JPH11270301A - 動翼の応力緩和方法および動翼 - Google Patents
動翼の応力緩和方法および動翼Info
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- JPH11270301A JPH11270301A JP9069098A JP9069098A JPH11270301A JP H11270301 A JPH11270301 A JP H11270301A JP 9069098 A JP9069098 A JP 9069098A JP 9069098 A JP9069098 A JP 9069098A JP H11270301 A JPH11270301 A JP H11270301A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 中央部付近から翼先端部にかけての断面積を
増大させ、中央部付近における応力を緩和し、かつ流体
性能を損なうのを防ぐこと。 【解決手段】 蒸気タービンの最終段落を構成する動翼
は１２１９．２mmを超える有効部長さを有する。蒸気タ
ービンの定格回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍである。動翼
はチタンで製作される。この動翼は翼高さ方向に下記等
式で与えられるテーパ係数ｆが一定の値を有する。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−
ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：
翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部
半径位置 ｆ：テーパ係数
増大させ、中央部付近における応力を緩和し、かつ流体
性能を損なうのを防ぐこと。 【解決手段】 蒸気タービンの最終段落を構成する動翼
は１２１９．２mmを超える有効部長さを有する。蒸気タ
ービンの定格回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍである。動翼
はチタンで製作される。この動翼は翼高さ方向に下記等
式で与えられるテーパ係数ｆが一定の値を有する。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−
ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：
翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部
半径位置 ｆ：テーパ係数
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は蒸気タービンに係
り、特に蒸気タービンの最終段落を構成する動翼におい
て中央部付近に応力のピークが生じるのを回避するのに
好適な動翼の応力緩和方法および動翼に関する。
り、特に蒸気タービンの最終段落を構成する動翼におい
て中央部付近に応力のピークが生じるのを回避するのに
好適な動翼の応力緩和方法および動翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】近年、蒸気タービンは大容量化の進展に
伴って最終段落を構成する翼列部分の環状面積が著しく
増大し、動翼の有効部長さが長大化している。このた
め、各翼断面、翼植込み部およびディスク植込み部など
に遠心力による強大な応力が加わり、強度を確保するう
えで極めて厳しい状況になっている。低圧タービンの最
終段動翼には、今後、強度の確保に有利なチタン製の動
翼を用いるのが主流になると考えられ、この場合、有効
部長さは定格回転数が３０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービ
ンでは１２１９．２mmを超えるものとなり、定格回転数
が３６００ｒ．ｐ．ｍのものでは１０１６mmを超えるこ
とになる。こうした動翼の長大化は技術的に解決しなけ
れば課題が幾つかあり、強度面では信頼性の確保、性能
面では流体性能の向上に一層注力することが求められて
いる。
伴って最終段落を構成する翼列部分の環状面積が著しく
増大し、動翼の有効部長さが長大化している。このた
め、各翼断面、翼植込み部およびディスク植込み部など
に遠心力による強大な応力が加わり、強度を確保するう
えで極めて厳しい状況になっている。低圧タービンの最
終段動翼には、今後、強度の確保に有利なチタン製の動
翼を用いるのが主流になると考えられ、この場合、有効
部長さは定格回転数が３０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービ
ンでは１２１９．２mmを超えるものとなり、定格回転数
が３６００ｒ．ｐ．ｍのものでは１０１６mmを超えるこ
とになる。こうした動翼の長大化は技術的に解決しなけ
れば課題が幾つかあり、強度面では信頼性の確保、性能
面では流体性能の向上に一層注力することが求められて
いる。
【０００３】ところで、従来、動翼断面の応力に関して
は、図６の曲線Ｃ１で示すように翼根元部から中央部に
かけてほぼ一定の応力を担い、中央部から翼先端部にか
けては応力が減少するように適宜決めるものが採用され
る傾向にある。これに対して、長大化が一層進む中では
動翼の植込み部における応力がさらに厳しくなることな
どの理由により、図７に示すように、長大な動翼１に適
したカーブドエントリー方式の植込み部２が多用される
傾向にある。
は、図６の曲線Ｃ１で示すように翼根元部から中央部に
かけてほぼ一定の応力を担い、中央部から翼先端部にか
けては応力が減少するように適宜決めるものが採用され
る傾向にある。これに対して、長大化が一層進む中では
動翼の植込み部における応力がさらに厳しくなることな
どの理由により、図７に示すように、長大な動翼１に適
したカーブドエントリー方式の植込み部２が多用される
傾向にある。
【０００４】このカーブドエントリー方式による植込み
部２は強度の確保には利点があるものの、動翼１の組み
立てにおいて翼同士に干渉が起こることがある。すなわ
ち、図８に示すように、組み立てる動翼１は植込み部２
の半径Ｒに倣う方向に限り挿入可能なため翼前縁半径Ｒ
１が最適寸法よりも大きくなると、隣接する動翼１の翼
後縁との干渉が生じ、一方、翼後縁半径Ｒ２が最適寸法
よりも小さくなると、隣接する動翼１の翼前縁との干渉
が起こる。
部２は強度の確保には利点があるものの、動翼１の組み
立てにおいて翼同士に干渉が起こることがある。すなわ
ち、図８に示すように、組み立てる動翼１は植込み部２
の半径Ｒに倣う方向に限り挿入可能なため翼前縁半径Ｒ
１が最適寸法よりも大きくなると、隣接する動翼１の翼
後縁との干渉が生じ、一方、翼後縁半径Ｒ２が最適寸法
よりも小さくなると、隣接する動翼１の翼前縁との干渉
が起こる。
【０００５】この干渉を回避するために干渉が起こる動
翼１の中央高さ位置付近において、翼断面形状を縮小し
て構成する動翼１が採用されることがある。しかしなが
ら、翼断面形状が小さくなることはそのまま翼断面積の
縮小につながり、結果として、翼断面の応力が高くな
り、図６の曲線Ｃ２に示すように、翼中央高さ付近に応
力のピークが出現することになる。
翼１の中央高さ位置付近において、翼断面形状を縮小し
て構成する動翼１が採用されることがある。しかしなが
ら、翼断面形状が小さくなることはそのまま翼断面積の
縮小につながり、結果として、翼断面の応力が高くな
り、図６の曲線Ｃ２に示すように、翼中央高さ付近に応
力のピークが出現することになる。
【０００６】一方、最終段落のチタン製の動翼の長大化
により翼先端外径と共に翼列ピッチが増大することか
ら、翼列におけるスロートが形成しにくくなる。翼列ピ
ッチはそれぞれの断面に対して最適値が存在し、過大な
翼列ピッチの増加は流体性能を低下させる要因となり、
長大化による利点を大きく損ねる可能性がある。
により翼先端外径と共に翼列ピッチが増大することか
ら、翼列におけるスロートが形成しにくくなる。翼列ピ
ッチはそれぞれの断面に対して最適値が存在し、過大な
翼列ピッチの増加は流体性能を低下させる要因となり、
長大化による利点を大きく損ねる可能性がある。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】動翼の長大化は有効部
長さの増加に伴って翼先端部に対して下部、すなわち中
央部付近の断面積を増大させねばならない。しかし、こ
の部分の断面積を増大させた場合、先に述べたカーブエ
ントリー方式の植込み部２を用いたとき、動翼同士の干
渉により組み立てが不可能になる。不可避的に中央部の
翼断面積は望ましい値を保てなくなり、干渉を生じ易い
箇所に応力のピークが出現する。
長さの増加に伴って翼先端部に対して下部、すなわち中
央部付近の断面積を増大させねばならない。しかし、こ
の部分の断面積を増大させた場合、先に述べたカーブエ
ントリー方式の植込み部２を用いたとき、動翼同士の干
渉により組み立てが不可能になる。不可避的に中央部の
翼断面積は望ましい値を保てなくなり、干渉を生じ易い
箇所に応力のピークが出現する。
【０００８】これに加えて、動翼の長大化は翼列での望
ましいスロートの形成を困難にする。スロートの形成に
おいて翼列ピッチの影響は翼形にもよるが、図９に示す
ように、同一翼形において翼列ピッチＰを拡大して行く
と、動翼１と動翼１との間にスロートＳを形成すること
が不可能になり、流体性能が著しく損なわれてしまう。
ましいスロートの形成を困難にする。スロートの形成に
おいて翼列ピッチの影響は翼形にもよるが、図９に示す
ように、同一翼形において翼列ピッチＰを拡大して行く
と、動翼１と動翼１との間にスロートＳを形成すること
が不可能になり、流体性能が著しく損なわれてしまう。
【０００９】スロートＳを形成するためにはある程度の
断面積が必要である。翼先端部の断面積を増大させる
と、動翼全体の断面積が増加してしまい、動翼の重量の
増加により植込み部２において強度が非常に厳しくな
る。このため、翼根元径および翼先端径の増加を抑えた
まま、動翼を長大化させる必要がある。
断面積が必要である。翼先端部の断面積を増大させる
と、動翼全体の断面積が増加してしまい、動翼の重量の
増加により植込み部２において強度が非常に厳しくな
る。このため、翼根元径および翼先端径の増加を抑えた
まま、動翼を長大化させる必要がある。
【００１０】本発明の目的は翼中央部付近から翼先端部
にかけての断面積を増大させ、中央部付近における応力
を緩和し、かつ流体性能を損なうのを防ぐことのできる
動翼の応力緩和方法および動翼を提供することにある。
にかけての断面積を増大させ、中央部付近における応力
を緩和し、かつ流体性能を損なうのを防ぐことのできる
動翼の応力緩和方法および動翼を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に請求項１に係る発明は定格回転数３０００ｒ．ｐ．ｍ
の蒸気タービンの最終段落を構成する、チタンからなる
動翼であって、動翼は１２１９．２mmを超える有効部長
さを有するものにおいて、下記の等式で与えられるテー
パ係数ｆを一定として翼根元部断面積および翼先端部断
面積より中間部断面積を決めることを特徴とすものであ
る。
に請求項１に係る発明は定格回転数３０００ｒ．ｐ．ｍ
の蒸気タービンの最終段落を構成する、チタンからなる
動翼であって、動翼は１２１９．２mmを超える有効部長
さを有するものにおいて、下記の等式で与えられるテー
パ係数ｆを一定として翼根元部断面積および翼先端部断
面積より中間部断面積を決めることを特徴とすものであ
る。
【００１２】 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 上記応力緩和方法においては動翼の中央部付近から翼先
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００１３】さらに、請求項２に係る発明は定格回転数
３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１０１６mmを
超える有効部長さを有するものにおいて、翼根元部断面
積および翼先端部断面積より下記等式で与えられるテー
パ係数を一定として中間部断面積を決めることを特徴と
するものである。
３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１０１６mmを
超える有効部長さを有するものにおいて、翼根元部断面
積および翼先端部断面積より下記等式で与えられるテー
パ係数を一定として中間部断面積を決めることを特徴と
するものである。
【００１４】 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 上記応力緩和方法においては動翼の中央部付近から翼先
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００１５】また、請求項３に係る発明は定格回転数３
０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１２１９．２
mmを超える有効部長さを有するものにおいて、有効部が
翼根元部〜高さ方向の1/4、高さ方向の1/4〜高さ方向の
3/4、高さ方向の3/4〜翼先端部に順次３分割されると
き、下記等式で与えられるテーパ係数を分割された区間
においてそれぞれ３．０〜３．７、２．５〜３．３、
２．０〜２．５の範囲内に定め、翼根元部断面積および
翼先端部断面積より中間部断面積を決めることを特徴と
するものである。
０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１２１９．２
mmを超える有効部長さを有するものにおいて、有効部が
翼根元部〜高さ方向の1/4、高さ方向の1/4〜高さ方向の
3/4、高さ方向の3/4〜翼先端部に順次３分割されると
き、下記等式で与えられるテーパ係数を分割された区間
においてそれぞれ３．０〜３．７、２．５〜３．３、
２．０〜２．５の範囲内に定め、翼根元部断面積および
翼先端部断面積より中間部断面積を決めることを特徴と
するものである。
【００１６】 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 上記応力緩和方法においては動翼の中央部付近から翼先
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００１７】さらに、請求項４に係る発明は定格回転数
３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１０１６mmを
超える有効部長さを有するものにおいて、有効部が翼根
元部〜高さ方向の1/4、高さ方向の1/4〜高さ方向の3/
4、高さ方向の3/4〜翼先端部に順次３分割されるとき、
下記等式で与えられるテーパ係数を分割された区間にお
いてそれぞれ３．０〜３．７、２．５〜３．３、２．０
〜２．５の範囲内に定め、翼根元部断面積および翼先端
部断面積より中間部断面積を決めることを特徴とするも
のである。
３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１０１６mmを
超える有効部長さを有するものにおいて、有効部が翼根
元部〜高さ方向の1/4、高さ方向の1/4〜高さ方向の3/
4、高さ方向の3/4〜翼先端部に順次３分割されるとき、
下記等式で与えられるテーパ係数を分割された区間にお
いてそれぞれ３．０〜３．７、２．５〜３．３、２．０
〜２．５の範囲内に定め、翼根元部断面積および翼先端
部断面積より中間部断面積を決めることを特徴とするも
のである。
【００１８】 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 上記応力緩和方法においては動翼の中央部付近から翼先
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
端部にかけての断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００１９】また、請求項５に係る発明は定格回転数３
０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１２１９．２
mmを超える有効部長さを有するものにおいて、有効部が
ある分割数Ｎによって分割されるとき、下記等式で与え
られるテーパ係数を分割された各区間においてそれぞれ
任意の値に定め、翼根元部断面積および翼先端部断面積
より中間部断面積を決めることを特徴とするものであ
る。
０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１２１９．２
mmを超える有効部長さを有するものにおいて、有効部が
ある分割数Ｎによって分割されるとき、下記等式で与え
られるテーパ係数を分割された各区間においてそれぞれ
任意の値に定め、翼根元部断面積および翼先端部断面積
より中間部断面積を決めることを特徴とするものであ
る。
【００２０】 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 上記応力緩和方法においては動翼の中央部付近から翼先
端部にかけて各断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
端部にかけて各断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００２１】さらに、請求項６に係る発明は定格回転数
３６００ｒ．ｐ．ｍ蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１０１６mmを
超える有効部長さを有するものにおいて、有効部がある
分割数Ｎによって分割されるとき、下記等式で与えられ
るテーパ係数を分割された各区間においてそれぞれ任意
の値に定め、翼根元部断面積および翼先端部断面積より
中間部断面積を決めることを特徴とするものである。
３６００ｒ．ｐ．ｍ蒸気タービンの最終段落を構成す
る、チタンからなる動翼であって、動翼は１０１６mmを
超える有効部長さを有するものにおいて、有効部がある
分割数Ｎによって分割されるとき、下記等式で与えられ
るテーパ係数を分割された各区間においてそれぞれ任意
の値に定め、翼根元部断面積および翼先端部断面積より
中間部断面積を決めることを特徴とするものである。
【００２２】 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 上記応力緩和方法においては動翼の中央部付近から翼先
端部にかけて各断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
端部にかけて各断面の応力が小さくなり、この部分での
ピークの出現を解消することができ、動翼が長大化する
ときも、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００２３】また、請求項７に係る発明は本発明に係る
応力緩和方法に基づいて構成される翼断面形状を備える
ことを特徴とするものである。
応力緩和方法に基づいて構成される翼断面形状を備える
ことを特徴とするものである。
【００２４】上記構成からなる動翼においては動翼の中
央部付近から翼先端部にかけて各断面の応力が小さくな
り、この部分でのピークの出現を解消することができ、
強度上の信頼性を高めることが可能になる。
央部付近から翼先端部にかけて各断面の応力が小さくな
り、この部分でのピークの出現を解消することができ、
強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００２５】さらに、請求項８に係る発明は翼先端部断
面積（Ａｔ）と翼根元部断面積（Ａｒ）との比（Ａｔ／
Ａｒ）が０．１３３以上の値を有することを特徴とする
ものである。
面積（Ａｔ）と翼根元部断面積（Ａｒ）との比（Ａｔ／
Ａｒ）が０．１３３以上の値を有することを特徴とする
ものである。
【００２６】上記構成からなる動翼においてはＡｔ／Ａ
ｒを０．１３３以上に定めているので、翼列内に望まし
いスロートを形成することができ、流体性能が損なわれ
るのを防ぐことが可能になる。
ｒを０．１３３以上に定めているので、翼列内に望まし
いスロートを形成することができ、流体性能が損なわれ
るのを防ぐことが可能になる。
【００２７】また、請求項９に係る発明は翼先端直径
（Ｄｔ）と翼根元直径（Ｄｒ）との比（Ｄｔ／Ｄｒ）が
２．２以上の値を有することを特徴とするものである。
（Ｄｔ）と翼根元直径（Ｄｒ）との比（Ｄｔ／Ｄｒ）が
２．２以上の値を有することを特徴とするものである。
【００２８】上記構成からなる動翼においてはＤｔ／Ｄ
ｒを２．２以上に定めているので、動翼全体の重量の増
加を抑制することができる。
ｒを２．２以上に定めているので、動翼全体の重量の増
加を抑制することができる。
【００２９】さらに、請求項１０に係る発明は翼先端部
において翼列ピッチ（Ｐ）とコード（Ｃ）との比（Ｐ／
Ｃ）が０．８〜１．２の範囲内の値を有することを特徴
とするものである。
において翼列ピッチ（Ｐ）とコード（Ｃ）との比（Ｐ／
Ｃ）が０．８〜１．２の範囲内の値を有することを特徴
とするものである。
【００３０】上記構成からなる動翼においてはＰ／Ｃを
０．８〜１．２の範囲に規定されるので、動翼の組み立
てにおける作業性を良好に保ちながら、最良の流体性能
を得ることができる。
０．８〜１．２の範囲に規定されるので、動翼の組み立
てにおける作業性を良好に保ちながら、最良の流体性能
を得ることができる。
【００３１】
【発明の実施の形態】本発明による応力緩和方法を次の
動翼に適用した例に基づいて説明する。
動翼に適用した例に基づいて説明する。
【００３２】蒸気タービンの最終段落を構成する動翼は
１２１９．２mmを超える有効部長さを備えている。蒸気
タービンの定格回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍである。ま
た、動翼はチタンで製作されている。
１２１９．２mmを超える有効部長さを備えている。蒸気
タービンの定格回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍである。ま
た、動翼はチタンで製作されている。
【００３３】この動翼は、図１に示すように、翼高さ方
向に下記の等式で与えられるテーパ係数ｆが一定の値を
有する。
向に下記の等式で与えられるテーパ係数ｆが一定の値を
有する。
【００３４】 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f …（１） ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 このテーパ係数ｆによって規定される動翼は、図２の曲
線Ｃ５で示すように、断面積が曲線Ｃ４で示す従来の動
翼の断面積と比べて翼根元部では小さく、また中央部付
近から翼先端部にかけては大きくなる。
線Ｃ５で示すように、断面積が曲線Ｃ４で示す従来の動
翼の断面積と比べて翼根元部では小さく、また中央部付
近から翼先端部にかけては大きくなる。
【００３５】翼根元部で断面積が小さく、中央部付近か
ら翼先端部にかけて断面積が大きくなる結果、この動翼
は、図３に示すように、従来の動翼で出現する応力（曲
線Ｃ１、Ｃ２）と異なる曲線Ｃ３で示す応力を呈する。
この特性から明らかなのは中央部付近から翼先端部に応
力のピークが現れないことである。すなわち、この部分
において応力は小さくなり、翼根元部から中央部付近に
かけての応力の変化と共に、翼高さ方向に平均化されて
いる。
ら翼先端部にかけて断面積が大きくなる結果、この動翼
は、図３に示すように、従来の動翼で出現する応力（曲
線Ｃ１、Ｃ２）と異なる曲線Ｃ３で示す応力を呈する。
この特性から明らかなのは中央部付近から翼先端部に応
力のピークが現れないことである。すなわち、この部分
において応力は小さくなり、翼根元部から中央部付近に
かけての応力の変化と共に、翼高さ方向に平均化されて
いる。
【００３６】したがって、中央部付近から翼先端部にか
けての応力はテーパ係数ｆによって規定されるとき、従
来のものと比べて大きく緩和することができる。このた
め、動翼の長大化が進むときも、高い信頼性を保持する
ことが可能になる。
けての応力はテーパ係数ｆによって規定されるとき、従
来のものと比べて大きく緩和することができる。このた
め、動翼の長大化が進むときも、高い信頼性を保持する
ことが可能になる。
【００３７】ここで述べた応力緩和方法は定格回転数が
３０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る動翼に適用したものであるが、定格回転数が３６００
ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落用として用いられ
る、有効部長さが１０１６mmを超える動翼にも適用する
ことができる。
３０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成す
る動翼に適用したものであるが、定格回転数が３６００
ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落用として用いられ
る、有効部長さが１０１６mmを超える動翼にも適用する
ことができる。
【００３８】このように本実施の形態によれば、動翼の
中央部付近から翼先端部にかけての断面応力が小さくな
り、この部分でのピークの出現を解消することができ、
強度上の信頼性を高めることが可能になる。
中央部付近から翼先端部にかけての断面応力が小さくな
り、この部分でのピークの出現を解消することができ、
強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００３９】さらに、本発明の他の実施の形態を説明す
る。蒸気タービンの最終段落を構成する動翼は１２１
９．２mmを超える有効部長さを備えている。蒸気タービ
ンの定格回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍである。また、動
翼はチタンで製作されている。この動翼は、図４に示す
ように、翼根元部〜高さ方向の1/4、高さ方向の1/4〜高
さ方向の3/4〜高さ方向の3/4〜翼先端部に３分割された
各区間においてテーパ係数ｆがそれぞれ３．０〜３．
７、２．５〜３．３、２．０〜２．５の範囲内にあるよ
うに定めている。このテーパ係数ｆは先に述べた等式
（１）から与えられる。
る。蒸気タービンの最終段落を構成する動翼は１２１
９．２mmを超える有効部長さを備えている。蒸気タービ
ンの定格回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍである。また、動
翼はチタンで製作されている。この動翼は、図４に示す
ように、翼根元部〜高さ方向の1/4、高さ方向の1/4〜高
さ方向の3/4〜高さ方向の3/4〜翼先端部に３分割された
各区間においてテーパ係数ｆがそれぞれ３．０〜３．
７、２．５〜３．３、２．０〜２．５の範囲内にあるよ
うに定めている。このテーパ係数ｆは先に述べた等式
（１）から与えられる。
【００４０】このテーパ係数ｆがきめ細かく規定される
動翼は、上記実施の形態のものと同様に、断面積が従来
の動翼のものと比べて翼根元部で小さく、また中央部付
近から翼先端部にかけて大きくなる。このため、応力は
中央部付近から翼先端部にかけて小さくなり、翼高さ方
向によりきめ細かく平均化されることになる。
動翼は、上記実施の形態のものと同様に、断面積が従来
の動翼のものと比べて翼根元部で小さく、また中央部付
近から翼先端部にかけて大きくなる。このため、応力は
中央部付近から翼先端部にかけて小さくなり、翼高さ方
向によりきめ細かく平均化されることになる。
【００４１】したがって、断面形状を増大させることに
制限を受ける動翼と比べてこのテーパ係数ｆによって規
定される動翼は応力を大きく緩和することができ、動翼
が長大化するときも、強度上の高い信頼性を保持するこ
とが可能になる。
制限を受ける動翼と比べてこのテーパ係数ｆによって規
定される動翼は応力を大きく緩和することができ、動翼
が長大化するときも、強度上の高い信頼性を保持するこ
とが可能になる。
【００４２】この応力緩和方法は定格回転数が３０００
ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンに組み込まれる最終段落用の
動翼に限られず、定格回転数が３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸
気タービンの最終段落用として用いられる、有効部長さ
が１０１６mmを超える動翼にも適用することができる。
ｒ．ｐ．ｍの蒸気タービンに組み込まれる最終段落用の
動翼に限られず、定格回転数が３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸
気タービンの最終段落用として用いられる、有効部長さ
が１０１６mmを超える動翼にも適用することができる。
【００４３】このように本実施の形態によれば、動翼の
中央部付近から翼先端部にかけての断面応力が小さくな
り、この部分でのピークの出現を解消することができ、
強度上の信頼性を高めることが可能になる。
中央部付近から翼先端部にかけての断面応力が小さくな
り、この部分でのピークの出現を解消することができ、
強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００４４】さらに、本発明の他の実施の形態を説明す
る。動翼は１２１９．２mmを超える有効部長さを備えて
いる。蒸気タービンの回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍであ
る。また、動翼はチタンで製作されている。
る。動翼は１２１９．２mmを超える有効部長さを備えて
いる。蒸気タービンの回転数は３０００ｒ．ｐ．ｍであ
る。また、動翼はチタンで製作されている。
【００４５】この動翼は翼高さ方向に分割数Ｎで分割さ
れた各区分においてテーパ係数ｆがそれぞれ任意の値を
有する。このテーパ係数ｆは上述した等式（１）から与
えられる。このテーパ係数ｆが規定される動翼は上記実
施の形態の動翼と同様に断面積が翼根元部で従来の動翼
の断面積よりも小さく、また中央部付近から翼先端部に
かけて従来の動翼の断面積よりも大きくなる。このた
め、中央部付近から翼先端部にかけての各断面の応力を
緩和することができ、動翼の長大化が進むときも、強度
上の高い信頼性を保持することが可能になる。
れた各区分においてテーパ係数ｆがそれぞれ任意の値を
有する。このテーパ係数ｆは上述した等式（１）から与
えられる。このテーパ係数ｆが規定される動翼は上記実
施の形態の動翼と同様に断面積が翼根元部で従来の動翼
の断面積よりも小さく、また中央部付近から翼先端部に
かけて従来の動翼の断面積よりも大きくなる。このた
め、中央部付近から翼先端部にかけての各断面の応力を
緩和することができ、動翼の長大化が進むときも、強度
上の高い信頼性を保持することが可能になる。
【００４６】ちなみに、分割数Ｎは任意の数でよいが、
好ましくは３である。
好ましくは３である。
【００４７】本実施の形態は定格回転数が３０００ｒ．
ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成する動翼に適用
したものであるが、定格回転数が３６００ｒ．ｐ．ｍの
蒸気タービンの最終段落用として用いられる、有効部長
さが１０１６mmを超える動翼にも適用することができ
る。
ｐ．ｍの蒸気タービンの最終段落を構成する動翼に適用
したものであるが、定格回転数が３６００ｒ．ｐ．ｍの
蒸気タービンの最終段落用として用いられる、有効部長
さが１０１６mmを超える動翼にも適用することができ
る。
【００４８】このように本実施の形態によれば、動翼の
中央部付近から翼先端部にかけて各断面の応力が小さく
なり、この部分でのピークの出現を解消することがで
き、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
中央部付近から翼先端部にかけて各断面の応力が小さく
なり、この部分でのピークの出現を解消することがで
き、強度上の信頼性を高めることが可能になる。
【００４９】さらに、本発明の他の実施の形態を説明す
る。動翼は上記実施の形態（図１および図４参照）と同
様に断面応力を中央部付近で平均化されている。これに
加えて、動翼は翼先端部断面積Ａｔと翼根元部断面積Ａ
ｒとの比（Ａｔ／Ａｒ）が０．１３３以上の値を有す
る。
る。動翼は上記実施の形態（図１および図４参照）と同
様に断面応力を中央部付近で平均化されている。これに
加えて、動翼は翼先端部断面積Ａｔと翼根元部断面積Ａ
ｒとの比（Ａｔ／Ａｒ）が０．１３３以上の値を有す
る。
【００５０】上記構成からなる動翼においては翼先端部
断面積Ａｔと翼根元部断面積Ａｒとの比（Ａｔ／Ａｒ）
を大きくすることができる。
断面積Ａｔと翼根元部断面積Ａｒとの比（Ａｔ／Ａｒ）
を大きくすることができる。
【００５１】動翼の長大化により重量が増すと、タービ
ン回転中の遠心力が大きくなり、動翼の植込み部が強度
的に厳しくなる。動翼全体の重量を軽減するために、通
常、翼先端部断面積Ａｔは小さく設計される。しかし、
こうした方法を用いるのではスロートの形式が困難にな
るため、翼先端部断面積Ａｔを維持した中で、翼根元部
断面積Ａｒに対して大きくする。本実施の形態では翼根
元部断面積Ａｒは先に述べたように従来の動翼よりも小
さく（図２参照）なるため翼先端部断面積Ａｔを格別変
えなくてもＡｔ／Ａｒを大きくすることが可能になる。
これにより翼先端部断面積Ａｔが確保されることにより
翼列内に望ましいスロートを形成することができ、流体
性能が低下するのを免れることが可能になる。
ン回転中の遠心力が大きくなり、動翼の植込み部が強度
的に厳しくなる。動翼全体の重量を軽減するために、通
常、翼先端部断面積Ａｔは小さく設計される。しかし、
こうした方法を用いるのではスロートの形式が困難にな
るため、翼先端部断面積Ａｔを維持した中で、翼根元部
断面積Ａｒに対して大きくする。本実施の形態では翼根
元部断面積Ａｒは先に述べたように従来の動翼よりも小
さく（図２参照）なるため翼先端部断面積Ａｔを格別変
えなくてもＡｔ／Ａｒを大きくすることが可能になる。
これにより翼先端部断面積Ａｔが確保されることにより
翼列内に望ましいスロートを形成することができ、流体
性能が低下するのを免れることが可能になる。
【００５２】翼根元部には動翼の有効部と内周壁との接
合部となるルートフィレットがあり、このため翼根元部
断面積Ａｒはルートフィレットが存在しない場合の断面
積を示している。もし、定義されていない場合は上方の
断面より外挿して求められる断面を翼根元部断面とす
る。翼先端部にも構造上動翼カバーとの接合のためのチ
ップフィレットが形成されることがある。この場合、翼
根元部断面と同様な定義方法により定めることになる。
合部となるルートフィレットがあり、このため翼根元部
断面積Ａｒはルートフィレットが存在しない場合の断面
積を示している。もし、定義されていない場合は上方の
断面より外挿して求められる断面を翼根元部断面とす
る。翼先端部にも構造上動翼カバーとの接合のためのチ
ップフィレットが形成されることがある。この場合、翼
根元部断面と同様な定義方法により定めることになる。
【００５３】このように本実施の形態によれば、上述し
た応力緩和の効果に加えて、Ａｔ／Ａｒを０．１３３以
上に定めているので、翼列内に望ましいスロートを形成
することができ、流体性能が損なわれるのを防ぐことが
できる。
た応力緩和の効果に加えて、Ａｔ／Ａｒを０．１３３以
上に定めているので、翼列内に望ましいスロートを形成
することができ、流体性能が損なわれるのを防ぐことが
できる。
【００５４】さらに、本発明の他の実施の形態を説明す
る。動翼は上記実施の形態（図１および図４参照）と同
様に断面応力を中央部付近で平均化されている。これに
加えて、翼先端直径Ｄｔと翼根元直径Ｄｒとの比（Ｄｔ
／Ｄｒ）が２．２以上に形成されている。
る。動翼は上記実施の形態（図１および図４参照）と同
様に断面応力を中央部付近で平均化されている。これに
加えて、翼先端直径Ｄｔと翼根元直径Ｄｒとの比（Ｄｔ
／Ｄｒ）が２．２以上に形成されている。
【００５５】上記構成からなる動翼においては動翼の長
大化にあたり、翼根元直径Ｄｒを小さく保って翼先端直
径Ｄｔとの比（Ｄｔ／Ｄｒ）を大きくすることができ
る。
大化にあたり、翼根元直径Ｄｒを小さく保って翼先端直
径Ｄｔとの比（Ｄｔ／Ｄｒ）を大きくすることができ
る。
【００５６】これにより動翼の翼先端部断面積を大きく
維持したまま、動翼の長大化に伴う動翼全体の重量の増
加を抑制することが可能になる。
維持したまま、動翼の長大化に伴う動翼全体の重量の増
加を抑制することが可能になる。
【００５７】さらに、本発明の他の実施の形態を説明す
る。動翼は上記実施の形態（図１および図４参照）と同
様に断面応力を中央部付近において平均化されている。
これに加えて、動翼は翼先端部において翼列ピッチＰと
コードＣとの比（Ｐ／Ｃ）が０．８〜１．２の範囲内に
あるように定めている。
る。動翼は上記実施の形態（図１および図４参照）と同
様に断面応力を中央部付近において平均化されている。
これに加えて、動翼は翼先端部において翼列ピッチＰと
コードＣとの比（Ｐ／Ｃ）が０．８〜１．２の範囲内に
あるように定めている。
【００５８】このＰ／Ｃの範囲は次の知見に基づいて決
めている。すなわち、カーブドエントリー方式の植込み
部を備えた動翼を隣接する動翼と干渉しないで組み立て
るのに翼列ピッチＰとコードＣとの比（Ｐ／Ｃ）が問題
になる。Ｐ／Ｃが小さいとき、動翼同士の間で干渉が起
こり、組み立ては不可能になる。干渉を生じない望まし
い値を本実施の形態の動翼について算定した結果、Ｐ／
Ｃが０．８以上になったとき干渉が生じないことが判明
した。したがって、カーブドエントリー方式の動翼の組
み立て上、Ｐ／Ｃは０．８以上に定めるのが好ましい。
めている。すなわち、カーブドエントリー方式の植込み
部を備えた動翼を隣接する動翼と干渉しないで組み立て
るのに翼列ピッチＰとコードＣとの比（Ｐ／Ｃ）が問題
になる。Ｐ／Ｃが小さいとき、動翼同士の間で干渉が起
こり、組み立ては不可能になる。干渉を生じない望まし
い値を本実施の形態の動翼について算定した結果、Ｐ／
Ｃが０．８以上になったとき干渉が生じないことが判明
した。したがって、カーブドエントリー方式の動翼の組
み立て上、Ｐ／Ｃは０．８以上に定めるのが好ましい。
【００５９】一方、翼列ピッチＰが過大となると、流体
性能を低下させる要因となる。種々の条件を当てはめて
検討した結果、図５に示すようにＰ／Ｃが１．２のとき
効率がピークとなり、他の値よりも望ましいことが判っ
た。したがって、Ｐ／Ｃは１．２以下に定めるのが好ま
しい。
性能を低下させる要因となる。種々の条件を当てはめて
検討した結果、図５に示すようにＰ／Ｃが１．２のとき
効率がピークとなり、他の値よりも望ましいことが判っ
た。したがって、Ｐ／Ｃは１．２以下に定めるのが好ま
しい。
【００６０】このように本実施の形態によれば、上述し
た応力緩和の効果に加えてＰ／Ｃの範囲を０．８〜１．
２に規定しているので、動翼の組み立てにおける作業性
を良好に保ちながら、最良の流体性能を得ることができ
る。
た応力緩和の効果に加えてＰ／Ｃの範囲を０．８〜１．
２に規定しているので、動翼の組み立てにおける作業性
を良好に保ちながら、最良の流体性能を得ることができ
る。
【００６１】
【発明の効果】以上説明したように本発明は中央部から
翼先端部にかけての断面積を増大させ、この部分におけ
る応力を緩和させることによりピークの出現を解消する
ことができる。したがって、本発明によれば、動翼が長
大化するときも、強度上の信頼性を高めることが可能で
ある。
翼先端部にかけての断面積を増大させ、この部分におけ
る応力を緩和させることによりピークの出現を解消する
ことができる。したがって、本発明によれば、動翼が長
大化するときも、強度上の信頼性を高めることが可能で
ある。
【図１】本発明方法に適用されるテーパ係数を示す線
図。
図。
【図２】本発明方法の適用により得られる有効部の断面
積を示す線図。
積を示す線図。
【図３】本発明方法の適用により得られる有効部の応力
を示す線図。
を示す線図。
【図４】本発明方法に適用される他のテーパ係数を示す
線図。
線図。
【図５】翼列ピッチ／コードとの関係を示す線図。
【図６】従来の動翼の有効部の応力を示す線図。
【図７】従来のカーブドエントリー方式植込み部を有す
る動翼を示す斜視図。
る動翼を示す斜視図。
【図８】隣接する動翼が干渉する様子を示す説明図。
【図９】翼列ピッチ／コードとの関係を示す説明図。
１ 動翼 ２ 植込み部 Ｃ１〜Ｃ６ 曲線 Ｓ スロート Ｐ 翼列ピッチ Ｃ コード
Claims (10)
- 【請求項１】 定格回転数３０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タ
ービンの最終段落を構成する、チタンからなる動翼であ
って、該動翼は１２１９．２mmを超える有効部長さを有
するものにおいて、下記の等式で与えられるテーパ係数
ｆを一定として翼根元部断面積および翼先端部断面積よ
り中間部断面積を決めることを特徴とする動翼の応力緩
和方法。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 - 【請求項２】 定格回転数３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タ
ービンの最終段落を構成する、チタンからなる動翼であ
って、該動翼は１０１６mmを超える有効部長さを有する
ものにおいて、翼根元部断面積および翼先端部断面積よ
り下記等式で与えられるテーパ係数を一定として中間部
断面積を決めることを特徴とする動翼の応力緩和方法。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 - 【請求項３】 定格回転数３０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タ
ービンの最終段落を構成する、チタンからなる動翼であ
って、該動翼は１２１９．２mmを超える有効部長さを有
するものにおいて、前記有効部が翼根元部〜高さ方向の
1/4、高さ方向の1/4〜高さ方向の3/4、高さ方向の3/4〜
翼先端部に順次３分割されるとき、下記等式で与えられ
るテーパ係数を分割された区間においてそれぞれ３．０
〜３．７、２．５〜３．３、２．０〜２．５の範囲内に
定め、翼根元部断面積および翼先端部断面積より中間部
断面積を決めることを特徴とする動翼の応力緩和方法。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 - 【請求項４】 定格回転数３６００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タ
ービンの最終段落を構成する、チタンからなる動翼であ
って、該動翼は１０１６mmを超える有効部長さを有する
ものにおいて、前記有効部が翼根元部〜高さ方向の1/
4、高さ方向の1/4〜高さ方向の3/4、高さ方向の3/4〜翼
先端部に順次３分割されるとき、下記等式で与えられる
テーパ係数を分割された区間においてそれぞれ３．０〜
３．７、２．５〜３．３、２．０〜２．５の範囲内に定
め、翼根元部断面積および翼先端部断面積より中間部断
面積を決めることを特徴とする動翼の応力緩和方法。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 - 【請求項５】 定格回転数３０００ｒ．ｐ．ｍの蒸気タ
ービンの最終段落を構成する、チタンからなる動翼であ
って、該動翼は１２１９．２mmを超える有効部長さを有
するものにおいて、前記有効部がある分割数Ｎによって
分割されるとき、下記等式で与えられるテーパ係数を分
割された各区間においてそれぞれ任意の値に定め、翼根
元部断面積および翼先端部断面積より中間部断面積を決
めることを特徴とする動翼の応力緩和方法。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 - 【請求項６】 定格回転数３６００ｒ．ｐ．ｍ蒸気ター
ビンの最終段落を構成する、チタンからなる動翼であっ
て、該動翼は１０１６mmを超える有効部長さを有するも
のにおいて、前記有効部がある分割数Ｎによって分割さ
れるとき、下記等式で与えられるテーパ係数を分割され
た各区間においてそれぞれ任意の値に定め、翼根元部断
面積および翼先端部断面積より中間部断面積を決めるこ
とを特徴とする動翼の応力緩和方法。 （Ａ−Ａt）／（Ａr−Ａt）＝｛（ｒt−ｒ）／（ｒt−ｒr）｝f ここに、Ａ：断面積 Ａr：翼根元部断面積 Ａt：翼先端部断面積 ｒ：半径位置 ｒr：翼根元部半径位置 ｒt：翼先端部半径位置 ｆ：テーパ係数 - 【請求項７】 請求項１ないし６のいずれか１項に記載
の動翼の応力緩和方法に基づいて構成される翼断面形状
を備えてなる動翼。 - 【請求項８】 翼先端部断面積（Ａｔ）と翼根元部断面
積（Ａｒ）との比（Ａｔ／Ａｒ）が０．１３３以上の値
を有することを特徴とする請求項７記載の動翼。 - 【請求項９】 翼先端直径（Ｄｔ）と翼根元直径（Ｄ
ｒ）との比（Ｄｔ／Ｄｒ）が２．２以上の値を有するこ
とを特徴とする請求項７記載の動翼。 - 【請求項１０】 翼先端部において翼列ピッチ（Ｐ）と
コード（Ｃ）との比（Ｐ／Ｃ）が０．８〜１．２の範囲
内の値を有することを特徴とする請求項７記載の動翼。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9069098A JPH11270301A (ja) | 1998-03-20 | 1998-03-20 | 動翼の応力緩和方法および動翼 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9069098A JPH11270301A (ja) | 1998-03-20 | 1998-03-20 | 動翼の応力緩和方法および動翼 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11270301A true JPH11270301A (ja) | 1999-10-05 |
Family
ID=14005535
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP9069098A Pending JPH11270301A (ja) | 1998-03-20 | 1998-03-20 | 動翼の応力緩和方法および動翼 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11270301A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108249189A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-07-06 | 陕西北人印刷机械有限责任公司 | 一种收料双锥度控制方法 |
-
1998
- 1998-03-20 JP JP9069098A patent/JPH11270301A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN108249189A (zh) * | 2017-12-29 | 2018-07-06 | 陕西北人印刷机械有限责任公司 | 一种收料双锥度控制方法 |
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