JPH0610609A - 蒸気タービン静翼及び静翼信頼性の最適化方法 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【目的】 翼形部と一体に形成された内側及び外側リン
グを有する最適な翼形状の蒸気タービン静翼を提供す
る。 【構成】 複数の静翼４２は、その内側リング４８及び
外側リング４６を溶接することによって連結され、環状
のノズルアセンブリを形成する。特に静翼４２はダイヤ
フラム構造を採用し、翼形部４４と内側及び外側リング
４８，４６との間のより円滑な移行が達成されて改良さ
れた性能を提供している。更に先行技術であるセグメン
ト式アセンブリと比べて、より薄い翼後縁と低減された
製造公差とを達成可能としている。そして、細まりの変
化率と転向角との制御によって蒸気流れ剥離をも制御
し、蒸気速度は、蒸気流れ剥離を回避すべく、翼の吸込
面のかなりの範囲に亙って実質的に連続して増大してい
る。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の背景】本発明は事業発電用途向けの蒸気タービ
ンに関し、特に低圧蒸気タービンに用いられる静翼に関
する。

【０００２】蒸気タービンの動翼（又はロータ翼）及び
静翼は複数の列或は段の形式で配列される。所定の列に
おける複数の動翼は互いに同一であり、タービンロータ
に設けられた取付溝に取り付けられる。一方、静翼は上
記ロータを取り囲む筒体或は羽根輪に取り付けられる。

【０００３】タービンにおける複数の動翼は、典型的に
は、同一の基本的な構成要素を共有している。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
と、該根元部の上方端でロータ外面と重なるプラットフ
ォーム部と、該プラットフォーム部から上方に延びる翼
形部とを有する。

【０００４】静翼もまた翼形部を有するが、該静翼の翼
形部はロータへ向かって下方に延びている。このような
翼形部は、翼前縁と、翼後縁と、凹状の吸込面と、凸状
の圧力面とを含む。大多数のタービンにおいて、１つの
特定列に共通する翼形部形状は、一般に、１つの特定タ
ービン中での他の列における翼形部形状と異なってい
る。一般に、異なる設計の２つのタービンが同一形状の
翼形部を共有することはない。翼形部形状における構造
的な違いは、静翼の空力特性、応力パターン、作動温
度、及び固有振動数に重要な変化をもたらす。次いでこ
れらの変化は、一般に翼形部形状の開発に先行して決定
される作動条件（タービン入口温度、圧力比、及び回転
速度）下でのタービン翼の予想寿命を決定する。

【０００５】新しい商業発電用の蒸気タービンのタービ
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ある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で、（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（gauging）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（throat）
対ピッチ（pitch）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吸込面との間の直線距
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り、これらの各測定値はタービン
軸から特別な径方向距離の所で測定される。

【０００６】これら流れ場のパラメータは、特定列にお
ける翼の長さを含む多数の要因に依存する。翼の長さは
蒸気タービンの設計段階の早期において設定され、本質
的には該蒸気タービンの総合出力とその特定段について
の出力との関数である。

【０００７】図１にはある１つの列における２つの隣接
翼の断面が図示され、典型的な翼に関する幾つかの特徴
を示す。これらの２つの翼には符号１０及び１２を付
す。これらの翼は、凸状の吸込面１４及び１６と、凹状
の圧力面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。

【０００８】図１において上記スロートは符号「Ｏ」に
よって示され、翼１０の翼後縁と翼１２の吸込面との間
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つの隣接する翼の翼後縁間の直線距離を表
す。

【０００９】翼の幅は距離Ｗ_mによって示され、翼の流
入角はα₁であり、流出角はα₂である。

【００１０】「β」は翼前縁の刃先金属角であり、符号
「ｓ」は食い違い角である。

【００１１】ある特定のタービンの上記流れ場での作動
の際、隣接する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、後続列を通過できない質量流量を
基部近辺に潜在的に作り出すことによって、その後続列
に影響する。従って、翼長の上下方向に亙って適切な流
れ分布を有する翼を設計することが重要である。

【００１２】翼の凹状面及び凸状面に沿う圧力分布によ
って、翼配列の非能率化となる二次流れを生じ得る。こ
の二次流れによる損失は、翼の末端壁部付近における吸
込面と圧力面との間における蒸気圧力の差異が原因して
いる。

【００１３】上記流れ場のパラメータによって定められ
るような翼形部形状のいかんにかかわらず、翼設計者は
最適な翼形状を製造するコストもまた考慮しなければな
らない。流れ場のパラメータは経済的には製造不可能な
輪郭を定めるかもしれず、さもなければ逆に最適な翼形
状は経済的に見て実用的ではないかもしれない。従っ
て、最適な翼形状は製造可能性をも考慮すべきである。

【００１４】

【発明の概要】本発明において、蒸気タービン翼は翼形
部と一体的に形成された内側及び外側リングを備える。
これらの複数の翼は、内側及び外側リングを溶接するこ
とによって結合されて、環状のノズルアセンブリを形成
している。本発明に係る翼のダイヤフラム構造（diaphr
agm structure）は、鍛造翼形部が内側及び外側リング
に溶接されている従来のセグメント式組立体（segment
assemblies）と比較して、翼形部と内側及び外側リング
との間のより円滑な移行により改良された性能を同一長
の翼の全てに亙って提供するものである。更に本発明
は、厚い翼後縁を有し比較的大きな公差を要する鍛造翼
形部を有する先行技術のセグメント式組立体と比べて、
より薄い翼後縁と低減された製造公差とを可能としてい
る。本発明に係る翼の特別な設計例では、細まりの変化
率と転向角との制御によって蒸気剥離をも制御する。蒸
気速度は、流れ剥離を回避すべく、翼の吸込面の主要延
長部に亙って実質的に連続して増大する。

【００１５】

【実施例】図２において、低圧化石燃料蒸気タービン３
０は数列或は数段の動翼３４を担持するロータ３２を備
える。内筒３６は、最終列の静翼３８と、該静翼最終列
に隣接する列の静翼４０と、該静翼最終列から２列目の
静翼４２とを含む複数列の静翼を支持している。各静翼
列は列名称を有する。静翼３８は列７Ｃにあり、動翼の
最終列は７Ｒと称されている。直ぐ上流側静翼４０のが
翼列６Ｃにあり、その次の静翼４２は翼列５Ｃにある。
本発明は翼列５Ｃ内での使用が特に意図されている。

【００１６】図３に示されるように、静翼４２は、翼形
部４４と、この静翼を内筒３６に連結する外側リング４
６と、翼形部４４の「内径」末端に連結された内側リン
グ４８とを備える。この翼形部４４における「外径」端
は、ダイヤフラム構造製造工程中において、外側リング
４６と一体的に形成される。ダイヤフラム構造におい
て、翼形部と外側及び内側リングは一体鋳造物から機械
加工される。通常、上記５Ｃ列に用いられる典型的には
約８．６５ｉｎ（２１９．７１ｍｍ）の静翼は、別体で
形成されている翼形部に内側リング及び外側リングが溶
接されるセグメント式組立体として形成されていた。ダ
イヤフラム構造では、より円滑な翼形部からリングへの
移行、翼形部におけるより薄い翼後縁、及び低減された
製造公差により、改良された性能が提供される。ダイヤ
フラム式組立体或はノズルアセンブリは、内側及び外側
リングを隣接するリングに溶接して、静翼の環状配列を
作り出すことにより形成されている。内側リング４８は
ロータ３２から遊びギャップだけ隔てられている。シー
ル５０はこの遊びギャップ内に位置され、静翼の下での
蒸気漏出を制限している。

【００１７】内側リング４８及び翼形部４４はこの組立
体全体の基本モードをタービン運転速度の倍数間に同調
すべく、即ち高調波励起振動数に関して同調すべく構成
されており、高サイクル疲労及び損傷の危険性を最小限
度にしている。特に、静翼の質量／剛性は図３及び４に
示す特性を提供すべくその径方向に分布されている。基
本高調波振動数は、その後、内側リング形状を最適化す
ることによって、即ち質量及び剛性を調整することによ
って、微細に同調調整がなされる。

【００１８】高サイクル疲労及び損傷の可能性を低減す
るために、ダイヤフラム翼構造は、同相励振として作用
する静翼の全蒸気負荷を想定することによって解析する
のが好ましい。この解析には、動翼解析用に通常あてら
れるグッドマン線図（Goodman diagram）技術が用いら
れて行われる。この解析から得られた振動応力は、その
後、実験的に得られた許容応力と比較される。必要なら
ば、この静翼構造はその後再度同調が行われ、満足でき
る結果が得られるまで上述の解析及び比較が繰り返され
る。この技術はこのタイプの翼に用いられてきただけで
ある。歴史的には、ダイヤフラム構造は周波数応答性に
ついて試験されてきただけである。

【００１９】本発明の静翼を組み立てて静翼列５Ｃにす
る際、その静翼列或は静翼段の効率は蒸気流の入射角及
び二次流れ損失を最小化することによって最適化され
る。最適な入口角及びゲージングの分布は疑似的な三次
元流れ場の解析を用いて得られる。翼形部４４の独特な
形状はこの低圧タービン３０における動翼列５Ｒを去る
流れの条件や最後の２段の性能に影響する。静翼列５Ｃ
の入口角は動翼列４Ｒを去る蒸気の条件によって影響さ
れる。

【００２０】図６乃至図１０は本発明に係る静翼４２の
一般形状を示すと共に、該静翼４２と圧力側の輪郭線４
３によって示された隣接静翼との間における蒸気通路の
細まり形態を示す。図６の断面は静翼４２の径方向内側
端（先端）に隣接して切断されたものであり、図１０は
静翼４２の径方向外側端（基端）に隣接して切断された
ものである。表２は図６乃至図１０の各断面の重要な特
性を対応する連続性をもって列挙している。食い違い
角、出口開口角及び主座標（α）角等のある一定の特性
は翼形部４４の延在域に亙って実質的に一定となってい
ることに注目されたい。食い違い角は、横断面図におい
て、水平線と翼前縁及び翼後縁における各円に対する接
線との間に形成される角度である。主座標角は水平線と
最小断面二次モーメント軸との間の角度である。表２に
載せられていない１つの測定値は静翼後縁４４Ａの呼称
厚さである。本発明に係る静翼においてのこの呼称厚さ
は、後流混合損失を著しく低減し、且つタービン性能を
改良するために、約８０ミル（０．２０３ｃｍ）まで低
減することが可能である。表２に関連して、吸込面の転
向（曲がり）は、該吸込面のスロート点（最小通路翼弦
が吸込面と交差した点）から翼形部の出口までの吸込面
の傾斜の変化であることが分かる。入口金属角は、垂直
線と、吸込面及び圧力面の翼前縁での接触点に対する２
つの接線の間に形成される二等分線との間の角度であ
る。入口夾角度はこれら２つの接線の間の角度である。
出口開口は、蒸気通路出口での隣接する翼形部間の最短
距離である。

【００２１】

【表２】

【００２２】図１１は本発明における他の重要な特性を
示している。図１１に示されるように、静翼翼形部４４
の吸込面（凸状面）における蒸気流れの速度比は、該翼
形部の略々全幅に亙って連続的に増大している。この加
速特性は、蒸気を静翼面に対する接触状態或は近接離間
状態に維持している。従ってこの特性は、翼前縁から翼
後縁にかけての隣接静翼間の面積縮小の減少率により、
また転向角の変化率を制御することによって達成され
る。転向角は静翼の入口から出口にかけての角度的な転
向量である。

【００２３】本発明に係る静翼４２は、化石燃料が供給
される蒸気タービンに改良された性能及び効率を与える
ものである。この規模の静翼に以前適用されたとは信じ
られない製造及び同調技術を利用するものである。

【図面の簡単な説明】

【図１】典型的な翼特徴を示している２つの隣接翼の断
面図である。

【図２】本発明に係る静翼列を取り入れている蒸気ター
ビンの一部における縦断面図である。

【図３】図２の蒸気タービンの一部拡大図であり、本発
明に係る静翼が示されている。

【図４】本発明に係る静翼に関する半径の関数としての
横断面積のグラフである。

【図５】本発明に係る静翼に関する半径の関数としての
最小慣性モーメント（ＩＭＩＮ）のグラフである。

【図６】本発明に係る静翼の所定の径方向距離での断面
図である。

【図７】本発明に係る静翼の所定の径方向距離での断面
図である。

【図８】本発明に係る静翼の所定の径方向距離での断面
図である。

【図９】本発明に係る静翼の所定の径方向距離での断面
図である。

【図１０】本発明に係る静翼の所定の径方向距離での断
面図である。

【図１１】本発明に係る静翼の吸込面及び圧力面におけ
る蒸気速度のグラフである。

【符号の説明】

１４，１６ 凸状吸込面 １８，２０ 凹状圧力面 ３０ 蒸気タービン ４２ 静翼 ４４ 翼形部 ４６ 外側リング ４８ 内側リング

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)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 蒸気タービンの静翼であって、該静翼
   は、前記蒸気タービンにおける作動位置に取り付けられ
   たときに、一体形成された内側リング部で終端する径方
   向内側端と、一体形成された外側リング部で終端する径
   方向外側端とを備える翼形部を有し、該翼形部は以下の
   表１の特性を有することから成る蒸気タービンの静翼。 【表１】
2. 【請求項２】 翼形部、一体的な内側リング、及び一体
   的な外側リングを有する、蒸気タービンのダイヤフラム
   式の静翼の信頼性を最適化する方法において、 最小質量が前記内側リング近くにあるような静翼質量の
   径方向における分布によって、前記静翼を高調波励振に
   関して同調させ且つ前記内側リング部の質量を最適化
   し、 共振を想定すると共に、同相励振として作用する全蒸気
   負荷のコンピューターシミュレーションを用いることに
   よって、同調後に静翼の振動特性を解析し、 解析された静翼特性が許容可能な振動応力に一致するま
   で、同調及び再同調の工程を繰り返す、 諸工程を含む静翼信頼性の最適化方法。