JPH0777008A - Blade groove structure of turbine - Google Patents
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Abstract
Description
【０００１】[0001]
【産業上の利用分野】本発明は、タービン動翼を嵌合、
固設させるため、タービンロータディスクの外周に設け
られる翼溝構造に係り、特に、タービン動翼の翼根の肩
部が接する翼溝Ｒコーナ部の防食を図ったタービンの翼
溝構造に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention fits a turbine rotor blade,
The present invention relates to a blade groove structure provided on the outer circumference of a turbine rotor disk for being fixedly mounted, and particularly to a blade groove structure of a turbine in which corrosion is prevented at a blade groove R corner portion with which a shoulder portion of a blade root of a turbine rotor blade contacts.
【０００２】[0002]
【従来の技術】従来の、一般的なタービン動翼を、ター
ビンロータディスクに嵌合、固設させるための、タービ
ンの翼溝構造について、図３を参照して説明する。ター
ビンロータには、図示しない、複数のタービンロータデ
ィスクが同軸状に設けられており、各々のタービンロー
タディスク外周には、タービン動翼の翼根を嵌合、固設
させるための翼溝が、周方向、あるいはタービンロータ
軸方向に削成されている。図３は、図示しないタービン
ロータに、取り付けられた、１個のタービンロータディ
スク１外周の周方向に削成された、翼溝横断面を示す図
である。すなわち、タービンロータディスク１外周側の
周方向に削成された翼溝２には、下端部に翼溝２と略同
形状に削成された翼根３を具えた複数のタービン動翼４
が嵌合され、翼溝２底部のタービンロータディスク１周
方向に削成された支持ピン溝５に連設された支持ピン６
で、翼溝２に固設されている。2. Description of the Related Art A turbine blade groove structure for fitting and fixing a conventional, general turbine rotor blade to a turbine rotor disk will be described with reference to FIG. A plurality of turbine rotor disks (not shown) are coaxially provided on the turbine rotor, and a blade groove for fitting and fixing the blade root of the turbine rotor blade is provided on the outer periphery of each turbine rotor disk. It is cut in the circumferential direction or in the axial direction of the turbine rotor. FIG. 3 is a view showing a cross section of a blade groove, which is attached to a turbine rotor (not shown) and is cut in the circumferential direction of the outer circumference of one turbine rotor disk 1. That is, a plurality of turbine rotor blades 4 each having a blade root 2 formed in the circumferential direction on the outer peripheral side of the turbine rotor disk 1 and having a blade root 3 formed in substantially the same shape as the blade groove 2 at its lower end portion.
, The support pin 6 continuously provided in the turbine rotor disk 1 at the bottom of the blade groove 2 and cut in the circumferential direction of the support pin groove 5.
And is fixed to the blade groove 2.
【０００３】また、タービン動翼４は、上述の翼根３、
蒸気が作用しタービンロータまわりに回転駆動力を発生
させるブレード４′の他に、回転中の動翼４に発生する
振動を軽減し、さらに半径方向の流体の散逸を防止する
ため、動翼４の上端に設けたシュラウド７と、同シュラ
ウド７を周方向に、連設される各々のタービン動翼４の
上端に圧着し、連結するためのテノン８から構成されて
いる。Further, the turbine rotor blade 4 has the above-mentioned blade root 3,
In addition to the blades 4'which generate a rotary driving force around the turbine rotor due to the action of steam, the rotor blades 4'are reduced in order to reduce the vibration generated in the rotating rotor blades 4 and to prevent the radial dissipation of fluid. And a tenon 8 for crimping and connecting the shroud 7 in the circumferential direction to the upper ends of the turbine rotor blades 4 connected in the circumferential direction.
【０００４】上述の如き、タービンロータディスク１外
周側の周方向に削成された翼溝２に、翼溝２と同形状を
呈した翼根３を有する複数のタービン動翼４を嵌合し
て、固設する翼溝２の構造においては、タービンロータ
の回転中に、タービン動翼４の肩部が嵌合する翼溝２の
角部９（以下、翼溝Ｒコーナ部という）に、タービン動
翼４の遠心力により生じる遠心応力が最も負荷される。As described above, a plurality of turbine rotor blades 4 having blade roots 3 having the same shape as the blade grooves 2 are fitted into the blade grooves 2 formed in the circumferential direction on the outer peripheral side of the turbine rotor disk 1. In the structure of the blade groove 2 that is fixed, the corner portion 9 (hereinafter, referred to as blade groove R corner portion) of the blade groove 2 with which the shoulder portion of the turbine rotor blade 4 fits during rotation of the turbine rotor, The centrifugal stress generated by the centrifugal force of the turbine rotor blade 4 is most loaded.
【０００５】この負荷応力に対して、上記、翼溝２の翼
溝Ｒコーナ部９は、１mm程度の曲率半径のＲ部が形成さ
れ、応力集中を緩和する等して、強度的には十分耐えら
れる構造とされている。しかし、動翼４を駆動する蒸気
中には、Ｃｌ，Ｎａ，Ｓ等の腐食生成物質が、超微量で
あるにせよ含まれており、タービン停止時翼溝２内に、
これらの腐食生成物質の混入するドレンが、流入するこ
とは避けられないことである。即ち、翼溝２内において
は、超微量の腐食生成物質を含む残留蒸気の、タービン
停止によるドレン化→翼溝２内への流入→タービン起動
による蒸気化、のプロセスが継続して生じ、この現象を
繰り返せば、超微量の腐食生成物質であっても濃縮さ
れ、タービンロータディスク１を腐食するに充分な濃度
のものとなる。なお、通常のタービンロータディスク１
は、種々の条件を考慮して、一般的にＣｒ含有量の少な
い材質で製作されており、翼溝２内部は、この腐食生成
物質によって腐食されやすい状況にある。その結果、タ
ービンロータの回転中に、ブレード４′等の遠心力によ
る生じる遠心応力が最も負荷される、翼溝２の翼溝Ｒコ
ーナ部９には、腐食と応力との重畳作用による、き裂１
０が生じるおそれがある。In response to this load stress, the blade groove R corner portion 9 of the blade groove 2 is formed with an R portion having a radius of curvature of about 1 mm, and stress concentration is relaxed, and the strength is sufficient. It is designed to withstand. However, the steam that drives the moving blades 4 contains corrosion-producing substances such as Cl, Na, and S even if the amount thereof is extremely small, and the steam in the blade grooves 2 when the turbine is stopped,
It is inevitable that the drain containing these corrosion-producing substances will flow in. That is, in the blade groove 2, a process of draining residual steam containing an ultra-trace amount of a corrosion-producing substance by stopping the turbine → inflow into the blade groove 2 → vaporization by starting the turbine occurs continuously. If the phenomenon is repeated, even a trace amount of the corrosion producing substance will be concentrated, and the concentration will be sufficient to corrode the turbine rotor disk 1. In addition, the normal turbine rotor disk 1
Is generally made of a material having a low Cr content in consideration of various conditions, and the inside of the blade groove 2 is easily corroded by this corrosion-producing substance. As a result, during the rotation of the turbine rotor, the centrifugal stress generated by the centrifugal force of the blades 4 ′ and the like is most loaded, and the blade groove R corner portion 9 of the blade groove 2 is affected by the superposed action of corrosion and stress. Fissure 1
0 may occur.
【０００６】[0006]
【発明が解決しようとする課題】本発明は、タービンロ
ータディスク外周に削成され、タービン動翼の翼根を嵌
合、固設するための翼溝、特に、翼根の肩部が嵌合され
る翼溝の角部（翼溝Ｒコーナ部）の応力緩和と腐食の防
止を行い、翼溝Ｒコーナ部における、き裂の発生を抑制
できるタービンの翼溝構造を提供することを特徴とす
る。SUMMARY OF THE INVENTION According to the present invention, a blade groove is formed on the outer periphery of a turbine rotor disk for fitting and fixing a blade root of a turbine rotor blade, particularly, a shoulder portion of the blade root is fitted. The present invention provides a turbine blade groove structure capable of relaxing stress in a corner portion of a blade groove (blade groove R corner portion) and preventing corrosion and suppressing the occurrence of cracks in the blade groove R corner portion. To do.
【０００７】[0007]
【課題を解決するための手段】本発明のタービンの翼溝
構造は次の手段とした。 （１）タービンロータディスクの外周に、周方向に削成
され、タービン動翼の翼根を嵌合・固設する翼溝の翼溝
Ｒコーナ部のＲ形状が、従来のものより、大径の曲率半
径で形成され、翼溝Ｒコーナ部に、該径の曲率半径で形
成される空間を凹設した。 （２）翼溝Ｒコーナ部に設けた空間には、注入されてタ
ービンが使用されるまでは、液状を保持し、タービンが
一たん使用された後は、空間を被覆する膜状となる耐熱
性で、かつ耐食性の塗装剤を注入した。 （３）タービンロータディスクの側部と空間との間に
は、塗装剤を注入するための挿入口を設けた。Means for Solving the Problems The blade groove structure of the turbine of the present invention is as follows. (1) The R shape of the blade groove R corner portion of the blade groove, which is machined in the circumferential direction on the outer periphery of the turbine rotor disk and fits and fixes the blade root of the turbine rotor blade, has a larger diameter than the conventional one. And a space formed with the radius of curvature of the radius is formed in the blade groove R corner portion. (2) In the space provided in the blade groove R corner portion, a liquid state is maintained until it is injected and the turbine is used, and after the turbine is used for a while, a film-like heat resistance covering the space is formed. Injecting a coating agent that is both resistant and corrosion resistant. (3) An insertion port for injecting the coating material is provided between the side portion of the turbine rotor disk and the space.
【０００８】[0008]
【作用】本発明のタービンの翼溝構造によれば、タービ
ン停止によりドレン化した、残留蒸気の翼溝への流入、
タービン起動によりドレン化した残留蒸気の蒸気化によ
る排出の繰返しがあっても、従来のものに比べて翼溝Ｒ
コーナ部のＲ形状が大きく、応力の集中が緩和されると
ともに、翼溝Ｒコーナ部に凹設された空間内側には液状
の耐熱、耐食性の塗装剤が注入され、タービン使用後膜
状となって空間内側を被覆し保護するので、腐食生成物
質によって、腐食されやすい翼溝Ｒコーナ部内の腐食が
軽減され、翼溝Ｒコーナ部での腐食と応力との重畳作用
による、き裂の発生を防止できる。According to the blade groove structure of the turbine of the present invention, the residual steam that has been drained by stopping the turbine flows into the blade groove,
Even if the residual steam that has been drained by starting the turbine is repeatedly discharged due to vaporization, the blade groove R is larger than that of the conventional one.
The R shape of the corner is large, stress concentration is relieved, and a liquid heat-resistant and corrosion-resistant coating agent is injected inside the space recessed in the blade groove R corner to form a film after the turbine is used. Since the inside of the space is covered and protected by the corrosion-generating substance, the corrosion in the blade groove R corner portion, which is easily corroded, is reduced, and the occurrence of cracks due to the superposed action of corrosion and stress in the blade groove R corner portion is prevented. It can be prevented.
【０００９】さらに、翼溝Ｒコーナ部にもうけた空間
に、塗装剤を注入するための挿入口を空間とタービンロ
ータディスク側部との間に設けたので、注入した塗装剤
の劣化または散逸・減少に応じて、タービンカバーを外
すのみで、新規の塗装剤を容易に補充でき、Ｒコーナ部
のき裂防止を、永続性をもって行なうことができる。Further, since the insertion port for injecting the coating material is provided in the space provided in the blade groove R corner portion between the space and the side portion of the turbine rotor disk, deterioration or dissipation of the injected coating material is prevented. According to the decrease, only by removing the turbine cover, a new coating agent can be easily replenished, and the R corner can be prevented from cracking permanently.
【００１０】[0010]
【実施例】以下、本発明のタービンの翼溝構造の実施例
を、図面により説明する。図１、図２は、本発明のター
ビンの翼溝構造の一実施例を示す図であって、図１は、
複数段設けられているタービンロータディスクのうち
の、１つのタービンロータディスク１の横断側面図、図
２は、図１の矢視Ａ−Ａ図である。図に示すように、タ
ービンロータディスク１は、中心孔１１を設けた、ター
ビンロータ軸１２の外周に設けられ、バランスホール１
３が穿設されている。さらに、タービンロータディスク
１の外周には、翼溝２が周方向に削成され、翼溝２に
は、翼溝２と同形状を呈した翼根３を有し、複数枚ごと
に、上端頭部をテノンで固着化した、シュラウド７で連
設された、タービン動翼４が嵌合、固設されている。さ
らに、タービン動翼４と翼溝２とが嵌合、固設されてい
る位置のタービンロータディスク１側面には、耐熱、耐
食性塗装剤を挿入するために、後述する挿入口１４が任
意の数、周方向に設けられている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS An embodiment of a turbine blade groove structure of the present invention will be described below with reference to the drawings. 1 and 2 are views showing an embodiment of a blade groove structure of a turbine according to the present invention.
1 is a cross-sectional side view of one turbine rotor disk 1 among the turbine rotor disks provided in a plurality of stages, and FIG. 2 is a view taken along the line AA of FIG. As shown in the figure, the turbine rotor disk 1 is provided on the outer periphery of a turbine rotor shaft 12 having a central hole 11, and the balance hole 1
3 is drilled. Further, a blade groove 2 is cut in the circumferential direction on the outer circumference of the turbine rotor disk 1, and the blade groove 2 has a blade root 3 having the same shape as the blade groove 2. Turbine rotor blades 4, which are connected by a shroud 7 and whose heads are fixed with tenon, are fitted and fixed. Further, in order to insert a heat-resistant and corrosion-resistant coating agent on the side surface of the turbine rotor disk 1 where the turbine rotor blade 4 and the blade groove 2 are fitted and fixed, an arbitrary number of insertion ports 14 to be described later are provided. , Provided in the circumferential direction.
【００１１】図２に示されるように、翼溝２に嵌合、固
設される動翼４の翼根３の肩部１７が当接する、翼溝２
の外周側の肩部、即ち翼溝Ｒコーナ部９は、図３に示す
従来のものに比べて、約１．５〜２倍の曲率半径で形成
されるとともに、タービン動翼４の肩部１７との間に、
タービンロータディスク１の周方向に軸心をもつ半円筒
状の空間１８が削成されている。さらに、空間１８の内
側には、注入されてから、タービンが作動するまでは液
状を保持し、タービンが一たん作動した後は、空間１８
の内側を被覆する膜を形成する耐熱、耐食性の塗装剤１
６が充填されている。塗装剤１６としては、フッソゴム
樹脂系（エイトシールＦ−１０、旭硝子（株）商品
名）、シリコン樹脂系（ステンレスコートＦＩＬ、長栄
鋼材（有）商品名）、ポリエステル樹脂系（ケミフレー
クプライマー（株）東洋ゴム商品名）等が使用できる。As shown in FIG. 2, the blade groove 2 with which the shoulder portion 17 of the blade root 3 of the moving blade 4 fitted and fixed to the blade groove 2 abuts.
The outer peripheral side shoulder portion, that is, the blade groove R corner portion 9 is formed with a radius of curvature of about 1.5 to 2 times that of the conventional one shown in FIG. 3, and the shoulder portion of the turbine rotor blade 4 is formed. Between 17 and
A semi-cylindrical space 18 having an axial center in the circumferential direction of the turbine rotor disk 1 is cut. Further, the liquid is retained inside the space 18 from the pouring until the turbine is operated, and the space 18 is maintained after the turbine is once operated.
Heat- and corrosion-resistant coating agent 1 that forms a film that covers the inside of
6 is filled. As the coating agent 16, a Fluoro rubber resin type (Eight seal F-10, a product name of Asahi Glass Co., Ltd.), a silicon resin type (stainless coat FIL, a product name of Choei Steel Co., Ltd.), a polyester resin type (Chemflake Primer Co., Ltd. ) Toyo Rubber brand name) can be used.
【００１２】また、翼溝Ｒコーナ部９の空間１８には、
内部に充填した塗装剤１６の劣化、又は散逸による補充
を定期的に行うための挿入口１４が、タービンロータデ
ィスク１の側面との間に、前述したように複数個設けら
れている。さらに、タービンロータディスク１側面の挿
入口１４の出口には、ねじ栓１５が設けられ、挿入口１
４を密封している。Further, in the space 18 of the blade groove R corner portion 9,
As described above, a plurality of insertion ports 14 are provided between the side surface of the turbine rotor disk 1 and the insertion port 14 for periodically replenishing the coating material 16 filled in the interior with deterioration or dissipation. Further, a screw plug 15 is provided at the outlet of the insertion port 14 on the side surface of the turbine rotor disk 1,
4 is sealed.
【００１３】翼溝２の底部には、タービンロータディス
ク１の周方向に削成された、支持ピン溝５が設けられて
おり、翼溝２にその翼根３が嵌合されたタービン動翼４
は、翼根３の底面と支持ピン溝５との間に嵌入される支
持ピン６により、タービンロータディスク１と固着され
る。At the bottom of the blade groove 2, there is provided a support pin groove 5 which is cut in the circumferential direction of the turbine rotor disk 1, and a turbine blade having a blade root 3 fitted in the blade groove 2. Four
Is fixed to the turbine rotor disk 1 by a support pin 6 fitted between the bottom surface of the blade root 3 and the support pin groove 5.
【００１４】本実施例のタービンの翼溝構造は、上述の
様に、構成されるので、翼溝２にタービン動翼４が嵌
合、固設され、翼溝Ｒコーナ部９の空間１８に液状の塗
装剤１６が挿入口１４を通じて注入された後、タービン
を作動させると、遠心力により動翼４と翼溝２との間の
圧縮応力が増して、特に翼溝Ｒコーナ部９に集中応力が
生じるが、翼溝Ｒコーナ部９の曲率半径を大きくしてい
るので、集中応力が緩和される。また、翼溝Ｒコーナ部
９に設けた空間１８に注入された塗装剤１６は、遠心力
により空間内面に張り付いた状態で、タービンを駆動す
る蒸気で加熱され、固化して、空間内面を被覆する膜状
となる。これにより、タービン停止後残留蒸気がドレン
化して、翼溝２内に流入することがあっても、翼溝Ｒコ
ーナ部９のドレンとの接触が断たれて、腐食が防止でき
る。さらに、ねじ栓１５の開放により、空間１８への塗
装剤１６の補充ができるので、タービン非作動時に、タ
ービンカバーを開放するだけで定期的な塗装剤１６の補
充が容易にできる。Since the turbine blade groove structure of the present embodiment is constructed as described above, the turbine rotor blade 4 is fitted and fixed to the blade groove 2 and is installed in the space 18 of the blade groove R corner portion 9. When the turbine is operated after the liquid coating material 16 is injected through the insertion port 14, the compressive stress between the moving blade 4 and the blade groove 2 increases due to the centrifugal force, and particularly the blade groove R corner portion 9 concentrates. Although stress is generated, since the radius of curvature of the blade groove R corner portion 9 is increased, the concentrated stress is relieved. Further, the coating material 16 injected into the space 18 provided in the blade groove R corner portion 9 is heated by steam for driving the turbine in a state of being adhered to the inner surface of the space by centrifugal force and solidified to clean the inner surface of the space. It becomes a film to cover. As a result, even if the residual steam is drained after the turbine is stopped and flows into the blade groove 2, the contact with the drain of the blade groove R corner portion 9 is cut off and corrosion can be prevented. Further, since the coating material 16 can be replenished to the space 18 by opening the screw plug 15, it is possible to easily replenish the coating material 16 at regular intervals simply by opening the turbine cover when the turbine is not operating.
【００１５】[0015]
【発明の効果】以上、述べたように、本発明のタービン
の翼溝構造によれば、特許請求の範囲に示す簡素な構成
により、タービン使用中に翼溝Ｒコーナ部に集中的に作
用する、シュラウド及び動翼等の遠心応力は大幅に緩和
され、さらに、タービン使用後、耐食・耐熱性塗装剤が
翼溝Ｒコーナ部内側に、塗布された状態になることか
ら、残留蒸気に起因する翼溝Ｒコーナ部の腐食を防止で
き、この部分における、き裂の発生を効果的に防止でき
る。さらに、塗装剤の挿入口を、タービンロータディス
クの側面に連通させて設けたことにより、定期的に塗装
剤を補充できるので、翼溝Ｒコーナ部のき裂発生を、恒
久的に防止できる。As described above, according to the blade groove structure for a turbine of the present invention, the blade groove R corner portion is concentratedly exerted during use of the turbine by the simple structure shown in the claims. Centrifugal stress on the shroud, blade, etc. is greatly relieved, and after the turbine is used, the corrosion / heat resistant coating agent is applied inside the R-corner of the blade groove, resulting in residual steam. Corrosion of the blade groove R corner can be prevented, and cracks can be effectively prevented from occurring at this portion. Further, since the coating material insertion port is provided so as to communicate with the side surface of the turbine rotor disk, the coating material can be replenished periodically, so that the occurrence of cracks in the blade groove R corner portion can be permanently prevented.
【図１】本発明のタービンの翼溝構造の一実施例を適用
する、タービンロータディスクの横断側面図。FIG. 1 is a cross-sectional side view of a turbine rotor disk to which an embodiment of a turbine blade groove structure of the present invention is applied.
【図２】本発明のタービンの翼溝構造の一実施例を示す
図であって、図１の矢視Ａ−Ａ横断面図。FIG. 2 is a view showing an embodiment of a turbine blade groove structure of the present invention, and is a cross-sectional view taken along the line AA of FIG.
【図３】従来のタービンの翼溝構造を示す横断面図であ
る。FIG. 3 is a cross-sectional view showing a blade groove structure of a conventional turbine.
１ ロータディスク ２ 翼溝 ３ 翼根 ４ タービン動翼 ５ 支持ピン溝 ６ 支持ピン ７ シュラウド ８ テノン ９ 翼溝Ｒコーナ部 １０ き裂 １１ 中心孔 １２ タービンロータ軸 １３ バランスホール １４ （塗装剤）挿入口 １５ ねじ栓 １６ 塗装剤 １７ （翼根の）肩部 １８ 空間 1 Rotor Disc 2 Blade Groove 3 Blade Root 4 Turbine Blade 5 Support Pin Groove 6 Support Pin 7 Shroud 8 Tenon 9 Blade Groove R Corner 10 Crack 11 Center Hole 12 Turbine Rotor Shaft 13 Balance Hole 14 (Coating Agent) Insertion Port 15 Screw stopper 16 Coating agent 17 (wing root) shoulder 18 Space
Claims (1)
めタービンロータディスク外周に削成されるタービンの
翼溝構造において、前記翼根の肩部が嵌合する前記翼溝
の角部に大径の曲率半径で画成された空間と、前記空間
内に液状で注入されタービンの運転時に前記空間内に被
膜を形成する耐熱耐食性の塗装剤と、前記空間と前記タ
ービンロータディスク側部との間に穿設され前記塗装剤
を前記空間に外部から注入できる挿入口とを具えている
ことを特徴とするタービンの翼溝構造。1. In a blade groove structure of a turbine, which is cut on the outer circumference of a turbine rotor disk for fitting and fixing a blade root of a turbine rotor blade, a corner of the blade groove to which a shoulder portion of the blade root is fitted. A space defined by a large radius of curvature, a heat-corrosion-resistant coating agent that is injected into the space in a liquid state to form a film in the space when the turbine is operating, the space and the turbine rotor disk side A blade groove structure for a turbine, characterized in that the blade groove structure is provided between the portion and a portion to insert the coating agent into the space from the outside.
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|---|---|---|---|
| JP22440593A JPH0777008A (en) | 1993-09-09 | 1993-09-09 | Blade groove structure of turbine |
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| JP (1) | JPH0777008A (en) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2000034903A (en) * | 1998-07-17 | 2000-02-02 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Rotor mounting structure of turbine moving blade |
| EP0889202A3 (en) * | 1997-07-02 | 2000-02-02 | Asea Brown Boveri AG | Connection |
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| JP2013217220A (en) * | 2012-04-05 | 2013-10-24 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Fuel gas compressor, fuel gas compressor moving blade assembling method, and fuel gas compressor moving blade removing method |
| JP2017125478A (en) * | 2016-01-15 | 2017-07-20 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Structure and method for assembling to turbine rotor of moving blade and turbine rotor |
-
1993
- 1993-09-09 JP JP22440593A patent/JPH0777008A/en not_active Withdrawn
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