(57)【要約】【課題】翼効率および信頼性が高く、かつ安価に製造できるタービン動翼を提供する。【解決手段】タービン動翼は、翼根部と、この翼根部よりも翼高さ方向に配置される翼有効部とを有する。翼有効部は、本体部と、この本体部の後縁側に配置される軽量部とを有する。軽量部の材料は、本体部の材料よりも小さい密度を有する。【選択図】図２
2015187435.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼根部と、
前記翼根部よりも翼高さ方向に配置され、本体部、および前記本体部の後縁側に配置される軽量部を有し、前記軽量部の材料が前記本体部の材料よりも小さい密度を有する翼有効部
を有するタービン動翼。
【請求項２】
前記軽量部は、前記翼有効部の先端から前記翼根部に向かって配置される請求項１記載のタービン動翼。
【請求項３】
前記翼有効部の先端において、前縁から後縁までの腹側面に沿った長さ（Ｌ４）に対する前記軽量部の長さ（Ｌ５）の割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．１以下である請求項２記載のタービン動翼。
【請求項４】
前記割合（Ｌ５／Ｌ４）は、前記翼有効部の先端から前記翼根元に向かって徐々に減少する請求項３記載のタービン動翼。
【請求項５】
前記本体部の先端を覆う第１のカバーと、前記軽量部の先端を覆う第２のカバーとを有し、前記軽量部の材料と前記第２のカバーの材料とが同一である請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼。
【請求項６】
前記本体部の先端と前記軽量部の先端とを一体的に覆い、前記軽量部の材料と同一の材料からなるカバーを有する請求項１乃至４のいずれか１項記載のタービン動翼。
【請求項７】
前記翼有効部の先端相対流出速度が音速を超える請求項１乃至６のいずれか１項記載のタービン動翼。
【請求項８】
請求項１乃至７のいずれか１項記載のタービン動翼を有する軸流タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービン動翼および軸流タービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
図１２は、従来の軸流タービンを示した子午断面図であり、特に蒸気タービンの低圧タービンにおける最終のタービン段落およびその一段上流のタービン段落を示した子午断面図である。なお、図１２については、説明の便宜上、最終段のタービン段落の構成部品に符号「ｂ」を付し、これよりも一段上流のタービン段落の構成部品に符号「ａ」を付している。
【０００３】
ケーシング３０内には、タービンロータ３１が貫設されている。タービンロータ３１には、ロータディスク３２が形成され、このロータディスク３２に、複数の動翼３３が周方向に植設されている。動翼３３は、翼根部３３１、翼有効部３３２、およびカバー３３３を翼高さ方向に順に有する。複数の動翼３３を周方向に備えた動翼翼列は、タービンロータ軸方向に複数段構成されている。
【０００４】
ケーシング３０の内周には、ダイアフラム外輪３４が設置され、このダイアフラム外輪３４の内側には、ダイアフラム内輪３５が設置されている。また、ダイアフラム外輪３４とダイアフラム内輪３５との間には、周方向に複数の静翼３６が配置され、静翼翼列を構成している。静翼翼列は、タービンロータ軸方向に動翼翼列と交互に複数段備えられている。そして、静翼翼列と、その直下流側に位置する動翼翼列とで一つのタービン段落を構成している。
【０００５】
蒸気タービンの低圧タービンの場合、最終段のタービン段落の動翼翼列を通過した蒸気が利用されずに排気される。従って、最終段のタービン段落の動翼翼列を通過した蒸気が排気速度Ｖを有する場合、Ｖ２／２に比例する運動エネルギーが損失となる。以下、この損失を排気損失と記す。蒸気量が同一である場合、動翼翼列の出口に形成される環状流路の流路面積が大きくなるほど、排気速度Ｖが低下するために排気損失が低下する。
【０００６】
環状流路の流路面積を大きくするには、動翼翼列の外周径を大きくすることが好ましい。環状流路の流路面積を大きくする方法として、例えば、翼有効部３３２ｂの翼高さを高くする方法が挙げられる。しかし、翼有効部３３２ｂの翼高さが高くなると、翼有効部３３２ｂの先端周速Ｕが上昇する。近年、このような理由から、翼有効部３３２ｂの先端周速Ｕが音速を超えるものがある。
【０００７】
翼有効部３３２ｂの先端周速Ｕが音速を超える場合、翼有効部３３２ｂの先端側に流入する蒸気の相対的な速度である先端相対流入速度、翼有効部３３２ｂの先端側から流出する蒸気の相対的な速度である先端相対流出速度が音速を超える。先端相対流入速度、先端相対流出速度が音速を超える場合、２つの隣接する翼有効部３３２ｂの間に形成される翼間流路の流路入口および流路出口に衝撃波が発生して翼効率が低下する。このため、翼有効部３３２ｂの翼型として、衝撃波の発生が抑制される超音速翼型が適用される。超音速翼型として、例えば、コンバージェント・ダイバージェント翼型が採用される。
【０００８】
図１３は、コンバージェント・ダイバージェント翼型が適用された翼有効部３３２ｂの先端の配置を示したものである。このような翼有効部３３２ｂでは、２つの隣接する翼有効部３３２ｂの間に形成される翼間流路が流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大される。翼間流路が縮小されてから拡大される場合、超音速流がさらに膨張および加速される。なお、図中、Ｓ３は、翼間流路が最も狭くなるスロートである。また、Ｌは、スロートＳ３から流路出口Ｓ２までの長さ（拡大流路長さ）である。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００９】
【特許文献１】特開２０１３−０３２７７２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
超音速流の場合、翼有効部３３２ｂの先端付近の拡大流路長さ（Ｌ）は、基本的に長いことが好ましい。通常、翼有効部３３２ｂの先端付近の拡大流路長さ（Ｌ）が長くなるにつれて、翼間流路が徐々に拡大されることから、翼有効部３３２ｂの先端付近における流路出口Ｓ２での衝撃波の発生が抑制されて翼効率が向上する。しかし、通常、翼有効部３３２ｂの先端付近の拡大流路長さ（Ｌ）が長くなるにつれて、翼有効部３３２ｂの先端付近の質量が増加することから、翼有効部３３２ｂの翼根元に加えられる遠心力が大きくなり、翼有効部３３２ｂの翼根元が損傷しやすくなる。
【００１１】
従来、入口角に対して出口角がタービンロータ軸方向に向けられた動翼が知られている。出口角がタービンロータ軸方向に向けられた場合、スロートＳ３の流路幅よりも流路出口Ｓ２の流路幅が大きくなりやすいことから、衝撃波の発生が抑制されやすい。しかし、翼根元における遠心力の増加による損傷を抑制するために拡大流路長さ（Ｌ）は短くされており、衝撃波の発生は必ずしも十分に抑制されていない。一方、軽量かつ高強度なチタン合金からなる動翼が実用化されている。しかし、チタン合金は高価であることから、その使用量は少ないことが好ましい。
【００１２】
本発明が解決しようとする課題は、翼効率および信頼性が高く、かつ安価に製造できるタービン動翼を提供するものである。
【課題を解決するための手段】
【００１３】
本発明のタービン動翼は、翼根部と、この翼根部よりも翼高さ方向に配置される翼有効部とを有する。翼有効部は、本体部と、この本体部の後縁側に配置される軽量部とを有する。軽量部の材料は、本体部の材料よりも小さい密度を有する。
【図面の簡単な説明】
【００１４】
【図１】実施の形態の軸流タービンを示す子午断面である。
【図２】図１に示される最終のタービン段落およびその一段上流のタービン段落を示す子午断面図である。
【図３】図１、２に示される最終のタービン段落の動翼翼列における翼有効部の先端の配置を示した平面図である。
【図４】拡大流路長さ（Ｌ３）、先端相対流出速度Ｍ２、および翼効率の関係を示す図である。
【図５】翼有効部の先端における軽量部の形成範囲を説明する図である。
【図６】翼有効部の先端における軽量部の形成範囲を説明する他の図である。
【図７】一般的な翼有効部の先端における速度三角形を示す図である。
【図８】一般的な翼有効部の翼根元における速度三角形を示す図である。
【図９】実施の形態の翼有効部およびカバーを示す平面図である。
【図１０】図９に示される翼有効部およびカバーのＡＡ線矢視断面図である。
【図１１】実施の形態の本体部および翼有効部を一体的に覆うカバーの断面図である。
【図１２】従来の軸流タービンを示す子午断面図である。
【図１３】図１２に示される最終の動翼翼列における翼有効部の先端の配置を示す平面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１５】
以下、本発明の実施の形態について図面を参照して説明する。
【００１６】
図１は、実施の形態の軸流タービンを示した子午断面図であり、特に蒸気タービンの低圧タービンを示した子午断面図である。
【００１７】
図１に示されるように、蒸気タービン１０は、ケーシング２０を備え、このケーシング２０内には、タービンロータ２１が貫設されている。タービンロータ２１には、ロータディスク２２が形成され、このロータディスク２２に、複数の動翼２３が周方向に植設されている。複数の動翼２３を周方向に備えた動翼翼列は、タービンロータ軸方向に複数段構成されている。タービンロータ２１は、図示しないロータ軸受によって回転可能に支持されている。
【００１８】
ケーシング２０の内周には、ダイアフラム外輪２４が設置され、このダイアフラム外輪２４の内側には、ダイアフラム内輪２５が設置されている。また、ダイアフラム外輪２４とダイアフラム内輪２５との間には、周方向に複数の静翼２６が配置され、静翼翼列を構成している。この静翼翼列は、タービンロータ軸方向に動翼翼列と交互に複数段備えられている。そして、静翼翼列と、その直下流側に位置する動翼翼列とで一つのタービン段落を構成している。
【００１９】
タービンロータ２１とケーシング２０との間には、蒸気の外部への漏洩を防止するために、グランドシール部２７が設けられている。また、タービンロータ２１とダイアフラム内輪２５との間には、下流側への蒸気の漏洩を防止するために、シール部２８が設けられている。
【００２０】
また、蒸気タービン１０には、クロスオーバ管２９からの蒸気を蒸気タービン１０の内部に蒸気を導入するための蒸気入口管（図示しない）がケーシング２０を貫通して設けられている。
【００２１】
最終段のタービン段落の下流側には、タービン段落において膨張仕事をした蒸気を排気するための排気室（図示しない）が設けられ、この排気室を介して蒸気が蒸気タービン１０の外部に排気される。この排気室は、復水器（図示しない）に連通されている。
【００２２】
以下、動翼２３ｂについて具体的に説明する。
【００２３】
図２は、図１に示される最終のタービン段落およびその一段上流のタービン段落の付近を拡大して示した子午断面図である。なお、図２以降については、説明の便宜上、最終段のタービン段落の構成部品に符号「ｂ」を付し、これよりも一段上流のタービン段落の構成部品に符号「ａ」を付している。
【００２４】
図２に示されるように、最終段のタービン段落の動翼２３ｂは、翼根部２３１ｂ、翼有効部２３２ｂ、およびカバー２３３ｂを翼高さ方向に順に有する。ここで、翼根部２３１ｂは、動翼２３ｂにおける翼有効部２３２ｂよりもタービンロータ２１側の部分である。動翼２３ｂは、例えば、遷音速翼型、超音速翼型の翼型を有する。
【００２５】
最終段のタービン段落の動翼２３ｂにおける翼有効部２３２ｂは、前縁側に配置される本体部２３４ｂと、この本体部２３４ｂの後縁側に配置される軽量部２３５ｂとを有する。軽量部２３５ｂの材料は、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する。なお、図中、Ｌ１は、翼高さ方向における翼有効部２３２ｂの長さ、Ｌ２は、翼高さ方向における軽量部２３５ｂの長さである。
【００２６】
図３は、図１、２に示される最終のタービン段落の動翼翼列における翼有効部２３２ｂの先端の配置を示した平面図である。
【００２７】
翼有効部２３２ｂの先端は、例えば、２つの隣接する翼有効部２３２ｂの間に翼間流路が形成されるように配置される。翼間流路は、流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大される。なお、図中、Ｓ３は、翼間流路が最も狭くなるスロートであり、Ｌ３は、スロートＳ３から流路出口Ｓ２までの長さ（拡大流路長さ）である。
【００２８】
図示される翼有効部２３２ｂの先端においては、例えば、前縁から後縁側のスロートＳ３の位置までが本体部２３４ｂとされ、後縁側のスロートＳ３の位置から後縁までが軽量部２３５ｂとされている。なお、１つの翼有効部２３２ｂには、他の翼有効部２３２ｂとの関係により前縁側と後縁側との２箇所にスロートＳ３の位置が存在するが、以下では、特に断らない限り、翼有効部２３２ｂにおけるスロートＳ３の位置とは翼有効部２３２ｂにおける後縁側のスロートＳ３の位置を指すものとする。
【００２９】
流路入口Ｓ１には、蒸気が先端相対流入速度Ｍ１で流入し、流路出口Ｓ２からは、蒸気が先端相対流出速度Ｍ２で流出する。先端相対流入速度Ｍ１、先端相対流出速度Ｍ２が音速を超える場合、翼間流路が流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大されることにより、超音速流がさらに膨張および加速される。
【００３０】
このとき、スロートＳ３から流路出口Ｓ２までの長さ、すなわち拡大流路長さ（Ｌ３）が長くなるにつれて、翼間流路が緩やか拡大されることから、流路出口Ｓ２における衝撃波の発生が抑制されて翼効率が向上する。
【００３１】
以下、拡大流路長さ（Ｌ３）、先端相対流出速度Ｍ２、および翼効率の関係について説明する。
【００３２】
図４は、拡大流路長さ（Ｌ３）を変更したときの、先端相対流出速度Ｍ２に対する翼効率の関係を模式的に示したものである。ここで、先端相対流出速度Ｍ２は、基本的に音速を超える速度である。また、翼型は、超音速翼型であり、翼間流路が流路入口Ｓ１から流路出口Ｓ２に向かって順に縮小および拡大するものであり、また翼間流路の途中にスロートＳ３が形成されるものである。
【００３３】
図４に示されるように、先端相対流出速度Ｍ２が低い領域では拡大流路長さ（Ｌ３）が相対的に短いときに動翼効率が最も高くなり、先端相対流出速度Ｍ２が中程度の領域では拡大流路長さ（Ｌ３）が相対的に中程度であるときに動翼効率が最も高くなり、先端相対流出速度Ｍ２が高い領域では拡大流路長さ（Ｌ３）が相対的に長いときに動翼効率が最も高くなる。
【００３４】
すなわち、先端相対流出速度Ｍ２が大きくなるほど、拡大流路長さ（Ｌ３）が長くなるときに翼効率が高くなる。このことから、先端相対流出速度Ｍ２が音速を超える領域では、翼効率を向上させるために拡大流路長さ（Ｌ３）を長くすることが有効であることがわかる。
【００３５】
なお、図４からも明らかなように、先端相対流出速度Ｍ２の高低により、最も翼効率が高くなる拡大流路長さ（Ｌ３）が異なる。このため、拡大流路長さ（Ｌ３）は、先端相対流出速度Ｍ２の高低に応じて適宜選択されることが好ましい。
【００３６】
上記結果からも明らかなように、軽量部２３５ｂは、基本的には、従来の翼有効部の先端後縁における衝撃波の発生を抑制して動翼効率を向上させるために、従来の翼有効部の先端後縁に新たに設けられる延長部分であることが好ましい。なお、軽量部２３５ｂは、このような延長部分の全部を構成するものでもよいし、一部を構成するものでもよい。また、軽量部２３５ｂは、延長部分の全部を構成するとともに、従来の翼有効部の先端における後縁側の一部を構成してもよい。軽量部２３５ｂは、翼有効部２３２ｂの先端においては、例えば、図３に示されるように、スロートＳ３の位置から後縁まで設けられる。
【００３７】
軽量部２３５ｂによれば、従来の翼有効部に比べて後縁を延長できることから、拡大流路長さ（Ｌ３）を長くできる。また、軽量部２３５ｂによれば、軽量部２３５ｂの材料が本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有することから、翼有効部３３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加も抑制できる。これにより、翼有効部２３２ｂの翼根元における損傷を抑制して信頼性を確保しつつ、衝撃波の発生を抑制して翼効率を向上できる。また、軽量部２３５ｂは翼有効部２３２ｂの一部に配置されることから、高価な材料の使用も抑制されて安価なものとなる。
【００３８】
軽量部２３５ｂの形成範囲については、スロートＳ３の位置を基準にして定められてもよいが、翼有効部２３２ｂが単独で存在する場合には、スロートＳ３の位置を正確に決定することが難しい。このため、以下に示すように、前縁から後縁へと向かう方向における腹側面２３６ｂに沿った長さ、または翼厚みの最大値Ｔｍａｘに対して一定程度の割合を有する部分の長さを基準にして、軽量部２３５ｂの形成範囲が決定されることが好ましい。
【００３９】
図５は、翼有効部２３２ｂの先端における翼厚み分布と、翼有効部２３２ｂの先端後縁に設けられる軽量部２３５ｂの形成範囲との一例を示したものである。ここで、翼厚み分布は、翼有効部２３２ｂの先端における前縁から後縁へと向かう方向における腹側面２３６ｂに沿った距離（翼面距離）に対する翼厚みの分布である。
【００４０】
翼厚みは、通常、前縁の付近において大きくなり、その後はスロートＳ３の付近までほぼ一定であり、スロートＳ３の付近から後縁にかけて徐々に減少する。ここで、Ｌ４は、翼有効部２３２ｂの先端における前縁から後縁までの腹側面２３６ｂに沿った長さ（第１の長さ）であり、Ｌ５は、上記腹側面２３６ｂにおける軽量部２３５ｂの長さである。
【００４１】
第１の長さ（Ｌ４）に対する軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）の割合（Ｌ５／Ｌ４）は、０．１以下が好ましい。割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．１を超える場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が多くなるために、高価な材料の使用量が増加するために好ましくない。また、割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．１程度の場合、通常、スロートＳ３から後縁側の全部または大半の部分が含まれる。
【００４２】
割合（Ｌ５／Ｌ４）は、０．０１以上が好ましい。割合（Ｌ５／Ｌ４）が０．０１以上の場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が多くなり、従来の翼有効部に比べて後縁側に延長されたとしても、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加が抑制される。割合（Ｌ５／Ｌ４）は、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力を低下させる観点から、０．０３以上がより好ましく、０．０５以上がさらに好ましく、０．０７以上がさらに好ましい。
【００４３】
なお、軽量部２３５ｂの形成範囲は、上記した第１の長さ（Ｌ４）を基準とする代わりに、図６に示されるような翼厚みの最大値Ｔｍａｘの０．９倍以下の翼厚みを有する部分の長さ（第２の長さ、Ｌ６）を基準にしてもよい。
【００４４】
第２の長さ（Ｌ６）を基準にする場合、軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）は、第２の長さ（Ｌ６）以下が好ましい。軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）が第２の長さ（Ｌ６）を超える場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が過度に多くなり、高価な材料の使用量が増加するために好ましくない。また、軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）が第２の長さ（Ｌ６）と同程度の場合、通常、スロートＳ３から後縁側の大半の部分が含まれる。
【００４５】
軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）は、第２の長さ（Ｌ６）の０．１倍以上が好ましい。このような場合、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合が多くなり、従来の翼有効部に比べて後縁側が延長されたとしても、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加が抑制される。軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）は、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力を低下させる観点から、第２の長さ（Ｌ６）の０．３倍以上がより好ましく、０．５倍以上がさらに好ましく、０．７倍以上が特に好ましい。
【００４６】
次に、翼有効部２３２ｂの翼高さ方向の構成について説明する。
図７は、一般的な翼有効部の先端における先端相対流出速度Ｗ１、先端周速度Ｕ１、および先端絶対速度Ｖ１の関係を示す図である。また、図８は、一般的な翼有効部の翼根元における翼根元相対流出速度Ｗ２、翼根元周速度Ｕ２、および翼根元絶対速度Ｖ２の関係を示す図である。
【００４７】
先端絶対速度Ｖ１、翼根元絶対速度Ｖ２は、それぞれ、静止系からみた翼有効部２３２ｂの先端または翼根元における蒸気の軸流方向の速度である。先端周速度Ｕ１、翼根元周速度Ｕ２は、それぞれ、翼有効部２３２ｂの先端または翼根元の周方向の速度である。先端相対流出速度Ｗ１、翼根元相対流出速度Ｗ２は、それぞれ、翼有効部２３２ｂの先端または翼根元からみた蒸気の相対的な流出速度である。
【００４８】
静止系からみた蒸気の軸流方向の速度は翼高さ方向において一定であることから、先端絶対速度Ｖ１と翼根元絶対速度Ｖ２とは同一である（Ｖ１＝Ｖ２）。周方向の速度はタービンロータ３１の回転軸中心からの距離により決まることから、先端周速度Ｕ１は翼根元周速度Ｕ２よりも高い（Ｕ１＞Ｕ２）。従って、翼有効部からみた蒸気の流出速度は翼根元よりも先端が高く、先端相対流出速度Ｗ１は翼根元相対流出速度Ｗ２よりも大きい（Ｗ１＞Ｗ２）。このように、先端相対流出速度Ｗ１は翼根元相対流出速度Ｗ２よりも大きいことから、衝撃波は翼根元から先端に向かって発生しやすくなる。
【００４９】
このようなことから、翼有効部２３２ｂの拡大流路長さ（Ｌ３）は、翼根元から先端に向かって長くなることが好ましい。また、先端周速度Ｕ１が翼根元周速度Ｕ２よりも高いことから、質量の増加が遠心力に与える影響は翼根元よりも先端が大きい。従って、翼有効部２３２ｂに占める軽量部２３５ｂの割合は、翼有効部２３２ｂの先端で最も大きく、翼有効部２３２ｂの翼根元に向かって徐々に減少することが好ましい。すなわち、軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ５）、割合（Ｌ５／Ｌ４）は、翼有効部２３２ｂの先端から翼根元へと向かって徐々に減少することが好ましい。
【００５０】
このため、図２に示されるような翼高さ方向における翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）に対する同方向における軽量部２３５ｂの長さ（Ｌ２）の割合（Ｌ２／Ｌ１）は、高価な材料の使用量を抑制する観点から、０．６以下が好ましく、０．５以下がより好ましい。なお、必要に応じて、翼高さ方向における全体に軽量部２３５ｂが設けられてもよい。一方、割合（Ｌ２／Ｌ１）は、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力の過度な増加を抑制する観点から、０．２以上が好ましく、０．３以上がより好ましい。
【００５１】
ここで、翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）は、３０００ｒｐｍ機において３０インチを超えることが好ましい。翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）が３０インチを超えると、軽量部２３５ｂによる効果が顕著に発揮される。翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）は、軽量部２３５ｂによる効果の観点から、３０００ｒｐｍ機において４０インチを超えることがより好ましい。翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）の上限は、必ずしも制限されないが、通常は３０００ｒｐｍ機において６０インチ以下である。ここで、翼有効部２３２ｂの長さ（Ｌ１）は、通常回転数の逆比で拡大されるため、例えば、３０００ｒｐｍ機では３６００ｒｐｍ機の１．２倍高さとなる（３６００／３０００＝１．２）。
【００５２】
次に、翼有効部２３２ｂの材料について説明する。
【００５３】
本体部２３４ｂの材料は、軽量部２３５ｂの材料よりも大きい密度を有する材料であればよい。本体部２３４ｂの材料としては、通常、金属材料が使用される。金属材料としては、例えば、従来の翼有効部に用いられる鉄鋼材料と同様の材料が使用される。
【００５４】
軽量部２３５ｂの材料は、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する材料であればよい。軽量部２３５ｂの材料としては、例えば、チタン合金、アルミニウム合金、ＣＦＲＰ（carbon-fiber- reinforced plastic）等が挙げられる。チタン合金は、チタンを５０質量％以上含むものであり、チタンを８５質量％以上含むものが好ましい。アルミニウム合金は、アルミニウムを５０質量％以上含むものであり、アルミニウムを８５質量％以上含むものが好ましい。例えば、鉄の密度に対するチタン合金の密度の割合（チタン合金の密度／鉄の密度）が１／１．８程度である場合、同一体積であれば、質量増加の割合も１／１．８程度となる。
【００５５】
軽量部２３５ｂの材料は、従来の一般的な翼有効部に使用される鉄鋼材料に比べて比強度が大きいことが好ましい。ここで、比強度は、「引張強さ／密度」で表される。軽量部２３５ｂの材料の比強度が大きい場合、翼有効部２３２ｂの信頼性がさらに向上する。比強度の大きい材料としては、上記した、チタン合金、アルミニウム合金、ＣＦＲＰ等が挙げられる。
【００５６】
翼有効部２３２ｂは、例えば、本体部２３４ｂと軽量部２３５ｂとを別々に製造した後、本体部２３４ｂに軽量部２３５ｂを接合して製造される。接合方法としては、本体部２３４ｂと軽量部２３５ｂとを確実に接合できる方法であればよく、例えば、溶接、摩擦撹拌接合等の方法が挙げられる。
【００５７】
次に、カバー２３３ｂについて説明する。
【００５８】
図９は、翼有効部２３２ｂおよびカバー２３３ｂを示す平面図である。また、図１０は、図９に示される翼有効部２３２ｂおよびカバー２３３ｂのＡＡ線矢視断面図である。
【００５９】
カバー２３３ｂは、翼有効部２３２ｂの本体部２３４ｂの直上に設けられる第１のカバー２３７ｂと、翼有効部２３２ｂの軽量部２３５ｂの直上に設けられる第２のカバー２３８ｂとを有することが好ましい。また、第２のカバー２３８ｂは翼有効部２３２ｂの軽量部２３５ｂと同一の材料からなることが好ましい。
【００６０】
第２のカバー２３８ｂの材料が軽量部２３５ｂの材料と同一である場合、カバー２３３ｂの全体の質量が低下して、翼有効部２３２ｂの翼根元に加えられる遠心力が低下する。また、軽量部２３５ｂと第２のカバー２３８ｂとを、例えば、一体的に削りだして製造できることから、軽量部２３５ｂと第２のカバー２３８ｂと別々に製造して接合する場合に比べて信頼性が向上する。
【００６１】
なお、カバー２３３ｂと翼有効部２３２ｂとの接合部分の信頼性が確保される場合、図１１に示されるように、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する材料によりカバー２３３ｂの全体が構成されてもよい。カバー２３３ｂを構成する材料としては、軽量部２３５を構成する材料と同一の材料が挙げられる。カバー２３３ｂは遠心力への影響が大きいことから、本体部２３４ｂの材料よりも小さい密度を有する材料の使用により、遠心力が効果的に低下する。
【００６２】
以上、実施の形態の動翼について説明したが、実施の形態の動翼は、蒸気タービンの低圧タービンにおける最終のタービン段落の動翼に限定されず、また蒸気タービンの低圧タービンに限定されない。例えば、蒸気タービンの低圧タービンにおいては、最終のタービン段落の動翼の翼高さが高くなるにつれて、その上流のタービン段落の動翼の翼高さも高くなる。このようなことから、上流のタービン段落の動翼についても、先端相対流出速度Ｍ２が音速を超えることがある。先端相対流出速度Ｍ２が音速を超える環境下で使用される動翼の場合、軽量部による翼効率の向上が期待される。
【００６３】
以上説明した実施形態によれば、動翼効率および信頼性が高く、かつ安価に製造できるタービン動翼が提供される。
【００６４】
本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
【符号の説明】
【００６５】
１０…蒸気タービン、２０…ケーシング、２１…タービンロータ、２２…ロータディスク、２３…動翼、２４…ダイアフラム外輪、２５…ダイアフラム内輪、２６…静翼、２７…グランドシール部、２８…シール部、２９…クロスオーバ管、２３１…翼根部、２３２…翼有効部、２３３…カバー、２３４…本体部、２３５…軽量部、２３６…腹側面、２３７…第１のカバー、２３８…第２のカバー。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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