JPWO2009090908A1 - Turbine blade - Google Patents
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Abstract
タービン動翼のシュラウドの平面視形状が複雑なものであっても、最終(最後)のタービン動翼の翼根をタービンディスクの翼溝に容易、かつ、迅速に埋め込むことができるようにすること。タービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込まれて翼全体を保持する翼根(3)と、高温ガスに曝される翼部(4)と、この翼部(4)を支持するプラットホーム(5)と、翼根(3)とプラットホーム(5)とを連結するシャンク(6)と、翼部(4)の先端から周方向に沿って延びるシュラウド(7)とを備えたタービン動翼(1)であって、前記翼根(3)の前縁側または後縁側に、その長さ方向に沿って、前記翼根(3)の先端から前記シャンク(6)の途中まで所定の深さで切り欠かれた切欠部(8)を有するようにした。To enable the blade root of the final (final) turbine blade to be easily and quickly embedded in the blade groove of the turbine disk, even if the shape of the turbine blade shroud is complex. . A blade root (3) embedded in a blade groove formed in the peripheral edge of the turbine disk to hold the entire blade, a blade portion (4) exposed to high temperature gas, and a platform for supporting the blade portion (4) (5), a turbine blade including a shank (6) connecting the blade root (3) and the platform (5), and a shroud (7) extending in the circumferential direction from the tip of the blade (4). (1) A predetermined depth from the tip of the blade root (3) to the middle of the shank (6) along the length direction on the front edge side or the rear edge side of the blade root (3) It was made to have the notch part (8) notched by.
Description
本発明は、ガスタービンや蒸気タービン等に適用されるタービン動翼に関するものである。 The present invention relates to a turbine rotor blade applied to a gas turbine, a steam turbine, or the like.
ガスタービンや蒸気タービン等に適用されるタービン動翼としては、タービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込まれて翼全体を保持する翼根と、高温ガスに曝される翼部と、この翼部を支持するプラットホームと、翼根とプラットホームとを連結するシャンクと、翼部の先端から周方向に沿って延びるシュラウドとを備えたものが知られている(例えば、特許文献1参照)。
しかしながら、近年では、翼部の先端における漏洩損失(ガス漏れ)をより低減させてタービン効率を向上させるとともに、翼部の先端における振動をより低減させて翼部の翼体格を小さくすることが要求されている。そのため、シュラウドの平面視形状が複雑化し、従来のように、タービン動翼の翼根をタービンディスクの翼溝に一つずつ埋め込んでいく方法では、最終(最後)のタービン動翼の翼根をタービンディスクの翼溝に埋め込む際に、最終(最後)のタービン動翼のシュラウドが、両隣に位置するタービン動翼のシュラウドと干渉し、最終(最後)のタービン動翼の翼根をタービンディスクの翼溝に埋め込むことが困難であるといった問題点があった。
また、タービン動翼の長さ(翼高さ)が、例えば、200mm以下と短い(低い)場合(より詳しくは、L(翼高さ)/D(コード長)が1/3以上の場合)には、最終(最後)のタービン動翼の翼根をタービンディスクの翼溝に埋め込むことができないといった問題点もあった。However, in recent years, it has been required to further reduce the leakage loss (gas leakage) at the tip of the wing to improve turbine efficiency and to further reduce the vibration at the tip of the wing to reduce the size of the wing. Has been. For this reason, the shape of the shroud in plan view is complicated, and in the conventional method of embedding the blade roots of the turbine blades one by one in the blade grooves of the turbine disk, the blade root of the final (final) turbine blade is When embedding in the turbine disk blade groove, the shroud of the final (final) turbine blade interferes with the shrouds of the turbine blades located on both sides, and the blade root of the final (final) turbine blade is inserted into the turbine disk. There was a problem that it was difficult to embed in the blade groove.
Further, when the length (blade height) of the turbine rotor blade is as short (low) as, for example, 200 mm or less (more specifically, when L (blade height) / D (code length) is 1/3 or more). However, there is a problem that the blade root of the final (final) turbine blade cannot be embedded in the blade groove of the turbine disk.
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、タービン動翼のシュラウドの平面視形状が複雑なものであっても、最終(最後)のタービン動翼の翼根をタービンディスクの翼溝に容易、かつ、迅速に埋め込むことができるタービン動翼を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and even if the shape of the shroud of the turbine blade is complicated in plan view, the blade root of the turbine blade is used as the blade root of the final (last) turbine blade. An object of the present invention is to provide a turbine rotor blade that can be embedded easily and quickly.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明の一態様に係るタービン動翼は、タービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込まれて翼全体を保持する翼根と、高温ガスに曝される翼部と、この翼部を支持するプラットホームと、翼根とプラットホームとを連結するシャンクと、翼部の先端から周方向に沿って延びるシュラウドとを備えたタービン動翼であって、前記翼根の前縁側または後縁側に、その長さ方向に沿って、前記翼根の先端から前記シャンクの途中まで所定の深さで切り欠かれた切欠部を有している。The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A turbine rotor blade according to an aspect of the present invention includes a blade root that is embedded in a blade groove formed in a peripheral portion of a turbine disk to hold the entire blade, a blade portion that is exposed to high-temperature gas, and a blade portion that includes the blade root. A turbine rotor blade comprising a supporting platform, a shank connecting the blade root and the platform, and a shroud extending from the tip of the blade portion along the circumferential direction, on the leading edge side or the trailing edge side of the blade root, Along the length direction, there is a notch cut out at a predetermined depth from the tip of the blade root to the middle of the shank.
本発明の一態様に係るタービン動翼によれば、翼根をタービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込んで組み付ける際に、切欠部によって形成された長さ方向に延びる端面を、タービンディスクの周縁部を形成する端面を含む平面内において移動させる(すなわち、半径方向外側から半径方向内側に向かって移動させる)だけで、タービンディスクの翼溝に対して所定の深さ(例えば、5mm)まで埋め込まれた正規翼と正規翼との間にセットすることができる。
すなわち、タービン動翼および正規翼のシュラウドの平面視形状が複雑なものであっても(シュラウドの平面視形状に関係なく)、少なくとも最終(最後)にタービンディスクに埋め込む翼を上記態様に係るタービン動翼とすることで、これらタービン動翼の翼根および正規翼の翼根をタービンディスクの翼溝に容易、かつ、迅速に埋め込む(埋め込んでいく)ことができる。According to the turbine rotor blade of one aspect of the present invention, when the blade root is embedded in the blade groove formed in the peripheral portion of the turbine disk and assembled, the end surface extending in the length direction formed by the notch portion is A predetermined depth (e.g., 5 mm) with respect to the blade groove of the turbine disk is simply moved in a plane including the end surface forming the peripheral edge of the disk (i.e., moved from the radially outer side to the radially inner side). ) Can be set between the regular wing embedded up to.
That is, even if the turbine blades and the regular blade shroud have a complicated shape in plan view (regardless of the shape of the shroud in plan view), at least the final (last) blade to be embedded in the turbine disk is the turbine according to the above aspect. By using the moving blades, the blade roots of these turbine blades and the blade roots of the regular blades can be easily and quickly embedded (embedded) in the blade grooves of the turbine disk.
本発明の一態様に係るタービンロータは、翼根をタービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込んで組み付ける際に、切欠部によって形成された長さ方向に延びる端面を、タービンディスクの周縁部を形成する端面を含む平面内において移動させる(すなわち、半径方向外側から半径方向内側に向かって移動させる)ことのできるタービン動翼を備えているので、タービン動翼および正規翼をタービンディスクに組み付ける作業工程の簡略化を図ることができるとともに、組み付け作業に要する作業時間の短縮化を図ることができて、製造コストの低減化を図ることができる。 In the turbine rotor according to one aspect of the present invention, when the blade root is embedded in the blade groove formed in the peripheral portion of the turbine disk and assembled, the end surface extending in the length direction formed by the notch portion is used as the peripheral edge of the turbine disk. Turbine blades that can be moved in a plane including the end faces forming the part (that is, moved radially outward to radially inward), so that the turbine blades and the regular blades are attached to the turbine disk. The assembly work process can be simplified, the work time required for the assembly work can be shortened, and the manufacturing cost can be reduced.
上記態様に係るタービンロータの製造方法は、タービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込まれて翼全体を保持する翼根と、高温ガスに曝される翼部と、この翼部を支持するプラットホームと、翼根とプラットホームとを連結するシャンクと、翼部の先端から周方向に沿って延びるシュラウドと、前記翼根の前縁側または後縁側に、その長さ方向に沿って、前記翼根の先端から前記シャンクの途中まで所定の深さで切り欠かれた切欠部とを備えた少なくとも一枚のタービン動翼と、タービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込まれて翼全体を保持する翼根と、高温ガスに曝される翼部と、この翼部を支持するプラットホームと、翼根とプラットホームとを連結するシャンクと、翼部の先端から周方向に沿って延びるシュラウドとを備えた複数枚の正規翼とを、前記タービンディスクにそれぞれ埋め込んでタービンロータを完成させるタービンロータの製造方法であって、前記タービンディスクの翼溝に対して、その翼根が所定の深さまで埋め込まれた正規翼間に、前記タービン動翼を半径方向外側から半径方向内側に向かって移動させて、正規翼間に位置させた後に、これらタービン動翼および正規翼を前記タービンロータの軸線方向に移動させて、これらタービン動翼および正規翼の翼根を、前記タービンディスクの翼溝に埋め込む段階を備えている。 The method of manufacturing a turbine rotor according to the above aspect includes a blade root that is embedded in a blade groove formed in a peripheral portion of a turbine disk to hold the entire blade, a blade portion that is exposed to high-temperature gas, and supports the blade portion. A platform, a shank connecting the blade root and the platform, a shroud extending in the circumferential direction from the tip of the blade portion, and along the length direction of the blade root on the leading edge side or the trailing edge side thereof. At least one turbine blade provided with a notch cut out at a predetermined depth from the tip of the root to the middle of the shank, and the entire blade embedded in a blade groove formed at the peripheral edge of the turbine disk A blade root that holds the blade, a blade that is exposed to high temperature gas, a platform that supports the blade, a shank that connects the blade root and the platform, and a shroud that extends from the tip of the blade along the circumferential direction. A turbine rotor manufacturing method for completing a turbine rotor by embedding a plurality of regular blades each having a blade root in a predetermined depth with respect to a blade groove of the turbine disk. After the turbine blades are moved from the radially outer side to the radially inner side between the normal blades embedded up to and including the normal blades, the turbine blades and the normal blades are positioned between the normal blades. And moving the turbine blades and the blade roots of the regular blades into the blade grooves of the turbine disk.
上記態様に係るタービンロータの製造方法によれば、翼根をタービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込んで組み付ける際に、切欠部によって形成された長さ方向に延びる端面を、タービンディスクの周縁部を形成する端面を含む平面内において移動させる(すなわち、半径方向外側から半径方向内側に向かって移動させる)だけで、タービンディスクの翼溝に対して所定の深さ(例えば、5mm)まで埋め込まれた正規翼と正規翼との間にセットすることができる。
すなわち、タービン動翼および正規翼のシュラウドの平面視形状が複雑なものであっても(シュラウドの平面視形状に関係なく)、少なくとも最終(最後)にタービンディスクに埋め込む翼を本発明の一態様に係るタービン動翼とすることで、これらタービン動翼の翼根および正規翼の翼根をタービンディスクの翼溝に容易、かつ、迅速に埋め込む(埋め込んでいく)ことができる。
これにより、タービン動翼および正規翼をタービンディスクに組み付ける作業工程の簡略化を図ることができるとともに、組み付け作業に要する作業時間の短縮化を図ることができて、製造コストの低減化を図ることができる。According to the method of manufacturing a turbine rotor according to the above aspect, when the blade root is embedded in the blade groove formed in the peripheral portion of the turbine disk and assembled, the end surface extending in the length direction formed by the notch portion is used as the turbine disk. A predetermined depth (for example, 5 mm) with respect to the blade groove of the turbine disk is simply moved in a plane including an end surface forming the peripheral edge of the turbine disk (that is, moved from the radially outer side toward the radially inner side). It can be set between a regular wing and a regular wing embedded.
That is, even if the turbine blades and the normal blade shroud have a complicated plan view shape (regardless of the shroud plan view shape), at least the final (last) blade to be embedded in the turbine disk is one aspect of the present invention. By using the turbine blade according to the above, the blade roots of these turbine blades and the blade roots of the regular blades can be easily and quickly embedded (embedded) in the blade grooves of the turbine disk.
As a result, it is possible to simplify the work process for assembling the turbine rotor blade and the regular blade to the turbine disk, and to shorten the work time required for the assembling work, thereby reducing the manufacturing cost. Can do.
本発明に係るタービン動翼によれば、タービン動翼のシュラウドの平面視形状が複雑なものであっても、最終(最後)のタービン動翼の翼根をタービンディスクの翼溝に容易、かつ、迅速に埋め込むことができるという効果を奏する。
According to the turbine blade according to the present invention, even if the planar shape of the shroud of the turbine blade is complicated, the blade root of the final (final) turbine blade can be easily formed in the blade groove of the turbine disk, and The effect is that it can be embedded quickly.
1 タービン動翼
2 タービンディスク
2a 翼溝
3 翼根
4 翼部
5 プラットホーム
6 シャンク
7 シュラウド
8 切欠部
11 正規翼
13 翼根
20 タービンロータDESCRIPTION OF
以下、本発明に係るタービン動翼の一実施形態について、図1A、図1Bおよび図2を参照しながら説明する。
図1Aは本実施形態に係るタービン動翼を示す側面図であり、図1Bは本実施形態に係るタービン動翼を示す平面図である。図2は本実施形態に係るタービン動翼を正面側から見た斜視図である。Hereinafter, an embodiment of a turbine rotor blade according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1A, 1B and 2.
FIG. 1A is a side view showing a turbine blade according to this embodiment, and FIG. 1B is a plan view showing the turbine blade according to this embodiment. FIG. 2 is a perspective view of the turbine rotor blade according to the present embodiment as viewed from the front side.
本実施形態に係るタービン動翼1は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部(図示せず)と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部(図示せず)と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部(図示せず)とを備えたガスタービンに適用されるものである。
The
図1A,図1Bおよび図2に示すように、タービン動翼1は、タービンディスク2(図5および図6参照)の周縁部に形成された翼溝2a(図5および図6参照)に埋め込まれてタービン動翼1の全体を保持(支持)するクリスマスツリー型の翼根(根元)3と、高温ガスに曝される翼部4と、この翼部4を支持するプラットホーム5と、翼根3とプラットホーム5とを連結するシャンク6と、翼部4の先端(チップ)から周方向に沿って延び、タービン動翼1の共振を防止するとともに、翼部4の先端における漏洩損失(ガス漏れ)を低減させるシュラウド7とを備えている。
As shown in FIGS. 1A, 1B, and 2, the
さて、本実施形態に係るタービン動翼1は、図1Aおよび図2に示すように、翼根3の前縁側または後縁側に、タービン動翼1の長さ方向(図1Aおよび図2において上下方向)に沿って、翼根3の先端(下端)からシャンク6の途中まで一様に(所定の深さ(例えば、5mm)で)切り欠かれた切欠部8を有している。この切欠部8によって形成された長さ方向(図1Aおよび図2において上下方向)に延びる端面8aは、タービン動翼1がタービンディスク2に組み付けられた際に、タービンディスク2の周縁部に形成された端面2bと略平行となるように形成されており、シャンク6の途中まで延びている。
As shown in FIGS. 1A and 2, the
すなわち、タービン動翼1の切欠部8は、図3A、図3Bおよび図4に示すような、切欠部8を有していないタービン翼(以下、「正規翼」という。)11の翼根13が、図5に示すような、タービンディスク2の翼溝2aに対して所定の深さ(例えば、5mm)まで埋め込まれた状態で、切欠部8によって形成された長さ方向に延びる端面8aを、タービンディスク2の周縁部を形成する端面2bを含む平面内において移動させながら、タービン動翼1を正規翼11と正規翼11との間にセットすることができるように形成されている。
そして、タービン動翼1を正規翼11と正規翼11との間にセットしたら、図6に示すように、タービン翼1および正規翼11全体をタービンディスク2の軸方向に沿って移動させ、タービン翼1および正規翼11の翼根3,13全体が、タービンディスク2の周縁部に形成された翼溝2aに埋め込まれるようにする。
なお、図3A、図3Bおよび図4中の符号4,5,6,7はそれぞれ、翼部、プラットホーム、シャンク、シュラウドであり、その説明は図1A、図1Bおよび図2を用いて既に説明したので、ここではその説明を省略する。
図5および図6中の符号20は、少なくとも一枚のタービン動翼1と、複数枚の正規翼11と、タービンディスク2とを備えてなるタービンロータを示している。That is, the notch 8 of the
When the
3A, FIG. 3B, and FIG. 4,
このように構成されたタービン動翼1は、翼根3をタービンディスク2の周縁部に形成された翼溝2aに埋め込んで組み付ける際に、切欠部8によって形成された長さ方向に延びる端面8aを、タービンディスク2の周縁部を形成する端面2bを含む平面内において移動させる(すなわち、半径方向外側から半径方向内側に向かって移動させる)だけで、タービンディスク2の翼溝2aに対して所定の深さ(例えば、5mm)まで埋め込まれた正規翼11と正規翼11との間にセットすることができる。
すなわち、タービン動翼1および正規翼11のシュラウド7の平面視形状が複雑なものであっても(平面視形状に関係なく)、少なくとも最終(最後)にタービンディスク2に埋め込む翼を本実施形態に係るタービン動翼1とすることで、これらタービン動翼1の翼根3および正規翼11の翼根13をタービンディスク2の翼溝2aに容易、かつ、迅速に埋め込む(埋め込んでいく)ことができる。The
In other words, even if the
本実施形態に係るタービンロータ20によれば、翼根3,13をタービンディスク2の周縁部に形成された翼溝2aに埋め込んで組み付ける際に、タービン動翼1の切欠部8によって形成された長さ方向に延びる端面8aを、タービンディスク2の周縁部を形成する端面2bを含む平面内において移動させる(すなわち、半径方向外側から半径方向内側に向かって移動させる)ことのできるタービン動翼1を備えているので、タービン動翼1および正規翼11をタービンディスク2に組み付ける作業工程の簡略化を図ることができるとともに、組み付け作業に要する作業時間の短縮化を図ることができて、製造コストの低減化を図ることができる。
According to the
本発明はガスタービンのみに適用され得るものではなく、蒸気タービンや、その他同様の構成を有する流体回転機械にも適用され得るものである。
本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の技術的思想を逸脱しない範囲で、適宜必要に応じて変形実施、変更実施することができる。The present invention can be applied not only to a gas turbine but also to a steam turbine and other fluid rotary machines having a similar configuration.
The present invention is not limited to the above-described embodiment, and can be appropriately modified and changed as necessary without departing from the technical idea of the present invention.
Claims (3)
前記翼根の前縁側または後縁側に、その長さ方向に沿って、前記翼根の先端から前記シャンクの途中まで所定の深さで切り欠かれた切欠部を有しているタービン動翼。The blade root that is embedded in the blade groove formed at the peripheral edge of the turbine disk and holds the entire blade, the blade that is exposed to high-temperature gas, the platform that supports the blade, and the blade root and the platform are connected. A turbine rotor blade comprising a shank and a shroud extending from the tip of the blade portion along the circumferential direction,
A turbine blade having a notch cut out at a predetermined depth from a tip of the blade root to the middle of the shank along a length direction on a front edge side or a rear edge side of the blade root.
タービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込まれて翼全体を保持する翼根と、高温ガスに曝される翼部と、この翼部を支持するプラットホームと、翼根とプラットホームとを連結するシャンクと、翼部の先端から周方向に沿って延びるシュラウドとを備えた複数枚の正規翼と、
前記タービンディスクとを備えているタービンロータ。At least one turbine blade according to claim 1;
The blade root that is embedded in the blade groove formed at the peripheral edge of the turbine disk and holds the entire blade, the blade that is exposed to high-temperature gas, the platform that supports the blade, and the blade root and the platform are connected. A plurality of regular wings, each having a shank and a shroud extending from the tip of the wing portion along the circumferential direction;
A turbine rotor comprising the turbine disk.
タービンディスクの周縁部に形成された翼溝に埋め込まれて翼全体を保持する翼根と、高温ガスに曝される翼部と、この翼部を支持するプラットホームと、翼根とプラットホームとを連結するシャンクと、翼部の先端から周方向に沿って延びるシュラウドとを備えた複数枚の正規翼とを、前記タービンディスクにそれぞれ埋め込んでタービンロータを完成させるタービンロータの製造方法であって、
前記タービンディスクの翼溝に対して、その翼根が所定の深さまで埋め込まれた正規翼間に、前記タービン動翼を半径方向外側から半径方向内側に向かって移動させて、正規翼間に位置させた後に、これらタービン動翼および正規翼を前記タービンロータの軸線方向に移動させて、これらタービン動翼および正規翼の翼根を、前記タービンディスクの翼溝に埋め込む段階を備えているタービンロータの製造方法。The blade root that is embedded in the blade groove formed at the peripheral edge of the turbine disk and holds the entire blade, the blade that is exposed to high-temperature gas, the platform that supports the blade, and the blade root and the platform are connected. And a shroud extending in the circumferential direction from the tip of the wing, and a predetermined length from the tip of the blade root to the middle of the shank along the length direction on the leading edge side or the trailing edge side of the blade root. At least one turbine blade having a notch cut out in depth;
The blade root that is embedded in the blade groove formed in the peripheral edge of the turbine disk and holds the entire blade, the blade that is exposed to high-temperature gas, the platform that supports the blade, and the blade root and the platform are connected. A turbine rotor manufacturing method for completing a turbine rotor by embedding a plurality of regular blades including a shank and a shroud extending in a circumferential direction from a tip of a blade portion in the turbine disk,
The turbine rotor blade is moved from the radially outer side to the radially inner side between the regular blades whose blade roots are embedded to a predetermined depth with respect to the blade grooves of the turbine disk, and positioned between the regular blades. And moving the turbine rotor blades and regular blades in the axial direction of the turbine rotor, and embedding the blade roots of the turbine rotor blades and regular blades in the blade grooves of the turbine disk. Manufacturing method.
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