(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼（２７）のための支持側面（２３）を有する多数の保持溝（２１）と、対応する数の翼（２７）と、を備える翼担体（４６）を含む軸流ターボ機械のための翼リング（４４）であり、前記翼の前記保持溝（２１）に一致するように実施された翼底部（３１）は前記保持溝（２１）に挿入されており、
前記翼（２７）の少なくとも一つ、好ましくは全ての翼（２７）は、当該翼の前記保持溝（２１）の溝底部（３５）に対向する翼底部下面（３３）に凹所（３７）を有しており、当該凹所の基底部（５９）は少なくとも部分的に前記保持溝（２１）の前記溝底部（３５）に対して斜めに設けられており、当該凹所内にそれぞれ前記翼底部（３１）を前記支持側面（２３）に押し付けるための楔形の締結要素（４７）が設けられている翼リングにおいて、
個々の凹所（３７）にバネ要素（５５）が設けられており、当該バネ要素の弾性力は前記保持溝（２１）の長手方向において対応する前記楔形の締結要素（４７）に作用し、
前記凹所（３７）は第一の側壁（３９）と、当該第一の側壁（３９）に対向する第二の側壁（４１）によって画定されており、
前記バネ要素（５５）は前記第一の側壁（３９）に支持される一方、前記楔形の締結要素（４７）の鈍角の端部（５１）に支持され、
手段が設けられており、当該手段によって前記楔形の締結要素（４７）は、プリストレスを与えずに前記翼（２７）を前記保持溝（２１）に取り付けるために、一時的に、前記翼底部（３１）がプリストレスを与えられずに前記保持溝（２１）に設けられている位置に移動されることを特徴とする翼リング。
【請求項２】
前記バネ要素（５５）は皿バネアセンブリとして形成されており、前記第一の側壁（３９）内に開口部（５７）が設けられており、前記楔形の締結要素（４７）の前記鈍角の端部（５１）に設けられている円柱ピン（５３）は、前記皿バネアセンブリと前記開口部の両方を貫通して延伸していることを特徴とする請求項１に記載の翼リング（４４）。
【請求項３】
前記手段は前記第二の側壁（４１）内に設けられたネジ穴（６３）を含んでおり、当該ネジ穴に外部から、前記楔形の締結要素（４７）を前記第一の側壁（３９）に向かって移動させるための取り付けネジ（６５）が螺入可能であることを特徴とする請求項１または２に記載の翼リング（４４）。
【請求項４】
前記翼（２７）はそれぞれ、翼底部下面（３３）と当該翼底部下面（３３）に対向する前記保持溝（２１）の溝底部（３５）との間に設けられているプレート状の固定要素（４３）を用いて、当該プレート状の固定要素の端部が側方において前記翼担体（４６）に当接することによって、前記保持溝（２１）の長手方向に移動しないように固定されていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の翼リング（４４）。
【請求項５】
前記楔形の締結要素（４７）は少なくとも部分的に中空に形成されていることを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の翼リング（４４）。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか一項に記載の少なくとも一つの翼リング（４４）を有する定置式ガスタービン（１０）のためのコンプレッサ（１８）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、翼のための支持側面を有する多数の保持溝と、対応する数の翼と、を備える翼担体を含む軸流ターボ機械のための翼リングに関しており、保持溝に一致するように実施された前記翼の翼底部は保持溝に挿入されており、前記翼は当該翼の保持溝の溝底部に対向する翼底部下面に凹所を有しており、当該凹所の基底部は少なくとも部分的に保持溝の溝底部に対して斜めに設けられており、当該凹所内にそれぞれ翼底部を支持側面に押し付けるための楔形の締結要素が設けられている。
【背景技術】
【０００２】
同種の対象物は、例えば特許文献１から知られている。当該文献で提案されたコンプレッサ動翼のロータへの固定によれば、個々の動翼に対して翼底部下面と保持溝の溝底部との間に二つの楔が設けられている。このとき当該二つの楔の傾斜は逆になっている。端面側において楔にはそれぞれ、締め付けネジが螺入されており、当該締め付けネジにより、翼底部を保持溝の対応する支持側面に、径方向にプリストレスが与えられた状態で配置することが可能である。当該締め付けはまた、動翼を保持溝に沿って固定することにも役立つ。楔の下方に皿バネが設けられていてよいことにより、動翼を弾性的に固定することが実現される。
【０００３】
しかしながらネジ込み式接続が用いられることは不利点と考えられる。比較的過酷な作動環境および発生する作動温度ゆえに、このようなネジ込み式接続は腐食し得、それにより問題なく取り外しを行うことが保証され得なくなる。
【０００４】
さらに例えば特許文献２から、軸方向の保持溝に設けられている動翼を、固定プレートを応用することにより、保持溝に沿って移動しないように固定することが知られている。このとき翼底部と保持溝の間の溝底部に、固定プレートが設置される。固定プレート上の隆起部により、当該固定プレートは底部側に設けられている開口部に係合する。固定プレートとともに翼を押し込み、かつ、翼の入口側および出口側において周囲に設けられている端部を屈曲させた後に、形状接続的な固定が実現される。運転中に翼が溝において十分にプリストレスを与えられた状態で係合することを保証できるように、翼の取り付けもプリストレスを与えながら行なわなければならない。プリストレスを与えられた状態で取り付けを行うと、支持側面に不都合な摩耗および腐食を生じさせ、これは亀裂の危険を増大させる。特に軸方向に貫流されるコンプレッサの前方の段、すなわち特に大きなプリストレス力を与えることが必要とされる大きな翼の場合、翼の修理の際の取り付けもしくは取り外しは困難であることが判明している。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】欧州特許出願公開第１８９２３８０号明細書
【特許文献２】欧州特許出願公開第１７０３０７８号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
従って本発明は、ターボ機械のための翼リングであって、プリストレスを与えず、すなわち遊びを有して翼を翼担体の保持溝に取り付けることが可能とされるが、作動中に十分な大きさのプリストレスは存在しており、当該プリストレスは材料を損傷する摩耗、例えばガタつきによる摩耗も確実に回避する、ターボ機械のための翼リングを提供することを課題とする。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
軸流ターボ機械のための翼リングを対象とする課題は、請求項１の特徴によって解決される。有利な構成は従属請求項に記載されている。当該従属請求項は任意のやり方で互いに組み合わせられ得るが、それは特許請求の範囲に記載された引用関係によって明示的に除外されていない場合に限る。
【０００８】
翼のための支持側面を有する多数の保持溝と、対応する数の翼と、を備える翼担体を含む軸流ターボ機械のための本発明に係る翼リングであり、前記保持溝に一致するように実施された前記翼の翼底部は保持溝に挿入されており、前記翼の少なくとも一つ、好ましくは全ての翼は、当該翼の前記保持溝の溝底部に対向する翼底部下面に凹所を有しており、当該凹所の基底部は少なくとも部分的に前記保持溝の基底部に対して斜めに設けられており、当該凹所内にそれぞれ翼底部を前記支持側面に押圧するための楔形の締結要素が設けられている翼リングにおいて、個々の凹所にバネ要素が設けられており、当該バネ要素の弾性力は前記保持溝の長手方向において対応する前記楔形の締結要素に作用し、前記凹所は第一の側壁と、当該第一の側壁に対向する第二の壁によって画定されており、前記バネ要素は前記第一の側壁に支持される一方、前記楔形の締結要素の鈍角の端部に支持され、手段が設けられており、当該手段によって前記楔形の締結要素は、プリストレスを与えずに前記翼を前記保持溝に取り付けるために、一時的に、翼底部がプリストレスを与えられずに前記保持溝に設けられている位置に移動されることが行われる。
【０００９】
バネ要素は取り付け位置において楔形の締結要素を当該締結要素の鋭角の端部の方向に押し付け、それにより凹所の傾斜した基底部と結びついて、翼底部に対して（軸流ターボ機械の取り付け位置に関して）径方向に力が作用し、当該力は翼底部を保持溝の支持側面に押し付ける。これにより動翼を保持溝において遊びを有さずに、かつプリストレスが与えられた状態で固定することが行われる。従ってバネ要素は一方で凹所の第一の側壁に支持され、他方で楔形の締結要素の鈍角の端部に支持される。ここで翼を保持溝においてプリストレスを与えずに取り外すこと、もしくは取り付けることを可能にするために、手段が設けられていることが必要であり、当該手段によって楔形の締結要素は一時的に、楔形の締結要素の鈍角の端部が、取り付けられた状態におけるよりも第一の側壁に近くなる位置に移動される。言い換えれば、バネ要素は取り外しもしくは取り付けの持続の間だけ、取り付けられた状態において行われるよりも多く圧縮される。凹所の基底部と楔形の締結要素の対応する傾斜により、締結要素が第一の側壁に向かって移動することは、保持溝の支持側面に動翼を締結することに対して負担を除くように作用する。これにより軸に沿って保持溝の溝底部から凹所の基底部に向かって遊びが生じ、当該遊びは翼を保持溝に取り付けるためにも、翼を保持溝から取り外すためにも存在するものであり、当該取り付けおよび取り外しの間に、翼に対して所望のプリストレスを与えない操作を行うことを可能にする。従って翼を溝に押し込むため、もしくは翼を溝から引き出すためのコストの嵩む装置も必要ない。
【００１０】
これにより全体として、より簡単かつより迅速な取り付けおよび取り外しプロセスが成立し、当該取り付けおよび取り外しプロセスはさらに、取り付け作業者に対する高度な作業安全性を保証する。同時に弾性力の大きさは、様々なバネ要素の簡単な変更によって実現され得る。これは特に、バネ要素が皿バネまたは皿バネアセンブリとして形成されている場合に該当する。同時に翼と翼担体の結合の許容誤差は平均的な大きさに低減され得、これにより構成要素を比較的廉価に製造することが可能となる。
【００１１】
このような翼リングが実装された軸流ターボ機械の作動中、当該プリストレス装置を翼の径方向位置に恒常的に適応させることが行われる。翼は動翼リングから成っており、作動時に遠心力の作用を受けながら、保持溝において当該翼の径方向における最大位置を取る。これと並行して楔形の締結要素はバネ要素の弾性力の作用を受けながら、さらに翼の下方に押し込められる。これにより機械の回転速度が減少する際も、翼の特に高いプリストレスが保持される。これは比較的大きな翼の相対移動をも制限し、保持溝における摩耗を減少させる。
【００１２】
第一の有利な構成によれば、バネ要素は皿バネまたは皿バネアセンブリとして形成されている。同時に第一の側壁内に開口部が設けられている。同時に楔形の締結要素の鈍角の端部に円柱ピンが設けられており、当該円柱ピンは皿バネもしくは皿バネアセンブリを介するのみならず、開口部内に、または側壁内の開口部を貫通して延伸している。円柱ピンは例えば締結要素に設けられた穴に打ち込まれているか、締結要素に固着されていてよい。円柱ピンは側壁内に設けられた開口部と結びついて、バネ要素をガイドする作用を有すると同時に、楔形の締結要素を固定し、それにより当該楔形の締結要素が取り付けの間に凹所から意図せずに飛び出し得ないようにする。
【００１３】
さらなる有利な展開によれば、前記手段は第二の側壁内に設けられたネジ穴を含んでおり、当該ネジ穴に外部から、楔形の締結要素を第一の側壁に向かって移動させるための取り付けネジが螺入可能である。従って翼を取り付ける前にまず、バネ要素が楔形の締結要素の円柱ピンの上に載せられ、その後続いて円柱ピンが第一の側壁内に設けられた開口部に導入される。同時に楔形の締結要素は翼底部下側に設けられた凹所内に設けられる。続いて第二の側壁内に設けられているネジ穴を介して、相応に長いネジ軸を有する取り付けネジが外部から一時的に螺入され、当該取り付けネジにより楔形の締結要素は第一の側壁に向かって移動させられ得る。このとき当該移動は、楔形の締結要素が完全に凹所内に埋設されており、それにより締結要素による遊びのある翼の取り付けが可能となる大きさでなければならない。続いてこのように製造された構成グループが保持溝に押し込まれる。当該構成グループおよび、それとともに翼が保持溝内の所定の位置を取った後、第二の側壁内に螺入されている取り付けネジは再び取り外され得、それにより楔形の締結要素はバネ要素により、第二の側壁に向かって押し付けられる。楔形の締結要素とこれに対応する凹所の基底部との傾斜面ゆえに、楔形の締結要素は溝底部と基底部の間の狭くなってゆく空間に押し込まれ、二つの面、すなわち溝底部と基底部に当接する。これによりその後、保持溝の支持側面に対する翼底部の締結が行われる。
【００１４】
第二の側壁におけるネジ接続の代わりに、例えばバイオネット接続が設けられていてもよい。
【００１５】
さらなる好適な構成によれば翼はそれぞれ、翼底部下面と当該翼底部下面に対向する保持溝の溝底部との間に設けられているプレート状の固定要素を用いて、当該プレート状の固定要素の端部が側方において翼担体に当接することによって、保持溝の長手方向に移動しないように固定されている。このような軸方向固定部を用いる際、プレート状の固定要素は溝底部と楔形の締結要素の間に設置されている。
【００１６】
さらに好適に、楔形の締結要素は少なくとも部分的に中空に形成されている。それにより、プリストレス方向における翼の固定がより弾性的になり、付加的に摩擦緩和を可能にする。
【００１７】
さらに特に好適に、翼リングは動翼リングであり、それにより翼担体はロータディスクまたは軸として形成されており、翼は動翼として形成されている。しかしながら当該翼リングは案内翼を固定するためにも適している。
【００１８】
軸方向に貫流される定置式ガスタービンのコンプレッサにおける翼リングの使用は特に好適である。
【００１９】
本発明のさらなる有利点および特徴を、さらなる実施の形態に基づいてより詳しく説明する。その際、図の説明においてさらなる特徴および有利点が記載される。図に示すのは以下の通りである。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】定置式ガスタービンを長手方向部分断面において示す図である。
【図２】第一の実施の形態による翼リングを保持溝の領域において、当該保持溝に挿入されている翼とともに長手方向断面で示す図である。
【図３】図２に示す部分を側面から見た図である。
【図４】保持溝を、当該保持溝に挿入されている翼とともに側面から見たさらなる図である。
【図５】翼リングの第二の実施の形態のための図２に類似した長手方向断面を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
全ての図において同一の特徴には同じ参照番号が付されている。以下において本発明はガスタービンコンプレッサの動翼リングに基づいて詳細に説明されるが、本発明は他のターボ機械においても用いられ得る。
【００２２】
図１は定置式タービン１０を長手方向部分断面において示している。ガスタービン１０は内部に、回転軸線１２周りに回転支承されたロータ１４を有しており、当該ロータはタービン羽根車とも称される。ロータ１４に沿って吸引ハウジング１６と、コンプレッサ１８と、互いに回転対称に設けられた複数のバーナ２２を有するトーラス状のリング燃焼室２０と、タービンユニット２４と、タービン出口ハウジング２６と、が連続的に設けられている。
【００２３】
コンプレッサ１８はリング状に形成されたコンプレッサ流路であって、当該コンプレッサ流路内にカスケード式に連続的に設けられている、動翼リングと案内翼リングとから成るコンプレッサ段４４を有するコンプレッサ流路を含んでいる。ロータ１４に設けられている動翼１７はロータディスクに担持され、当該動翼の自由に終端する翼形体先端部２９によって、コンプレッサ流路の外側のダクト壁４２と対向している。コンプレッサ流路はコンプレッサ出口ディフィューザ３６を介してプレナム３８に出口を有する。プレナムにおいてリング燃焼室２０には当該リング燃焼室の燃焼空間２８が設けられており、当該燃焼空間はタービンユニット２４のリング状の高温ガス流路３０と連通している。タービンユニット２４には連続的に接続された４つのタービン段３２が設けられている。ロータ１４には発電機または作業機械（それぞれ図に示されていない）が連結されている。
【００２４】
ガスタービン１０の運転中、コンプレッサ１８は吸引ハウジング１６を介して圧縮すべき媒体として、周囲空気３４を吸引するとともに当該周囲空気を圧縮する。圧縮された空気はコンプレッサ出口ディフィューザ３６を介してプレナム３８に導入され、当該プレナムからバーナ２２に流入する。バーナ２２を介して燃料も燃焼空間２８内に到達する。当該燃焼空間において燃料は圧縮された空気を添加されながら燃焼されて高温ガスＭになる。高温ガスＭは続いて高温ガス流路３０に流入し、当該高温ガス流路において高温ガスは作用を果たしながらタービンユニット２４のタービン翼において膨張する。この間に自由にされたエネルギーはロータ１４によって受容され、一方でコンプレッサ１８を駆動するために用いられ、他方で作業機械または発電機を駆動するために用いられる。
【００２５】
図２はガスタービン１０のロータ１４のロータディスク１９を、軸方向に延在する保持溝２１の領域において断面で示している。すなわちロータディスク１９は翼担体４６を表しており、当該翼担体では当該翼担体の周面に沿って保持溝２１が均一に配分されており、その際、ガスタービンの軸方向に延在している。保持溝２１は断面において（図３，図４）鳩の尾状に実施されており、それによりそれぞれ二つの支持側面２３を含み、当該支持側面には相応に実施された翼２７の翼底部３１の当接面２５が当接している。翼２７は動翼として形成されている。
【００２６】
翼底部３１の下面３３であって、保持溝２１の溝底部３５に対向している下面に、凹所３７が設けられている。当該凹所３７は第一の側壁３９と、当該第一の側壁３９に対向する第二の側壁４１によって画定されている。コンプレッサ１８を貫流する媒体の流れ方向において、第一の側壁３９は流入側に設けられており、第二の側壁４１は流出側に設けられている。
【００２７】
保持溝２１において下面３３と溝底部３５の間に、プレート状の固定要素４３が挿入されており、当該プレート状の固定要素の端部は長手方向に切り込みが入っている。これにより両方の端部側に成立する対をなすタグでは、個々の端部において一のタグ４５が外側に屈曲しているとともに、一のタグ４５が内側に屈曲しており（図３および図４）、これにより保持溝２１内に設けられている翼２７のずれが阻止される。
【００２８】
凹所３７には鋭角の端部４９と鈍角の端部５１を有する楔形の締結要素４７が設けられている。鈍角の端部５１には円柱ピン５３が設けられており、当該円柱ピン上に、図に示す実施の形態では全部で４個の皿バネがバネ要素５５として固定されている。円柱ピン５３は第一の側壁３９に設けられている開口部５７内に延在している。凹所３７の基底部５９は保持溝２１の溝底部３５に対し、図２に示される楔形の締結要素４７の上面６１の傾斜に一致するように傾斜している。
【００２９】
さらに第二の側壁４１内にネジ穴６３が設けられており、当該ネジ穴は、開口部５７と同様に保持溝２１に対して平行に延在している。ネジ穴６３には翼２７の取り付けのために必要とされる取り付けネジ６５が螺入され得、当該取り付けネジを用いて楔形の締結要素４７は図２において左に向かって移動され得、それにより当該楔形の締結要素の鈍角の端部５１は第一の側壁３９の比較的近くに配置されている。これにより楔形の締結要素４７は完全に凹所３７内に埋設される。
【００３０】
保持溝２１における翼２７の取り付けはその後、以下のように行われる。まず前もって製造されたプレート状の固定要素４３が保持溝に挿入される。プレート状の固定要素４３は保持溝２１の全長にわたって延在し、流入側または流出側においてタグ４５の二つはすでに、プレート状の固定要素の長手方向延伸に対して横方向に屈曲されている。外側に屈曲されたタグ４５は、翼２７を保持溝２１に挿入する際、ストッパの働きをする。プレート状の固定要素４３のもう一方の端部では当面、二つのタグ４５の一つのみが機械の軸線に対して径方向にあらかじめ屈曲されている。次に、バネ要素５５が楔形の締結要素４７の円柱ピン５３に載置され、ともに開口部５７および凹所３７内に設けられる。その後、円柱ピン５３は長孔として実施されている開口部５７に係合する。楔形の締結要素４７の傾斜面６１が傾斜した基底部５９に当接してから、続いて取り付けネジ６５がネジ穴６３に螺入され、当該螺入は楔形の締結要素４７が対向する側、すなわち第一の側壁３９に向かって押されるように深く行われ、しかも楔底部６７が凹所内部に存在する程度に行われる。これによりプリストレスを与えずに翼２７を挿入することが保証され得る。続いて翼２７はプリストレスを与えられた楔形の締結要素４７とともに、保持溝２１に挿入される。保持溝２１において翼２７の位置調整を行った後、取り付けネジ６５は解除され、構成グループは除去される。これにより楔形の締結要素４７は取り付けネジの力から解放され、バネ要素５５の軸方向の力の作用により、翼２７を保持溝２１において当該支持溝の支持側面２３に対して押し付け、それによりプリストレスを与えることができる。最後にこれまで屈曲されていないプレート状の固定要素４３のタグ４５が、径方向に機械軸線から離れるように屈曲され、これはその後、翼２７を保持溝２１から遊出しないように固定する。このように固定された翼２７が保持溝２１から取り出されなければならない場合、作業ステップは逆の順序で実施される。タグ４５の一つの屈曲を戻した後、取り付けネジ６５がネジ穴６３に螺入される。これによりプリストレスは解除され、翼２７は負荷を除かれ、その後、翼は容易に保持溝２１から引き出され得る。
【００３１】
図５に表示されている第二の実施の形態によれば、楔形の締結要素４７は少なくとも部分的に中空に形成されていてよい。中空空間６９は弾性的なプリストレスを生じさせ、それにより付加的に摩擦緩和をもたらす。
【００３２】
本発明は全体として、多数の保持溝２１と対応する数の翼２７とを備える翼担体４６を含む軸流ターボ機械のための翼リング４４に関しており、前記翼の翼底部３１は保持溝２１に挿入されており、前記翼２７は当該翼の保持溝２１の溝底部３５に対向する下面３３にそれぞれ凹所３７を有しており、当該凹所の基底部５９は少なくとも部分的に保持溝２１の溝底部３５に対して斜めに設けられており、当該凹所内にそれぞれ翼底部３１を支持側面２３に押し付けるための楔形の締結要素４７が設けられている。翼２７を保持溝２１においてプリストレスを与えずに取り付けることを可能にするために、かつ、ネジ込み式接続なしに作動時に用いられ得る翼リング４４を提供するために、個々の凹所３７にバネ要素５５が設けられており、当該バネ要素の弾性力は前記保持溝２１の長手方向において対応する前記楔形の締結要素４７に作用し、手段が設けられており、当該手段によって前記楔形の締結要素４７は、プリストレスを与えずに前記翼２７を前記保持溝２１に取り付けるために一時的に、翼底部３１がプリストレスを与えられずに前記保持溝２１に設けられている位置に移動されることが行われる。
【符号の説明】
【００３３】
１０  ガスタービン
１２  回転軸線
１４  ロータ
１６  吸引ハウジング
１７  動翼
１８  コンプレッサ
１９  ロータディスク
２０  リング燃焼室
２１  保持溝
２２  バーナ
２３  支持側面
２４  タービンユニット
２５  当接面
２６  タービン出口ハウジング
２７  翼
２８  燃焼空間
２９  翼形体先端部
３０  高温ガス流路
３１  翼底部
３２  タービン段
３３  翼底部の下面
３４  周囲空気
３５  溝底部
３６  コンプレッサ出口ディフィューザ
３７  凹所
３８  プレナム
３９  第一の側壁
４１  第二の側壁
４２  ダクト壁
４３  プレート状の固定要素
４４  コンプレッサ段
４５  タグ
４６  翼担体
４７  楔形の締結要素
４９  鋭角の端部
５１  鈍角の端部
５３  円柱ピン
５５  バネ要素
５７  開口部
５９  凹所の基底部
６１  締結要素の上面
６３  ネジ穴
６５  取り付けネジ
６７  楔底部
６９  中空空間
【図１】
0005934443.tif 000002
【図２】
0005934443.tif 000003
【図３】
0005934443.tif 000004
【図４】
0005934443.tif 000005
【図５】
0005934443.tif 000006