KR101561305B1 - Turbine moving blade and fixing structure of the same - Google Patents

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Abstract

본 발명은 원심력에 의한 응력을 저감할 수 있어 제작성이 좋은 터빈 블레이드를 제공하는 것을 목적으로 한다.An object of the present invention is to provide a turbine blade which can reduce the stress due to centrifugal force and is excellent in the preparation.

이를 해결하기 위해, 작동 유체의 유통 방향의 상류측에 위치하는 블레이드 전방 에지(blade front edge)(21) 및 그 하류측에 위치하는 블레이드 후방 에지(blade rear edge)(22)를 갖는 블레이드부(3)와, 블레이드부의 근원측에 일방향을 따라 연장 설치되고, 터빈 로터(8)의 외주에 형성된 블레이드 홈(6)에 끼워 맞추어진 블레이드 근원부(5)를 구비하고, 블레이드 전방 에지측에 있어서의 블레이드 근원부의 단부(51)의 터빈 로터 둘레 방향 위치와, 블레이드 후방 에지측에 있어서의 블레이드 근원부의 단부(52)의 터빈 로터 둘레 방향 위치를 서로 다르게 한다.In order to solve this problem, a blade portion having a blade front edge 21 located on the upstream side in the flow direction of the working fluid and a blade rear edge 22 located on the downstream side of the blade front edge 21 And a blade root portion 5 extending in one direction on the root side of the blade portion and fitted in a blade groove 6 formed on the outer periphery of the turbine rotor 8, And the circumferential position of the end portion 52 of the blade root portion on the blade rear edge side is different from the position of the end portion 51 of the blade root portion in the circumferential direction of the turbine rotor.

원심력, 터빈 블레이드, 터빈 로터, 블레이드부, 작동 유체 Centrifugal force, turbine blade, turbine rotor, blade part, working fluid

Description

터빈 동익과 그 고정 구조 {TURBINE MOVING BLADE AND FIXING STRUCTURE OF THE SAME}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0001] The present invention relates to a turbine rotor,

본 발명은, 증기 터빈이나 가스 터빈 등의 터빈 동익(moving blade)과 그 고정 구조에 관한 것이다.The present invention relates to a turbine moving blade such as a steam turbine or a gas turbine, and a fixing structure thereof.

증기 터빈이나 가스 터빈 등의 터빈 동익의 블레이드 근원부(블레이드 끼움부)는, 여러 형상에 의해 형성되어 있다. 터빈 동익은, 이 블레이드 근원부와 상보 형상으로 형성된 블레이드 홈에 끼워 맞추어져 터빈 로터에 설치되어 있다.The blade root portion (blade fitting portion) of a turbine rotor such as a steam turbine or a gas turbine is formed in various shapes. The turbine rotor is fitted in a blade groove formed in a complementary shape to the blade root portion, and is installed in the turbine rotor.

그런데, 고온 증기나 고온 가스에 노출되는 고압단이나 중압단의 터빈 동익에서는 고온 분위기에 있어서 높은 원심력이 장기간 부하되므로 블레이드 근원부에 크리프 손상이 발생할 우려가 있다. 그로 인해, 증기 터빈 동익에 관한 기술로서, 블레이드의 하부로부터 플랫폼을 관통하는 구멍을 방전 가공 등에 의해 형성하여 블레이드를 경량화하여 원심력에 의한 응력의 저감을 도모한 것이 있다(일본 특허 출원 공개 제2005-195021호 공보 등 참조).However, in a high-pressure stage or a medium-pressure stage turbine rotor exposed to a high-temperature steam or a high-temperature gas, a high centrifugal force is applied for a long period of time in a high-temperature atmosphere, so that creep damage may occur at the blade root. As a technique related to the steam turbine rotor, there has been proposed a method of reducing the stress caused by the centrifugal force by forming a hole through the platform from the bottom of the blade by electric discharge machining or the like to reduce the weight of the blade (Japanese Patent Application Laid- 195021, etc.).

<특허 문헌1> 일본 특허 출원 공개 제2005-195021호 공보Patent Document 1: Japanese Patent Application Laid-Open No. 2005-195021

그런데, 상기한 터빈 동익에서는 방전 가공 등의 가공법을 선택하게 되므로 그 가공에 시간이 걸린다는 등의 문제점이 있다. 또한, 증기 터빈 블레이드는 증기에 의한 진동 부하를 받기 때문에, 플랫폼에 구멍이 있으면 블레이드의 굽힘 하중에 의한 플랫 폼의 응력이 높아질 가능성이 있었다.However, the above-mentioned turbine rotor has a problem in that it takes time to process the turbine rotor because it requires a machining method such as electric discharge machining. In addition, since the steam turbine blades are subjected to a vibration load by the steam, there is a possibility that the stress of the platform foam due to the bending load of the blade is increased if there is a hole in the platform.

본 발명의 목적은, 원심력에 의한 응력을 저감할 수 있어 제작성이 좋은 터빈 블레이드를 제공하는 것에 있다. An object of the present invention is to provide a turbine blade which can reduce the stress due to centrifugal force and which is excellent in fabrication.

본 발명은, 상기 목적을 달성하기 위해 작동 유체의 유통 방향의 상류측에 위치하는 블레이드 전방 에지 및 그 하류측에 위치하는 블레이드 후방 에지를 갖는 블레이드부와, 이 블레이드부의 근원측에 일 방향을 따라 연장 설치되어, 터빈 로터의 외주에 형성된 블레이드 홈에 끼워 맞추어지는 블레이드 근원부를 구비하고, 상기 블레이드 전방 에지측에 있어서의 상기 블레이드 근원부의 단부의 터빈 로터 둘레 방향 위치와, 상기 블레이드 후방 에지측에 있어서의 상기 블레이드 근원부의 단부의 터빈 로터 둘레 방향 위치를 서로 다르게 하는 것으로 한다In order to achieve the above-described object, the present invention provides a blade portion having a blade front edge located on the upstream side in the flow direction of the working fluid and a blade rear edge positioned on the downstream side of the blade front edge, A turbine rotor according to any one of claims 1 to 3, further comprising: a blade root portion extending and fitted to a blade groove formed in an outer periphery of the turbine rotor, wherein a blade circumferential position of an end portion of the blade root portion on the blade forward edge side, Of the end portion of the blade root portion are different from each other in the circumferential position of the turbine rotor

본 발명에 따르면, 터빈 동익의 원심 하중을 블레이드 근원부를 통해 블레이드 홈에서 효율적으로 분담할 수 있으므로, 간이하게 블레이드 홈의 응력을 저감할 수 있다.According to the present invention, since the centrifugal load of the turbine rotor can be efficiently shared in the blade groove through the blade root portion, the stress of the blade groove can be reduced simply.

이하, 본 발명의 실시 형태를 도면을 사용하여 설명한다.DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.

도 1은 본 발명의 실시 형태인 터빈 동익을 터빈 로터축 방향에서 본 정면도이고, 도 2는 그 사시도이다. 또한, 이들 도면 중에 도시한 바와 같이 터빈 로터 직경 방향, 터빈 로터 둘레 방향 및 터빈 로터축 방향을 정의한다.FIG. 1 is a front view of a turbine rotor according to an embodiment of the present invention, viewed from the axial direction of the turbine rotor, and FIG. 2 is a perspective view thereof. Further, as shown in these figures, the turbine rotor diameter direction, the turbine rotor circumferential direction, and the turbine rotor axis direction are defined.

도 1 및 도 2에 도시한 터빈 동익(40a, 40b)은 증기 터빈에 사용되는 것으로, 블레이드부(3)와, 블레이드부(3)의 선단부(터빈 로터 직경 방향의 외측 단부)에 설치된슈라우드와, 슈라우드(1)의 외주에 설치된 시일(핀 시일)(1a)과, 터빈 로터(8)의 외주에 형성된 블레이드 홈[6(6a, 6b, 6c, 6d)]에 끼워 맞추어지는 블레이드 근원부[5(5a, 5b, 5c, 5d)]와, 블레이드부(3)와 블레이드 근원부(5) 사이에 설치된 플랫폼부(4)를 갖고 있다.The turbine blades 40a and 40b shown in Figs. 1 and 2 are used for a steam turbine and include a blade portion 3 and a shroud (not shown) (Pin seal) 1a provided on the outer periphery of the shroud 1 and blade root portions 6a, 6b, 6c and 6d formed on the outer periphery of the turbine rotor 8, 5 (5a, 5b, 5c, 5d), and a platform portion 4 provided between the blade portion 3 and the blade root portion 5.

블레이드 근원부(5)는, 블레이드부(3)의 근원측(터빈 로터 직경 방향의 내측 단부)에 있어서 일 방향을 따라 연장 설치되어 있으며, 그 연장 설치 방향을 따라 블레이드 홈(6)에 삽입된다. 여기서 도 3을 사용하여 블레이드 근원부(5)의 연장 설치 방향에 대하여 설명한다.The blade root portion 5 extends along one direction at the root side (inner side end in the turbine rotor diameter direction) of the blade portion 3 and is inserted into the blade groove 6 along the extending direction of the blade root portion 5 . Here, the extending direction of the blade root portion 5 will be described with reference to FIG.

도 3은 도 1 중의 화살표 B로부터 본 도면이다. 또한, 상기한 도면과 동일한 부분에는 동일한 부호를 부여하고 설명은 생략한다(후의 도면도 마찬가지로 한다).Fig. 3 is a view seen from an arrow B in Fig. The same reference numerals are assigned to the same portions as in the above-described drawings, and a description thereof is omitted (the same applies to the subsequent drawings).

이 도면에 있어서, 블레이드부(3)는 작동 유체의 유통 방향의 상류측에 위치하는 블레이드 전방 에지(21)와, 블레이드 전방 에지의 하류측에 위치하는 블레이드 후방 에지(22)를 갖고 있다. 작동 유체가 도면 중의 화살표 C의 방향(터빈 로터축 방향)으로부터 터빈 동익(40a)을 향해 오면, 터빈 로터(8)는 도 3 중의 상방을 향하여 회전한다.In this figure, the blade section 3 has a blade front edge 21 located on the upstream side in the flow direction of the working fluid and a blade rear edge 22 located on the downstream side of the blade front edge. When the working fluid comes from the direction of the arrow C (turbine rotor axis direction) in the drawing toward the turbine rotor 40a, the turbine rotor 8 rotates upward in Fig.

또한, 도 3에 도시하는 블레이드 근원부[5a(5b)]에 있어서, 블레이드 전방 에지(21)측에 있어서의 블레이드 근원부[5a(5b)]의 단부(전방 에지 측단부)[51a(51b)]의 터빈 로터 둘레 방향 위치와, 블레이드 후방 에지(22)측에 있어서의 블레이드 근원부[5a(5b)]의 단부(후방 에지 측단부)[52a(52b)]의 터빈 로터 둘레 방향 위치를 비교하면, 양자는 서로 다른 곳에 배치되어 있다. 즉, 블레이드 근원부(5a, 5b)는, 터빈 로터(8)의 회전축(터빈 로터축 방향 C)과 평행하게 연장 설치되어 있지 않고, 터빈 로터축 방향 C에 대하여 각도 D(도 3 참조)를 갖는 방향을 따라 연장 설치되어 있다. 또한, 블레이드 홈(6a, 6b)은 블레이드 근원부(5a, 5b)와 마찬가지로, 터빈 로터축 방향 C와 각도 D를 이루는 방향(홈축 방향)을 따라 터빈 로터(8)의 외주에 설치되어 있다. 이렇게 블레이드 근원부(5) 및 블레이드 홈(6)을 형성하면, 터빈 로터축 방향 C와 평행하게 설치할 경우와 비교하여 블레이드 근원부(5) 및 블레이드 홈(6)을 길게 할 수 있으므로, 블레이드 홈(6)과 블레이드 근원부(5)의 접촉 면적을 크게 할 수 있다.The end portion (front edge side end portion) 51a (51b) of the blade root portion 5a (5b) on the blade front edge 21 side in the blade root portion 5a (5b) (The rear edge side end portion) 52a (52b) of the blade root portion 5a (5b) on the blade rear edge 22 side in the circumferential direction of the turbine rotor in the circumferential direction of the turbine rotor In comparison, they are arranged at different places. That is, the blade root portions 5a and 5b do not extend parallel to the rotation axis (turbine rotor axial direction C) of the turbine rotor 8 but extend at an angle D (see FIG. 3) with respect to the axial direction C of the turbine rotor As shown in Fig. The blade grooves 6a and 6b are provided on the outer periphery of the turbine rotor 8 along the direction (the direction of the groove axis) that forms the angle D with the axial direction C of the turbine rotor, similar to the blade root portions 5a and 5b. When the blade root 5 and the blade groove 6 are formed in this manner, the blade root 5 and the blade groove 6 can be elongated as compared with a case where the blade base 5 and the blade groove 6 are provided parallel to the axial direction C of the turbine rotor. The contact area between the blade base portion 5 and the blade base portion 6 can be increased.

그런데, 본 실시 형태의 블레이드부(3)는 블레이드 전방 에지(21)의 터빈 로터 둘레 방향 위치가, 블레이드 후방 에지(22)의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여 터빈 로터 회전 방향으로 어긋나 있어, 그 반동도는 수십％ 정도로 되어 있다. 이렇게 블레이드부(3)의 반동도가 높은 경우에는 블레이드부(3)의 형상에 맞추어 전방 에지 측단부[51(51a, 51b)]의 터빈 로터 둘레 방향 위치가, 후방 에지 측단부[52(52a, 52b)]의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여 터빈 로터 회전 방향(도 3 중의 상방)으로 어긋나도록 블레이드 근원부(5)를 구성하는 것이 바람직하다. 이렇게 블레이드 근원부(5)를 구성하면, 블레이드부(3)와 블레이드 근원부(5)가 오버랩되는 부분을 크게 할 수 있어, 작동 중에 동익(40)에 원심력이 가해져도 효과적으로 블레이드부(3)를 지지할 수 있기 때문이다. 또한, 더욱 바람직하게는 블레이드 근원부(5)는, 도 3에 도시한 바와 같이 블레이드 전방 에지(21)와 블레이드 후방 에지(22)를 연결하는 방향(익현 길이 방향)(G)을 따라 설치하는 것이 바람직하다. 즉, 블레이드 근원부(5)가 터빈 로터축 방향(C)과 이루는 각(D)과, 익현 길이 방향(G)이 터빈 로터축 방향(C)과 이루는 각이 동등해지도록 블레이드 근원부(5)를 구성하는 것이 바람직하다. 이와 같이 하면, 오버랩 부분을 더욱 크게 할 수 있는 동시에, 블레이드부(3)에 대하여 효율적으로 블레이드 근원부(5)를 배치할 수 있기 때문이다.In the blade portion 3 of the present embodiment, the circumferential position of the blade front edge 21 in the turbine rotor is displaced in the turbine rotor rotational direction with respect to the circumferential position of the blade rear edge 22 in the turbine rotor, It is about several tens percent or so. When the degree of reaction of the blade portion 3 is high, the circumferential position of the front edge side 51 (51a, 51b) in the circumferential direction of the turbine rotor corresponds to the shape of the blade portion 3 and the rear edge side end portion 52 , 52b) in the turbine rotor rotational direction (upward in Fig. 3) with respect to the circumferential position of the turbine rotor. By forming the blade root portion 5 in this manner, it is possible to enlarge a portion where the blade root portion 5 overlaps with the blade root portion 5, and even when the centrifugal force is applied to the rotor 40 during operation, As shown in FIG. More preferably, the blade root portion 5 is provided along the direction (chord length direction) G connecting the blade front edge 21 and the blade rear edge 22 as shown in Fig. 3 . That is, the blade root portion 5 is formed so that the angle formed by the blade root portion 5 with the axial direction C of the turbine rotor and the angle formed by the chordwise longitudinal direction G and the axial direction C of the turbine rotor are equal to each other ). This is because the overlapped portion can be made larger and the blade root portion 5 can be efficiently arranged with respect to the blade portion 3. [

여기서 도 1 및 도 2로 되돌아간다. 본 실시 형태의 블레이드 끼움부(5)는, 소위 더브테일형의 것으로, 블레이드부(3), 플랫폼(4) 및 슈라우드(1)와 일체 성형된 2개의 블레이드 근원부(5a, 5b)로 구성되어 있다. 이렇게 1개의 터빈 동익(40a)에 있어서의 블레이드부(3)의 수에 대하여 블레이드 근원부(5a, 5b)의 수를 많게 하면, 증기 터빈 운전 중에 있어서의 동익(40a, 40b)에 작용하는 증기력에 의해 기인하는 발생 응력을 저감할 수 있다.Here, it goes back to Fig. 1 and Fig. The blade fitting portion 5 of this embodiment is of a so-called dovetail type and consists of two blade root portions 5a and 5b integrally formed with the blade portion 3, the platform 4 and the shroud 1 . If the number of the blade root portions 5a and 5b is increased in relation to the number of the blade portions 3 in one turbine rotor 40a, the steam acting on the rotor blades 40a and 40b during the operation of the steam turbine The generation stress caused by the force can be reduced.

블레이드 근원부(5a, 5b)는 플랫폼(4)으로부터 터빈 로터 직경 방향의 내측 으로 돌출되어 있으며, 그 돌출 방향은 서로 평행하게 되어 있다. 즉, 도 1 중의 블레이드 근원부[5a(5c)]의 중심선[41a(41c)]과 블레이드 근원부[5b(5d)]의 중심선[41b(41d)]은 서로 평행하게 되어 있다. 또한, 블레이드 근원부(5)의 선단 부분으로부터는, 터빈 로터 둘레 방향의 양측을 향하여 블레이드 훅부(7)가 돌출되어 있다. 블레이드 훅부(7)는, 블레이드 홈(6)으로부터 터빈 로터 둘레 방향을 향하여 돌출된 홈 훅부(13)와 끼워 맞추어져, 터빈 동익(40a, 40b)을 끼워 맞춤 구조에 의해 터빈 로터(8)에 고정하고 있다.The blade root portions 5a and 5b protrude inward in the radial direction of the turbine rotor from the platform 4, and their projecting directions are parallel to each other. That is, the center line 41a (41c) of the blade root portion 5a (5c) and the center line 41b (41d) of the blade root portion 5b (5d) in FIG. 1 are parallel to each other. The blade hook portion 7 protrudes from the tip end portion of the blade root portion 5 toward both sides in the circumferential direction of the turbine rotor. The blade hook portion 7 is engaged with the groove hook portion 13 protruding from the blade groove 6 toward the circumference of the turbine rotor so that the turbine rotor blades 40a and 40b are fitted to the turbine rotor 8 It is fixed.

블레이드 훅부(7)와 홈 훅부(13)의 접촉 부위에는 블레이드 훅부(7)와 홈 훅부(13)에 걸쳐 터빈 로터축 방향으로 핀 구멍(9a)이 형성되어 있다. 핀 구멍(9a)에는 터빈 로터축 방향을 향하여 고정 핀(9b)이 삽입되어 있다. 고정 핀(9b)은 블레이드 근원부(5)가 블레이드 홈(6)에 끼워진 후에 핀 구멍(9a)에 삽입되어, 터빈 동익(40a, 40b)을 터빈 로터 둘레 방향 및 터빈 로터 직경 방향으로 고정밀도로 고정한다. 이렇게 터빈 동익(40a, 40b)을 고정 핀(9b)으로 고정하면, 끼워 맞춤만으로 고정할 경우와 비교하여 견고하게 터빈 동익(40a, 40b)을 고정할 수 있으므로, 블레이드 근원부(5) 및 블레이드 홈(6)에 발생하는 응력을 저감할 수 있다.A pin hole 9a is formed in the axial direction of the turbine rotor across the blade hook portion 7 and the groove hook portion 13 at a contact portion between the blade hook portion 7 and the groove hook portion 13. [ A pin 9b is inserted into the pin hole 9a toward the axial direction of the turbine rotor. The fixing pin 9b is inserted into the pin hole 9a after the blade root portion 5 is fitted in the blade groove 6 so that the turbine rotor blades 40a and 40b are rotated in the circumferential direction of the turbine rotor and in the diameter direction of the turbine rotor with high accuracy Fixed. As the turbine blades 40a and 40b are fixed by the fixing pin 9b, the turbine blades 40a and 40b can be fixed more firmly than when the turbine blades 40a and 40b are fixed only by fitting, The stress generated in the groove 6 can be reduced.

다음에 본 실시 형태의 작용 및 효과에 대해 비교예를 참조하면서 설명한다.Next, the operation and effect of the present embodiment will be described with reference to comparative examples.

도 4는 본 실시 형태의 터빈 동익의 비교예를 도 3과 동일 방향에서 본 도면이다.Fig. 4 is a view showing a comparative example of the turbine rotor according to the present embodiment in the same direction as Fig.

이 도면에 도시하는 터빈 동익(90)은, 터빈 로터축 방향(C)과 동일 방향으로 연장 설치된 블레이드 근원부(91a, 91b)를 구비하고 있다. 또한, 터빈 로터에는 블레이드 근원부(91a, 91b)와 동일한 방향으로 형성된 블레이드 홈(92a, 92b)이 형성되어 있다. 이렇게 터빈 동익(90)을 형성하면, 블레이드 근원부(91a, 91b)의 길이가 짧아져, 터빈 동익(90)의 하중을 분담하는 면적이 작아진다. 그로 인해, 이러한 종류의 터빈 동익(90)에서는, 블레이드 근원부(91a, 91b)와 블레이드 홈(92a, 92b)에 발생하는 응력이 높았다.The turbine rotor 90 shown in this drawing has blade root portions 91a and 91b extending in the same direction as the axial direction C of the turbine rotor. The turbine rotor is also provided with blade grooves 92a and 92b formed in the same direction as the blade root portions 91a and 91b. When the turbine rotor 90 is formed in this way, the length of the blade root portions 91a and 91b is shortened, and the area sharing the load of the turbine rotor 90 becomes small. Therefore, in this kind of turbine rotor 90, the stresses generated in the blade root portions 91a and 91b and the blade grooves 92a and 92b were high.

특히, 반동도가 높은 블레이드부(93)를 구비하는 터빈 동익(90)에서는 인접하는 터빈 동익과의 간격을 확보하기 위해 도 4에 도시한 바와 같이 플랫폼(94)의 형상을 사변형으로 유지할 수 없는 경우가 있다. 그로 인해, 블레이드 근원부(91b)의 블레이드 후방 에지(22)측은 플랫폼(94)의 단부에 이르기 전의 부분(91e)에서 종단시켜야 하므로, 블레이드 근원부(91b)의 길이가 플랫폼(94)보다 짧아져 버린다. 이와 같이 길이가 짧아지면 블레이드 근원부(91b)에 작용하는 응력이 상승할 뿐만 아니라, 블레이드 홈(92b)에 간극(92e)을 만들어 내는 결과가 되므로, 발생하는 응력은 더욱 상승해 버린다.Particularly, in the turbine rotor 90 having the blade portion 93 having a high rebounding degree, the shape of the platform 94 can not be maintained in a quadrangular shape as shown in FIG. 4 in order to secure a gap with the adjacent turbine rotor blade There is a case. The blade root portion 91b of the blade root portion 91b must be terminated at the portion 91e before reaching the end of the platform 94 so that the blade root portion 91b is shorter than the platform 94 It is lost. If the length is shortened in this way, not only the stress acting on the blade root portion 91b increases but also the gap 92e is formed in the blade groove 92b, so that the generated stress further rises.

이에 대해, 본 실시 형태의 터빈 동익은 전방 에지 측단부(51)의 터빈 로터 둘레 방향 위치와 후방 에지 측단부(52)의 터빈 로터 둘레 방향 위치가 다른 블레이드 근원부(5)를 구비하고 있다. 이렇게 블레이드 근원부(5)를 형성하면 터빈 로터축 방향(C)과 평행하게 형성하는 경우와 비교하여 블레이드 근원부(5)를 길게 할 수 있으므로, 블레이드 홈(6)과 블레이드 근원부(5)의 접촉 면적을 크게 할 수 있다. 이에 의해, 터빈 동익(40)의 하중을 분담하는 면적이 커지므로 블레이드 근원부(5)와 블레이드 홈(6)에 발생하는 응력이 저감되어 블레이드 근원부(5)와 홈(6) 의 구조 신뢰성을 용이하게 높일 수 있다.On the other hand, the turbine rotor of the present embodiment has the blade root portion 5 different in the circumferential position of the front edge side end portion 51 from the turbine rotor side and the circumferential position of the rear edge side end portion 52 around the turbine rotor. Since the blade root portion 5 can be formed longer than the blade root portion 5 formed parallel to the axial direction C of the turbine rotor, the blade groove 6 and the blade root portion 5 can be made longer, It is possible to increase the contact area. As a result, the area occupied by the load of the turbine rotor 40 is increased, so that the stress generated in the blade root 5 and the blade groove 6 is reduced, so that the structural reliability of the blade root 5 and the groove 6 Can be easily increased.

또한, 본 실시 형태의 블레이드부(3)와 같이 블레이드 전방 에지(21)의 터빈 로터 둘레 방향 위치가 블레이드 후방 에지(22)의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여 터빈 로터 회전 방향으로 어긋나 있는 경우에는 블레이드부(3)의 형상에 맞추어, 전방 에지 측단부(51)의 터빈 로터 둘레 방향 위치가, 후방 에지 측단부(52)의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여 터빈 로터 회전 방향으로 어긋나도록 블레이드 근원부(5)를 구성하는 것이 바람직하다. 이렇게 블레이드 근원부(5)를 구성하면 블레이드부(3)와 블레이드 근원부(5)가 오버랩되는 부분을 크게 할 수 있다. 이에 의해, 터빈 동익(40)에 가해지는 원심력을 블레이드 근원부(5)와 블레이드 홈(6)에 의해 효과적으로 분담할 수 있으므로, 블레이드 근원부(5)와 홈(6)의 구조 신뢰성을 더욱 높일 수 있다.In the case where the circumferential position of the blade front edge 21 in the turbine rotor is shifted in the turbine rotor rotating direction with respect to the circumferential position of the blade rear edge 22 in the turbine rotor as in the blade section 3 of the present embodiment, The blade circumferential position of the front edge side end portion 51 is shifted in the turbine rotor rotational direction with respect to the circumferential position of the rear edge side end portion 52 in the turbine rotor in accordance with the shape of the blade portion 3 5). By constituting the blade root portion 5 in this way, the portion where the blade portion 3 and the blade root portion 5 overlap can be enlarged. This makes it possible to effectively share the centrifugal force applied to the turbine rotor 40 by the blade base 5 and the blade groove 6 to further enhance the structural reliability of the blade base 5 and the groove 6. [ .

또한, 블레이드 근원부(5)가 터빈 로터축 방향(C)과 이루는 각(D)과, 익현 길이 방향(G)이 터빈 로터축 방향(C)과 이루는 각이 동등해지도록 블레이드 근원부(5)를 구성하는 것이 바람직하다. 이렇게 블레이드 근원부(5)를 구성하면 블레이드부(3)와 블레이드 근원부(5)의 오버랩 부분을 한층 크게 할 수 있는 동시에, 블레이드부(3)에 대하여 효율적으로 블레이드 근원부(5)를 배치할 수 있으므로, 구조 신뢰성을 가일층 높일 수 있다. 본 발명은, 상기와 같이 블레이드부의 블레이드 반동도가 높아(예를 들어, 수십％), 그 익현 길이 방향(G)이 터빈 로터축 방향에 대하여 비스듬해지는 경우에 특히 현저한 효과를 발휘하는 것이다.The angle between the blade root portion 5 and the turbine rotor axial direction C is set to be equal to the angle formed by the blade longitudinal direction G with the axial direction C of the turbine rotor, ). By forming the blade root portion 5 in this way, the overlap portion of the blade root portion 5 and the blade root portion 5 can be made larger, and the blade root portion 5 can be efficiently arranged with respect to the blade portion 3 Therefore, the structural reliability can be further enhanced. The present invention is particularly effective in the case where the blade rebounding degree of the blade portion is high (for example, several tens%) and the chord length direction G is oblique to the axial direction of the turbine rotor as described above.

또한, 상기에서는, 블레이드 근원부(5)가 더브테일 형상의 것에 대하여 설명 해 왔으나, 블레이드 근원부와 블레이드 홈이 끼워 맞춤 구조와 결합되어 있는 것이면 본 발명은 적용 가능하다. 이러한 종류의 터빈 동익의 구체적인 것으로는, 예를 들어 터빈 로터 직경 방향의 외측을 향하여 폭이 확대되고, 그 폭 방향의 양측으로 돌출된 복수의 볼록부를 갖는, 소위 역크리스마스 트리형의 블레이드 근원부를 갖는 터빈 동익이 있다. 역크리스마스 트리형의 블레이드 근원부의 연장 설치 방향을 상기와 같이 구성하면, 상기한 바와 마찬가지로 블레이드 홈과의 접촉 면적을 종래보다 크게 할 수 있으므로, 원심 하중에 의해 발생하는 응력을 저감할 수 있다.In the above description, the blade root portion 5 has been described as having a dovetail shape, but the present invention is applicable if the blade root portion and the blade groove are combined with the fitting structure. Specific examples of this type of turbine rotor include a so-called inverted Christmas tree type blade root portion having a plurality of convex portions that are widened toward the outside in the radial direction of the turbine rotor and protruded on both sides in the width direction There is a turbine rotor. When the extending direction of the blade base portion of the inverted Christmas tree type is configured as described above, the contact area with the blade groove can be made larger than that of the conventional example, so that the stress caused by the centrifugal load can be reduced.

그런데, 본 실시 형태의 블레이드 근원부(5)의 형태는 응력 저감에 기여하는 하기의 특징을 갖고 있다. 다음에, 그 점에 대하여 도 5를 사용하여 설명한다.Incidentally, the shape of the blade root portion 5 of the present embodiment has the following characteristics contributing to the reduction of the stress. Next, this point will be explained using Fig.

도 5는 본 실시 형태의 터빈 동익과 종래의 것의 블레이드 근원부 부근을 모식적으로 도시한 도면이다. 도 5의 (a)는 본 실시 형태에 있어서의 블레이드 근원부(5) 부근의 모식도이며, 도 5의 (b)는 종래의 터빈 동익에 있어서의 블레이드 근원부 부근의 모식도이다.5 is a diagram schematically showing the vicinity of a blade root portion of a turbine rotor of the present embodiment and a conventional blade. Fig. 5A is a schematic view of the vicinity of the blade root 5 in the present embodiment, and Fig. 5B is a schematic diagram of a conventional turbine blade in the vicinity of the blade root.

도 5의 (a)에 있어서, 본 실시 형태의 더브테일(5a)의 중심선(41a)과 더브테일(5b)의 중심선(41b)은 서로 평행하게 되어 있으며, 더브테일(5a)과 더브테일(5b) 사이의 거리(E)는 일정하게 유지되고 있다. 이에 대해, 도 5의 (b)에 도시한 종래의 예에 있어서의 더브테일(50a, 50b)은 그 중심선(42a, 42b)이 각각 터빈 로터(8)의 중심(43)으로부터 방사상으로 배치되도록 설치되어 있고, 더브테일(50a)과 더브테일(50b) 사이의 거리는 중심(43)에 가까이 갈수록 짧아져 선단부에서 F(F<E)로 되어 있다.5A, the center line 41a of the dovetail 5a and the center line 41b of the dovetail 5b of this embodiment are parallel to each other, and the dovetail 5a and the dovetail 5b are kept constant. On the other hand, the dovetails 50a and 50b in the conventional example shown in Fig. 5 (b) are arranged so that their center lines 42a and 42b are radially arranged from the center 43 of the turbine rotor 8, respectively And the distance between the dovetail 50a and the dovetail 50b becomes shorter toward the center 43 and becomes F (F <E) at the tip.

그런데, 일반적으로, 더브테일 사이의 거리가 짧아지면 더브테일의 내측에 있어서 더브테일 및 블레이드 홈에 작용하는 응력은 커진다. 따라서, 본 실시 형태에 따르면 더브테일 사이의 거리(E)를 종래의 거리(F)보다 길게 취할 수 있으므로, 더브테일(5a, 5b) 및 블레이드 홈(6)에 작용하는 응력을 저감할 수 있다. 이에 의해, 블레이드 근원부(5)의 연장 설치 방향에 의한 응력 저감 효과 외에 응력을 더욱 저감할 수 있다.However, in general, when the distance between the dovetails becomes short, the stress acting on the dovetail and the blade groove on the inner side of the dovetail becomes large. Therefore, according to the present embodiment, since the distance E between the dovetails can be made longer than the conventional distance F, the stress acting on the dovetails 5a and 5b and the blade groove 6 can be reduced . Thereby, besides the effect of reducing the stress due to the extending direction of the blade root portion 5, the stress can be further reduced.

또한, 이상에서는 블레이드 전방 에지(21)와 블레이드 후방 에지(22)의 터빈 로터 둘레 방향 위치가 다른 블레이드부(3)를 갖는 터빈 동익을 예로 들어 설명했으나, 양자가 터빈 로터 둘레 방향에 있어서 동일한 위치에 있는 것에 적용해도 원심 하중에 의한 응력을 저감할 수 있다. 또한, 이상에서는 증기 터빈에 적용한 경우를 예로 들어 설명했으나, 본 발명은 가스 터빈에 적용할 수도 있다. In the above description, the turbine rotor having the blade portion 3 different in the circumferential position of the blade front edge 21 and the blade rear edge 22 has been described as an example. However, in the circumferential direction of the turbine rotor, The stress due to the centrifugal load can be reduced. Although the above description has been made by taking the case of applying to a steam turbine as an example, the present invention can also be applied to a gas turbine.

도 1은 본 발명의 실시 형태인 터빈 동익을 터빈 로터축 방향에서 본 정면도.BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a front view of a turbine rotor according to an embodiment of the present invention, viewed from the axial direction of the turbine rotor; FIG.

도 2는 본 발명의 실시 형태인 터빈 동익의 사시도.2 is a perspective view of a turbine rotor according to an embodiment of the present invention;

도 3은 본 발명의 실시 형태인 터빈 동익을 도 1 중의 화살표 B로부터 본 도면.Fig. 3 is a view of a turbine rotor according to an embodiment of the present invention as viewed from an arrow B in Fig. 1; Fig.

도 4는 본 실시 형태의 터빈 동익의 비교예를 도 3과 동일 방향에서 본 도면.Fig. 4 is a view showing a comparative example of the turbine rotor of the present embodiment in the same direction as Fig.

도 5의 (a) 및 도 5의 (b)는 본 발명의 실시 형태인 터빈 동익에 있어서의 블레이드 근원부(5)와 종래의 블레이드 근원부의 모식도.Figures 5 (a) and 5 (b) are schematic diagrams of a blade root 5 and a conventional blade root in a turbine rotor according to an embodiment of the present invention.

<부호의 설명><Description of Symbols>

3 : 블레이드부3:

5 : 블레이드 근원부(더브테일)5: blade root (dovetail)

6 : 홈6: Home

7 : 블레이드 훅부7: blade hook portion

8 : 터빈 로터8: Turbine rotor

9a : 핀 구멍9a: pin hole

9b : 고정 핀9b: Fixing pin

13 : 홈 훅부13:

21 : 블레이드 전방 에지21: blade front edge

22 : 블레이드 후방 에지22: blade rear edge

4O : 터빈 동익4O: turbine rotor

51 : 블레이드 근원부의 전방 에지 측단부51: front edge side end of the blade root portion

52 : 블레이드 근원부의 후방 에지 측단부52: rear edge side end of the blade root portion

C : 터빈 로터축 방향C: Turbine rotor axis direction

G : 익현 길이 방향 G: Chord length direction

Claims (10)

작동 유체의 유통 방향의 상류측에 위치하는 블레이드 전방 에지 및 그 하류측에 위치하는 블레이드 후방 에지를 갖는 블레이드부와,A blade portion having a blade forward edge located on the upstream side of the flow direction of the working fluid and a blade rear edge located on the downstream side of the blade forward edge, 이 블레이드부의 근원측에 일 방향을 따라 연장 설치되어, 터빈 로터의 외주에 형성된 블레이드 홈에 끼워 맞추어지는 블레이드 근원부를 구비하고,And a blade root portion extending along one direction on a root side of the blade portion and fitted in a blade groove formed on the outer periphery of the turbine rotor, 상기 블레이드 전방 에지의 터빈 로터 둘레 방향 위치는, 상기 블레이드 후방 에지의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여 터빈 로터 회전 방향으로 어긋나 있으며,The circumferential position of the front edge of the blade in the circumferential direction of the turbine is shifted in the rotational direction of the turbine rotor with respect to the circumferential position of the rear edge of the blade in the circumferential direction of the turbine rotor, 상기 블레이드 전방 에지측에 있어서의 상기 블레이드 근원부의 단부의 터빈 로터 둘레 방향 위치는, 상기 블레이드 후방 에지측에 있어서의 단부의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여, 터빈 로터 회전 방향으로 어긋나 있으며,The circumferential position of the end portion of the blade root portion on the blade forward edge side is shifted in the turbine rotor rotational direction with respect to the circumferential position of the end portion on the blade rear edge side in the circumferential direction of the turbine rotor, 상기 블레이드 근원부는, 상기 블레이드 전방 에지와 상기 블레이드 후방 에지를 연결하는 방향을 따라 설치되어 있고, 또한, 터빈 로터 직경 방향의 내측으로 돌출된 복수의 더브테일이며,Wherein the blade root portion is provided along a direction connecting the blade front edge and the blade rear edge and is a plurality of dovetails protruding inward in the radial direction of the turbine rotor, 상기 복수의 더브테일의 돌출 방향은 서로 평행한 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.And the projecting directions of the plurality of dovetails are parallel to each other. 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 삭제delete 제1항에 있어서, 상기 블레이드 근원부와 상기 블레이드 홈의 사이에 형성된 핀 구멍과, The blade according to claim 1, further comprising: a pin hole formed between the blade root and the blade groove; 이 핀 구멍에 삽입된 고정 핀을 더 구비하는 것을 특징으로 하는, 터빈 동익.And a fixing pin inserted in the pin hole. 삭제delete 작동유체의 유통 방향의 상류측에 위치하는 블레이드 전방 에지 및 그 하류측에 위치하는 블레이드 후방 에지를 갖는 블레이드부 및 이 블레이드부의 근원측에 일 방향을 따라 연장 설치되어 터빈 로터 직경 방향의 내측으로 돌출되는 블레이드 근원부를 구비하는 터빈 동익과,A blade portion having a blade forward edge located on the upstream side of the working fluid in the flow direction and a blade back edge located on the downstream side of the blade forward portion and a blade portion extending along one direction on the root side of the blade portion and projecting inward in the radial direction of the turbine rotor A turbine rotor having a blade root portion, 상기 블레이드 근원부가 끼워 맞추어져 터빈 로터의 외주 방향으로 형성된 블레이드 홈을 구비하고,Wherein the blade root portion is fitted with a blade groove formed in the outer circumferential direction of the turbine rotor, 상기 블레이드 전방 에지의 터빈 로터 둘레 방향 위치는, 상기 블레이드 후방 에지의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여 터빈 로터 회전 방향으로 어긋나 있으며,The circumferential position of the front edge of the blade in the circumferential direction of the turbine is shifted in the rotational direction of the turbine rotor with respect to the circumferential position of the rear edge of the blade in the circumferential direction of the turbine rotor, 상기 블레이드 전방 에지측에 있어서의 상기 블레이드 근원부의 단부의 터빈 로터 둘레 방향 위치는, 상기 블레이드 후방 에지측에 있어서의 단부의 터빈 로터 둘레 방향 위치에 대하여 터빈 로터 회전 방향으로 어긋나 있으며,The circumferential position of the end portion of the blade root portion on the blade front edge side is shifted in the turbine rotor rotational direction with respect to the circumferential position of the end portion on the blade rear edge side in the circumferential direction of the turbine rotor, 상기 블레이드 근원부는, 상기 블레이드 전방 에지와 상기 블레이드 후방 에지를 연결하는 방향을 따라 설치되어 있고, 또한, 터빈 로터 직경 방향의 내측으로 돌출된 복수의 더브테일이며,Wherein the blade root portion is provided along a direction connecting the blade front edge and the blade rear edge and is a plurality of dovetails protruding inward in the radial direction of the turbine rotor, 상기 복수의 더브테일의 돌출 방향은 서로 평행한 것을 특징으로 하는, 터빈 동익의 고정 구조.And the projecting directions of the plurality of dovetails are parallel to each other.
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