JPS6361702A - Turbine rotor blade builtup structure and its building method - Google Patents
Turbine rotor blade builtup structure and its building methodInfo
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Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は蒸気タービン等の軸流流体機械に係り、特に、
動翼をタービンロータのディスクの外周部において円周
方向に延在するダブテール部に挿入して、全外周部に動
翼を配置する構造および、その組立方法に関するもので
ある。[Detailed Description of the Invention] [Industrial Application Field] The present invention relates to an axial flow fluid machine such as a steam turbine, and in particular,
The present invention relates to a structure in which the rotor blades are inserted into a dovetail portion extending in the circumferential direction on the outer circumference of a disk of a turbine rotor, and the rotor blades are disposed on the entire outer circumference, and a method for assembling the same.
通常、タービンロータのディスクと翼は別々に制作され
、その翼はディスクに種々の手段により組立てられる。Typically, the disk and blades of a turbine rotor are manufactured separately, and the blades are assembled to the disk by various means.
その一般的な従来例を第２図に示す。A typical conventional example is shown in FIG.
一般に、蒸気タービン等におけるタービン翼車において
は、ディスク１の外周部に円周方向に延びる翼固定用の
フック２およびディスク溝３を数段備えたダブテール部
４が形成されており、該ダブテール部４の一部には少な
くとも一箇所フック２が削り落された翼挿入用切り欠き
部９が形成されている。動翼５は、ディスク１の外周部
に設けられたダブテール部４に彫金する翼根部６を有し
ており、この動翼の翼根部６を該翼挿入用切り欠き部９
に半径方向より挿入した後、フック２及びディスク溝３
に係合させ、ダブテール部４に沿って円周方向へ順次送
って組立てられる。最後に、前記翼挿入用切り欠き部９
に翼を取りつける場合には、翼挿入用切り欠き部９の断
面形状に合致する翼根部７を有する止め翼８を該翼挿入
用切り欠き部９に半径方向より挿入した後、該翼根部７
と翼挿入用切り欠き部９を軸方向に貫通するピン穴１０
を設け、該ピン穴１ｏにビン１１を挿入して止め翼８を
ダブテール部４に固定して組立てる。なお、この種の装
置に関連するものは例えば、実公昭５６−１５３６２号
公報に開示されている。Generally, in a turbine wheel for a steam turbine or the like, a dovetail portion 4 is formed on the outer periphery of a disk 1 and includes hooks 2 for fixing the blades extending in the circumferential direction and several stages of disk grooves 3. A blade insertion notch 9 in which the hook 2 is cut off at least in one place is formed in a part of the blade 4. The rotor blade 5 has a blade root portion 6 carved into the dovetail portion 4 provided on the outer periphery of the disk 1, and the blade root portion 6 of the rotor blade is inserted into the blade insertion notch 9.
After inserting from the radial direction into the hook 2 and disc groove 3
It is assembled by engaging with the dovetail portion 4 and sequentially feeding it in the circumferential direction along the dovetail portion 4. Finally, the blade insertion notch 9
When attaching a blade to a blade, after inserting a stopper blade 8 having a blade root 7 that matches the cross-sectional shape of the blade insertion notch 9 from the radial direction into the blade insertion notch 9, insert the blade root 7 into the blade insertion notch 9.
and a pin hole 10 that passes through the blade insertion notch 9 in the axial direction.
is provided, the pin 11 is inserted into the pin hole 1o, the stopper blade 8 is fixed to the dovetail portion 4, and assembled. Incidentally, a device related to this type of device is disclosed in, for example, Japanese Utility Model Publication No. 15362/1983.
通常、タービンの動翼は固有の振動特性をもっており、
タービン翼の固有振動数の設計においては、定格運転時
にタービン回転数の整数倍の周波数を持つ励振力と翼の
固有振動数が一致して共振し、翼が過剰に振動するこ４
とにより破壊に致らないように、翼の固有振動数を離調
する方法がとられる。ここで、動翼の固有振動数などの
振動特性は翼根部の固定条件に著しく影響されることは
良く知られているところである。Normally, turbine rotor blades have unique vibration characteristics.
When designing the natural frequency of a turbine blade, it is important to avoid the possibility that during rated operation, the excitation force with a frequency that is an integral multiple of the turbine rotation speed matches the natural frequency of the blade and resonates, causing the blade to vibrate excessively.
In order to prevent destruction due to this, a method is used to detune the natural frequency of the blade. Here, it is well known that the vibration characteristics such as the natural frequency of the rotor blade are significantly influenced by the fixing conditions of the blade root.
前述した従来例においては、フック３を有するダブテー
ル部４に係合した通常の動翼５と、ピン１１によってダ
ブテール部に固定した止め翼８とでは、動翼の固定条件
が著しく異なることになる。すなわち、フック２を有す
るダブテール部に固定された動翼５は、タービン回転に
伴って遠心力で翼根部６の形状が多少変形することによ
り、フック２と翼根部６の係合部の接触状態が若干変化
するのに対し、止め翼８はピン１１によってダブテール
部４に固定され、通常ピン穴１０とピン１１の間隙はほ
とんどないよう強固にがん合されるため、止め翼の翼根
部はダブテール部に強固に固定され、遠心力によりピン
１１が変形することによって、固定状態が若干変化する
。この様な動翼の固定構造の相違は動翼の振動特性に影
響を与え、固有振動数が変わってしまう。実験結果によ
れば、上記２種類の動翼の回転中の固有振動数は著しく
相異し。In the conventional example described above, the fixing conditions of the rotor blades are significantly different between the normal rotor blade 5 engaged with the dovetail portion 4 having the hook 3 and the stopper blade 8 fixed to the dovetail portion by the pin 11. . That is, the moving blade 5 fixed to the dovetail portion having the hook 2 has a state of contact between the engaging portion of the hook 2 and the blade root 6 due to the shape of the blade root 6 being slightly deformed due to centrifugal force as the turbine rotates. However, the stopper blade 8 is fixed to the dovetail part 4 by the pin 11, and the pin hole 10 and the pin 11 are usually tightly fitted together with almost no gap, so the blade root of the stopper blade changes slightly. The pin 11 is firmly fixed to the dovetail portion, and as the pin 11 deforms due to centrifugal force, the fixed state changes slightly. Such differences in the fixing structure of the rotor blades affect the vibration characteristics of the rotor blades, changing the natural frequency. According to experimental results, the natural frequencies of the two types of rotor blades during rotation are significantly different.
通常の動翼の方が止め翼より低い固在振動数が計測され
た。このような２種類の動翼組立構造をもつタービンに
おいては、２種類の動翼について共振を回避して動翼を
設計しなければならず、非常に困難を伴うことはもちろ
んのことながら、従来例においては止め翼の固有振動数
にまで十分な注意が払われていなかったため、止め翼に
おいて共振現象が起り、破壊に敗る危険性が高かった。The static frequency of the normal moving blade was measured to be lower than that of the stop blade. In a turbine with such two types of rotor blade assembly structures, the rotor blades must be designed to avoid resonance for the two types of rotor blades, which is not only extremely difficult, but also In this example, sufficient attention was not paid to the natural frequency of the stopper blades, so there was a high risk of resonance occurring in the stopper blades and failure.
本発明においては、止め翼の固定構造を通常の翼となる
べく同一にし、すべての動翼の翼根部の固定条件をでき
る限り均一にすることにより、振動特性のそろった動翼
をもつタービンを提供することにある。In the present invention, the fixing structure of the stop blade is made as similar as that of a normal blade, and the fixing conditions of the blade roots of all rotor blades are made as uniform as possible, thereby providing a turbine with rotor blades with uniform vibration characteristics. It's about doing.
上記問題点は、第１に止め翼の翼根部の形状を通常の動
翼の形状と同一にし、翼挿入用切り欠き部に係合し該翼
挿入用切り欠き部に係合したとき連続したダブテールを
形成するような溝ブロックを、止め翼に挿入したまま翼
挿入用切り欠き部に係合させることにより、止め翼を翼
挿入用切り欠き部に挿入したとき、同時に溝ブロックに
よって連続したフックを有するダブテール部を形成でき
る構造とすることによって解決することができる。The above problem is solved firstly by making the shape of the blade root of the stopper blade the same as that of a normal rotor blade, and when it engages with the blade insertion notch. By engaging the groove block that forms a dovetail with the blade insertion notch while being inserted into the stop blade, when the stop blade is inserted into the blade insertion notch, the groove block simultaneously creates a continuous hook. This problem can be solved by creating a structure that can form a dovetail portion having .
第２に、翼挿入用切り欠き部より全動翼を挿入したとき
、翼挿入用切り欠き部の円周方向長さ以上の間隙が生じ
るよう動翼を円周方向に所定のピッチより短かくし、全
動翼をダブテール部に挿入した後、翼挿入用切り欠き部
に溝ブロックを係合することにより連続したフックを形
成し、ディスクの全外周を同一形状のダブテール部とし
て、動翼を等間隔に配置し、動翼翼根部間部じたすき間
はスペーサを挿入することいった組立方法により解決す
ることができる。Second, when all rotor blades are inserted through the blade insertion notch, the blades are hidden at a pitch shorter than a predetermined pitch in the circumferential direction so that a gap equal to or longer than the circumferential length of the blade insertion notch is created. After inserting all rotor blades into the dovetail portion, a continuous hook is formed by engaging the groove block in the blade insertion notch, and the entire outer circumference of the disk is made into a dovetail portion of the same shape, so that the rotor blades are The gap between the rotor blade roots can be solved by an assembly method such as inserting a spacer.
第３に、翼挿入用切り欠き部より全動翼を挿大したとき
、翼挿入用切り欠き部の円周方向長さ以上の間隙が生じ
るよう動翼を円周方向に所定のピッチより短かくし、翼
挿入用切り欠き部を、溝ブロックを係合できる形状とし
て、溝ブロックにフックをあらかじめ形成しておき、翼
挿入用切り欠き部に溝ブロックを係合したときディスク
全外周に連続したダブテール部を形成できる構造とし、
動翼翼根部間にスペーサを挿入した構造とすることによ
り動翼をディスク全外周に配置し、全動翼を同一形状の
ダブテール部で固定する構造とすることにより解決する
ことができる。Thirdly, when all of the rotor blades are extended beyond the blade insertion notch, the blades should be arranged at a pitch shorter than a predetermined pitch in the circumferential direction so that a gap equal to or longer than the circumferential length of the blade insertion notch is created. In this way, the notch for inserting the blade has a shape that allows the groove block to be engaged, and a hook is formed in the groove block in advance, so that when the groove block is engaged with the notch for inserting the blade, the hook is continuous to the entire outer periphery of the disk. It has a structure that can form a dovetail part,
This problem can be solved by arranging the rotor blades on the entire outer periphery of the disk by inserting a spacer between the blade roots of the rotor blades, and by fixing all the rotor blades with dovetail portions having the same shape.
第１に示した構造とすることにより、翼挿入用切り欠き
部に連続したフックを形成し、同一形状のダブテール部
により動翼をを固定することが可能となり動翼の振動特
性がどの動翼もほぼ同一となる。By adopting the structure shown in the first example, a continuous hook is formed in the notch for inserting the blade, and the rotor blade can be fixed using the dovetail part of the same shape. are almost the same.
第２に示した組立方法をとることにより、翼挿入用切り
欠き部に連続したフックを形成することが可能となり、
ディスク全外周に同一形状のダブテール部を形成するこ
とが可能となり、動翼の振動特性を同一とすることがで
きる。By using the second assembly method, it is possible to form a continuous hook in the blade insertion notch,
It becomes possible to form a dovetail portion of the same shape on the entire outer periphery of the disk, and the vibration characteristics of the rotor blades can be made the same.
第３図に示した構造とすることにより、翼挿入用切り欠
き部に連続したフックを形成することが可能となり、同
一形状のダブテール部により、動翼を固定することが可
能となる。しかも翼挿入用切り欠き部のフック形成構造
は、第１゜に示した構造に比べ自由度が大きい。By adopting the structure shown in FIG. 3, it becomes possible to form a continuous hook in the blade insertion notch, and it becomes possible to fix the rotor blade using the dovetail portion having the same shape. Moreover, the hook forming structure of the blade insertion notch has a greater degree of freedom than the structure shown in the first part.
以下、本発明の一実施例を図面によって説明する。第１
図に本発明の一実施例を示す。ディスク１の外周には、
フック２及びディスク溝３を数段備えた円周方向に延び
るダブテール部４が形成されており、該ダブテール部４
の一部に翼挿入用切り欠き部１３が形成されている。翼
挿入用切り欠き部１３の円周方向長さｂは一動翼の円周
方向長さとほぼ同一とし、−動翼の翼根部とほぼ同一の
円周方向長さを保ったまま、中心方向へ延びている。該
翼挿入用切り欠き部より動翼は挿入され、円周方向に移
動させることにより順次動翼が挿入される。翼挿入用切
り欠き部１３を除く全ダブテール部４に全動翼５が挿入
され、翼挿入用切り欠き部１３に、最後に動翼１６が挿
入される。最後に挿入される動翼１６のピッチは１通常
の動翼５のピッチと同一であり、また翼挿入用切り欠き
部の幅すともほぼ同一となっている。翼挿入用切り欠き
部１３には、溝ブロック１２が係合される。溝ブロック
１２は、ダブテール部４に形成されたフック２及びディ
スク溝３と同一形状のフック２′とディスク溝３′が形
成されている。また、翼挿入用切り欠き部に係合したと
き、遠心力により溝ブロック１２が脱落するのを防止す
るため、結合手段として翼挿入用切り欠き部１３にピン
溝１４が、溝ブロック１２にもピン溝１５が形成されて
おり、溝ブロック１２を翼挿入用切り欠き部１３へ係合
したとき、ピン１７をピン溝１４．１５に挿入すること
により、溝ブロックを固定する。なお、ピン１７を挿入
するための溝は、動翼１６およびこれに隣接する動翼に
も設けられている。ピン１７の長さは溝ブロックの軸方
向長さと同一とし、動翼１６は該ピン１７によっては固
定されない。溝ブロック１２は、翼挿入用切り欠き部１
３に係合されるとき、第１図に示すように、動翼１６に
挿入されたままの状態で係合され、これにより、第３図
に示すようにディスク１の全外周に動翼が挿入されたと
き、同時に連結したダブテール部４が形成される。An embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings. 1st
The figure shows an embodiment of the present invention. On the outer periphery of disk 1,
A circumferentially extending dovetail portion 4 having several stages of hooks 2 and disc grooves 3 is formed.
A blade insertion notch 13 is formed in a part of the blade. The circumferential length b of the blade insertion notch 13 is approximately the same as the circumferential length of the rotor blade, and - the circumferential length b of the blade insertion notch 13 is approximately the same as the blade root portion of the rotor blade, and the blade is inserted in the center direction. It is extending. The rotor blades are inserted through the blade insertion notch, and the rotor blades are sequentially inserted by moving in the circumferential direction. All the moving blades 5 are inserted into all the dovetail parts 4 except for the blade insertion notch 13, and finally the moving blade 16 is inserted into the blade insertion notch 13. The pitch of the rotor blades 16 inserted last is the same as the pitch of the normal rotor blades 5, and the width of the blade insertion notch is also almost the same. The groove block 12 is engaged with the blade insertion notch 13 . The groove block 12 is formed with a hook 2' and a disc groove 3' having the same shape as the hook 2 and disc groove 3 formed in the dovetail portion 4. In addition, in order to prevent the groove block 12 from falling off due to centrifugal force when engaged with the blade insertion notch, a pin groove 14 is provided in the blade insertion notch 13 as a coupling means, and the groove block 12 is also provided with a pin groove 14 as a coupling means. A pin groove 15 is formed, and when the groove block 12 is engaged with the blade insertion notch 13, the groove block is fixed by inserting a pin 17 into the pin groove 14.15. Note that the groove for inserting the pin 17 is also provided in the rotor blade 16 and the rotor blade adjacent thereto. The length of the pin 17 is the same as the axial length of the groove block, and the rotor blade 16 is not fixed by the pin 17. The groove block 12 has a blade insertion notch 1
3, as shown in FIG. 1, the rotor blades 16 are engaged while being inserted into the rotor blades 16, and as a result, the rotor blades are attached to the entire outer periphery of the disk 1, as shown in FIG. When inserted, a connected dovetail portion 4 is formed at the same time.
以上述べた構成とすることにより、最後に挿入される動
翼１６は、通常の動翼５と同一の形状とすることができ
、またダブテール部４に形成されたフック２とディスク
溝３と同一形状のフック２′およびディスク溝３′によ
り固定されることとなるので、全ての動翼を、同一の振
動特性を持ったものとすることができる。With the configuration described above, the rotor blade 16 inserted last can have the same shape as the normal rotor blade 5, and the hook 2 and disk groove 3 formed in the dovetail portion 4 can be the same. Since they are fixed by the shaped hooks 2' and disk grooves 3', all the rotor blades can have the same vibration characteristics.
なお、溝ブロック１２には回転に伴い大きな遠心力が加
わるため、第３図に示す状態のままでは強度的に不安が
残る場合がある。そこで溝ブロック１２の結合手段とし
て、第４図に示すように、動翼を全周にわたり半ピツチ
移動させ、隣接する動翼が溝ブロックの中央付近で接す
る位置において、ピン等により動翼のずれを防止すれば
、溝ブロックは２つの動翼によって固定されることにな
り、遠心力による脱落及び軸方向の脱落を防止すること
ができる。Note that, since a large centrifugal force is applied to the groove block 12 as it rotates, there may be concerns about its strength if it remains in the state shown in FIG. 3. Therefore, as a means of connecting the groove block 12, as shown in FIG. If this is prevented, the groove block will be fixed by the two rotor blades, and falling off due to centrifugal force and falling off in the axial direction can be prevented.
第５図に他の実施例を示す。第５図において翼挿入用切
り欠き部１３′は、ダブテール部４の外周から中心方向
に向って次第に円周方向長さを長くし、溝ブロック１２
′は、該翼挿入用切り欠き部１３に係合する形状となっ
ている。FIG. 5 shows another embodiment. In FIG. 5, the blade insertion notch 13' gradually increases in circumferential length from the outer periphery of the dovetail portion 4 toward the center.
' has a shape that engages with the blade insertion notch 13.
第６図は、翼挿入用切り欠き部１３′に溝ブロック１２
′を係合した状態を示す。FIG. 6 shows a groove block 12 in the blade insertion notch 13'.
' is shown in the engaged state.
この様な形状とすることにより遠心力により溝ブロック
１２′が脱落するのを防止する結合手段とすることがで
きる。翼挿入用切り欠き部１３′の最短の円周方向長さ
ｂは、動翼５を挿入できるよう動翼翼根部の一ピッチよ
り長くしである。動翼翼根部の一ピッチは、第１図に示
した例中の動翼の一ピッチより短かくしてあり。By adopting such a shape, it is possible to provide a coupling means that prevents the groove block 12' from falling off due to centrifugal force. The shortest circumferential length b of the blade insertion notch 13' is longer than one pitch of the rotor blade root so that the rotor blade 5 can be inserted. One pitch of the blade root of the rotor blade is made shorter than one pitch of the rotor blade in the example shown in FIG.
全動翼を挿入したとき、第７図に示すように、翼挿入用
切り欠き部１３′の部分において間隙ができるピッチと
しである。全動翼５を翼挿入用切り欠き部１３′より順
次挿入し、第７図に示すような状態となった後、第６図
に示すように溝ブロック１２′を該翼挿入用切り欠き部
１３に係合させ、ディスク１の全外周にわたって連続し
たフック２及びディスク溝３を形成する。その後第８図
に示すように、ディスク全外周に均一に動翼５を配置さ
れる様順次動翼を移動させる。このとき、溝ブロック１
２′の結合手段とし、溝ブロック１２′の中央部にて隣
接する動翼が接するよう配置すると、溝ブロック１２′
が軸方向に脱落するのを防止することができる。このよ
うに動翼をディスク１の全外周に均一に配置すると隣接
する動翼間に微少間隙が生じることとなる。そこで該微
少間隙にスペーサ１８を挿入する。スペーサ１５には、
ダブテール部４に形成されたフック２、ディスク溝３に
係合するかみ合い部１９が設けられ、ディスク面の両側
からタービン軸方向に挿入され、ディスク溝３とかみ合
い部１９の係合により、回軸中の円心力により半径方向
に離脱することを防止する。また、スペーサ１８の取付
けは上述したようにタービン軸方向に挿入する方式に限
らず第１１図に示すように、スペーサ１８′の半径方向
内周端部２１を支点として回転させ取り付けることも可
能である。次に、ディスク溝３に係合されたスペーサ１
８が、タービン軸方向への脱落防止手段として種々の方
法が可能であるが、例えば第１０図に示すように、動翼
５の翼根部６とスペーサ１８に渡り円周方向に延びる止
め板２ｏを設け、これを翼根部にビス２１などによって
取り付ける方法が採用できる。When all moving blades are inserted, the pitch is such that a gap is created at the blade insertion notch 13' as shown in FIG. After all the moving blades 5 are sequentially inserted from the blade insertion notch 13' to the state shown in FIG. 7, the groove block 12' is inserted into the blade insertion notch 13' as shown in FIG. 13 to form continuous hooks 2 and disc grooves 3 over the entire outer circumference of the disc 1. Thereafter, as shown in FIG. 8, the rotor blades are sequentially moved so that the rotor blades 5 are uniformly arranged around the entire outer circumference of the disk. At this time, groove block 1
2', and when the groove block 12' is arranged so that adjacent rotor blades are in contact with each other at the center of the groove block 12', the groove block 12'
can be prevented from falling off in the axial direction. If the rotor blades are arranged uniformly around the entire outer circumference of the disk 1 in this way, a small gap will be created between adjacent rotor blades. Therefore, a spacer 18 is inserted into the minute gap. In the spacer 15,
A hook 2 formed on the dovetail part 4 and a meshing part 19 that engages with the disc groove 3 are provided, and are inserted in the turbine axial direction from both sides of the disc surface, and the engagement between the disc groove 3 and the meshing part 19 causes the rotation Prevents separation in the radial direction due to the centripetal force inside. Furthermore, the installation of the spacer 18 is not limited to the method of inserting it in the turbine axial direction as described above, but it is also possible to install it by rotating the spacer 18' using the radially inner circumferential end 21 as a fulcrum, as shown in FIG. be. Next, the spacer 1 engaged with the disk groove 3
8 can be used in various ways as a means for preventing it from falling in the turbine axial direction. For example, as shown in FIG. A method of attaching this to the blade root using screws 21 or the like can be adopted.
なお、第８図に示す実施例においては、全動翼５のピッ
チを所定のピッチより短かくし、全動翼間の微少間隙に
スペーサ１８を取り付けであるが、他の動翼は所定ピッ
チのまま一部の動翼にのみ所定のピッチより短かくして
、一部の動翼間にのみスペーサ１８を取り付けることも
可能である。本実施例においては、翼挿入用切り欠き部
と溝ブロックの形状を第５図に示す形状に限定する必要
はなく、ある程度自由に決めることができ、翼にかかる
遠心力に応じて、それに耐えられる形状を選ぶことがで
きる。In the embodiment shown in FIG. 8, the pitch of all the rotor blades 5 is made shorter than a predetermined pitch, and the spacer 18 is attached to a minute gap between all the rotor blades, but the other rotor blades have a predetermined pitch. It is also possible to make the pitch shorter than a predetermined pitch only on some of the rotor blades, and to attach the spacer 18 only between some of the rotor blades. In this embodiment, it is not necessary to limit the shape of the blade insertion notch and the groove block to the shape shown in FIG. You can choose the shape you want.
また、さらに、溝ブロックを挿入するための翼挿入用切
り欠き部をタービン軸方向に完全に貫通する代りに、第
１２．１３図に示すように、ディスク外周にディスク厚
みの中央部２５が残るように形成し、該中央部の両側に
、溝ブロック２６を取り付け、円周方向に連続して延び
るフック２′及びディスク溝３′を形成することも可能
である。本実施例においは、ディスク厚みの中央部２５
の両側から溝ブロック２６を押しあて、該中央部と溝ブ
ロック２６を軸方向に貫通する６本のピン穴２７を設け
、６本のピン２８で同定した例を示している。Furthermore, instead of completely penetrating the blade insertion notch for inserting the groove block in the turbine axial direction, a central portion 25 of the disk thickness remains on the disk outer periphery, as shown in FIG. 12.13. It is also possible to form the groove block 26 on both sides of the central part and form a hook 2' and a disc groove 3' continuously extending in the circumferential direction. In this embodiment, the central part 25 of the disk thickness
An example is shown in which the groove block 26 is pressed against both sides of the groove block 26, six pin holes 27 are provided that pass through the center part and the groove block 26 in the axial direction, and identification is performed using six pins 28.
以上説明した実施例においては、翼挿入用切り欠き部に
係合させた溝ブロックを、ピン又は動翼などによって固
定したため後で分解する場合に、簡単に分解できる。溝
ブロックを固定する結合手段としては、溝ブロックとデ
ィスクの係合部を例えば電子ビーム溶接したり、ディス
ク溝と溝ブロックの係合面を、金属同志の接合技術を適
用することも可能である。金属同志の接合技術の応用し
ては、ディスク溝と溝ブロックの係合面間に、連結剤と
しての金属粉、金属片を介在させ、連結剤近傍の局部加
熱等により連結剤及びディスク溝、溝ブロックの部を溶
触結合させる方法、あるいは、ディスク溝と溝ブロック
の係合面を非常に活性化させ、かつ係合面に直角方向の
加圧力を加えるなどの手段により直接接合することも可
能である。このような結合手段は、溝ブロックを強固に
結合できる利点があるが、後で分解する場合に、溶接部
分を切削する等しなければならない。In the embodiments described above, the groove blocks engaged with the blade insertion notches are fixed with pins or moving blades, so that they can be easily disassembled later. As a coupling means for fixing the groove block, it is also possible to apply, for example, electron beam welding to the engaging portion of the groove block and the disk, or to apply metal-to-metal bonding technology to the engagement surface of the disk groove and the groove block. . To apply metal-to-metal bonding technology, metal powder or metal pieces are interposed as a coupling agent between the engaging surfaces of the disk groove and the groove block, and the coupling agent and the disk groove are bonded by local heating near the coupling agent. It is also possible to join the groove blocks directly by welding them together, or by highly activating the engagement surfaces of the disc groove and the groove block and applying pressure in a direction perpendicular to the engagement surfaces. It is. Such a connecting means has the advantage of being able to firmly connect the groove blocks, but when disassembling the groove blocks later, the welded portion must be cut or the like.
以上説明したように、本発明によれば、翼挿入用切り欠
き部に連続したフックを有したダブテール部を形成し、
全動翼を同一形状のダブテール部によって固定した構造
となっているので、従来の止め翼といったものが存在せ
ず、全動翼を同一の固定条件とすることができるため１
回転中の動翼の固有振動数の大幅な差異を解消すること
ができ、タービン運転中に共振することのなく、信頼性
の高い動翼の振動設計に有利な、振動特性のそろった動
翼を提供することができる。As explained above, according to the present invention, a dovetail portion having a continuous hook is formed in the blade insertion notch portion,
Since the structure is such that all moving blades are fixed by dovetail parts of the same shape, there is no conventional stopper blade, and all moving blades can be fixed under the same conditions.1
A rotor blade with uniform vibration characteristics that can eliminate the large difference in the natural frequency of the rotor blade during rotation, does not resonate during turbine operation, and is advantageous for highly reliable rotor blade vibration design. can be provided.
第１図は本発明のタービン動翼組立構造を示す部分斜視
図、第２図は従来のタービン動翼の組立構造を示す部分
斜視図、第３図および第４図は本発明のタービン動翼組
立構造をタービン軸方向より見た正面図、第５図および
第６図は本発明の他の実施例を示す部分斜視図、第７図
および第８図は本発明の他の実施例をタービン軸方向よ
り見た正面図、第９図はスペーサの挿入手段を示す斜視
図、第１０図はスペーサの脱落防止手段の一例を示す斜
視図、第１１図は他のスペーサ挿入手段を円周方向より
見た部分図、第１２図は本発明の他の実施例を示す部分
斜視図、第１３図は第１２図のｘ−Ｘ線に沿う断面図で
ある。
１・・・ディスク、２・・・フック、３・・・ディスク
溝、４・・・ダブテール部、５・・・動翼、６・・・翼
根部、８・・・止め翼、１２・・・溝ブロック、１３・
・・翼挿入用切り欠き部、１７・・・ピン、１８・・・
スペーサ、２６・・・溝ブロック、２７・・・ビン。FIG. 1 is a partial perspective view showing a turbine rotor blade assembly structure of the present invention, FIG. 2 is a partial perspective view showing a conventional turbine rotor blade assembly structure, and FIGS. 3 and 4 are turbine rotor blades of the present invention. 5 and 6 are partial perspective views showing other embodiments of the present invention, and FIGS. 7 and 8 show other embodiments of the present invention as seen from the turbine axial direction. 9 is a perspective view showing a spacer insertion means, FIG. 10 is a perspective view showing an example of a spacer fall prevention means, and FIG. 11 is a perspective view showing another spacer insertion means in the circumferential direction. FIG. 12 is a partial perspective view showing another embodiment of the present invention, and FIG. 13 is a cross-sectional view taken along line XX in FIG. 12. DESCRIPTION OF SYMBOLS 1... Disc, 2... Hook, 3... Disc groove, 4... Dovetail part, 5... Moving blade, 6... Blade root part, 8... Stopping blade, 12...・Groove block, 13・
... Notch for inserting the wing, 17... Pin, 18...
Spacer, 26...Groove block, 27...Bin.
Claims (1)
円周方向に延びるダブテール部を有し、該ダブテール部
の一部に翼挿入用切り欠き部を有し、該翼挿入用切り欠
き部より翼根部に形成したダブテール溝に前記デイスク
のダブテール部が嵌合するように順次動翼を挿入し円周
方向へ移動させて組立てるタービン翼車において、少な
くとも一動翼翼根部の円周方向長さ以上の長さを有する
翼挿入用切り欠き部と、該翼挿入用切り欠き部に係合し
、かつ、翼挿入用切り欠き部に係合したとき前記ダブテ
ール部と連続したダブテール部を構成するダブテール部
を有する溝ブロツクと、動翼を溝ブロツクに挿入した状
態で溝ブロツクを翼挿入用切り欠き部に結合する結合手
段とを備えたことを特徴とするタービン動翼組構造。 ２、タービンロータのデイスクの外周部に該デイスクの
円周方向に延びるダブテール部を有し、該ダブテール部
の一部に翼挿入用切り欠き部を有し、該翼挿入用切り欠
き部より順次動翼を挿入し円周方向へ移動させて組立て
るタービン翼車において、一動翼翼根部の円周方向長さ
以上の長さを有する翼挿入用切り欠き部と、該翼挿入用
切り欠き部に係合し、かつ該切り欠き部に係合したとき
前記ダブテール部と連続したダブテール部と構成するダ
ブテール部を有し、結合手段によりデイスクに固定され
た溝ブロツクと、該ダブテール部に全動翼を挿入したと
き少なくとも翼挿入用切り欠き部より長い間隙が生じる
よう全部あるいは一部の動翼翼根部の長さを所定のピツ
チより短かくした動翼と、該動翼をデイスクの外周部に
ほぼ等間隔に配置したとき生じる動翼間の間隙に挿入さ
れ脱落防止手段により動翼間に固定されたスペーサとか
ら構成されることを特徴とするタービン動翼組立構造。 ３、翼挿入用切欠き部をデイスク外周部から中心方向へ
向かうに従い、円周方向長さが長くなるテーパ溝とし、
溝ブロツクは該テーパ溝と係合するテーパ面を有し、ダ
ブテール部を有した溝ブロツクとした特許請求の範囲第
２項記載のタービン動翼組立構造。 ４、翼挿入用切り欠き部を、一動翼翼根部の円周方向長
さよりわずかに長い長さとし、溝ブロツクを該翼挿入用
切り欠き部と係合する形状とした溝ブロツクとし、該切
り欠き部と溝ブロツクの接合面に軸方向に貫通したピン
穴を設け、該ピン穴にピンを挿入して溝ブロツクとデイ
スクを固定することを結合手段とした特許請求の特許請
求の範囲第２項記載のタービン動翼組立構造。 ５、タービンロータのデイスクの外周部に該デイスクの
円周方向に延びるダブテール部を有し、該デイスクのダ
ブテール部の一部に少なくとも１つ存在する翼挿入用切
り欠き部より、動翼を該翼挿入用切り欠き部へ挿入し、
次いで円周方向に移動させることにより動翼を順次ダブ
テール部に挿入して組立てるタービン翼車において、該
翼挿入用切り欠き部の円周方向長さを、すくなくとも一
動翼翼根部の円周方向長さと同一か、わずかに長くし、
さらに全動翼を該翼挿入用切り欠き部より長い円周方向
の間隙が生じるよう、全部あるいは一部の動翼の円周方
向長さを所定の長さより短かくし、全動翼を該翼挿入用
切り欠き部より挿入した後、該翼挿入用切り欠き部に係
合する面を有し、かつ、該翼挿入用切り欠き部に係合し
たとき前記ダブテール部と連続したダブテール部を構成
するようなダブテール部を有する溝ブロツクを翼挿入用
切り欠き部へ係合させ、その後、ほぼ溝ブロツクの中央
部にて隣接する動翼が接し、デイスクの外周部にほぼ等
間隔に動翼が配置されるよう順次動翼を移動させ、動翼
の翼根部間に生じた間隙へスペーサを挿入し、該スペー
サを脱落防止手段により脱落を防止して組立てるタービ
ン動翼の組立方法。[Scope of Claims] 1. The disk of the turbine rotor has a dovetail portion extending in the circumferential direction of the disk on the outer periphery thereof, a part of the dovetail portion has a notch for inserting a blade, and the blade insertion In a turbine wheel that is assembled by sequentially inserting and moving the rotor blades in the circumferential direction so that the dovetail portion of the disk fits into the dovetail groove formed in the blade root portion from the notch portion, at least the circumference of the blade root portion of one rotor blade is a blade insertion notch having a length greater than or equal to the direction length; and a dovetail portion that engages with the blade insertion notch and is continuous with the dovetail portion when engaged with the blade insertion notch. A turbine rotor blade assembly structure comprising: a groove block having a dovetail portion constituting the rotor blade; and coupling means for connecting the groove block to a blade insertion notch in a state in which the rotor blade is inserted into the groove block. 2. The disk of the turbine rotor has a dovetail portion extending in the circumferential direction of the disk on the outer periphery, and a part of the dovetail portion has a blade insertion notch, and the blade insertion notch has a dovetail portion extending in the circumferential direction of the disk. In a turbine wheel that is assembled by inserting a rotor blade and moving it in the circumferential direction, a blade insertion notch having a length equal to or longer than the circumferential length of the blade root of one rotor blade, and a blade insertion notch that is connected to the blade insertion notch are used. a groove block having a dovetail portion that is continuous with the dovetail portion when the two grooves are connected to each other and is engaged with the notch portion, and is fixed to the disk by a coupling means; and a full moving blade is attached to the dovetail portion. A rotor blade in which the length of all or part of the rotor blade root is made shorter than a predetermined pitch so that a gap longer than the blade insertion notch is created when inserted, and the rotor blade is placed approximately equal to the outer periphery of the disk. 1. A turbine rotor blade assembly structure comprising: a spacer inserted into a gap between the rotor blades that occurs when the rotor blades are arranged at intervals, and fixed between the rotor blades by a falling-off prevention means. 3. The blade insertion notch is a tapered groove whose circumferential length increases from the outer circumference of the disk toward the center;
The turbine rotor blade assembly structure according to claim 2, wherein the groove block has a tapered surface that engages with the tapered groove and has a dovetail portion. 4. The blade insertion notch has a length slightly longer than the circumferential length of the blade root of the single moving blade, and the groove block is shaped to engage with the blade insertion notch, and the notch Claim 2 describes a claim in which the coupling means is to provide a pin hole penetrating in the axial direction in the joint surface of the groove block and the disk, and to fix the groove block and the disk by inserting a pin into the pin hole. turbine rotor blade assembly structure. 5. The disk of the turbine rotor has a dovetail portion extending in the circumferential direction of the disk on the outer periphery of the disk, and the rotor blade is inserted through the blade insertion notch portion that is present in at least one part of the dovetail portion of the disk. Insert into the notch for wing insertion,
In a turbine wheel that is assembled by sequentially inserting the rotor blades into the dovetail portion by moving them in the circumferential direction, the circumferential length of the blade insertion notch is at least equal to the circumferential length of the blade root of the single rotor blade. Same or slightly longer
Furthermore, the circumferential length of all or some of the rotor blades is made shorter than a predetermined length so that a gap in the circumferential direction that is longer than the notch for inserting the blade is created, and all the rotor blades are connected to the blade. After being inserted through the insertion notch, the blade has a surface that engages with the blade insertion notch, and forms a dovetail portion that is continuous with the dovetail portion when engaged with the blade insertion notch. A groove block having a dovetail portion such as that shown in FIG. A method for assembling a turbine rotor blade, which comprises sequentially moving the rotor blades so that the rotor blades are arranged, inserting a spacer into a gap formed between the blade roots of the rotor blades, and preventing the spacer from falling off using a drop-off prevention means.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20370586A JPS6361702A (en) | 1986-09-01 | 1986-09-01 | Turbine rotor blade builtup structure and its building method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP20370586A JPS6361702A (en) | 1986-09-01 | 1986-09-01 | Turbine rotor blade builtup structure and its building method |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6361702A true JPS6361702A (en) | 1988-03-17 |
Family
ID=16478489
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP20370586A Pending JPS6361702A (en) | 1986-09-01 | 1986-09-01 | Turbine rotor blade builtup structure and its building method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6361702A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011185193A (en) * | 2010-03-10 | 2011-09-22 | Toshiba Corp | Turbine rotor blade cascade and steam turbine |
| KR20180121432A (en) * | 2018-09-03 | 2018-11-07 | 두산중공업 주식회사 | Rotating parts, method of manufacturing the same and steam turbine including the same |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5351922U (en) * | 1976-10-06 | 1978-05-02 |
-
1986
- 1986-09-01 JP JP20370586A patent/JPS6361702A/en active Pending
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5351922U (en) * | 1976-10-06 | 1978-05-02 |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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| JP2011185193A (en) * | 2010-03-10 | 2011-09-22 | Toshiba Corp | Turbine rotor blade cascade and steam turbine |
| KR20180121432A (en) * | 2018-09-03 | 2018-11-07 | 두산중공업 주식회사 | Rotating parts, method of manufacturing the same and steam turbine including the same |
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