(57)【要約】【課題】  本発明の目的は、環帯面積を増大するために長翼化しても、翼部，翼植え込み部に作用する遠心応力を材料の制限値以下とし、かつ、蒸気流路を確保できる根元翼形状を供えたタービン動翼を提供することにある。【解決手段】  ３６００rpm（３０００rpm）機用蒸気タービン最終段落翼において９.６ｍ2（１３.８ｍ2）を超える環帯面積を有する蒸気タービン低圧最終段のタービン動翼であって、マルテンサイト鋼で形成され、タービン動翼の根元における翼の背側面７及び腹側面８のそれぞれが、曲率を有する入口側曲線領域１２および出口側曲線領域１３と、２つの曲線領域に挟まれ略直線に形成された領域の３つの領域から形成される。また、タービン動翼根元における翼形状は、翼ピッチｔと翼のタービン軸方向幅ＢＷの関係がＢＷ／ｔ≧５となるように形成されている。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
蒸気タービンにおけるタービン動翼であって、タービン動翼根元における翼の背側面及び腹側面のそれぞれが、曲率を有する蒸気入口側領域および蒸気出口側領域と、該蒸気入口側領域と蒸気出口側領域に挟まれ略直線に形成された領域の３つの領域から形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項２】
請求項１において、
前記タービン動翼の先端部には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第一の連結部材が形成され、前記タービン動翼の根元と前記第一の連結部材との間には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第二の連結部材が形成され、
前記タービン動翼の根元部には、ロータのタービンディスク外周部に翼回転方向に複数でかつロータ軸方向端面側より直線に切られた溝に嵌合する翼植え込み部が形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項３】
請求項２において、前記タービン動翼根元における翼形状は、翼ピッチｔと翼のタービン軸方向幅ＢＷの関係がＢＷ／ｔ≧５となるように形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項４】
蒸気タービン低圧最終段落部におけるタービン動翼であって、該タービン動翼の根元における翼の背側面及び腹側面のそれぞれが、曲率を有する蒸気入口側領域および蒸気出口側領域と、該蒸気入口側領域と蒸気出口側領域に挟まれ略直線に形成された領域の３つの領域から形成され、
前記タービン動翼根元における翼形状は、翼ピッチｔと翼のタービン軸方向幅ＢＷの関係がＢＷ／ｔ≧５となるように形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項５】
蒸気タービン低圧最終段落部におけるタービン動翼であって、前記タービン動翼の先端部には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第一の連結部材が形成され、前記タービン動翼の根元と前記第一の連結部材との間には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第二の連結部材が形成され、
前記タービン動翼の根元部には、ロータのタービンディスク外周部に翼回転方向に複数でかつロータ軸方向端面側より直線に切られた溝に嵌合する翼植え込み部が形成され、
前記タービン動翼根元における翼形状は、翼ピッチｔと翼のタービン軸方向幅ＢＷの関係がＢＷ／ｔ≧５となるように形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項６】
定格回転数３６００rpm 機用蒸気タービン最終段落翼において９.６ｍ2を超える環帯面積を有する、もしくは定格回転数３０００rpm 機用蒸気タービン最終段落翼において13.8ｍ2 を超える環帯面積を有する蒸気タービン低圧最終段落部におけるタービン動翼であって、
前記タービン動翼はマルテンサイト鋼で形成され、
前記タービン動翼の根元における翼の背側面及び腹側面のそれぞれが、曲率を有する蒸気入口側領域および蒸気出口側領域と、該蒸気入口側領域と蒸気出口側領域に挟まれ略直線に形成された領域の３つの領域から形成され、
前記タービン動翼根元における翼形状は、翼ピッチｔと翼のタービン軸方向幅ＢＷの関係がＢＷ／ｔ≧５となるように形成され、
前記タービン動翼の先端部には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第一の連結部材が形成され、前記タービン動翼の根元と前記第一の連結部材との間には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第二の連結部材が形成され、
前記タービン動翼の根元部には、ロータのタービンディスク外周部に翼回転方向に複数でかつロータ軸方向端面側より直線に切られた溝に嵌合する翼植え込み部が形成されていることを特徴とするタービン動翼。
【請求項７】
請求項１から６の何れかに記載のタービン動翼を低圧最終段落部の動翼に用いたことを特徴とする蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、低圧タービン最終段落に適用されるタービン動翼を備えた蒸気タービンに係り、特に、火力発電所等で使用する蒸気タービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、蒸気タービンは高出力化，低コスト化への対応が求められている。これらに対応するために、低圧タービンの最終段落の動翼を長翼化し、蒸気がタービン動翼を通過する面積（以降環帯面積と呼ぶ）を増大させる方法がよくとられる。
【０００３】
環帯面積を増大させタービン動翼を流れる蒸気量を増やすことで、蒸気タービンの高出力化を図ることができ、また、低圧タービン一車室あたりの出力を増大させることができる。このため、たとえば従来二車室で使用していた出力帯の蒸気タービンの低圧車室数を一車室とすることで大幅にコストの低減が図られる。
【０００４】
低圧タービン最終段落動翼の長翼化に伴う大きな問題点の一つは、タービン動翼の回転中に、翼部や翼植え込み部に高い遠心応力が発生することである。これに対応するため、翼に作用する遠心力を小さくするために鋼系材料に比べより軽量なチタン合金で翼部を形成した例がある（例えば、特許文献１）。しかしながらチタン合金はコスト等の点で鋼系材料に比べ劣っている。
【０００５】
【特許文献１】特開２００３−６５００２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
鋼系材料で長翼化を図っていった場合、まず翼部に作用する遠心応力が材料強度の制限値を超えないように、翼の根元から先端まで各翼高さの翼断面積（ある翼高さにおいて翼を半径方向外周側から見た断面の面積）を各翼高さに作用する遠心力に応じて大きくしていかなければならない。鋼系材料はチタン合金に比べ材料密度が約２倍近く、翼の根元断面においては、翼部の重量により発生する遠心力を全て支える必要があるため、非常に大きな断面積が必要となる。この場合の問題点は、根元翼形状が大きくなり蒸気流路幅が確保できないこと、また、翼重量が重くなりすぎ、翼植え込み部に高い遠心応力が発生することである。したがって、蒸気流路を確保できる根元翼形状と高い遠心応力に抗する翼植え込み部が必要である。
【０００７】
低圧タービン最終段落動翼の長翼化に伴う大きな問題点のもう一つに、タービン動翼の振動問題がある。一般に、タービン動翼は、作動流体（蒸気）の流れ及びその乱れ成分によって、広範な周波数範囲で絶えず励振されている。これらの励振力に対する翼構造の振動応答には、各振動モードにおける固有振動数や減衰力の大きさが関連する。長翼化に伴い翼の剛性は低下し固有振動数が低下するため、振動応答は大きくなる。
【０００８】
本発明の目的は、環帯面積を増大するために長翼化しても、翼部，翼植え込み部に作用する遠心応力を材料の制限値以下とし、かつ、蒸気流路を確保できる根元翼形状を供えたタービン動翼を提供することにある。
【０００９】
また、本発明の目的は、さらに、運転中に発生する翼の振動応答を低減することが可能なタービン動翼を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明は、タービン動翼根元における翼の背側，腹側面は、曲率を有する蒸気入口側領域および蒸気出口側領域と、該二つの領域に挟まれる、背側，腹側面が略直線に形成された領域の３つの領域から形成されることを特徴とする。
【００１１】
また、本発明は、さらに、タービン動翼の先端部には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第一の連結部材が、翼の根元と第一の連結部材との間には、翼の背側と腹側とに夫々伸延した第二の連結部材が形成され、タービン動翼の根元部には、タービンディスク外周部に翼回転方向に複数でかつ軸方向端面側より直線に切られた溝に嵌合する翼植え込み部が形成されることを特徴とする。
【発明の効果】
【００１２】
本発明によれば、環帯面積を増大するために長翼化しても、翼部，翼植え込み部に作用する遠心応力を材料の制限値以下とし、かつ、蒸気流路を確保できる根元翼形状を供えたタービン動翼が得られる。また、本発明によれば、さらに、運転中に発生する翼の振動応答を低減することが可能なタービン動翼が得られる。
【００１３】
特に、本発明によれば、鋼材製（マルテンサイト鋼製）タービン動翼において、翼部，翼植え込み部に作用する遠心応力を材料の制限値以下とし、運転中に発生する翼の振動応答を低減するよう、優れた減衰特性を有し、定格回転数３６００rpm 機用蒸気タービン最終段落翼において９.６ｍ2を超える環帯面積を有する、もしくは定格回転数３０００rpm 機用蒸気タービン最終段落翼において１３.８ｍ2を超える環帯面積を有するタービン動翼が得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１４】
以下、本発明の実施例を図面を用いながら説明する。
【００１５】
図１は、本発明の蒸気タービンの動翼を表す斜視図である。図１中、１は動翼（ブレード）、２は翼根元から翼先端にわたってねじれた翼部、３は翼先端部に設けられ翼背側に伸延するインテグラルカバー部（翼背側の第一の連結部材）、４は翼先端部に設けられ翼腹側に伸延するインテグラルカバー部（翼腹側の第一の連結部材）、５は翼中間部の翼背側に突出するタイボス（翼背側の第二の連結部材）、６は翼中間部の翼腹側に突出するタイボス（翼腹側の第二の連結部材）、１５はプラットフォームである。インテグラルカバー部３，４及びタイボス５，６は何れも、翼部２と一体形に形成されている。また、タイボス５，６は、翼長方向の翼のほぼ中央部（翼長の１／２）に設けることが多いが、翼部のねじり剛性等に対応して、翼長方向の中央部よりも翼先端側或いは翼根元側に設けることもある。また、タイボス５，６は、ロータの軸方向線上の翼の前縁と後縁との間のほぼ中央部に設けることが多い。また、本発明の実施例の動翼はマルテンサイト鋼で形成されている。
【００１６】
プラットフォーム１５は蒸気流路の半径方向内周面を形成する。一般にプラットフォーム１５の周方向幅は翼ピッチｔで形成され、またプラットフォーム１５のタービン軸方向幅は翼のタービン軸方向幅ＢＷより大きく形成される（図２参照）。
【００１７】
本発明の実施例の動翼の根元翼断面の翼形状について図２を用いて説明する。
【００１８】
本発明では根元翼断面における背側面７および腹側面８が、翼前縁９および翼後縁１０からある曲率で形成される曲線の領域１２（入口側曲線領域），１３（出口側曲線領域）とそれらを結ぶほぼ直線の領域１１（直線領域）から形成される形状としている。
【００１９】
低圧タービンの最終段落翼形状を決定する場合、翼先端の断面積と翼根元の断面積の決定が重要となる。翼先端の断面積により翼先端の重量が決まり、翼先端から下に作用する遠心力が決定されるため、この遠心力に抗するように翼先端から半径方向下側の断面積が決定される。これを翼先端より根元まで繰り返し翼根元の断面積まで決定される。
【００２０】
したがって翼先端を軽量化すればするほど翼根元の断面積を小さくでき、翼全体の重量を軽減できる。
【００２１】
図３に翼先端の翼形状を半径方向外周側から見た平面図を示す。翼先端断面における翼形状は流体性能上薄い板状に形成される。したがって翼の先端断面積は翼弦長Ｃと平均翼厚みδによってほぼ決定される。さらに翼弦長Ｃは流体性能上、翼ピッチｔおよび翼出口角γによりＣ×cosγ＞ｔ となるように形成される必要があり、また平均翼厚みδは翼の製造上、加工可能な最小値が存在する。したがって翼先端の断面積を小さくするには自ずと限界がある。
【００２２】
図４に各翼高さ位置に対する断面積の分布をプロットした図を示す。図４は３６００
rpm機の鋼材製動翼で環帯面積が最大の約８.３ｍ2となる従来翼（例えば、日立評論2006.２（Vol.８８ No.２）ｐ．３４。以下第１翼と呼ぶ）の断面積分布と同様にして計算した３６００rpm 機の鋼材製動翼で環帯面積が約９.６ｍ2となる翼（以下第２翼と呼ぶ）の断面積分布を比較している。横軸は翼長で無次元化した翼高さを示しており、縦軸には第１翼の根元における翼ピッチｔ＝１とした時の翼の軸方向幅ＢＷ×翼ピッチｔ（＝１）で無次元化している。
【００２３】
図４の第２翼の断面積分布を見ると、先端では第１翼の断面積とほぼ同じである（厳密には翼長が異なりピッチｔが異なるためやや大きい）が、根元断面積で見ると第１翼よりも４０％程度断面積を増やす必要がある。
【００２４】
次に、根元翼断面形状について述べる。流体性能上要求される翼形状は、図２に示す翼間の流路幅１４を確保、つまり翼厚みを小さくすること、翼の入口角βｍおよび出口角
γｍを流体の流入角βｓ，流出角γｓにできるだけ合わせること、翼間の流路幅１４を蒸気入口側より出口側に向かって連続的に小さくしていくこと、翼の背側面，腹側面の曲率を大きくしないこと、また曲率の変化を大きくしないことなどが上げられる。
【００２５】
また、強度上要求される翼形状は、プラットフォーム１５からはみ出さずに上に載ることである。
【００２６】
まず、流体性能上、蒸気が通過する翼間の流路幅１４を確保するためには、翼の断面積Ａ，翼のタービン軸方向幅ＢＷを用いて表される翼の平均厚みＴｂ＝Ａ／ＢＷを隣接翼間ピッチｔで無次元化した翼の平均厚み比を０.３５ 以下とする必要がある。この翼の平均厚み比は、前記した図４に示される断面積と等価である。
【００２７】
第１翼を含む従来翼では翼根元断面における翼のタービン軸方向幅ＢＷと翼ピッチｔの比はＢＷ／ｔ＝約４である。第２翼のタービン軸方向幅ＢＷを従来翼と同等にすると、第２翼の平均厚み比は約０.４２となる。平均厚み比を０.３５以下とするためには翼のタービン軸方向幅ＢＷと翼ピッチｔの比をＢＷ／ｔ＝５（＝４×０.４２÷０.３５）以上とすることが望ましい。
【００２８】
また、翼前縁９の入口角βｍおよび翼後縁１０の出口角γｍは蒸気の流入角βｓ，流出角γｓにほぼ合わせるように決定されかつ翼の背側・腹側面７，８は急激な曲率の変化なくなめらかな曲率の曲線で形成されることが望ましい。しかしながら翼前縁９の入口角
βｍおよび翼後縁１０の出口角γｍを蒸気の流入角βｓ，流出角γｓに合わせた上で曲率一定に近いなめらかな曲線で形成しようとすると、翼のそりが大きくなり翼のプラットフォーム１５上に翼を載せることができない。
【００２９】
また、プラットフォーム１５上に翼を載せるように、翼の入口側曲線領域１２および出口側曲線領域１３を除く翼の背側面７，腹側面８を一定に近い曲率で形成しようとすると、前縁の入口角βｍおよび翼後縁の出口角γｍを蒸気の流入角βｓ，流出角γｓに合わせるために、翼入口側および出口側での曲率が急激に大きくなり、曲率が大きいところで流れが急加速され後に境界層が発達するか、最悪の場合、翼の背側面において翼入口側、もしくは翼出口側で境界層が剥離し、大幅に性能が低下するおそれがある。
【００３０】
そこで図２に示す本発明の翼形状（タービン動翼根元における翼の背側，腹側面は、曲率を有する蒸気入口側領域および蒸気出口側領域と、該二つの領域に挟まれる、背側，腹側面が略直線に形成された領域の３つの領域から形成される）を採用することで、根元翼断面における背側面７，腹側面８を、流路幅１４を確保した上で、翼の入口角βｍと出口角γｍを蒸気の流入角βｓ，流出角γｓに合わせることができるとともに、急激な曲率の変化なく、緩やかな曲面で形成することができ、性能を満足することができる。なお、この観点から、直線領域における「ほぼ直線」とは、根元翼断面における背側面７，腹側面８を、流路幅１４を確保した上で、翼の入口角βｍと出口角γｍを蒸気の流入角βｓ，流出角γｓに合わせることができるとともに、急激な曲率の変化なく、緩やかな曲面で形成することができる範囲のものとして解釈される。
【００３１】
図５に、本発明の実施例の動翼に運転中に作用する力を表す斜視図を、図６に本発明の実施例の動翼のインテグラルカバーおよびタイボスを半径方向外周側から見た平面図を示す。ロータの回転上昇に伴い、翼部２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２がねじれているため、遠心力によって、翼部２にアンツイストが発生する。図５中に、動翼１の翼先端部に作用するアンツイストモーメントの向きを矢符号１７，ロータの円周方向に対して動翼１に隣接する動翼１′の翼先端部に作用するアンツイストモーメントの向きを矢符号１７′で示す。また、動翼１の翼中間部に作用するアンツイストモーメントの向きを矢符号１６，動翼１′の翼中間部に作用するアンツイストモーメントの向きを矢符号１６′で示す。
【００３２】
隣接翼同士のインテグラルカバーおよびタイボスの対抗する面１８，１９および２０，２１（１８′，１９′および２０′，２１′）を、翼回転時に作用するアンツイストモーメントを拘束するように形成し、回転中に隣接する面１８と１９′を接触させることにより隣接する動翼１，１′同士を連結する構成となっている。
【００３３】
隣接する翼同士を全周の翼にわたって連結することにより全周一翼群としての振動特性となり、連結しない場合に比べ翼の固有振動数は大幅に上昇し、翼の振動応答が大きくなる可能性のある低次の一次曲げ振動が消滅する。また、接触する面により翼同士を連結することにより、面の摩擦により振動応答を小さくする効果を持っている。
【００３４】
長翼化に伴う問題点の一つに翼の剛性が低下することによる固有振動数の低下とそれによる振動応答の増大があるが、本発明の翼連結構造とすることにより振動応答を小さくできる。
【００３５】
またさらに図２に示した翼根元断面における翼形状を採用した場合、翼のタービン軸方向幅ＢＷは増大する。翼の軸方向幅ＢＷが増大させることにより、全周一翼群の場合に、翼の振動応答が大きくなる低次の一次曲げ振動の固有振動数を上昇させることができる。
【００３６】
したがって、本実施例に示す翼連結構造と根元翼断面形状により、さらに翼の振動応答を小さくすることができる。
【００３７】
図７に、本発明の実施例となる蒸気タービンの動翼をロータへ取り付けた場合の斜視図を示す。図７中、２２はロータの外周上に設けられる円筒状のディスク、２３はディスク２２に設けられるディスク溝を示す。ディスク溝２３はディスクの翼回転方向に複数設けられる。また、ディスク溝２３は、軸方向端面側より直線に切られた溝であって、タービン軸方向に、あるいはタービン軸方向に対して傾斜して形成されている。動翼１の翼植え込み部（アキシャルエントリー形）２４はディスク溝２３に嵌合するように形成されている。動翼１の翼植え込み部２４を、ディスク溝２３にはめ込むことによって係合し、動翼１に作用する遠心力はロータに支えられる。そして、ディスク２２を、ロータの円周方向（回転方向）に沿って形成し、ロータの円周上に数十枚の動翼１を形成する。またプラットフォーム１５は翼植え込み部２４の長手方向と略平行な背側，腹側周方向端面を有するように、半径方向外周側から見て長方形もしくはディスク溝２３がタービン軸方向より傾斜して形成されている場合には平行四辺形状に形成されている。動翼１はプラットフォーム１５の半径方向外周側に、翼植え込み部２４はプラットフォーム１５の半径方向内周側に形成されている。
【００３８】
図７に示されるアキシャルエントリー形の翼植え込み部２４は、植え込み部を小さく形成できるため、翼の重量を軽減することができることに加え、翼植え込み部の遠心応力を支える断面積を大きくすることができるため、遠心強度特性に優れている。
【００３９】
長翼化に伴う問題点の一つに、翼重量の増加と遠心応力の増大による翼植え込み部の遠心応力の増大があるが、本翼植え込み部の採用により翼重量の軽減，遠心応力の低減を図ることができる。
【００４０】
また、図８に、図７に示す翼連結構造を採用した場合の本発明のタービン動翼の組み立てに際して検討が必要な点を説明するため平面図を示す。図８は、全周にわたるタービン動翼１のうち一部のタービン動翼１のインテグラルカバー部３，４を半径方向外周側より見た平面図であり、また、タービン動翼を１本ずつ順に組み立てる場合の途中を表す平面図である。
【００４１】
図８に示すように、タービン動翼を１本ずつ順に組み立てる場合を考えると、インテグラルカバー部３，４およびタイボス５，６が隣接翼と干渉し、組み立てることができない。したがって、タービンディスク外に設置された治具等を用いるかもしくはディスク溝
２３の端部に動翼１の植え込み部２４を引っかけることにより、全周の翼を一括にディスク溝２３に挿入して組み立てる。翼植え込み部２４がタービン軸方向にもしくはタービン軸方向から傾斜して直線上に形成されている場合には、上記組み立てにより隣接する翼同士、インテグラルカバー部３，４、タイボス５，６同士が干渉することなくディスク溝９に挿入することが可能である。
【００４２】
ここで、比較のために、図９に、従来のタービン動翼で、翼植え込み部２４が周方向に湾曲したカーブドアキシャルエントリー溝であるタービン動翼の組み立て途中を表す図を示す。図９はタービン動翼のプラットフォーム１５およびインテグラルカバー部３，４を半径方向外周側より見た平面図を示す。
【００４３】
カーブドアキシャルエントリー溝を有する翼を、全周の翼を一括にディスク溝９に挿入する場合、ディスク溝９の円弧状に沿って翼は挿入される。ディスク溝９の端部にわずかに翼が挿入された状態から考えると、翼はすべて植え込まれた状態では時計回り方向に回転する。図９に示すように、翼のプラットフォームの背側端面と背側に隣接する翼のプラットフォームの腹側端面は干渉するため、このままでは組み立てることはできない。そのため、カーブドアキシャルエントリー溝を有する翼のプラットフォームの周方向ピッチを、直線上に形成されたアキシャルエントリー溝を有する翼に比べ大きくする必要がある。また、長翼化した場合、従来の根元翼形状の背側面，腹側面をできるだけなめらかな曲線としようとすると翼のそりが大きくなる。できるだけ翼のそりを大きくとるとともに、根元断面における翼形状をプラットフォーム上に入るようにするためには、翼のプラットフォームの周方向ピッチをできるだけ大きくする必要がある。
【００４４】
また、図９に示すように時計回り方向に翼が回転した場合、カバーも同様に回転する。プラットフォームと同様に、隣接する翼のカバーの対向する面同士も干渉するため、組み立て時に干渉しないように、該面の間隙を大きくとる必要がある。したがって、組み立て後タービン運転中には隣接するカバーの面に大きな間隙が生じる。この間隙によりタービン動翼内より半径方向外周側に蒸気が流れる量が増加するため、性能が低下するおそれがある。
【００４５】
これに対して本発明の実施例では、長翼化した場合に、図２に示す根元翼断面における翼形状、図５及び図６に示す翼連結構造、図７に示す翼植え込み溝を採用しているので、根元翼断面における性能を満足し、翼の振動応答を小さくすることができるとともに、優れた遠心強度特性を得ることができる。
【００４６】
図１０に、本発明の動翼が適用される蒸気タービンの機械構成図を示す。本発明の蒸気タービンは、火力発電所で使用されるものである。図１０中、２６はロータ、２７は静翼（ノズル）、２８は外部ケーシング、２９は主蒸気を示す。ロータ２６の同一円周上に、数十枚の動翼１を設ける。以下、ロータ２６の同一円周上における動翼の集合を、「段」と称す。この段を、ロータ２６の軸方向に、数段設ける。動翼と、この動翼に対応して外部ケーシング２８に設けた静翼２７とで段落が形成される。蒸気発生装置（図示省略）からの主蒸気２９が、静翼２７によって動翼１に導かれ、ロータ２６を回転させる。ロータ２６の一端部に発電機（図示省略）を設け、その発電機において、ロータの回転エネルギーを電気エネルギーに変換し、発電を行う。本発明の蒸気タービンにおいては、蒸気の下流段へ向かうほど、動翼の翼長が長い。即ち、復水器に最も近い最終段の動翼１が、最も翼長が長いため、強度振動上最も厳しい条件下にある。そこで、本発明の蒸気タービンでは、最終段の動翼１に、上述した本発明の実施例のタービン動翼を採用する。
【００４７】
本発明の蒸気タービンによれば、根元翼断面における性能を満足し、翼の振動応答を小さくすることができるとともに、優れた遠心強度特性を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００４８】
【図１】本発明の蒸気タービンの動翼を表す斜視図。
【図２】本発明の実施例となる根元翼断面の翼形状を表す平面図。
【図３】翼先端の翼形状を半径方向外周側から見た平面図。
【図４】翼高さ位置に対する翼形状の断面積の関係を表す図。
【図５】本発明の実施例となる蒸気タービンの動翼に運転中に作用する力を表す斜視図。
【図６】本発明の実施例となるインテグラルカバーおよびタイボスを半径方向外周側から見た平面図。
【図７】本発明の実施例となる蒸気タービンの動翼をロータへ取り付けた場合の斜視図。
【図８】本発明のタービン動翼の組み立て途中を表す平面図。
【図９】従来例のタービン動翼の組み立て途中を表すプラットフォームおよびインテグラルカバーを半径方向外周側より見た平面図。
【図１０】本発明の蒸気タービンの動翼が適用される蒸気タービン構成図。
【符号の説明】
【００４９】
１  動翼
２  翼部
３  インテグラルカバー部（背側）
４  インテグラルカバー部（腹側）
５  タイボス（背側）
６  タイボス（腹側）
７  背側面
８  腹側面
９  翼前縁
１０  翼後縁
１１  直線領域
１２  入口側曲線領域
１３  出口側曲線領域
１４  流路幅
１５  プラットフォーム
２２  ディスク
２３  ディスク溝
２４  翼植え込み部
２６  ロータ
２７  静翼
２８  外部ケーシング
２９  主蒸気
【図１】
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【図２】
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【図３】
2008180186.tif 000005
【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
2008180186.tif 000009
【図８】
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【図９】
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【図１０】
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