JPH0763004A - タービン動翼 - Google Patents
タービン動翼Info
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- JPH0763004A JPH0763004A JP22947893A JP22947893A JPH0763004A JP H0763004 A JPH0763004 A JP H0763004A JP 22947893 A JP22947893 A JP 22947893A JP 22947893 A JP22947893 A JP 22947893A JP H0763004 A JPH0763004 A JP H0763004A
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 空力特性を犠牲にすることなしに共振を回避
し、タービン動翼の信頼性を向上させる。 【構成】 Ｔ型の翼根１の上部に、タービン回転軸方向
の段差ａを設ける。この段差ａにより、翼根幅は下部の
Ｗに対して上部が回転軸方向に広いＷ１となる。振動振
幅が大きくなると、段差ａが接触してタービン動翼の境
界条件を変化させる。
し、タービン動翼の信頼性を向上させる。 【構成】 Ｔ型の翼根１の上部に、タービン回転軸方向
の段差ａを設ける。この段差ａにより、翼根幅は下部の
Ｗに対して上部が回転軸方向に広いＷ１となる。振動振
幅が大きくなると、段差ａが接触してタービン動翼の境
界条件を変化させる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、インテグラルシュラウ
ドを備えたタービン動翼のうち、特にＴ型翼根を有する
タービン動翼に関する。
ドを備えたタービン動翼のうち、特にＴ型翼根を有する
タービン動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来のＴ型翼根を有するタービン動翼を
図１０ないし図１２に基いて説明する。図１０のタービ
ン動翼外観図において、１は翼根、２は羽根、３はシュ
ラウドを示しており、該タービン動翼は、ロータ円板４
の挿入口５から翼溝６に植え込まれる。そして、従来の
翼根１は、高さ方向の幅Ｗを同じ（一定）にした形状と
なっている。
図１０ないし図１２に基いて説明する。図１０のタービ
ン動翼外観図において、１は翼根、２は羽根、３はシュ
ラウドを示しており、該タービン動翼は、ロータ円板４
の挿入口５から翼溝６に植え込まれる。そして、従来の
翼根１は、高さ方向の幅Ｗを同じ（一定）にした形状と
なっている。
【０００３】なお、図１０において、Ｘはタービン回転
軸方向を示し、Ｙは接線方向を示している。
軸方向を示し、Ｙは接線方向を示している。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】前述した従来のＴ型翼
根を有するインテグラルシュラウド翼では、翼根の幅Ｗ
は高さ方向に（半径方向）同じであるため、羽根と翼
根、及びシュラウドの剛性と質量から決まる固有振動数
を持ち、これが、励振力の大きな特定な周波数と一致す
ると動翼を折損させる原因となる場合がある。
根を有するインテグラルシュラウド翼では、翼根の幅Ｗ
は高さ方向に（半径方向）同じであるため、羽根と翼
根、及びシュラウドの剛性と質量から決まる固有振動数
を持ち、これが、励振力の大きな特定な周波数と一致す
ると動翼を折損させる原因となる場合がある。
【０００５】特に、ノズルウェーク励振力は過大であ
り、図９に示すように動翼の固有振動数がこの励振周波
数（ＮＰＦ）と一致した場合には、共振状態となり振動
応力は過大となる。この様な過大応力により動翼が折損
した場合には、共振を回避する対策としてノズル枚数を
変更し、空力性能を犠牲にすることが多い。
り、図９に示すように動翼の固有振動数がこの励振周波
数（ＮＰＦ）と一致した場合には、共振状態となり振動
応力は過大となる。この様な過大応力により動翼が折損
した場合には、共振を回避する対策としてノズル枚数を
変更し、空力性能を犠牲にすることが多い。
【０００６】そこで、本発明は、空力性能を犠牲にする
ことなしに共振を回避し、タービン動翼の信頼性を向上
させることを目的としてなされたものである。
ことなしに共振を回避し、タービン動翼の信頼性を向上
させることを目的としてなされたものである。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は、前述の課題を
解決するためになされたもので、Ｔ型翼根を有するター
ビン動翼において、翼根あるいは翼溝の上部にタービン
回転軸方向の段差を設けたことを特徴とするタービン動
翼である。
解決するためになされたもので、Ｔ型翼根を有するター
ビン動翼において、翼根あるいは翼溝の上部にタービン
回転軸方向の段差を設けたことを特徴とするタービン動
翼である。
【０００８】
【作用】前述の手段によれば、タービン動翼の回転軸方
向の振動振幅が小さい場合には、翼根あるいは翼溝の上
部に設けたタービン回転軸方向の段差が翼溝あるいは翼
根と接触せず、タービン動翼は従来と同様に段差下方の
角部（図１のｃ）が固定されて振動する。
向の振動振幅が小さい場合には、翼根あるいは翼溝の上
部に設けたタービン回転軸方向の段差が翼溝あるいは翼
根と接触せず、タービン動翼は従来と同様に段差下方の
角部（図１のｃ）が固定されて振動する。
【０００９】しかし、タービン動翼の回転軸方向の振動
振幅が大きくなると、翼根あるいは翼溝の上部に設けた
タービン回転軸方向の段差が翼溝あるいは翼根と接触す
るので、タービン回転軸方向の振動に対するタービン動
翼の支持位置が変化する。従って、翼振動数が変化して
共振状態を回避できるようになり、翼振動応力は激減す
る。
振幅が大きくなると、翼根あるいは翼溝の上部に設けた
タービン回転軸方向の段差が翼溝あるいは翼根と接触す
るので、タービン回転軸方向の振動に対するタービン動
翼の支持位置が変化する。従って、翼振動数が変化して
共振状態を回避できるようになり、翼振動応力は激減す
る。
【００１０】
【実施例】本発明によるタービン動翼の一実施例を図１
ないし図８に基いて説明する。
ないし図８に基いて説明する。
【００１１】図１は本発明の第１実施例を示したもの
で、（Ａ）は翼根１、羽根２及びシュラウド３より成る
タービン動翼の側面図、（Ｂ）は（Ａ）の要部拡大図で
ある。この実施例では、翼根１の上部にタービン回転軸
方向への滑らかな段差ａを設けてある。この段差ａを設
けたことにより、翼根１のタービン回転軸方向の幅は上
部がＷ１となって広くなる。すなわち、従来半径方向
（高さ方向）への幅がＷで一定だった翼根幅は、下部
（回転軸中心側）より上部が回転軸方向に広げられた形
状となる（Ｗ＜Ｗ1）。このような翼根幅の変化はター
ビン回転軸方向に限定するが、これは、インテグラルシ
ュラウド翼の耐振動強度上、回転方向には隣接するイン
テグラルシュラウド翼を強く接触させる必要があるこ
と、及び、Ｔ型の翼根１を有するタービン動翼の耐振動
強度が最も厳しいのは、回転軸方向主体の１次モードで
あることが主な理由である。
で、（Ａ）は翼根１、羽根２及びシュラウド３より成る
タービン動翼の側面図、（Ｂ）は（Ａ）の要部拡大図で
ある。この実施例では、翼根１の上部にタービン回転軸
方向への滑らかな段差ａを設けてある。この段差ａを設
けたことにより、翼根１のタービン回転軸方向の幅は上
部がＷ１となって広くなる。すなわち、従来半径方向
（高さ方向）への幅がＷで一定だった翼根幅は、下部
（回転軸中心側）より上部が回転軸方向に広げられた形
状となる（Ｗ＜Ｗ1）。このような翼根幅の変化はター
ビン回転軸方向に限定するが、これは、インテグラルシ
ュラウド翼の耐振動強度上、回転方向には隣接するイン
テグラルシュラウド翼を強く接触させる必要があるこ
と、及び、Ｔ型の翼根１を有するタービン動翼の耐振動
強度が最も厳しいのは、回転軸方向主体の１次モードで
あることが主な理由である。
【００１２】次に、図２は本発明の第２実施例を示した
もので、ロータ円板４の翼溝６の上部にタービン回転軸
方向の滑らかな段差ｂを設けてある。この段差ｂを設け
たことにより、翼根１が植え込まれる翼溝６の回転軸方
向の幅は、下部（回転軸中心側）のｗに対して上部のｗ
１が狭くなる（ｗ＞ｗ1）。
もので、ロータ円板４の翼溝６の上部にタービン回転軸
方向の滑らかな段差ｂを設けてある。この段差ｂを設け
たことにより、翼根１が植え込まれる翼溝６の回転軸方
向の幅は、下部（回転軸中心側）のｗに対して上部のｗ
１が狭くなる（ｗ＞ｗ1）。
【００１３】なお、第１実施例における翼根１の段差ａ
と翼溝６との隙間、及び第２実施例における翼溝６の段
差ｂと翼根１との隙間は、いずれの場合も従来より小さ
くし、この部分が積極的に接触するようにしておく。
と翼溝６との隙間、及び第２実施例における翼溝６の段
差ｂと翼根１との隙間は、いずれの場合も従来より小さ
くし、この部分が積極的に接触するようにしておく。
【００１４】以下、上述したタービン動翼の段差ａ，ｂ
について、その作用を説明する。
について、その作用を説明する。
【００１５】Ｔ型の翼根１を有するタービン動翼の翼根
幅、あるいは翼溝幅に上部（先端付近）のみ滑らかな段
差ａ，ｂを設けると、翼振動数が動翼の振動振幅に依存
するようになる。
幅、あるいは翼溝幅に上部（先端付近）のみ滑らかな段
差ａ，ｂを設けると、翼振動数が動翼の振動振幅に依存
するようになる。
【００１６】つまり、動翼の回転軸方向の振動振幅が小
さい場合には、動翼は図３（Ａ）に示す如く、角部ｃが
固定されて振動する。一方、たとえば、動翼がノズルウ
ェーク励振周波数と共振して振動振幅が大きくなると、
図３（Ｂ）に示す如く、段差ａ（又はｂ）が接触し動翼
の境界条件が変化する。すなわち、図４に示す様に、翼
の支持位置の変化に伴い振動振幅が変化するので、翼振
動数も変化して共振状態を回避できる。従って、翼振動
応力が激減し、動翼の信頼性を大幅に向上できる。
さい場合には、動翼は図３（Ａ）に示す如く、角部ｃが
固定されて振動する。一方、たとえば、動翼がノズルウ
ェーク励振周波数と共振して振動振幅が大きくなると、
図３（Ｂ）に示す如く、段差ａ（又はｂ）が接触し動翼
の境界条件が変化する。すなわち、図４に示す様に、翼
の支持位置の変化に伴い振動振幅が変化するので、翼振
動数も変化して共振状態を回避できる。従って、翼振動
応力が激減し、動翼の信頼性を大幅に向上できる。
【００１７】さて、共振点からのずれと共振応力との間
には、振動数比をλ、粘性減衰係数比をγとすれば、下
記の数式１に示すような関係がある。
には、振動数比をλ、粘性減衰係数比をγとすれば、下
記の数式１に示すような関係がある。
【００１８】
【数１】
【００１９】ここで、λ＝１.０２、γ＝０.００１６と
仮定すれば、すなわち、共振点から２％ずれた場合の振
幅比（静荷重Ｐ０によるたわみが基準）は約２４.７と
なり、λ＝１（ずれなし）の場合の振幅比３１２.５と
比較して約１／１３に低下している。従って、振動変位
（振幅）ｘと比例関係にある翼根部の応力σも約１／１
３に低下することになる（図６参照）。
仮定すれば、すなわち、共振点から２％ずれた場合の振
幅比（静荷重Ｐ０によるたわみが基準）は約２４.７と
なり、λ＝１（ずれなし）の場合の振幅比３１２.５と
比較して約１／１３に低下している。従って、振動変位
（振幅）ｘと比例関係にある翼根部の応力σも約１／１
３に低下することになる（図６参照）。
【００２０】次に、翼長（等価長さ）Ｈと振動数ｆとの
関係は下記の数式２によって示される。
関係は下記の数式２によって示される。
【００２１】
【数２】
【００２２】ここで、Ｅはヤング率、Ａは断面積、Ｃは
定数、ρは密度である。そして、段差ａ又はｂがない場
合の振動数をｆ０、長さｈの段差を設けた場合（図５参
照）の振動数をｆ１とすると、ｆ1（Ｈ＝Ｈ1＝Ｈ0−
ｈ）とｆ0（Ｈ＝Ｈ0）との間には下記の数式３に示した
関係がある。
定数、ρは密度である。そして、段差ａ又はｂがない場
合の振動数をｆ０、長さｈの段差を設けた場合（図５参
照）の振動数をｆ１とすると、ｆ1（Ｈ＝Ｈ1＝Ｈ0−
ｈ）とｆ0（Ｈ＝Ｈ0）との間には下記の数式３に示した
関係がある。
【００２３】
【数３】
【００２４】すなわち、数式３によれば、等価長さの変
化率（ｈ／Ｈ0）が１％であれば、振動数ｆ１が約２％
変化する（ｆ1≒１.０２ｆ0）ことを示している。従っ
て、段差ａ又はｂの長さｈを１％以上とすれば、数式１
で説明したように、翼根部の応力は約１／１３以下に低
減するので十分な効果が得られる。
化率（ｈ／Ｈ0）が１％であれば、振動数ｆ１が約２％
変化する（ｆ1≒１.０２ｆ0）ことを示している。従っ
て、段差ａ又はｂの長さｈを１％以上とすれば、数式１
で説明したように、翼根部の応力は約１／１３以下に低
減するので十分な効果が得られる。
【００２５】続いて、段差ａ，ｂの高さｄ（図７参照）
と振動応力σの関係について述べる。図６は段差位置の
振動変位ｘと翼根部の応力σとが比例関係にあることを
示している。そして、σＲが疲労限の応力σＥより大
（σR＞σE）となれば、タービン動翼は材料の寿命が消
費されて不都合を生じるため、隙間δが振動変位ｘＥよ
り大（δ＞ｘE）の場合には共振を回避する必要があ
る。
と振動応力σの関係について述べる。図６は段差位置の
振動変位ｘと翼根部の応力σとが比例関係にあることを
示している。そして、σＲが疲労限の応力σＥより大
（σR＞σE）となれば、タービン動翼は材料の寿命が消
費されて不都合を生じるため、隙間δが振動変位ｘＥよ
り大（δ＞ｘE）の場合には共振を回避する必要があ
る。
【００２６】段差の高さｄと振動応力との関係は単純で
はないが、図８に示す如く、ｄ≦δ−ｘＲの時はσ＝σ
R（共振応力）となる。しかし、ｄ＝δの時には、接触
により振動数ｆが変化し、振動応力σはほとんどなくな
ってしまう（σ≒０）。そして、たとえば振動応力をσ
E／２以下に制振する場合には、ｄ1≧δ−(ｘE／２)と
なるように段差ａ，ｂの高さを設定すればよい。なお、
ｘＥは疲労限の振動応力σＥに対応する振動変位であ
る。
はないが、図８に示す如く、ｄ≦δ−ｘＲの時はσ＝σ
R（共振応力）となる。しかし、ｄ＝δの時には、接触
により振動数ｆが変化し、振動応力σはほとんどなくな
ってしまう（σ≒０）。そして、たとえば振動応力をσ
E／２以下に制振する場合には、ｄ1≧δ−(ｘE／２)と
なるように段差ａ，ｂの高さを設定すればよい。なお、
ｘＥは疲労限の振動応力σＥに対応する振動変位であ
る。
【００２７】一方、従来のＴ型翼根を有するタービン動
翼では、振動の支持位置は角部ｃである。ここは遠心応
力が高い上に応力集中係数も大きく、特に耐振動強度が
厳しい。しかし、段差部付近の形状を滑らかにすること
により応力集中を緩和でき、遠心応力、振動応力共に低
減できるので、動翼の耐振動強度を向上することができ
る。また、振動の支持点が半径の高い方に移動し、翼の
等価長さが短くなり、翼振動数が高くなる。つまり、振
動数の２乗に比例する等価剛性が大きくなり、振動応答
をさらに小さくすることができる。
翼では、振動の支持位置は角部ｃである。ここは遠心応
力が高い上に応力集中係数も大きく、特に耐振動強度が
厳しい。しかし、段差部付近の形状を滑らかにすること
により応力集中を緩和でき、遠心応力、振動応力共に低
減できるので、動翼の耐振動強度を向上することができ
る。また、振動の支持点が半径の高い方に移動し、翼の
等価長さが短くなり、翼振動数が高くなる。つまり、振
動数の２乗に比例する等価剛性が大きくなり、振動応答
をさらに小さくすることができる。
【００２８】
【発明の効果】前述した本発明によれば、翼振動数をタ
ービン動翼の振動振幅に依存させることにより、特定な
励振周波数との共振を回避することができ、タービン動
翼の信頼性を大幅に向上させることができる。つまり、
タービン動翼の振動数に振幅依存性を持たすことによ
り、共振を自動的に回避することができる。
ービン動翼の振動振幅に依存させることにより、特定な
励振周波数との共振を回避することができ、タービン動
翼の信頼性を大幅に向上させることができる。つまり、
タービン動翼の振動数に振幅依存性を持たすことによ
り、共振を自動的に回避することができる。
【００２９】また、従来のＴ型翼根を有するタービン動
翼の振動の支持位置（最下部）は、遠心応力が高い上に
応力集中係数が大きく、特に耐振動強度が厳しいが、段
差部の形状を滑らかにすることにより応力集中を緩和で
き、遠心応力、振動応力共に低減できるので、タービン
動翼の耐振動強度を向上することができる。
翼の振動の支持位置（最下部）は、遠心応力が高い上に
応力集中係数が大きく、特に耐振動強度が厳しいが、段
差部の形状を滑らかにすることにより応力集中を緩和で
き、遠心応力、振動応力共に低減できるので、タービン
動翼の耐振動強度を向上することができる。
【００３０】さらに、振動の支持点が半径の高い方に移
動し、翼の等価長さが短くなり、翼振動数が高くなるこ
とにより、等価剛性が大きくなり、振動応答を小さくで
き、タービン動翼の信頼性を一層向上させることができ
る。
動し、翼の等価長さが短くなり、翼振動数が高くなるこ
とにより、等価剛性が大きくなり、振動応答を小さくで
き、タービン動翼の信頼性を一層向上させることができ
る。
【図１】本発明の第１実施例に係わる図で、（Ａ）はタ
ービン動翼の側面図、（Ｂ）は（Ａ）の要部拡大図であ
る。
ービン動翼の側面図、（Ｂ）は（Ａ）の要部拡大図であ
る。
【図２】本発明の第２実施例に係わるタービン翼溝の部
分断面図である。
分断面図である。
【図３】本発明の作用を説明するための図である。
【図４】本発明の作用を説明するために、振動数と振動
振幅との関係を示した図である。
振幅との関係を示した図である。
【図５】翼長（等価長さ）Ｈと振動数ｆとの関係を説明
するための図である。
するための図である。
【図６】振動変位ｘと振動応力σとの関係を示す図であ
る。
る。
【図７】段差の高さｄと振動応力σとの関係を説明する
ための図である。
ための図である。
【図８】振動応力σと高さｄとの関係を示す図である。
【図９】本発明の作用を説明するために示したキャンベ
ル線図であり、ＮＰＦはノズルウェーク励振周波数であ
る。
ル線図であり、ＮＰＦはノズルウェーク励振周波数であ
る。
【図１０】従来のタービン動翼を示す外観斜視図であ
る。
る。
【図１１】従来のＴ型翼根を有するタービン動翼の取付
状態を示す断面図（図１２のＺ−Ｚ断面）である。
状態を示す断面図（図１２のＺ−Ｚ断面）である。
【図１２】Ｔ型翼根を有する動翼の植え込み部付近のロ
ータ円板の一部を示す斜視図である。
ータ円板の一部を示す斜視図である。
【符号の説明】 １ 翼根（Ｔ型翼根） ２ 羽根 ３ シュラウド ４ ロータ円板 ５ 挿入口 ６ 翼溝 ａ，ｂ 段差 ｃ 角部
Claims (1)
- 【請求項１】Ｔ型翼根を有するタービン動翼において、
翼根あるいは翼溝の上部にタービン回転軸方向の段差を
設けたことを特徴とするタービン動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22947893A JPH0763004A (ja) | 1993-08-23 | 1993-08-23 | タービン動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP22947893A JPH0763004A (ja) | 1993-08-23 | 1993-08-23 | タービン動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0763004A true JPH0763004A (ja) | 1995-03-07 |
Family
ID=16892806
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP22947893A Withdrawn JPH0763004A (ja) | 1993-08-23 | 1993-08-23 | タービン動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0763004A (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7168919B2 (en) * | 2004-10-11 | 2007-01-30 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade and turbine rotor assembly |
| JP2015155697A (ja) * | 2014-02-20 | 2015-08-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービンバケット及びタービンバケットの先端シュラウドをバランスさせるための方法 |
| WO2016076374A1 (ja) * | 2014-11-12 | 2016-05-19 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン用ロータアセンブリ、タービン、及び、動翼 |
-
1993
- 1993-08-23 JP JP22947893A patent/JPH0763004A/ja not_active Withdrawn
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7168919B2 (en) * | 2004-10-11 | 2007-01-30 | Alstom Technology Ltd. | Turbine blade and turbine rotor assembly |
| JP2015155697A (ja) * | 2014-02-20 | 2015-08-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービンバケット及びタービンバケットの先端シュラウドをバランスさせるための方法 |
| WO2016076374A1 (ja) * | 2014-11-12 | 2016-05-19 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン用ロータアセンブリ、タービン、及び、動翼 |
| JP2016094842A (ja) * | 2014-11-12 | 2016-05-26 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン用ロータアセンブリ、タービン、及び、動翼 |
| CN106574503A (zh) * | 2014-11-12 | 2017-04-19 | 三菱日立电力系统株式会社 | 涡轮用转子装配体、涡轮以及动叶 |
| US10557355B2 (en) | 2014-11-12 | 2020-02-11 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Turbine rotor assembly, turbine, and rotor blade |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20001031 |