JPH04219403A - タービン翼 - Google Patents
タービン翼Info
- Publication number
- JPH04219403A JPH04219403A JP3054060A JP5406091A JPH04219403A JP H04219403 A JPH04219403 A JP H04219403A JP 3054060 A JP3054060 A JP 3054060A JP 5406091 A JP5406091 A JP 5406091A JP H04219403 A JPH04219403 A JP H04219403A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine blade
- airfoil
- axis
- root
- radius
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/4932—Turbomachine making
- Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
本発明は一般に蒸気タービンの翼に関し、より詳細には
所与の列中の翼を取り付けやすくする新設計のタービン
翼に関する。
所与の列中の翼を取り付けやすくする新設計のタービン
翼に関する。
【０００１】蒸気タービンで用いられる翼の設計に当た
り、多くのパラメータを綿密に検討する必要がある。新
蒸気タービンに用いる翼を設計する場合、プロフィール
開発者には、運転状態における或る特定の流れの場に関
する情報が与えられる。流れの場の考察により、とりわ
け、翼列（列の隣り合うロータ回転翼間を通過する蒸気
についての翼列）に関する流入角及び流出角、ゲージン
グ（ｇａｕｇｉｎｇ）及び速度比が定まる。「ゲージン
グ」は、ピッチに対するのど部（スロート）の割合、「
のど部」は、一本の回転翼の後縁とその隣接の翼の負圧
面との間の直線距離、「ピッチ」は隣り合う回転翼の後
縁間の距離を表す。これらパラメータは当業者には周知
の用語であり、新規な回転翼または静翼の設計において
重要な役割を果たす。
り、多くのパラメータを綿密に検討する必要がある。新
蒸気タービンに用いる翼を設計する場合、プロフィール
開発者には、運転状態における或る特定の流れの場に関
する情報が与えられる。流れの場の考察により、とりわ
け、翼列（列の隣り合うロータ回転翼間を通過する蒸気
についての翼列）に関する流入角及び流出角、ゲージン
グ（ｇａｕｇｉｎｇ）及び速度比が定まる。「ゲージン
グ」は、ピッチに対するのど部（スロート）の割合、「
のど部」は、一本の回転翼の後縁とその隣接の翼の負圧
面との間の直線距離、「ピッチ」は隣り合う回転翼の後
縁間の距離を表す。これらパラメータは当業者には周知
の用語であり、新規な回転翼または静翼の設計において
重要な役割を果たす。
【０００２】翼プロフィール設計者はタービン効率を改
善又は増大させる設計上の特徴を何時も探究している。 低圧タービンの効率低下の一つの大きな原因は、翼列の
性能にある。曲率半径が急激に変化すると、翼表面に沿
う境界層の厚さが増大することになる。翼ののど部の下
流側の圧力勾配が逆になっている領域では、流れは翼表
面から剥離する傾向がある。
善又は増大させる設計上の特徴を何時も探究している。 低圧タービンの効率低下の一つの大きな原因は、翼列の
性能にある。曲率半径が急激に変化すると、翼表面に沿
う境界層の厚さが増大することになる。翼ののど部の下
流側の圧力勾配が逆になっている領域では、流れは翼表
面から剥離する傾向がある。
【０００３】タービンの効率にとり翼の幾何学的形状の
如何は重大であるけれども、綿密に計算した翼の形態は
、タービンへの組立て中、特に最後の翼を列内に配置す
る場合に、変更を加える場合がある。通常、隣接の翼フ
ォイルまたはプラットホームの間には締め代が生じる。 また、この締め代を勘案して、列の最後の翼を切断して
列中に適合させる場合が多い。これにより、最終の翼及
び最初に配置された翼によって形成されるのど部の開き
は列中の残りの翼の場合と比較して、相違を生じてしま
う。のど部の開きが大きくなると、最後の翼の翼間流路
中の流れが、十分に案内される通路を持たなくなってそ
の凸面から剥離しやすくなる。
如何は重大であるけれども、綿密に計算した翼の形態は
、タービンへの組立て中、特に最後の翼を列内に配置す
る場合に、変更を加える場合がある。通常、隣接の翼フ
ォイルまたはプラットホームの間には締め代が生じる。 また、この締め代を勘案して、列の最後の翼を切断して
列中に適合させる場合が多い。これにより、最終の翼及
び最初に配置された翼によって形成されるのど部の開き
は列中の残りの翼の場合と比較して、相違を生じてしま
う。のど部の開きが大きくなると、最後の翼の翼間流路
中の流れが、十分に案内される通路を持たなくなってそ
の凸面から剥離しやすくなる。
【０００４】列に適合するような最後の翼の切断に関し
て生じる別な問題は、翼の質量及び幾何学的形状の変化
により、翼の固有狂信振動数が、運転速度の倍振動の間
に確実に入るよう同調された他の翼のものとは異なって
しまうことである。変更を加えた翼の固有振動数は運転
速度の倍振動に非常に近いと、これにより翼の機械的健
全性に悪影響が生じることになる。
て生じる別な問題は、翼の質量及び幾何学的形状の変化
により、翼の固有狂信振動数が、運転速度の倍振動の間
に確実に入るよう同調された他の翼のものとは異なって
しまうことである。変更を加えた翼の固有振動数は運転
速度の倍振動に非常に近いと、これにより翼の機械的健
全性に悪影響が生じることになる。
【０００５】本発明の主目的は、翼の凸面に沿う境界層
の厚さが小さいままであり、かくして翼の性能を高める
と共に、ロータ回転翼の組み立ての際に最後の翼を列に
適合させるよう機械加工する必要がない低圧タービン用
自立形翼を提供することにある。
の厚さが小さいままであり、かくして翼の性能を高める
と共に、ロータ回転翼の組み立ての際に最後の翼を列に
適合させるよう機械加工する必要がない低圧タービン用
自立形翼を提供することにある。
【０００６】この目的に鑑みて、本発明の要旨は、入口
フェース、後縁、凸面、凹面及び下端を備える翼形部と
、翼形部の端に形成された、入口フェースを備えるプラ
ットホーム部と、プラットホーム部から延びていて、中
心線、枢動中心及び中心線半径を備える根元部とを有す
るタービン翼において、根元部の枢動中心は、プラット
ホーム部の入口フェースを包囲する平面に垂直方向に近
接して位置していることを特徴とするタービン翼にある
。
フェース、後縁、凸面、凹面及び下端を備える翼形部と
、翼形部の端に形成された、入口フェースを備えるプラ
ットホーム部と、プラットホーム部から延びていて、中
心線、枢動中心及び中心線半径を備える根元部とを有す
るタービン翼において、根元部の枢動中心は、プラット
ホーム部の入口フェースを包囲する平面に垂直方向に近
接して位置していることを特徴とするタービン翼にある
。
【０００７】凸面の曲率半径は入口フェースから後縁ま
で一定の割合で増大することが好ましい。
で一定の割合で増大することが好ましい。
【０００８】本発明の内容は添付の図面に例示的に示す
に過ぎない好ましい実施例の以下の説明を読むと一層明
らかになろう。
に過ぎない好ましい実施例の以下の説明を読むと一層明
らかになろう。
【０００９】第１図及び第２図を参照すると、公知のタ
ービン翼が全体的に参照番号１０で示されている。ター
ビン翼は、翼形部１２、プラットホーム部１４及び根元
部１６を有する。根元部１６は一般に、複数のくびれ部
分を備えた「尖塔」形の根元部と呼ばれている。
ービン翼が全体的に参照番号１０で示されている。ター
ビン翼は、翼形部１２、プラットホーム部１４及び根元
部１６を有する。根元部１６は一般に、複数のくびれ部
分を備えた「尖塔」形の根元部と呼ばれている。
【００１０】根元部１６は従来方式によって蒸気タービ
ンのサイドエントリ形溝に嵌入する。
ンのサイドエントリ形溝に嵌入する。
【００１１】次に第３図を参照すると、本発明に従って
構成されたタービン翼の翼形部の６つの基本的な断面部
分のうちの１つがそのｘ−ｘ軸及びｙ−ｙ軸上に示され
ている。翼形部は、前縁１８、後縁２０、凸状の負圧面
２２及び凹状の正圧面２４を有する。凸面２２の曲率半
径は前縁１８から後縁２０まで一定の割合で増大してい
る。これにより流れは翼ののど部まで減速し、のど部の
下流側の領域において一定の流速を保つようになる。こ
れにより翼の凸面上に薄い境界層が確実に生じるように
なる。上述のように、翼は６つの基本的な断面部分で構
成されており、基部から先端部までの基本的な断面部分
は全て、曲率半径が一定の割合で増大するような設計上
の特徴を有している。かくして、凸面に沿う流れは前縁
から増速する。流れが増速中の場合、境界層は小さな厚
さを維持して翼性能の損失が小さくなる。
構成されたタービン翼の翼形部の６つの基本的な断面部
分のうちの１つがそのｘ−ｘ軸及びｙ−ｙ軸上に示され
ている。翼形部は、前縁１８、後縁２０、凸状の負圧面
２２及び凹状の正圧面２４を有する。凸面２２の曲率半
径は前縁１８から後縁２０まで一定の割合で増大してい
る。これにより流れは翼ののど部まで減速し、のど部の
下流側の領域において一定の流速を保つようになる。こ
れにより翼の凸面上に薄い境界層が確実に生じるように
なる。上述のように、翼は６つの基本的な断面部分で構
成されており、基部から先端部までの基本的な断面部分
は全て、曲率半径が一定の割合で増大するような設計上
の特徴を有している。かくして、凸面に沿う流れは前縁
から増速する。流れが増速中の場合、境界層は小さな厚
さを維持して翼性能の損失が小さくなる。
【００１２】翼断面部分の全ての重心は重ねられており
、従って翼形部の偏心応力が無くなる。また、根元部の
重心の位置がｘ−ｘ軸及びｙ−ｙ軸上に示されている。
、従って翼形部の偏心応力が無くなる。また、根元部の
重心の位置がｘ−ｘ軸及びｙ−ｙ軸上に示されている。
【００１３】翼それ自体は翼の後縁の機械的健全性を保
護するために鍛造法によって作られている。基部の後縁
の厚さは０．１１インチ（２．７９４ｍｍ）で始まり、
翼高さが１．２５インチ（３１．７５ｍｍ）のところで
は０．０７５インチ（１．９０５ｍｍ）まで小さくなる
。その後の後縁の厚さは０．０７インチ（１．７７ｍｍ
）である。
護するために鍛造法によって作られている。基部の後縁
の厚さは０．１１インチ（２．７９４ｍｍ）で始まり、
翼高さが１．２５インチ（３１．７５ｍｍ）のところで
は０．０７５インチ（１．９０５ｍｍ）まで小さくなる
。その後の後縁の厚さは０．０７インチ（１．７７ｍｍ
）である。
【００１４】次に、列の最後の翼の組立て中（従来にお
いてはこの組立て法では、適合させるには翼の切断が必
要とされていた）、翼の締め代を如何に不要にするかを
理解するため、翼形部の最も下方の部分がプラットホー
ム部１４上に位置した状態で示された第４図を参照する
。プラットホーム部１４は前縁または入口フェース２６
、出口縁又は出口フェース２８及び同一半径の湾曲した
側縁３０，３２を有する。半径は好ましくは４．１５イ
ンチ（１０５．４１ｍｍ）である。
いてはこの組立て法では、適合させるには翼の切断が必
要とされていた）、翼の締め代を如何に不要にするかを
理解するため、翼形部の最も下方の部分がプラットホー
ム部１４上に位置した状態で示された第４図を参照する
。プラットホーム部１４は前縁または入口フェース２６
、出口縁又は出口フェース２８及び同一半径の湾曲した
側縁３０，３２を有する。半径は好ましくは４．１５イ
ンチ（１０５．４１ｍｍ）である。
【００１５】本発明者の所見によれば、根元部の枢動中
心の位置により、列に適合させる上で列の最後の翼をど
の程度まで機械加工しなければならないかが決定される
。また、根元部の中心線及び根元部の中心線半径と関連
して根元部の枢動中心を正しく選択すれば、列中の最後
の翼を適合させるための最終的な機械加工を行わなくて
も済むことが分かった。
心の位置により、列に適合させる上で列の最後の翼をど
の程度まで機械加工しなければならないかが決定される
。また、根元部の中心線及び根元部の中心線半径と関連
して根元部の枢動中心を正しく選択すれば、列中の最後
の翼を適合させるための最終的な機械加工を行わなくて
も済むことが分かった。
【００１６】それ故、もし根元部の枢動中心が点Ａまた
はその近傍に位置していれば、列中への適合のために最
後の翼を切断する必要がなくなると言うことが判明した
。点Ａはプラットホーム部の入口フェース２６を包囲す
る平面に近接して位置している。点Ａは入口フェース２
６からｘ−ｘ方向に０．７９インチ（２．００６ｍｍ）
離れた位置にある。この離隔距離は実質的に翼形部の入
口フェース１８とプラットホーム部の入口フェース２６
との間の距離に一致している。参照符号３４で示された
根元部の中心線はプラットホーム部の入口フェース２６
ではｘ−ｘ軸から０．４２７インチ（１０．８４５８ｍ
ｍ）離隔したところを通る。これは入口フェースにおけ
るプラットホーム部の中点とほぼ同じ位置に在るが、根
元部の中心線３４はｘ−ｘ軸の下方で一層長い距離離れ
たところで出口フェース２８を通過する。かくして、根
元部の中心線３４はプラットホーム部の入口フェース２
６と出口フェース２８に関して幾分非対称形になってい
る。
はその近傍に位置していれば、列中への適合のために最
後の翼を切断する必要がなくなると言うことが判明した
。点Ａはプラットホーム部の入口フェース２６を包囲す
る平面に近接して位置している。点Ａは入口フェース２
６からｘ−ｘ方向に０．７９インチ（２．００６ｍｍ）
離れた位置にある。この離隔距離は実質的に翼形部の入
口フェース１８とプラットホーム部の入口フェース２６
との間の距離に一致している。参照符号３４で示された
根元部の中心線はプラットホーム部の入口フェース２６
ではｘ−ｘ軸から０．４２７インチ（１０．８４５８ｍ
ｍ）離隔したところを通る。これは入口フェースにおけ
るプラットホーム部の中点とほぼ同じ位置に在るが、根
元部の中心線３４はｘ−ｘ軸の下方で一層長い距離離れ
たところで出口フェース２８を通過する。かくして、根
元部の中心線３４はプラットホーム部の入口フェース２
６と出口フェース２８に関して幾分非対称形になってい
る。
【００１７】枢動中心Ａから引いた根元部の中心線半径
Ｒ２は５．２５インチ（１３３．３５ｍｍ）である。湾
曲した側縁３０の半径は、枢動中心が根元部の中心線と
同一であり、その長さは４．１５インチ（１０５．４１
ｍｍ）である。反対側の側縁３２は同一長さの半径Ｒ３
を有しているが、反対側の側縁３０の枢動中心よりも２
．２７３インチ（５７．７３４２ｍｍ）高い位置にある
。側縁３０，３２は当然のことながら互いに平行な関係
にある。
Ｒ２は５．２５インチ（１３３．３５ｍｍ）である。湾
曲した側縁３０の半径は、枢動中心が根元部の中心線と
同一であり、その長さは４．１５インチ（１０５．４１
ｍｍ）である。反対側の側縁３２は同一長さの半径Ｒ３
を有しているが、反対側の側縁３０の枢動中心よりも２
．２７３インチ（５７．７３４２ｍｍ）高い位置にある
。側縁３０，３２は当然のことながら互いに平行な関係
にある。
【００１８】根元部の枢動中心Ａはｘ−ｘ軸より下に４
．８２３インチ（１２２．５０４２ｍｍ）、ｙ−ｙ軸か
らは１．７５インチ（４４．４５ｍｍ）の位置にある。 かくして、根元部の枢動中心に関してｘ−ｘ軸からの距
離に対するｙ−ｙ軸からの距離の割合は約０．３６であ
る。
．８２３インチ（１２２．５０４２ｍｍ）、ｙ−ｙ軸か
らは１．７５インチ（４４．４５ｍｍ）の位置にある。 かくして、根元部の枢動中心に関してｘ−ｘ軸からの距
離に対するｙ−ｙ軸からの距離の割合は約０．３６であ
る。
【図１】第１図は、公知のタービン翼の一般的な特徴を
示す端面図である。
示す端面図である。
【図２】第２図は、第１図に示すタービン翼の部分側面
図である。
図である。
【図３】第３図は、本発明に従って構成されたタービン
翼の一断面部分をｘ−ｘ軸及びｙ−ｙ軸を用いて表した
横断面図である。
翼の一断面部分をｘ−ｘ軸及びｙ−ｙ軸を用いて表した
横断面図である。
【図４】第４図は、本発明に従って構成されたタービン
翼の基部における横断面図である。
翼の基部における横断面図である。
１０ タービン翼
１２ 翼形部
１４ プラットホーム部
１６ 根元部
１８，２６ 入口フェース又は前縁
２０，２８ 出口フェース又は後縁
２２ 凸面
２４ 凹面
Claims (8)
- 【請求項１】 入口フェース、後縁、凸面、凹面及び
下端を備える翼形部と、翼形部の端に形成された、入口
フェースを備えるプラットホーム部と、プラットホーム
部から延びていて、中心線、枢動中心及び中心線半径を
備える根元部とを有するタービン翼において、根元部の
枢動中心は、プラットホーム部の入口フェースを包囲す
る平面に垂直方向に近接して位置していることを特徴と
するタービン翼。 - 【請求項２】 翼形部の凸面の曲率半径は入口フェー
スから後縁まで一定割合で増大していることを特徴とす
る請求項１のタービン翼。 - 【請求項３】 翼形部はそれぞれが重心を備えた複数
の部分を有し、前記部分全ての重心は垂直方向に重なっ
ていることを特徴とする請求項１のタービン翼。 - 【請求項４】 ｘ−ｘ軸及びｙ−ｙ軸に関して、根元
部の枢動中心の位置は、ｘ−ｘ軸からの距離に対するｙ
−ｙ軸からの距離の割合で決まり、この割合は約０．３
６であることを特徴とする請求項１のタービン翼。 - 【請求項５】 プラットホーム部は凹状の側縁を有し
、該凹状側縁は根元部の中心線と平行に延び、その曲率
半径の枢動中心は根元部の枢動中心と共通であることを
特徴とする請求項１のタービン翼。 - 【請求項６】 根元部中心線の半径は５．２５インチ
、翼形部の入口フェース及び後縁に向いたプラットホー
ム部の側縁の半径は４．１５インチであることを特徴と
する請求項５のタービン翼。 - 【請求項７】 翼形部の入口フェース及び根元部の枢
動中心はｙ−ｙ軸からほぼ同一の距離離れたところに位
置していることを特徴とする請求項４のタービン翼。 - 【請求項８】 翼形部の枢動中心は、タービン翼のｙ
−ｙ軸から４４．５ｍｍ、タービン翼のｘ−ｘ軸から１
０３．３ｍｍのところに位置していることを特徴とする
請求項１のタービン翼。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US484760 | 1990-02-26 | ||
| US07/484,760 US5017091A (en) | 1990-02-26 | 1990-02-26 | Free standing blade for use in low pressure steam turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04219403A true JPH04219403A (ja) | 1992-08-10 |
Family
ID=23925495
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3054060A Pending JPH04219403A (ja) | 1990-02-26 | 1991-02-26 | タービン翼 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5017091A (ja) |
| JP (1) | JPH04219403A (ja) |
| KR (1) | KR0152444B1 (ja) |
| CN (1) | CN1026019C (ja) |
| CA (1) | CA2037001A1 (ja) |
| ES (1) | ES2032178A6 (ja) |
| IT (1) | IT1245142B (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2009503330A (ja) * | 2005-07-25 | 2009-01-29 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | ガスタービン翼列におけるガスタービン翼と翼台座要素、それらを取り付けるための支持構造物、ガスタービン翼列およびその利用 |
Families Citing this family (14)
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| FR2856728B1 (fr) * | 2003-06-27 | 2005-10-28 | Snecma Moteurs | Aube de compresseur de turboreacteur |
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