JPS59208104A - タ−ビン翼車 - Google Patents
タ−ビン翼車Info
- Publication number
- JPS59208104A JPS59208104A JP8168283A JP8168283A JPS59208104A JP S59208104 A JPS59208104 A JP S59208104A JP 8168283 A JP8168283 A JP 8168283A JP 8168283 A JP8168283 A JP 8168283A JP S59208104 A JPS59208104 A JP S59208104A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- turbine
- width
- stopper
- rotor
- 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
Links
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
- F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
- F01D5/3046—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses the rotor having ribs around the circumference
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
【発明の詳細な説明】
し発明の技術分野〕
不発［す」はタービンロータに取り付けられるタービン
動翼のうちのタービン止め翼の取り付は構造の改良に関
するものである。
動翼のうちのタービン止め翼の取り付は構造の改良に関
するものである。
し発明の技術的背反とその問題点〕
一般に蒸気タービンは高圧・高温蒸気のもつ熱エイ・ル
ギーを回転エネルギーに変換する機械であり、蒸気通路
部は多段のノズル・動翼の組合せで構成される。
ギーを回転エネルギーに変換する機械であり、蒸気通路
部は多段のノズル・動翼の組合せで構成される。
蒸気通路部は第１図に示すような構造になっており、静
止部はケーシング■にノズルダイアフラム外輪２がはめ
込まれており、ノズルダイアフラム外輪２とノズルダイ
アフラム内輪３との間に所定数のノズル４がはさみ込ま
れている。また、蒸気漏洩防止の観点からノズルダイア
フラム内輪３の内周部には回転軸５に対向してラビリン
スパツキン６が、ノズルダイアフラム外輪２には動翼７
の先端に全周にわたって配設されたシュラウド８に対向
して所定数のチップフィン９がそれぞれ設けられている
。
止部はケーシング■にノズルダイアフラム外輪２がはめ
込まれており、ノズルダイアフラム外輪２とノズルダイ
アフラム内輪３との間に所定数のノズル４がはさみ込ま
れている。また、蒸気漏洩防止の観点からノズルダイア
フラム内輪３の内周部には回転軸５に対向してラビリン
スパツキン６が、ノズルダイアフラム外輪２には動翼７
の先端に全周にわたって配設されたシュラウド８に対向
して所定数のチップフィン９がそれぞれ設けられている
。
一方、回転部は回転軸５から一体で形成されるかもしく
は焼ばめされた円板状の翼車１．０に動翼植込部１１を
介して動翼７が所定数円周上に固定されている。動翼先
端部には主流からの蒸気漏洩防止および動翼振動を減衰
させる目的で所定数のシュラウド８が全周にわた−って
動翼７を囲っている。各シュラウド８は動翼７から一体
で形成されたテノン■２に嵌合し、動翼群を一つの綴り
とし−Ｃ結合するようテノン貫通孔が設けられており、
テノン１２をコーキングすることによりンユラウド８を
動翼７に固定している。
は焼ばめされた円板状の翼車１．０に動翼植込部１１を
介して動翼７が所定数円周上に固定されている。動翼先
端部には主流からの蒸気漏洩防止および動翼振動を減衰
させる目的で所定数のシュラウド８が全周にわた−って
動翼７を囲っている。各シュラウド８は動翼７から一体
で形成されたテノン■２に嵌合し、動翼群を一つの綴り
とし−Ｃ結合するようテノン貫通孔が設けられており、
テノン１２をコーキングすることによりンユラウド８を
動翼７に固定している。
次に、第２図から第６図に示される従来のタービン動翼
および止め翼の取り付は構造について説明する。
および止め翼の取り付は構造について説明する。
一般に翼車１０とタービン動翼７の固定にはアウトサイ
ドダブテールが多く採用されている。アウトサイトダブ
テール 周部において、半径方向に２段のあり溝形状をなすダブ
テール１３が、翼車ｌＯの円周に活−っで形成されてい
る。このダブテール１３には、これに対してめす形とな
るダブテール溝１４を形成されたタービン動翼７が所定
数嵌合取り付けられるようになっている。この取り付け
は翼車の円周上に形成されたダブテール１３の１個所４
Ｌ＜は板数個所に形成した切り欠き部１５にタービン動
翼７を半径方向に挿入した後、円周方向に摺動させて両
者をあり溝係合させ、タービン動翼７の半径方向への移
動を規制するようにしている。動翼７が組立てられた後
は、切り火き部［５にはこの切り欠き部１５に対してめ
す形となる２段形状の溝１６を備えかつ切り欠き部幅Ａ
に相当する植込部厚さを有する止め翼１７が挿入され、
ビン１８によって係止される。
ドダブテールが多く採用されている。アウトサイトダブ
テール 周部において、半径方向に２段のあり溝形状をなすダブ
テール１３が、翼車ｌＯの円周に活−っで形成されてい
る。このダブテール１３には、これに対してめす形とな
るダブテール溝１４を形成されたタービン動翼７が所定
数嵌合取り付けられるようになっている。この取り付け
は翼車の円周上に形成されたダブテール１３の１個所４
Ｌ＜は板数個所に形成した切り欠き部１５にタービン動
翼７を半径方向に挿入した後、円周方向に摺動させて両
者をあり溝係合させ、タービン動翼７の半径方向への移
動を規制するようにしている。動翼７が組立てられた後
は、切り火き部［５にはこの切り欠き部１５に対してめ
す形となる２段形状の溝１６を備えかつ切り欠き部幅Ａ
に相当する植込部厚さを有する止め翼１７が挿入され、
ビン１８によって係止される。
ところで、従来のタービン止め翼の取り付は構造におけ
る切り欠き部１５の形状は翼車ｌＯの半径方向外側から
見れば、第３図に示すように平行部りと切り欠き角部の
両側のコーナ８部とから形成されていた。２つのダブテ
ール１３ａ，１３ｂで切り欠き幅が異なるのは動翼植込
部の傾斜による。切り欠き部１５において平行部りは、
動翼７を半径方向に挿入するだめに必要な部分であり、
動翼７の植込部厚さＢと挿入するだめの余裕αとから決
定され， Ｌ＝１３＋αである。両側のコーナＲはロー
タが回転するときに生じる遠心応力集中を緩和する目的
でその寸法が決定される。
る切り欠き部１５の形状は翼車ｌＯの半径方向外側から
見れば、第３図に示すように平行部りと切り欠き角部の
両側のコーナ８部とから形成されていた。２つのダブテ
ール１３ａ，１３ｂで切り欠き幅が異なるのは動翼植込
部の傾斜による。切り欠き部１５において平行部りは、
動翼７を半径方向に挿入するだめに必要な部分であり、
動翼７の植込部厚さＢと挿入するだめの余裕αとから決
定され， Ｌ＝１３＋αである。両側のコーナＲはロー
タが回転するときに生じる遠心応力集中を緩和する目的
でその寸法が決定される。
さて、止め翼１７の植込部は切り欠きＬ５に過不足なく
嵌合することが必要であるため、止め翼１７の植込部厚
さＣは切り欠き幅Ａと挿入するための余裕αとから決定
され、Ｃ−Ａ−αである。切り欠き幅ＡはＡ＝Ｌ＋２Ｒ
であるから、止め翼１７の植込部厚さＣはＣ＝Ｂ＋
２Ｒとなり、動翼７の植込部ｈ’． ８ Ｂよりもコー
ナ几の２倍すなわち２Ｒだけ厚くしていた。このため動
翼７のピッチは止め翼１７の部分で大きくなり不等ピッ
チとなっていた。
嵌合することが必要であるため、止め翼１７の植込部厚
さＣは切り欠き幅Ａと挿入するための余裕αとから決定
され、Ｃ−Ａ−αである。切り欠き幅ＡはＡ＝Ｌ＋２Ｒ
であるから、止め翼１７の植込部厚さＣはＣ＝Ｂ＋
２Ｒとなり、動翼７の植込部ｈ’． ８ Ｂよりもコー
ナ几の２倍すなわち２Ｒだけ厚くしていた。このため動
翼７のピッチは止め翼１７の部分で大きくなり不等ピッ
チとなっていた。
−またテノン１２のピッチについても止め翼１７と隣接
する動Ｊ１７ａとの間のピッチＰＮは他の動翼７間のピ
ッチＰと比べ大きくなっていた。さらに止め翼１ ７と
隣接する動翼７ａとで形成されるスロート面積も他の部
分と比べ大きくなるためタービンの効率の上から好まし
くなくなかった。
する動Ｊ１７ａとの間のピッチＰＮは他の動翼７間のピ
ッチＰと比べ大きくなっていた。さらに止め翼１ ７と
隣接する動翼７ａとで形成されるスロート面積も他の部
分と比べ大きくなるためタービンの効率の上から好まし
くなくなかった。
近年タービンは大容量化する傾向にあり、大形タービン
においては翼の長さが犬となってタービンの回転に基く
遠心力の影響が顕著となり、特にロータの最外部にある
シュラウドの半径方向外方への変形が生じ、かつ止め翼
の重量が太きいためにビン部分のずれが生じるので、こ
れが著しい場合には止め翼の先端も′シフはシュラウド
が静止部と接触する事故も生じていた。
においては翼の長さが犬となってタービンの回転に基く
遠心力の影響が顕著となり、特にロータの最外部にある
シュラウドの半径方向外方への変形が生じ、かつ止め翼
の重量が太きいためにビン部分のずれが生じるので、こ
れが著しい場合には止め翼の先端も′シフはシュラウド
が静止部と接触する事故も生じていた。
とこ、うで、静止部とシュラウドとの間隙りは運転中の
シュラウド８の変形およびビン部のずれを考慮して決定
するのは当然であるが、前記のように動翼７のピッチは
必ずしも全周にわたって均一ではなく、従ってテノン１
２のピッチも止めＪ４１７と隣接する動翼７ａとのピッ
チＰＮは他の部分のピッチＰよりも大きく、ためにシュ
ラウドの半径方向外方への変形もピッチＰの部分をδと
すれはピッチＰＮの部分ではδＮ＝δＸ（ＰＮ／Ｐ）’
となる。さらにビン部分のずれεが加わるために、ピッ
チＰＮの部分の変形δＮ′はδＮ′＝δＮ＋εとピッチ
Ｐの部分に比べ変形が非常に大きくなる。従来の蒸気タ
ービンでは広いピッチＰ，の部分でのシュラウドの変形
δ′Ｎに基いて運転中の羽根車最外径を定め、静止部と
の間隙りを決定している。ところが広いピッチＰＮとな
るのは羽根車全体の一部であり、他の大部分では変形は
δであり、間隙はδＮ′−δだけ不必要に大きい間隙に
なってしまっており、洩れ蒸気Ｂｋ減少による効率向上
という本来の機能を著しく阻害しているという不都合が
あった。
シュラウド８の変形およびビン部のずれを考慮して決定
するのは当然であるが、前記のように動翼７のピッチは
必ずしも全周にわたって均一ではなく、従ってテノン１
２のピッチも止めＪ４１７と隣接する動翼７ａとのピッ
チＰＮは他の部分のピッチＰよりも大きく、ためにシュ
ラウドの半径方向外方への変形もピッチＰの部分をδと
すれはピッチＰＮの部分ではδＮ＝δＸ（ＰＮ／Ｐ）’
となる。さらにビン部分のずれεが加わるために、ピッ
チＰＮの部分の変形δＮ′はδＮ′＝δＮ＋εとピッチ
Ｐの部分に比べ変形が非常に大きくなる。従来の蒸気タ
ービンでは広いピッチＰ，の部分でのシュラウドの変形
δ′Ｎに基いて運転中の羽根車最外径を定め、静止部と
の間隙りを決定している。ところが広いピッチＰＮとな
るのは羽根車全体の一部であり、他の大部分では変形は
δであり、間隙はδＮ′−δだけ不必要に大きい間隙に
なってしまっており、洩れ蒸気Ｂｋ減少による効率向上
という本来の機能を著しく阻害しているという不都合が
あった。
本発明は上記した従来技術の問題点を解消すべくなされ
たものであって、タービンの回転によ−ってンユラウド
に遠心力が作用しても止め翼近傍のンユラウトのみ変形
が大きくなることがなく、静止部と半径方向の接触を生
じることのないタービン止め翼の取り付は構造を有する
タービン翼車を１１？伊、することを目的とする。
たものであって、タービンの回転によ−ってンユラウド
に遠心力が作用しても止め翼近傍のンユラウトのみ変形
が大きくなることがなく、静止部と半径方向の接触を生
じることのないタービン止め翼の取り付は構造を有する
タービン翼車を１１？伊、することを目的とする。
し発明の概要〕
一五記目的を連載するため本発明は、動翼挿入用切欠ぎ
部の両側のコーナＲを翼車の軸方向に食い込むように形
成させ、動翼の植込部幅と止め翼の植込部幅とを等しく
するとともに、動翼のピッチを翼車全周に亘って等ピッ
チとしたことを％徴とするものである。
部の両側のコーナＲを翼車の軸方向に食い込むように形
成させ、動翼の植込部幅と止め翼の植込部幅とを等しく
するとともに、動翼のピッチを翼車全周に亘って等ピッ
チとしたことを％徴とするものである。
以下、本発明の一実施例につき第７図ないし第９図を参
照して説明する。これらの図において第１図ないし第６
図と同一または相当部材には同−行号を付して説明を省
略する。
照して説明する。これらの図において第１図ないし第６
図と同一または相当部材には同−行号を付して説明を省
略する。
第７図は、翼車１０の半径方向外側から見た本発明によ
る止め翼１７を挿入するだめの切り火き１５である。こ
の切り欠き幅Ｌ′は動Ｒ７の植込部厚さＢ′と動翼７を
挿入するだめの余裕αとから決定され、Ｊ、’−Ｂ’＋
αである。応力集中緩和のだめの両側のコーナＲはロー
タの軸方向に形成される。
る止め翼１７を挿入するだめの切り火き１５である。こ
の切り欠き幅Ｌ′は動Ｒ７の植込部厚さＢ′と動翼７を
挿入するだめの余裕αとから決定され、Ｊ、’−Ｂ’＋
αである。応力集中緩和のだめの両側のコーナＲはロー
タの軸方向に形成される。
止めＲ１７の植込部厚さε′は切り欠き幅Ｌ′と止め翼
１７を挿入するだめの余裕αとから決定され、＜ｌ：”
−Ｌ’−αである。従って止めＪｌ１７の植込部厚さε
′は、Ｃ／＝Ｂ’となり動翼７の植込部厚さＢ′と同一
となる。
１７を挿入するだめの余裕αとから決定され、＜ｌ：”
−Ｌ’−αである。従って止めＪｌ１７の植込部厚さε
′は、Ｃ／＝Ｂ’となり動翼７の植込部厚さＢ′と同一
となる。
従って、動翼７のピッチは翼車全周にわた・つて等ピッ
チとなリテノン１２のピッチも全周にわたって等ピッチ
とすることができる。このため、静止部とシュラウドと
の間隙りは等ピッチであるシュラウドの変形δ′とピン
部分のずれε′に基いて決定することができる。
チとなリテノン１２のピッチも全周にわたって等ピッチ
とすることができる。このため、静止部とシュラウドと
の間隙りは等ピッチであるシュラウドの変形δ′とピン
部分のずれε′に基いて決定することができる。
ここで、止め翼１７の植込部厚さは従来技術によるもの
に比べ小さくなるので、止め翼１７の重量に基〈遠心力
が軽減され、ピン部分のずれε′が小さく／１．にとは
明らかである。従−〇で静止部との間隙ｌ）を小さく股
定することが可能になり、漏洩ガフ気１１：、Ｇ戦少に
よる効率の向上という効果を最大限に発揮することがで
き、タービンの性能を向上させることができる。
に比べ小さくなるので、止め翼１７の重量に基〈遠心力
が軽減され、ピン部分のずれε′が小さく／１．にとは
明らかである。従−〇で静止部との間隙ｌ）を小さく股
定することが可能になり、漏洩ガフ気１１：、Ｇ戦少に
よる効率の向上という効果を最大限に発揮することがで
き、タービンの性能を向上させることができる。
才だ、止めＤＩ ｌ ７に作用する遠心力が軽減される
ので、係止する止めピン１８の信頼性が太いに向」ニす
ること、動翼７のピッチが全周等ピッチになることから
、止め翼部のみ蒸気通路部の面積が広くなることもない
のでタービンの効率が向上するという効果もあることは
明らかである。
ので、係止する止めピン１８の信頼性が太いに向」ニす
ること、動翼７のピッチが全周等ピッチになることから
、止め翼部のみ蒸気通路部の面積が広くなることもない
のでタービンの効率が向上するという効果もあることは
明らかである。
なお、切り火きＩ５に形成するコーナＪ、（は上記実施
例では切り久き角部の一面にのみ食い込むようにしてい
乙が、第１θ図に示すように両面に食い込むような形状
としても同じ効果を奏する。
例では切り久き角部の一面にのみ食い込むようにしてい
乙が、第１θ図に示すように両面に食い込むような形状
としても同じ効果を奏する。
上記実施例は翼車１０と動翼７との係合が２段形状のダ
ブテールで説明したが、２段形状以外のダブテールにも
適用される。また、止め呉に生ずる遠心力の軽絨トもた
らすことから本発明はシュラウドを有しない動翼、止め
難にも適用されうるものであるし、止め界以外で切り欠
き部を埋める構造ｌこも適用されうるものである。
ブテールで説明したが、２段形状以外のダブテールにも
適用される。また、止め呉に生ずる遠心力の軽絨トもた
らすことから本発明はシュラウドを有しない動翼、止め
難にも適用されうるものであるし、止め界以外で切り欠
き部を埋める構造ｌこも適用されうるものである。
上記のように本発明によれば、タービンの止め翼の取り
付は構造において、止め翼挿入切り欠き部の切り入き幅
を動翼の植込部幅とほぼ等しく形成することにより、止
め翼の植込部幅と動翼の植込部幅とを等しくしたので、
運転中シュラウドの半径方向外方への変形を小さくする
ことができ、したがってタービン静止部との間隙を小さ
くすることができる。また動翼のピッチが全周等ピツチ
になり、さらに止め翼Ｎ量を軽くすることができる等に
より、タービン効率が著しく向上し、タービンの信頼性
および安全運転も確保できるという優れた効果が得られ
る。
付は構造において、止め翼挿入切り欠き部の切り入き幅
を動翼の植込部幅とほぼ等しく形成することにより、止
め翼の植込部幅と動翼の植込部幅とを等しくしたので、
運転中シュラウドの半径方向外方への変形を小さくする
ことができ、したがってタービン静止部との間隙を小さ
くすることができる。また動翼のピッチが全周等ピツチ
になり、さらに止め翼Ｎ量を軽くすることができる等に
より、タービン効率が著しく向上し、タービンの信頼性
および安全運転も確保できるという優れた効果が得られ
る。
第１図はタービン蒸気通路部を示す断面図、第２図はア
ウトザイドダブテールにおける止め翼の固定方法を示す
斜視図、第３図は従来技術ζこよる動翼挿入用切り欠き
を示す平面図、第４図は第３図のＸ−Ｘ断面図、第５図
は従来技術による動翼組立を示す正面図、第６図は従来
の翼車のシュラウ１゛の運転中の変形を示す正面図、第
７図は本発明の一実施例を示す平面図、第８図は第７図
のＹ−Ｙ断面図、第９図は本発明の一実施例による動板
組立を示す正面図、第１．０図は本発明の他の実施例を
示ず平面図である。 ７・動Ｒｔｏ・・・翼車 １１・・・動翼植込部 １４・・・ダブテール溝１
５・・・動翼挿入用切欠き部 １６・止め翼植込部 １７・・・止め翼Ｂ′・・・動
翼植込部幅 Ｃ′・・・止め翼植込部幅ｐ、ｐ’・・
・動翼のピンチ 代理人 弁理士 則 近 意右（ほか１名）第１図 第２図 ″、 第３図 Ｘニ 第４図 第５図 第６図 第７図 第８図 第９図 第１０図
ウトザイドダブテールにおける止め翼の固定方法を示す
斜視図、第３図は従来技術ζこよる動翼挿入用切り欠き
を示す平面図、第４図は第３図のＸ−Ｘ断面図、第５図
は従来技術による動翼組立を示す正面図、第６図は従来
の翼車のシュラウ１゛の運転中の変形を示す正面図、第
７図は本発明の一実施例を示す平面図、第８図は第７図
のＹ−Ｙ断面図、第９図は本発明の一実施例による動板
組立を示す正面図、第１．０図は本発明の他の実施例を
示ず平面図である。 ７・動Ｒｔｏ・・・翼車 １１・・・動翼植込部 １４・・・ダブテール溝１
５・・・動翼挿入用切欠き部 １６・止め翼植込部 １７・・・止め翼Ｂ′・・・動
翼植込部幅 Ｃ′・・・止め翼植込部幅ｐ、ｐ’・・
・動翼のピンチ 代理人 弁理士 則 近 意右（ほか１名）第１図 第２図 ″、 第３図 Ｘニ 第４図 第５図 第６図 第７図 第８図 第９図 第１０図
Claims (1)
- 外周部側面に複数個の円周方向ダブテール溝をイｆし、
この溝の一部に動翼挿入用切欠き部を設けたタービン翼
車において、前記切欠き部の両側のコーナｌ（を翼車の
軸方向ζこ食い込むように形成さぜ、動翼の植込部幅と
止め翼の植込部幅とを等しくするとどもに、動翼のピッ
チを翼車全周に亘って勢ピッチとしたことを特徴とする
タービン翼車。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8168283A JPS59208104A (ja) | 1983-05-12 | 1983-05-12 | タ−ビン翼車 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP8168283A JPS59208104A (ja) | 1983-05-12 | 1983-05-12 | タ−ビン翼車 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59208104A true JPS59208104A (ja) | 1984-11-26 |
Family
ID=13753122
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8168283A Pending JPS59208104A (ja) | 1983-05-12 | 1983-05-12 | タ−ビン翼車 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59208104A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4781532A (en) * | 1985-06-28 | 1988-11-01 | Bbc Brown, Boveri & Company, Ltd. | Blade retention feature for saddle fir tree root blades of turbo machines and method of using same |
| US6779972B2 (en) * | 2002-10-31 | 2004-08-24 | General Electric Company | Flowpath sealing and streamlining configuration for a turbine |
-
1983
- 1983-05-12 JP JP8168283A patent/JPS59208104A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4781532A (en) * | 1985-06-28 | 1988-11-01 | Bbc Brown, Boveri & Company, Ltd. | Blade retention feature for saddle fir tree root blades of turbo machines and method of using same |
| US6779972B2 (en) * | 2002-10-31 | 2004-08-24 | General Electric Company | Flowpath sealing and streamlining configuration for a turbine |
| KR100897658B1 (ko) | 2002-10-31 | 2009-05-14 | 제너럴 일렉트릭 캄파니 | 터빈 및 유동로 |
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