JPH04269302A - 蒸気タービンの静翼 - Google Patents
蒸気タービンの静翼Info
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- JPH04269302A JPH04269302A JP3310710A JP31071091A JPH04269302A JP H04269302 A JPH04269302 A JP H04269302A JP 3310710 A JP3310710 A JP 3310710A JP 31071091 A JP31071091 A JP 31071091A JP H04269302 A JPH04269302 A JP H04269302A
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- JP
- Japan
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- blade
- diameter end
- inner ring
- weld
- outer ring
- Prior art date
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- 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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
- F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
-
- 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
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S415/00—Rotary kinetic fluid motors or pumps
- Y10S415/914—Device to control boundary layer
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (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
【０００１】
【発明の分野】本発明は一般に、蒸気タービン翼もしく
は羽根に関し、特に、改良された性能特性を有する静翼
に関するものである。
は羽根に関し、特に、改良された性能特性を有する静翼
に関するものである。
【０００２】
【関連技術の説明】蒸気タービンの動翼及び静翼は複数
の列もしくは段に配列されている。所定の列の動翼は互
いに同じであり、タービンのロータに設けられている装
着溝内に装着されている。他方、静翼は、ロータを取り
囲む筒体もしくはケーシングに装着される。
の列もしくは段に配列されている。所定の列の動翼は互
いに同じであり、タービンのロータに設けられている装
着溝内に装着されている。他方、静翼は、ロータを取り
囲む筒体もしくはケーシングに装着される。
【０００３】タービンの動翼は、同じ基本的構成要素を
共有するのが典型的である。各動翼は、ロータの装着溝
内に受け入れることができる根部と、該根部の上部末端
でロータの外面上に位置する台部と、該台部から上向き
に延びる翼状部とを有している。
共有するのが典型的である。各動翼は、ロータの装着溝
内に受け入れることができる根部と、該根部の上部末端
でロータの外面上に位置する台部と、該台部から上向き
に延びる翼状部とを有している。
【０００４】静翼も翼状部を有しているが、静翼の翼状
部はロータに向かい下向きに延びている。翼状部は、前
縁部、後縁部、凹状表面及び凸状表面を有している。特
定列の静翼に共通な翼状部は、特定のタービン内で１つ
置きの列毎に翼状部形状を異にする。一般に、異なった
設計の２基のタービンが同じ形状の翼状部を共有するこ
とはない。このような翼状部形状の構造上の差異から、
翼の空力特性、応力パターン、運転温度及び固有周波数
に顕著な変動が生ずる。一方、このような変動で、周辺
条件（タービン入口温度、圧力比及び回転速度）内での
タービン使用寿命が決定される。尚、上記周辺条件は一
般に翼状部形状の開発に先立って決定されるものである
。
部はロータに向かい下向きに延びている。翼状部は、前
縁部、後縁部、凹状表面及び凸状表面を有している。特
定列の静翼に共通な翼状部は、特定のタービン内で１つ
置きの列毎に翼状部形状を異にする。一般に、異なった
設計の２基のタービンが同じ形状の翼状部を共有するこ
とはない。このような翼状部形状の構造上の差異から、
翼の空力特性、応力パターン、運転温度及び固有周波数
に顕著な変動が生ずる。一方、このような変動で、周辺
条件（タービン入口温度、圧力比及び回転速度）内での
タービン使用寿命が決定される。尚、上記周辺条件は一
般に翼状部形状の開発に先立って決定されるものである
。
【０００５】新規な商用発電用蒸気タービンのためのタ
ービンの開発には、完成するのに幾年も要する。新しい
蒸気タービンのための動翼を設計する際には、輪郭設計
者に作業を行うべき或る流れの場（ｆｌｏｗ ｆｉｅｌ
ｄ）が与えられる。この流れの場が、就中、（翼列の隣
接する翼間を通る蒸気に対する）入口角、ゲージング及
び各翼に作用する力を決定する。ここで術語“ゲージン
グ（ｇａｕｇｉｎｇ）”とは、ピッチに対するスロート
の比であり、“スロート（ｔｈｒｏａｔ）”とは、１つ
の翼の後縁部と隣接の翼の負圧面との間の直線距離であ
り、“ピッチ（ｐｉｔｃｈ）”とは、隣接の翼の後縁部
間の接線方向における間隔である。
ービンの開発には、完成するのに幾年も要する。新しい
蒸気タービンのための動翼を設計する際には、輪郭設計
者に作業を行うべき或る流れの場（ｆｌｏｗ ｆｉｅｌ
ｄ）が与えられる。この流れの場が、就中、（翼列の隣
接する翼間を通る蒸気に対する）入口角、ゲージング及
び各翼に作用する力を決定する。ここで術語“ゲージン
グ（ｇａｕｇｉｎｇ）”とは、ピッチに対するスロート
の比であり、“スロート（ｔｈｒｏａｔ）”とは、１つ
の翼の後縁部と隣接の翼の負圧面との間の直線距離であ
り、“ピッチ（ｐｉｔｃｈ）”とは、隣接の翼の後縁部
間の接線方向における間隔である。
【０００６】これ等の流れの場のパラメータは、特定列
の翼の長さを含め、多くの因子に依存する。翼の長さは
、蒸気タービンの設計段階の初期に確立され、本質的に
蒸気タービンの総合出力及び当該特定列の出力の関数で
ある。
の翼の長さを含め、多くの因子に依存する。翼の長さは
、蒸気タービンの設計段階の初期に確立され、本質的に
蒸気タービンの総合出力及び当該特定列の出力の関数で
ある。
【０００７】
【発明の概要】本発明の目的は、現在のタービンを改装
するのに適し、改良された性能及び製造性を有する改善
された静翼構造を提供することにある。
するのに適し、改良された性能及び製造性を有する改善
された静翼構造を提供することにある。
【０００８】本発明の他の目的は、静翼列内の１つの群
の隣接する翼間に、より強固な接続を実現することにあ
る。
の隣接する翼間に、より強固な接続を実現することにあ
る。
【０００９】本発明の更に他の目的は、翼の正圧面及び
負圧面に沿う蒸気速度分布を最適化することにある。
負圧面に沿う蒸気速度分布を最適化することにある。
【００１０】本発明の上述の目的等は、内径端及び外径
端を有する翼状部と、該翼状部の内径端に一体的に形成
された内側リング部と、上記翼状部の外径端に一体的に
形成された外側リング部とを含む蒸気タービンの静翼を
提供することにより達成される。ここで、上記翼状部、
内側リング部及び外側リング部は、単一の棒鋼から包絡
線鍛造され、各翼は、上記内側リング部及び外側リング
部に設けられている溶接部で、実質的に同じ隣接の翼と
円周方向に溶接される。内側リング部は、第１の上流側
の溶接部と、該上流側の溶接部よりも低い第２の下流側
の溶接部とを含む。
端を有する翼状部と、該翼状部の内径端に一体的に形成
された内側リング部と、上記翼状部の外径端に一体的に
形成された外側リング部とを含む蒸気タービンの静翼を
提供することにより達成される。ここで、上記翼状部、
内側リング部及び外側リング部は、単一の棒鋼から包絡
線鍛造され、各翼は、上記内側リング部及び外側リング
部に設けられている溶接部で、実質的に同じ隣接の翼と
円周方向に溶接される。内側リング部は、第１の上流側
の溶接部と、該上流側の溶接部よりも低い第２の下流側
の溶接部とを含む。
【００１１】本発明の静翼の上述の特徴及び利点並びに
その他の特徴及び利点は以下の詳細な説明及び図面を参
照することにより一層明らかになるであろう。
その他の特徴及び利点は以下の詳細な説明及び図面を参
照することにより一層明らかになるであろう。
【００１２】
本発明の好適な実施例による静翼構造は、３６００ｒｐ
ｍの回転速度を有する低圧化石燃料蒸気タービンの第５
番目の静翼列に対する特定的な構造である。本発明によ
る静翼は、既存の内側ケーシングに装着した場合に信頼
性及び効率が改善されるように既存のタービンに改装の
目的で装着される。翼は８．４４８ｉｎ（２１．４５８
ｃｍ）の長さを有し、セグメント式組立法とは逆にダイ
ヤフラム式組立法に従って構成される。セグメント式組
立の場合には、内側及び外側リングセグメントが翼状部
の内径及び外径部分に溶接される。これに対し、ダイヤ
フラム式製造法は、翼状部と共に形成される内側及び外
側リングセグメントを有する完全な翼を棒鋼から製造し
、次いで、数値制御研削により最終の機械的形状に研削
する方法である。
ｍの回転速度を有する低圧化石燃料蒸気タービンの第５
番目の静翼列に対する特定的な構造である。本発明によ
る静翼は、既存の内側ケーシングに装着した場合に信頼
性及び効率が改善されるように既存のタービンに改装の
目的で装着される。翼は８．４４８ｉｎ（２１．４５８
ｃｍ）の長さを有し、セグメント式組立法とは逆にダイ
ヤフラム式組立法に従って構成される。セグメント式組
立の場合には、内側及び外側リングセグメントが翼状部
の内径及び外径部分に溶接される。これに対し、ダイヤ
フラム式製造法は、翼状部と共に形成される内側及び外
側リングセグメントを有する完全な翼を棒鋼から製造し
、次いで、数値制御研削により最終の機械的形状に研削
する方法である。
【００１３】この形式の製造法は一般に知られているが
、公知の製造法は、本発明の静翼よりも相当に短い長さ
の翼に関するものである。ダイヤフラム式組立を使用し
易くするために、本発明の静翼は、鍛造エネルギーを最
小にする独特の翼状部を有するように設計されている。 翼状部の詳細について以下に説明する。
、公知の製造法は、本発明の静翼よりも相当に短い長さ
の翼に関するものである。ダイヤフラム式組立を使用し
易くするために、本発明の静翼は、鍛造エネルギーを最
小にする独特の翼状部を有するように設計されている。 翼状部の詳細について以下に説明する。
【００１４】図１を参照するに、本発明による静翼２０
は翼状部２２、外側リング部２４及び内側リング部２６
を有している。破線２４ａ及び２６ａは、ダイヤフラム
式組立の後、研削除去した外側リング部及び内側リング
部の領域を示している。仕上げられた静翼２０の一例が
図２に示してあるように、同静翼２０は、溶接部３０及
び３２間で内側リング部２６の端に装着されたシール２
８を備えている。溶接部（第１の溶接部）３２は、下流
側の第２の溶接部３０に対し、食い違いの位置関係にあ
り、下流側の溶接部３０は上流側の溶接部３２よりも低
い。この配列により、シール２８に対する溶接継手の強
度が高められる。ケーシングへの組み付けのため、付加
的な溶接部３４が外側リング部２４に設けられている。
は翼状部２２、外側リング部２４及び内側リング部２６
を有している。破線２４ａ及び２６ａは、ダイヤフラム
式組立の後、研削除去した外側リング部及び内側リング
部の領域を示している。仕上げられた静翼２０の一例が
図２に示してあるように、同静翼２０は、溶接部３０及
び３２間で内側リング部２６の端に装着されたシール２
８を備えている。溶接部（第１の溶接部）３２は、下流
側の第２の溶接部３０に対し、食い違いの位置関係にあ
り、下流側の溶接部３０は上流側の溶接部３２よりも低
い。この配列により、シール２８に対する溶接継手の強
度が高められる。ケーシングへの組み付けのため、付加
的な溶接部３４が外側リング部２４に設けられている。
【００１５】翼状部２２の内径端は、図１及び図２から
分かるように、半径２９．９４ｉｎ（７６０．４８ｍｍ
）のところにある。このことは、翼状部の内径端が、ロ
ータの回転軸線から２９．９４ｉｎ（７６０．４８ｍｍ
）のところにあるという事実を示している。翼状部２２
の外径端は、３８．３８８ｉｎ（９７５．０５５ｍｍ）
の半径のところにある。外径端と内径端の差は翼状部の
長さが約８．４５ｉｎ（２１４．６３ｍｍ）であること
を示している。図２には、翼状部２２の内径端と同じ直
径の台部外面３６ａを有するＬ−２Ｒの動翼３６の対応
部分が示してある。静翼２０が延入する動翼３６間の溝
は、３．４６２ｉｎ（８７．９３５ｍｍ）の深さを有し
ており、この深さは、内側リング部２６及びシール２８
の合計高さに対応する。
分かるように、半径２９．９４ｉｎ（７６０．４８ｍｍ
）のところにある。このことは、翼状部の内径端が、ロ
ータの回転軸線から２９．９４ｉｎ（７６０．４８ｍｍ
）のところにあるという事実を示している。翼状部２２
の外径端は、３８．３８８ｉｎ（９７５．０５５ｍｍ）
の半径のところにある。外径端と内径端の差は翼状部の
長さが約８．４５ｉｎ（２１４．６３ｍｍ）であること
を示している。図２には、翼状部２２の内径端と同じ直
径の台部外面３６ａを有するＬ−２Ｒの動翼３６の対応
部分が示してある。静翼２０が延入する動翼３６間の溝
は、３．４６２ｉｎ（８７．９３５ｍｍ）の深さを有し
ており、この深さは、内側リング部２６及びシール２８
の合計高さに対応する。
【００１６】ダイヤフラム研削後、内側リング部２６に
は、他の何らかの同調技術を用いる必要なしに、タービ
ン回転速度（約２００Ｈｚ）の倍数間にある構造全体の
基本モードに実効的に同調する独特な形状が与えられる
。 また、溶接部３０及び３２は、構造の強度を高めるため
に従前の溶接部よりも深く形成される。
は、他の何らかの同調技術を用いる必要なしに、タービ
ン回転速度（約２００Ｈｚ）の倍数間にある構造全体の
基本モードに実効的に同調する独特な形状が与えられる
。 また、溶接部３０及び３２は、構造の強度を高めるため
に従前の溶接部よりも深く形成される。
【００１７】図３は、静翼２０の翼状部２２の一連の断
面線Ａ−Ａ〜Ｅ−Ｅを示している。図４には、断面線Ａ
−Ａ〜Ｅ−Ｅの各断面が示してある。これ等の断面図か
ら、静翼の翼状部がテーパ付きの捩られた輪郭を有する
ことが分かるであろう。図４及び図５に示してある本発
明の１つの特徴は、前縁部及び後縁部の中心が空間内に
直線を形成している点である。翼状部の斜視図である図
５に詳細に示してあるこの特徴によれば、製造は更に簡
略化される。
面線Ａ−Ａ〜Ｅ−Ｅを示している。図４には、断面線Ａ
−Ａ〜Ｅ−Ｅの各断面が示してある。これ等の断面図か
ら、静翼の翼状部がテーパ付きの捩られた輪郭を有する
ことが分かるであろう。図４及び図５に示してある本発
明の１つの特徴は、前縁部及び後縁部の中心が空間内に
直線を形成している点である。翼状部の斜視図である図
５に詳細に示してあるこの特徴によれば、製造は更に簡
略化される。
【００１８】下表には、本発明による静翼の形状寸法が
概略的に記載してある。
概略的に記載してある。
【００１９】
【表１】
断面 Ｅ−Ｅ Ｄ−Ｄ
Ｃ−Ｃ Ｂ−Ｂ Ａ−Ａ半径（ｉ
ｎ） ２９．９４００ ３１．９４
００ ３４．１６３０ ３６．４４００
３８．３８７５ （ｍｍ） ７６０
．４７６ ８１１．２７６ ８６７．７４０
９２５．５７６ ９７５．０４２ピッチ
２．２３９５ ２．３９８１
２．５５５４ ２．７２５７ ２．
８７１４幅（ｉｎ） １．７１４
２６ １．７８１８５ １．８５７１３
１．９３４０１ ２．００００３ （ｍｍ）
４３．５４２ ４５．２５８
４７．１７１ ４９．１２３ ５０
．８００弦（ｉｎ） ３．００４
２ ３．４２１９９ ３．８９７８６
４．３９２９０ ４．８２０２４ピッチ／幅
１．３０６４０ １．３４０８０ １
．３７５９９ １．４０９３５ １．４３５６
６ピッチ／弦 ０．７４５４０ ０．
６９８１６ ０．６５５５９ ０．６２０４８
０．５９５６９食い違い角（度） ５４．５６
４０９ ５８．０２１０５ ６１．００４８９
６３．３７５２０ ６４．９９６２６最大厚さ
０．４４７９３ ０．４６２８７
０．５０１８９ ０．５５８２１ ０．６１
８９０最大厚さ／弦 ０．１４９０９ ０
．１３５２６ ０．１２８７６ ０．１２７０
７ ０．１２８４０出口開口（ｉｎ） ０
．６７１９８ ０．６３７７７ ０．６０２９
５ ０．５７６７４ ０．５５７１０
（ｍｍ） １７．０６８ １６．
１９９ １５．３１４ １４．６４９
１４．１５０出口開口角 ２６．６０２
９４ ２３．２８２７７ ２０．３４４９５ １
８．６６５２９ １７．３４４７６入口夾角
６２．７５６６３ ５９．６３１８５ ５
５．９２８９３ ５０．１４５６７ ４７．１７３
０３出口夾角 ６．０５１０１
６．６８７７７ ６．３４７４６ ６．３０６
２６ ８．１０４２２面積（ＩＮ＊＊２）
０．７５１２１ ０．９１４３３ １．１４
５６９ １．４３８１９ １．７３４７５α（
度） ５５．８４１７６ ５９．
５１５４１ ６２．４４３６４ ６４．４９１６９
６６．０４６１８Ｉ最小（ＩＮ＊＊４） ０．
０１５１１ ０．０１８６１ ０．２４８１
０．０３４２１ ０．０４６１５Ｉ最大（Ｉ
Ｎ＊＊４） ０．３４８５６ ０．５６５０３
０．９２３１０ １．４５２２１ ２．
１１６７７ゲージング ０．６７２
０．６３８ ０．６０３ ０．５
７７ ０．５５７入口角
８６．１２ ９２．１３ １０３．２
１１５．３ １２２．３出口角
１７．５ １５．４７
１３．７１ １２．４５ １１．
４３
Ｃ−Ｃ Ｂ−Ｂ Ａ−Ａ半径（ｉ
ｎ） ２９．９４００ ３１．９４
００ ３４．１６３０ ３６．４４００
３８．３８７５ （ｍｍ） ７６０
．４７６ ８１１．２７６ ８６７．７４０
９２５．５７６ ９７５．０４２ピッチ
２．２３９５ ２．３９８１
２．５５５４ ２．７２５７ ２．
８７１４幅（ｉｎ） １．７１４
２６ １．７８１８５ １．８５７１３
１．９３４０１ ２．００００３ （ｍｍ）
４３．５４２ ４５．２５８
４７．１７１ ４９．１２３ ５０
．８００弦（ｉｎ） ３．００４
２ ３．４２１９９ ３．８９７８６
４．３９２９０ ４．８２０２４ピッチ／幅
１．３０６４０ １．３４０８０ １
．３７５９９ １．４０９３５ １．４３５６
６ピッチ／弦 ０．７４５４０ ０．
６９８１６ ０．６５５５９ ０．６２０４８
０．５９５６９食い違い角（度） ５４．５６
４０９ ５８．０２１０５ ６１．００４８９
６３．３７５２０ ６４．９９６２６最大厚さ
０．４４７９３ ０．４６２８７
０．５０１８９ ０．５５８２１ ０．６１
８９０最大厚さ／弦 ０．１４９０９ ０
．１３５２６ ０．１２８７６ ０．１２７０
７ ０．１２８４０出口開口（ｉｎ） ０
．６７１９８ ０．６３７７７ ０．６０２９
５ ０．５７６７４ ０．５５７１０
（ｍｍ） １７．０６８ １６．
１９９ １５．３１４ １４．６４９
１４．１５０出口開口角 ２６．６０２
９４ ２３．２８２７７ ２０．３４４９５ １
８．６６５２９ １７．３４４７６入口夾角
６２．７５６６３ ５９．６３１８５ ５
５．９２８９３ ５０．１４５６７ ４７．１７３
０３出口夾角 ６．０５１０１
６．６８７７７ ６．３４７４６ ６．３０６
２６ ８．１０４２２面積（ＩＮ＊＊２）
０．７５１２１ ０．９１４３３ １．１４
５６９ １．４３８１９ １．７３４７５α（
度） ５５．８４１７６ ５９．
５１５４１ ６２．４４３６４ ６４．４９１６９
６６．０４６１８Ｉ最小（ＩＮ＊＊４） ０．
０１５１１ ０．０１８６１ ０．２４８１
０．０３４２１ ０．０４６１５Ｉ最大（Ｉ
Ｎ＊＊４） ０．３４８５６ ０．５６５０３
０．９２３１０ １．４５２２１ ２．
１１６７７ゲージング ０．６７２
０．６３８ ０．６０３ ０．５
７７ ０．５５７入口角
８６．１２ ９２．１３ １０３．２
１１５．３ １２２．３出口角
１７．５ １５．４７
１３．７１ １２．４５ １１．
４３
【００２０】上の表に掲げた数値間の関係が図６〜
図９にグラフで示してある。図６〜図９において、横軸
（Ｘ軸）は、ロータの長手方向中心軸線からの半径をｉ
ｎ単位で表す。従って、図６のグラフ上の第１番目の点
の横座標は、Ｅ−Ｅ断面の半径方向の距離を表し、この
距離は、上の表では２９．９４ｉｎ（７６．０４７６ｃ
ｍ）である。図６の縦軸（Ｙ軸）は、α角を度単位で表
す。このα角は、Ｘ−Ｘ軸に対する主軸の角度である。 図６に示してあるグラフ上に描いた５個の点でつくられ
る曲線は、図７でつくられる曲線に近似する平滑な曲線
である点に注目されたい。図７は、５つの断面各々にお
ける食い違い角対半径の関係を示す。ここで、食い違い
角とは、Ｘ−Ｘ軸に対する各断面の弦の角度である。
図９にグラフで示してある。図６〜図９において、横軸
（Ｘ軸）は、ロータの長手方向中心軸線からの半径をｉ
ｎ単位で表す。従って、図６のグラフ上の第１番目の点
の横座標は、Ｅ−Ｅ断面の半径方向の距離を表し、この
距離は、上の表では２９．９４ｉｎ（７６．０４７６ｃ
ｍ）である。図６の縦軸（Ｙ軸）は、α角を度単位で表
す。このα角は、Ｘ−Ｘ軸に対する主軸の角度である。 図６に示してあるグラフ上に描いた５個の点でつくられ
る曲線は、図７でつくられる曲線に近似する平滑な曲線
である点に注目されたい。図７は、５つの断面各々にお
ける食い違い角対半径の関係を示す。ここで、食い違い
角とは、Ｘ−Ｘ軸に対する各断面の弦の角度である。
【００２１】図１０は、代表的な断面、この例ではＣ−
Ｃ断面を示している。更に、図１０には、Ｃ−Ｃ断面の
ゲージング及びロータの長手方向軸線から外向きに延び
るＸ−Ｘ半径方向平面が示してある。Ｙ−Ｙ平面はロー
タの長手方向軸線を横切る平面である。
Ｃ断面を示している。更に、図１０には、Ｃ−Ｃ断面の
ゲージング及びロータの長手方向軸線から外向きに延び
るＸ−Ｘ半径方向平面が示してある。Ｙ−Ｙ平面はロー
タの長手方向軸線を横切る平面である。
【００２２】図８及び図９には、半径に対するＩ ＭＩ
Ｎ及びＩ ＭＡＸ間の関係が示してある。図８及び図９
から判るように、Ｉ ＭＩＮ及びＩ ＭＡＸは双方共に
半径の増加に伴って放物線状に増加する。尚、Ｉ ＭＩ
Ｎ及びＩ ＭＡＸは曲げ抵抗の測定値を表す。
Ｎ及びＩ ＭＡＸ間の関係が示してある。図８及び図９
から判るように、Ｉ ＭＩＮ及びＩ ＭＡＸは双方共に
半径の増加に伴って放物線状に増加する。尚、Ｉ ＭＩ
Ｎ及びＩ ＭＡＸは曲げ抵抗の測定値を表す。
【００２３】ここに開示した翼構造によれば、蒸気流入
射角を最小にする等の多くの設計上の考慮を取り入れる
ことにより最適な段効率が達成される。流れの場の解析
を用い理想的な入口角の半径方向分布が得られた。また
、このことは、翼の半径方向長さに沿い独特なゲージン
グ分布が得られることを意味する。
射角を最小にする等の多くの設計上の考慮を取り入れる
ことにより最適な段効率が達成される。流れの場の解析
を用い理想的な入口角の半径方向分布が得られた。また
、このことは、翼の半径方向長さに沿い独特なゲージン
グ分布が得られることを意味する。
【００２４】入口角の独特な半径方向分布により、上流
側の平行側面の翼列から円滑な蒸気流が得られる。本発
明による翼の性能は、翼の正圧面及び負圧面の蒸気速度
分布を最適化することにより更に改善されている。
側の平行側面の翼列から円滑な蒸気流が得られる。本発
明による翼の性能は、翼の正圧面及び負圧面の蒸気速度
分布を最適化することにより更に改善されている。
【００２５】また、本発明の静翼構造は、強化型“ＢＢ
７２”タービンとして知られている化石燃料蒸気タービ
ン、特にＬ−２Ｃ静翼列に対して提示されている。この
Ｌ−２Ｃ静翼列は、低圧タービン出口側から３番目の静
翼列であり、列毎に８４枚の翼が設けられ、そして翼は
、８枚又は９枚のグループに分けられ、従って列毎に１
０のグループが設けられる。
７２”タービンとして知られている化石燃料蒸気タービ
ン、特にＬ−２Ｃ静翼列に対して提示されている。この
Ｌ−２Ｃ静翼列は、低圧タービン出口側から３番目の静
翼列であり、列毎に８４枚の翼が設けられ、そして翼は
、８枚又は９枚のグループに分けられ、従って列毎に１
０のグループが設けられる。
【００２６】図１１は、蒸気入口４０に対するＬ−２Ｃ
静翼列の位置を示している。
静翼列の位置を示している。
【図１】本発明による静翼の側立面図。
【図２】図１の静翼と共に、対応するロータ部分を断面
で示す側立面図。
で示す側立面図。
【図３】５つの基本的な断面線Ａ−Ａ〜Ｅ−Ｅを示す図
１の静翼の側立面図。
１の静翼の側立面図。
【図４】図３の５つの基本的な断面の各々を示す図。
【図５】図３の５つの基本的な断面の斜視図。
【図６】図１に示した静翼の形状寸法特性及び性能特性
を示すグラフ。
を示すグラフ。
【図７】図１に示した静翼の形状寸法特性及び性能特性
を示すグラフ。
を示すグラフ。
【図８】図１に示した静翼の形状寸法特性及び性能特性
を示すグラフ。
を示すグラフ。
【図９】図１に示した静翼の形状寸法特性及び性能特性
を示すグラフ。
を示すグラフ。
【図１０】Ｘ−Ｘ軸に対する同じ翼列の２つの隣接する
静翼を示す、図１の静翼の代表的な断面図。
静翼を示す、図１の静翼の代表的な断面図。
【図１１】図１に示した静翼列を備える蒸気タービンの
一部分を部分的に断面で示す側立面図。
一部分を部分的に断面で示す側立面図。
２０ 静翼
２２ 翼状部
２４ 外側リング部
２６ 内側リング部
３０ 第２の下流側の溶接部
３２ 第１の上流側の溶接部
３４ 外側リングの溶接部
Claims (1)
- 【請求項１】 内径端及び外径端を有する翼状部と、
該翼状部の内径端に一体的に形成された内側リング部と
、前記翼状部の外径端に一体的に形成された外側リング
部とを備える蒸気タービンの静翼であって、前記翼状部
、内側リング部及び外側リング部は、単一の棒鋼から包
絡線鍛造され、前記静翼は、前記内側リング部及び外側
リング部に設けられている溶接部で、隣接する実質的に
同じ静翼と円周方向に溶接され、前記内側リング部の溶
接部は、第１の上流側の溶接部と、該上流側の溶接部よ
りも低い第２の下流側の溶接部とを含む蒸気タービンの
静翼。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US62436790A | 1990-12-06 | 1990-12-06 | |
| US624367 | 1990-12-06 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04269302A true JPH04269302A (ja) | 1992-09-25 |
Family
ID=24501725
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3310710A Pending JPH04269302A (ja) | 1990-12-06 | 1991-11-26 | 蒸気タービンの静翼 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04269302A (ja) |
| KR (1) | KR100227049B1 (ja) |
| CA (1) | CA2057112A1 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002180802A (ja) * | 2000-12-11 | 2002-06-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 蒸気タービンにおける静翼 |
| JP2005299655A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第１段用高効率ロータ |
| JP2005299656A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第２段用高効率ロータ |
| JP2005299657A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第２段用高効率ステータ |
| JP2005299658A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第１段用高効率ステータ |
Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5641102B2 (ja) * | 1975-02-20 | 1981-09-25 |
-
1991
- 1991-11-26 JP JP3310710A patent/JPH04269302A/ja active Pending
- 1991-12-05 KR KR1019910022238A patent/KR100227049B1/ko not_active Expired - Fee Related
- 1991-12-05 CA CA002057112A patent/CA2057112A1/en not_active Abandoned
Patent Citations (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS5641102B2 (ja) * | 1975-02-20 | 1981-09-25 |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002180802A (ja) * | 2000-12-11 | 2002-06-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 蒸気タービンにおける静翼 |
| JP2005299655A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第１段用高効率ロータ |
| JP2005299656A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第２段用高効率ロータ |
| JP2005299657A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第２段用高効率ステータ |
| JP2005299658A (ja) * | 2004-04-09 | 2005-10-27 | Nuovo Pignone Holding Spa | ガスタービンの第１段用高効率ステータ |
| KR101370091B1 (ko) * | 2004-04-09 | 2014-03-04 | 누보 피그노네 홀딩 에스피에이 | 저압 터빈의 제 2 단용 고정자 |
| KR101370227B1 (ko) * | 2004-04-09 | 2014-03-05 | 누보 피그노네 홀딩 에스피에이 | 저압 터빈의 제 1 단용 고정자 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| KR100227049B1 (ko) | 1999-10-15 |
| KR920011607A (ko) | 1992-07-24 |
| CA2057112A1 (en) | 1992-06-07 |
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