WO2012124393A1 - ロータ構造 - Google Patents
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Definitions
- a rotor in which a plurality of moving blades are circumferentially arranged on the outer periphery of a rotating shaft.
- Patent Document 1 a structure is adopted in which a large number of moving blades are implanted in blade grooves formed in the circumferential direction of the outer periphery of a rotor of a rotary machine. And in patent document 1, the wing stop piece is inserted between the blade roots of two adjacent moving blades. And in patent document 1, a bolt is screwed together in the screw hole formed in the radial direction center part of a wing stop piece. On the other hand, the circular displacement of the moving blade is restrained by drilling a round hole at the bottom position of the wing groove and fitting the lower end of the bolt to the round hole.
- the present invention has been made in consideration of such circumstances, and an object thereof is to prevent a crack from being generated at a groove bottom of a blade groove.
- the present invention adopts the following means. That is, in the rotor structure according to the first aspect of the present invention, a blade groove extending in the circumferential direction of the axis is formed in an outer peripheral portion rotating around the axis, and the width dimension of the blade groove on the groove opening side is the above
- a rotor structure comprising a body, wherein a wing-clamping piece is provided in the wing groove so as to be located between at least one pair of the circumferentially adjacent two wing bodies, and the groove of the wing groove
- a convex portion is formed on one of the opening wall portion on the opening side and the wing fastening piece, and a concave portion fitted to the convex portion is formed on the other.
- the convex portion is formed on one of the opening wall portion of the wing groove and the wing retaining piece, and the concave portion to be fitted with the convex portion is formed on the other. . Therefore, the relative displacement of the circumferential direction of the wing with respect to the wing groove is restrained by the interference between the convex portion and the concave portion. As a result, stress concentration does not easily occur at the groove bottom of the blade groove, and it is possible to avoid the occurrence of cracks at the groove bottom of the blade groove.
- the crack can be easily found since the cracked portion is located on the surface side of the rotating shaft. As a result, it is possible to suppress the breakage of the rotating shaft caused by the crack.
- the device incorporating the rotary shaft can be stably and continuously operated. Moreover, since the crack location occurs on the surface side of the rotating shaft, it can be relatively easily repaired.
- the wing clamp piece can slide the wing groove in the circumferential direction in a state where the fitting of the convex portion and the concave portion is cancelled.
- the wing stop piece can slide in the wing groove in the circumferential direction in a state in which the fitting of the convex portion and the concave portion is cancelled. Therefore, when assembling a wing body and a wing stop piece to a rotating shaft, a piece main part can be made to slide by the slot bottom side of a wing slot, and can be arranged in a desired position. Thereby, the workability of the work of assembling the wing body and the wing fastening piece to the rotary shaft can be improved.
- the convex portion protrudes in the radial direction of the axis, and the concave portion extends in the radial direction.
- the radially protruding convex portion and the radially extending concave portion are fitted.
- the wing stop member can be reliably restrained in the circumferential direction.
- the wing fastening piece includes a piece main body in which the convex portion or the concave portion is formed, and the radius of the axial line with respect to the groove bottom of the blade main body is the piece main body. It includes a displacing mechanism which can be reciprocated in a direction so that the convex portion and the concave portion can be detached.
- the movable mechanism advances and retracts the piece main body in which the convex portion or the concave portion is formed with respect to the groove bottom of the wing groove, and the convex portion and the concave portion are engaged and disengaged It is configured to be possible. Therefore, the projection and the recess can be easily and accurately fitted. Thereby, the workability of the assembly of the wing body and the wing fastening piece to the rotating shaft can be improved.
- the displacement mechanism penetrates the piece body in the radial direction and a through hole in which a female screw is formed at least in part, and the female in at least part
- An external thread portion is formed to be screwed to the thread portion, and has an advancing and retracting shaft which can be screwed to the groove bottom of the wing groove.
- the advancing and retracting shaft can be screwed to the groove bottom of the blade groove. Therefore, the piece main body can be advanced and retracted with respect to the bottom of the wing groove accurately and easily with a relatively simple configuration.
- an end face opposed to the groove bottom of the blade groove bulges toward the groove bottom of the blade groove.
- the end face of the advancing and retracting shaft bulges toward the groove bottom of the blade groove. It becomes possible. Thereby, the end face of the advancing and retracting shaft is prevented from coming into partial contact with the groove bottom of the blade groove to ensure point contact. As a result, the piece body can be more reliably advanced and retracted with respect to the groove bottom of the wing groove.
- the wing clamp piece includes an abutment portion that is in contact with the opening wall portion of the wing groove from the groove bottom side of the wing groove.
- the wing stop piece includes an abutment portion that is in contact with the opening wall portion of the wing groove from the bottom side of the wing groove.
- the wing fastening piece has a projecting wall which protrudes in the radial direction of the axis as the convex portion on at least one of the width direction of the wing groove.
- a notch extending in the radial direction is formed as the concave portion in at least one of the width directions of the wing groove.
- the wing rest piece has a projecting wall, and a notch is formed in the opening wall of the wing groove. Therefore, the occurrence of cracks in the groove bottom of the blade groove can be avoided with a relatively simple configuration.
- the wing fastening piece has a screw member projecting and directed in the radial direction of the axis as the convex portion in at least one of the width direction of the wing groove.
- the opening wall portion of the wing groove is formed with a notch extending in the radial direction as the recess in at least one of the width directions of the wing groove.
- the wing fastening piece has a screw member, and a notch is formed in the opening wall of the wing groove. Therefore, it is possible to avoid the occurrence of cracks in the groove bottom of the blade groove with a relatively simple configuration. In addition, various design requirements can be met.
- the rotor structure according to the present invention it is possible to prevent a crack from being generated at the groove bottom of the blade groove.
- FIG. 2 is a cross-sectional view taken along the line II of FIG. It is an II-II arrow line view of FIG.
- FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III in FIG.
- FIG. 5 is an enlarged plan view of an essential part of the rotary shaft 10 according to the first embodiment of the present invention, and corresponds to FIG. 3. It is a principal part expanded sectional view of the rotating shaft 10 which concerns on 1st embodiment of this invention, Comprising: It respond
- FIG. 1 It is an exploded view at the time of carrying out front view of wing attachment piece 30 concerning a first embodiment of the present invention, and has shown piece main part 31 with a half section. It is a top view of wing attachment piece 30 concerning a first embodiment of the present invention. It is the exploded view which carried out the side view of the wing clamp piece 30 which concerns on 1st embodiment of this invention. It is a perspective view which shows the use condition of the wing stop piece 30 which concerns on 1st embodiment of this invention.
- illustration of the moving blade member 20 is abbreviate
- FIG. 1 is a half sectional view showing a schematic configuration of a gas turbine GT according to a first embodiment of the present invention.
- the gas turbine GT includes a compressor C, a plurality of combustors B, and a turbine T.
- the compressor C produces compressed air c.
- the combustor B supplies fuel to the compressed air c supplied from the compressor C to generate a combustion gas g.
- the turbine T obtains rotational power by the combustion gas g supplied from the combustor B.
- Gas in the turbine GT, a rotor R T of the rotor R C and turbine T of the compressor C extend connected by the respective shaft end in the turbine shaft (axis) on the P.
- the extending direction of the turbine axis P is referred to as “turbine axial direction” or “axial direction”.
- the circumferential direction of the turbine axis P is referred to as “turbine circumferential direction” or “circumferential direction”.
- the radial direction of the turbine axis P is referred to as “turbine radial direction” or “radial direction”.
- the compressor C includes a stator blade row 2 and a moving blade row 3.
- the stator blade row 2 and the stator blade row 3 are alternately arranged in the axial direction of the turbine in the compressor casing 1.
- the stationary blade row 2 and the moving blade row 3 are paired and counted as one stage.
- the stationary blade row 2 of each stage is provided in a state of being fixed to the compressor casing 1 side.
- a plurality of stator vanes 4 extending from the compressor casing 1 toward the rotor RC side are arranged annularly in the circumferential direction of the turbine.
- the moving blade row 3 of each stage is provided in a state of being fixed to the rotor RC side.
- a plurality of moving blades 5 extending from the side of the rotor RC toward the side of the compressor casing 1 are arranged annularly in the circumferential direction of the turbine.
- the rotor RC includes a rotating shaft 10, a plurality of moving blade members (blades) 20 including the moving blades 5 described above, and a plurality of wing holding pieces 30.
- the rotary shaft 10 is configured as a whole as a whole by coaxially stacking disk-shaped members in the axial direction of the turbine.
- a wing groove 11 is formed on the outer peripheral portion 10 ⁇ / b> A of the rotating shaft 10.
- the blade grooves 20 are each filled with moving blade members 20 in accordance with the arrangement location of the moving blade row 3.
- FIG. 5 and 6 are schematic configuration diagrams of the rotating shaft 10. As shown in FIG. FIG. 5 is an enlarged plan view of an essential part corresponding to FIG. 3. FIG. 6 is an enlarged cross-sectional view of main parts corresponding to FIG. 4. As shown in FIG. 5, each blade groove 11 extends in the circumferential direction of the turbine. Although not shown, each wing groove 11 is formed over the entire circumference of the outer circumferential portion 10A. Opening wall portions 13 and 13 are formed on the side of the blade opening 11 a on both side walls 12 and 12 facing each other in the groove width direction (the turbine axial direction) of the blade groove 11. The opening walls 13 and 13 respectively project from the side of the groove opening 11 a of the wing groove 11 inward in the groove width direction. That is, as shown in FIG. 6, the width dimension D1 on the groove opening 11a side of the wing groove 11 is set smaller than the width dimension D2 on the groove bottom 11b side.
- these opening walls 13 and 13 respectively extend in the groove depth direction (the turbine radial direction) of the blade groove 11 and have opposing end surfaces 13 a and 13 a.
- the end faces 13a and 13a face each other such that the separation distance is equal to the width dimension D1.
- the lower portions 13b and 13b of the opening wall portions 13 and 13 are chamfered. That is, as the opening walls 13 and 13 progress from the side of the groove opening 11a to the side of the groove bottom 11b, slopes are formed toward the outside in the groove width direction. This slope is continuously formed on the end faces 13a and 13a and the lower part of the side walls 12 and 12.
- the upper portions 13c, 13c of the opening wall portions 13, 13 are formed in an arc shape so that the opening width becomes narrower gradually from the outer side in the groove width direction toward the inner side.
- the opening walls 13, 13 extend around the entire circumference in the circumferential direction of the turbine (see FIG. 2).
- notches (recesses) 14 and 14 are formed in the opening wall portions 13 and 13 at a plurality of places spaced in the circumferential direction of the turbine.
- the notches 14 and 14 are respectively formed in a groove shape and extend in the groove depth direction (the turbine radial direction) of the wing groove 11.
- the notches 14 communicate the lower side of the lower portions 13 b of the opening wall portions 13 with the upper side of the upper portions 13 c of the opening wall portions 13.
- each of the notches 14 and 14 has a rectangular cross-sectional outline orthogonal to the groove depth direction of the wing groove 11.
- the end faces 14a and 14a in the groove width direction are formed in an arc shape.
- the notches 14 and 14 are formed to face each other in the groove width direction of the wing groove 11.
- a wing insertion hole 11c is formed at a position different from the formation position of the notches 14 and 14, in order to insert the blade root 22 of the moving blade member 20.
- the blade root 22 of the moving blade member 20 will be described later with reference to FIGS. 11 and 12.
- the groove bottom 11b of the blade groove 11 is formed in an arc shape in a cross section orthogonal to the circumferential direction of the turbine, as shown in FIG. It is done.
- the moving blade member 20 includes the moving blade 5 described above, the platform 21 following the base end of the moving blade 5, and the blade root 22 following the platform 21 from the outside in the turbine radial direction. It is formed in the above order toward the inside.
- the moving blades 5 are formed in a streamline shape orthogonal to the turbine radial direction. And, as shown in FIG. 3, the moving blade 5 has a shape in which the tip end side in the turbine radial direction is twisted around the turbine radial direction with respect to the base end side.
- the platform 21 extends in the radial direction of the turbine so as to cover the blade grooves 11 as shown in FIG. Further, the surface of the platform 21 continues to the proximal end of the moving blade 5.
- the platform 21 can be formed, for example, in a plate shape.
- the platform 21 can be formed in a parallelogram when viewed from the outside in the turbine radial direction.
- the two moving blade members 20 (20A, 20B) sandwiching the wing fixing piece 30 are shown by the end edge portions 21a of the two platforms 21 mutually butted in the circumferential direction of the turbine.
- an access hole 21b penetrating in the radial direction of the turbine is defined.
- the blade root 22 continues to the back surface of the platform 21 and has a shape in which the dimension in the axial direction of the turbine increases as it goes inward in the radial direction of the turbine in a cross section orthogonal to the circumferential direction. ing.
- the blade root 22 is fitted to the groove bottom 11b side of the blade groove 11 shown in FIG.
- the blade root 22 extends along the lower portions 13 b and 13 b of the opening walls 13 and 13 at a part of both side portions in the axial direction of the turbine.
- the wing fastening piece 30 is disposed in the wing groove 11 between a pair of two moving blade members 20 (20A, 20B) adjacent in the circumferential direction of the turbine.
- a plurality (for example, eight) of the wing fastening pieces 30 are disposed corresponding to the circumferential positions of the notches 14 and 14 in the turbine.
- a predetermined number of moving wing members 20 are located between two circumferentially adjacent wing fastening pieces 30. The intervals at which the wing fixing pieces 30 are disposed may not be uniform.
- FIG. 7 is an exploded view of the wing fastening piece 30 as viewed from the front.
- FIG. 8 is a plan view of the wing stop piece 30.
- FIG. 9 is an exploded view of the wing fastening piece 30 as viewed from the side.
- the wing fastening piece 30 has a piece body 31 and an advancing and retracting shaft 35.
- the piece body 31 is a member in which a through hole 31a is formed on the member axis Q of the wing fastening piece 30, as shown in FIGS. 7 and 9.
- the piece body 31 has a step cylinder 32 and a body wall 33.
- the step cylinder portion 32 is formed on one side in the member axial direction (the turbine radial direction) in which the member axis line Q extends.
- the body wall portion 33 is formed on the other side in the member axial direction.
- the stepped cylinder portion 32 has a neck 32a and a shoulder 32b.
- the neck portion 32a is formed to have a constant diameter on one side in the member axial direction.
- the shoulder portion 32b is formed following the neck portion 32a, and has a shape in which a portion whose diameter gradually increases from one side to the other side in the member axial direction is set in two stages.
- the body wall 33 is formed following the shoulder 32 b as shown in FIGS. 7 and 9.
- the body wall 33 has a flat hexagonal shape whose cross section perpendicular to the member axial direction shown in FIG. 8 is set to have a smaller body thickness than the body width.
- the body wall 33 has a tapered portion 33a formed following the shoulder 32b and a bottom 33b formed on the other side in the axial direction of the member subsequent to the tapered portion 33a. ing.
- the tapered portion 33 a gradually increases in cross-sectional area of the flat hexagonal shape as shown in FIG. 8 so as to widen the width of the body as going from one side to the other side in the member axial direction.
- the bottom portion 33b is formed to have a substantially uniform cylinder width. Further, in the bottom portion 33b, the corner portions of both ends 33b1 in the trunk width direction of the bottom surface are chamfered.
- tapered surfaces 33c and 33c extend gradually from one side to the other side in the member axial direction.
- the tapered surfaces 33c, 33c are formed with the same curvature as the curvature of the lower portions 13b, 13b of the opening walls 13, 13, as shown in FIG.
- the tapered surfaces 33c, 33c are provided with projecting walls (convex portions) 33d, 33d projecting in the member axial direction and the cylinder width direction at the center in the cylinder thickness direction, respectively.
- the projecting walls 33d, 33d are each formed in the shape of a triangular prism whose bottom surface is a right-angled isosceles triangle, and the perpendicular direction of the bottom surface is in the thickness direction.
- the projecting walls 33 d and 33 d respectively cross one of the two rectangular surfaces 33 d 1 and 33 d 2 having substantially the same size in the member axial direction. Then, the other rectangular surface 33 d 2 is made to intersect with the body width direction of the piece main body 31. Further, the corner edge of the square surface 33d2 is chamfered.
- the through hole 31 a described above is formed at a constant diameter in the body wall 33. Further, the through hole 31 a is formed by being reduced in diameter in two steps in the step cylinder portion 32. A female screw portion 31 b is formed at a portion of the body wall portion 33 which is formed to have a constant diameter.
- the advancing and retracting shaft 35 has a shaft portion 36 and a male screw portion 37.
- the shaft portion 36 is formed to have a relatively small diameter on one side in the member axial direction.
- the male screw portion 37 has a relatively large diameter on the other side in the member axial direction, and a screw is formed on the outer peripheral surface thereof.
- An engagement groove 36b is formed on an end surface 36a of the shaft portion 36 on one side in the member axial direction, with which a tool such as a minus driver can be engaged.
- the end surface 37a of the male screw portion 37 on the other side in the member axial direction bulges toward the other side in the member axial direction.
- the advancing and retracting shaft 35 has the male screw portion 37 screwed to the female screw portion 31 b of the piece main body 31.
- the advancing and retracting shaft 35 is configured to be capable of screwing in the member axial direction with respect to the piece main body 31. Further, when the advancing and retracting shaft 35 is screwed to the other side in the member axial direction, the shaft portion 36 is fitted to the opening side of the through hole 31 a of the step cylinder portion 32.
- the piece main body 31 can be advanced and retracted in the turbine radial direction with respect to the groove bottom 11 b of the wing groove 11 by screwing the female screw portion 31 b of the advancing and retracting shaft 35 into the female screw portion 31 b of the piece main body 31.
- a movable mechanism 39 is configured.
- FIG. 10 is a perspective view showing the wing clasp piece 30 in use.
- illustration of the moving blade member 20 is abbreviate
- the wing stop piece 30 faces the member axis Q of the wing stop piece 30 in the turbine radial direction (blade depth direction), and The body width direction is directed to the turbine axial direction (groove width direction).
- the projecting walls 33 d and 33 d of the piece main body 31 fit into the notches 14 and 14, the wing fastening piece 30 is restrained from displacement in the circumferential direction of the turbine with respect to the wing groove 11.
- the wing fastening piece 30 brings the end face 37 a of the advancing and retracting shaft 35 into point contact with the groove bottom 11 b of the wing groove 11. Then, the wing retaining piece 30 receives the reaction force that the advancing and retracting shaft 35 receives from the groove bottom 11 b of the blade groove 11 and the reaction force that the tapered surfaces 33 c and 33 c receive from the lower portions 13 b and 13 b of the opening wall portions 13 and 13. In the radial direction of the turbine.
- FIG. 11 to FIG. 16 the blade members 20 are omitted by showing the outline of the platform 21 by a broken line.
- the blade root 22 of the moving blade member 20 shown in FIG. 2 is inserted into the blade insertion hole 11c of the blade groove 11 shown in FIGS.
- the blade member 20 is slid in the circumferential direction of the turbine to fit the blade root 22 below the blade groove 11.
- the blade member 20 is slid in the circumferential direction of the turbine in a state where the blade root 22 is fitted below the blade groove 11.
- This operation is repeated for each moving blade member 20 to fill the blade groove 11 with a predetermined number of moving blade members 20.
- the moving blade member 20 to be filled last among the predetermined number of moving blade members 20 is one of the moving blade members 20A and 20B described above (for example, the moving blade member 20B).
- the wing fastening piece 30 is inserted into the wing insertion hole 11 c of the wing groove 11.
- the end face 36 a of the advancing and retracting shaft 35 of the wing fastening piece 30 when inserted into the wing groove 11 is positioned outside the stepped cylindrical portion 32 in the turbine radial direction.
- the wing stop piece 30 has a small amount of protrusion of the advancing and retracting shaft 35 from the piece body 31. More specifically, the end face 37a of the advancing shaft 35 is point-contacted with at least the groove bottom 11b of the wing groove 11, and in this state, the protruding walls 33d and 33d on both sides of the piece main body 31 and the lower portions of the opening wall portions 13 and 13 The amount of projection of the advancing and retracting shaft 35 is set so that a gap is formed between 13 b and 13 b. In such a state, the wing stop piece 30 is slid in the circumferential direction of the turbine.
- the other of the moving blade members 20A and 20B is filled in the blade insertion hole 11c of the blade groove 11 shown in FIGS. 11 and 12 (for example, the moving blade member 20B).
- the access holes 21b are defined at both end portions 21a of the bucket members 20A and 20B which are abutted against each other in the circumferential direction of the turbine.
- the end face 36a of the advancing and retracting shaft 35 is exposed from the access hole 21b.
- the wing stop piece 30 inserted into the wing groove 11 is slid in the wing groove 11 in the circumferential direction of the turbine together with the rotor blade member 20.
- the corner edge of the rectangular surface 33d1 of the projecting wall 33d of the body wall 33 and the opposite end 33b1 of the bottom 33b of the piece main body 31 are chamfered, and the end face 37a of the shaft 36 is bulged. , And smoothly slide on the inner surface of the wing groove 11.
- the projecting walls 33 d, 33 d of the wing fastening piece 30 are arranged to overlap the notches 14, 14 in the turbine radial direction. Ru. Then, as shown in FIG. 16, the tool K is engaged with the end face 36 a of the shaft portion 36 to turn the advancing and retracting shaft 35. As a result, the advancing and retracting shaft 35 is screwed inward in the radial direction of the turbine with respect to the piece main body 31.
- the piece body 31 When the end face 37a of the advancing and retracting shaft 35 makes point contact with the groove bottom 11b of the wing groove 11, the piece body 31 is relatively displaced outward in the radial direction of the turbine so as to be separated from the groove bottom 11b. Furthermore, when the relative displacement amount of the piece body 31 to the groove bottom 11b is increased, the projecting walls 33d, 33d fit into the notches 14, 14, and the tapered surfaces 33c, 33c, lower portions 13b, 13b of the opening walls 13, 13. 33c contacts. In addition, by rotating the advancing and retracting shaft 35, the relative displacement between the piece body 31 and the advancing and retracting shaft 35 is restrained.
- the advancing and retracting shaft 35 receives a reaction force from the groove bottom 11 b of the wing groove 11, and the tapered surfaces 33 c and 33 c receive a reaction force from the lower portions 13 b and 13 b of the opening walls 13 and 13.
- the wing stop piece 30 is constrained in displacement relative to the wing groove 11. That is, when the projecting walls 33 d and 33 d of the wing fastening piece 30 interfere with the notches 14 and 14 of the opening walls 13 and 13, the wing fastening piece 30 is restrained in the circumferential direction of the turbine. Then, the advancing and retracting shaft 35 receives a reaction force from the groove bottom 11 b of the blade groove 11, and the tapered surfaces 33 c and 33 c receive a reaction force from the lower portions 13 b and 13 b of the opening walls 13 and 13. As a result, the wing stop piece 30 is fixed in the turbine radial direction.
- the outer peripheral portion 10A of the rotating shaft 10 is exposed to the high temperature working fluid (compressed air), and the temperature difference between the outer side and the inner side inside the rotating shaft 10 is It occurs. At this time, a thermal stress is generated due to the difference in thermal elongation between the outer side and the inner side of the rotary shaft 10.
- stress concentration is unlikely to occur at the groove bottom. Therefore, even if the start of the gas turbine GT is repeated, for example, the groove bottom 11 b of the blade groove 11 is unlikely to be cracked.
- the notch 14 and 14 are located in the surface side of the rotating shaft 10, it is easy to temperature-rise compared with the groove bottom 11b. Moreover, on the surface side of the rotating shaft 10, a temperature difference hardly occurs and the thermal stress becomes relatively small. For this reason, even if stress is concentrated in the notches 14 and 14, the time is extremely short and the magnitude of the stress is relatively small. Accordingly, cracks are less likely to occur in the notches 14 and 14 at structural discontinuities. Even if a crack is generated in the notches 14, 14, the crack will progress toward the surface of the outer peripheral portion 10A of the rotary shaft 10 from the notches 14, 14.
- the projecting walls 33 d and 33 d are formed in the wing fastening piece 30, and the notch 14 is engaged with the projecting walls 33 d and 33 d in the opening walls 13 and 13 of the wing groove 11. , 14 are formed. Therefore, the relative displacement of the moving blade member 20 with respect to the blade groove 11 in the circumferential direction of the turbine is restrained by the interference between the projecting walls 33 d and 33 d and the notches 14 and 14. As a result, since stress concentration hardly occurs in the groove bottom 11 b of the blade groove 11, generation of a crack in the groove bottom 11 b of the blade groove 11 can be avoided.
- the crack location is the rotating shaft 10 Is located on the surface side of the outer peripheral portion 10A. Therefore, a crack can be easily found, and as a result, breakage of the rotating shaft 10 due to the crack can be suppressed. Thus, the operation of the compressor C incorporating the rotary shaft 10 can be stably and continuously performed. Further, since the cracked portion is located on the surface side of the outer peripheral portion 10A of the rotary shaft 10, the repair work can be relatively easily performed.
- the wing fastening piece 30 can slide the wing groove 11 in the circumferential direction of the turbine in a state in which the fitting between the projecting walls 33 d and 33 d and the notches 14 and 14 is cancelled. Therefore, when assembling the moving blade member 20 and the wing fastening piece 30 with respect to the rotating shaft 10, the wing fastening piece 30 can be slid on the groove bottom 11b side of the wing groove 11 and disposed at a desired position. Thereby, the process workability of assembling the moving blade member 20 and the wing clamp piece 30 to the rotating shaft 10 can be improved.
- the movable mechanism 39 advances and retracts the piece main body 31 in which the protruding walls 33 d and 33 d are formed with respect to the groove bottom 11 b of the wing groove 11, and the protruding walls 33 d and 33 d and the notch 14 , 14 can be detached. Therefore, the projecting walls 33 d and 33 d and the notches 14 and 14 can be easily fitted and detached. Thereby, the workability of the assembly
- the advancing and retracting shaft 35 can be screwed to the groove bottom 11 b of the wing groove 11. Therefore, the piece main body 31 can be advanced and retracted with respect to the groove bottom 11 b of the wing groove 11 accurately and easily with a relatively simple configuration. Further, according to the present embodiment, the end face 36a in which the engagement groove 36b is formed is exposed to the outside from the access hole 21b. Therefore, the tool K such as a flathead screwdriver can be easily engaged, and the advancing and retracting shaft 35 can be more easily rotated. Thereby, the advancing and retracting shaft 35 can be displaced extremely easily.
- the end face 37 a of the advancing and retracting shaft 35 bulges toward the groove bottom 11 b of the wing groove 11. Therefore, the end face 37 a of the advancing and retracting shaft 35 in which the male screw portion 37 is formed can be point-contacted with the groove bottom 11 b of the wing groove 11. As a result, the end face 37a of the advancing and retracting shaft 35 on which the male screw portion 37 is formed is prevented from coming into partial contact with the groove bottom 11b of the wing groove 11 to ensure point contact. As a result, the piece body 31 can be more reliably advanced and retracted relative to the groove bottom 11 b of the wing groove 11.
- the groove bottom 11 b of the blade groove 11 is formed in a circular arc shape in a cross section orthogonal to the circumferential direction of the turbine.
- the end face 37a of the advancing and retracting shaft 35 is caused to bulge toward the groove bottom 11b, it is possible to make the end face 37a more reliably in point contact with the groove bottom 11b.
- the wing fastening piece 30 has tapered surfaces 33 c, 33 c which are in contact with the opening walls 13, 13 of the wing groove 11 from the groove bottom 11 b side of the wing groove 11. Therefore, the blade fixing piece 30 can be well restrained in the turbine radial direction.
- the tapered surfaces 33 c, 33 c are shaped along the lower portions 13 b, 13 b of the opening walls 13, 13. Therefore, each portion of the tapered surfaces 33c, 33c can be uniformly pressed against the lower portions 13b, 13b. Thereby, each part of taper surface 33c, 33c receives a reaction force uniformly from lower part 13b, 13b. Therefore, the blade fastening piece 30 can be restrained in the turbine radial direction more reliably.
- the wing fastening piece 30 has the projecting walls 33 d and 33 d, and the notches 14 and 14 are formed in the opening wall portions 13 and 13 of the wing groove 11. Therefore, it is possible to avoid the occurrence of cracks in the groove bottom 11b of the wing groove 11 with a relatively simple configuration.
- FIG. 17 is a cross-sectional view of an essential part showing a schematic configuration of a wing fastening piece 30A according to a second embodiment of the present invention.
- the two projecting walls 33 d and 33 d are formed on the tapered surfaces 33 c and 33 c of the wing fastening piece 30.
- FIG. 17 is a cross-sectional view of an essential part showing a schematic configuration of a wing fastening piece 30A according to a second embodiment of the present invention.
- the two projecting walls 33 d and 33 d are formed on the tapered surfaces 33 c and 33 c of the wing fastening piece 30.
- the wing fastening piece 30A of the second embodiment omits the projecting walls 33d, 33d and screws one of the tapered surfaces 33c, 33c into one tapered surface 33c in the turbine axial direction.
- a member (convex portion) 33g is provided to be convex.
- the two notches 14 and 14 are formed in the opening wall portions 13 and 13 of the wing groove 11.
- the notch 14 is formed only in one opening wall 13 in the turbine axial direction.
- the same effects as those of the first embodiment described above can be obtained.
- design requirements such as the shape, size, location, and material of the wing fastening piece 30A.
- various design requirements can be satisfied by using the screw member 33g separate from the wing fastening piece 30A.
- the screw member 33g even when the screw member 33g is broken, the screw member 33g can be replaced without removing the wing fastening piece 30A from the wing groove 11. Therefore, the repair work can be performed promptly. Thereby, the operation of the compressor C can be quickly restored.
- the groove cross-sectional outline was demarcated with the opening wall parts 13 and 13 and the groove bottom 11b of arc shape cross-sectional view.
- the width dimension on the groove opening 11 a side of the wing groove 11 is set smaller than the width dimension on the groove bottom 11 b side of the wing groove 11, other groove cross-sectional contours may be used.
- the opening walls 13, 13 may have a rectangular shape in cross section, and the groove bottom 11b may have a planar shape.
- the projecting wall 33 d formed on the wing fastening piece 30 and the notches 14 formed in the opening wall portions 13 and 13 are fitted.
- the present invention is applied to the moving blade 5 of the compressor C.
- the present invention may be applied to the moving blades of the turbine T.
- this invention was provided to the gas turbine.
- the present invention may be applied to other rotating machines such as steam turbines.
Landscapes
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- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
このロータ構造は、軸線を中心にして回転する外周部(10A)に前記軸線の周方向に延びる翼溝(11)が形成され、翼溝(11)の溝開口(11a)側の幅寸法が翼溝(11)の溝底(11b)側の幅寸法よりも小さく設定された回転軸体(10)と、回転軸体(10)の外周部(10A)に前記周方向に配列され、それぞれ翼溝(11)に嵌合した翼根を有する複数の翼体と、を備えるロータ構造(RC)であって、翼溝(11)内において、少なくとも一組の前記周方向に隣り合う二つの翼体の間に位置するように翼留めピース(30)が設けられ、翼溝(11)の溝開口(11a)側の開口壁部(13,13)と翼留めピース(30)とのうち一方に凸部(33d,33d)が形成され、他方に凸部(33d,33d)と嵌合した凹部(14,14)が形成されている。
Description
本発明は、ロータ構造に関する本願は、2011年3月17日に、日本に出願された特願2011-059706号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
周知のように、圧縮機やタービンに代表される回転機械においては、回転軸体の外周に複数の動翼が周方向に配列されたロータが用いられている。
例えば、下記特許文献1においては、回転機械のロータ外周の円周方向に穿設された翼溝に多数の動翼を植え込む構造を採用している。そして、特許文献1において、隣接する二つの動翼の翼根の間に翼留めピースを嵌入している。そして、特許文献1では、翼留めピースの半径方向中央部に形成されたねじ穴にボルトを螺合させる。その一方で、翼溝の底面位置に丸穴を穿設し、ボルトの下端部を丸穴に嵌合させることで動翼の周方向の変位が拘束されている。
しかしながら、従来の技術においては、丸穴の内壁部が構造的不連続部になる。このため、この丸穴近傍に応力が集中して亀裂が発生する恐れがあるという問題があった。
本発明は、このような事情を考慮してなされたもので、翼溝の溝底に亀裂が発生することを防止することを課題とする。
上記目的を達成するために、本発明は以下の手段を採用している。
すなわち、本発明の第1の態様に係るロータ構造は、軸線を中心にして回転する外周部に前記軸線の周方向に延びる翼溝が形成され、前記翼溝の溝開口側の幅寸法が前記翼溝の溝底側の幅寸法よりも小さく設定された回転軸体と、前記回転軸体の外周部に前記周方向に配列され、それぞれ前記翼溝に嵌合した翼根を有する複数の翼体と、を備えるロータ構造であって、前記翼溝内において、少なくとも一組の前記周方向に隣り合う二つの翼体の間に位置するように翼留めピースが設けられ、前記翼溝の溝開口側の開口壁部と前記翼留めピースとのうち一方に凸部が形成され、他方に前記凸部と嵌合した凹部が形成されている。
本発明の第1の態様に係るロータ構造によれば、翼溝の開口壁部と翼留めピースとのうち一方に凸部が形成され、他方に凸部と嵌合する凹部が形成されている。よって、翼溝に対する翼体の周方向の相対変位が凸部と凹部との干渉によって拘束される。これにより、翼溝の溝底で応力集中が生じ難く、翼溝の溝底に亀裂が生じることを回避することができる。
従来のロータ構造では、回転軸体に対して翼体を組み付けた状態で翼溝の溝底に亀裂が生じると、通常の保守点検において発見が困難である。その結果、亀裂が過剰に進展したり、亀裂によって回転軸体が破損して回転軸体を組み込んだ装置の運転を停止する必要が生じる恐れがある。また、従来のロータ構造は、翼溝の溝底に生じた亀裂を発見しても、組み付けた翼体を取り外さなければ補修が困難であることから、保守性にも劣る。
しかしながら、上記のように本発明の第1の態様に係るロータ構造によれば、翼溝の溝底に亀裂が生じることがない。また、仮に翼溝の開口壁部に亀裂が生じたとしても、亀裂箇所が回転軸体の表面側に位置するので、亀裂を容易に発見することができる。よって、結果的に亀裂に起因する回転軸体の破損を抑止することができる。これにより、回転軸体を組み込んだ装置を安定的に継続して運転することができる。また、亀裂箇所は回転軸体の表面側に生じるので、比較的に容易に補修することができる。
すなわち、本発明の第1の態様に係るロータ構造は、軸線を中心にして回転する外周部に前記軸線の周方向に延びる翼溝が形成され、前記翼溝の溝開口側の幅寸法が前記翼溝の溝底側の幅寸法よりも小さく設定された回転軸体と、前記回転軸体の外周部に前記周方向に配列され、それぞれ前記翼溝に嵌合した翼根を有する複数の翼体と、を備えるロータ構造であって、前記翼溝内において、少なくとも一組の前記周方向に隣り合う二つの翼体の間に位置するように翼留めピースが設けられ、前記翼溝の溝開口側の開口壁部と前記翼留めピースとのうち一方に凸部が形成され、他方に前記凸部と嵌合した凹部が形成されている。
本発明の第1の態様に係るロータ構造によれば、翼溝の開口壁部と翼留めピースとのうち一方に凸部が形成され、他方に凸部と嵌合する凹部が形成されている。よって、翼溝に対する翼体の周方向の相対変位が凸部と凹部との干渉によって拘束される。これにより、翼溝の溝底で応力集中が生じ難く、翼溝の溝底に亀裂が生じることを回避することができる。
従来のロータ構造では、回転軸体に対して翼体を組み付けた状態で翼溝の溝底に亀裂が生じると、通常の保守点検において発見が困難である。その結果、亀裂が過剰に進展したり、亀裂によって回転軸体が破損して回転軸体を組み込んだ装置の運転を停止する必要が生じる恐れがある。また、従来のロータ構造は、翼溝の溝底に生じた亀裂を発見しても、組み付けた翼体を取り外さなければ補修が困難であることから、保守性にも劣る。
しかしながら、上記のように本発明の第1の態様に係るロータ構造によれば、翼溝の溝底に亀裂が生じることがない。また、仮に翼溝の開口壁部に亀裂が生じたとしても、亀裂箇所が回転軸体の表面側に位置するので、亀裂を容易に発見することができる。よって、結果的に亀裂に起因する回転軸体の破損を抑止することができる。これにより、回転軸体を組み込んだ装置を安定的に継続して運転することができる。また、亀裂箇所は回転軸体の表面側に生じるので、比較的に容易に補修することができる。
本発明の第2の態様に係るロータ構造では、前記翼留めピースは、前記凸部と前記凹部との嵌合を解消した状態で、前記翼溝を前記周方向にスライド可能である。
本発明の第2の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースが、凸部と凹部との嵌合を解消した状態で、翼溝を周方向にスライド可能である。よって、回転軸体に対して翼体及び翼留めピースを組み付ける際に、ピース本体を翼溝の溝底側でスライドさせて所望の位置に配置させることができる。
これにより、回転軸体に対して翼体及び翼留めピースを組み付ける作業の作業性を向上させることができる。
本発明の第2の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースが、凸部と凹部との嵌合を解消した状態で、翼溝を周方向にスライド可能である。よって、回転軸体に対して翼体及び翼留めピースを組み付ける際に、ピース本体を翼溝の溝底側でスライドさせて所望の位置に配置させることができる。
これにより、回転軸体に対して翼体及び翼留めピースを組み付ける作業の作業性を向上させることができる。
本発明の第3の態様に係るロータ構造では、前記凸部は、前記軸線の半径方向に突出しており、前記凹部は、前記半径方向に延びている。
本発明の第3の態様に係るロータ構造によれば、半径方向に突出した凸部と、半径方向に延びた凹部とが嵌合する。よって、翼留め部材を周方向に確実に拘束することができる。
本発明の第3の態様に係るロータ構造によれば、半径方向に突出した凸部と、半径方向に延びた凹部とが嵌合する。よって、翼留め部材を周方向に確実に拘束することができる。
本発明の第4の態様に係るロータ構造では、前記翼留めピースは、前記凸部又は前記凹部が形成されたピース本体を備え、ピース本体を前記翼溝の溝底に対して前記軸線の半径方向に進退させて、前記凸部と前記凹部とを嵌脱可能な変位機構を含む。
本発明の第4の態様に係るロータ構造によれば、可動機構が、凸部又は凹部が形成されたピース本体を翼溝の溝底に対して進退させて、凸部と凹部とを嵌脱可能に構成されている。よって、凸部と凹部とを容易かつ正確に嵌脱させることができる。これにより、回転軸体に対する翼体及び翼留めピースの組み付けの作業性を向上させることができる。
本発明の第4の態様に係るロータ構造によれば、可動機構が、凸部又は凹部が形成されたピース本体を翼溝の溝底に対して進退させて、凸部と凹部とを嵌脱可能に構成されている。よって、凸部と凹部とを容易かつ正確に嵌脱させることができる。これにより、回転軸体に対する翼体及び翼留めピースの組み付けの作業性を向上させることができる。
本発明の第5の態様に係るロータ構造では、前記変位機構は、前記ピース本体を前記半径方向に貫通すると共に少なくとも一部に雌ネジ部が形成された貫通孔と、少なくとも一部に前記雌ネジ部に螺合する雄ネジ部が形成されて前記翼溝の溝底に対して螺進可能な進退軸と、を有する。
本発明の第5の態様に係るロータ構造によれば、進退軸が翼溝の溝底に対して螺進可能である。したがって、比較的に簡素な構成で、正確かつ容易にピース本体を翼溝の溝底に対して進退させることができる。
本発明の第5の態様に係るロータ構造によれば、進退軸が翼溝の溝底に対して螺進可能である。したがって、比較的に簡素な構成で、正確かつ容易にピース本体を翼溝の溝底に対して進退させることができる。
本発明の第6の態様に係るロータ構造では、前記進退軸は、前記翼溝の溝底に対向する端面が前記翼溝の溝底に向けて膨出している。
本発明の第6の態様に係るロータ構造によれば、進退軸の端面が翼溝の溝底に向けて膨出しているので、進退軸の端面を翼溝の溝底に対して点接触させることが可能となる。これにより、進退軸の端面が翼溝の溝底に対して片当たりすることを防止して確実に点接触させる。その結果、ピース本体を翼溝の溝底に対して、より確実に進退させることができる。
本発明の第6の態様に係るロータ構造によれば、進退軸の端面が翼溝の溝底に向けて膨出しているので、進退軸の端面を翼溝の溝底に対して点接触させることが可能となる。これにより、進退軸の端面が翼溝の溝底に対して片当たりすることを防止して確実に点接触させる。その結果、ピース本体を翼溝の溝底に対して、より確実に進退させることができる。
本発明の第7の態様に係るロータ構造では、前記翼留めピースは、前記翼溝の開口壁部に対して前記翼溝の溝底側から当接している当接部を含む。
本発明の第7の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースが、翼溝の開口壁部に対して翼溝の溝底側から当接している当接部を含む。よって、翼留めピースを径方向に良好に拘束することができる。
本発明の第7の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースが、翼溝の開口壁部に対して翼溝の溝底側から当接している当接部を含む。よって、翼留めピースを径方向に良好に拘束することができる。
本発明の第8の態様に係るロータ構造では、前記翼留めピースは、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凸部として前記軸線の半径方向に向けて突出する突出壁を有し、前記翼溝の開口壁部は、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凹部として前記半径方向に延びている切欠きが形成されている。
本発明の第8の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースが突出壁を有し、翼溝の開口壁部に切欠きが形成される。よって、翼溝の溝底に亀裂が生じることを比較的簡素な構成で回避できる。
本発明の第8の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースが突出壁を有し、翼溝の開口壁部に切欠きが形成される。よって、翼溝の溝底に亀裂が生じることを比較的簡素な構成で回避できる。
本発明の第9の態様に係るロータ構造では、前記翼留めピースは、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凸部として前記軸線の半径方向に突出して向けて突出するネジ部材を有し、前記翼溝の開口壁部は、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凹部として前記半径方向に延びている切欠きが形成されている。
本発明の第9の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースがネジ部材を有し、翼溝の開口壁部に切欠きが形成される。よって、比較的簡素な構成で翼溝の溝底に亀裂が生じることを回避できる。また、種々の設計要求を満たすことができる。
本発明の第9の態様に係るロータ構造によれば、翼留めピースがネジ部材を有し、翼溝の開口壁部に切欠きが形成される。よって、比較的簡素な構成で翼溝の溝底に亀裂が生じることを回避できる。また、種々の設計要求を満たすことができる。
本発明に係るロータ構造によれば、翼溝の溝底に亀裂が発生することを防止することができる。
以下、図面を参照し、本発明の実施の形態について説明する。
〔第一実施形態〕
図1は、本発明の第一実施形態に係るガスタービンGTの概略構成を示す半断面図である。図1に示すように、ガスタービンGTは、圧縮機Cと、複数の燃焼器Bと、タービンTとを備える。圧縮機Cは、圧縮空気cを生成する。燃焼器Bは、圧縮機Cから供給される圧縮空気cに燃料を供給して燃焼ガスgを生成する。タービンTは、燃焼器Bから供給される燃焼ガスgにより回転動力を得る。
ガスタービンGTにおいては、圧縮機CのロータRCとタービンTのロータRTとは、それぞれの軸端で連結されてタービン軸(軸線)P上に延びている。
〔第一実施形態〕
図1は、本発明の第一実施形態に係るガスタービンGTの概略構成を示す半断面図である。図1に示すように、ガスタービンGTは、圧縮機Cと、複数の燃焼器Bと、タービンTとを備える。圧縮機Cは、圧縮空気cを生成する。燃焼器Bは、圧縮機Cから供給される圧縮空気cに燃料を供給して燃焼ガスgを生成する。タービンTは、燃焼器Bから供給される燃焼ガスgにより回転動力を得る。
ガスタービンGTにおいては、圧縮機CのロータRCとタービンTのロータRTとは、それぞれの軸端で連結されてタービン軸(軸線)P上に延びている。
なお、以下の説明においては、タービン軸Pの延在方向を「タービン軸方向」または「軸方向」という。タービン軸Pの周方向を「タービン周方向」または「周方向」という。タービン軸Pの半径方向を「タービン径方向」または「半径方向」という。
圧縮機Cは、静翼列2と動翼列3とを備えている。静翼列2と静翼列3は、圧縮機ケーシング1内において、タービン軸方向に交互に配設されている。これら静翼列2と動翼列3とは、対となって一段と数えられる。
各段の静翼列2は、それぞれ圧縮機ケーシング1側に固定した状態で設けられている。そして、各段の静翼列2は、圧縮機ケーシング1からロータRC側に向けて延出する複数の静翼4が、タービン周方向に環状に配列されて構成されている。
各段の動翼列3は、それぞれロータRC側に固定した状態で設けられている。そして、各段の動翼列3は、ロータRC側から圧縮機ケーシング1側に向けて延出する複数の動翼5が、タービン周方向に環状に配列されて構成されている。
図2は図1のI-I線断面図であり、図3は図2のII-II線矢視図であり、図4は図3のIII-III線断面図である。
図2に示すように、ロータRCは、回転軸体10と、それぞれ上述した動翼5を含む複数の動翼部材(翼体)20と、複数の翼留めピース30とを有している。
回転軸体10は、図1又は図2に示すように、ディスク状の部材がタービン軸方向に同軸上に重ねられることで全体として軸状に構成されている。図2及び図4に示すように、回転軸体10の外周部10Aには、翼溝11が形成されている。翼溝11には、動翼列3の配設箇所に応じて、それぞれ動翼部材20が充填されている。
図2に示すように、ロータRCは、回転軸体10と、それぞれ上述した動翼5を含む複数の動翼部材(翼体)20と、複数の翼留めピース30とを有している。
回転軸体10は、図1又は図2に示すように、ディスク状の部材がタービン軸方向に同軸上に重ねられることで全体として軸状に構成されている。図2及び図4に示すように、回転軸体10の外周部10Aには、翼溝11が形成されている。翼溝11には、動翼列3の配設箇所に応じて、それぞれ動翼部材20が充填されている。
図5及び図6は、回転軸体10の概略構成図である。図5が図3に対応する要部拡大平面図である。図6が図4に対応する要部拡大断面図である。
図5に示すように、各翼溝11は、タービン周方向に延びている。図示しないが、各翼溝11は、外周部10Aに全周にわたって形成されている。この翼溝11の溝幅方向(タービン軸方向)に相互に対向する両側壁12,12には、翼開口11a側に開口壁部13,13が形成されている。開口壁部13,13は、翼溝11の溝開口11a側からそれぞれ溝幅方向の内側に向けて張り出している。すなわち、図6に示すように、翼溝11の溝開口11a側の幅寸法D1が溝底11b側の幅寸法D2よりも小さく設定されている。
図5に示すように、各翼溝11は、タービン周方向に延びている。図示しないが、各翼溝11は、外周部10Aに全周にわたって形成されている。この翼溝11の溝幅方向(タービン軸方向)に相互に対向する両側壁12,12には、翼開口11a側に開口壁部13,13が形成されている。開口壁部13,13は、翼溝11の溝開口11a側からそれぞれ溝幅方向の内側に向けて張り出している。すなわち、図6に示すように、翼溝11の溝開口11a側の幅寸法D1が溝底11b側の幅寸法D2よりも小さく設定されている。
これら開口壁部13,13は、図6に示すように、それぞれ翼溝11の溝深さ方向(タービン径方向)に延び、対向する端面13a,13aを有する。この端面13a,13aは離間距離が、幅寸法D1となるように対向している。また、開口壁部13,13の下部13b,13bは、面取りされている。つまり、開口壁部13,13は、それぞれ溝開口11a側から溝底11b側に進むに従って溝幅方向外側に向かう斜面が形成されている。この斜面は、端面13a,13aと両側壁12,12の下部とに連続して形成されている。また、開口壁部13,13の上部13c,13cは、溝幅方向外側から内側に向けて徐々に、すなわち開口幅が狭くなるように円弧状に形成されている。
この開口壁部13,13は、それぞれタービン周方向に向けて全周に延びている(図2参照)。また、開口壁部13,13には、タービン周方向に間隔を空けた複数箇所に切欠き(凹部)14,14が形成されている。
この開口壁部13,13は、それぞれタービン周方向に向けて全周に延びている(図2参照)。また、開口壁部13,13には、タービン周方向に間隔を空けた複数箇所に切欠き(凹部)14,14が形成されている。
切欠き14,14は、図5及び図6に示すように、それぞれ、溝状に形成されていると共に翼溝11の溝深さ方向(タービン径方向)に延びている。切欠き14,14は、開口壁部13,13の下部13b,13bの下方と、開口壁部13,13の上部13c,13cの上方とを連通している。これら切欠き14,14は、図5に示すように、翼溝11の溝深さ方向に直交する断面輪郭が方形状形成されている。また、切欠き14,14は、溝幅方向における端面14a,14aが円弧状に形成されている。
これら切欠き14,14は、翼溝11の溝幅方向において互いに対向するように形成されている。
これら切欠き14,14は、翼溝11の溝幅方向において互いに対向するように形成されている。
なお、開口壁部13,13には、切欠き14,14の形成位置と異なる位置に、動翼部材20の翼根22を挿入するために大きく開口する翼挿入孔11cが形成されている。動翼部材20の翼根22については、図11及び図12を参照しながら後述する。
翼溝11の溝底11bは、図6に示すように、タービン周方向に直交する断面において、溝幅方向内方に向かうに連れて徐々に溝深さが深くなるように、円弧状に形成されている。
動翼部材20は、図2に示すように、上述した動翼5と、この動翼5の基端に続くプラットフォーム21と、このプラットフォーム21に続く翼根22とが、タービン径方向の外側から内側に向けて上記の順に形成されている。
動翼5は、図3に示すように、タービン径方向に直交する流線形状に形成されている。且つ、動翼5は、図3に示すように、タービン径方向の先端側が基端側に対してタービン径方向周りに捻られた形状を有する。
プラットフォーム21は、図3に示すように、タービン径方向に交差して延びて翼溝11を被覆している。また、プラットフォーム21の表面は動翼5の基端に続いている。このプラットフォーム21は、例えば板状に形成することができる。プラットフォーム21は、タービン径方向の外側から内側に見て平行四辺形状に形成することができる。
また、翼留めピース30を挟む二つの動翼部材20(20A,20B)においては、図3に示すように、タービン周方向において相互に突き合わされた双方のプラットフォーム21の端縁部21aにより、図4に示すように、タービン径方向に貫通したアクセス孔21bが画定される。
また、翼留めピース30を挟む二つの動翼部材20(20A,20B)においては、図3に示すように、タービン周方向において相互に突き合わされた双方のプラットフォーム21の端縁部21aにより、図4に示すように、タービン径方向に貫通したアクセス孔21bが画定される。
翼根22は、図2に示すように、プラットフォーム21の裏面に続いており、図示しないがタービン周方向に直交する断面においてタービン径方向内側に向かうに従ってタービン軸方向の寸法が大きくなる形状となっている。
この翼根22は、図6に示す翼溝11の溝底11b側に嵌合している。翼根22は、タービン軸方向における両側部の一部を開口壁部13,13の下部13b,13bに沿わしている。
この翼根22は、図6に示す翼溝11の溝底11b側に嵌合している。翼根22は、タービン軸方向における両側部の一部を開口壁部13,13の下部13b,13bに沿わしている。
図2に示すように、翼留めピース30は、翼溝11内において、一組のタービン周方向に隣り合う二つの動翼部材20(20A,20B)の間に配置されている。この翼留めピース30は、本実施形態においては、切欠き14,14のタービン周方向位置に対応して複数個(例えば八つ)配設されている。そして、翼留めピース30は、周方向に隣り合う二つの翼留めピース30の間に所定数の動翼部材20が位置する。なお、翼留めピース30が配設される間隔は均等でなくてもよい。
図7は翼留めピース30を正面視した場合の分解図である。図8は翼留めピース30の平面図である。図9は翼留めピース30を側面視した分解図である。
図7から図9に示すように、翼留めピース30は、ピース本体31と、進退軸35とを有する。
ピース本体31は、図7及び図9に示すように、翼留めピース30の部材軸線Q上に貫通孔31aが形成された部材である。このピース本体31は、段筒部32と、胴壁部33とを有する。段筒部32は、部材軸線Qが延びる部材軸線方向(タービン径方向)の一方側に形成される。胴壁部33は、部材軸線方向の他方側に形成される。
ピース本体31は、図7及び図9に示すように、翼留めピース30の部材軸線Q上に貫通孔31aが形成された部材である。このピース本体31は、段筒部32と、胴壁部33とを有する。段筒部32は、部材軸線Qが延びる部材軸線方向(タービン径方向)の一方側に形成される。胴壁部33は、部材軸線方向の他方側に形成される。
段筒部32は、首部32aと、肩部32bとを有している。首部32aは、部材軸線方向の一方側において定径に形成される。肩部32bは、首部32aに続いて形成され、部材軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って漸次拡径する部分が二段に設定された形状を有している。
胴壁部33は、図7及び図9に示すように、肩部32bに続いて形成されている。そして、胴壁部33は、図8に示す部材軸線方向に直交する断面における形状が、胴幅に対して胴厚が薄く設定された扁平六角形状である。この胴壁部33は、図7に示すように、肩部32bに続いて形成されたテーパ部33aと、テーパ部33aに続いて部材軸線方向の他方側に形成された底部33bとを有している。
テーパ部33aは、図7に示すように、部材軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って、図8に示すように扁平六角形状の断面積が胴幅を拡げるように漸次大きくなる。
底部33bは、図7に示すように、胴幅が概略一定の寸法で形成されている。また、底部33bは、底面の胴幅方向両端部33b1の角部がそれぞれ面取りされている。
テーパ部33aは、図7に示すように、部材軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って、図8に示すように扁平六角形状の断面積が胴幅を拡げるように漸次大きくなる。
底部33bは、図7に示すように、胴幅が概略一定の寸法で形成されている。また、底部33bは、底面の胴幅方向両端部33b1の角部がそれぞれ面取りされている。
胴壁部33のテーパ部33aの胴幅方向両側には、部材軸線方向の一方側から他方側に向かうに従って漸次広がるテーパ面33c,33cが延びている。
テーパ面33c,33cは、図10に示すように、開口壁部13,13の下部13b,13bの曲率と同様の曲率で形成されている。これらテーパ面33c,33cには、それぞれ胴厚方向中央において、部材軸線方向及び胴幅方向に突出した突出壁(凸部)33d,33dが形成されている。
テーパ面33c,33cは、図10に示すように、開口壁部13,13の下部13b,13bの曲率と同様の曲率で形成されている。これらテーパ面33c,33cには、それぞれ胴厚方向中央において、部材軸線方向及び胴幅方向に突出した突出壁(凸部)33d,33dが形成されている。
突出壁33d,33dは、それぞれ、底面が直角二等辺三角形となった三角柱状に形成されており、底面の垂線方向を胴厚方向に向けている。これら突出壁33d,33dは、それぞれ、略同じ大きさに形成された二つの方形面33d1,33d2のうち一方の方形面33d1を部材軸線方向に交差させる。そして、他方の方形面33d2をピース本体31の胴幅方向に交差させている。また、方形面33d2の角縁部は面取りされている。
上述した貫通孔31aは、胴壁部33において一定の径に形成されている。また、貫通孔31aは、段筒部32において二段に縮径されて形成されている。胴壁部33の定径に形成された部位には雌ネジ部31bが形成されている。
進退軸35は、シャフト部36と、雄ネジ部37とを有する。シャフト部36は、部材軸線方向の一方側において相対的に小径に形成される。雄ネジ部37は、部材軸線方向の他方側において相対的に大径に形成されており、その外周面にネジが形成されている。
シャフト部36の、部材軸線方向の一方側の端面36aには、マイナスドライバ等の工具が係合可能な係合溝36bが形成されている。
雄ネジ部37の、部材軸線方向の他方側の端面37aは、部材軸線方向の他方側に向けて膨出している。
シャフト部36の、部材軸線方向の一方側の端面36aには、マイナスドライバ等の工具が係合可能な係合溝36bが形成されている。
雄ネジ部37の、部材軸線方向の他方側の端面37aは、部材軸線方向の他方側に向けて膨出している。
この進退軸35は、雄ネジ部37をピース本体31の雌ネジ部31bに螺合させている。そして、進退軸35は、ピース本体31に対して部材軸線方向に螺進可能に構成されている。また、進退軸35を部材軸線方向の他方側に螺進させた場合には、シャフト部36が段筒部32の貫通孔31aの開口側に嵌合する。
このように、進退軸35の雌ネジ部31bが、ピース本体31の雌ネジ部31bに螺合することで、ピース本体31を翼溝11の溝底11bに対してタービン径方向に進退可能な可動機構39が構成されている。
このように、進退軸35の雌ネジ部31bが、ピース本体31の雌ネジ部31bに螺合することで、ピース本体31を翼溝11の溝底11bに対してタービン径方向に進退可能な可動機構39が構成されている。
図10は翼留めピース30の使用状態を示す斜視図である。なお、図10においては動翼部材20の図示を省略している。
この翼留めピース30は、図10に示すように、各切欠き14,14が形成された箇所において、翼留めピース30の部材軸線Qをタービン径方向(翼深さ方向)に向け、かつ、胴幅方向をタービン軸方向(溝幅方向)に向けている。そして、翼留めピース30は、ピース本体31の突出壁33d,33dを切欠き14,14に嵌合させることで、翼溝11に対するタービン周方向の変位が拘束されている。
また、翼留めピース30は、進退軸35の端面37aを翼溝11の溝底11bに点接触させる。そして、翼留めピース30は、進退軸35が翼溝11の溝底11bから受ける反力と、テーパ面33c,33cが開口壁部13,13の下部13b,13bから受ける反力とを受けることで、タービン径方向に拘束されている。
この翼留めピース30は、図10に示すように、各切欠き14,14が形成された箇所において、翼留めピース30の部材軸線Qをタービン径方向(翼深さ方向)に向け、かつ、胴幅方向をタービン軸方向(溝幅方向)に向けている。そして、翼留めピース30は、ピース本体31の突出壁33d,33dを切欠き14,14に嵌合させることで、翼溝11に対するタービン周方向の変位が拘束されている。
また、翼留めピース30は、進退軸35の端面37aを翼溝11の溝底11bに点接触させる。そして、翼留めピース30は、進退軸35が翼溝11の溝底11bから受ける反力と、テーパ面33c,33cが開口壁部13,13の下部13b,13bから受ける反力とを受けることで、タービン径方向に拘束されている。
次に、ロータRCの組立の部分工程について、主に、図11から図16に基づいて説明する。なお、図11から図16においては、動翼部材20の図示をプラットフォーム21の輪郭を破線で示すことによって省略している。
まず、図11及び図12に示す翼溝11の翼挿入孔11cに、図2に示す動翼部材20の翼根22を挿入する。そして、動翼部材20をタービン周方向にスライドさせて翼根22を翼溝11の下方に嵌合させる。そして、翼根22を翼溝11の下方に嵌合させた状態で、動翼部材20をタービン周方向にスライドさせる。この作業を動翼部材20毎に繰り返して、翼溝11に所定数の動翼部材20を充填する。ここで、所定数の動翼部材20のうち最後に充填する動翼部材20は、上述した動翼部材20A,20Bの片方にする(例えば動翼部材20B)。
図11及び図12に示すように、所定数の動翼部材20を翼溝11に充填し終えたら、翼留めピース30を翼溝11の翼挿入孔11cに挿入する。
図11及び図12に示すように、所定数の動翼部材20を翼溝11に充填し終えたら、翼留めピース30を翼溝11の翼挿入孔11cに挿入する。
図12に示すように、翼溝11に挿入した時の翼留めピース30は、進退軸35の端面36aが、段筒部32よりもタービン径方向の外側に位置している。加えて、この翼留めピース30は、ピース本体31からの進退軸35の突出量が小さくなっている。より詳細には、少なくとも翼溝11の溝底11bに進退軸35の端面37aを点接触させ、この状態で、ピース本体31の両側の突出壁33d,33dと、開口壁部13,13の下部13b,13bとの間に間隙が形成されるように、進退軸35の突出量が設定されている。
このような状態で、翼留めピース30をタービン周方向にスライドさせる。
このような状態で、翼留めピース30をタービン周方向にスライドさせる。
翼留めピース30をスライドさせた後に、図11,図12に示す翼溝11の翼挿入孔11cに動翼部材20A,20Bの他方を充填する(例えば動翼部材20B)。このようにすることで、動翼部材20A,20Bの、タービン周方向において相互に突き合わされた双方の端縁部21aにアクセス孔21bが画定される。加えて、図13に示すように、進退軸35の端面36aがアクセス孔21bから露出する。
次に、図13及び図14に示すように、翼溝11に挿入された翼留めピース30を動翼部材20と共に、翼溝11内においてタービン周方向にスライドさせる。この際、胴壁部33の突出壁33dの方形面33d1の角縁部と、ピース本体31の底部33bの両端部33b1とが面取りされており、シャフト部36の端面37aが膨出しているので、翼溝11の内表面に対して円滑に摺動する。
翼留めピース30が切欠き14,14に到達したら、図15に示すように、タービン径方向において、切欠き14,14に対して翼留めピース30の突出壁33d,33dが重なるように配置される。
そして、図16に示すように、シャフト部36の端面36aに工具Kを係合させて進退軸35を回動させる。これにより、ピース本体31に対して進退軸35がタービン径方向の内側に向けて螺進する。翼溝11の溝底11bに対して進退軸35の端面37aが点接触すると、ピース本体31が溝底11bに対して離間するようにタービン径方向の外側に相対変位する。
さらに、ピース本体31の溝底11bに対する相対変位量を増加させると、切欠き14,14に突出壁33d,33dが嵌合し、開口壁部13,13の下部13b,13bにテーパ面33c,33cが接触する。
加えて、進退軸35を回動させることで、ピース本体31と進退軸35との相対変位が拘束される。このとき、進退軸35が翼溝11の溝底11bから反力を受けると共に、テーパ面33c,33cが開口壁部13,13の下部13b,13bから反力を受ける。
そして、図16に示すように、シャフト部36の端面36aに工具Kを係合させて進退軸35を回動させる。これにより、ピース本体31に対して進退軸35がタービン径方向の内側に向けて螺進する。翼溝11の溝底11bに対して進退軸35の端面37aが点接触すると、ピース本体31が溝底11bに対して離間するようにタービン径方向の外側に相対変位する。
さらに、ピース本体31の溝底11bに対する相対変位量を増加させると、切欠き14,14に突出壁33d,33dが嵌合し、開口壁部13,13の下部13b,13bにテーパ面33c,33cが接触する。
加えて、進退軸35を回動させることで、ピース本体31と進退軸35との相対変位が拘束される。このとき、進退軸35が翼溝11の溝底11bから反力を受けると共に、テーパ面33c,33cが開口壁部13,13の下部13b,13bから反力を受ける。
このようにして翼留めピース30は、翼溝11に対する変位が拘束される。
すなわち、翼留めピース30の突出壁33d,33dが開口壁部13,13の切欠き14,14に干渉することで、翼留めピース30がタービン周方向に拘束される。そして、進退軸35が翼溝11の溝底11bから反力を受けると共に、テーパ面33c,33cが開口壁部13,13の下部13b,13bから反力を受ける。この結果、翼留めピース30がタービン径方向に固定される。
なお、翼溝11に全ての動翼部材20を充填したら、図11,図12に示す翼溝11の翼挿入孔11cに、半ピッチずつずらした二つの動翼部材20を位置させる。さらに、これら二つの動翼部材20にスペーサ部材を挿入することで翼溝11の翼挿入孔11cを閉塞する。
すなわち、翼留めピース30の突出壁33d,33dが開口壁部13,13の切欠き14,14に干渉することで、翼留めピース30がタービン周方向に拘束される。そして、進退軸35が翼溝11の溝底11bから反力を受けると共に、テーパ面33c,33cが開口壁部13,13の下部13b,13bから反力を受ける。この結果、翼留めピース30がタービン径方向に固定される。
なお、翼溝11に全ての動翼部材20を充填したら、図11,図12に示す翼溝11の翼挿入孔11cに、半ピッチずつずらした二つの動翼部材20を位置させる。さらに、これら二つの動翼部材20にスペーサ部材を挿入することで翼溝11の翼挿入孔11cを閉塞する。
このように形成されたロータRCにおいては、動翼部材20のタービン周方向の変位が、翼留めピース30によって拘束される。すなわち、翼留めピース30の突出壁33d,33dが開口壁部13,13の切欠き14,14に干渉することで、動翼部材20のタービン周方向の変位が拘束される。
ここで、例えばガスタービンGTの起動時においては、回転軸体10の外周部10Aが高温の作動流体(圧縮空気)に晒されて、回転軸体10の内部における外側と内側とで温度差が生じる。この際、回転軸体10の外側と内側との熱伸び差によって熱応力が生じる。しかし、翼溝11の溝底11bに構造的不連続部が形成されていないことから、溝底に応力集中が生じ難い。そのため、例えばガスタービンGTの起動を繰り返したとしても、翼溝11の溝底11bに亀裂が生じ難い。
そして、切欠き14,14が回転軸体10の表面側に位置していることにより、溝底11bに比べて昇温し易い。また、回転軸体10の表面側においては、温度差が生じ難く、比較的に熱応力が小さくなる。このため、切欠き14,14に応力が集中したとしても、その時間は極短く、応力の大きさは比較的小さくなる。従って、構造的不連続部の切欠き14,14においても亀裂が生じ難い。
仮に、切欠き14,14に亀裂が生じたとしても、切欠き14,14から回転軸体10の外周部10Aの表面に向けて亀裂が進展することとなる。
そして、切欠き14,14が回転軸体10の表面側に位置していることにより、溝底11bに比べて昇温し易い。また、回転軸体10の表面側においては、温度差が生じ難く、比較的に熱応力が小さくなる。このため、切欠き14,14に応力が集中したとしても、その時間は極短く、応力の大きさは比較的小さくなる。従って、構造的不連続部の切欠き14,14においても亀裂が生じ難い。
仮に、切欠き14,14に亀裂が生じたとしても、切欠き14,14から回転軸体10の外周部10Aの表面に向けて亀裂が進展することとなる。
以上説明したように本実施形態によれば、翼留めピース30に突出壁33d,33dが形成され、翼溝11の開口壁部13,13に、突出壁33d,33dと嵌合する切欠き14,14が形成されている。よって、翼溝11に対する動翼部材20のタービン周方向の相対変位を突出壁33d,33dと切欠き14,14との干渉によって拘束する。この結果、翼溝11の溝底11bで応力集中が生じ難いので、翼溝11の溝底11bに亀裂が生じることを回避することができる。
従来のロータ構造の場合、回転軸体10に対して動翼部材20を組み付けた状態で翼溝11の溝底11bに亀裂が生じると、通常の保守点検における発見が困難である。そのため、亀裂が進展し過ぎたり、亀裂によって回転軸体10が破損して回転軸体10を組み込んだ圧縮機Cの運転を停止したりしなければならなくなる恐れがある。また、従来のロータ構造において、翼溝11の溝底11bに生じた亀裂を発見したとしても、組み付けた動翼部材20を取り外さなければ補修が困難であることから、保守性にも劣る。
しかしながら、本実施形態によれば、翼溝11の溝底11bに亀裂が生じることがなく、仮に翼溝11の開口壁部13,13に亀裂が生じたとしても、亀裂箇所が回転軸体10の外周部10Aの表面側に位置することになる。よって、亀裂を容易に発見することができ、結果的に亀裂によって回転軸体10が破損することを抑止することができる。これにより、回転軸体10を組み込んだ圧縮機Cの運転を安定的に継続して行うことができる。また、亀裂箇所が回転軸体10の外周部10Aの表面側に位置することになるので、補修作業も比較的容易にすることができる。
また、本実施形態によれば、翼留めピース30が、突出壁33d,33dと切欠き14,14との嵌合を解消した状態で、翼溝11をタービン周方向にスライド可能である。よって、回転軸体10に対して動翼部材20及び翼留めピース30を組み付ける際に、翼留めピース30を翼溝11の溝底11b側でスライドさせて所望の位置に配置させることができる。これにより、回転軸体10に対する動翼部材20及び翼留めピース30の組み付ける工程作業性を向上させることができる。
また、本実施形態によれば、テーパ面33c,33cからタービン径方向及びタービン軸方向に突出した突出壁33d,33dと、タービン径方向に延びた切欠き14,14とが嵌合する。よって、突出壁33d,33dと切欠き14,14とが嵌合した状態において翼留めピース30をタービン周方向に確実に拘束することができる。
また、本実施形態によれば、可動機構39が、突出壁33d,33dが形成されたピース本体31を翼溝11の溝底11bに対して進退させて、突出壁33d,33dと切欠き14,14とが嵌脱可能な構成である。よって、突出壁33d,33dと切欠き14,14とを容易に嵌脱させることができる。これにより、回転軸体10に対する動翼部材20及び翼留めピース30の組み付けの作業性を向上させることができる。
また、本実施形態によれば、進退軸35が翼溝11の溝底11bに対して螺進可能な構成である。よって、比較的簡素な構成で、正確かつ容易にピース本体31を翼溝11の溝底11bに対して進退させることができる。
また、本実施形態によれば、係合溝36bが形成された端面36aがアクセス孔21bから外部に露出している。よって、マイナスドライバ等の工具Kを容易に係合させることができ、且つ進退軸35をより容易に回動させることができる。これにより、進退軸35を極めて容易に変位させることできる。
また、本実施形態によれば、係合溝36bが形成された端面36aがアクセス孔21bから外部に露出している。よって、マイナスドライバ等の工具Kを容易に係合させることができ、且つ進退軸35をより容易に回動させることができる。これにより、進退軸35を極めて容易に変位させることできる。
また、本実施形態によれば、進退軸35の端面37aが翼溝11の溝底11bに向けて膨出している。よって、雄ネジ部37が形成された進退軸35の端面37aを、翼溝11の溝底11bに対して点接触させることが可能となる。
これにより、雄ネジ部37が形成された進退軸35の端面37aが翼溝11の溝底11bに対して片当たりすることを防止して確実に点接触させる。その結果、ピース本体31を翼溝11の溝底11bに対して、より確実に進退させることができる。
さらに、本実施形態においては、特に翼溝11の溝底11bがタービン周方向に直交する断面において円弧状に窪んで形成されている。が、進退軸35の端面37aを溝底11bに向けて膨出させることによって、端面37aを溝底11bに対してより確実に点接触させることが可能である。
これにより、雄ネジ部37が形成された進退軸35の端面37aが翼溝11の溝底11bに対して片当たりすることを防止して確実に点接触させる。その結果、ピース本体31を翼溝11の溝底11bに対して、より確実に進退させることができる。
さらに、本実施形態においては、特に翼溝11の溝底11bがタービン周方向に直交する断面において円弧状に窪んで形成されている。が、進退軸35の端面37aを溝底11bに向けて膨出させることによって、端面37aを溝底11bに対してより確実に点接触させることが可能である。
また、本実施形態によれば、翼留めピース30が、翼溝11の開口壁部13,13に対して翼溝11の溝底11b側から当接しているテーパ面33c,33cを有する。よって、翼留めピース30をタービン径方向に良好に拘束することができる。
さらに、本実施形態によれば、テーパ面33c,33cが、開口壁部13,13の下部13b,13bに沿った形状となっている。よって、下部13b,13bに対してテーパ面33c,33cの各部位を均一的に押し付けることができる。これにより、テーパ面33c,33cの各部位が下部13b,13bから均一に反力を受ける。したがって、より確実に、翼留めピース30をタービン径方向に拘束することができる。
さらに、本実施形態によれば、テーパ面33c,33cが、開口壁部13,13の下部13b,13bに沿った形状となっている。よって、下部13b,13bに対してテーパ面33c,33cの各部位を均一的に押し付けることができる。これにより、テーパ面33c,33cの各部位が下部13b,13bから均一に反力を受ける。したがって、より確実に、翼留めピース30をタービン径方向に拘束することができる。
また、本実施形態によれば、翼留めピース30が突出壁33d,33dを有し、翼溝11の開口壁部13,13に切欠き14,14が形成されている。よって、比較的に簡素な構成で翼溝11の溝底11bに亀裂が生じることを回避することができる。
〔第二実施形態〕
以下、本発明の第二実施形態について図を用いて説明する。なお、以下の説明及びその説明に用いる図面において、既に説明を終えた構成要素と同様の構成要素については、同一の符号を付して、重複した説明を省略する。
図17は、本発明の第二実施形態に係る翼留めピース30Aの概略構成を示す要部断面図である。
上述した第一実施形態においては翼留めピース30のテーパ面33c,33cに二つの突出壁33d,33dが形成されている。これに対して、図17に示すように、第二実施形態の翼留めピース30Aは突出壁33d,33dを省略すると共に、テーパ面33c,33cのうちタービン軸方向の一方のテーパ面33cにネジ部材(凸部)33gを凸設している。
以下、本発明の第二実施形態について図を用いて説明する。なお、以下の説明及びその説明に用いる図面において、既に説明を終えた構成要素と同様の構成要素については、同一の符号を付して、重複した説明を省略する。
図17は、本発明の第二実施形態に係る翼留めピース30Aの概略構成を示す要部断面図である。
上述した第一実施形態においては翼留めピース30のテーパ面33c,33cに二つの突出壁33d,33dが形成されている。これに対して、図17に示すように、第二実施形態の翼留めピース30Aは突出壁33d,33dを省略すると共に、テーパ面33c,33cのうちタービン軸方向の一方のテーパ面33cにネジ部材(凸部)33gを凸設している。
また、上述した第一実施形態においては翼溝11の開口壁部13,13に二つの切欠き14,14が形成されている。これに対して、第二実施形態の開口壁部13,13はタービン軸方向の一方の開口壁部13にのみ切欠き14が形成されている。
本実施形態の構成においても、上述した第一実施形態と同様の効果を得ることができる。この他、例えば、翼留めピース30Aの形状、大きさ、配置箇所、材質等の設計要求により、第一実施形態の突出壁33dの強度の確保や、突出壁33d,33dの形成が困難である場合においても、本実施形態の構成により、翼留めピース30Aと別体のネジ部材33gを用いることで、種々の設計要求を満たすことができる。
また、本実施形態によれば、ネジ部材33gが破損した場合であっても、翼溝11から翼留めピース30Aを取り外さずにネジ部材33gを交換可能である。よって、修理作業を迅速に行うことができる。これにより、圧縮機Cの運転を速やかに復旧することができる。
なお、上述した実施の形態において示した動作手順、あるいは各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
例えば、開口壁部13の切欠き14と、翼留めピース30(30A)の突出壁33d(ネジ部材33g)とは互いに嵌合し合って翼溝11に対する翼留めピース30の相対移動を拘束できればよい。したがって、上述した形状以外の他の形状を採用することができる。
例えば、開口壁部13の切欠き14と、翼留めピース30(30A)の突出壁33d(ネジ部材33g)とは互いに嵌合し合って翼溝11に対する翼留めピース30の相対移動を拘束できればよい。したがって、上述した形状以外の他の形状を採用することができる。
また、上述した実施形態においては、開口壁部13,13と断面視円弧状の溝底11bとで溝断面輪郭を画定した。しかし、翼溝11の溝開口11a側の幅寸法が翼溝11の溝底11b側の幅寸法よりも小さく設定されていれば、他の溝断面輪郭でも構わない。例えば、開口壁部13,13は、断面視矩形状であってもよいし、溝底11bは平面状に形成してもよい。
また、上述した実施形態においては、翼留めピース30に形成した突出壁33dと、開口壁部13,13に形成した切欠き14,14とを嵌合させた。しかし、翼留めピース30に凹部を形成すると共に、開口壁部13,13に凸部を形成して双方を嵌合させてもよい。
また、上述した実施の形態においては、圧縮機Cの動翼5について本発明を適用した。しかし、タービンTの動翼について本発明を適用してもよい。また、上述した実施形態においては、ガスタービンに本発明を提供した。しかし、蒸気タービン等の他の回転機械に本発明を適用してもよい。
本発明によれば、翼溝の溝底に亀裂が発生することを防止することができる。
10 回転軸体
10A 外周部
11 翼溝
11a 溝開口
11b 溝底
13 開口壁部
14 切欠き(凹部)
20,20A,20B 動翼部材(翼体)
22 翼根
30 翼留めピース
31 ピース本体
31a 貫通孔
31b 雌ネジ部
33c テーパ面
33d 突出壁(凸部)
33g ネジ部材(凸部)
35 進退軸
37 雄ネジ部
37a 端面
39 可動機構
P タービン軸(軸線)
RC ロータ
10A 外周部
11 翼溝
11a 溝開口
11b 溝底
13 開口壁部
14 切欠き(凹部)
20,20A,20B 動翼部材(翼体)
22 翼根
30 翼留めピース
31 ピース本体
31a 貫通孔
31b 雌ネジ部
33c テーパ面
33d 突出壁(凸部)
33g ネジ部材(凸部)
35 進退軸
37 雄ネジ部
37a 端面
39 可動機構
P タービン軸(軸線)
RC ロータ
Claims (9)
- 軸線を中心にして回転する外周部に前記軸線の周方向に延びる翼溝が形成され、前記翼溝の溝開口側の幅寸法が前記翼溝の溝底側の幅寸法よりも小さく設定された回転軸体と、
前記回転軸体の外周部に前記周方向に配列され、それぞれ前記翼溝に嵌合した翼根を有する複数の翼体と、を備えるロータ構造であって、
前記翼溝内において、少なくとも一組の前記周方向に隣り合う二つの翼体の間に位置するように翼留めピースが設けられ、
前記翼溝の溝開口側の開口壁部と前記翼留めピースとのうち一方に凸部が形成され、他方に前記凸部と嵌合した凹部が形成されているロータ構造。 - 前記翼留めピースは、前記凸部と前記凹部との嵌合を解消した状態で、前記翼溝を前記周方向にスライド可能である請求項1に記載のロータ構造。
- 前記凸部は、前記軸線の半径方向に突出しており、
前記凹部は、前記半径方向に延びている請求項1に記載のロータ構造。 - 前記翼留めピースは、前記凸部又は前記凹部が形成されたピース本体を備え、
前記ピース本体を前記翼溝の溝底に対して前記軸線の半径方向に進退させて、前記凸部と前記凹部とを嵌脱可能な変位機構を含む請求項1から3のうちいずれか一項に記載のロータ構造。 - 前記変位機構は、前記ピース本体を前記半径方向に貫通し、且つ少なくとも一部に雌ネジ部が形成された貫通孔と、
少なくとも一部に前記雌ネジ部に螺合する雄ネジ部が形成されて前記翼溝の溝底に対して螺進可能な進退軸と、を有する請求項4に記載のロータ構造。 - 前記進退軸は、前記翼溝の溝底に対向する端面が前記翼溝の溝底に向けて膨出している請求項5に記載のロータ構造。
- 前記翼留めピースは、前記翼溝の開口壁部に対して前記翼溝の溝底側から当接している当接部を含む請求項1から6に記載のロータ構造。
- 前記翼留めピースは、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凸部として前記軸線の半径方向に向けて突出する突出壁を有し、
前記翼溝の開口壁部は、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凹部として前記半径方向に延びている切欠きが形成されている請求項1から7に記載のロータ構造。 - 前記翼留めピースは、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凸部として前記軸線の半径方向に突出して向けて突出するネジ部材を有し、
前記翼溝の開口壁部は、前記翼溝の幅方向の少なくとも一方に、前記凹部として前記半径方向に延びる切欠きが形成されている請求項1から8に記載のロータ構造。
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KR102095033B1 (ko) * | 2017-05-30 | 2020-03-30 | 두산중공업 주식회사 | 베인 링 조립체 및 이를 포함하는 압축기, 가스터빈 |
DE102017214500A1 (de) * | 2017-08-21 | 2019-02-21 | MTU Aero Engines AG | Abstützung einer Schaufel einer Turbomaschine |
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CN113803274B (zh) * | 2021-11-19 | 2022-03-04 | 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 | 轴流压气机及涡扇发动机 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3216700A (en) * | 1963-10-24 | 1965-11-09 | Gen Electric | Rotor blade locking means |
GB2156908A (en) * | 1984-03-30 | 1985-10-16 | Rolls Royce | Bladed rotor assembly for gas turbine engine |
JPH0325801U (ja) | 1989-07-21 | 1991-03-18 | ||
US5522706A (en) * | 1994-10-06 | 1996-06-04 | General Electric Company | Laser shock peened disks with loading and locking slots for turbomachinery |
JP2002021504A (ja) * | 2000-06-15 | 2002-01-23 | Snecma Moteurs | ディスク上のハンマ付け根型羽根のブロック装置 |
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Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
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Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3216700A (en) * | 1963-10-24 | 1965-11-09 | Gen Electric | Rotor blade locking means |
GB2156908A (en) * | 1984-03-30 | 1985-10-16 | Rolls Royce | Bladed rotor assembly for gas turbine engine |
JPH0325801U (ja) | 1989-07-21 | 1991-03-18 | ||
US5522706A (en) * | 1994-10-06 | 1996-06-04 | General Electric Company | Laser shock peened disks with loading and locking slots for turbomachinery |
JP2002021504A (ja) * | 2000-06-15 | 2002-01-23 | Snecma Moteurs | ディスク上のハンマ付け根型羽根のブロック装置 |
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