JPH02297037A - 翼の振動測定方法及びその装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は翼の振動測定法に係り、特に、翼の先端、ある
いは、長手方向の一部に連結構造をもつ翼の振動特性の
測定に好適な方法及び装置に関する。

〔従来の技術〕

タービン等の翼の固有振動による共振を回避するため、
設計者は翼の固有振動数などの振動特性を正確に知る必
要がある。単独翼については固有振動数などの推定は比
較的容易である。しかし、ガス・タービン翼のように先
端にシュラウド・カバーをもつ翼では運転中に回転の遠
心力によって、互いの翼がシュラウド部で接触して拘束
力を発生し、全翼が連結した状態となる。すなわち、シ
ュラウドカバーは翼の連結構造物の役目を果すことにな
る。このような翼の振動特性の正確な推定は、必ずしも
、容易ではなく、通常は回転振動試験を実施して振動特
性の良否が判定される。一方単独翼では翼根部を適当な
方法で固定して振動の測定が行なわれる。

〔発明が解決しようとする課題〕

上記のように、従来シュラウド・カバーなど翼連結構造
部をもつ翼の振動特性の推定、確認は回転振動試験によ
りなされているが、これでは時間的、経済的コストが大
となる欠点があった。

本発明の目的は、静的な方法によって迅速、かつ、低コ
ストのシュラウドカバーなど連結構造物を備えた翼の振
動特性を推定する方法及び装置を提供することにある。

Ｃ課題を解決するための手段〕 上記目的は単独翼の静的振動測定において、シュラウド
・カバー等翼連結構造物を実際の状況に近い力で拘束し
、この状態で振動を測定することにより達成される。す
なわち、翼の根元部を所定の状態に固定する装置と翼連
結部を所定の拘束力で拘束する装置とを設け、翼の根元
を所定の状態に固定し、かつ、翼連結構造部を所定の拘
束力で拘束した状態で翼全体の振動を測定することによ
り達成される。

〔作用〕

翼の振動はその動きを拘束される位置、及び。

その程度によって、固有振動数、及び、振動モード等が
変化する１本発明によれば、翼根光固定装置により翼根
部はそれにかかる遠心力相当の力で固定され、先端部の
翼連結部、及び、長手方向の翼連結構造部は翼連結部拘
束装置によってそれぞれ運転中にかかる翼のねじり戻り
力、及び、遠心力相当の荷重を与えて拘束するので実際
に近い状態で翼の振動が測定できる。この場合、翼連結
部の拘束装置には拘束荷重の検出器を備え、この出力に
より所定の拘束力が指示できるようになっている。

〔実施例〕

以下、本発明の詳細を第１図ないし第７図を用いて説明
する。

第１図は本発明の翼振動測定装置の第一の実施例を示し
、第２図は第１図の■部拡大正面図を示す。

第１図、及び、第２図に於いて、１１．１２は翼１００
の根元のダブテイル部１１７を固定するための翼固定治
具、２１は防振台３１．３２を載せるベース、５１，５
２．５３は防振台３１゜３２を連結するためのボルトで
、これは図には現われていないが５２に対応するもう一
本の合計四本のボルトからなる。６１，６２，６３，６
４はボルト５１．５２の両端を締めっけるためのナツト
、他の二本のボルトについても同様のナツトをもつ。防
振台３１．３２には四本のボルトを通すためのボルト径
よりやや大きめのボルト孔が設けられており、防振台３
１，３２はガイド・レール４１に添ってボルト長手方向
に移動できる構造となっている。翼固定治具３１，３２
にはダブテイル１１７に対応した半割りのダブテイル溝
６５゜６６及びフック部６７．６８を設けている。

１１〜６８は翼の根元部を固定する装置を構成している
。本発明になる翼の振動測定方法の第一の工程は供試翼
の根元を所定の状態に固定することであり、第１図の実
施例では次のようにして行なわれる。

二個の翼固定治具１１，１２をそのフック部６７．６８
を用いて防振台３１．３２の所定の位置に互いのダブテ
イル溝６５．６６を向い合わせた形で設置する。この時
、ダブテイル溝６５゜６６間にはすき間りを設け、翼１
００のダブテイル１１７が自由に挿入できるような状態
に防振台３１．３２の間隙を調整しておく。次に、翼固
定治具１１．１２のダブティル溝６５，６６に翼１００
のダブティル部１１７を挿入し、四本の連結ボルト５１
，５２，５３．外のナツト６１゜６２．６３，６４．・
・・外を外定の締付はトルクまで、順次、締付けて行く
。すると、防振台３１゜３２がガイド・レール４１に添
って移動し、翼固定治具１１，１２間のすき間りが減少
し、翼１ｏ。

のダブテイル部１１７が所定の状態に固定される。

この場合、ボルトの所定の締付はトルクはダブテイル部
にかかる翼の遠心力の水平分力から求められる値を用い
る。所定の締付はトルクを知るには、トルクレンチを用
いるとよい。このようにすれば、翼の根元部のダブティ
ル１１７はほぼ実際の回転中と同じ状態で固定されたこ
とになる。本実施例では、防振台３１．３２をボルトに
より移動し翼固定治具１１，１２を介して翼１００のダ
ブティル１１７を固定する方法を採用したが、防振台３
１．３２の移動は、防振台３１．３２の一方を固定し、
一方を油圧装置により加圧して移動させるようにしても
よい。

本発明の翼の振動測定方法の第二工程は先端の翼連結構
造物であるシュラウド・カバーに所定の拘束力を与える
ことであり、第２図、及び、第２図の平面図である第３
図を用いてさらに説明する。

第２図、第３図において、１０２，１０３はシュラウド
・カバー拘束治具でその一端に、それぞれ。

ねじ部１１１，１１２を設けである。１０４゜１０５は
ねじ部、１１１，１１２に適合した荷重用ナツト、１１
３，１１４は荷重検出用のロードセル、１１５，１１６
はロードセル１１３，１１４の荷重方向を安定させるた
めの座、１０６，１０７は支持枠、１０８，１０９は支
持枠１０６，１０７を防振台３１．３２に固定するため
のボルトである。１０２〜１１６がシュラウド・カバー
１０１の拘束装置を構成している。シュラウド・カバー
１０１の拘束方法について説明する。まず、支持枠１０
６，１０７を、それぞれ、防振台３１゜３２の所定の位
置に設置し、ボルト１０８，１０９により固定する０次
に、ロードセル座１１５゜１１６を支持枠１０６，１０
７に接着し、それに合わせてロードセル１１３，１１４
を仮設する。

続いて、カバー拘束治具１０２，１０３の一端をシュラ
ウド・カバー１０１に当て、一方の端のナツト１０４，
１０５をロードセル１１３，１１４を加圧する側に軽く
回し、カバー拘束治具１ｏ２゜１０３、ナツト１０４，
１０５及びロードセル１１３．１１４が接線方向に一直
線になるように調整する。その後、ロードセル１１３，
１１４の出力指示計（図示せず）を見ながら、予め求め
た所定の拘束力が得られるまで、ナツト１０４゜１０５
をロードセル１１３，１１４の荷重側に廻す。この場合
、左右のロードセル１１３，１１４の指示計の値をほぼ
等しくなるようにしながら、左右のナツト１０４，１０
５を徐々に締めて行くようにするとよい。第３図でカバ
ー拘束治具１０２゜１０３の一端のねじ部１１１，１１
２とナツト１０４．１０５はロードセル１１３，１１４
の荷重付加機構を構成しているが、これは第４図の例の
ように、ボルト１２０，１２１にしてもよい。

すなわち、第４図の例ではカバー拘束治具１０２゜１０
３にねじ部はなく９代りに、支持枠１０６゜１０７に切
られたねじ孔１２４，１２５にボルト１２０．１２１を
通し、このボルトどカバー拘束治具１０２，１０３との
間にロードセル１１３゜１１４、及び、ロードセル座１
１５，１１６を設置し、ボルトの頭１２２，１２３の回
転によりロードセル１１３，１１４への付加荷重を調整
する。

このように、翼を固定し、シュラウドを拘束した状態で
、翼の振動特性を測定する。振動測定は。

この場合、インパルス加振法を用いるのがもつとも手軽
である。すなわち、翼の任意の位置に加速度検出器を取
付け、力検出器付のハンマで打撃加振したときの伝達関
数を求め、これ１こより固有振動数や振動モードを得る
。シュラウド拘束力Ｆと固有振動数ｆとの関係は第５図
に示したようになる場合が多いが、本発明の方法、装置
では翼のねじり戻り力から定まる所定の拘束力Ｆｏでの
振動数ｆｏを求めるのでより実際に近い固有振動数が容
易に得られる。また１本発明の方法、装置は単翼の固定
装置、シュラウド拘束装置のみで済むので、回転振動試
験の場合の試験装置、測定装置に比べてはるかに低コス
トで済むことは明白である。

次に本発明の第二の実施例を第６図、及び、第７図によ
り説明する。

第６図はシールビンを設けた翼が、翼間で互いに拘束力
をもつことの説明図である６第６図で隣接した翼１００
はシールビン溝１３１，１３２にシールビン１３０が軸
方向に挿入された状態でダブテイル１１７を車盤２００
に植込み、全体が組立てられるが、回転中は遠心力によ
ってシールビン１３０がシールピン溝１３１，１３２に
強く押しつけられた状態となる。このため、隣接した翼
１００は互いにシールビン１３０を介して互いに連結さ
れた状態となり、翼１００の振動特性が変化する。この
ように、翼１００のシールビン部１３１．１３２はシー
ルビン１３０を介して翼連結構造部を構成する。

第７図の実施例はシールビン１３０の影響による振動特
性の変化を静的に考慮できるようにしたもので、１０２
．１０３はビン部拘束治具、　１１１゜１１２はビン拘
束治具１０２，１０３のねじ部、１０４．１０５は荷重
用ナツト、１１３，１１４はロードセル、１１５，１１
６はロードセル座である。翼１００は第一の実施例と同
様にして翼固定治具１１．１２によってダブディル１１
フ部を固定されている。この状態で翼の両側のシールピ
ン溝部にビン部拘束治ＡｌＯ２，１０３のシールビン１
３０相当の凸起部１３３，１３４を接触させ、次に荷重
ナツト１０４，１０５をねじ部１１１゜１１２に荷重を
緩める方向に余裕を持って取付け。

その延畏上にロードセル座１０４．ｉｏｓを介してロー
ドセル１１５，１１６を翼固定治具１１゜１２上に設置
する。その後、ロードセル１１３゜１１４の出力指示計
（図示せず）を見ながら荷重ナツト１０４，１０５を荷
重側に廻し、シールビンの遠心力に相当する荷重まで締
付ける。シールビン溝部１３１，１３２は鉛直方向に対
し角度θ゛の傾きをつけであるが、翼固定治具１１，１
２のロードセル１１３，１１４の取付面は水平方向に同
じく角度θの傾斜を持たせであるので、ロードセル１１
３，１１４、ロードセル座１１５，１１６、荷重ナツト
１０４，１０５．ビン拘束治具１３３゜１３４は翼固定
治具１１，１２の傾斜面に直角な一直線上にある。これ
はビン１３０の荷重方向を実際の荷重方向に一致させる
ためであるが、等測的な荷重を同じくするならば、角度
θは大きくとってよい、荷重付加機構を構成するねじ部
１１１と１１２、及び、荷重ナツト１０４，１０５は第
３図の場合と同様に、ボルトをこの場合の支持枠に相当
する翼固定治具１１．１２の側に固定し、これに荷重ナ
ツトを設置するようにしてもよい。

このような状態で第一の実施例と同様の方法で翼１００
の振動特性を測定する。

第二の実施例は先端にシュラウドなどの翼連結構造部が
なく、シールビン１３０による長手方向の翼連結構造部
のみをもつ場合であって、このような場合はシールビン
による振動特性の変化が大きく、本発明によれば、静的
試験から低コストで比較的短時間に正確な振動特性を得
ることができる。翼先端部、及び、シールピン部の両方
に翼の連結構成物を設けた場合には、第一の実施例と第
二の実施例を組合せて同時に実施することによって、よ
り正確な固有振動特性を得ることができる。

〔発明の効果〕 本発明によれば、単独翼の静的試験から先端に翼連結構
造物及び長手方向の一部に翼連結構造部をもった翼の振
動特性を正しく得られるようにしたので、それらの翼の
振動特性の測定に対する経済的２時間的コストを大幅に
低減することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一実施例の斜視図、第２図は第１図の
■部詳細を示す側面図、第３図は第２図の一部を示す平
面図、第４図は第３図の他の実施例を示す平面図、第５
図はシュラウド拘束力と固有振動数の関係を示す説明図
、第６図は本発明の他の実施例のピンの拘束を示す説明
図、第７図は本発明の他の実施例を示す正面図である。 １１．１２・・・翼固定治具、３１，３２・・・防振台
、１０１・・・シュラウドカバー、１０２，１０３・・
・カバー拘束治具、１０４，１０５・・・荷重用ナツト
。 １１３．１１４・・・ロード・セル、１０６，１０７・
・・支持枠、１３０・・・シール・ピン、１３１，１３
２第２図 第１図 ■ 第３図 第 図 第 図 千旬　宋イごｔ中。 第６図 第７図

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、先端に翼の連結構造物をもつ翼の振動測定法におい
   て、 前記翼の根元部を所定の状態に固定する第一の工程と、
   前記翼の前記連結構造物を所定の拘束力で拘束する第二
   の工程と、前記翼の全体の振動を測定する第三の工程と
   からなることを特徴とする翼の振動測定方法。 ２、長手方向の一部に翼の連結構造部をもつ翼の振動測
   定法において、 前記翼の根元部を所定の状態に固定する第一の工程と前
   記翼の前記連結構造部を所定の拘束力で拘束する第二の
   工程と、前記翼の全体の振動を測定する第三の工程から
   なることを特徴とする翼の振動測定方法。 ３、先端に翼の連結構造物および長手方向の一部に翼の
   連結構造部をもつ翼の振動測定法において、 前記翼の根元部を所定の状態に固定する第一の工程と前
   記翼の先端の前記連結構造物を所定の拘束力で拘束する
   第二の工程と、前記翼の長手方向の前記連結構造部を所
   定の拘束力で拘束する第三の工程と、前記翼の全体の振
   動を測定する第四の工程とからなることを特徴とする翼
   の振動測定方法。 ４、先端に翼の連結構造物をもつ翼の振動測定装置にお
   いて、 前記翼の根元部を所定の状態に固定する装置及び前記翼
   の前記連結構造物を所定の拘束力で拘束する装置とを含
   むことを特徴とする翼の振動測定装置。 ５、翼の長手方向の一部に翼の連結構造部をもつ翼の振
   動測定装置において、 前記翼の根元部を所定の状態に固定する装置と前記翼の
   前記連結構造部を所定の拘束力で拘束する装置とを含む
   ことを特徴とする翼の振動測定装置。 ６、先端に翼の連結構造物及び長手方向の一部に翼の連
   結構造部をもつ翼の振動測定装置において、 前記翼の根元部を所定の状態に固定する装置と、先端の
   前記翼の前記連結構造物を所定の拘束力で拘束する装置
   と、前記翼の前記連結構造部を所定の拘束力で拘束する
   装置とを含むことを特徴とする翼の振動測定装置。 ７、前記翼の先端部の前記連結構造物および長手方向の
   一部の前記連結構造部を拘束する装置には概略荷重方向
   を拘束する治具、前記治具への荷重付加機構、前記荷重
   の検出器を設けたことを特徴とする請求項４、５または
   ６に記載の翼の振動測定装置。