JPH05340201A - タービンにおけるテーパ付きのねじれ動翼及び翼配列 - Google Patents
タービンにおけるテーパ付きのねじれ動翼及び翼配列Info
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- JPH05340201A JPH05340201A JP5045096A JP4509693A JPH05340201A JP H05340201 A JPH05340201 A JP H05340201A JP 5045096 A JP5045096 A JP 5045096A JP 4509693 A JP4509693 A JP 4509693A JP H05340201 A JPH05340201 A JP H05340201A
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- F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F01D5/12—Blades
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- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
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- 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
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- F05D2240/301—Cross-sectional characteristics
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
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- Fluid Mechanics (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【目的】 高サイクル疲労破壊に対する抵抗性を最適化
すべく設計された形状を有する、シュラウド一体型のテ
ーパ付きねじれタービン動翼を提供することを目的とす
る。 【構成】 テーパ付きのねじれ動翼３０は、その翼形部
３０ｂの翼端に一体的に形成されたシュラウド部分３０
ｃを有し、該シュラウド部分３０ｃは使用された材料に
応じて特定寸法に製作され、異なる材料の使用によるヤ
ング率の変化に基づき、その同調された周波数が使用さ
れた材料とは無関係に同一となるようにしている。
すべく設計された形状を有する、シュラウド一体型のテ
ーパ付きねじれタービン動翼を提供することを目的とす
る。 【構成】 テーパ付きのねじれ動翼３０は、その翼形部
３０ｂの翼端に一体的に形成されたシュラウド部分３０
ｃを有し、該シュラウド部分３０ｃは使用された材料に
応じて特定寸法に製作され、異なる材料の使用によるヤ
ング率の変化に基づき、その同調された周波数が使用さ
れた材料とは無関係に同一となるようにしている。
Description
【０００１】
【発明の背景】本発明は蒸気タービン翼に関し、特に、
一体形成されたシュラウドを有する、Ｌ−３Ｒ列におけ
る改良された性能特性のテーパ付きねじれ動翼に関す
る。
一体形成されたシュラウドを有する、Ｌ−３Ｒ列におけ
る改良された性能特性のテーパ付きねじれ動翼に関す
る。
【０００２】蒸気タービンの動翼及び静翼は複数の列或
は段に配列されている。所定の列における複数の動翼
は、混合同調動翼の場合を除いて、通常互いに同じ形状
を有し、タービンのロータに設けられた対応する取付溝
に取り付けられている。一方、静翼はロータを囲む筒体
に取り付けられている。
は段に配列されている。所定の列における複数の動翼
は、混合同調動翼の場合を除いて、通常互いに同じ形状
を有し、タービンのロータに設けられた対応する取付溝
に取り付けられている。一方、静翼はロータを囲む筒体
に取り付けられている。
【０００３】タービンにおける複数の動翼は、それらが
どの列のものであるかを無視すれば、図１に示されたよ
うな同一の基本的構成要素を典型的に共有している。各
動翼はロータの対応する取付溝に受け入れられる根元部
１３と、該根元部１３の上方端でロータ外面と重なるプ
ラットフォーム部１５と、該プラットフォーム部から上
方に延びる翼形部１７とを有する。
どの列のものであるかを無視すれば、図１に示されたよ
うな同一の基本的構成要素を典型的に共有している。各
動翼はロータの対応する取付溝に受け入れられる根元部
１３と、該根元部１３の上方端でロータ外面と重なるプ
ラットフォーム部１５と、該プラットフォーム部から上
方に延びる翼形部１７とを有する。
【０００４】静翼もまた翼形部を有するが、該翼形部は
ロータへ向かって下方に延びている。静翼及び動翼の両
方における翼形部は、典型的には、翼前縁２２と、翼後
縁２６と、凹状の正圧面１８と、凸状の負圧面１４とを
含む。
ロータへ向かって下方に延びている。静翼及び動翼の両
方における翼形部は、典型的には、翼前縁２２と、翼後
縁２６と、凹状の正圧面１８と、凸状の負圧面１４とを
含む。
【０００５】特定の動翼列に共通する翼形形状は、特定
のタービン内における他のあらゆる列の翼形状とも異な
る。一般に異なる設計の２つのタービンが同一の翼形状
を共有することはない。
のタービン内における他のあらゆる列の翼形状とも異な
る。一般に異なる設計の２つのタービンが同一の翼形状
を共有することはない。
【０００６】翼形状の構造的な相違は、動翼における空
気力学特性、応力パターン、作動温度、及び翼の固有振
動数に関して重要な変化をもたらす。次いでこれらの変
化は、一般的には翼形状の開発に先行して決定される各
種の境界条件（タービン入口温度、圧力比、及び回転速
度）以内でのタービン動翼の作動寿命を決定する。
気力学特性、応力パターン、作動温度、及び翼の固有振
動数に関して重要な変化をもたらす。次いでこれらの変
化は、一般的には翼形状の開発に先行して決定される各
種の境界条件（タービン入口温度、圧力比、及び回転速
度）以内でのタービン動翼の作動寿命を決定する。
【０００７】新しい商業発電蒸気タービン用のタービン
開発には、完成までに数年が必要とされる。新しい蒸気
タービンのための動翼を設計する際、輪郭形状に関する
開発者には作動すべき一定の流れ場が与えられる。この
流れ場は、数あるパラメータのうち、（１つの列におけ
る隣接動翼の間を通る蒸気についての）入口角と、ゲー
ジングと、各動翼に作用する力とを決定する。「ゲージ
ング」とはスロート対ピッチの比であり、「スロート」
とは１つの動翼の翼後縁と隣接する動翼の負圧面との間
の直線距離であり、「ピッチ」とは隣接動翼の翼後縁の
間の接線方向における距離である。
開発には、完成までに数年が必要とされる。新しい蒸気
タービンのための動翼を設計する際、輪郭形状に関する
開発者には作動すべき一定の流れ場が与えられる。この
流れ場は、数あるパラメータのうち、（１つの列におけ
る隣接動翼の間を通る蒸気についての）入口角と、ゲー
ジングと、各動翼に作用する力とを決定する。「ゲージ
ング」とはスロート対ピッチの比であり、「スロート」
とは１つの動翼の翼後縁と隣接する動翼の負圧面との間
の直線距離であり、「ピッチ」とは隣接動翼の翼後縁の
間の接線方向における距離である。
【０００８】こうした流れ場のパラメータは、特定の列
における動翼の長さを含む幾つかの要因に依存する。動
翼の長さは蒸気タービン設計の早期において設定され、
本質的には該蒸気タービンの全出力とその特定段につい
ての出力との関数である。
における動翼の長さを含む幾つかの要因に依存する。動
翼の長さは蒸気タービン設計の早期において設定され、
本質的には該蒸気タービンの全出力とその特定段につい
ての出力との関数である。
【０００９】図２には、典型的な動翼に関する幾つかの
特徴を示すために１つの列における２つの隣接動翼の外
形を示す。典型的な動翼に関する幾つかの特徴を示す。
これらの２つの動翼に符号１０及び１２を付す。これら
の動翼は、凸状の負圧面１４及び１６と、凹状の正圧面
１８及び２０と、翼前縁２２及び２４と、翼後縁２６及
び２８とをそれぞれ有する。
特徴を示すために１つの列における２つの隣接動翼の外
形を示す。典型的な動翼に関する幾つかの特徴を示す。
これらの２つの動翼に符号１０及び１２を付す。これら
の動翼は、凸状の負圧面１４及び１６と、凹状の正圧面
１８及び２０と、翼前縁２２及び２４と、翼後縁２６及
び２８とをそれぞれ有する。
【００１０】スロートは図１において符号「Ｏ」によっ
て示され、動翼１０の翼後縁と動翼１２の負圧面との間
の最短の直線距離である。ピッチは符号「Ｓ」によって
示され、２つの隣接する動翼の翼後縁の間の直線距離を
表す。
て示され、動翼１０の翼後縁と動翼１２の負圧面との間
の最短の直線距離である。ピッチは符号「Ｓ」によって
示され、２つの隣接する動翼の翼後縁の間の直線距離を
表す。
【００１１】動翼の幅は距離Ｗmによって示され、動翼
の流入角はα1であり、流出角はα2である。
の流入角はα1であり、流出角はα2である。
【００１２】「β」は翼前縁が包含された流れ角であ
り、符号「ｓ」はくいちがい角である。
り、符号「ｓ」はくいちがい角である。
【００１３】ある特定のタービンの流れ場での作動の
際、隣接する動翼列の相互作用を考慮することが重要で
ある。先行する列は、追従する列を通過できない質量流
量をベース部近辺において潜在的に作り出すことによっ
て追従する列に影響する。従って、翼長の上下方向にお
いての適切な流れ分布を有する動翼を設計することが重
要である。
際、隣接する動翼列の相互作用を考慮することが重要で
ある。先行する列は、追従する列を通過できない質量流
量をベース部近辺において潜在的に作り出すことによっ
て追従する列に影響する。従って、翼長の上下方向にお
いての適切な流れ分布を有する動翼を設計することが重
要である。
【００１４】動翼の凹状の正圧面及び凸状の負圧面に沿
う圧力分布によって二次流れが生じ、これが翼配列の非
能率化をもたらす。このような二次流れによる損失は動
翼の負圧面と正圧面との間における蒸気速度の違いが原
因している。
う圧力分布によって二次流れが生じ、これが翼配列の非
能率化をもたらす。このような二次流れによる損失は動
翼の負圧面と正圧面との間における蒸気速度の違いが原
因している。
【００１５】動翼は、隣接する動翼の間でその翼形部の
上方領域での相互連結が何等なされない点で「自立」す
ることが可能であるか、或は隣接する１つの動翼又は複
数の動翼とシュラウド部分を介して翼端で相互連結され
ることが可能である。シュラウド部分は各動翼の翼端に
一体的に形成されるか或は各動翼の翼端に形成されたほ
ぞに留め具を介して別体的に連結されることが可能であ
る。
上方領域での相互連結が何等なされない点で「自立」す
ることが可能であるか、或は隣接する１つの動翼又は複
数の動翼とシュラウド部分を介して翼端で相互連結され
ることが可能である。シュラウド部分は各動翼の翼端に
一体的に形成されるか或は各動翼の翼端に形成されたほ
ぞに留め具を介して別体的に連結されることが可能であ
る。
【００１６】更に、動翼及び静翼は直線的な平行側面を
有するか或はテーパ付きねじれを有することが可能であ
る。テーパ付きねじれ翼においては、翼前縁と翼後縁の
各中心線が、その翼長さに沿って変化する形状となって
いるので平行とはならない。逆に、平行側面を有する翼
の各横断面は同一であるので、その翼前縁と翼後縁の中
心線は平行となる。
有するか或はテーパ付きねじれを有することが可能であ
る。テーパ付きねじれ翼においては、翼前縁と翼後縁の
各中心線が、その翼長さに沿って変化する形状となって
いるので平行とはならない。逆に、平行側面を有する翼
の各横断面は同一であるので、その翼前縁と翼後縁の中
心線は平行となる。
【００１７】本出願人による建造ブロック（ＢＢ）７１
型の低圧タービンの第４段は、現在、前述した平行側面
を有する形態の動翼の列を含んでいる。その動翼は三次
元の流れ場解析を配慮せずに設計された。
型の低圧タービンの第４段は、現在、前述した平行側面
を有する形態の動翼の列を含んでいる。その動翼は三次
元の流れ場解析を配慮せずに設計された。
【００１８】共振周波数の同調は、新しい翼の設計着手
に際して重要となる更なる要件である。幾つかの例にお
いて異なる翼材料が設計基準に応じて選択される。使用
されたその特定の材料はヤング率に直接的に影響し、次
いで該ヤング率は翼の周波数に影響する。従って、現在
有効な翼製作技術によれば、ある材料に対して同調周波
数を有する１つの翼構成は、他の材料に置き換えられた
場合には（例えば、あるステンレス鋼におけるニッケル
の割合が他のステンレス鋼とは異なる場合）、非同調周
波数を有することになり得る。
に際して重要となる更なる要件である。幾つかの例にお
いて異なる翼材料が設計基準に応じて選択される。使用
されたその特定の材料はヤング率に直接的に影響し、次
いで該ヤング率は翼の周波数に影響する。従って、現在
有効な翼製作技術によれば、ある材料に対して同調周波
数を有する１つの翼構成は、他の材料に置き換えられた
場合には（例えば、あるステンレス鋼におけるニッケル
の割合が他のステンレス鋼とは異なる場合）、非同調周
波数を有することになり得る。
【００１９】
【発明の概要】本発明の目的は、一体形成シュラウドを
有する改良された性能及び信頼性のテーパ付きのねじれ
タービン動翼を提供することである。
有する改良された性能及び信頼性のテーパ付きのねじれ
タービン動翼を提供することである。
【００２０】本発明の他の目的は、高サイクル疲労破壊
に対する抵抗性を最適化すべく設計された形状を有す
る、シュラウド一体型のテーパ付きねじれタービン動翼
を提供することである。
に対する抵抗性を最適化すべく設計された形状を有す
る、シュラウド一体型のテーパ付きねじれタービン動翼
を提供することである。
【００２１】本発明のこれらの目的や他の目的は、真っ
直な側方挿入型の根元部と、プラットフォーム部と、こ
れらプラットフォーム部及び根元部と共に一体的に形成
された翼形部であって、該翼形部の基端を構成すること
になる上記プラットフォーム部に配置されたベース部分
と該翼形部の反対側の末端を構成することになる先端部
分とを有する上記翼形部と、該翼形部の上記先端部分に
一体的に形成されたシュラウド部分とを備え、上記シュ
ラウド部分は、動翼が第１の材料で製作される際には第
１の寸法を有し、該動翼が第２の材料で製作される際に
は第２の寸法を有する、テーパ付きのねじれ動翼を提供
することによって達成される。
直な側方挿入型の根元部と、プラットフォーム部と、こ
れらプラットフォーム部及び根元部と共に一体的に形成
された翼形部であって、該翼形部の基端を構成すること
になる上記プラットフォーム部に配置されたベース部分
と該翼形部の反対側の末端を構成することになる先端部
分とを有する上記翼形部と、該翼形部の上記先端部分に
一体的に形成されたシュラウド部分とを備え、上記シュ
ラウド部分は、動翼が第１の材料で製作される際には第
１の寸法を有し、該動翼が第２の材料で製作される際に
は第２の寸法を有する、テーパ付きのねじれ動翼を提供
することによって達成される。
【００２２】本発明のこれらの目的や他の目的と特徴は
以下の説明と図面とによって明らかとなるであろう。
以下の説明と図面とによって明らかとなるであろう。
【００２３】
【実施例】図３を参照すれば、蒸気タービンに関するこ
の図面には、ＢＢ７１またはＢＢ４７１型タービンのい
ずれかにおける第４列の動翼の内の動翼３０が示されて
いる。第４列における各動翼３０は、軸線３４回りに回
転するロータ３２に取り付けられている。静翼の内の第
４列における静翼３６と第５列における静翼３８は、動
翼の内の第４列の上記動翼３０の入口側と出口側とにそ
れぞれ配置されている。静翼３６及び３８の各々はロー
タ３２を囲む筒体４０に取り付けられている。図示され
るように、各静翼にはその末端に蒸気シール３７，３９
が設けられ、上記動翼には蒸気シール３１がその翼端に
対向する筒体上に取り付けられている。
の図面には、ＢＢ７１またはＢＢ４７１型タービンのい
ずれかにおける第４列の動翼の内の動翼３０が示されて
いる。第４列における各動翼３０は、軸線３４回りに回
転するロータ３２に取り付けられている。静翼の内の第
４列における静翼３６と第５列における静翼３８は、動
翼の内の第４列の上記動翼３０の入口側と出口側とにそ
れぞれ配置されている。静翼３６及び３８の各々はロー
タ３２を囲む筒体４０に取り付けられている。図示され
るように、各静翼にはその末端に蒸気シール３７，３９
が設けられ、上記動翼には蒸気シール３１がその翼端に
対向する筒体上に取り付けられている。
【００２４】動翼３０は、プラットフォーム部３０ａ
と、翼形部３０ｂと、一体的なシュラウド部３０ｃと、
この動翼をロータ３２の対応する取付溝に取り付ける根
元部（図示せず）とを含む。動翼３０はその翼後縁で１
８．３６ｃｍ（７．２３ｉｎ．）の長さを有し、飽和領
域に近い亜音速の蒸気環境で作動する。翼形部３０ｂ
は、三次元流れ場解析に基づき、翼の入口角及び出口角
（ゲージング）の最適な径方向分布を達成すべく設計さ
れている。入口角は上流側の静翼３６を離れ去る蒸気条
件によって影響される。本発明に従えば、動翼３０を含
む動翼列はＢＢ７１タービンの翼通路における第１のね
じれ列である。また本発明の翼は新型のＢＢ４７１ター
ビンの同一列にも使用されて、該タービンの第１のねじ
れ列でもある。
と、翼形部３０ｂと、一体的なシュラウド部３０ｃと、
この動翼をロータ３２の対応する取付溝に取り付ける根
元部（図示せず）とを含む。動翼３０はその翼後縁で１
８．３６ｃｍ（７．２３ｉｎ．）の長さを有し、飽和領
域に近い亜音速の蒸気環境で作動する。翼形部３０ｂ
は、三次元流れ場解析に基づき、翼の入口角及び出口角
（ゲージング）の最適な径方向分布を達成すべく設計さ
れている。入口角は上流側の静翼３６を離れ去る蒸気条
件によって影響される。本発明に従えば、動翼３０を含
む動翼列はＢＢ７１タービンの翼通路における第１のね
じれ列である。また本発明の翼は新型のＢＢ４７１ター
ビンの同一列にも使用されて、該タービンの第１のねじ
れ列でもある。
【００２５】翼通路における第１のねじれ列として、動
翼３０は平行側面を有する上流側の翼配列から平滑な蒸
気流れを可能とする入口角に関しての独特な径方向分布
を有する。同一段に嵌合すべく設計された先行技術に係
る平行側面を有する翼と比べて、蒸気流れ条件と独特に
調和するテーパ付きのねじれ型である翼形形状は、改良
された段性能とより低い根元応力とを提供する。動翼の
この独特な形状は、最小化された二次流れ損失をもっ
て、最適化された蒸気流れを翼の負圧面及び正圧面に沿
って提供する。これは図４のグラフにおいて明白であ
り、該グラフにおいて三角形の座標標識が典型的な翼断
面における翼形部の負圧面を示しており、プラス記号の
座標標識がその正圧面を示している。蒸気速度は亜音速
に維持され、翼の信頼性に悪影響を与える凝縮衝撃を回
避している。
翼３０は平行側面を有する上流側の翼配列から平滑な蒸
気流れを可能とする入口角に関しての独特な径方向分布
を有する。同一段に嵌合すべく設計された先行技術に係
る平行側面を有する翼と比べて、蒸気流れ条件と独特に
調和するテーパ付きのねじれ型である翼形形状は、改良
された段性能とより低い根元応力とを提供する。動翼の
この独特な形状は、最小化された二次流れ損失をもっ
て、最適化された蒸気流れを翼の負圧面及び正圧面に沿
って提供する。これは図４のグラフにおいて明白であ
り、該グラフにおいて三角形の座標標識が典型的な翼断
面における翼形部の負圧面を示しており、プラス記号の
座標標識がその正圧面を示している。蒸気速度は亜音速
に維持され、翼の信頼性に悪影響を与える凝縮衝撃を回
避している。
【００２６】図５は動翼３０の翼形部における種々の翼
部分を積重して示すグラフである。ベース部分４２は翼
形部における最下位平面での断面であり、先端部分４４
は該翼形部の最上位平面での断面である。図４における
積重状態の図面は、長さの増大によってその形状が変化
するような動翼の一般形状を示すものである。四半分部
分、半分部分及び４分の３部分をそれぞれ構成する中間
部分４６，４８及び５０は、上記ベース部分と先端部分
の間で略々等距離隔てられている。
部分を積重して示すグラフである。ベース部分４２は翼
形部における最下位平面での断面であり、先端部分４４
は該翼形部の最上位平面での断面である。図４における
積重状態の図面は、長さの増大によってその形状が変化
するような動翼の一般形状を示すものである。四半分部
分、半分部分及び４分の３部分をそれぞれ構成する中間
部分４６，４８及び５０は、上記ベース部分と先端部分
の間で略々等距離隔てられている。
【００２７】本発明に従った動翼は表２に詳述された種
々の特徴を備える。
々の特徴を備える。
【００２８】
【表２】
【００２９】また本発明に係る動翼の独特な形状は、図
６に示されるように、節弦比の径方向線形分布でも明白
である。この半径はロータ中心線から動翼３０の翼形部
におけるベース部分へ向かう距離のことである。図６に
おけるグラフに沿う５つの点は翼形部における５つの基
本的な部分を云う。従って、このグラフでの第１の点は
翼形部のベース部分に一致し、最後の点は先端部分に一
致している。節弦比に関するこの径方向の線形分布は複
数の強度パラメータを害することなしに最適な性能をも
たらす。
６に示されるように、節弦比の径方向線形分布でも明白
である。この半径はロータ中心線から動翼３０の翼形部
におけるベース部分へ向かう距離のことである。図６に
おけるグラフに沿う５つの点は翼形部における５つの基
本的な部分を云う。従って、このグラフでの第１の点は
翼形部のベース部分に一致し、最後の点は先端部分に一
致している。節弦比に関するこの径方向の線形分布は複
数の強度パラメータを害することなしに最適な性能をも
たらす。
【００３０】図７は最大翼厚／翼弦長の比対半径（或は
翼長さ）のグラフとして本発明の他の特性を示す。図７
より明らかなことは、径方向ブロッケージ分布が翼形部
のベース部分の強度に影響することなしに最適化されて
いることである。
翼長さ）のグラフとして本発明の他の特性を示す。図７
より明らかなことは、径方向ブロッケージ分布が翼形部
のベース部分の強度に影響することなしに最適化されて
いることである。
【００３１】独特であると信じられる本発明の動翼に関
する他の特性は、翼形部における翼前縁の中心と翼後縁
の中心とは空間において直線を形成し、翼製造を容易と
し且つ独特の平滑形状を付与していることである。
する他の特性は、翼形部における翼前縁の中心と翼後縁
の中心とは空間において直線を形成し、翼製造を容易と
し且つ独特の平滑形状を付与していることである。
【００３２】偏心応力を最小限とするために、動翼の翼
形部における全ての部分の図心は根元部の図心の略々上
方である。しかしながら、小さな偏心が意図的に導入さ
れ、蒸気流れの接線方向運動量を相殺している。この事
情は図８に示されている。
形部における全ての部分の図心は根元部の図心の略々上
方である。しかしながら、小さな偏心が意図的に導入さ
れ、蒸気流れの接線方向運動量を相殺している。この事
情は図８に示されている。
【００３３】図８はＸ−Ｘ軸とＹ−Ｙ軸の座標図を示
し、それらの交差点が動翼のＺ軸を画成している。動翼
の翼形部における５つの基本的な部分の各図心は「Ｘ」
で示されている。大きな円内の点は０．１２７ｃｍ（５
ミル）間隔である。各図心はベース部分と、先端部分
と、四半分部分、中位部分及び４分の３部分と命名され
た３つの中間部分との何れか１つと対応する。図心は各
部分における重心と対応しており、これらの重心はＺ軸
に対して偏心状態で慎重に配置され、蒸気の曲げ作用に
より動翼に付与される力を相殺している。翼形部は近似
的な曲がり軸５２を有し、蒸気の曲げ力に対応した力の
ベクトルＶ1によって付与される力によって、その曲が
り軸回りで翼形部が曲がる。この蒸気の曲げ力のベクト
ルＶ1は曲がり軸５２に対して垂直であり、翼形部を矢
印Ａ方向に曲げる原因となるか或はそのように曲げる傾
向がある。しかしながら、偏心によるモーメントが矢印
Ｂによって示されており、これが動翼を蒸気の曲げ力と
は反対方向へ戻すことになるか或はそのように戻す傾向
があり、蒸気による曲げの作用を無効にしている。この
偏心効果を最大限とするために、翼形部の基本的な部分
の重心を曲げ軸５２の向こう側に配置することが好まし
い。図８に示されるように、５つの重心の全てはＸ−Ｘ
軸及びＹ−Ｙ軸の座標系の最初の２つの四分円内に配置
している。円５４は重心がそれを越えて拡張すべきでは
ない予め設定された設計限界を示すべく意図されてい
る。
し、それらの交差点が動翼のＺ軸を画成している。動翼
の翼形部における５つの基本的な部分の各図心は「Ｘ」
で示されている。大きな円内の点は０．１２７ｃｍ（５
ミル）間隔である。各図心はベース部分と、先端部分
と、四半分部分、中位部分及び４分の３部分と命名され
た３つの中間部分との何れか１つと対応する。図心は各
部分における重心と対応しており、これらの重心はＺ軸
に対して偏心状態で慎重に配置され、蒸気の曲げ作用に
より動翼に付与される力を相殺している。翼形部は近似
的な曲がり軸５２を有し、蒸気の曲げ力に対応した力の
ベクトルＶ1によって付与される力によって、その曲が
り軸回りで翼形部が曲がる。この蒸気の曲げ力のベクト
ルＶ1は曲がり軸５２に対して垂直であり、翼形部を矢
印Ａ方向に曲げる原因となるか或はそのように曲げる傾
向がある。しかしながら、偏心によるモーメントが矢印
Ｂによって示されており、これが動翼を蒸気の曲げ力と
は反対方向へ戻すことになるか或はそのように戻す傾向
があり、蒸気による曲げの作用を無効にしている。この
偏心効果を最大限とするために、翼形部の基本的な部分
の重心を曲げ軸５２の向こう側に配置することが好まし
い。図８に示されるように、５つの重心の全てはＸ−Ｘ
軸及びＹ−Ｙ軸の座標系の最初の２つの四分円内に配置
している。円５４は重心がそれを越えて拡張すべきでは
ない予め設定された設計限界を示すべく意図されてい
る。
【００３４】本発明の他の局面は、一般的な翼配列技術
に関して、蒸気条件が異なる材料の使用を必要とし、従
ってある一定の共振周波数を有するように設計された動
翼は、もし異なる適用のために異なる材料が用いられた
ならば、同調ずれを起こす可能性があることである。よ
って、本発明の１つの局面は、材料が変更される際に、
シュラウドの寸法を変更することによって同調ずれのレ
ベルを受け入れるべく共振周波数が変更可能であるよう
に、本発明の一体形成されたシュラウドに関してエンベ
ロープ（包絡）シュラウドを提供することである。
に関して、蒸気条件が異なる材料の使用を必要とし、従
ってある一定の共振周波数を有するように設計された動
翼は、もし異なる適用のために異なる材料が用いられた
ならば、同調ずれを起こす可能性があることである。よ
って、本発明の１つの局面は、材料が変更される際に、
シュラウドの寸法を変更することによって同調ずれのレ
ベルを受け入れるべく共振周波数が変更可能であるよう
に、本発明の一体形成されたシュラウドに関してエンベ
ロープ（包絡）シュラウドを提供することである。
【００３５】また、本発明に従った翼形部の形状は高サ
イクル疲労破壊に対する抵抗性を最適化すべく設計され
ている。これは、倍音の共振で作動するに十分な強度を
有する構造を提供すると共に、かかる共振を防止するた
め翼周波数を制御することによって確実にされている。
個々の翼の基本周波数は、タービン作動速度の倍数或は
倍音の間の半ばに位置させる。これは、図９及び図１０
に示されるような翼形部における最小及び最大の面積モ
ーメント、即ちＩＭＩＮ及びＩＭＡＸの制御された径方
向分布と共に、独特に定義された質量の径方向分布とに
よって達成さる。
イクル疲労破壊に対する抵抗性を最適化すべく設計され
ている。これは、倍音の共振で作動するに十分な強度を
有する構造を提供すると共に、かかる共振を防止するた
め翼周波数を制御することによって確実にされている。
個々の翼の基本周波数は、タービン作動速度の倍数或は
倍音の間の半ばに位置させる。これは、図９及び図１０
に示されるような翼形部における最小及び最大の面積モ
ーメント、即ちＩＭＩＮ及びＩＭＡＸの制御された径方
向分布と共に、独特に定義された質量の径方向分布とに
よって達成さる。
【００３６】最適化された翼周波数は、試験によって立
証されたところによると、異なる材料を必要とする２つ
の僅かに異なる構造について維持される。ある場合にお
いては、第４列の動翼は過渡領域で作動する可能性があ
るので、耐腐食性の材料がこうした適用のために選択さ
れる。僅かに異なるヤング率を補償すべく、「エンベロ
ープシュラウド」５６が図１１に示される如くに翼端に
設けられる。図１１に示される如く、動翼３０のシュラ
ウド部５６は、特定共振周波数を有する重いシュラウド
に対応する、上方面５８及び出口側面６０を備える。軽
いシュラウドは面５８’及び６０’によって示され、重
いシュラウドとは異なる周波数に対応している。周波数
の違いは動翼の構成に使用される異なる材料に起因する
周波数の違いに対抗させることができ、従って、重いシ
ュラウドから軽いシュラウドへの移行はヤング率の変化
に起因する共振周波数の変化を相殺するための効果的な
手段として使用され得る。このように、上述した一般的
な特徴を有する動翼は、該動翼を構成するのに使用され
る種々の材料を勘定に入れて注文製作することが可能で
ある。
証されたところによると、異なる材料を必要とする２つ
の僅かに異なる構造について維持される。ある場合にお
いては、第４列の動翼は過渡領域で作動する可能性があ
るので、耐腐食性の材料がこうした適用のために選択さ
れる。僅かに異なるヤング率を補償すべく、「エンベロ
ープシュラウド」５６が図１１に示される如くに翼端に
設けられる。図１１に示される如く、動翼３０のシュラ
ウド部５６は、特定共振周波数を有する重いシュラウド
に対応する、上方面５８及び出口側面６０を備える。軽
いシュラウドは面５８’及び６０’によって示され、重
いシュラウドとは異なる周波数に対応している。周波数
の違いは動翼の構成に使用される異なる材料に起因する
周波数の違いに対抗させることができ、従って、重いシ
ュラウドから軽いシュラウドへの移行はヤング率の変化
に起因する共振周波数の変化を相殺するための効果的な
手段として使用され得る。このように、上述した一般的
な特徴を有する動翼は、該動翼を構成するのに使用され
る種々の材料を勘定に入れて注文製作することが可能で
ある。
【００３７】この動翼構造における他の独特な特徴は、
一体的なシュラウドを有する３，６００ｒｐｍのテーパ
付きねじれ動翼においてそれが最も高い無次元化された
翼高さ、即ち、縦横比を有することである。一般に、縦
横比がより高ければ、動翼の性能はより良好である。低
圧タービンにおける動翼についての典型的な縦横比は約
４．０であり、本発明に係る動翼の縦横比は約４．７で
ある。
一体的なシュラウドを有する３，６００ｒｐｍのテーパ
付きねじれ動翼においてそれが最も高い無次元化された
翼高さ、即ち、縦横比を有することである。一般に、縦
横比がより高ければ、動翼の性能はより良好である。低
圧タービンにおける動翼についての典型的な縦横比は約
４．０であり、本発明に係る動翼の縦横比は約４．７で
ある。
【００３８】また、本発明に係る動翼の翼後縁形状は新
規な製造工程を可能とすべく最適化されている。これに
より、初めて、この種の動翼を精密な包絡線鍛造或は機
械加工することを可能とし、諸事情に依存する準備期間
及び／又はコストを最小としている。更にこの動翼は、
該動翼の独特な構造に起因して、数値制御（ＮＣ）技術
によって棒材から機械加工することが可能である。これ
は翼後縁をより薄くすることを可能としており、より薄
い翼後縁はより良好な性能を示す。
規な製造工程を可能とすべく最適化されている。これに
より、初めて、この種の動翼を精密な包絡線鍛造或は機
械加工することを可能とし、諸事情に依存する準備期間
及び／又はコストを最小としている。更にこの動翼は、
該動翼の独特な構造に起因して、数値制御（ＮＣ）技術
によって棒材から機械加工することが可能である。これ
は翼後縁をより薄くすることを可能としており、より薄
い翼後縁はより良好な性能を示す。
【００３９】ＮＣ加工された動翼を具備することの他の
長所は、流れ場条件が修正された場合に翼形部の先端部
分を多少容易に変更できることである。例えば、もし動
翼の下流側で蒸気の抽気が行われれば、この抽気は翼の
入口角の変更を必要とする影響を及ぼす。従ってこれを
補償するために、動翼の先端部分を変更することが望ま
しいことになる。このように本発明に従えば、もし下流
側での抽気による変更が生ずれば、動翼の形状は修正さ
れた入口角をＮＣ加工によって比較的容易に有するよう
に修正され得る。これとは対照的に、鍛造動翼では、大
きく且つ費用のかかる型が必要とされ、この型は、例え
ば抽気に起因する流れ場の変化のために要求されるよう
な動翼形状の僅かな変化を勘案しての変更が不可能であ
る。
長所は、流れ場条件が修正された場合に翼形部の先端部
分を多少容易に変更できることである。例えば、もし動
翼の下流側で蒸気の抽気が行われれば、この抽気は翼の
入口角の変更を必要とする影響を及ぼす。従ってこれを
補償するために、動翼の先端部分を変更することが望ま
しいことになる。このように本発明に従えば、もし下流
側での抽気による変更が生ずれば、動翼の形状は修正さ
れた入口角をＮＣ加工によって比較的容易に有するよう
に修正され得る。これとは対照的に、鍛造動翼では、大
きく且つ費用のかかる型が必要とされ、この型は、例え
ば抽気に起因する流れ場の変化のために要求されるよう
な動翼形状の僅かな変化を勘案しての変更が不可能であ
る。
【００４０】ここで説明された動翼は、該動翼をロータ
上の対応して形成された溝に取り付けるために、公知の
形態である真っすぐな側方挿入型の根元部を用いてい
る。
上の対応して形成された溝に取り付けるために、公知の
形態である真っすぐな側方挿入型の根元部を用いてい
る。
【００４１】本発明の数々の修正及び改作は当業者には
明らかなことであろう。従って、特許請求の範囲は、本
発明の真の精神及び範囲の内に入るそのような修正及び
改作の全てを包含するものである。
明らかなことであろう。従って、特許請求の範囲は、本
発明の真の精神及び範囲の内に入るそのような修正及び
改作の全てを包含するものである。
【図１】タービン動翼の立面図である。
【図２】２つの隣接する動翼の代表的部分を示す概略的
な外形図である。
な外形図である。
【図３】本発明に係る動翼の部分的な縦断面図である。
【図４】本発明に係る動翼の代表的部分での速度比対幅
の関係を示すグラフである。
の関係を示すグラフである。
【図５】本発明に係る動翼の翼形部における５つの基本
的な部分を積重して示す図面である。
的な部分を積重して示す図面である。
【図６】本発明に係る動翼における節弦比対半径を示す
グラフである。
グラフである。
【図７】最大翼厚対半径の関係を示すグラフである。
【図８】本発明に係る５つの基本的な部分の各重心の位
置を示すグラフである。
置を示すグラフである。
【図９】本発明に係る動翼におけるＩＭＡＸ対半径の関
係を示すグラフである。
係を示すグラフである。
【図１０】本発明に係る動翼におけるＩＭＩＸ対半径の
関係を示すグラフである。
関係を示すグラフである。
【図１１】本発明に係る動翼における翼端の拡大側面図
である。
である。
【符号の説明】 ３０ 動翼 ３０ａ プラットフォーム部 ３０ｂ 翼形部 ３０ｃ シュラウド部 ４２ ベース部分 ４４ 先端部分
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 シャン・チェン アメリカ合衆国、フロリダ州、ウインタ ー・スプリングス、ベア・クリーク・コー ト 691
Claims (2)
- 【請求項１】 テーパ付きのねじれ動翼において、 真っすぐな側方挿入型の根元部と、 プラットフォーム部と、 前記プラットフォーム部及び根元部と一体的に形成され
た翼形部であって、前記プラットフォーム部に配置され
て該翼形部の基端を構成するベース部分、該翼形部の反
対側の末端を構成する先端部分、及び、該先端部分で前
記翼形部に一体的に形成されたシュラウド部分を有する
前記翼形部とを備え、該シュラウド部分は前記ねじれ動
翼が第１の材料で製作された際には第１の寸法を有し、
該ねじれ動翼が第２の材料で製作された際には第２の寸
法を有する、テーパ付きのねじれ動翼。 - 【請求項２】 表１に従って作成されたタービン用の翼
配列。 【表１】
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/846103 | 1992-03-05 | ||
| US07/846,103 US5203676A (en) | 1992-03-05 | 1992-03-05 | Ruggedized tapered twisted integral shroud blade |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH05340201A true JPH05340201A (ja) | 1993-12-21 |
Family
ID=25296948
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP5045096A Pending JPH05340201A (ja) | 1992-03-05 | 1993-03-05 | タービンにおけるテーパ付きのねじれ動翼及び翼配列 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5203676A (ja) |
| JP (1) | JPH05340201A (ja) |
| CA (1) | CA2091133A1 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001234702A (ja) * | 1999-12-18 | 2001-08-31 | General Electric Co <Ge> | コリオリ・タービュレータ動翼 |
| JP2017122439A (ja) * | 2015-12-18 | 2017-07-13 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ターボ機械およびターボ機械用タービンブレード |
| JP2018519452A (ja) * | 2015-04-28 | 2018-07-19 | シーメンス アクティエンゲゼルシャフト | タービンロータ翼の断面形状を決定するための方法 |
| JP2021148122A (ja) * | 2020-03-20 | 2021-09-27 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | 改良されたロータブレード翼形部 |
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| KR20010023783A (ko) * | 1997-09-08 | 2001-03-26 | 칼 하인쯔 호르닝어 | 터보 기계 및 증기 터빈용 블레이드 |
| JP2000045704A (ja) * | 1998-07-31 | 2000-02-15 | Toshiba Corp | 蒸気タービン |
| JP2002213206A (ja) * | 2001-01-12 | 2002-07-31 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンにおける翼構造 |
| JP3912989B2 (ja) * | 2001-01-25 | 2007-05-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
| US6457938B1 (en) | 2001-03-30 | 2002-10-01 | General Electric Company | Wide angle guide vane |
| KR100404886B1 (ko) * | 2001-05-28 | 2003-11-07 | 두산중공업 주식회사 | 증기 터어빈 블레이드의 단면 형상 생성 방법 |
| JP4373629B2 (ja) * | 2001-08-31 | 2009-11-25 | 株式会社東芝 | 軸流タービン |
| GB2384276A (en) * | 2002-01-18 | 2003-07-23 | Alstom | Gas turbine low pressure stage |
| GB2407136B (en) | 2003-10-15 | 2007-10-03 | Alstom | Turbine rotor blade for gas turbine engine |
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| CN102536328A (zh) * | 2011-12-13 | 2012-07-04 | 杭州汽轮机股份有限公司 | 变转速空冷工业汽轮机的低压级组末级叶片 |
| ITCO20120059A1 (it) * | 2012-12-13 | 2014-06-14 | Nuovo Pignone Srl | Metodi per produrre pale cave sagomate in 3d di turbomacchine mediante produzione additiva, pale cave di turbomacchina e turbomacchine |
| JP6396093B2 (ja) * | 2014-06-26 | 2018-09-26 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼列、タービン段落及び軸流タービン |
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| US10876417B2 (en) | 2017-08-17 | 2020-12-29 | Raytheon Technologies Corporation | Tuned airfoil assembly |
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- 1992-03-05 US US07/846,103 patent/US5203676A/en not_active Expired - Fee Related
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- 1993-03-05 CA CA002091133A patent/CA2091133A1/en not_active Abandoned
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US5203676A (en) | 1993-04-20 |
| CA2091133A1 (en) | 1993-09-07 |
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