body includes a blade structure that integrally forms an inner peripheral wall surface (the outer peripheral wall surface of the convex portion 11B) and an outer peripheral wall surface (the inner peripheral wall surface of the cover 16). When this is used as a moving blade row (turbine blade row) that is integral with the entire circumference of the rotating shaft, each blade 15 that is a blade body is sandwiched between the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface. By arranging a plurality of the above wing structures in the circumferential direction, an inner peripheral wall surface and an outer peripheral wall surface are formed in an annular shape, and an axial flow path is formed between the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface. It becomes. For this reason, the inner peripheral wall surface (the outer peripheral wall surface of the convex portion 11B) and the outer peripheral wall surface (the inner peripheral wall surface of the cover 16) are predetermined between the structures including the blade body (the moving blade 15) adjacent in the circumferential direction. The dividing line is formed.

本実施形態では、周方向に隣接する動翼１５の隅肉１７Ａ及び１８Ａが干渉する場合に、この分割線の位置を、周方向に隣接する翼１５の相対向する翼面からの法線の最短距離が互いに等しくなるような位置に設定したものである。具体的には、図２に点線で示す各動翼１５の根元部における隅肉１７Ａが、周方向に隣接する動翼１５の隅肉１７Ａと干渉する範囲（隅肉干渉部）において、１つの動翼１５の背側翼面１５Ａからの最短の法線距離Ｓ１と、隣接する一方の動翼の腹側翼面１５Ｂからの最短の法線距離Ｓ２とが一致（Ｓ１＝Ｓ２＝Ｓ）するような位置を通過するように分割線１９を設定している。換言すれば、１つの動翼１５の背側翼面１５Ａからの法線と、隣接する一方の動翼の腹側翼面１５Ｂからの法線とが、互いの距離が最も短くかつ等しくなるように交わり、その結果得られた交点を通過するようにして分割線１９を設定するようにしている。なお、ここで、背側翼面１５Ａ、腹側翼面１５Ｂのからの分割線１９までの距離は、翼本体である動翼１５の根元側の翼面における隅肉１７Ａの開始部の翼断面形状を、内周壁面（凸部１１Ｂの外周壁面）に半径方向内側に投影した投影翼断面から分割線１９までの距離として定義される。 In the present embodiment, when the fillets 17A and 18A of the rotor blades 15 adjacent in the circumferential direction interfere with each other, the position of the dividing line is set to the normal line from the opposed blade surfaces of the blades 15 adjacent in the circumferential direction. The positions where the shortest distances are equal to each other are set. Specifically, one fillet 17A at the root portion of each moving blade 15 indicated by a dotted line in FIG. 2 interferes with the fillet 17A of the moving blade 15 adjacent in the circumferential direction (fillet interference portion). The shortest normal distance S1 from the back side blade surface 15A of the moving blade 15 and the shortest normal distance S2 from the ventral side blade surface 15B of one adjacent moving blade coincide (S1 = S2 = S). The dividing line 19 is set so as to pass through the position. In other words, the normal line from the back blade surface 15A of one moving blade 15 and the normal line from the ventral blade surface 15B of one adjacent moving blade intersect so that the distance between them is the shortest and the same. The dividing line 19 is set so as to pass through the intersection obtained as a result. Here, the distance from the back side blade surface 15A and the ventral side blade surface 15B to the dividing line 19 is the blade cross-sectional shape of the start portion of the fillet 17A on the blade surface on the base side of the rotor blade 15 which is the blade body. , Is defined as the distance from the projection blade cross section projected radially inward to the inner peripheral wall surface (the outer peripheral wall surface of the convex portion 11B) to the dividing line 19.

この場合、図２及び図３に示すように、分割線１９は、互いに隣接する動翼１５の第１の接合部１７に関する第１の隅肉１７Ａ間の中点Ｓ_０を通過するようにして設定することになる。したがって、図３に示すように、一方の動翼１５の背側翼面１５Ａの第１の隅肉１７Ａの分割線１９による切断面の高さと、他方の動翼１５の腹側翼面１５Ｂの第１の隅肉１７Ａの分割線１９による切断面の高さとが互いに等しくなり、分割線１９において段差が生じなくなり、段差をゼロとできる。 In this case, as shown in FIGS. 2 and 3, the dividing line 19 passes through the midpoint S ₀ between the first fillets 17A related to the first joints 17 of the adjacent moving blades 15. Will be set. Therefore, as shown in FIG. 3, the height of the cut surface of the first fillet 17 A of the back blade surface 15 A of one moving blade 15 by the dividing line 19 and the first surface of the ventral blade surface 15 B of the other moving blade 15. The height of the cut surface of the fillet 17A by the dividing line 19 becomes equal to each other, no step is generated in the dividing line 19, and the step can be made zero.

この結果、隣接する動翼１５間を流動媒体である蒸気が流れるような場合において、その二次流れの通過渦が前記段差によってせき止められ、前記段差を乗り越えようとするような上向きの速度（すなわち半径方向外側への速度）を増加させるようなことがない。したがって、二次流れの通過渦の速度損失を生じることがないので、ターボ機械の性能劣化を低減することができる。 As a result, when steam as a fluid medium flows between adjacent rotor blades 15, the passing vortex of the secondary flow is blocked by the step, and the upward velocity (that is, overcoming the step) (ie (Speed to the outside in the radial direction) is not increased. Accordingly, the speed loss of the passing vortex of the secondary flow does not occur, so that the performance degradation of the turbomachine can be reduced.

なお、ターボ機械の性能劣化とは、次のように定義することができる。
図４は、蒸気タービンの一対の静翼と動翼とで構成される段落における蒸気の状態変化を蒸気のエンタルピ（Ｈ）−エントロピ（Ｓ）線図に示したものである。Ｐは圧力を表し、符号０１、０３は、それぞれ段落入口、段落出口の静止座標系における、せき止め状態を示す。また、符号１，３は、それぞれ段落入口、段落出口の静止座標系における、静的状態を示す。小文字のsは断熱変化における仮想状態を示す。タービン段落における有効出力は図中で示される熱落差Ｂに相当し、理論出力は熱落差Ａに相当する。熱落差は単位流量当たりの仕事量である。熱落差ＡからＢを差し引いた分が損失熱落差Ｃとなる。夫々エンタルピで表示すると下記のようになる。
Ａ＝Ｈ０１−Ｈ０３ｓ
Ｂ＝Ｈ０１−Ｈ０３
Ｃ＝Ａ−Ｂ＝Ｈ０３−Ｈ０３ｓ The performance deterioration of the turbomachine can be defined as follows.
FIG. 4 is a enthalpy (H) -entropy (S) diagram of steam showing changes in the state of steam in a paragraph composed of a pair of stationary blades and moving blades of a steam turbine. P represents a pressure, and reference numerals 01 and 03 represent damming states in the stationary coordinate system of the paragraph entrance and the paragraph exit, respectively. Reference numerals 1 and 3 denote static states in the stationary coordinate system of the paragraph entrance and the paragraph exit, respectively. A lowercase s indicates a virtual state in adiabatic change. The effective output in the turbine stage corresponds to the heat drop B shown in the figure, and the theoretical output corresponds to the heat drop A. The heat drop is a work amount per unit flow rate. The amount obtained by subtracting B from the heat drop A is the loss heat drop C. Each one is displayed in enthalpy as follows.
A = H01-H03s
B = H01−H03
C = A−B = H03−H03s

段落の効率定義にはいくつかあるが、段落出入口での静止座標系における、せき止め状態での状態量を用いた効率ηは下記となる。性能劣化した状態においては、損失熱落差Ｃ（使用できないエネルギー）が増加し段落出口のエンタルピＨ０３が上昇しＨ０３´となる。このため有効熱落差Ｂが減少し効率ηが低下する。その低下量が性能劣化量となる。
η＝Ｂ／Ａ＝（Ｈ０１−Ｈ０３）／（Ｈ０１−Ｈ０３ｓ） Although there are several paragraph efficiency definitions, the efficiency η using the state quantity in the dammed state in the stationary coordinate system at the paragraph entrance is as follows. In the state of performance deterioration, the loss heat drop C (unusable energy) increases, and the enthalpy H03 at the paragraph outlet rises to H03 ′. For this reason, the effective heat drop B decreases and the efficiency η decreases. The amount of decrease becomes the performance deterioration amount.
η = B / A = (H01−H03) / (H01−H03s)

本実施形態では、図２及び図３に示すように、主として動翼１５の根元側に分割線１９を形成する場合について説明したが、動翼１５の先端側、すなわちカバー１６側の第２の接合部１８に起因した隅肉１８Ａに対して分割線を形成する場合にも上記同様にして行うことができる。但し、この場合において、形成した分割線において段差が生じた場合、蒸気の二次流れの通過渦の通過に伴って下向きの速度（すなわち半径方向内側への速度）を増加させるようになるが、本実施形態によれば、上記同様に、このような下向きの速度の増加を抑制し、二次流れの通過渦の速度損失を生じることなく、ターボ機械の性能劣化を低減することができる。 In the present embodiment, as shown in FIGS. 2 and 3, the case where the dividing line 19 is formed mainly on the base side of the moving blade 15 has been described, but the second side on the tip side of the moving blade 15, that is, the cover 16 side. The same process as described above can be performed when a dividing line is formed on the fillet 18 A resulting from the joint 18. However, in this case, if a step occurs in the formed dividing line, the downward velocity (that is, the radially inward velocity) increases with the passage of the passing vortex of the secondary flow of steam. According to the present embodiment, similarly to the above, it is possible to suppress the increase in the downward speed as described above, and to reduce the performance deterioration of the turbomachine without causing the speed loss of the passing vortex of the secondary flow.

また、本実施形態は、上述のような動翼１５のみでなく静翼１２に対しても適用することができる。例えば、静翼１２の内輪１３に対して分割線を形成する場合は、上述した動翼１５の内周壁面（凸部１１Ｂの外周壁面）に分割線を形成する場合と同様であり、静翼１２の外輪１４に対して分割線を形成する場合は、上述した動翼１５の外周壁面（カバー１６の内周壁面）に分割線を形成する場合と同様である。 Further, the present embodiment can be applied not only to the moving blade 15 as described above but also to the stationary blade 12. For example, when the dividing line is formed on the inner ring 13 of the stationary blade 12, it is the same as the case where the dividing line is formed on the inner peripheral wall surface of the moving blade 15 (the outer peripheral wall surface of the convex portion 11B). When the dividing line is formed with respect to the 12 outer rings 14, the dividing line is formed on the outer peripheral wall surface of the moving blade 15 (the inner peripheral wall surface of the cover 16).

本実施形態では、分割線１９の形成位置を接合部の隅肉に関連して生じる利益及び不利益に言及して述べたが、本発明は、かかる形態に限定されるものではなく、ターボ機械の製造工程上の問題から生じる隅肉と等価なあらゆる構成要素に関しても適用することができる。 In the present embodiment, the formation position of the dividing line 19 has been described with reference to the advantages and disadvantages that occur in relation to the fillet of the joint, but the present invention is not limited to such a form, and the turbo machine The present invention can be applied to any component equivalent to the fillet resulting from the manufacturing process problems.

（第２の実施形態）
次に、第２の実施形態のターボ機械について説明する。第１の実施形態では、周方向に隣接する翼１５の周方向壁面（内周壁面あるいは外周壁面）における隅肉部が干渉する範囲である隅肉干渉部において、翼１５の相対向する翼面からの法線の最短距離が互いに等しくなるような位置に分割線１９を設定し、互いに隣接する動翼１５の第１の接合部１７に関する第１の隅肉１７Ａ間の中点Ｓ_０を通過するようにして、動翼１５の背側翼面１５Ａの第１の隅肉１７Ａの分割線１９による切断面の高さと、動翼１５の腹側翼面１５Ｂの第１の隅肉１７Ａの分割線１９による切断面の高さとを互いに等しくし、分割線１９において段差が生じなくなるようにした。 (Second Embodiment)
Next, a turbo machine according to a second embodiment will be described. In the first embodiment, the blade surfaces facing each other in the fillet interference portion, which is a range where the fillet portions in the circumferential wall surface (inner circumferential wall surface or outer circumferential wall surface) of the blade 15 adjacent in the circumferential direction interfere. The dividing line 19 is set at a position where the shortest normal distances from each other are equal to each other, and passes through the midpoint S ₀ between the first fillets 17A related to the first joints 17 of the moving blades 15 adjacent to each other. As described above, the height of the cut surface of the first fillet 17A of the back blade surface 15A of the moving blade 15 by the dividing line 19 and the dividing line 19 of the first fillet 17A of the ventral blade surface 15B of the moving blade 15 are obtained. The heights of the cut surfaces are made equal to each other so that no step is generated in the dividing line 19.

これに対して、本実施形態では、分割線が中点Ｓ_０を通過せず、互いに隣接する動翼に関する隅肉の、分割線による切断面の高さが異なり、これによって段差が生じた場合においてもターボ機械の性能劣化をできるだけ抑制可能な条件について述べる。すなわち、第１の実施の形態のように段差をゼロとする分割線は隅肉の干渉部の形状が決まれば幾何学的に１本に決まってしまうため、場合によっては設計の自由度を阻害する虞がある。本実施の形態においては設計の自由度を確保しつつ、性能劣化をできるだけ抑え得る段差の大きさについて考察したものである。 In contrast, in the present embodiment, the dividing line does not pass through the center point S _0, of fillets relates blades adjacent to each other have different heights of the cut surface by a dividing line, whereby if a step is generated Will describe the conditions that can suppress the performance degradation of turbomachines as much as possible. That is, as in the first embodiment, the dividing line with zero step is geometrically determined to be one if the shape of the fillet interference part is determined. There is a risk of doing. In the present embodiment, the size of the step that can suppress performance degradation as much as possible while considering the degree of freedom of design is considered.

なお、ターボ機械の基本的な構成は第１の実施形態と同様であるので、本実施形態ではその特徴部分についての説明を行い、第１の実施形態と重複する特徴部分については説明を省略する。また、類似あるいは同一の構成要素については同一の参照数字を用いている。 Since the basic configuration of the turbomachine is the same as that of the first embodiment, this embodiment will explain the characteristic parts, and the description of the characteristic parts that overlap with the first embodiment will be omitted. . The same reference numerals are used for similar or identical components.

本実施の形態に係るターボ機械も、ロータの中心軸を含むように軸方向に沿って切った断面（子午断面）の形状は図１に示したものと同様である。また、図５及び図７は、本実施の形態に係るターボ機械の動翼の一部の、図１におけるＡ−Ａ矢視図である。さらに、図６及び図８は、それぞれ図５及び図７に示す動翼の一部をＢ−Ｂ線に沿って切った場合の断面を拡大して示す図である。 The turbo machine according to the present embodiment also has the same cross-sectional shape (meridian cross-section) cut along the axial direction so as to include the central axis of the rotor, as shown in FIG. 5 and 7 are views of a part of the moving blade of the turbomachine according to the present embodiment, taken along the line AA in FIG. Further, FIGS. 6 and 8 are enlarged views showing a cross section when a part of the moving blade shown in FIGS. 5 and 7 is cut along the line BB.

図５及び図６は、分割線１９が互いに隣接する動翼１５の第１の接合部１７に関する第１の隅肉１７Ａ間の中点Ｓ_０よりも一方の動翼１５の背側翼面１５ＡにＸだけシフトした位置（＋Ｘ）に形成された場合を示し、図７及び図８は、分割線１９が互いに隣接する動翼１５の第１の接合部１７に関する第１の隅肉１７Ａ間の中点Ｓ_０よりも他方の動翼１５の腹側翼面１５ＢにＸだけシフトした位置（−Ｘ）に形成された場合を示している。 5 and 6, the back side blade surface 15A of the first first about the junction 17 of one of the blade 15 than the midpoint S ₀ between fillet 17A of the blade 15 to the dividing line 19 are adjacent to each other FIG. 7 and FIG. 8 show the case where the dividing line 19 is located between the first fillets 17A related to the first joints 17 of the moving blades 15 adjacent to each other. It shows a case where it is formed at a position on the ventral side blade surface 15B shifted by X of the other blades 15 (-X) of the point S _0.

前者の場合は、分割線１９による一方の動翼１５の背側翼面１５Ａにおける隅肉１７Ａの切断面の高さが、他方の動翼１５の腹側翼面１５Ｂにおける隅肉１７Ａの切断面の高さよりも大きいので、一方の動翼１５の背側翼面１５Ａにおける隅肉１７Ａに段差Ｈが生じるようになる。この場合、すなわち、分割線を段差ゼロの場合から全体的に＋Ｘだけシフトした場合の段差Ｈを正の段差と定義する。 In the former case, the height of the cut surface of the fillet 17A on the back side blade surface 15A of one moving blade 15 by the dividing line 19 is the height of the cut surface of the fillet 17A on the ventral side blade surface 15B of the other moving blade 15. Therefore, a step H is generated in the fillet 17A on the back blade surface 15A of the one rotor blade 15. In this case, that is, the step H when the dividing line is entirely shifted by + X from the case where the step is zero is defined as a positive step.

後者の場合は、分割線１９による一方の動翼１５の背側翼面１５Ａにおける隅肉１７Ａの切断面の高さが、他方の動翼１５の腹側翼面１５Ｂにおける隅肉１７Ａの切断面の高さよりも小さいので、他方の動翼１５の腹側翼面１５Ｂにおける隅肉１７Ａに段差Ｈが生じるようになる。この場合、すなわち、分割線を段差ゼロの場合から全体的に−Ｘだけシフトした場合の段差Ｈは、図６の場合と逆となり、負の段差となる。 In the latter case, the height of the cut surface of the fillet 17A on the back blade surface 15A of the one blade 15 by the dividing line 19 is the height of the cut surface of the fillet 17A on the ventral blade surface 15B of the other blade 15. Therefore, a step H is generated in the fillet 17A on the ventral blade surface 15B of the other moving blade 15. In this case, that is, the step H when the dividing line is shifted by −X as a whole from the case where the step is zero is opposite to the case of FIG. 6 and becomes a negative step.

すなわち、分割線１９が互いに隣接する動翼１５の第１の接合部１７に関する第１の隅肉１７Ａ間の中点Ｓ_０よりも動翼１５の背側翼面１５ＡにＸだけ全体的にシフトした場合を“＋Ｘ”とし、この際に形成された段差Ｈには正の符号を付す。このように定義すると、分割線１９が互いに隣接する動翼１５の第１の接合部１７に関する第１の隅肉１７Ａ間の中点Ｓ_０よりも動翼１５の腹側翼面１５ＢにＸだけ全体的にシフトした場合は背側に“−Ｘ”シフトしたこととなり、この際に形成された段差Ｈは負の段差Ｈとなる。換言すると、分割線１９の位置における、背側翼面１５Ａ側の隅肉１７Ａの高さと腹側翼面１５Ｂ側の隅肉１７Ａの高さの差が段差Ｈとなる。 That is, the dividing line 19 is first wholly shifted X on the back side blade surface 15A of the blade 15 than the midpoint S ₀ between the first fillet 17A about the junction 17 of the adjacent rotor blades 15 with each other The case is assumed to be “+ X”, and a step H formed at this time is given a positive sign. With this definition, whole only X in the first ventral blade surface 15B of the blade 15 than the midpoint S ₀ between the first fillet 17A about the junction 17 of the blade 15 to the dividing line 19 are adjacent to each other When the shift is performed, it means that “−X” is shifted to the back side, and the step H formed at this time becomes a negative step H. In other words, the difference between the height of the fillet 17A on the back wing surface 15A side and the height of the fillet 17A on the ventral wing surface 15B side at the position of the dividing line 19 is a step H.

図５及び図６の場合、図７及び図８の場合とも、分割線は段差ゼロの場合から全体的に背側あるいは腹側にＸだけシフトしているため、段差Ｈの大きさは分割線の全体に亘って等しくなる。このような状態を仮定し、この段差Ｈの大きさと性能劣化量Δηとの関係を解析により求めた結果を図９に示す。すなわち、図９の結果によると、性能劣化量Δηは、分割線１９による隅肉１７Ａにおける段差Ｈが＋１．０ｍｍより大きくなると、急激に性能が劣化していることがわかる。すなわち、段差Ｈが＋１．０ｍｍ以下であれば、性能劣化量Δηは許容できる範囲に抑えられる。さらに、段差Ｈが−１．０ｍｍ以上＋０．５ｍｍ以下であれば、性能劣化量Δηは十分低く抑えられており、この範囲とすれば好適な性能のターボ機械を提供することができる。 In the case of FIGS. 5 and 6, the dividing line is shifted by X to the back side or the abdomen side as a whole from the case where the level difference is zero in both cases of FIGS. 7 and 8. Are equal throughout. Assuming such a state, FIG. 9 shows a result obtained by analyzing the relationship between the size of the step H and the performance deterioration amount Δη. That is, according to the result of FIG. 9, it can be seen that the performance deterioration amount Δη is rapidly deteriorated when the step H in the fillet 17A due to the dividing line 19 is larger than +1.0 mm. That is, when the step H is +1.0 mm or less, the performance deterioration amount Δη is suppressed to an allowable range. Furthermore, if the level difference H is not less than −1.0 mm and not more than +0.5 mm, the performance deterioration amount Δη is sufficiently suppressed, and if it is within this range, a turbo machine with suitable performance can be provided.

また、図９から明らかなように、段差Ｈが正の場合は、段差Ｈが負の場合に比較して、Ｈの増大とともに性能劣化量Δηの増大が顕著になっている。これは、図１０及び図１１に示すように、段差Ｈが正の場合には、段差Ｈが負の場合と比較して、段差Ｈが二次流れの通過渦に対するより大きな抵抗となり、段差Ｈを乗り越えようとしてより大きな上向きの速度ｖが生成することによる。この場合、図４では、損失熱落差Ｃが比較的大きく増加し、段落出口におけるエンタルピＨ０３が増大することになる（Ｈ０３’）。したがって、有効熱落差Ｂの値が減少することになるので、性能劣化量Δηが増大することになる。 As is clear from FIG. 9, when the level difference H is positive, the increase in the performance deterioration amount Δη with the increase in H is more significant than when the level difference H is negative. As shown in FIG. 10 and FIG. 11, when the step H is positive, the step H becomes a greater resistance to the passing vortex of the secondary flow than when the step H is negative. This is because a larger upward velocity v is generated in order to overcome the above. In this case, in FIG. 4, the loss heat drop C increases relatively greatly, and the enthalpy H03 at the paragraph exit increases (H03 '). Therefore, since the value of the effective heat drop B decreases, the performance deterioration amount Δη increases.

なお、図９に示すように、性能劣化量Δηは正の段差Ｈであって、その大きさが１mm以上となると、急激に増大するようになるが、その理由は定性的には次のように理解される。すなわち、小さな段差による性能劣化は、段差Ｈの壁面近傍の流速が極端に遅い領域、つまり境界層の厚さと密接な関係があると考えられる。つまり境界層厚さ以上の表面の凸凹があると急激に摩擦損失が増大すると考えられ、それより小さく境界層内に凸凹が埋もれていれば、それほどの性能悪化要因とならない。 As shown in FIG. 9, the performance deterioration amount Δη is a positive step H, and when the size becomes 1 mm or more, it suddenly increases. The reason is as follows qualitatively. To be understood. That is, it is considered that the performance deterioration due to the small step is closely related to the region where the flow velocity near the wall surface of the step H is extremely slow, that is, the thickness of the boundary layer. That is, it is considered that if there is unevenness on the surface of the boundary layer thickness or more, the friction loss increases rapidly, and if the unevenness is buried in the boundary layer smaller than that, it does not cause much performance deterioration.

境界層の厚さは隣接する翼間を流れる蒸気のレイノルズ数と呼ばれる無次元数と関係がある。一般的に高レイノルズ数のタービン内では非常に薄い境界層厚さとなる。またレイノルズ数は流速と粘性係数により、高流速で低粘性係数（高温、高圧）ほど高くなる。つまりタービン出入口で大きく温度圧力が変化するタービン内ではレイノルズ数も大きく変化する。つまり性能劣化が無視しうる段差量はタービン段落により異なると推定されるが、最も高レイノルズ数となる高圧タービンで閾値を検討し、適用すれば誤りはないと考えられる。よってレイノルズ数と翼長の両面から見て、低翼長で高レイノルズ数の高圧タービンで最大効果を発揮すると考える。 The thickness of the boundary layer is related to a dimensionless number called Reynolds number of the steam flowing between adjacent blades. In general, the boundary layer thickness is very thin in high Reynolds number turbines. Also, the Reynolds number becomes higher at higher flow rates and lower viscosity coefficients (higher temperature and higher pressure) due to the flow velocity and viscosity coefficient. In other words, the Reynolds number also changes greatly in the turbine where the temperature and pressure greatly change at the turbine inlet / outlet. In other words, the level difference that performance degradation can be ignored is estimated to vary depending on the turbine stage, but it is considered that there is no error if the threshold value is examined and applied to the high-pressure turbine with the highest Reynolds number. Therefore, in terms of both Reynolds number and blade length, it is considered that the maximum effect is exhibited by a high pressure turbine having a low blade length and a high Reynolds number.

以上より、第１の実施形態に示した段差がゼロとなる理想的な分割線から、翼の周方向の分割線を多少ずらす場合には、段差Ｈを１．０ｍｍ以下とすべきであり、より好ましくは、段差Ｈが−０．５ｍｍ以上１．０ｍｍ以下とするとよいことが分かる。また、段差Ｈが負、すなわち、翼腹側で高く、翼背側で低くなる方向にする事が好ましいことがわかる。
なおこの場合、段差Ｈが上述の範囲内に入るのであれば、分割線１９を段差ゼロの場合から背側あるいは腹側に一様にずらす必要はない。段差Ｈが上述の範囲内であれば、例えば、分割線１９を段差ゼロの場合の分割線から、翼の入口側では背側にずらし、翼の出口側では腹側にずらすといったように適宜設定することができる。このようにすることで、隅肉１７Ａが周方向に隣接する翼１５で干渉する場合であっても、翼を含む構造体の製造性を保ち、かつ性能劣化を十分低く抑えることが可能である。 From the above, when the dividing line in the circumferential direction of the wing is slightly shifted from the ideal dividing line in which the level difference shown in the first embodiment is zero, the level difference H should be 1.0 mm or less, More preferably, it is understood that the step H is set to be −0.5 mm or more and 1.0 mm or less. It can also be seen that the step H is negative, that is, it is preferable that the step H be higher on the blade back side and lower on the blade back side.
In this case, if the level difference H falls within the above range, it is not necessary to shift the dividing line 19 uniformly to the back side or the ventral side from the case where the level difference is zero. If the level difference H is within the above-mentioned range, for example, the dividing line 19 is appropriately set to shift from the dividing line when the level difference is zero to the back side on the wing inlet side and to the ventral side on the wing outlet side. can do. By doing in this way, even if the fillet 17A interferes with the wing 15 adjacent in the circumferential direction, it is possible to maintain the manufacturability of the structure including the wing and suppress the performance deterioration sufficiently low. .

また、分割線を段差ゼロの場合の分割線からシフトさせた場合の段差Ｈの値は幾何学的に計算可能である。例えば図１２に示すように、単純な一つの隅肉（半径Ｒ）を裾野端からｘｘにわたって切断した場合の段差Ｈは下記式で計算できる。隅肉が干渉していない部分で、隅肉切断する事により発生する段差が計算できる。

Further, the value of the step H when the dividing line is shifted from the dividing line when the step is zero can be calculated geometrically. For example, as shown in FIG. 12, the step H when a simple fillet (radius R) is cut from the base end to xx can be calculated by the following equation. The level difference generated by cutting the fillet at the part where the fillet does not interfere can be calculated.

一方、図６に示すように、例えば正の段差Ｈが形成されている場合は、
Ｈ＝Ｌ１−Ｌ２（２）
で表わすことができ、Ｌ１及びＬ２は、上記（１）式より

で表わすことができる。したがって、（２）式は、下記式（５）のように書き表わすことができる。

On the other hand, as shown in FIG. 6, for example, when a positive step H is formed,
H = L1-L2 (2)
L1 and L2 can be expressed by the above equation (1).

It can be expressed as Therefore, the equation (2) can be expressed as the following equation (5).

したがって、Ｒ，Ｘ及びＳはターボ機械の設計の観点から予め公知であるので、これらの値を（５）式に代入することによって段差Ｈを導出することができる。 Therefore, since R, X, and S are known in advance from the viewpoint of the design of the turbomachine, the step H can be derived by substituting these values into the equation (5).

なお、上記においては、正の段差Ｈの場合について考慮したが、負の段差Ｈの場合も同様にして考慮することができる。 In the above description, the case of the positive step H is considered, but the case of the negative step H can be considered in the same manner.

上述した要件を満足する分割線としては、例えば図１３及び図１４に示すようなものになり、少なくとも１つの変曲点を有するような曲線となる。 The dividing line that satisfies the above-described requirements is, for example, as shown in FIGS. 13 and 14, and is a curve having at least one inflection point.

特に図１３に示す例では、高性能化の為、出口端２２を薄くしており、出口端２２は翼１５の形状を定義する曲線の中で最も小さな曲率半径を有する曲線とする事が多い。すると翼腹翼面１５Ｂ側を定義する曲線は隣接する翼間の距離が最小となる、スロート部２４で変曲点を持つ事が多くなる。したがって、分割線１９の変曲点も、スロート部２４の中点とする事が理想的である。これは、スロート部２４の中点が隣接翼面からの最短距離が等しい点に相当し、蒸気の流れが最も速くなるので、当該位置に変曲点を設定し、蒸気の流れが最も速くなる箇所で段差Ｈによる性能劣化を抑制すれば、ターボ機械全体の性能劣化量Δηを抑制することができるからである。 In particular, in the example shown in FIG. 13, the outlet end 22 is thinned for high performance, and the outlet end 22 is often a curve having the smallest radius of curvature among the curves defining the shape of the blade 15. . As a result, the curve defining the blade surface 15B side often has an inflection point at the throat portion 24 where the distance between adjacent blades is minimized. Therefore, it is ideal that the inflection point of the dividing line 19 is also the midpoint of the throat portion 24. This corresponds to a point where the midpoint of the throat portion 24 has the same shortest distance from the adjacent blade surface, and the flow of steam is the fastest, so an inflection point is set at that position, and the flow of steam is fastest. This is because the performance deterioration amount Δη of the entire turbomachine can be suppressed by suppressing the performance deterioration due to the level difference H at the location.

また、図１４のように、翼腹翼面１５Ｂ側を定義する曲線の変曲点２５が、スロート部２４より上流側に位置する翼型の場合は、必然的に分割線１９の変曲点１９Ａもスロート部２４より上流側に移動する。ただし翼入口から出口に掛けて翼間距離を徐々に小さくして、流体を加速する増速翼においては、腹側翼面の変曲点２５は通常翼出口側に近いほうに設定される。このような場合は分割線１９の変曲点も翼出口側、すなわちロータ軸方向の翼幅の５０％より下流側に位置することになる。逆に翼入口から出口に掛けて翼間距離を徐々に大きくする減速翼においては、スロート部２４も翼入口側に設置される。この場合、分割線１９の変曲点も翼入口側、すなわちロータ軸方向の翼幅の５０％より上流側に位置することになる。 Further, as shown in FIG. 14, when the inflection point 25 of the curve defining the wing belly blade surface 15B side is an airfoil located on the upstream side of the throat portion 24, the inflection point of the dividing line 19 is necessarily formed. 19A also moves upstream from the throat portion 24. However, in the speed increasing blade that accelerates the fluid by gradually reducing the distance between the blades from the blade inlet to the outlet, the inflection point 25 of the ventral blade surface is set closer to the normal blade outlet side. In such a case, the inflection point of the dividing line 19 is also located on the blade outlet side, that is, on the downstream side of 50% of the blade width in the rotor axial direction. On the other hand, in the speed reducing blade that gradually increases the distance between the blades from the blade inlet to the outlet, the throat portion 24 is also installed on the blade inlet side. In this case, the inflection point of the dividing line 19 is also located on the blade inlet side, that is, on the upstream side of 50% of the blade width in the rotor axial direction.

本実施形態でも、分割線１９の形成位置を接合部の隅肉に関連して生じる利益及び不利益に言及して述べたが、本発明は、かかる形態に限定されるものではなく、ターボ機械の製造工程上の問題から生じる隅肉と等価なあらゆる構成要素に関しても適用することができる。 Also in the present embodiment, the formation position of the dividing line 19 has been described with reference to the advantages and disadvantages that occur in relation to the fillet of the joint. However, the present invention is not limited to such a configuration, and the turbo machine The present invention can be applied to any component equivalent to the fillet resulting from the manufacturing process problems.

（変形例）
図１５は、図１３及び図１４に示す分割線の変形例に相当するものである。図１５において、翼１５は翼出口端２２側で一部隣接する隅肉１７Ａが干渉する形状となるが、隅肉１７Ａが大きくないため翼入口側では干渉しない。各実施の形態は、隅肉１７Ａが干渉する隅肉干渉部において、第１の実施形態で述べたように分割線１９を段差Ｈが生じないように決定し、あるいは第２の実施形態で述べたように分割線１９により隅肉１７Aに生じる段差Ｈが１ｍｍ以内となるように分割線１９を決定するものである。しかしながら、隅肉１７Aが干渉しない部分においては、隅肉１７Aが翼１５の翼面と周方向壁面（内周壁面あるいは外周壁面）との間に完全に形成されるので、そもそも段差Ｈが生じない。 (Modification)
FIG. 15 corresponds to a modification of the dividing line shown in FIGS. 13 and 14. In FIG. 15, the blade 15 has a shape in which the adjacent fillet 17 A interferes with the blade outlet end 22 side, but does not interfere with the blade inlet side because the fillet 17 A is not large. In each embodiment, in the fillet interference portion where the fillet 17A interferes, the dividing line 19 is determined so as not to cause the step H as described in the first embodiment, or described in the second embodiment. As described above, the dividing line 19 is determined so that the step H generated in the fillet 17A by the dividing line 19 is within 1 mm. However, in the portion where the fillet 17A does not interfere, the fillet 17A is completely formed between the blade surface of the blade 15 and the circumferential wall surface (inner circumferential wall surface or outer circumferential wall surface). .

したがって、分割線１９は、図１５に示すように、例えば隅肉１７Ａが干渉しない部分では、加工の容易な直線あるいは曲線とすることで、分割線１９を簡易に形成し、また翼１５を含む構造体の製造性を良好に保つことができる。 Accordingly, as shown in FIG. 15, for example, in the portion where the fillet 17 A does not interfere with the dividing line 19, the dividing line 19 can be easily formed by including a straight line or a curve that is easy to process, and includes the wings 15. Good manufacturability of the structure can be maintained.

以上、本発明を上記具体例に基づいて詳細に説明したが、本発明は上記態様に限定されるものではなく、本発明の範疇を逸脱しない限りにおいてあらゆる変更や変形が可能である。 As mentioned above, although this invention was demonstrated in detail based on the said specific example, this invention is not limited to the said aspect, All the changes and deformation | transformation are possible unless it deviates from the category of this invention.

１０ターボ機械
１１ロータ回転軸
１２静翼
１３内輪
１４外輪
１５動翼
１５Ａ動翼の背側翼面
１５Ｂ動翼の腹側翼面
１６カバー
１７第１の接合部
１７Ａ第１の隅肉
１８第２の接合部
１８Ａ第２の隅肉
１９分割線
２２出口端
２４スロート部
２５動翼の腹側の変曲点 DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Turbomachine 11 Rotor rotating shaft 12 Stator blade 13 Inner ring 14 Outer ring 15 Rotor blade 15A Rotor blade back side blade surface 15B Rotor blade ventral side blade surface 16 Cover 17 First joint 17A First fillet 18 Second joint Part 18A Second fillet 19 Dividing line 22 Outlet end 24 Throat part 25 Inflection point on the ventral side of the moving blade

Claims

A plurality of blade structures each having a blade body having a blade surface sandwiched between an inner peripheral wall surface and an outer peripheral wall surface are arranged in a circumferential direction with respect to the rotation axis to form the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface in an annular shape. In a turbomachine having a turbine cascade arranged in an axial flow path between the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface,
Each of the wing structures has a fillet portion at a boundary portion between the wing surface as an integral cut-out structure of at least one of the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface and the wing body ,
A dividing line is provided between the inner peripheral wall surface and the outer peripheral wall surface of the adjacent wing structure,
At least a portion of the fillet interference portion where the fillet portions of the wing structures adjacent in the circumferential direction interfere with each other; and
A step H defined by the difference between the height of the fillet portion on the back wing surface side of the wing structure and the height of the fillet portion on the ventral side of the wing structure in the dividing line is the fillet interference portion. In
H ≦ + 1.0mm
A turbomachine characterized by being.

The step H is
-1.0 ≦ H ≦ + 0.5mm
The turbomachine according to claim 1, wherein:

The said wing | blade main body is a moving blade, The said wing | blade structure body which has the said moving blade is implanted by the outer periphery of the rotor which is the said rotating shaft, The any one of Claim 1 or 2 characterized by the above-mentioned. Turbomachine.

The turbomachine according to claim 1, wherein the blade body is a stationary blade, and the blade structure including the stationary blade is locked to a casing.

When the flow of the medium flowing through the flow path is accelerated, at least one inflection point is located on the downstream side with respect to the center point in the length direction along the axial direction of the rotating shaft of the blade body. When the flow of the fluid medium is decelerated by the plurality of blade bodies, the blade is located upstream from a center point in a length direction along the rotation axis direction of the blades. 4. The turbo machine according to 4.

The distance between the blade surfaces of the blade bodies adjacent in the circumferential direction is the shortest at the outlet end of the fluid medium to form a throat portion, and the inflection point of the curve is adjacent to the throat portion. The turbomachine according to claim 5, wherein the turbomachine is formed at a midpoint between the blade surfaces.

The dividing line in the fillet interference portion is set so as to pass through a position where the shortest distance in the normal direction from the blade surface of the blade body adjacent in the circumferential direction becomes equal. The turbo machine of any one of thru | or 6.