WO2009090908A1 - タービン動翼 - Google Patents

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turbine
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turbine rotor
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Inventor
Naoto Tochitani
Shohei Danno
Shoki Yamashita
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/22Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
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    • Y10T29/49316Impeller making
    • Y10T29/4932Turbomachine making
    • Y10T29/49321Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member

Definitions

  • the present invention relates to a turbine rotor blade applied to a gas turbine, a steam turbine or the like.
  • a platform As a turbine rotor blade applied to a gas turbine, a steam turbine, etc., a blade root embedded in a blade groove formed in a peripheral portion of a turbine disk to hold the entire blade, a blade portion exposed to high temperature gas, A platform is known that includes a platform that supports the wing, a shank that connects the blade root and the platform, and a shroud extending in the circumferential direction from the tip of the wing (see, for example, Patent Document 1). . JP 2006-283681 A
  • 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.
  • a turbine rotor blade 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.
  • 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 and the regular wing embedded.
  • At least the final (last) blade to be embedded in the turbine disk is the turbine according to the above aspect.
  • 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.
  • the end surface extending in the length direction formed by the notch portion is set to 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.
  • 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.
  • 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 shura that extends from the tip of the blade along the circumferential direction.
  • the turbine blades and the normal blades are connected to the turbine rotor.
  • the turbine blades and the blade roots of the normal blades are embedded in the blade grooves of the turbine disk by moving in the axial direction.
  • 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.
  • At least the final (last) blade to be embedded in the turbine disk is one aspect of the present invention.
  • 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.
  • 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.
  • FIG. 1A is a side view showing a turbine blade according to this embodiment
  • 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.
  • the turbine rotor blade 1 includes, for example, a compression unit (not shown) that compresses combustion air, and injects and burns fuel into high-pressure air sent from the compression unit to perform high-temperature combustion.
  • the present invention is applied to a gas turbine including a combustion section (not shown) that generates gas and a turbine section (not shown) that is located on the downstream side of the combustion section and is driven by the combustion gas exiting the combustion section. Is.
  • the turbine rotor blade 1 is embedded in a blade groove 2a (see FIGS. 5 and 6) formed in a peripheral portion of a turbine disk 2 (see FIGS. 5 and 6).
  • a Christmas tree-type blade root (base) 3 that holds (supports) the entire turbine rotor blade 1, a blade portion 4 that is exposed to high-temperature gas, a platform 5 that supports the blade portion 4, and a blade root 3 and the shanks 6 that connect the platform 5 and the tip (tip) of the blade 4 extend along the circumferential direction to prevent resonance of the turbine rotor blade 1 and leak loss (gas leakage) at the tip of the blade 4. ) Is provided.
  • the turbine rotor blade 1 As shown in FIGS. 1A and 2, the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment is arranged on the front edge side or the rear edge side of the blade root 3 in the longitudinal direction of the turbine rotor blade 1 (up and down in FIGS. 1A and 2).
  • the cutout 8 is cut out uniformly (with a predetermined depth (for example, 5 mm)) from the tip (lower end) of the blade root 3 to the middle of the shank 6 along the direction.
  • An end face 8a formed by the notch 8 and extending in the length direction (vertical direction in FIGS. 1A and 2) is formed at the peripheral edge of the turbine disk 2 when the turbine rotor blade 1 is assembled to the turbine disk 2. It is formed so as to be substantially parallel to the end face 2 b and extends partway through the shank 6.
  • the notch 8 of the turbine rotor blade 1 is a blade root 13 of a turbine blade (hereinafter referred to as “regular blade”) 11 that does not have the notch 8 as shown in FIGS. 3A, 3B and 4. 5, the end face 8a extending in the length direction formed by the notch 8 is embedded in the blade groove 2a of the turbine disk 2 up to a predetermined depth (for example, 5 mm).
  • the turbine rotor blade 1 is formed so as to be set between the normal blade 11 and the normal blade 11 while being moved in a plane including the end surface 2 b forming the peripheral edge of the turbine disk 2.
  • FIG. 5 and FIG. 6 indicate a turbine rotor including at least one turbine blade 1, a plurality of regular blades 11, and a turbine disk 2.
  • the turbine rotor blade 1 configured as described above has an end face 8a extending in the length direction formed by the notch 8 when the blade root 3 is embedded in the blade groove 2a formed in the peripheral edge of the turbine disk 2 and assembled. Is moved in a plane including the end face 2b that forms the peripheral edge of the turbine disk 2 (that is, moved from the radially outer side toward the radially inner side), with respect to the blade groove 2a of the turbine disk 2. Can be set between the regular blade 11 and the regular blade 11 embedded to a depth of 5 mm (for example, 5 mm).
  • the shroud 7 of the turbine rotor blade 1 and the regular blade 11 has a complicated plan view shape (regardless of the plan view shape), at least the blades embedded in the turbine disk 2 at the end (final) are used in this embodiment. Therefore, the blade root 3 of the turbine blade 1 and the blade root 13 of the regular blade 11 can be easily and quickly embedded (embedded) in the blade groove 2a of the turbine disk 2. Can do.
  • the blade roots 3 and 13 are formed by the notches 8 of the turbine rotor blade 1 when the blade roots 3 and 13 are embedded and assembled in the blade groove 2a formed at the peripheral edge of the turbine disk 2.
  • a turbine blade 1 capable of moving an end face 8a extending in a length direction in a plane including an end face 2b that forms a peripheral edge of the turbine disk 2 (that is, moving from a radially outer side toward a radially inner side). Therefore, the work process for assembling the turbine blade 1 and the regular blade 11 to the turbine disk 2 can be simplified, and the work time required for the assembling work can be shortened. Can be reduced.
  • 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.

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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。  

Description

タービン動翼
 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。
 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)。
特開2006-283681号公報
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。
 
本発明の一実施形態に係るタービン動翼を示す側面図である。 本発明の一実施形態に係るタービン動翼を示す平面図である。 図1Aおよび図1Bに示すタービン動翼を正面側から見た斜視図である。 図1A、図1Bおよび図2に示す切欠部を有していない正規翼を示す側面図である。 図1A、図1Bおよび図2に示す切欠部を有していない正規翼を示す平面図である。 図3Aおよび図3Bに示す正規翼を正面側から見た斜視図である。 タービンディスクへの組み付け手順を説明するための斜視図である。 タービンディスクへの組み付け手順を説明するための斜視図である。
符号の説明
 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
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。
 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。

Claims (3)

  1.  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タービン動翼。
  2.  少なくとも一枚の請求項1に記載のタービン動翼と、
     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、
     前記タービンディスクとを備えているタービンロータ。
  3.  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タービンロータの製造方法。
PCT/JP2009/050160 2008-01-16 2009-01-08 タービン動翼 WO2009090908A1 (ja)

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