(57)【要約】【課題】従来の翼根元部保持システム及び装置に関する問題を克服するか又は少なくとも軽減する。【解決手段】タービン翼はシュラウド５７と翼部４６とＴ字形根元部４７とを有し、周方向突き当て部１００ａ，１００ｂが最終組立て位置において半径方向で整列させられると、隣接する翼の間の角度方向の分離は、これらの突き当て部が互い違いになっている時よりも、突き当て部の組み合わされた厚さに関連した量だけ大きくなる。【選択図】図２ａ
2006112426.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
タービンアセンブリであって、タービンロータ（４３）と、タービン翼のリングとを含み、前記タービン翼が、翼部（４６）と、半径方向外側のシュラウド部（５７）と、タービンロータの対応するＴ字形チャネルに挿入された半径方向内側のＴ字形の根元部（４７）とを有する形式のものにおいて、
該根元部（４７）が、隣接する根元部に設けられた対応する突き当て手段と突き当てるための周方向突き当て手段（１００ａ，１００ｂ）を含み、翼が、チャネルに挿入された後に相対的に半径方向に移動可能であり、これにより、初期組立て位置（図４ａ）において、隣接する根元部における突き当て手段（１００ａ，１００ｂ）が半径方向で互い違いに配置されているが、最終組立て位置（図３）において周方向突き当て手段が半径方向で整列するようになっていることを特徴とする、タービンアセンブリ。
【請求項２】
最終組立て位置において、周方向突き当て手段（１００ａ，１００ｂ）とシュラウド部（５７）との半径方向整列が、翼の半径方向移動に抵抗するために、シュラウド部を隣のシュラウド部に押圧しかつ摩擦接触させておくねじりバイアスを提供するように、翼部（４６）が予めねじられている、請求項１記載のタービンアセンブリ。
【請求項３】
根元部が最終組立て位置を占めている時にタービンのチャネルに設けられた半径方向突き当て手段（１０４）と突き当たるための半径方向突き当て手段（１０３）を、根元部が含んでいる、請求項１又は２記載のタービンアセンブリ。
【請求項４】
半径方向突き当て手段が、根元部に設けられた半径方向内方に面したレッジを含み、該レッジが、Ｔ字形チャネルに設けられた半径方向外方に面したレッジに引っ掛かるようになっている、請求項３記載のタービンアセンブリ。
【請求項５】
突き当て手段が最終組立て位置を占めている時に、直面する周方向の突き当て手段の間に小さなギャップが形成される、請求項３又は４記載のタービンアセンブリ。
【請求項６】
周方向突き当て手段が、根元部の向き合った側に設けられた周方向に突出したランドを含む、請求項１から５までのいずれか１項記載のタービンアセンブリ。
【請求項７】
各ランドが概して矩形である、請求項６記載のタービンアセンブリ。
【請求項８】
各ランドが根元部の全軸方向範囲に亘って延びている、請求項６又は７記載のタービンアセンブリ。
【請求項９】
最終組立て状態において、隣接する根元部の周方向突き当て部（１００ａ，１００ｂ）の組み合わされた厚さに関連した、隣接する根元部の直面する面（４８ａ，４８ｂ）の間のギャップが設けられている、請求項１から８までのいずれか１項記載のタービンアセンブリ。
【請求項１０】
翼の周方向幅に関する周方向突き当て部（１００ａ，１００ｂ）の厚さが、初期組立て位置及び最終組立て位置それぞれにおける隣接する根元部の間の角度方向分離の差が、円弧の０．１〜０．５度の範囲、好適には円弧の約０．３度、であるようになっている、請求項１から９までのいずれか１項記載のタービンアセンブリ。
【請求項１１】
アセンブリが、半径方向の力の合計によって、回転することなく所定の位置に保持されるようになっており、前記半径方向の力が、翼の中心を通る半径方向線に分解された隣接する翼の突き当たるシュラウド部の間の接触力によって及び、シュラウドの縁部の間の摩擦と、半径方向で整列した隣接するロータ根元部の周方向突き当て部と、ロータにおけるＴ字形チャネルにロックされた根元部との間の摩擦によって、生ぜしめられる、請求項１から１０までのいずれか１項記載のタービンロータアセンブリ。
【請求項１２】
タービンアセンブリであって、タービンロータ（４３）とタービン翼のリングとを含み、前記タービン翼が、翼部（４６）と、半径方向外側のシュラウド部（５７）と、タービンロータに設けられた対応するＴ字形チャネルに挿入された半径方向内側のＴ字形の根元部とを有しており、該根元部が、ロータのチャネル内において最終組立て位置を占めている時にタービンロータのチャネル内の半径方向突き当て手段（１０４）と突き当たるための半径方向突き当て手段（１０３）を有している形式のものにおいて、
根元部とチャネルとに設けられた半径方向突き当て手段（１０３，１０４）とが、最終組立て位置への翼根元部（４７）の最後の角度方向での小さな回転の間にのみ互いに係合するように寸法決めされていることを特徴とする、タービンアセンブリ。
【請求項１３】
根元部に設けられた半径方向突き当て手段（１０３）が、最終組立て位置への翼根元部の最後の２゜の回転の間にのみ、チャネルに設けられた突き当て手段（１０４）と係合するように寸法決めされている請求項１２記載のタービンアセンブリ。
【請求項１４】
半径方向突き当て手段が、根元部に設けられた半径方向内方に面したレッジ（１０３）を含み、該レッジが、Ｔ字形チャネルに設けられた半径方向外方に面したレッジ（１０４）に引っ掛かるようになっている、請求項１３記載のタービンアセンブリ。
【請求項１５】
請求項１から１４までのいずれか１項記載のタービンアセンブリにおいて使用するための構成されていることを特徴とする、タービン動翼。
【請求項１６】
請求項１から１１までのいずれか１項に従って構成されたタービンロータアセンブリを組み立てる方法において、
（ａ）１つを除く全ての翼を、その根元部（４７）がロータチャネルに係合するように挿入しかつねじるが、交互の根元部が半径方向に互い違いに位置し（図４ａ）、これにより、周方向突き当て手段は半径方向で整列しておらず、ギャップが残され、該ギャップに最後の翼（４６ｂ）が挿入されることができ、前記ギャップが、最後の翼の根元部よりも大きな周方向範囲に亘って延びており、
（ｂ）最後の翼をギャップ内の所定の位置へねじり（図５）、これにより、最後の翼に隣接した残りのギャップを残し、
（ｃ）交互の翼を半径方向外方へ持ち上げ、これにより、周方向突き当て手段を半径方向で整列させ、実質的に前記残りのギャップを閉鎖する
ことを特徴とする、請求項１から１１までのいずれか１項に従って構成されたタービンロータアセンブリを組み立てる方法。
【請求項１７】
前記ステップ（ｃ）の後に、根元部における半径方向突き当て手段をロータのチャネルにおける半径方向突き当て手段と係合させるために翼が最終組立て位置へ小さな角度だけさらにねじられる、請求項５に従属するような請求項１３記載の方法。
【請求項１８】
請求項１から１１までのいずれか１項に従って構成されたタービンロータアセンブリを分解する方法において、
（ａ）周方向突き当て手段がもはや半径方向で整列しないように、交互の翼を半径方向で互い違いにするように該交互の翼を半径方向内方へ押圧し、
（ｂ）翼のうちの１つの周囲にギャップを提供するように翼を配列し、
（ｃ）前記１つの翼をねじり、該翼をアセンブリから半径方向に取り外し、
（ｄ）他の翼を次々に取り外す
ことを特徴とする、請求項１から１１までのいずれか１項に従って構成されたタービンロータアセンブリを分解する方法。
【請求項１９】
前記ステップ（ａ）の前に、
（ｉ）取り外すための第１の翼を選択し、
（ｉｉ）選択された第１の翼とその隣の翼との間に周方向の隙間を形成するために、隣り合う翼の直面する周方向突き当て手段の間の小さなギャップを閉鎖するようにロータにおける全ての翼を強く押し付け合い、
（ｉｉｉ）翼の根元部における半径方向突き当て手段を、ロータのチャネルにおける半径方向突き当て手段から解離させるために、選択された第１の翼を小さな量だけねじり、
（ｉｖ）選択された第１の翼を半径方向内方へ押圧し、
さらに、各交互の翼が半径方向内方へ押圧される前に付加的なステップを含み、該付加的なステップが、翼の根元部における半径方向突き当て部をロータのチャネルにおける半径方向突き当て部から解離させるために、前記交互の翼のそれぞれを小さな量だけねじることを含むことを特徴とする、請求項５に従属するような請求項１５記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン翼、このような翼を有するタービンロータアセンブリ、及びタービンロータアセンブリの組立て及び分解の方法に関する。本発明は、反応式の１つ又は２つ以上の段を有する軸流蒸気タービンに関して特に有効である。
【背景技術】
【０００２】
慣用の形式のタービンロータは、多数のタービン翼の相補的なＴ字形根元部を収容するためのＴ字形チャネルを備えたドラムを有する。タービン翼の他方の端部には一体的なシュラウドが形成されていて、このシュラウドが、組み立てられた時に共同でシュラウドリングを形成する。蒸気タービンの動翼は精密なプロフィルを必要とし、これらの動翼は、個々に経済的に加工されてからタービンロータに一列に取り付けられる。
【０００３】
このようなＴ字形根元部は平行四辺形であり、この平行四辺形は、根元部のＴ字形の部分がロータ根元部スロット若しくはチャネル内に回転することを可能にする。最後の翼のアクセスを可能にするために、各根元部の間の周方向間隙が設けられている。これにより、翼根元部は、最後の翼のためのより大きな間隙を形成するように閉鎖される。翼先端部のシュラウドは間隙を有さない。この場合のアクセス間隙は翼のねじりによって提供され、平行四辺形のシュラウドが回転し、周方向でよりコンパクトになる。最後の翼の組み付け後、根元部の間隙はＴ字形シムで充填されなければならず、先端部は、周方向で接触するまでねじられない。最後の幾つかのシムは半分になっており、最後のシムはコーキング材料によって所定の位置に保持される。
【０００４】
このように、既存のＴ字形根元部の構成は、所定の位置に固定するためにシムの使用を必要とする。これに関する問題は、一部は熟練者の必要性により、また一部はシム自体の複雑さ及びコストにより、製造コストが高いということである。シム形状の複雑さにより、シムを少数で製造することはコストがかかり、高度な熟練が必要とされる。
【０００５】
使用されることができるその他の固定形式は、ピン留め式根元部、又は横入れ式モミの木形部分、を含むことができるが、これらのソリューションは横からのアクセスを必要とし、横からのアクセスは蒸気通路設計を制限し、よりコストがかかる。
【０００６】
ストラドル型根元部を使用することも可能であるが、これは、組立てを可能にするために窓、すなわち位置決めリッジにおける間隙、を必要とする。窓又は変形した閉鎖用翼を必要とするあらゆる提案は、その位置におけるより弱い翼を含み、このことは、翼リング全体の設計を制限し、より低い耐負荷性能を生じる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
したがって、本発明の目的は、従来の翼根元部保持システム及び装置に関する問題を克服するか又は少なくとも軽減することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
発明の概要
本発明の第１の実施形態は、タービンロータが設けられており、翼部分と、半径方向で外側のシュラウド部分と、タービンロータに設けられた対応するＴ字形チャネルに挿入される半径方向で内側のＴ字形根元部とを有するタービン翼のリングが設けられており、根元部が、隣接する根元部の対応する突き当て手段に突き当たるための周方向の突き当て手段を有しており、翼が、チャネルに挿入された後に相対的に半径方向に変位可能であり、これにより、初期組立て位置において、隣接する根元部における周方向突き当て手段が半径方向にずらされているが、最終組立て位置において周方向突き当て手段が半径方向で整列するようになっているタービンアセンブリを提供する。
【０００９】
上の配列は、最終組立て位置において周方向突き当て手段とシュラウド部分との半径方向整列が、ねじりバイアスを提供し、このねじりバイアスによりシュラウドは隣のシュラウドと圧力をかけられながら摩擦接触し、翼の半径方向移動に抵抗するように、翼部分が予めねじられるようなアセンブリにおいて使用される。
【００１０】
翼のための付加的な半径方向位置を提供するために、根元部はさらに、根元部が最終組立て位置を占める場合にタービンロータのチャネルにおける半径方向突き当て手段と突き当たるための半径方向突き当て手段を有している。このような半径方向突き当て手段は、根元部における半径方向で内方に面してレッジを有しており、これらのレッジは、Ｔ字形チャネルの半径方向で外方に面したレッジに対して掛合し、好適には、ロータのチャネル内での最終組立て位置への翼根元部の最終的な角度方向での小さなねじり又は回転の間にのみ互いに係合させられる。
【００１１】
後述するように、タービンアセンブリの組立て及び分解の間に半径方向突き当て手段を係合及び解離させるために、最終組立て位置においては直面する周方向突き当て手段の間に小さな間隙が存在すると好都合である。
【００１２】
好適には、周方向突き当て手段は、根元部の向き合った側において、周方向に突出したランドを有している。各ランドは、概して矩形であり、根元部の軸方向長さ全体に亘って延びている。
【００１３】
本発明の好適な実施態様によれば、タービンアセンブリの最終的な組立て条件において、隣接する根元部の周方向突き当て部の組み合わされた厚さに関連した隣接する根元部の直面する面の間に間隙が存在する。特に、翼の周方向幅に対する周方向突き当て部の厚さは、初期組立て位置及び最終組立て位置それぞれにおける隣接する根元部の角度方向での分離の差が、円弧の０．１〜０．５度の範囲、好適には円弧の約０．３度である。このような間隙は、蒸気タービンにおいて、間隙が、漏れ蒸気の流れを、主要なタービン蒸気流路を通る流れを妨害することなく翼リングの高圧側と低圧側との間の翼根元部を通過することを可能にすることによってタービン性能を改善することができるという点において有利である。
【００１４】
本発明の関連した態様において、タービンアセンブリは、タービンロータと、タービン翼のリングとを有しており、タービン翼は、翼部分と、半径方向で外側のシュラウド部分と、タービンロータにおける対応するＴ字形チャネルに挿入される半径方向で内側のＴ字形根元部とを有しており、この根元部は、根元部が、ロータのチャネル内の最終組立て位置に位置する場合にタービンロータのチャネルにおける半径方向突き当て手段と突き当たるための半径方向突き当て手段を有しており、根元部における半径方向突き当て手段とチャネルとが、最終組立て位置への翼根元部の最後の角度方向での小さな回転の間にのみ互いに係合するように寸法決めされている。例えば、根元部における半径方向突き当て手段は、最終組立て位置への翼根元部の回転の最後の２度の間にのみチャネルにおける突き当て手段と係合するように寸法決めされることができる。
【００１５】
本発明は、上述のようなタービンアセンブリにおいて使用するために構成されたタービン動翼をも含む。
【００１６】
さらに、本発明はタービン翼を提供する。このタービン翼は、シュラウドと、翼部と、リングにおける同様の翼に隣接したタービンロータにおけるＴ字形チャネルにロックするように構成されたＴ字形根元部とを有しており、シュラウドは、部分的に環状でありかつ、根元部と概して同じ根元角度を備えているが、翼部は予めねじられているので、最終組立て位置におけるタービンの軸線に沿った根元部の縁部とシュラウド部との相互整列はねじりバイアスを提供し、このねじりバイアスは、相対的な半径方向移動に抵抗するようにシュラウドを隣のものに押圧しながら摩擦接触させ、根元部の面は、Ｔ字形区分の２つの実質的に平行な半径方向平面において概して平坦であるが、同じ半径においてこれらの平坦な面のそれぞれから突出した周方向の突き当て手段を有しており、これにより、突き当て手段が半径方向に互い違いに位置している場合よりも、突き当て手段が最終組立て位置において半径方向で整列させられている場合に、隣接する同じ翼の間の角度方向での分離は、突き当て手段の組み合わされた厚さに関連した量だけ大きい。
【００１７】
さらに、本発明はタービンロータアセンブリを提供し、このタービンロータアセンブリは、上述のようなロータ及び多数の翼を有しており、アセンブリは、翼の中心を通る半径方向の線に分解される（resolved）隣接する翼の突き当たるシュラウド部の間の接触力と、シュラウドの縁部の間の摩擦とによって生ぜしめられる総計半径方向力によって回転せずに所定の位置に保持されており、シュラウドは相俟ってシュラウドリングを形成しており、隣接するロータ根元部の周方向突き当て部は半径方向で整列させられており、根元部はロータのＴ字形チャネル内にロックされている。
【００１８】
本発明は、（ａ）１つを除く全ての翼を、その根元部がロータチャネルに係合するように挿入しかつねじるが、交互の根元部が半径方向に互い違いに位置し、これにより、周方向突き当て手段は半径方向で整列しておらず、ギャップが残され、該ギャップに最後の翼が挿入されることができ、前記ギャップが、最後の翼の根元部よりも大きな周方向範囲に亘って延びており、（ｂ）最後の翼をギャップ内の所定の位置へねじり、これにより、最後の翼に隣接した残りのギャップを残し、（ｃ）交互の翼を半径方向外方へ持ち上げ、これにより、周方向突き当て手段を半径方向で整列させ、実質的に前記残りのギャップを閉鎖するステップを含む、前記のように構成されたタービンロータアセンブリを組み立てる方法をも提供する。
【００１９】
付加的な半径方向位置が半径方向突き当て部の形式で翼の根元部とロータのチャネルとの間に提供されている場合には、組立て方法は、前記ステップ（ｃ）の後に、根元部における半径方向突き当て手段をロータのチャネルにおける半径方向突き当て手段と係合させるために翼が最終組立て位置へ小さな角度だけさらにねじられる別のステップを含む。
【００２０】
本発明は、（ａ）周方向突き当て手段がもはや半径方向で整列しないように、交互の翼を半径方向で互い違いにするように該交互の翼を半径方向内方へ押圧し、（ｂ）翼のうちの１つの周囲にギャップを提供するように翼を配列し、（ｃ）前記１つの翼をねじり、該翼をアセンブリから半径方向に取り外し、（ｄ）他の翼を次々に取り外すステップを含む、前記のように構成されたタービンロータアセンブリを分解する方法をも提供する。
【００２１】
再び、付加的な半径方向位置が半径方向突き当て部の形式で翼の根元部とロータのチャネルとの間に提供されている場合には、分解方法は、ステップ（ａ）の前に、（ｉ）取り外すための第１の翼を選択し、（ｉｉ）選択された第１の翼とその隣の翼との間に周方向の隙間を形成するために、隣り合う翼の直面する周方向突き当て手段の間の小さなギャップを閉鎖するようにロータにおける全ての翼を強く押し付け合い、（ｉｉｉ）翼の根元部における半径方向突き当て手段を、ロータのチャネルにおける半径方向突き当て手段から解離させるために、選択された第１の翼を小さな量だけねじり、（ｉｖ）選択された第１の翼を半径方向内方へ押圧するステップの実施を含み、前記方法は、さらに、各交互の翼が半径方向内方へ押圧される前に付加的なステップを含み、該付加的なステップが、翼の根元部における半径方向突き当て部をロータのチャネルにおける半径方向突き当て部から解離させるために、前記交互の翼のそれぞれを小さな量だけねじることを含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２２】
本発明がさらによく理解されるように、好適な実施形態がここで例として添付図面を参照しながら説明される。
【００２３】
図１に示したように、タービン段４１は、ドラム形式ロータ４３を包囲するタービンケーシング４２を含む蒸気タービンにおける複数のこのような段のうちの１つである。タービン段４１は、動翼４６の環状の列の上流に静翼アセンブリ４４を有しており、動翼４６は、ロータ４３の円周におけるチャネル状スロット４８内に保持された根元部４７を有している。静翼アセンブリ４４は、半径方向外側の静リング５１と複数の内側の静リング５２との間に延びた静翼４９の環状の列を含んでおり、半径方向内側の静リングの半径方向内側は、ロータ４３の円周に面している。リング５１及び５２は、タービンの製造、組立て及び動作のために必要に応じてセグメント分割されている。
【００２４】
本発明のこの実施形態によれば、各動翼４６は図２〜図６に示したような構成を有する。完全な翼４６は、図２ａ、図２ｂ及び図２ｃにそれぞれ異なる角度から斜視図で示されており、その根元部は図２ｄに拡大されて示されている。選択的なロッキング装置が図２ｅに示されている。アーチ状の翼部４６は、平行四辺形のシュラウド５７がねじりの下で初めて根元部４７の縁部と軸方向に整合するように、予めねじられている。
【００２５】
根元部４７は概してＴ字形区分を有しており、このことは、Ｔ字形区分が、ロータ又はドラムの対応するＴ字形チャネルにおけるロッキング位置へねじられることを可能にする。半径方向に延びておりかつ、使用時のタービンの軸線に対して公称で平行な（又はこの軸線に対して約３０゜又は４０゜を成した）、根元部の２つの実質的に平行な面４８ａ及び４８ｂは、半径方向の線を中心にある角度だけ回転させられた半径方向の平面から形成されている。各半径方向平面及び半径方向線は、１翼ピッチによって別のものに対して“クロック”されているので、２つの面は完全に平行ではない。しかしながら、本発明によれば、面には突出部又はランド１００ａ，１００ｂが設けられている。各ランドは矩形であり、平面を有している。各ランドは、軸方向に根元部の全長に亘って延びている。
【００２６】
図２ｅに示されたように、根元部は２度平坦部１０１を有しており、これは、この実施例において翼が６ｍｍの距離だけ回転及び移動することを許容する。
【００２７】
根元部の１つの面における半径部分１０２は主アセンブリを容易にする。
【００２８】
根元部のさらに下側には、両側において（図２ｅには１つの側のみが示されている）、根元部に引っ掛かるための２度０．７ｍｍランド１０３が設けられている。これらの隙間平坦部及び半径は組立てを助ける。図２ｆに示したように、対応するランド１０４は、ロータ４３におけるＴ字形チャネルの狭い区分の部分から軸方向に突出しており、翼が最終位置へねじられると、ランド１０３に係合し、２つのランド１０３，１０４はその肩部の係合によって互いにロックする。ランド１０３における半径方向内方に面したレッジは、ランド１０４における半径方向外方に面したレッジに対してロックする。
【００２９】
これは、翼を、翼の所要の半径方向に組み立てられた条件に配置するために、ポジティブに位置決めするロッキング機構を提供する。半径方向内方に互い違いに配置された翼は、Ｔ字形区分根元部の軸方向に面した側と接触するロータのＴ字形区分チャネルに形成されたランド１０４によって半径方向線を中心に完全に回転するのを妨げられる。最終位置における２つのレッジ１０３，１０４の突き当ては、翼が一旦組み立てられると、翼及びロータにおけるレッジが互いに外れるように翼が小さな角度だけ回転させられない限り、翼が半径方向内方へ移動するのを妨げるためのポジティブな配置を提供する。
【００３０】
このポジティブ位置決め装置１０３，１０４が係合させられた場合、交互の翼が、これらの翼を半径方向内方へ押圧する前に小さな角度だけ回転させられなければならない。この第１の翼が回転させられかつ押し込まれるために、小さな接線方向隙間が形成されなければならない。この隙間は、ホイールにおける全ての翼を強く押し付けることによって形成され、設計に組み込まれた極めて小さな翼と翼との隙間を占める。所要の隙間は、公称ではわずか１又は２ｍｍである。
【００３１】
最終組立て位置におけるこれらの隣接する翼が図３に示されており、この場合、ランド１００ａ，１００ｂは向き合っており、突き当たっているか、又は数分の１ｍｍの極めて小さな隙間によって分離されている。シュラウド５７の軸方向に延びた縁部も、突き当たっており、摩擦的相互係合を提供している。前記のように、この構成において、翼の予ねじりは、図３に示された構成における隣接するシュラウド５７の間にねじりバイアスを生ぜしめる。この位置において、１．６ｍｍである各ランド１００ａ，１００ｂの厚さによって生ぜしめられた、根元部の主要平坦面の間に接線方向に３．２ｍｍのギャップが存在する。
【００３２】
同じ翼４６ａ，４６ｂ及び４６ｃが図４ａ〜図４ｃに拡大して示されているが、組立てが完了する前のこの時点では、比較的互い違いの構成において、中間の翼４６ｂが半径方向外方へ移動させられており、ランド１００ａ，１００ｂは互い違いになっている。隣接する根元部の間の間隙は、ランドのうちの１つの厚さ１．６ｍｍにまで減じられている。この実施例における図３と図４との中央の翼４６ｂの位置の半径方向の差は、３ｍｍである。これらの２つの構成の角度方向分離の差は、円弧の０．３度であるが、別の事例においては、差の範囲は、例えば０．１度〜０．５度であることができる。
【００３３】
ロータドラムにおけるチャネルの半径方向深さは、この半径方向移動の差を補償するように十分に大きくなければならないので、十分な自由な遊びを提供するために少なくとも３ｍｍのギャップが設けられていなければならない。この例におけるギャップは、最終組立て位置における根元部の基部と、チャネルの基部との間において５ｍｍである。
【００３４】
図４ｃに最も明らかに示されているように、隣接する翼の根元部の上部は、蒸気入口の領域において重なり合っている。翼は、翼を所定の位置に保持するためシムを必要としない。
【００３５】
図５及び図６に示したようにタービンロータは以下のように組み立てられる。
【００３６】
連続する翼は、ロータのチャネルにおいて係合させられるようにねじられ、接線方向に突き当たるように押し込まれ、図４に示したように、ギャップを小さくするように、交互の根元部が半径方向に互い違いに配置される。図５に示された段階において、最後のギャップは最後から２番目の翼４６ａと最後から３番目の翼４６ｃとの間に存在し、このギャップに最後の翼４６ｂが挿入され、ねじられる。最後の翼４６ｂとその他の翼との間の残りのギャップは、交互の翼を半径方向外方へ引っ張ることによって除去されるので、全ての翼は、図３に示された状態になり、根元部の間のギャップを最大化し、ランド１００ａ，１００ｂは突き当たるか又は数分の１ｍｍの小さな隙間を形成しながら互いに対面する。各翼の最後の２度のねじりは、全ての翼を、最終位置に固定する。
【００３７】
最終的な組み立てられた状態が図６に示されている。この状態において、シュラウド５７ａ，５７ｂ，５７ｃ等は縁部に沿って接触係合している。翼は、翼の中心を通る半径方向線に分解された隣接する翼の突き当たるシュラウド部分の間の接触力と、シュラウドの縁部の間の摩擦とによって生ぜしめられる合計半径方向力によって回転させられることなく所定の位置に保持されている。タービンが回転すると、遠心力は、翼がその正しい位置を維持することを保証する。
【００３８】
２つの翼の根元部の間の３．２ｍｍの接線方向ギャップは、蒸気が各翼の上流側から下流側へ流れるための通路を提供する。この通路は、タービン翼の上流（定置の翼の下方）のシャフトシールから漏れる蒸気が翼を通る主流から隔離されることを保証することによって価値のある性能利益、通常はいわゆる“蒸気バランス穴”によって提供される機能、を提供することができる。択一的に、ブランキングプレートを含む、この流路を閉鎖するための様々な機構が利用可能である。
【００３９】
タービン翼アセンブリの分解は、組立てプロセスを逆転することによって行われる。すなわち、交互の翼が半径方向で押し込まれ、互い違いの配列を形成し、根元部の間のギャップを減じる。次いで、根元部が、１つの特定の翼の周囲の間隙を最大にするように接線方向に配置され、この特定の翼がねじられ、取り外されることができ、これに続いて他の全ての翼が取り外される。
【００４０】
本発明は上に純粋に例として説明されており、請求項に記載された発明の範囲内で守勢を行うことができる。発明は、記載された又はここに暗に意味された又は図面に示された又は暗に意味されたあらゆる個々の特徴、又はあらゆるこのような特徴のあらゆる組合せ、又は発明の均等物にまで拡大するこのような特徴又は組合せのあらゆる一般化にもある。したがって、本発明の広さ及び範囲は、前記の例示的な実施形態の何れによっても限定されるべきではない。請求項及び図面を含む明細書に開示された各特徴は、そうでないことが明らかに述べられない限り、同じ、均等な又は類似の目的を達成する択一的な特徴によって交換されることができる。
【００４１】
明細書における従来技術のあらゆる議論は、このような従来技術が広く知られている又は当業者の一部を形成することの認定ではない。
【００４２】
文脈が明らかに他のことを要求しない限り、説明及び請求項において、「含む」及び同様の用語は、排他的又は網羅的な意味とは反対の非排他的な意味、すなわち、「〜を含むが、これに限定されない」という意味に解釈されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００４３】
【図１】公知の形式の蒸気タービンの部分的な縦断面図である。
【図２ａ】本発明を具体化するタービン翼又はタービン翼の一部の斜視図である。
【図２ｂ】本発明を具体化するタービン翼又はタービン翼の一部の斜視図である。
【図２ｃ】本発明を具体化するタービン翼又はタービン翼の一部の斜視図である。
【図２ｄ】本発明を具体化するタービン翼又はタービン翼の一部の斜視図である。
【図２ｅ】好適なポジティブロッキング装置の詳細を示す図である。
【図２ｆ】ポジティブロッキング装置の別の詳細を示す、タービン翼根元部及びタービンロータの拡大部分断面図である。
【図３】本発明を具体化する３つの隣接したタービン翼の斜視図である。
【図４ａ】本発明を具体化する３つの隣接した翼根元部の部分を示しており、これらの翼根元部が協働する形式を例示した斜視図である。
【図４ｂ】本発明を具体化する３つの隣接した翼根元部の部分を示しており、これらの翼根元部が協働する形式を例示した斜視図である。
【図４ｃ】本発明を具体化する３つの隣接した翼根元部の部分を示しており、これらの翼根元部が協働する形式を例示した斜視図である。
【図５】タービン翼の組立ての最後の段階におけるタービン翼の部分の斜視図である。
【図６】本発明による翼を使用する組み立てられたタービンロータの部分の斜視図である。
【符号の説明】
【００４４】
４１  タービン段、  ４２  タービンケーシング、  ４３  ロータ、  ４４  静翼アセンブリ、  ４６  動翼、  ４７  根元部、  ４８ａ，４８ｂ  面、  ４９  静翼、  ５１，５２  静リング、  ５７  シュラウド、  １００ａ，１００ｂ  突出部又はランド、  １０２  半径部分、  １０３，１０４  ランド、
【図１】
2006112426.tif 000003
【図２ａ】
2006112426.tif 000004
【図２ｂ】
2006112426.tif 000005
【図２ｃ】
2006112426.tif 000006
【図２ｄ】
2006112426.tif 000007
【図２ｅ】
2006112426.tif 000008
【図２ｆ】
2006112426.tif 000009
【図３】
2006112426.tif 000010
【図４ａ】
2006112426.tif 000011
【図４ｂ】
2006112426.tif 000012
【図４ｃ】
2006112426.tif 000013
【図５】
2006112426.tif 000014
【図６】
2006112426.tif 000015