(57)【要約】【課題】動翼の長翼化に伴う遠心力の増加を抑制すること。【解決手段】長翼１は翼根元２側の部分３Ａと翼先端４側の部分３Ｂとが接合部５により一体化してなる。翼根元側部分３Ａは比重が重い材料Ａで形成し、翼先端側部分３Ｂは材料Ａに対して相対的に比重が軽い材料Ｂで形成する。【選択図】        図１
2004190588.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
比重が異なる材料で形成した翼根元側部分と翼先端側部分とが一体化してなる長翼であって、翼先端側部分が翼根元側部分よりも比重の軽い材料で形成され、遠心力を抑制した構造であることを特徴とする長翼。
【請求項２】
請求項１において、翼根元側部分と翼先端側部分とがピン接合、あるいは、ストッパピンを用いたはめ込み接合、あるいは、圧接、あるいは、鋳包み接合、あるいは、溶接、あるいは、接着で一体化されていることを特徴とする長翼。
【請求項３】
請求項１において、翼根元側部分が金属製であり、翼先端側部分が繊維強化プラスチック製であることを特徴とする長翼。
【請求項４】
請求項１または２または３記載の長翼を設計する方法であって、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
(3) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第３工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
(4) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第４工程と
を有することを特徴とする長翼設計方法。
【請求項５】
請求項１または２または３記載の長翼を設計する方法であって、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
(3) 接合に伴う安全率をβとし、接合部の翼断面積（以下、接合面積）をｓｂ* とするとき、式（４）から接合面積ｓｂ* を設定する第３工程と、
ｆｂ／ｓｂ* ＝σ×α×β            ・・・式（４）
(4) 接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定する第４工程と、
(5) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを前記厚肉なプロファイルで接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第５工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
(6) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、式（４）により接合面積を設定すること、接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第６工程と
を有することを特徴とする長翼設計方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、動翼の長翼化（長大化）に伴う遠心力の増加を抑制する技術に関し、例えば、蒸気タービンの低圧動翼などのタービン動翼、ボイラや化学プラントなどのファン用動翼に適用して有用である。本明細書では、長翼化あるいは長大化した動翼を長翼と呼ぶ。
【０００２】
【従来の技術】
蒸気タービン等の効率を高めるには、動翼の長大化が有効である。また、同一の効率ベースで比較すると、長翼を採用することで、翼列の段数を減らすことが可能となり、装置のコンパクト化、低コスト化が可能となる。
【０００３】
しかし、４０〜５０インチ程度あるいはそれ以上長い長翼では、長大化に伴い翼の自重が重くなるため、運転時（例えば３６００ｒｐｍ）に発生する遠心力も大きくなり、翼材料にはこれに耐え得る強度が必要となる。
【０００４】
従来、翼材料として使用されてきたものにα＋β型合金（Ti-6Al-4V)があり、例えば、高強度のTi合金を開発して４５インチ以上の長翼化を進めた例が知られている（特許文献１）。しかしながら、素材の強度改善にも限界があるため、更なる長翼化を考えると素材の強度改善だけでは対応できない段階に達している。
【０００５】
一方、翼頭部のエロージョン防止対策として、幾つかの素材を被覆あるいは肉盛で翼頭部表面に接合して一体化する考え方が採用されている。例えば、析出硬化型のステンレス鋼製長翼のエロージョンが発生する部位に耐摩耗性合金を溶接肉盛する例（特許文献２）、長翼の材料自体とは異なる防食用材料を翼頭部に溶接する例（特許文献３）が知られている。しかし、これらは長翼の遠心力低減を狙ったものではない。
【０００６】
【特許文献１】
特開２００１−６５３０３号公報
【特許文献２】
特開平１０−２８０９０７号公報
【特許文献３】
特開平０５−０２３９２０号公報
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】
本発明の課題は、上記従来技術の問題点に鑑み、動翼の長翼化に伴う遠心力の増加を抑制する技術を提供することである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
第１発明は、上記課題を解決する長翼であり、比重が異なる材料で形成した翼根元側部分と翼先端側部分とが一体化してなる長翼であって、翼先端側部分が翼根元側部分よりも比重の軽い材料で形成され、遠心力を抑制した構造であることを特徴とする。
【０００９】
第２発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分と翼先端側部分とがピン接合、あるいは、ストッパピンを用いたはめ込み接合、あるいは、圧接、あるいは、鋳包み接合、あるいは、溶接、あるいは、接着で一体化されていることを特徴とする。
【００１０】
第３発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分が金属製であり、翼先端側部分が繊維強化プラスチック製であることを特徴とする。
【００１１】
第４発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
(3) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力，ｓｂを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第３工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
(4) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第４工程と
を有することを特徴とする。
【００１２】
第５発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する別の方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低いほうの材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
(3) 接合に伴う安全率をβとし、接合部の翼断面積（以下、接合面積）をｓｂ* とするとき、式（４）から接合面積ｓｂ* を設定する第３工程と、
ｆｂ／ｓｂ* ＝σ×α×β            ・・・式（４）
(4) 接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定する第４工程と、
(5) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを前記厚肉なプロファイルで接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第５工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
(6) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、式（４）により接合面積を設定すること、接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第６工程と
を有することを特徴とする。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、図面を参照しながら本発明の実施の形態を説明する。
【００１４】
図１を参照し、本発明の実施例に係る長翼として、タービン長翼１の構造を説明する。図１はタービン長翼１を模式的に示している。このタービン長翼１は翼根元２側の部分３Ａと翼先端４側の部分３Ｂとが接合部５により一体化してなるタービン動翼である。翼根元側部分３Ａは比重が重い材料Ａ（素材Ａ）で形成し、翼先端側部分３Ｂは材料Ａに対して相対的に比重が軽い材料Ｂ（素材Ｂ）で形成してある（材料Ａの比重＞材料Ｂの比重）。つまり、２つの部分３Ａ、３Ｂは比重が異なる２つの材料Ａと材料Ｂでそれぞれ形成され、比重が相対的に重い材料Ａで形成した部分３Ａは翼根元２側に位置し、比重が相対的に軽い材料Ｂで形成した部分３Ｂは翼先端４側に位置しており、タービン長翼１はこれら２つの部分３Ａ、３Ｂを翼根元２から翼先端４にかけて一体化してなる。このように、翼先端４に近い部分ほど比重の軽い素材で形成されているので、遠心力が抑制され、また、軽量化される。
【００１５】
以下、比重が相対的に重い材料Ａを重比重材料と呼び、例えば高強度合金が使用される。比重が相対的に軽い材料Ｂを軽比重材料と呼び、例えば軽量合金や繊維強化プラスチックが使用される。
【００１６】
翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとの接合には、詳細は後述するが、例えば、ピン止め接合（図５）、はめ込み接合（図６）、圧接（図７）、鋳包み接合（図８）があり、その他にも、溶接や接着等がある。
【００１７】
図２〜図４を参照して、タービン長翼１の遠心力を考察する。ここで、各記号Ｒ、Ｌ、Ｍ、lx、 ｓｘ、 ｍx 、ｆｘ、ω、σ、αを以下のように定義する。図２中、６はロータを示している。
Ｒ：ロータ半径（例えば１ｍ程度）
Ｌ：翼長
Ｍ：翼全体の重力
lx：翼根元からの任意の位置（０≦lx≦Ｌ）
ｓｘ：位置lxにおける翼の断面積
ｍｘ：翼根元から位置lxまでの翼重量
ｆｘ：位置lxにおいて発生する遠心力
ω：ロータの回転速度（角速度）
σ１：材料強度（例えば０．２％耐力等）
α１：材料安全係数
【００１８】
或る位置lxにおいて翼に発生する遠心力fxは、式（５）で与えられる。
ｆｘ＝（Ｍ−ｍｘ）×（Ｒ＋lx）×ω2         ・・・式（５）
【００１９】
翼強度設計では、翼全長（０≦lx≦Ｌ）にわたって、式（６）が成立する必要がある。
ｆｘ／ｓｘ≦σ１×α１                      ・・・式（６）
【００２０】
従って、重比重材料Ａのみで形成した翼に発生する応力は図３中の特性７Ａに示すようになり、軽比重材料Ｂのみで形成した翼に発生する応力は図３中の特性７Ｂに示すようになり、このように単一材料で形成した翼は、いずれの場合も翼中央付近から翼根元近くの間で材料の使用限界応力を越え、長翼化に限界がある。
【００２１】
これに対し、重比重材料Ａで形成した翼根元部分３Ａと軽比重材料Ｂで形成した翼先端部分３Ｂとを接合部５により一体化してなる図１のタービン長翼１では、図４に示す特性８のように、重比重材料Ａの使用限界応力も軽比重材料Ｂの使用限界応力も越えないようすることができる。
【００２２】
但し、翼根元２と翼先端４との間の途中に接合部５がある場合、上式（６）に加えて、式（７）が成立する必要がある。
ｆｂ／ｓｂ≦σ×α                          ・・・式（７）
ここで、ｆｂ、ｓｂ、σ、αは以下のように定義される。
ｆｂ：翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力
ｓｂ：接合位置lbにおける翼の断面積
σ：接合する２つの材料のうち強度が弱い方の材料の強度（０．２％耐力等）
α：接合する２つの材料のうち強度が弱い方の材料の材料安全係数
【００２３】
一般に、σ、αは軽比重材料Ｂの強度、材料安全係数である。
【００２４】
更に、特に接合界面の強度が重比重材料Ａあるいは軽比重材料Ｂそのものの強度より低下することを考慮する必要がある場合には、接合に伴う安全率βとして次式（８）が成立する必要がある。ここで、ｓｂ* は、接合に伴う安全率βを考慮して設定しなおした接合面積である。
ｆｂ／ｓｂ* ≦σ×α×β                    ・・・式（８）
【００２５】
次に、翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとの接合構造の例を説明する。
【００２６】
ピン止め接合では、図５（ａ）〜（ｃ）に示すように、翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとを適宜な切り込み９を形成して翼面方向または翼長さ方向から互いにはめ込み、ピン１０を通して両者を止めることにより、接合部５を形成する。図５（ａ）は接合部５を模式的に示し、図５（ｂ）は図５（ａ）を翼頭側から見て示し、図５（ｃ）は図５（ａ）を翼面側から見て示している。接合部５は強度を確保するためにその前後より太く、接合面積が大きくなっている。
【００２７】
ここで、ピン止め接合では、重比重材料Ａに高強度合金を使用し、軽比重材料Ｂに軽量合金を使用すれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(2) 別の例として重比重材料Ａにチタン合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(3) 更に別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００２８】
はめ込み接合では、図６（ａ）〜（ｃ）に示すように、翼根側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂとを適宜な切り込み９と凸部１１を形成して翼面方向に互いにはめ込むことにより、接合部５を形成する。また、必要に応じて、ストッパピン１２を用いて両者の抜けを防止する。図６（ａ）は接合部５を模式的に示し、図６（ｂ）は図６（ａ）を翼頭側から見て示し、図６（ｃ）は図６（ａ）を翼面側から見て示している。接合部５は強度を確保するためにその前後より太くなっている。
【００２９】
ここで、はめ込み接合の場合、重比重材料Ａに高強度合金を使用し、軽比重材料Ｂに軽量合金を使用すれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(2) 別の例として重比重材料Ａにチタン合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
(3) 更に別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金あるいは繊維強化形プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００３０】
あるいは、はめ込み接合では、重比重材料Ａにより翼根側部分３Ａを加工し、この翼根側部分３Ａに軽比重材料Ｂを鍛圧し、次いで、軽比重材料Ｂを切削や鍛造等で翼先端側部分３Ｂのプロファイルに加工するようにしても良い。
【００３１】
圧接では、図７（ａ）〜（ｃ）に示すように、予め形成した翼根側部分３Ａに軽比重材料Ｂを押し付けながら高速回転させることで固相接合により接合部５とし、その後、軽比重材料Ｂを切削や鍛造等で翼先端側部分３Ｂのプロファイルに加工する。なお、接合部５のうち不要な部分を切り捨てる。軽比重材料Ｂの先端には圧接用の膨らみ部分１３を予め形成している。圧接はＳＵＳ系材料やアルミニウム系材料など、通常の溶接が困難な材料（難溶接材料）の接合に適している。図７（ａ）は圧接を模式的に示し、図７（ｂ）は圧接状態を示し、図７（ｃ）は圧接後の翼プロファイル形成を示している。接合部５は強度を確保するために前後より太くなっている。
【００３２】
ここで、圧接の場合、重比重材料Ａと軽比重材料Ｂとが金属であれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金、チタン合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。翼根側部分３Ａを鉄合金で形成する場合、翼先端側部分３Ｂをアルミニウム合金で形成することが好ましい。
(2) 別の例として重比重材料Ａにチタン合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。翼根側部分３Ａをチタン合金で形成する場合、翼先端側部分３Ｂをアルミニウム合金で形成することが好ましい。
(3) 更に別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金あるいはチタン合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００３３】
鋳包み接合では、図８（ａ）に示すように、溶融温度が高い方の材料一般には重比重材料Ａで翼根側部分３Ａを予め形成し、翼根側部分３Ａを翼先端側部分用の鋳型に入れておき、当該鋳型に溶融温度が低い方の材料一般には軽比重材料Ｂを流し込んで翼先端側部分を鋳造することにより、接合部５とする。翼プロファイルに問題がなければ、そのまま図８（ｂ）に示すように長翼１として使用する。必要に応じて、図８（ｃ）に示すように予め肉厚に鋳込んでおいて鍛伸１４を加えて強度を高くし、図８（ｄ）に示すような長翼１とする。重比重材料Ａの先端には鋳包み用の膨らみ部分１５を予め形成している。接合部５は強度を確保するために前後より太くなっている。
【００３４】
ここで、鋳包み圧接の場合、重比重材料Ａと軽比重材料Ｂとに融点の大きな差がある金属であれば、どのような材料の組み合わせも可能である。
(1) 一例として重比重材料Ａに鉄合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。翼根側部分３Ａを鉄合金で形成する場合、翼先端側部分３Ｂをアルミニウム合金で形成することが好ましい。
(2) 別の例として重比重材料Ａにニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成する場合、軽比重材料Ｂにはアルミニウム合金やマグネシウム合金を使用して翼先端側部分３Ｂを形成することができる。
【００３５】
鋳包み接合に類似した接合として、重比重材料Ａに金属を用い、軽比重材料Ｂに繊維強化プラスチックを用いる接合が考えられる。厳密には鋳包み接合ではないが、翼根側部分３Ａを予め形成し、この翼根側部分３Ａに繊維を翼先端側部分３Ｂの形状に巻き付け、その後、液体プラスチックを繊維に含浸させることにより、接合部５とする。このように軽比重材料Ｂに繊維強化プラスチックを使用して翼先端側部分３Ｂを形成する場合、重比重材料Ａには例えば鉄合金またはニッケル合金を使用して翼根側部分３Ａを形成することができる。
【００３６】
次に、長翼設計の手順例を説明する。
【００３７】
従来の長翼設計では、単一材料を用いていたので、図９に示すような手順で長翼設計を行っていた。図９において、翼効率（空力性能）から理想的な翼プロファイル（以下、翼効率プロファイル）を求める計算と、式（６）が成立するか否かを判定する翼強度計算とを繰り返し（ステップＳ１、Ｓ２）、式（６）が満足した上で、翼効率が最大値を取るプロファイルを最終的翼形状の解（♯０）１６としている。
ｆｘ／ｓｘ≦σ１×α１              ・・・式（６）
【００３８】
これに対し、本発明では比重が異なる材料を用いるので、以下のようにして長翼設計を行う。この長翼設計は、例えばコンピュータとソフトウェアプログラムを用いることで実現される。
(1) 翼効率（空力性能）が理想的な翼プロファイルを計算により求める。
(2) 重比重材料Ａ及び軽比重材料Ｂそれぞれについて、前項(1) の手順で求めた翼プロファイルに従った翼強度計算を行う。
(3) 次に、式（１）を用い、この式（１）を満たす位置lbを接合位置として導出する。
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
ここで、ｆｂは翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂは接合位置lbにおける翼の断面積、σは材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αは材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とする。
(4) 翼の全長にわたって式（２）、式（３）がともに満たされることを確認する。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
ここで、σＡは比重の重い材料Ａの強度、αＡは比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢは比重の軽い材料Ｂの強度、αＢは比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘは翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘは同位置lxにおける翼の断面積、Ｌは翼の全長とする。
(5) 上記の式（２）、式（３）のいずれかでも満たされない場合は、ここで得られた結果を暫定解とし、前項(1) の手順の翼プロファイル計算にフィードバックさせて、式（２）、式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す。
(6) 更には、必要に応じて接合に伴う安全率β（０≦β≦１）を考慮したより高度な設計も可能である。即ち、前項(1) 、(2) の手順を経た後、接合部５の翼断面積（接合面積）ｓｂ* を式（４）から設定する。ここで、接合安全率βは、接合方法（材料の組み合わせを含む）、接合部５の構造に従って実験あるいは構造計算により求められる値である。
ｆｂ／ｓｂ* ＝σ×α×β            ・・・式（４）
(7) 接合部５近傍の翼プロファイルを設定する。つまり、接合部５近傍にて応力の急変が起こらないように、滑らかな曲線を描く接合部形状を構造計算等をベースにして設定する。
(8) 翼の全長にわたって式（２）、式（３）がともに満たされることを確認する。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
(9) 上記の式（２）、式（３）のいずれか一方でも成立しない場合は、今までの断定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、式（４）により接合面積ｓｂ* を設定すること、接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）、式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す。
【００３９】
［長翼設計手順例１］
図１０を参照して長翼設計の手順例１を説明する。この手順１は接合安全率がβ＝１の場合である。
【００４０】
1)従来と同様、翼効率プロファイルを求める計算（ステップＳ１１）を行う。その際、最初は、既に蓄積されている従来の長翼の断面プロファイルデータ（既存の長翼の断面プロファイルデータ）１７を参考にして新翼形状のひな型である第１暫定解（♯１−１）１８を作成する。
【００４１】
2)第１暫定解１８を用いて、候補材料Ａ、Ｂ（ここでは、Ａを重比重材料、Ｂを軽比重材料とする）について、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から式（１）が成立する接合位置lbを導出する（ステップＳ１２）。
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
【００４２】
3)位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い（ステップＳ１３）、式（２）及び次式（３）が成立するか否か判定し（ステップＳ１４）、式（２）及び式（３）が両方成立した場合に第１暫定解１８を翼形状の解１９とする。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
ここで、σＡ：重比重材料Ａの強度（例えば０．２％耐力等）
αＡ：重比重材料Ａの材料安全係数
σＢ：軽比重材料Ｂの強度（例えば０．２％耐力等）
αＢ：軽比重材料Ｂの材料安全係数
【００４３】
4)上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、第１暫定解１８を新たに第２暫定解（♯１−２）２０とし、この暫定解２０を翼効率プロファイル計算（ステップＳ１１）にフィードバックし、再計算工程に入る。再計算工程では、暫定解２０が示す翼プロファイルを若干変更し（ステップＳ１１）、式（１）による接合位置lbの導出（ステップＳ１２）、翼強度計算（ステップＳ１３）、式（２）及び式（３）の成立判定（ステップＳ１４）を繰り返す。なお、接合位置lbが正しく導出されていれば、少なくとも式（３）は成立する。
【００４４】
5)上記の繰り返し計算により、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、タービン長翼１全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率を設定値をクリアした時点で、計算を終了する。上記の長翼設計手順１をコンピュータに実行させるソフトウェアプログラムを用いることで、コンピュータにより長翼設計手順１が実現される。
【００４５】
［長翼設計手順例２］
図１１を参照して長翼設計の別の手順例２を説明する。この手順２は接合安全率がβ≦１の場合である。
【００４６】
1)従来と同様、翼効率プロファイルを求める計算（ステップＳ２１）を行う。その際、最初は、既存の長翼の断面プロファイルデータ１７を参考にして新翼形状のひな型である第１暫定解（♯２−１）１８を作成する。
【００４７】
2)第１暫定解１８を用いて、候補材料Ａ、Ｂ（ここでは、Ａを重比重材料、Ｂを軽比重材料とする）について、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から式（１）が成立する接合位置lbを導出する（ステップＳ２２）。
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
【００４８】
3)接合に伴う安全率βを考慮して、式（４）から、接合部５の翼断面積（接合面積）ｓｂ* を設定する（ステップＳ２３）。
ｆｂ／ｓｂ* ＝σ×α×β            ・・・式（４）
【００４９】
4)接合部５近傍のプロファイルを設定する（ステップＳ２４）。ここでは、応力分布の急変が起こらないようにするため、接合面にかけて厚肉になるため（くるぶし状の接合部形状）に空力性能がステップＳ２１で計算した理想プロファイルよりも低下する。
【００５０】
5)位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い（ステップＳ２５）、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し（ステップＳ２６）、式（２）及び式（３）が両方成立した場合に、第１暫定解１８を翼形状の解（♯２）１９とする。通常は、接合部５にて肉厚になる分、重量が増加するため、式（２）及び式（３）が成立しなくなる。
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
【００５１】
6)上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、第１暫定解１８を第２暫定解（♯２−２）２０とし、この暫定解２０を翼効率プロファイル計算（ステップＳ２１）にフィードバックし、再計算工程に入る。再計算工程では、第２暫定解２０が示す翼プロファイルを若干変更し（ステップＳ２１）、式（１）による接合位置lbの導出（ステップＳ２２）、式（４）による接合部翼断面積設定（ステップＳ２３）、接合部近傍プロファイル設定（ステップＳ２４）、翼強度計算（ステップＳ２５）、式（２）及び式（３）の成立判定（ステップＳ２６）を繰り返す。
【００５２】
7)上記の繰り返し計算により、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼１全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率を設定値をクリアした時点で、計算を終了する。上記の長翼設計手順２をコンピュータに実行させるソフトウェアプログラムを用いることで、コンピュータにより長翼設計手順２が実現される。
【００５３】
上記説明ではタービン長翼１を例にしたが、長翼としては蒸気タービンの低圧動翼などのタービン動翼の他、例えば発電ボイラ用送風ファンや排煙ファンなど、火力発電所のボイラに燃料用の空気を送ったり、排ガスを煙突に送風したりする各種のファンに本発明を適用することができる。これらのファンは主に遠心タイプと軸流タイプがあるが、本発明の翼を軸流タイプに用いることで、送風効率の向上が期待できる。また、翼の軽量化が可能になるため、ロータや軸受等への負担が減少し、コンパクト化や低コスト化が可能になる。更に、長翼として、化学プラント用送風ファンなど、化学プラントの反応制御や冷却のために空気や反応ガスを送るファンにも本発明を適用することができる。これらのファンに本発明の翼を用いることで、空気や反応ガスを送る効率の向上が期待できる。また、翼の軽量化が可能になるため、ロータや軸受等への負担が減少し、コンパクト化や低コスト化が可能になる。
【００５４】
更に、上記説明ではタービン長翼１が翼根元側部分３Ａと翼先端側部分３Ｂという２つの部分からなっているが、３つ以上の部分からなっていても良く、その場合、翼先端４に近い部分ほど比重の軽い材料で形成される。
【００５５】
【発明の効果】
第１発明は、上記課題を解決する長翼であり、比重が異なる材料で形成した翼根元側部分と翼先端側部分とが一体化してなる長翼であって、翼先端側部分が翼根元側部分よりも比重の軽い材料で形成され、遠心力を抑制した構造であることを特徴とする。従って、タービン動翼等の長翼化が可能であり、また軽量化する。
【００５６】
第２発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分と翼先端側部分とがピン接合、あるいは、ストッパピンを用いたはめ込み接合、あるいは、圧接、あるいは、鋳包み接合、あるいは、溶接、あるいは、接着で一体化されていることを特徴とする。従って、比重が異なる種々の材料を用いた長翼化が可能である。
【００５７】
第３発明は、第１発明の長翼において、翼根元側部分が金属製であり、翼先端側部分が繊維強化プラスチック製であることを特徴とする。従って、タービン動翼等の軽量化及び長翼化が可能である。
【００５８】
第４発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
(3) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第３工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
(4) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第４工程と
を有することを特徴とする。
【００５９】
従って、この長翼設計方法は、接合安全率が１の場合に有用である。
【００６０】
第５発明は、第１発明または第２発明または第３発明の長翼を設計する別の方法であり、
(1) 最初に、既存の長翼の断面プロファイルデータを参考にして翼効率プロファイルを計算し、翼形状の第１暫定解を作成する第１工程と、
(2) 最初に、第１暫定解を用いて、比重が重い材料Ａと比重が軽い材料Ｂについて、それぞれ単一材料で翼を作製すると仮定した場合の発生応力を算出し、算出結果から、ｆｂを翼根元から長さlbの接合位置において発生する遠心力、ｓｂを接合位置lbにおける翼の断面積、σを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料強度、αを材料Ａ、材料Ｂのうち強度が低い方の材料安全係数とするとき、式（１）が成立する接合位置lbを導出する第２工程と、
ｆｂ／ｓｂ＝σ×α                  ・・・式（１）
(3) 接合に伴う安全率をβとし、接合部の翼断面積（以下、接合面積）をｓｂ* とするとき、式（４）から接合面積ｓｂ* を設定する第３工程と、
ｆｂ／ｓｂ* ＝σ×α×β            ・・・式（４）
(4) 接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定する第４工程と、
(5) 導出した接合位置lbにて２つの材料Ａ、Ｂを前記厚肉なプロファイルで接合したと仮定して翼強度計算を行い、σＡを比重の重い材料Ａの強度、αＡを比重の重い材料Ａの材料安全係数、σＢを比重の軽い材料Ｂの強度、αＢを比重の軽い材料Ｂの材料安全係数、ｆｘを翼根元からの位置lxにおいて発生する遠心力、ｓｘを同位置lxにおける翼の断面積、Ｌを翼の全長とするとき、式（２）及び式（３）が成立するか否か判定し、両方の式が成立した場合に今までの暫定解を翼形状の解とする第５工程と、
０≦lx≦lbでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＡ×αＡ        ・・・式（２）
lb≦lx≦Ｌでは、ｆｘ／ｓｘ≦σＢ×αＢ        ・・・式（３）
(6) 上記の式（２）、式（３）のうちいずれか一方でも成立しない場合は、今までの暫定解を第２暫定解とし翼効率プロファイル計算にフィードバックして第２暫定解を変更して翼プロファイルを作成すること、この翼プロファイルから式（１）により接合位置lbを導出すること、式（４）により接合面積を設定すること、接合部近傍の厚肉なプロファイルを設定すること、接合位置lbにおける接合を仮定した翼強度計算を行うこと、翼強度計算に基づき式（２）及び式（３）が成立するか否かを判定することを、式（２）及び式（３）のいずれも満足し、かつ、長翼全体としての製品性能目標値を達成するために必要な翼効率が設定値をクリアするまで繰り返す第６工程と
を有することを特徴とする。
【００６１】
従って、この長翼設計方法は、接合安全率βが１以下の場合に有用である。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施例に係るタービン長翼を模式的に示す図。
【図２】タービン長翼を模式的に示すとともに各部の記号を示す図。
【図３】単一材料で形成した場合のタービン長翼の特性を示す図。
【図４】比重の異なる２つの材料で形成したタービン長翼の特性を示す図。
【図５】ピン止め接合を示す図。
【図６】はめ込み接合を示す図。
【図７】圧接を示す図。
【図８】鋳包み接合を示す図。
【図９】従来の翼設計手順を示す図。
【図１０】本発明の翼設計手順の一例を示す図。
【図１１】本発明の翼設計手順の別の例を示す図。
【符号の説明】
Ａ  比重の重い材料
Ｂ  比重の軽い材料
１  タービン長翼
２  翼根元
３Ａ  翼根元側部分
３Ｂ  翼先端側部分
４  翼先端
５  接合部
６  ロータ
７Ａ  比重の重い材料でできた翼の特性
７Ｂ  比重の軽い材料でできた翼の特性
８  比重の重い材料と軽い材料でできた長翼の特性
９  切り込み
１０  ピン
１１  凸部
１２  ストッパピン
１３  圧接用の膨らみ部分
１４  鍛伸
１５  鋳包み用の膨らみ部分
１６  解（従来）
１７  既存の長翼の断面プロファイルデータ
１８  第１暫定解
１９  解（発明）
２０  第２暫定解
【図１】
2004190588.tif 000003
【図２】
2004190588.tif 000004
【図３】
2004190588.tif 000005
【図４】
2004190588.tif 000006
【図５】
2004190588.tif 000007
【図６】
2004190588.tif 000008
【図７】
2004190588.tif 000009
【図８】
2004190588.tif 000010
【図９】
2004190588.tif 000011
【図１０】
2004190588.tif 000012
【図１１】
2004190588.tif 000013