(57)【要約】【課題】  制振性能および信頼性を向上させたタービンを提供する。【解決手段】  タービン１０は、翼頂部４と、動翼植込部２とを有する複数の動翼１と、各動翼１の動翼植込部２と嵌合するロータ植込部８を有するロータ７とを備えている。ロータ７が静止した状態で、各動翼１の翼頂部４は、隣接する動翼１の翼頂部４と腹側当接面５および背側当接面６を介して当接している。動翼１の動翼植込部２が、ロータ７のロータ植込部８に対してロータ７の反回転方向Ｐに傾斜するよう、当該動翼１はロータ７に対して位置決めされている。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼頂部と、動翼植込部とを有する複数の動翼と、
各動翼の動翼植込部と嵌合するロータ植込部を有するロータと、を備え、
ロータが静止した状態で、各動翼の翼頂部は、隣接する動翼の翼頂部と腹側当接面および背側当接面を介して当接して、動翼の動翼植込部が、ロータのロータ植込部に対してロータの反回転方向に傾斜するよう、当該動翼をロータに対して位置決めすることを特徴とするタービン。
【請求項２】
当該動翼の翼頂部の腹側当接面からロータの半径方向に延びる延長線とこの動翼の翼頂部の背側当接面からロータの半径方向に延びる延長線の交点がロータの中心と一致することを特徴とする請求項１記載のタービン。
【請求項３】
動翼の動翼植込部とロータのロータ植込部との間には所定のクリアランスが設けられていることを特徴とする請求項１記載のタービン。
【請求項４】
動翼の動翼植込部は、アキシャルエントリ形状またはタンジェンシャルエントリ形状であることを特徴とする請求項１記載のタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、複数の動翼と、各動翼が植え込まれるロータとを有するタービンに係り、とりわけ制振性能および信頼性を向上させたタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来より、複数の動翼と、各動翼が植え込まれたロータとを有するタービンにおいて、蒸気等の外力に起因する動翼の振動を抑制する設計が行われている。
【０００３】
各動翼が単翼からなり、かつ自立している場合には、多数の振動モードが存在し、外力に対する共振応力が大きくなる。このため、動翼を複数枚ずつ連結する群翼構造または全周の動翼を全て連結する全周一群構造により、制振する設計が一般的となっている。
【０００４】
図６に示すように、従来のタービン１２は、翼頂部１４と、動翼植込部１２とを有する複数の動翼１１と、各動翼１１の動翼植込部１２と嵌合するロータ植込部１８を有するロータ１７とを備えている。このうち各動翼１１の翼頂部１４は、腹側当接面１５と背側当接面１６とを有し、隣接する動翼１１の翼頂部１４と腹側当接面１５および背側当接面１６を介して当接している。
【０００５】
また動翼１１の動翼植込部１２の中心線１ａは、ロータ１７のロータ植込部１８の中心線に一致している。
【０００６】
このようなタービン１２は、各動翼１１の翼頂部１４の腹側当接面１５が隣接する動翼１１の翼頂部１４の背側当接面１６と当接するように組立て、全周を一群として構成するスナッバ構造を有している。このスナッバ構造は、動翼１１の翼頂部１４の背側当接面１６と腹側当接面１５との間の摩擦による振動減衰効果により制振効果が高く、また全周一群構造のため、振動モードが限られる。さらにスナッバ構造は、群頭翼および群尾翼が存在せず全翼に均一な振動応力が発生する等の制振設計上のメリットが大きい。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
しかしながら、動翼１１の組立て時には、動翼１１の翼頂部１４の背側当接面１５と隣接する動翼１１の翼頂部１４の腹側当接面１５との間には、若干の組立クリアランスが不可避である。またタービン１２の運転時には、遠心力による動翼１１の浮き上がり、動翼１１の伸び、および熱膨張差により、動翼１１の翼頂部（スナッバ部）１４と隣接する動翼１１の翼頂部１４との間の隙間が発生する。
【０００８】
このため、例えば動翼１１の翼頂部１４の背側当接面１６と隣接する動翼１１の腹側当接面１５とが組立て時に十分に当接していても、タービン１２の運転時に動翼１１の翼頂部１４の背側当接面１６と隣接する動翼１１の翼頂部１４の腹側当接面１５との間にクリアランス（組み立てクリアランス）が生じる可能性がある。このように組み立てクリアランスを生じると、前述の制振効果が期待できず、タービン１２の構造上の信頼性に著しい欠陥を生ずる。
【０００９】
このため、ロータ１７に組み込まれる動翼１１のうち数本おきに翼頂部１４の寸法を大きめにした調整翼を挿入し、上述の組立てクリアランスを解消する設計が行われている。また遠心力によるラジアル方向の力により動翼１１の翼頂部１４を隣接する動翼１１の翼頂部１４と当接させる方法が提案されている。
【００１０】
しかしながら、調整翼を挿入する方法おいては、動翼１１の植込み位置が限定されるアキシャルエントリ翼の場合、動翼１１の翼頂部１４と動翼植込部１２の周方向位置にずれが生じ、動翼植込部１２の片当りを生じる。また、動翼１１の翼頂部１４と隣接する動翼１１の翼頂部１４と当接させる方法においては、隣接する動翼１１相互の設計上あるいは製造上の差異が生じる。この差異に起因して、動翼１１の遠心荷重の一部が隣接する動翼１１に負荷され、一部の動翼１１の遠心力が増大する危険がある。
【００１１】
本発明は、このような点を考慮してなされたものであり、組立て時およびタービン運転時おいて、動翼の翼頂部と隣接する動翼の翼頂部が確実に当接するタービンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１２】
本発明は、翼頂部と、動翼植込部とを有する複数の動翼と、各動翼の動翼植込部と嵌合するロータ植込部を有するロータと、を備え、ロータが静止した状態で、各動翼の翼頂部は、隣接する動翼の翼頂部と腹側当接面および背側当接面を介して当接して、動翼の動翼植込部が、ロータのロータ植込部に対してロータの反回転方向に傾斜するよう、当該動翼をロータに対して位置決めすることを特徴とするタービンである。
【００１３】
本発明は、当該動翼の翼頂部の腹側当接面からロータの半径方向に延びる延長線とこの動翼の翼頂部の背側当接面からロータの半径方向に延びる延長線の交点がロータの中心と一致することを特徴とするタービンである。
【００１４】
本発明は、動翼の動翼植込部とロータのロータ植込部との間には所定のクリアランスが設けられていることを特徴とするタービンである。
【００１５】
本発明は、動翼の動翼植込部は、アキシャルエントリ形状またはタンジェンシャルエントリ形状であることを特徴とするタービンである。
【００１６】
本発明によれば、タービンの制振性能および信頼性を向上させることができる。
【発明の効果】
【００１７】
本発明によれば、組立て時およびタービン運転時において、動翼の翼頂部と隣接する動翼の翼頂部を確実に当接させることができ、タービンの制振性能を向上させることができる。また、動翼の動翼植込部とロータのロータ植込部との片当り、および一部の動翼に遠心力が過負荷されるのを防止することができ、タービンの信頼性を向上させることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１８】
以下、図１乃至図５を参照して本発明によるタービンの実施の形態について説明する。
【００１９】
図１は、本発明によるタービンの実施の形態を示す図である。
【００２０】
図１（Ａ）に示すように、本発明によるタービン１０は、翼頂部４と、動翼植込部２とを有する複数の動翼１と、各動翼１の動翼植込部２と嵌合するロータ植込部８を有するロータ７とを備えている。また動翼１の翼頂部４と動翼植込部２との間に、有効部３が配置されている。
【００２１】
このうち動翼１の翼頂部４は、腹側当接面５と背側当接面６とを有し、隣接する動翼１の翼頂部４と、腹側当接面５および背側当接面６を介して当接している。
【００２２】
また動翼１の動翼植込部２は、クリスマスツリー型のアキシャルエントリ形状を有しているが、タンジェンシャルエントリ形状を有していてもよい。
【００２３】
図２に示すように、動翼１の動翼植込部２のクリスマスツリー型のアキシャルエントリ形状は、動翼植込部２の中心面１ａにおいて対称な形状となっている。
【００２４】
図１（Ｂ）に示すように、ロータ７の回転時に動翼１の動翼植込部２とロータ７のロータ植込部８との間には所定のクリアランスδが生じるように、動翼１の動翼植込部２とロータ７のロータ植込部８の形状が決定されている。
【００２５】
ここで所定のクリアランスδとは、ロータ７のロータ植込部８から動翼１をロータ７の半径方向外方へ引き出した場合に、動翼植込部２とロータ植込部８との間に生じるロータ７の半径方向の間隙をいう。
【００２６】
図１（Ａ）に示すように、ロータ７が静止した状態（組み立て時）で、各動翼１の翼頂部４は、隣接する動翼１の翼頂部４と腹側当接面５および背側当接面６を介して当接している。このように各動翼１の翼頂部４が隣接する動翼１の翼頂部４と腹側当接面５および背側当接面６を介して当接することにより、各動翼１は腹側当接面５および背側当接面６からの面圧によりロータ７に対して位置決めされる。この場合、上述のように、ロータ７のロータ植込部８と動翼１の動翼植込部２との間に所定のクリアランスδが設けられているため、各動翼１の動翼植込部２は、ロータ７のロータ植込部８の中心面１ａ（正立状態）に対してロータ７の反回転方向Ｐに傾斜して位置決めされる。さらに、当該動翼１の翼頂部４の腹側当接面５からロータ７の半径方向に延びる延長線５ａとこの動翼１の翼頂部４の背側当接面６からロータ７の半径方向に延びる延長線６ａの交点７ｂがロータ７の中心７ａと一致している。
【００２７】
また、上述の動翼１の反回転方向Ｐの傾斜は、所定のクリアランス（動翼植込部２腹側の逃げ面のクリアランス）δによって決定され、この決定されたクリアランスδが大きいほど、動翼１の反回転方向Ｐの傾斜は大きく設定される。
【００２８】
さらに動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４とが当接するためには、翼頂部４の腹側当接面５と背側当接面６との間に、θ＝３６０度／ｎ（ｎは動翼１の本数）となる角度が形成されている。
【００２９】
上述のように組み立て時において、動翼１の翼頂部４の腹側当接面５からロータ７の半径方向に延びる延長線５ａと動翼１の翼頂部４の背側当接面６からの半径方向に延びる延長線６ａの交点７ｂがロータ７の中心７ａと一致している。
【００３０】
一方、図３に示すようにロータ７の定格回転時（約３０００あるいは３６００ｒｐｍ）には、各動翼１の翼頂部４の腹側当接面５からロータ７の半径方向に延びる延長線５ａと背側当接面６から半径方向に延びる延長線６ａの交点７ｂは、ロータ７の中心７ａに対してずれている。
【００３１】
図４に示すように、ロータ７の静止時（組立て時）からタービン１０の運転時になると（動翼１が正立状態となる）、このとき動翼１の中心線２０、２１は、静止状態の動翼１の実線で示す中心線２１から運転状態の動翼１の破線で示す中心線２０へ変化する。動翼１の中心線が、静止状態の動翼１の中心線２１から運転状態の動翼１の中心線２０へ変化すると、動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４との間の距離は、
Δ＝Ｄ(１−ｃｏｓφ）−−（１）だけ狭まる。
（１）式において、Ｄとは動翼１の動翼植込部２と隣接する動翼１の動翼植込部２との間の距離をいう。
【００３２】
この場合、動翼１の中心線は、動翼植込部２の中心（動翼倒れ中心）１ｂを中心にして、静止状態の中心線２１から運転状態の中心線２０へ傾斜する。
【００３３】
図５に示すように動翼１の傾斜角度φは、所定のクリアランスδ、背腹の植込みフック間距離ｄとすると、
δ=ｄ・ｓｉｎ(φ)−−（２）の関係を満たす。
ここで、上式（２）のフック間距離ｄを図５に示す。
【００３４】
なお、図３に示した定格回転時の延長線５ａと延長線６ａの交点７ｂと、ロータ７の中心７ａとのずれ量は、約（８／ｄ）×（ロータ直径×１／２）ｍｍとなる。
【００３５】
本実施例において、フック間距離ｄ≒２０ｍｍ、Ｄ／ｄ≒２、所定のクリアランスδ＝１ｍｍとなっており、上式（２）より、動翼１の傾斜角度（最大）φは、φ＝約０．０５ｒａｄとなる。動翼１の傾斜角度（最大）φ＝約０．０５ｒａｄとなる場合、動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４の接近量は１箇所あたり約０．０５ｍｍとなる。タービン１０の動翼１の枚数は、１０８枚であることから、各動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４との間の接近量は、全体で約５ｍｍとなる。
【００３６】
この間、タービン１０の運転によりロータ７が回転することによって、遠心力の影響により動翼１が伸び、動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４との間の距離が大きくなる。この動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４との間の距離の拡大は、各動翼１の翼頂部４の全周で約１０分の数ｍｍとなる。さらに、動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４との間のクリアランス公差は、約０．０２ｍｍであるから、ロータ７の回転時に動翼１の翼頂部４の全周は少なくとも約２ｍｍ押し縮められる。
【００３７】
上述のように図４において、タービンが静止状態（組立て状態）の動翼１の中心線２０から運転状態（時計方向Ｑに回転する）の動翼１の中心線２１へ変化すると、各動翼１は、動翼倒れ中心１ｂを中心として、ロータ７の回転方向Ｑに傾斜角度φだけ傾斜する。この場合、各動翼１が傾斜角度φだけ傾斜することにより、各動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４との距離がΔだけ縮まる。このように各動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４との距離がΔだけ縮まると、各動翼１の翼頂部４の腹側当接面５と隣接する動翼１の翼頂部４の背側当接面６との間の当接する面圧が大きくなる。この当接する面圧は、純粋に動翼接線方向のフープ力として働き、軸方向の荷重は生じないため、特定の動翼１の遠心荷重を増大させることなく、かつタービン１０の制振に十分な接触面圧を生じさせることができる。
【００３８】
図５において、上述したように動翼１の動翼植込部２が、アキシャルエントリ形状を有している場合、動翼１の傾斜角度φと所定のクリアランスδの関係式は、
δ=ｄ・ｓｉｎ(φ)−−（２）となる。
【００３９】
一方、動翼１の動翼植込部２が、タンジェンシャルエントリ形状を有している場合、動翼１の傾斜角度φ１と所定のクリアランスδの関係式は、
δ=Ｄ・ｓｉｎ（φ１)−−（３）となる。
【００４０】
上記（２）式と（３）式とを比較すると、ｄ＜Ｄの関係にあり、δの値が同一である場合は、φ＞φ１となる。
【００４１】
すなわち、動翼１の動翼植込部２の形状がタンジェンシャルエントリ形状を有している場合の動翼１の傾斜角度φ１は、動翼１の動翼植込部２の形状がアキシャルエントリ形状である場合の動翼１の傾斜角度φより小さくなる。
【００４２】
動翼１の傾斜角度φ１が傾斜角度φより小さくなる場合は、上述したクリアランス公差を小さくして動翼１およびロータ７の設計を行う。
【００４３】
上述のように動翼１の傾斜角度φ１が傾斜角度φより小さくなる場合において、タービン１０運転時に動翼１の動翼植込部２とロータ７のロータ植込部８との間に隙間が生じる。しかしながら、動翼１の動翼植込部２には遠心力により多大な面圧が作用し、動翼植込部２は周方向の摩擦力により十分拘束されることから、タービン１０の制振性能を損なうことはない。
【００４４】
次に本発明の変形例について説明する。
【００４５】
図１において、組立て時の各動翼１の翼頂部４の腹側当接面５からロータ７の半径方向に延びる延長線５ａとこの動翼１の翼頂部４の背側当接面６からロータ７の半径方向に延びる延長線６ａの交点７ｂは、ロータ７の中心７ａと一致しているが、延長線５ａと延長線６ａの交点７ｂを、ロータ７の中心７ａから僅かにずらしてもよい。
【００４６】
図５に示すように、動翼１の傾斜角度φｒａｄを傾斜角度αｒａｄ（α<φ）とした場合、タービン１０の運転時に、Δ１（Δ１＝Ｄ（１−ｃｏｓα））だけ、動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４が近接する。なお動翼１の傾斜角度φｒａｄの場合の近接量Δ（Δ＝Ｄ（１−ｃｏｓφ））と傾斜角度αｒａｄの場合の近接量Δ１との差（Δ−Δ１）は、Ｄ（ｃｏｓα−ｃｏｓφ）となる。
【００４７】
本変形例は、１）傾斜角度αが十分小さい場合、２）所定のクリアランスδが十分に大きく取れる場合、または３）タービン１０の運転時に動翼１とロータ７の熱膨張差により動翼１の翼頂部４と隣接する動翼１の翼頂部４が近接する場合に適用可能となる。また本変形例は、４）組立て時に動翼１の翼頂部４の腹側当接面５と隣接する動翼１の翼頂部４の背側当接面６をすり合わせることにより腹側当接面５と背側当接面６のクリアランス公差を小さくする場合にも適用可能である。
【００４８】
なお、所定のクリアランスδが十分確保できない場合は、上述のようにクリアランス公差を小さくして、動翼１の動翼植込部２およびロータ７のロータ植込部８の設計を行う。
【図面の簡単な説明】
【００４９】
【図１】本発明によるタービンの実施の形態を示す全体構成図。
【図２】クリスマスツリー型のアキシャルエントリ形状を示す図。
【図３】延長線の交点とロータの中心を示す図。
【図４】動翼の翼頂部と隣接する動翼の翼頂部との間の距離を示す図。
【図５】傾斜角度φ、クリアランスδ、フック間距離ｄの関係を示す図。
【図６】従来のタービンを示す図。
【符号の説明】
【００５０】
１  動翼
２  動翼植込部
３  有効部
４  翼頂部
５  腹側当接面
５ａ  延長線
６  背側当接面
６ａ  延長線
７  ロータ
７ａ  中心
８  ロータ植込部
δ  所定のクリアランス
【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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