KR101358556B1 - 증기 터빈 - Google Patents

Abstract

본 발명의 과제는 응력 부식 균열, 저사이클 피로 및 고사이클 피로에 대한 충분한 강도를 확보하여, 장기 운용에 견딜 수 있는 장수명화한 포크형의 체결 구조를 구비한 증기 터빈을 제공하는 것이다.
축방향으로 복수 배열된 로터측 포크(4a 내지 4h)를 갖는 터빈 로터(2)와, 상기 터빈 로터(2)의 축방향으로 복수 배열되고 상기 복수의 로터측 포크(4a 내지 4h)와 서로 결합하는 날개측 포크(3a 내지 3g)를 갖는 터빈 동익(1)과, 그들을 결합하기 위해 상기 터빈 로터(2)의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍(6a, 7a)에 상기 터빈 로터(2)의 축방향으로 삽입되는 복수의 포크 핀(5a)을 구비한 증기 터빈에 있어서, 상기 날개측 포크(3a 내지 3g)의 핀 구멍(6a)의 내경과 상기 포크 핀(5a)의 직경의 갭이 상기 터빈 로터의 축방향 위치에 따라서 다르다.

Description

증기 터빈{Steam Turbine}

본 발명은 포크형 날개 삽입부를 구비한 증기 터빈에 관한 것이다.

터빈 동익과 터빈 로터를 결합하는 구조의 하나로서, 포크형 날개 삽입부가 있다. 이 포크형 날개 삽입부의 구조는 터빈 동익의 하부에 형성된 날개측 포크와 터빈 로터에 형성된 로터 포크를 교대로 조합하고, 터빈 로터의 반경 방향 위치가 다른 복수의 포크 핀을 터빈 로터의 축방향으로 삽입하여 양자를 결합하고 있다. 종래 기술에 있어서는, 포크 핀의 직경은 축방향으로 일정하고, 또한 핀 구멍의 내경도 축방향으로 일정하다.

이 포크형 날개 삽입부의 구조는 고원심 하중을 부담할 수 있는 특징이 있으므로, 증기 터빈 저압 최종 단락, 혹은 최종 단락보다 1단 고압측의 단락에 채용되는 경우가 많다. 이들 단락에서는, 높은 원심 하중 하에서 진동 하중이 중첩하고, 또한 증기 중에 미량 포함되어 있는 부식매가 농축하는 부식 환경이므로, 응력 부식 균열이나, 기동 정지에 의한 저사이클 피로, 고평균 응력 하에 있어서의 고사이클 피로에 대해 충분한 강도를 확보해야만 한다.

이들 강도를 높이기 위한 기술로서, 핀 구멍에 쇼트 피닝이나 레이저 피닝을 시공하여, 압축 잔류 응력을 부여하는 시책(예를 들어, 특허 문헌 1, 2 참조)이나, 핀 구멍에 고체 윤활막을 시공하여 마찰 계수를 저하시킴으로써, 장수명화를 도모하는 시책이 알려져 있다(예를 들어, 특허 문헌 3 참조).

일본 특허 출원 공개 소63-248901호 공보 일본 특허 출원 공개 제2010-43595호 공보 일본 특허 출원 공개 제2001-12208호 공보

상술한 시책은 시공 직후에는 충분한 효과를 기대할 수 있지만, 장기간 운용 시의 효과의 지속성에 대해, 반드시 보장되어 있지 않다고 하는 과제가 있었다. 예를 들어, 10년 이상에 걸치는 장기 운용을 고려하면, 부여한 압축 잔류 응력의 절대값이 감소해 갈 가능성이나, 윤활 피막의 내용연수를 초과해 버릴 가능성이 있다.

상술한 바와 같이, 증기 터빈 저압 최종 단락, 혹은 최종 단락보다 1단 고압측의 단락에 채용되는 포크형 날개 삽입부는 응력 부식 균열이나, 기동 정지에 의한 저사이클 피로나 고평균 응력 하에 있어서의 고사이클 피로에 대한 충분한 강도의 확보와 함께, 장기간에 걸치는 효과의 지속을 가능하게 하는 장수명화가 요구되고 있다.

본 발명은 상술한 사정에 기초하여 이루어진 것으로, 그 목적은 응력 부식 균열, 저사이클 피로 및 고사이클 피로에 대한 충분한 강도를 확보하여, 장기 운용에 견딜 수 있는 장수명화한 포크형의 결합 구조를 구비한 증기 터빈을 제공하는 것이다.

상기의 목적을 달성하기 위해, 제1 발명은, 축방향으로 복수 배열된 로터측 포크를 갖는 터빈 로터와, 상기 터빈 로터의 축방향으로 복수 배열되고 상기 복수의 로터측 포크와 서로 결합하는 날개측 포크를 갖는 터빈 동익과, 그들을 결합하기 위해 상기 터빈 로터의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍에 상기 터빈 로터의 축방향으로 삽입되는 복수의 포크 핀을 구비한 증기 터빈에 있어서, 상기 날개측 포크의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭이 상기 터빈 로터의 축방향 위치에 따라서 다른 것으로 한다.

또한, 제2 발명은, 축방향으로 복수 배열된 로터측 포크를 갖는 터빈 로터와, 상기 터빈 로터의 축방향으로 복수 배열되고 상기 복수의 로터측 포크와 서로 결합하는 날개측 포크를 갖는 터빈 동익과, 그들을 결합하기 위해 상기 터빈 로터의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍에 상기 터빈 로터의 축방향으로 삽입되는 복수의 포크 핀을 구비한 증기 터빈에 있어서, 상기 포크 핀의 직경이 상기 터빈 로터의 축방향 위치에 따라서 다른 것으로 한다.

또한, 제3 발명은, 제1 발명에 있어서, 상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고, 상기 축방향 증기 입구단부와 축방향 중앙부 사이이며, 상기 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍은 상기 날개측 포크의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭보다도 커지도록 형성하는 것을 특징으로 한다.

또한, 제4 발명은, 제2 발명에 있어서, 상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고, 상기 축방향 증기 입구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀은 상기 날개측 포크의 증기 입구단부에 있어서의 상기 포크 핀의 직경이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 상기 포크 핀의 직경보다도 작아지도록 형성하는 것을 특징으로 한다.

또한, 제5 발명은, 제1 발명에 있어서, 상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고, 상기 축방향 증기 입구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍은 상기 날개측 포크의 증기 출구단부에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭보다도 커지도록 형성하는 것을 특징으로 한다.

또한, 제6 발명은, 제2 발명에 있어서, 상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고, 상기 축방향 증기 입구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀은 상기 날개측 포크의 증기 출구단부에 있어서의 상기 포크 핀의 직경이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 상기 포크 핀의 직경보다도 작아지도록 형성하는 것을 특징으로 한다.

또한, 제7 발명은, 제2 발명에 있어서, 상기 포크 핀은 핀 직경이 작은 부위에 핀 직경을 일정하게 축방향으로 형성한 평행부와, 상기 평행부로부터 핀 직경을 축방향으로 증가시켜 형성한 테이퍼부를 구비하고, 상기 평행부와 상기 테이퍼부의 교점은 매끄러운 원호 가공이 실시되어 있는 것을 특징으로 한다.

또한, 제8 발명은, 제1 발명에 있어서, 상기 날개측 포크의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭을 크게 형성한 부위에 있어서, 상기 갭을 상기 포크 핀의 최대 직경으로 나눈 값이 0.984 이상 0.992 이하인 것을 특징으로 한다.

또한, 제9 발명은, 제7 발명에 있어서, 상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고, 상기 축방향 증기 입구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀은 축방향으로 핀 직경이 감소하기 시작하는 개시점과 상기 날개측 포크의 증기 출구단부의 축방향 거리를 상기 날개측 포크의 축방향 폭으로 나눈 값이 0.3 이상 0.6 이하인 것을 특징으로 한다.

또한, 제10 발명은, 제7 발명에 있어서, 상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고, 상기 축방향 증기 입구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀은 축방향으로 핀 직경이 감소하기 시작하는 개시점과 상기 날개측 포크의 증기 입구단부의 축방향 거리를 상기 날개측 포크의 축방향 폭으로 나눈 값이 0.3 이상 0.6 이하인 것을 특징으로 한다.

또한, 제11 발명은, 제7 발명에 있어서, 상기 터빈 동익이 티탄 합금제인 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따르면, 증기 입구단부와 축방향 중앙부 및 증기 출구단부와 축방향 중앙부 사이에서 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크에 대해, 상기 날개측 포크의 배면측의 둘레 방향 폭이 복면측의 폭보다도 좁은 부위에 있어서의 하중 분담을 저하시켜, 핀 구멍의 국소 응력을 저감시킬 수 있으므로, 저사이클 피로나 응력 부식 균열에 대한 고신뢰성을 갖고, 장수명화한 포크형 날개 삽입부를 구비한 증기 터빈을 제공할 수 있다.

도 1은 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 사시도.
도 2는 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 횡단면도.
도 3은 도 2에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 A부를 확대하여 도시하는 횡단면도.
도 4는 도 2에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 B부를 확대하여 도시하는 횡단면도.
도 5는 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 핀 구멍의 저사이클 피로 수명을 해석 평가한 특성도.
도 6은 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 핀 구멍의 하중 분담을 해석 평가한 특성도.
도 7은 본 발명의 증기 터빈의 제2 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 횡단면도.
도 8은 도 7에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 A부를 확대하여 도시하는 횡단면도.
도 9는 본 발명의 증기 터빈의 제3 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 횡단면도.
도 10은 도 9에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 A부를 확대하여 도시하는 횡단면도.

이하에, 본 발명의 증기 터빈의 실시 형태를 도면을 사용하여 설명한다.

[제1 실시예]

도 1은 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 사시도, 도 2는 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 횡단면도, 도 3은 도 2에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 A부를 확대하여 도시하는 횡단면도, 도 4는 도 2에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 B부를 확대하여 도시하는 횡단면도이다.

도 1에 있어서, 포크형 날개 삽입부는 터빈 동익(1)의 하부에 설치한 복수의 날개측 포크(3)와, 터빈 로터(2)에 형성되고, 날개측 포크(3)가 결합하는 복수의 로터측 포크(4)를 구비하고 있다. 날개측 포크(3)와 로터측 포크(4)는 각각 핀 구멍(6a 내지 6c, 7a 내지 7c)을 형성하고 있고, 이들 핀 구멍(6a 내지 6c, 7a 내지 7c)에 포크 핀(5a 내지 5c)(이 예에서는 6개의 포크 핀을 사용하고 있음)을 터빈 로터의 축방향(41)으로 각각 삽입시킴으로써 결합되어 있다. 6개의 포크 핀(5a 내지 5c)의 중심선(8)은 터빈 로터(2)의 중심선(9)을 지나는 반경 방향 40선 상에 간격을 두고 배치되어 있다. 여기서, 증기는 화살표 X로 나타내는 방향으로부터 유입하여, 터빈 동익(1)과 터빈 로터(2)를 화살표 Y의 방향으로 회전시키고 있다.

터빈 동익(1)의 근원 단면의 프로파일(10)이 원호 형상이므로, 터빈 동익(1)의 플랫폼(기단부)의 축방향 중앙부(11)는 축방향 입구단부(12) 및 축방향 출구단부(13)보다도 둘레 방향(42) 배면측[터빈 동익(1)의 회전 방향을 나타내는 화살표 7의 선단측]에 위치하고 있다.

도 2의 터빈 동익(1)과 터빈 로터(2)의 결합 구조를 도시하는 횡단면은, 도 1에 있어서, 반경 방향(40)의 최외주 위치의 포크 핀(5a) 중심선 상에서 반경 방향(40)에 수직인 단면(14)에 있어서의 형상을 도시하고 있다. 도 2에 있어서, 둘레 방향(42) 배면측을 S, 둘레 방향(42) 복면측을 P로 나타낸다. 여기서, 날개측 포크(3)의 개수를 n으로 하면, 증기 입구측의 날개측 포크(3)의 포크 번호 #1로서 순서대로 번호가 부여되어, 증기 출구단부의 포크 번호를 #n으로 정의하고 있다. 또한, 로터측 포크(4)의 개수를 m으로 하면, 마찬가지로 증기 입구측으로부터 순서대로 번호가 부여되어, 증기 출구단부의 포크 번호를 #m으로 정의하고 있다. 도 2에서는, 일례로서, 날개측 포크(3)가 터빈 로터(2)의 축방향(41)으로 7개, 로터측 포크(4)가 터빈 로터(2)의 축방향(41)으로 8개인 경우를 도시하고 있다.

도 2에 있어서, 포크 번호 #1의 날개측 포크(3a)와 포크 번호 #n의 날개측 포크(3g)에서는 배면(S)측과 복면(P)측의 양단부에 포크 핀(5a, 5a)이 배치되어 있다. 또한, 포크 번호 #3 내지 포크 번호 #(n－2)의 날개측 포크(3c 내지 3e)에서는, 포크 핀(5a)이 각각의 날개측 포크(3c 내지 3e)의 대략 둘레 방향(42) 중앙을 관통하도록 배치되어 있다.

증기 입구측으로부터 2개째의 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)는 축방향 입구단부(12)와 축방향 중앙부(11) 사이에서 터빈 동익(1)의 플랫폼의 둘레 방향(42) 위치가 변화되는 영역에 형성되어 있다. 이 경우에는, 구조상의 제약으로부터, 도 2의 A부 상세도(도 3)에 도시한 바와 같이, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b) 증기 입구단부에 있어서의 배면(S)측 단부면의 둘레 방향 폭(15)이 복면(P)측 단부면의 둘레 방향 폭(16)보다도 작다. 둘레 방향 폭(15)이 좁으면 강성이 낮기 때문에, 도 3에 도시하는 핀 구멍(6a)의 단부측 C점에 있어서의 응력 집중 계수가 증가하는 경향이 있다.

이와 같은 비대칭의 형상을 갖는 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(17)과, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부에 있어서의 포크 핀(5a)의 직경 D1의 갭(17－D1)이, 포크 번호 #2 날개측 포크(3b)의 출구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(18)과 포크 핀(5a)의 직경 D의 갭(18－D)보다도 크게 형성되어 있는 것이 본 발명의 특징이다.

본 실시 형태에 있어서는, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부의 핀 구멍(6a)의 내경(17)과 증기 출구단부의 핀 구멍(6a)의 내경(18)이 동일하므로, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부의 포크 핀(5a)의 직경 D1이 증기 출구단부의 직경 D보다도 작은 경우를 도시하고 있다.

포크 핀(5a)에 있어서, 핀 직경이 작은 영역은 축방향(41)에 있는 일정한 길이의 평행부(19a)가 설치되어 있고, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)와 포크 번호 #2의 로터측 포크(4b)의 경계(27)가, 이 핀 직경을 작게 형성한 평행부(19a) 내에 대향하도록 배치되어 있다. 포크 핀(5a)에는 평행부(19a)로부터 축방향(41)으로 서서히 핀 직경이 증가하는 테이퍼부(20a, 20b)가 형성되어 있다. 테이퍼부(20a, 20b)와 핀 직경이 작은 영역의 평행부(19a) 사이는 포크 핀(5a)의 응력 집중 계수를 저하시키기 위해, 매끄러운 원호 가공이 실시되어 있다.

이와 같은 테이퍼 핀 구조를 포크 핀(5a)에 채용함으로써, 핀 직경이 축방향(41)으로 일정한 종래 기술과 비교하여, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부에 있어서의 하중 분담을 저하시켜, 둘레 방향(42) 폭이 좁은 핀 구멍(6a)의 C점에 있어서의 국소 응력을 저하시키는 효과가 있다. 국소 응력을 저감시킴으로써, 응력 부식 균열이나 기동 정지에 의한 저사이클 피로, 고평균 응력 하에 있어서의 고사이클 피로에 대해 장수명화의 효과를 발생시킨다. 또한, 핀 직경을 작게 형성한 평행부(19a)를 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)와 포크 번호 #2의 로터측 포크(4b)의 경계(27)에 대향하는 위치에 설치함으로써, 평행부(19a)가 없는 경우와 비교하여, 보다 국소 면압을 저하시키는 효과를 기대할 수 있다.

도 2로 돌아가, 증기 출구측으로부터 2개째의 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)는 축방향 출구단부(13)와 축방향 중앙부(11) 사이에서 터빈 동익(1)의 플랫폼의 둘레 방향(42) 위치가 변화되는 영역에 형성되어 있다. 도 2의 B부 상세를 도시한 도 4에 도시한 바와 같이, 구조상의 제약으로부터, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 증기 출구측 단부면의 배면(S)측의 둘레 방향 폭(21)이 복면(P)측의 둘레 방향 폭(22)보다도 좁게 형성되어 있다. 그로 인해, 도 4 도시하는 핀 구멍(6a)의 E점의 응력 집중 계수가 증가하는 경향이 있다.

이와 같은 비대칭의 형상을 갖는 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 증기 출구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(23)과, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 증기 출구단부에 있어서의 포크 핀(5a)의 직경 D1의 갭(23－D1)이, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(24)과 포크 핀(5a)의 직경 D의 갭(25－D)보다도 크게 형성되어 있는 것이 본 발명의 특징이다.

포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 테이퍼 핀 형상에 대해서는, 상술한 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 형상을, 축방향(41)으로 거울 대칭의 형상으로 하는 것이 바람직하다. 즉, 포크 핀(5a)에 있어서, 핀 직경이 작은 영역은 축방향(41)에 있는 일정한 길이의 평행부(19b)가 형성되어 있고, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)와 포크 번호 #(m－1)의 로터측 포크(4g)의 경계(25)가, 이 핀 직경을 작게 형성한 평행부(19b) 내에 대향하도록 배치되어 있다. 포크 핀(5a)에는 평행부(19b)로부터 축방향(41)으로 서서히 핀 직경이 증가하는 테이퍼부(20c, 20d)가 형성되어 있다. 테이퍼부(20c, 20d)와 핀 직경이 작은 영역의 평행부(19b) 사이는 포크 핀(5a)의 응력 집중 계수를 저하시키기 위해, 매끄러운 원호 가공이 실시되어 있다.

이와 같은 테이퍼 핀 구조를 채용함으로써, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 경우와 동일한 둘레 방향(42) 폭이 좁은 핀 구멍(6a)의 E점에 있어서의 국소 응력을 저하시키는 효과가 있다.

포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 부분만을 테이퍼 형상으로 한 포크 핀(5a)을 채용해도 응력 저감 효과는 얻어지지만, 이 경우에는 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 핀 구멍(6a)의 E점에 있어서 국소 응력이 증가할 가능성이 있다. 그로 인해, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)와 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 양쪽의 부분을 테이퍼 형상으로 한 포크 핀(5a)을 채용하는 쪽이 바람직하다. 또한, 테이퍼 핀의 형상을 상술한 바와 같이 축방향(41)으로 거울 대칭의 형상으로 함으로써, 조립 시에 포크 핀(5a)의 입구단부(12)측과 출구단부(13)측의 방향을 잘못 삽입하는 것을 방지할 수 있다.

도 3 및 도 4에 도시한, 포크 핀(5a)의 직경을 작게 형성한 부위의 직경 D1과 최대 직경 D의 비인 D1/D의 값은 0.984 이상 0.992 이하인 것이 바람직하다. D1/D의 값이 이들의 값보다 작은 경우에는, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b) 또는 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 둘레 방향 폭이 좁은 핀 구멍(6a)의 C점 또는 E점에 있어서의 응력 집중부에서, 충분한 응력 저감 효과가 얻어지지 않는다고 하는 문제가 있다. 한편, D1/D의 값이 이들의 값보다 큰 경우에는, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 핀 구멍(6a)과 포크 핀(5a)의 축방향(41)의 접촉 폭이 좁아지므로, 핀 구멍(6a)의 C점의 축방향(41) 반대측의 부위의 F점에 있어서의 국소 응력이 증가한다고 하는 문제가 있다. 마찬가지로, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 핀 구멍(6a)과 포크 핀(5a)의 축방향(41)의 접촉 폭이 좁아지므로, 핀 구멍(6a)의 E점의 축방향(41) 반대측의 부위의 G점에 있어서의 국소 응력이 증가한다고 하는 문제가 있다.

도 3에 도시하는 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)에 있어서, 포크 핀(5a)의 핀 직경이 축방향으로 감소하기 시작하는 점 H와, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 출구단부까지의 축방향(41)의 거리(26)를 치수 W1로 정의하고, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 축방향(41)의 폭(27)을 치수 W로 정의했을 때, 이들의 비인 W1/W의 값은 0.3 이상 0.6 이하인 것이 바람직하다. 마찬가지로, 도 4에 도시하는 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)에 있어서의 포크 핀(5a)의 핀 직경이 축방향으로 감소하기 시작하는 점 I와, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 증기 출구단부까지의 축방향(41)의 거리(28)를 치수 W1로 정의하고, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 축방향(41)의 폭(29)을 치수 W로 정의했을 때, 이들의 비인 W1/W의 값은 0.3 이상 0.6 이하인 것이 바람직하다. W1/W의 값이 이들의 값보다 작으면, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b) 또는 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)의 둘레 방향 폭이 좁은 핀 구멍(6a)의 C점 또는 E점에 있어서의 응력 집중부에서, 충분한 응력 저감 효과가 얻어지지 않는다고 하는 문제가 있다. 한편, W1/W의 값이 이들의 값보다 큰 경우에는 축방향(41) 중앙 부근에 위치하는, 포크 번호 #3 내지 포크 번호 #5의 날개측 포크(3c 내지 3e)의 하중 분담이 증가한다고 하는 문제가 있다. W1/W의 값을 상술한 범위 내로 함으로써, 각 날개측 포크의 국소 응력의 적정화를 도모할 수 있다.

다음에, 본 발명의 효과를 확인하기 위해, 유한 요소 해석에 의해 핀 구멍의 저사이클 피로 수명을 평가한 결과를 도 5 및 도 6을 사용하여 이하에 서술한다. 도 5는 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 핀 구멍의 저사이클 피로 수명을 해석 평가한 특성도, 도 6은 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태를 구성하는 핀 구멍의 하중 분담을 해석 평가한 특성도이다. 도 5 및 도 6에 있어서, 도 1 내지 도 4에 나타내는 부호와 동일한 부호의 것은 동일 부분이므로, 그 상세한 설명은 생략한다.

해석 조건으로서, 날개측 포크(3)가 7개인 경우에, 반경 방향 최외주의 포크 번호 #2와 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크에 있어서의 포크 핀(5a)을 테이퍼 핀 형상으로 형성한 경우를 상정하였다. 또한, 해석의 파라미터로서, 이하의 2점을 고찰하였다. 1점째는 포크 번호 #2와 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크 배면(S)측의 둘레 방향 폭이 좁은 측의 축방향 단부[포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)에서는 증기 입구단부, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)에서는 증기 출구단부]에 있어서의 포크 핀 최소 직경 D1과 핀 최대 직경 D의 비(D1/D)이다. 2점째는 포크 핀(5a)의 직경이 감소하기 시작하는 개시점과, 날개측 포크 배면(S)측의 둘레 방향 폭이 좁은 위치의 반대측의 축방향 단부면[포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)에서는 증기 출구단부, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)에서는 증기 입구단부]의 거리 W1과 날개측 포크의 축방향 폭 W의 비(W1/W)이다.

도 5의 종축은 종래 기술인 핀 직경이 동일한 경우의 포크 핀에 의한 저사이클 피로 수명을 1로 하고, 그것에 대한 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 핀 구멍(6a)의 수명비를 나타내고 있다. 도 5에 도시한 바와 같이, 종래 구조와 비교하여, 본 발명의 실시 형태에 있어서의 테이퍼부를 갖는 포크 핀 구조에서는 장수명화되는 것이 확인되었다. 횡축의 W1/W의 값이 0.3 이상, 0.6 이하인 영역에서, 특히 높은 장수명화의 효과가 얻어지고 있는 것을 알 수 있다.

또한, 포크 핀(5a)의 직경의 비인 D1/D의 값은 0.984 이상, 0.992 이하의 영역에서, 본 발명에 의한 장수명화의 효과가 높다. 횡축의 W1/W의 값이 작은 경우에는, 둘레 방향 폭이 좁은 측의 C점 또는 E점의 국소 응력이 높고, 한편, W1/W의 값이 증가하면 그것과 반대측의 F점 또는 G점의 국소 응력이 증가하는 경향이 있다.

다음에, 하중 분담의 해석 결과를 도 6에 나타낸다. 도 6은 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 반경 방향(40)의 최외주 핀 구멍(6a)의 분담 하중과 포크 번호 #2 날개측 포크(3b) 전체의 분담 하중을 종래 기술인 핀 직경이 일정한 경우의 분담 가중과 비교한 비율을 나타내고 있다. 도 6에 도시한 바와 같이, 치수비 W1/W의 값이 감소할수록, 포크 번호 #2 날개측 포크(3b)의 하중 분담비가 감소하는 것이 확인되었다. W1/W의 값이 지나치게 감소하면, 축방향 중앙에 위치하는 포크 번호 #3 내지 포크 번호 #5의 날개측 포크(3c 내지 3e)의 분담 하중이 증가하는 것을 고려하여, 테이퍼부를 갖는 포크 핀(5a)을 삽입한 날개측 포크에 있어서의 축방향의 응력 분포뿐만 아니라, 날개측 포크 전체의 국소 응력의 적정화를 도모하는 것이 바람직하다.

일반적으로 피로 균열 진전 속도는 티탄 합금의 쪽이 강보다도 빠르다. 따라서, 터빈 동익이 Ti-6Al-4V 등의 티탄 합금인 경우에는, 본 발명을 티탄 합금 날개에 적용함으로써, 강 날개보다도 높은 장수명화의 효과를 기대할 수 있다.

상술한 본 발명의 증기 터빈의 제1 실시 형태에 따르면, 증기 입구단부와 축방향 중앙부 및 증기 출구단부와 축방향 중앙부 사이에서 터빈 동익(1)의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)에 대해, 상기 날개측 포크의 배면측의 둘레 방향 폭이 복면측의 폭보다도 좁은 부위 C에 있어서의 하중 분담을 저하시켜, 핀 구멍(6a)의 국소 응력을 저감시킬 수 있으므로, 저사이클 피로나 응력 부식 균열에 대한 고신뢰성을 갖고, 장수명화한 포크형 날개 삽입부를 구비한 증기 터빈을 제공할 수 있다.

또한, 본 실시 형태에 있어서는, 반경 방향(40)의 최외주의 포크 핀(5a)에 대해 테이퍼 핀을 채용하는 경우에 대해 서술하였지만, 이에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 반경 방향 중앙(5b) 및 최내주의 포크 핀(5c)에 대해서도, 상술한 형태의 테이퍼부를 갖는 포크 핀을 채용함으로써, 동일한 응력 저감 효과를 얻을 수 있다.

[제2 실시예]

이하, 본 발명의 증기 터빈의 제2 실시 형태를 도면을 사용하여 설명한다. 도 7은 본 발명의 증기 터빈의 제2 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 횡단면도, 도 8은 도 7에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 A부를 확대하여 도시하는 횡단면도이다. 도 7 및 도 8에 있어서, 도 1 내지 도 6에 나타내는 부호와 동일한 부호의 것은 동일 부분이므로, 그 상세한 설명은 생략한다.

제2 실시 형태에 있어서, 도 7은 날개측 포크(3)가 축방향(41)으로 9개, 로터측 포크(4)가 축방향(41)으로 10개 배치된 경우를 도시한다. 본 실시 형태에 있어서는, 도 7에 도시한 바와 같이, 증기 입구측으로부터 3개째의 포크 번호 #3의 날개측 포크(3c)가, 축방향 입구단부(12)와 축방향 중앙부(11) 사이에서 터빈 동익(1)의 플랫폼의 둘레 방향(42) 위치가 변화되는 영역에 형성되어 있다. 또한, 출구측으로부터 3개째의 포크 번호 #(n－2)의 날개측 포크(3g)가 축방향 출구단부(13)와 축방향 중앙부(11) 사이에서 터빈 동익(1)의 플랫폼의 둘레 방향(42) 위치가 변화되는 영역에 형성되어 있다. 이와 같은 구조는 날개 길이가 길고, 포크 구조에서 부담하는 원심력이 큰 경우에 채용되는 경우가 있다.

도 8에 도시한 바와 같이, 포크 번호 #3의 날개측 포크(3c)의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(17)과, 포크 번호 #3의 날개측 포크(3c)의 증기 입구단부에 있어서의 포크 핀(5a)의 직경 D1의 갭(17－D1)이, 포크 번호 #3의 날개측 포크(3c)의 출구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(18)과 포크 핀(5a)의 직경 D의 갭(18－D)보다도 크게 형성되어 있다. 여기서는, 포크 번호 #3의 날개측 포크(3c)의 입구단부의 핀 구멍(6a)의 내경(17)과 출구단부의 내경(18)이 동일하므로, 포크 번호 #3의 날개측 포크(3c)의 입구단부의 포크 핀(5a)의 직경 D1을 출구단부의 직경 D보다도 작게 형성한 적용예를 나타내고 있다. 증기 출구측으로부터 3개째의 포크 번호 #(n－2)의 날개측 포크(3g)에 대해서도, 포크 번호 #3의 날개측 포크(3c)와 축방향(41)으로 거울 대칭의 형상으로 하고 있다.

본 실시 형태의 구조에 있어서도, 제1 실시예에서 서술한 것과 마찬가지로, 당해 날개측 포크 핀 구멍(6a)에서, 둘레 방향 폭이 좁은 개소에 있어서의 접촉 하중을 저감시켜, 국소 응력을 저감시킬 수 있다.

상술한 본 발명의 증기 터빈의 제2 실시 형태에 따르면, 상술한 제1 실시 형태와 동일한 효과를 얻을 수 있다.

[제3 실시예]

이하, 본 발명의 증기 터빈의 제3 실시 형태를 도면을 사용하여 설명한다. 도 9는 본 발명의 증기 터빈의 제3 실시 형태를 구성하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조를 도시하는 횡단면도, 도 10은 도 9에 도시하는 터빈 동익과 터빈 로터의 결합 구조의 A부를 확대하여 도시하는 횡단면도이다. 도 9 및 도 10에 있어서, 도 1 내지 도 8에 나타내는 부호와 동일한 부호의 것은 동일 부분이므로, 그 상세한 설명은 생략한다.

제3 실시 형태에 있어서, 도 9는 날개측 포크(3)가 축방향(41)으로 7개 배치된 경우를 도시한다. 본 실시 형태에 있어서는, 도 9에 도시한 바와 같이 증기 입구측으로부터 2개째의 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)가, 축방향 입구단부(12)와 축방향 중앙부(11) 사이에서 터빈 동익(1)의 플랫폼의 둘레 방향(42) 위치가 변화되는 영역에 형성되어 있다.

도 10에 도시한 바와 같이, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부에 있어서의 배면(S)측 단부면의 둘레 방향 폭(15)이 복면(P)측 단부면의 둘레 방향 폭(16)보다도 작다. 본 실시 형태에 있어서는, 포크 핀(5a)의 직경 D는 축방향(41)으로 일정하고, 증기 입구측으로부터 2개째의 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(30)을 출구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(31)보다도 크게 형성하고 있는 것이 특징이다. 환언하면, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(30)과 포크 핀(5a)의 직경 D의 갭(30－D)이, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 출구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(31)과 포크 핀(5a)의 직경 D의 갭(31－D)보다도 크게 형성되어 있다.

상기 구조로 함으로써 제1 실시 형태와 마찬가지로, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구측의 접촉 면압을 저하시켜, 둘레 방향(42)의 폭이 좁은 측의 핀 구멍(6a)의 C점에 있어서의 국소 응력을 저감시키는 효과가 있다.

도 10에 도시하는 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)에 있어서, 핀 구멍(6a)의 내경이 축방향(41)으로 증대되기 시작하는 점 J와, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 출구단부까지의 축방향(41)의 거리(32)와, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 축방향(41)의 폭(29)의 치수의 비 32/29의 값은 0.3 이상 0.6 이하인 것이 바람직하다.

또한, 포크 번호 #2 날개측 포크(3b)의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(30)과 포크 핀(5a)의 직경 D의 비 D/30의 값은 0.984 이상, 0.992 이하인 것이 바람직하다.

핀 구멍 내경의 확대 방법으로서는, 국소적인 배니싱 시공을 실시하는 것이 바람직하다. 배니싱 시공에서는 핀 구멍에 압축 잔류 응력을 부여할 수 있으므로, 부여한 압축 잔류 응력에 의해 저사이클 피로나 응력 부식 균열에 대한 수명을 연장시키는 효과를 기대할 수 있다.

또한, 증기 출구측으로부터 2개째의 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크(3f)에 대해서도, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)와 축방향(41)으로 거울 대칭의 형상으로 함으로써, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)와 동일한 응력 저감 효과를 얻을 수 있다.

상술한 본 발명의 증기 터빈의 제3 실시 형태에 따르면, 상술한 제1 실시 형태와 동일한 효과를 얻을 수 있다.

또한, 상술한 본 발명의 증기 터빈의 제3 실시 형태에 따르면, 증기 입구단부와 축방향 중앙부 및 증기 출구단부와 축방향 중앙부 사이에서 터빈 동익(1)의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)에 있어서, 포크 번호 #2의 날개측 포크(3b)의 증기 입구 단부에 있어서의 핀 구멍(6a)의 내경(30)과 포크 핀(5a)의 직경 D의 비 D/30의 값을 0.984 이상, 0.992 이하로 함으로써, 핀 구멍(6a)의 축방향 위치에 있어서의 응력 분포를 적정화할 수 있다. 이 결과, 저사이클 피로나 응력 부식 균열에 대한 고신뢰성을 갖고, 장수명화한 포크형 날개 삽입부를 구비한 증기 터빈을 제공할 수 있다.

또한, 상술한 본 발명의 실시 형태에 있어서는, 테이퍼부(20a, 20b)와 핀 직경이 작은 영역의 평행부(19a) 사이의 2개소를 매끄러운 원호 가공으로 형성하고 있지만, 예를 들어 핀 직경이 작은 영역을 1개소의 원호 가공으로 형성해도 좋다.

또한, 상술한 본 발명의 실시 형태에 있어서는, 포크 핀(5a)의 외주 전체 둘레에 걸치는 평행부(19a)를 형성하고 있지만, 예를 들어 날개측 포크의 둘레 방향 폭의 좁은 핀 구멍(6a)의 단부측 C점에 대향하는 포크 핀의 외주면에 둘레 방향으로 부분적인 오목부를 형성해도 좋다.

1 : 터빈 동익
2 : 터빈 로터
3a, 3b : 날개측 포크
4a, 4b : 로터측 포크
5a, 5b : 포크 핀
6a, 6b : 날개측 포크의 핀 구멍
7a, 7b : 로터측 포크의 핀 구멍
8 : 반경 방향 위치가 다른 포크 핀의 중심을 연결한 직선
9 : 로터 중심선
10 : 프로파일의 근본 단면
11 : 축방향 중앙부에 위치하는 플랫폼
12 : 축방향 입구단부에 위치하는 플랫폼
13 : 축방향 출구단부에 위치하는 플랫폼
14 : 최외주의 포크 핀 중심선을 지나고, 반경 방향에 수직인 단면
15 : 포크 번호 #2의 날개측 포크의 증기 입구측 단부면에 있어서의 배면측의 둘레 방향 폭
16 : 포크 번호 #2의 날개측 포크의 증기 입구측 단부면에 있어서의 복면측의 둘레 방향 폭
17 : 포크 번호 #2의 날개측 포크의 증기 입구측 단부면에 있어서의 핀 구멍 내경
18 : 포크 번호 #2의 날개측 포크의 증기 출구측 단부면에 있어서의 핀 구멍 내경
19 : 핀 직경을 작게 형성한 평행부 길이
20 : 테이퍼부
21 : 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크의 증기 출구측 단부면에 있어서의 배면측의 둘레 방향 폭
22 : 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크의 증기 출구측 단부면에 있어서의 복면측의 둘레 방향 폭
23 : 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크의 증기 출구측 단부면에 있어서의 핀 구멍 내경
24 : 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크의 증기 입구측 단부면에 있어서의 핀 구멍 내경
25 : 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크와 포크 번호 #(m－1)의 로터측 포크의 경계
26 : 포크 번호 #2의 날개측 포크의 테이퍼 핀 직경이 증가하는 개시점과 포크 번호 #2의 날개측 포크의 출구단부까지의 거리
27 : 포크 번호 #2의 날개측 포크와 포크 번호 #2의 로터측 포크의 경계
28 : 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크의 테이퍼 핀 직경이 증가하는 개시점과 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크의 입구단부까지의 거리
29 : 포크 번호 #2의 날개측 포크, 포크 번호 #(n－1)의 날개측 포크의 축방향 폭
30 : 포크 번호 #2의 날개측 포크의 증기 입구측 단부면에 있어서의 핀 구멍 내경
31 : 포크 번호 #2의 날개측 포크의 증기 출구측 단부면에 있어서의 핀 구멍 내경
40 : 반경 방향을 나타내는 화살표
41 : 축방향을 나타내는 화살표
42 : 둘레 방향을 나타내는 화살표
X : 증기 방향을 나타내는 화살표
Y : 회전 방향을 나타내는 화살표

Claims (11)

1. 축방향으로 복수 배열된 로터측 포크를 갖는 터빈 로터와, 상기 터빈 로터의 축방향으로 복수 배열되고 상기 복수의 로터측 포크와 서로 결합하는 날개측 포크를 갖는 터빈 동익과, 그들을 결합하기 위해 상기 터빈 로터의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍에 상기 터빈 로터의 축방향으로 삽입되는 복수의 포크 핀을 구비한 증기 터빈에 있어서,
   상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고,
   상기 축방향 증기 입구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고,
   상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에서, 상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 증기 입구단부에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭보다도 커지도록 형성하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
2. 축방향으로 복수 배열된 로터측 포크를 갖는 터빈 로터와, 상기 터빈 로터의 축방향으로 복수 배열되고 상기 복수의 로터측 포크와 서로 결합하는 날개측 포크를 갖는 터빈 동익과, 그들을 결합하기 위해 상기 터빈 로터의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍에 상기 터빈 로터의 축방향으로 삽입되는 복수의 포크 핀을 구비한 증기 터빈에 있어서,
   상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고,
   상기 축방향 증기 입구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고,
   상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀에서, 상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 증기 입구단부에 있어서의 상기 포크 핀의 직경이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 상기 포크 핀의 직경보다도 작아지도록 형성하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
3. 축방향으로 복수 배열된 로터측 포크를 갖는 터빈 로터와, 상기 터빈 로터의 축방향으로 복수 배열되고 상기 복수의 로터측 포크와 서로 결합하는 날개측 포크를 갖는 터빈 동익과, 그들을 결합하기 위해 상기 터빈 로터의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍에 상기 터빈 로터의 축방향으로 삽입되는 복수의 포크 핀을 구비한 증기 터빈에 있어서,
   상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고,
   상기 축방향 증기 출구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고,
   상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에서, 상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 증기 출구단부에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭보다도 커지도록 형성하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
4. 축방향으로 복수 배열된 로터측 포크를 갖는 터빈 로터와, 상기 터빈 로터의 축방향으로 복수 배열되고 상기 복수의 로터측 포크와 서로 결합하는 날개측 포크를 갖는 터빈 동익과, 그들을 결합하기 위해 상기 터빈 로터의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍에 상기 터빈 로터의 축방향으로 삽입되는 복수의 포크 핀을 구비한 증기 터빈에 있어서,
   상기 터빈 동익의 플랫폼은 축방향 중앙부가 축방향 증기 입구단부 및 축방향 증기 출구단부보다도 둘레 방향 배면측에 배치되고,
   상기 축방향 증기 출구단부와 상기 축방향 중앙부 사이이며, 상기 터빈 동익의 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크를 더 구비하고,
   상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀에서, 상기 플랫폼의 둘레 방향 위치가 변화되는 영역에 형성된 날개측 포크의 증기 출구단부에 있어서의 상기 포크 핀의 직경이, 상기 날개측 포크의 축방향 위치가 다른 부위에 있어서의 상기 포크 핀의 직경보다도 작아지도록 형성하는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
5. 제2항 또는 제4항에 있어서, 상기 포크 핀은 핀 직경이 작은 부위에 핀 직경을 일정하게 축방향으로 형성한 평행부와, 상기 평행부로부터 핀 직경을 축방향으로 증가시켜 형성한 테이퍼부를 구비하고,
   상기 평행부와 상기 테이퍼부의 교점은 매끄러운 원호 가공이 실시되어 있는 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
6. 제1항 또는 제3항에 있어서, 상기 날개측 포크의 핀 구멍의 내경과 상기 포크 핀의 직경의 갭을 크게 형성한 부위에 있어서, 상기 갭을 상기 포크 핀의 최대 직경으로 나눈 값이 0.984 이상 0.992 이하인 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
7. 제5항에 있어서, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀은 축방향으로 핀 직경이 감소하기 시작하는 개시점과 상기 날개측 포크의 증기 출구단부의 축방향 거리를 상기 날개측 포크의 축방향 폭으로 나눈 값이 0.3 이상 0.6 이하인 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
8. 제5항에 있어서, 상기 날개측 포크의 반경 방향 위치가 다른 복수의 핀 구멍 중 적어도 1개의 핀 구멍에 삽입되는 포크 핀은 축방향으로 핀 직경이 감소하기 시작하는 개시점과 상기 날개측 포크의 증기 입구단부의 축방향 거리를 상기 날개측 포크의 축방향 폭으로 나눈 값이 0.3 이상 0.6 이하인 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
9. 제5항에 있어서, 상기 터빈 동익이 티탄 합금제인 것을 특징으로 하는, 증기 터빈.
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