(57)【要約】【課題】本発明によれば、作動蒸気が湿り蒸気となる環境下で使用されるタービン翼において、耐エロージョン特性を維持しつつ、翼の軽量化を図ることができる。【解決手段】動翼の翼背側及び翼腹側にそれぞれ延伸して形成されるひさし部を有し、該ひさし部が、動翼の回転時の捩じり戻り力により、隣り合う動翼のひさし部と圧着する構造を持つインテグラルカバー２を翼先端部に備える蒸気タービンのタービン動翼において、インテグラルカバーの一部を翼部の母材よりも、比重の小さい素材で形成するとともに、インテグラルカバーの翼前縁部側側面をタービン動翼の母材で形成したことを特徴とする。【選択図】  図３
2014125925.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
蒸気タービンのタービン動翼であって、
動翼の翼背側及び翼腹側にそれぞれ延伸して形成されるひさし部を有し、該ひさし部が、動翼の回転時の捩じり戻り力により、隣り合う動翼のひさし部と圧着する構造を持つインテグラルカバーを前記タービン動翼の先端部に備え、
前記インテグラルカバーの一部を前記タービン動翼の母材よりも、比重の小さい素材で形成するとともに、前記インテグラルカバーの翼前縁部側側面を前記タービン動翼の母材で形成したことを特徴とするタービン動翼。
【請求項２】
請求項１に記載のタービン動翼であって、
前記隣り合う動翼のひさし部と圧着する前記タービン動翼のひさし部の接触面を前記タービン動翼の母材で形成したことを特徴とするタービン動翼。
【請求項３】
請求項２に記載のタービン動翼であって、
前記インテグラルカバーは翼部先端の翼プロファイルに沿って形成された複数の孔を有し、該孔に前記タービン動翼の母材よりも、比重の小さい素材を充填したことを特徴とするタービン動翼。
【請求項４】
請求項２に記載のタービン動翼であって、
前記タービン動翼の翼先端部の一部を前記タービン動翼の母材よりも、比重の小さい素材で形成するとともに、前記翼先端部の翼前縁部を前記タービン動翼の母材で形成したことを特徴とするタービン動翼。
【請求項５】
蒸気タービンのタービン動翼であって、
動翼の翼背側及び翼腹側にそれぞれ延伸して形成されるひさし部を有し、該ひさし部が、動翼の回転時の捩じり戻り力により、隣り合う動翼のひさし部と圧着する構造を持つインテグラルカバーを前記タービン動翼の先端部に有し、
前記インテグラルカバーを前記タービン動翼の母材金属よりも、比重の小さい軽量金属で形成したことを特徴とするタービン動翼。
【請求項６】
請求項1ないし５のいずれか1項に記載のタービン動翼であって、
前記タービン動翼は、作動蒸気が湿り蒸気となる環境下で使用されるタービン翼であることを特徴とするタービン動翼。
【請求項７】
請求項６に記載のタービン動翼であって、
前記タービン動翼は、低圧タービンの最終段落に使用されるタービン翼であることを特徴とするタービン動翼。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、蒸気タービンのタービン動翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンの翼材に複合材を適用し、軽量化することにより、翼に作用する遠心力を低下させ、耐遠心強度、耐疲労強度を向上させる手法が提案されている。
【０００３】
例えば特開２００７−２７０８４３号公報では、放射状の翼形部に対して、ダブテール形状の空洞を生成し、空洞を複合材料またはポリマー材料で充填した長翼が提案されている。複合材料、または、ポリマー材量は、タービン翼に一般的に使われる鋼やチタン材に対し、比重が小さいため、翼に作用する遠心力を低減でき、鋼やチタンによる単一材で形成された翼よりも、耐遠心強度、耐疲労強度を向上させることができる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特開2007-270843号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ところで、蒸気タービンの最終段落と、最終段落から上流側数段では、作動蒸気が湿り蒸気となっており、液滴がタービン翼を壊食するエロージョンの対策が課題となっている。エロージョン対策の一つとして、翼先端の素材には耐衝撃力性が求められているが、複合材は一般的に耐衝撃力性が弱い。従って、作動蒸気が湿り蒸気となる環境下で使用されるタービン翼に複合材を適用する場合は、エロージョンへの対策が課題となる。
【０００６】
そこで本発明の課題は、作動蒸気が湿り蒸気となる環境下で使用されるタービン翼において、耐エロージョン特性を維持しつつ、翼の軽量化を図ることにある。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
上記課題を解決するため、動翼の翼背側及び翼腹側にそれぞれ延伸して形成されるひさし部を有し、該ひさし部が、動翼の回転時の捩じり戻り力により、隣り合う動翼のひさし部と圧着する構造を持つインテグラルカバーを翼先端部に備える蒸気タービンのタービン動翼において、インテグラルカバーの一部を翼部の母材よりも、比重の小さい素材で形成するとともに、インテグラルカバーの翼前縁部側側面をタービン動翼の母材で形成したことを特徴とする。
【０００８】
または、動翼の翼背側及び翼腹側にそれぞれ延伸して形成されるひさし部を有し、該ひさし部が、動翼の回転時の捩じり戻り力により、隣り合う動翼のひさし部と圧着する構造を持つインテグラルカバーを翼先端部に有する蒸気タービンのタービン動翼において、インテグラルカバーをタービン動翼の母材金属よりも、比重の小さい軽量金属で形成したことを特徴とする。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、作動蒸気が湿り蒸気となる環境下で使用されるタービン翼において、耐エロージョン特性を維持しつつ、翼の軽量化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【図１】蒸気タービンの動翼の一例を模式的に表した斜視図である。
【図２】一般的な蒸気タービンの動翼の先端構造を模式的に表した斜視図である。
【図３】本発明の第一の実施例に係る動翼先端構造の斜視図である。
【図４】本発明の第二の実施例に係る動翼先端構造の斜視図である。
【図５】本発明の第三の実施例に係る動翼先端構造の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
以下、本発明を実施するための形態について、適宜図を参照して詳細に説明する。なお、各図面を通し、同等の構成要素には同一の符号を付してある。
【実施例１】
【００１２】
本実施例が適用される蒸気タービンの動翼の一例を図１に示す。図１に示した動翼は、低圧タービンの最終段落に用いられる動翼の模式図である。動翼は主たる構成要素として、翼根元から翼先端にわたってねじれた翼部１、翼部１の先端に設けられたインテグラルカバー２、翼部１の中間部の翼背側および翼腹側に突出するタイボス（連結部材）３、翼部１の根元側端部に設けられ蒸気流路の内周面を形成するプラットフォーム４、プラットフォーム４の下部に設けられた植え込み部６を有する。
【００１３】
一方、ロータのディスク部５側には、動翼を固定する構造として、植え込み部６を嵌合するディスク溝７が周方向に複数設けられている。ディスク溝７は、ディスク部５の軸方向端面からもう一方の端面に向かって、タービンの回転軸方向に沿って直線状に切られた溝である。なお、図１ではディスク溝７はタービンの回転軸方向に沿った例を示しているが、タービンの回転軸方向に対して傾斜させたディスク溝でも良い。動翼の植え込み部６をディスク溝７に嵌合し、動翼とロータを係合することで、動翼に作用する遠心力がロータによって支えられる。
【００１４】
ロータが回転する際、ロータの回転上昇に伴い、翼部１には、翼根元から翼先端に向かって遠心力が作用する。翼部１がねじれているため、遠心力によって、翼部１にアンツイストが発生する。アンツイストによる翼の捩じり戻り力によって、インテグラルカバー２、タイボス３は、隣り合う動翼のインテグラルカバー、タイボスとそれぞれ接触し翼同士が連結する構造となっている。
【００１５】
図２には、従来のインテグラルカバー２が運転時に、アンツイストによる捩じり戻りにより、連結した状態を示している。インテグラルカバー２は、翼の腹側に張り出す翼腹側ひさし部１０ａと、翼の背側に張り出す翼背側ひさし部１０ｂとを有する。動翼が回転した際、アンツイストによる捩じり戻りにより、インテグラルカバー２に矢印８で示した方向への回転力が作用する。インテグラルカバー２が回転することにより翼背側ひさし部と、翼背側に隣り合う動翼の翼腹側ひさし部とが接触面で圧着し連結する。
【００１６】
図３は本実施例の翼先端部の構造を模式的に示した図である。本実施例では、インテグラルカバー２の一部、および翼前縁部を除いた翼部先端を翼部１の母材よりも比重の小さい素材で形成した。一方、翼部１の前縁部およびインテグラルカバー２の翼前縁側側面２ａは翼部の母材金属で形成した。また、翼腹側ひさし部１０ａの接触面２ｂ、および翼背側ひさし部１０ｂの接触面２ｃも翼部の母材金属で形成している。
【００１７】
母材よりも比重の小さい素材として、炭素繊維強化プラスッチク等の複合材を用いている。複合部材は、母材金属と接着接合する。接着強度を高めるため、複合材と母材金属の接合部は、楔形接合（ｄ）にしている。
【００１８】
インテグラルカバー２の母材金属で形成された部位は、複合材で形成された部位よりも翼高さ方向に延長されている。この部位は、翼が共振する可能性があるときに切削し、翼の固有振動数を変化させることにより、共振を回避するためのものである。
【００１９】
本実施例によれば、動翼先端のインテグラルカバー２に、母材金属よりも軽量な、複合材を用いていることから、翼先端の軽量化を図ることができ、下方の翼部、動翼植込み部、ディスク溝に作用する応力を低減することができる。よって、本実施例で示す構成で、単一の母材金属からなる長翼と同様の翼長を形成した場合には、許容応力に対する作用応力が低下し、疲労も含めた、強度信頼性が向上する。
【００２０】
一般に、蒸気タービンにおいて、低圧タービン最終段のタービン翼長を増加させると、流路面積が大きくなり、蒸気の運動エネルギーが減少するため、発電に利用されずに排気される運動エネルギーが減少し、タービン効率が向上する。
【００２１】
タービン翼の翼長は、第一に、遠心応力により律速される。遠心応力が、材料の許容応力以下となるように、高さ方向の翼断面積分布を決定する。限界設計された長翼では、各翼断面の遠心応力は、許容応力と等しくなっている。すなわち、さらに翼長を延長しようとすると、延長部より内径側の、全断面での遠心応力が許容力を超過し、翼が成立しなくなる。
【００２２】
従来のタービン翼は、単一金属で形成されてきた。長翼化に際しては、引張強度を向上させ、許容応力を増加させてきた。しかしながら、材料強度を増加させると、加工性が悪くなるため、生産コストの増加が課題であった。また、タービン翼は、ロータ翼溝に、翼根元の翼植込み部を嵌め合せる構造であるが、長翼化により、翼部の遠心力が大きくなると、翼根元の植込み部の応力が大きくなり、低サイクル疲労強度を満足できなくなる。このように、引張強度を増加させた単一材による長翼化は、限界に達しつつある。
【００２３】
一方、本実施例によれば、動翼先端のインテグラルカバー２に、母材金属よりも軽量な、複合材を用いていることから、下方の翼部、動翼植込み部、ディスク溝に作用する応力を低減することができる。下方の翼部、動翼植込み部、ディスク溝に作用する応力を低減することができるので、その分強度信頼性を維持しながら翼長を長くすることができ、前記理由により、効率が向上するとともに、蒸気流量増加により、出力増加も可能である。
【００２４】
さらに本実施例のタービン動翼は、作動蒸気が湿り蒸気となる環境下で使用するのに適しており、特に低圧タービンの最終段落とその上流側数段で用いられる動翼に適している。低圧タービンの最終段落とその上流側数段では、作動蒸気が、湿り蒸気となっており、液滴がタービン翼を壊食するエロージョンが課題である。翼先端の素材には、耐衝撃力が求められている。複合材は、一般的に耐衝撃力が弱く、液滴を伴う作動蒸気が衝突する、動翼前縁部への適用には適さない。しかしながら、本実施例では耐衝撃力が求められる翼部１の前縁部、インテグラルカバー２の翼前縁側側面２ｃを翼部の母材金属で形成している。一方、比較的作動蒸気の衝突が少ない部位には積極的に複合材を使用することで、耐エロージョン特性を維持しつつ、翼の軽量化を図ることができる。
【００２５】
また、隣り合う動翼のインテグラルカバーと互いに接するインテグラルカバーの接触面においても、タービン起動時に捩じり戻により、インテグラルカバー同士の圧着時に衝撃力を受ける。この部位は、運転時も、隣り合う翼との接触によるフレッティング強度が課題であり、複合材は適さない。しかしながら、本実施例では翼腹側ひさし部１０ａの接触面２ｂ、および翼背側ひさし部１０ｂの接触面２cは翼部の母材金属で形成している。したがって、本実施例によればフレッティング強度も維持しながら翼の軽量化を図ることができる。
【００２６】
なお、本実施例は炭素繊維強化プラスチック等の複合材に限らず、母材金属よりも比重の小さい軽量金属で構成しても良い。
【実施例２】
【００２７】
次に本発明の第２の実施例について説明する。図４は本実施例の翼先端部を模式的に示した図である。本実施例が適用される動翼は、基本的な構成要素は先に説明した実施例１と同様であり、先に説明した実施例と異なる点について説明する。本実施例では、インテグラルカバー２および翼部１の先端を翼高さ方向に貫穿して複数の孔９を設け、それぞれの孔９にタービン動翼の母材よりも比重の小さい素材で構成した棒状の充填部材１１を充填している。
【００２８】
インテグラルカバー２および翼部１の先端に形成する複数の孔９は、翼部先端の翼プロファイルに沿って、翼プロファイルのキャンバ線上に孔中心が位置するように配置するのが望ましい。図４の例では翼部の先端の一部まで貫穿しているが、孔が深ければ翼母材を充填部材１１に置き換える量も多くなりより軽量化できる。一方、重心の調整の容易化を考慮してインテグラルカバー２のみ貫穿しても良い。
【００２９】
孔９に充填する充填部材１１は、タービン動翼の母材よりも比重の小さい炭素繊維強化プラスチック等の複合材で構成し、孔９に充填後に接着接合する。充填部材は、タービン動翼の母材よりも比重の小さい素材で構成されていればよく、母材金属よりも比重の小さい軽量金属でも良い。
【００３０】
本実施例によっても、翼先端の軽量化を図ることができ、下方の翼部、動翼植込み部、ディスク溝に作用する応力を低減することができる。よって、本実施例で示す構成で、単一の母材金属からなる動翼と同様の翼を形成した場合には、許容応力に対する作用応力が低下し、疲労も含めた、強度信頼性が向上する。
【００３１】
また、翼部１の前縁部、インテグラルカバー２の翼前縁側側面２ａを翼部の母材金属で形成しているためエロージョンに対しても、母材金属の単一長翼と同等の強度信頼性を確保している。
【００３２】
また本実施例では翼腹側ひさし部１０ａの接触面２ｂ、および翼背側ひさし部１０ｂの接触面２ｃも翼部の母材金属で形成しているため、フレッティング強度も母材金属の単一長翼と同等の強度信頼性を確保している。
【実施例３】
【００３３】
次に本発明の第３の実施例について説明する。図５は第３の実施例の動翼先端部を模式的に示している。本実施例を適用する動翼は、基本的に実施例１と同様である。本実施例では、インテグラルカバーを含む、翼部２の先端を翼本体と別体とし、インテグラルカバーを含む、翼部２の先端に翼本体に用いる母材よりも比重の小さい軽量金属を用いている。軽量金属と母材金属は、溶接、若しくは、それに類する異種間金属接合技術により、接合する。
【００３４】
本実施例によっても翼先端を軽量化でき、下方の翼部、動翼植込み部、ディスク溝に作用する応力を低減することができる。よって、本実施例で示す構成で、単一の母材金属からなる動翼と同様の翼を形成した場合には、許容応力に対する作用応力が低下し、疲労も含めた、強度信頼性が向上する。
【００３５】
また、翼部１の前縁部、インテグラルカバー２の翼前縁側側面２aを翼部の母材金属で形成しているためエロージョンに対しても、母材金属の単一長翼と同等の強度信頼性を確保している。
【符号の説明】
【００３６】
１  翼部
２  インテグラルカバー
３  タイボス
４  プラットフォーム
１０ａ  翼腹側ひさし部
１０ｂ  翼背側ひさし部
１１  充填部材
【図１】
2014125925.tif 000003
【図２】
2014125925.tif 000004
【図３】
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【図４】
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【図５】
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