JPH11257007A - 蒸気タービン翼勘合部 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】本発明は高圧タービン初段翼のダブテール部を
抽気蒸気により効率的に冷却を行うことを目的とする。 【解決手段】冷却冷媒は初段ディスクの高圧側根元まで
流れ、ついでディスク部に設けられた複数個の通気孔１
（３１），と通気孔２（３２）を通って、翼ダブテール
部へと流れ、最大応力の生ずるダブテールの上段溝部近
傍に設けた高圧側冷却孔３４と低圧側冷却孔３５をルー
プさせて冷却蒸気を流し、初段翼の低圧側へ排出する。
本発明では動翼の最大応力発生部分を効果的に冷却でき
るのが特徴。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は蒸気タービンの翼勘
合部の冷却方法に関する。

【０００２】

【従来の技術】省エネと環境保全（ＣＯ₂ の低減）の高
まりのなかで、蒸気タービン発電プラントに於ても大容
量化と熱効率向上の関心が更に高まって来ている。熱効
率向上は主蒸気の温度と圧力を高くすることによって行
われてきた。主蒸気の圧力温度及び再熱蒸気温度は１９
７０年代に２４６atg ／５６６℃／５６６℃になり、暫
くこの条件のプラントが続いたが、高温材料の開発の進
展によって、近年は主蒸気温度が６００℃を越えるもの
も建設されており、更に今後高温化が図られる見通しで
ある。

【０００３】高圧タービンの初段翼は回転体要素中で最
初に高温高圧な主蒸気にさらされる要素であり、強度信
頼性の確保が高温化の最大の鍵となっている。主蒸気温
度が６００℃を越えると、材料の高温強度、特にクリー
プラプチャ強度が急激に低下するため、その強度確保が
最大の課題である。

【０００４】一つの対処法として、従来、フェライト系
材料であった翼材をクリープ強度の高い、オーステナイ
ト系材に変更する方法も採られているが、オーステナイ
ト材の特徴である１）線膨張係数が大きい、２）熱伝導
率が低い、３）材料費が高価、などのため技術的に回転
体と静止部間のギャップ管理などに困難な問題が生じ、
タービンの設計を難しくしている。

【０００５】又、ロータ材がフェライト系であると、翼
側とロータディスク側が異種材料であることによりロー
タ側の翼勘合部に過大な応力が発生し易くなり、ロータ
側の損傷を速めることもあり得る。

【０００６】もう一つの対処法は翼の冷却である。特に
高応力の発生する翼とロータディスクの勘合部付近を効
果的に冷却してクリープ強度の高い所で使用することで
ある。図１に動翼とロータディスクが勘合している状態
を示す。この型の動翼はロータディスクの周方向に勘合
用の溝が設けられていて、動翼を周方向に組み込んで固
定するタイプのものである。勘合する溝部は総称してダ
ブテールと呼ばれ、翼側を翼ダブテール２，ロータ側を
ディスクダブテール３から成る。

【０００７】ダブテールの形状はメーカ，機種，使用条
件等によってまちまちであるが、基本的には図に示すよ
うに、翼側から見ると、ロータ側に突きだしたフックと
呼ばれる部分と後退した溝と呼ぶ部分からなる。これら
のフックと溝形状はダブテール中心線（ロータ中心軸点
を通る線）に対して左右対称に配置されるのが普通であ
る。

【０００８】図１ではフックと溝がそれぞれ３個連なる
ダブテール形状のものを示してある。

【０００９】本文では翼側のそれぞれのフックを動翼１
の根元に近い方から上段フック４，中段フック５，下段
フック６と呼び、溝部を上段溝部７，中段溝部８，下段
溝部９と呼ぶ。

【００１０】タービンの運転中はこれらのダブテールを
形成する勘合面の一部分のみが接触し荷重を分担するこ
とになる。その接触部分は各フック部の上面のほぼ水平
面に近い部分となり、その接触点に作用する大きな遠心
力荷重によって翼ダブテール部の溝部に当たる面に図示
した様な引っ張り応力が作用する（上段溝応力分布１
０，中段溝応力分布１１，下段溝応力分布１２）。

【００１１】特に、このタイプのダブテールでは第１溝
部付近の表面に発生する応力が最大となる。また応力は
溝部から離れるにつれ、急激に減少するのが特徴であ
る。

【００１２】このようにダブテール部で応力の高い部分
は非常に限られた部分であることに注目して、ダブテー
ル部の冷却を効率よく行うことが求められる。

【００１３】このダブテール部の冷却方法として、例え
ば特開昭58−143102号公報があるがダブテールの最大応
力発生位置を集中的に冷却するものではなく、本発明が
目指す、最もクリープ強度が問題となる部分をより効果
的に冷却する方法とは本質を異にしている。

【００１４】

【発明が解決しようとする課題】本発明は高圧タービン
初段翼のダブテール部を抽気蒸気により効率的に冷却を
行うことを目的とする。

【００１５】

【課題を解決するための手段】初段翼ダブテール部の冷
却効果を高めるための必要条件として冷媒として使用す
る蒸気の温度はダブテール部温度よりも十分温度差のあ
るものである必要があり、さらに圧力も冷媒が排出され
る初段後の圧力よりも高く設定する必要がある。

【００１６】本発明では、使用される冷媒の冷却用蒸気
はタービンの高圧車室に供給される主蒸気管の途中から
抽気され、タービンの外部にて圧力を保った状態で冷却
された後、再び初段翼上流側まで導かれる。さらに冷却
蒸気はロータ初段ディスクの上流に設けられた複数個の
冷却孔を通し、ディスク内部を流れ、翼ダブテールとデ
ィスクダブテールの頂点部に形成される空間部に導かれ
る。

【００１７】翼ダブテール部側には最大応力の発生する
上段溝部を効率よく冷却するための冷却パス部が翼の周
方向に向けて一対設けられ、複数枚の動翼を連絡させて
１つの冷却ループを形成し、該冷却ループを翼全周にわ
たり複数個設け、冷却蒸気の排出側は初段翼の低圧側に
あり、排出された蒸気は２段翼へと流れ、タービンの作
動流体として再利用される。

【００１８】即ち、本冷却方式では初段翼で最も強度上
問題のなる上段溝部付近の冷却を翼の周方向に均一に効
果的に行えることから、許容クリープラプチャ強度を高
く取ることができ、翼のクリープ寿命を延ばすことが可
能となる。

【００１９】一方、冷却蒸気は主蒸気管より抽気して熱
交換器を通すことにより自由に温度調整ができ、タービ
ンの負荷に応じた冷却蒸気の供給が可能である。さら
に、該冷却蒸気は該初段翼まで導く過程で、初段翼上流
側と中圧タービン側隔壁との間のロータ表面部に沿わせ
て流することによりロータ部の冷却にも利用される。

【００２０】

【発明の実施の形態】図１から図５により本発明の実施
例を示す。

【００２１】図２は高中圧一体型蒸気タービンの高圧蒸
気タービン１３側を部分的に示した図である。該高圧蒸
気タービンは外車室１４と内車室１５の２重車室構造か
らなり、主蒸気管２０を通って高温高圧の主蒸気は内車
室１５のノズルチェスト１９部で環状に分流し、初段動
翼１８を通ることにより蒸気のエネルギーが回転力に変
換される。

【００２２】本発明の初段翼冷却用の蒸気は次の方法に
より生成される。

【００２３】冷却蒸気の必要条件として、圧力について
はノズルチェスト１９の出口部、即ち初段動翼の入口部
の圧力と同等か高い圧力である必要がある。この圧力条
件を満たすためには、ノズルチェスト部よりも上流部で
の蒸気の抽気が必要である。蒸気の冷却器を外車室の外
側に配置するのが最も経済的、かつ実用性が高い。

【００２４】外車室１４の外部の主蒸気管に取り付けら
れた抽気口から細管で外部に取り出された蒸気は流量制
御バルブ２２でその流量が制御され熱交器２３によって
冷却蒸気は所定の温度に調整される。抽気蒸気はその圧
力をほぼ維持した状態で温度を所定の温度に減温でき
る。このようにして生成された冷却蒸気は外車室１４と
内車室１５を繋ぐ通気管２４を経て、さらに内車室内の
通気孔２５と高中圧車室隔壁２６内の通気孔２５ａを通
ってロータ表面２９に達する。

【００２５】ノズルチェスト１９とロータ表面２９の間
にダイヤフラム２８を配置し、該ロータ表面２９と該ダ
イヤフラム２８の間に環状の冷却パス３０を形成する。
中圧タービン側への冷却蒸気の漏れは高中圧隔壁のロー
タ面側に配置された複数のラビリンスパッキング２７に
よっては最小限に抑えられ、大部分は該冷却パス３０を
通ってロータ表面を冷却しながら初段動翼１８のロータ
ディスク高圧側へと流れる。

【００２６】ロータディスク部から翼ダブテール２の冷
却の詳細を図３〜図５にて述べる。本発明の特徴は翼ダ
ブテール溝部近傍の高応力発生箇所を翼の周方向に対し
てほぼ均一かつ効果的な冷却ができることにある。ダブ
テール部の冷却パスは複数枚の翼群を持って１つの冷却
ルートを形成することができる。図の例は２枚の翼で１
冷却ルートを形成した例を示すが、基本的にはルートを
形成する枚数は冷却条件を満足する限り制限はない。

【００２７】冷却蒸気はディスク根元付近からロータ表
面２９に平行に、ディスク周方向に等間隔に設けられた
複数個の蒸気孔１に入り、ディスク厚みの中心まで進
む。そこから９０度の角度で連結された冷却孔２を通っ
てディスク頂部空隙部３３へと流れる。なお、冷却孔２
はロータの中心軸点からディスク厚みの中間部を通りロ
ータ半径方向線上に放射状に複数個配置される。

【００２８】ディスク頂点空隙３３は各翼の遠心力荷重
を均等化するために重量調整をするために設けられるも
ので本来個々の翼毎に空隙部の体積は異なることになる
が、本発明では最低条件として、冷却孔１の断面積相当
以上の流路面積が確保されていれば十分である。また実
用上はあらかじめ本発明に必要な流路を標準製作し、そ
の上で、微細な体積調整を行うことになる。従ってディ
スク頂点空隙３３は周方向に環状の空隙部が確保される
ことになる。

【００２９】図５に翼頂点側からロータ中心軸に向かっ
て見た平面図を示す。破線で示した部分が蒸気冷却パス
である。図３は図５に示すＡ−Ａ断面矢視の鳥瞰図をま
た図４はＢ−Ｂ断面矢視の鳥瞰図を示す。

【００３０】図３のＢ翼の翼ダブテール側面３３ａには
断面が半円弧状の半円弧溝３６ａと蒸気の排出部にも半
円弧溝３８ａが設けられる。一方、Ｂ翼の該翼ダブテー
ル側面と接触するＡ翼の翼ダブテール側面にもＢ翼の半
円弧溝と同形状の溝が作られ、両翼が組み立てられた状
態で断面が円形を成す冷却孔の連絡冷却孔３６と排出冷
却孔が形成される。高圧側冷却孔３４と低圧側冷却孔３
５は高応力の発生する上段溝部近傍にディスク中心軸に
対して左右対称に、ダブテールの周方向に貫通して設け
られる。

【００３１】冷却蒸気の高圧側冷却孔３４から低圧側冷
却孔３５への連絡孔は、上述の翼ダブテール側面に設け
た半円弧溝と同じ方法で形成される。即ちＤ翼の翼ダブ
テール側面とこれと対峙するＣ翼の翼ダブテール側面に
図４に示すような半円弧溝３７ａを設け、両翼ダブテー
ル側面が組み立て接触した時点で通路断面形状が円形の
バイパス冷却孔３７が形成される。

【００３２】以上、翼ダブテール内の冷却通路について
詳述したように初段動翼の高圧側ディスク根元付近から
流入した冷却蒸気は複数枚の翼ダブテール部の上段溝部
近傍の冷却孔を流れ溝部を均一かつ効果的に冷却し初段
翼の低圧側へ排出される。排出された冷却蒸気は２段段
落へと流れ、新たな作動流体として使用される。

【００３３】

【発明の効果】最も高温高圧の主蒸気にさらされる高圧
タービン初段翼において、最大応力は翼ダブテールの上
段溝近傍で発生する。本発明ではこの高応力部分の冷却
を蒸気冷却によって局所的かつ効果的に行えることによ
って、最大応力の発生する翼溝部の高温クリープ強度を
上げることができ、タービンの安全性の確保と運転寿命
の伸長が図れる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の実施例である高圧タービン翼の翼勘合
構造と応力分布を示した図。

【図２】本発明の高圧蒸気タービン部の断面を示した
図。

【図３】本発明の初段翼の冷却通路の構成を鳥瞰図で示
した斜視図及びａ−ａ断面図。

【図４】（ａ）及び（ｂ）は本発明の初段翼の冷却通路
の構成を鳥瞰図で示した斜視図。

【図５】本発明の初段翼部の冷却通路を翼頂点側から示
した平面図。

【符号の説明】

１…動翼、２…翼ダブテール、３…ディスクダブテー
ル、４…上段フック、５…中段フック、６…下段フッ
ク、７…上段溝部８…中段溝部、９…下段溝部、１０…
上段溝部応力分布、１１…中段溝部応力分布、１２…下
段溝部応力分布、１３…高圧蒸気タービン、１４…外車
室、１５…内車室、１６…ロータ、１７…初段ディス
ク、１８…初段翼、１９…ノズルチェスト、２０…主蒸
気管、２１…抽気口、２２…流量制御バルブ、２３…熱
交換器、２４…通気管、２５，２５ａ…通気孔、２６…
高中圧車室隔壁、２７…ラビリンスパッキング、２８…
ダイアフラム、２９…ロータ表面、３０…冷却パス、３
１…蒸気孔１、３２…蒸気孔２、３３…ディスク頂部空
隙、３４…高圧側冷却孔、３５…低圧側冷却孔、３６
ａ，３８ａ…半円弧溝、３６…連絡冷却孔、３７ａ…バ
イパス半円弧溝、３７…バイパス冷却孔、３８…排出冷
却孔。

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】高圧蒸気タービンの初段動翼に於いて、翼
   根元勘合部（ダブテール）の組み込みがロータディスク
   の周方向に行われる周方向植え込み型翼ダブテール部の
   冷却に関し、翼ダブテール部で最大応力の発生する上段
   溝部付近を局所的かつ効果的に冷却するための微小径の
   １対の冷却孔がダブテールの周方向の厚みを貫通させて
   翼の高圧側と低圧側に配置され、この様に貫通した該冷
   却孔を持つ翼を複数枚連続して配置することにより、ダ
   ブテールの溝部と平行な周方向の冷却路が形成し、該冷
   却路を最終翼部で連結する手段としては、最終翼と次に
   来る翼の接触面即ちダブテール側面部にそれぞれ断面形
   状が半円弧状の冷却溝を設け、両翼が接触組み立てられ
   た状態で断面が円形の冷却通路が形成され、一方、該冷
   却路の最初のダブテール部に冷却蒸気を供給する手段
   は、上述の方法と同じで、最初の翼とその前の翼が接触
   するダブテール側面部に設けられた半円弧状の溝によっ
   て連絡冷却通路が形成され、該連絡冷却孔は最初に冷却
   蒸気が供給されるディスク頂部空隙部と該冷却孔入口端
   部を連絡し、また冷却蒸気の排出冷却孔は低圧側冷却通
   路の出口端、すなわち最初の翼のダブテール側面部から
   初段翼低圧側に向かって上述と同様の半円弧溝を接触す
   る両ダブテール側面に設けることにより形成され、この
   ように複数翼を１グループとしてダブテール上段溝部近
   傍をループする冷却路を形成し効果的な冷却をできるよ
   うにしたことを特徴とする蒸気タービン翼勘合部。
2. 【請求項２】請求項１のディスク頂部空隙部への冷却蒸
   気の供給は次の手段によって行われ、まず冷却蒸気は高
   圧蒸気タービンの外の主蒸気管から抽気され熱交換器に
   より圧力を減ずることなく所定の温度に減温され、該冷
   却蒸気は外車室，内車室，高中圧隔壁を貫通する通気孔
   を通してロータ表面まで導かれ、高中圧隔壁から高圧初
   段ディスクまでは環状のダイアフラムを配置し該ロータ
   表面との間に環状の冷却パスを形成し、該冷却パス部を
   冷却蒸気が流れることにより、ロータ表面の冷却を行い
   ながら、冷却蒸気は初段ディスクの高圧側まで導かれ、
   ロータディスクの根元部にロータ表面と平行に複数個の
   冷却通路をディスク肉厚の中間部まで開け、該冷却通路
   とディスクダブテールの頂点からロータ中心軸方向に冷
   却通路を設けることにより先の冷却通路と連結した冷却
   蒸気導入路ができ、このようにして主蒸気管から抽気さ
   れ減温された冷却用蒸気は途中ロータの表面を冷却して
   高圧初段翼のディスク頂部空隙部へ導かれダブテール部
   の冷却を効果的に行うことが可能となることを特徴とす
   る蒸気タービン翼勘合部。