(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
定格運転の回転周波数ｆが５０Ｈｚまたは６０Ｈｚの低圧蒸気タービン段落における蒸気タービン動翼において、動翼の有効長さをＬインチ、動翼根元直径をＤインチとしたときに、前記蒸気タービン動翼の翼材料および形状を選定する方法であって、
Ｄ×ｆの値を横軸としＬ×ｆの値を縦軸とするグラフに、Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2 ＝１．５５×１０7で表される限界線、（Ｌ＋３Ｄ）×ｆ＝１．４５×１０4 で表される限界線、および（Ｌ＋３Ｄ）×ｆ＝１．３０×１０4 で表される限界線をそれぞれ描くとともに、
前記グラフ上において前記Ｄ×ｆの値および前記Ｌ×ｆの値を座標値として定まる位置が、
（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ≧１．４５×１０4 または Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2 ≧１．５５×１０7 の関係を満たす範囲内にあるときには、前記翼材料にチタン合金を選定しつつ前記植込部形状にカーブドエントリクリスマス形を選定するとともに、
１．４５×１０4 ≧（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ≧１．３×１０4、かつＬ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2 ≦１．５５×１０7 の関係を満たす範囲内にあるときには、前記翼材料にスチール材を選定しつつ前記植込部形状にカーブドエントリクリスマス形を選定することを特徴とする蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。
【請求項２】
Ｌ×ｆ≧２４００の範囲では前記チタン合金にα＋β形チタン合金を選定することを特徴とする請求項１記載の蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。
【請求項３】
Ｌ×ｆ≧２７００の範囲では前記チタン合金にｎｅａｒβ形チタン合金を選定することを特徴とする請求項１記載の蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。
【請求項４】
前記スチール材にＣｒ含有量が１０〜１８％のマルテンサイト系ステンレス鋼を選定することを特徴とする請求項１記載の蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。
【請求項５】
前記タービン動翼は、翼先端部における翼断面のタービン軸方向幅Ｗと翼ピッチＰの比Ｐ／Ｗが３．５≦Ｐ／Ｗ≦７．０の関係、または翼先端部における翼断面のコード長さＣと当該断面位置での翼ピッチＰの比Ｐ／Ｃが、０．８≦Ｐ／Ｃ≦１．０の関係を満たす形状が選定されることを特徴とする請求項１記載の蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。
【請求項６】
前記タービン動翼は、蒸気通路部分、植込部、及び隣接翼との結合部のいずれにおいても貫通する穴が一切なく、一体的に削り出されたスナッバカバーによりその先端が隣接するタービン動翼と可動的に連結されることを特徴とする請求項１乃至５のいずれかに記載の蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。
【請求項７】
前記タービン動翼は、一体的に削り出されたラグがスリーブを介して、その翼有効部の中間部が隣接するタービン動翼と可動的に連結されることを特徴とする請求項６に記載した蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。。
【請求項８】
前記カーブドエントリクリスマス形の植込部の形状が、ロータ軸方向に対して円弧状をなし、当該円弧の半径Ｒと植込部幅Ｗｒの関係が０．８＜Ｒ／Ｗｒ＜１．２の関係を満たすように選定されることを特徴とする請求項１乃至７のいずれかに記載の蒸気タービン動翼の翼材料および形状の選定方法。
【請求項９】
請求項１乃至８のいずれかに記載の選定方法で翼材料および形状が選定されたタービン動翼を備えたことを特徴とする蒸気タービン。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は火力発電プラント用の蒸気タービン動翼及び蒸気タービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】
蒸気タービンの大容量化を実現するためには最終段動翼の環状面積を増加させることが必要不可欠であることは周知である。
【０００３】
図１および図２にそれぞれ６０Ｈｚ、５０Ｈｚタンデム型蒸気タービンにおける最終段動翼の１フロー当りの環状面積と適用可能出力範囲の関係を示す。また、図３に６０Ｈｚコンバインドサイクル向け単車室蒸気タービンにおける最終段動翼の１フロー当りの環状面積と適用可能出力範囲の関係を示す。これらの図において直線Ａは適用可能出力上限、Ｂは適用可能出力下限を示す。これらの図から判るように、いずれも単機出力が増加するのに伴い最終段翼の必要環状面積も増加する。公知の最終段動翼における最大環状面積は６０Ｈｚ蒸気タービンでは図１に示すように８．７ｍ2程度、５０Ｈｚタービンでは図２に示すように、１４．６ｍ2程度であり、適用可能な最大出力は６０Ｈｚタンデム型蒸気タービンでは約１０００ＭＷ、５０Ｈｚタンデム型蒸気タービンでは約９００ＭＷ、また、６０Ｈｚコンバインドサイクル向けでは約９０ＭＷが上限となる。これらの出力上限を超えるとタービンの排気流速が増大し、それに伴い排気損失が増大することになる。
【０００４】
ところで、１２００ＭＷ級６０Ｈｚタンデム型蒸気タービンや、４００ＭＷ級６０Ｈｚシングルフローコンバインドサイクル（蒸気タービン出力１３０ＭＷ級）に用いる蒸気タービンの最終段翼は図１及び図３に示すように９．６ｍ2以上の環状面積が要求され、１０００ＭＷ級５０Ｈｚタンデム型蒸気タービンの最終段翼では図２に示すように１５．４ｍ2以上の環状面積が要求されるが、従来の技術ではこれを満足する最終段翼が存在しないため、上記のような大容量蒸気タービンが実現できないという状況にある。
【０００５】
また、近年チタン合金は航空機構造材のみならず建築構造材、スポーツ用具、眼鏡フレームなどの素材として広く利用されるようになったため、素材の需要／供給比が増加しているが、素材供給の安定性やコストの点で、いまだ１２Ｃｒ鋼などのスチール材が勝っている。スチール材は運用実績を背景とした信頼性の面からもチタン合金に勝るが、出力６００ＭＷの低圧１車室蒸気タービンを製作する場合には、最終段動翼の環状面積として、少なくとも１１．５ｍ2を超える面積が必要になり、公知の技術ではこれを満足する最終段動翼が実現できない。そのために高性能な６００ＭＷ級タンデム型低圧１車室蒸気タービンを実現できないという状況にある。
【０００６】
従来の技術において、前記のような蒸気タービンに適した最終段動翼が実現できなかった理由は、遠心応力と動翼の振動応力の２つの制約によるものである。すなわち、最終段動翼の環状面積を大きくするためには、動翼の翼長を長くするか、翼根元直径を大きくする必要があるが、これにより動翼の有効部や植込部、更にロータのボア部に加わる遠心力が大きくなり、それに伴い各部の応力が高くなり、材料強度の制限値を越えてしまうという問題点がある。
【０００７】
また、環状面積の増大を目的とした、最終段動翼の長翼化の問題点として、動翼の振動問題がある。すなわち、蒸気タービン動翼は、ロータの回転及び蒸気流によって振動を生ずるが、振動による応力と等価なその振幅は、動翼の翼長が長いほど、また、蒸気量が多いほど大きくなるため、大容量の最終段動翼を実現するためには、振動を低減させる技術が非常に重要となる。
【０００８】
このように、最近の蒸気タービンにおいては、単機容量の大容量化とコンパクト化のニーズに対応するため、公知の最終段動翼に対して、より大きな環状面積を有する最終段動翼が要望されているが、現状技術においては遠心応力または、振動応力の制約から、これに適した最終段動翼を提供できない状況にある。
【０００９】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は６０Ｈｚ用蒸気タービン最終段翼において、１フロー当たり９．６ｍ2を超える環状面積を有する最終段動翼を提供すること、あるいは５０Ｈｚ用蒸気タービン最終段翼において、１フロー当たり１５．４ｍ2を超える環状面積を有する最終段動翼を提供すること、またはあるいは５０Ｈｚ用蒸気タービン最終段翼において、１フロー当たり１１．５ｍ2を超える環状面積を有するスチール製最終段動翼を提供することが目的である。この目的を達成するために、本発明は最終段動翼においてその翼長の増大、翼根元直径の増大により、翼有効部、植込部、ロータ中心孔に発生するより大きな遠心応力が材料の許容値を超えることのない形状を提供することを目的とする。また、同時に、本発明はタービン運転中に発生する振動に対して、優れた減衰特性を有するタービン動翼を提供することが、もう一つの目的である。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
請求項１に係る発明は、定格運転の回転周波数ｆが５０Ｈｚまたは６０Ｈｚの低圧蒸気タービン段落における蒸気タービン動翼において、動翼の有効長さをＬインチ、動翼根元直径をＤインチとしたときに、前記蒸気タービン動翼の翼材料および形状を選定する方法であって、
Ｄ×ｆの値を横軸としＬ×ｆの値を縦軸とするグラフに、Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2 ＝１．５５×１０7で表される限界線、（Ｌ＋３Ｄ）×ｆ＝１．４５×１０4 で表される限界線、および（Ｌ＋３Ｄ）×ｆ＝１．３０×１０4 で表される限界線をそれぞれ描くとともに、
前記グラフ上において前記Ｄ×ｆの値および前記Ｌ×ｆの値を座標値として定まる位置が、
（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ≧１．４５×１０4 または Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2 ≧１．５５×１０7 の関係を満たす範囲内にあるときには、前記翼材料にチタン合金を選定しつつ前記植込部形状にカーブドエントリクリスマス形を選定するとともに、
１．４５×１０4 ≧（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ≧１．３×１０4、かつＬ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2 ≦１．５５×１０7 の関係を満たす範囲内にあるときには、前記翼材料にスチール材を選定しつつ前記植込部形状にカーブドエントリクリスマス形を選定することを特徴とする。
【００１１】
請求項２に係る発明は、請求項１に係る発明において、Ｌ×ｆ≧２４００の範囲では前記チタン合金にα＋β形チタン合金を選定することを特徴とする。
【００１２】
請求項３に係る発明は、請求項１に係る発明において、Ｌ×ｆ≧２７００の範囲では前記チタン合金にｎｅａｒβ形チタン合金を選定することを特徴とする。
【００１３】
請求項４に係る発明は、前記スチール材にＣｒ含有量が１０〜１８％のマルテンサイト系ステンレス鋼を選定することを特徴とする。
【００１４】
請求項５に係る発明は、請求項１に係る発明において、前記タービン動翼は、翼先端部における翼断面のタービン軸方向幅Ｗと翼ピッチＰの比Ｐ／Ｗが３．５≦Ｐ／Ｗ≦７．０の関係、または翼先端部における翼断面のコード長さＣと当該断面位置での翼ピッチＰの比Ｐ／Ｃが、０．８≦Ｐ／Ｃ≦１．０の関係を満たす形状が選定されることを特徴とする。
【００１５】
請求項６に係る発明は、請求項１乃至５のいずれかに係る発明において、前記タービン動翼は、蒸気通路部分、植込部、及び隣接翼との結合部のいずれにおいても貫通する穴が一切なく、一体的に削り出されたスナッバカバーによりその先端が隣接するタービン動翼と可動的に連結されることを特徴とする。
【００１６】
請求項７に係る発明は、請求項６に係る発明において、前記タービン動翼は、一体的に削り出されたラグがスリーブを介して、その翼有効部の中間部が隣接するタービン動翼と可動的に連結されることを特徴とする。
【００１７】
請求項８に係る発明は、請求項１乃至７のいずれかに係る発明において、前記カーブドエントリクリスマス形の植込部の形状が、ロータ軸方向に対して円弧状をなし、当該円弧の半径Ｒと植込部幅Ｗｒの関係が０．８＜Ｒ／Ｗｒ＜１．２の関係を満たすように選定されることを特徴とする。
【００１８】
また、請求項９に係る発明は、請求項１乃至８のいずれかに記載の選定方法で翼材料および形状が選定されたタービン動翼を備えることを特徴とする蒸気タービンである。
【００１９】
蒸気タービンにおける環状面積Ａとはタービンの軸方向から見た蒸気通路部全周の面積であり、図４（ｂ）に示した記号を用いるとＡ＝π×Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）となる。ここでＬは翼有効部の長さであり、Ｄは動翼をロータに装着したときの翼根元の直径である。環状面積Ａを大きくするためには翼長Ｌ、根元直径Ｄのいずれか、または両方を大きくすることに他ならない。
【００２０】
しかし、翼長Ｌあるいは根元直径Ｄを大きくすると動翼およびロータに作用する遠心力が増大する。具体的には翼の応力はＬ×（Ｌ＋Ｄ）および回転周波数ｆの自乗にほぼ比例し、ロータのボア応力はＬ＋３×Ｄおよびｆにほぼ比例することとなる。
【００２１】
動翼の応力あるいはロータのボア応力は材料の強度以下とする必要があり、図５に示すように翼材料および構造の適用範囲が限定される。すなわち図中Ａは翼材料としてスチールを用いる場合、翼有効部あるいは植込部の応力が材料強度を超えない限界線であり、
Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2＝１．５５×１０7          （１）
で表される。また、図中Ｂは翼材料としてスチールを用い翼植込部をカーブドエントリクリスマス形とした場合、ロータのボア応力が材料の強度材料強度を超えない限界線であり、
（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ＝１．４５×１０4           （２）
で表される。さらに図中Ｃは翼材料としてスチールを用い翼植込部をフォーク形とした場合、ロータのボア応力が材料の強度材料強度を越えない限界線であり、
（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ＝１．３０×１０4               （３）
で表される。
【００２２】
しかして、図５中、領域III、IV、およびＶであらわされる
Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2≧１．５５×１０7
または、
（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ≧１．４５×１０4               （４）
の領域では、タービン動翼をチタン合金で形成し、かつ植込部をカーブドエントリクリスマス形とすることにより、翼の重量を軽減し、翼およびロータの遠心力を軽減する必要がある。カーブドエントリクリスマス形植込部形状とは、植込部の形状を有効部の根元断面に合せてロータ軸方向に湾曲させ、ロータ側溝との嵌合部をフックがかみ合うような形状としたものである。カーブドエントリクリスマス形は植込部の容積を小さく形成できるため、翼の重量軽減に寄与するほか、ロータホイールの中間部を大きく減肉させることが可能であり、このためロータボア部の応力を低減することが可能になる。
【００２３】
また、図５中領域IIで表される
１．４５×１０4≧（Ｌ＋３×Ｄ）×ｆ≧１．３０×１０4      （５）
かつ、
Ｌ×（Ｌ＋Ｄ）×ｆ2≦１．５５×１０7                      （６）
の領域では、スチール材で形成したタービン動翼の植込部をカーブドエントリクリスマス形とすることにより、翼の重量を軽減し、ロータの遠心力を軽減する必要がある。
【００２４】
また、本発明が対象とする翼のように翼有効長が大きい翼の場合、振動応力を低減するためには、当該段落の全ての翼を隣接同士連結することが有効である。本発明では隣接翼を可動的に連結することにより、連結部での摩擦による制振効果を利用し、振動応力を十分低減できる構造としてある。
【００２５】
特に、スナッバー当たり面においては、その対摩擦性向上・耐フレッティングのために、タングステンカーバイトのコーティングを実施すると効果が大である。これによって、大きな振動応力を発生させる可能性のある低次の一次振動を消滅させる全周一群の特性を十分生かすことができる。
【００２６】
また、隣接翼相互を連結するための構造として翼を貫通する孔構造が全くなく、植込部もクリスマス形植込部の採用により、ピン孔などの貫通する孔が一切無いことも信頼性の高い動翼構造を提供できる一因である。
【００２７】
カーブドエントリークリスマス型植込部形状を全周一群連結構造と組み合わせたもう一つの効果は、連結構造が可動的であることにより翼の変形を強固に拘束することが無く、更に、植込部がロータに完全に固定されていないことから、翼が遠心力に対して自立的姿勢となり、過大な曲げ応力が発生しない優れた効果がある。
【００２８】
さて、上記は翼強度の面から見た要件であり、従来の設計翼を要求される翼長に応じて拡大した翼は上記要件を満たす。しかしながら、単純に拡大した翼では翼先端のピッチが相対的に大きくなり、先端近傍で正常な蒸気流が形成されない。
【００２９】
図６に翼先端近傍の翼形状を示す。蒸気流量は蒸気の流路面積に依存し翼の各断面の流路面積は図６中の記号で翼のスロート幅Ｔと翼のピッチＰの比Ｔ／Ｐにより定まるが、スロートを形成する要件は、翼のラップ量ｌ、翼のコード長をＣ、翼後縁端角βとして、
【数１】
0004316168.tif 000002
となる。
【００３０】
Ｔ／Ｐ＝０．１〜０．３程度であることから（８）式の右辺は１．０１〜１．０５となり、性能面では概ねＰ／Ｃ≦１．０となる必要がある。また、このとき、先端部の翼の軸方向幅Ｗは、
【数２】
0004316168.tif 000003
となる。
【００３１】
ここで、簡単なパラメータサーベイを行う。上記のように一般的な設計では、Ｔ／Ｐを０．１〜０．３としているから、スロート幅Ｔを決めればＰ／Ｃ≦１．０から概ね翼のコード長Ｃが決まる。一方、（９）式にＴ／Ｐ＝０．１〜０．３を代入すると、翼の軸方向幅Ｗは、翼のコード長Ｃの０．１〜０．３倍であることがわかる。よって、仮にスロート幅Ｔを１．０とすると、翼の軸方向幅Ｗは、約０．９〜１．０となり、Ｐ／Ｗは３．２から１０．８程度になる。実際には、最も効率の良い翼形状（Ｐ／Ｃ）およびピッチ／スロート幅比（Ｐ／Ｔ）を考慮すると、Ｐ／Ｗは３．５から７．０が好ましい。
【００３２】
上記（８）式または（９）式を満たすことにより、翼性能が達成できるが、本発明ではカーブドエントリクリスマス形の植込部を有するため、翼組立上の制限が生じる。すなわち、翼を湾曲したロータ植込部に沿って挿入する際に翼の蒸気通路部断面が隣接翼相互で干渉しないことが必要である。
【００３３】
図７は、翼列を展開してロータの半径方向から見た状態であり、Ｒは植込溝のカーブ半径を示している。この半径Ｒに沿って翼は挿入されるため、Ｒと同じ点を中心とした翼前縁側半径Ｒｏと翼後縁側半径Ｒｉが前後の隣接翼と干渉しないことが必要である。かかる干渉が発生するか否かは同図に示した翼間ピッチＰ、翼断面コード長Ｃ、および組立後の翼前縁端・翼後縁端と植込カーブ中心軸とのｘ方向・ｙ方向距離の関数として表現することができるが、概ね翼先端部においてＰ／Ｃ≧０．８が翼組立上の条件となる。
【００３４】
従って、翼先端部において、０．８≦Ｐ／Ｃ≦１．０の関係が成り立っていることが本発明のタービン動翼の実現を可能にする条件となる。
【００３５】
前述したような高応力場で使用される翼については、その材料も重要な要素となる。チタン合金として最も広く用いられているＴｉ−６Ａｌ−４Ｖ合金などのα＋β形チタン合金をタービン材料として用いることで、Ｌ×ｆ≧２４００の範囲の蒸気タービン動翼を提供できる。
【００３６】
これに対し、Ｔｉ−１０Ｖ−２Ｆｅ−３Ａｌ合金やＴｉ−５Ａｌ−２Ｓｎ−２Ｚｒ−４Ｍｏ−４Ｃｒ（Ｔｉ−ｌ７）等のnearβ型チタン合金はα＋β型合金に対して１．２倍以上高強度であるため、より長いタービン動翼が実現できる。nearβ型チタン合金は、α＋β型とβ型の中間に位置し、比強度が高く熱間鍛造時の変形抵抗が小さい特色がある。
【００３７】
一方、スチール材を用いた場合の本発明の蒸気タービン動翼では、高速回転に伴ない翼に負荷される遠心力による応力と翼に加わる蒸気流による翼自体の振動による応力の両者に耐える必要がある。そのため、翼材にはそれらの応力に耐える引張強さと高サイクル疲労強度とを併せ持つ必要がある。よって、翼材はマルテンサイト組織を有するものが好ましい。加えて、高温強度と高温環境下における耐酸化性を高めるのに必須元素であるＣｒの含有量は、Ｃ、Ｍｏ、Ｎｉなどの他の元素含有量との関係から１０％から１８％が好ましい。
【００３８】
ここでマルテンサイト系ステンレス鋼の一実施例として以下に示す組成（質量％）のＭ１５２もしくは、ＧＴＤ４５０を使用した場合について示す。
【００３９】
【表１】
0004316168.tif 000004
いずれも耐力は８０ｋｇ／ｍｍ2を越え充分な材料強度を有するとともに、靭性、衝撃値ともに十分である。
【００４０】
図８は翼ルート部の形状の一部を示す図であり、植込幅Ｗｒ、ルート部ピッチＰｒが一定の条件で、前縁端・後縁端の隣接翼間距離Ｙは翼中央部での隣接翼間距離（Ｐｒ−ｄ）に比べて小さく、容易に想像できるようにこの傾向は植込半径Ｒが小さくなるほど顕著になる。
【００４１】
また、これとは逆に背腹最大距離Ｇは植込半径Ｒが大きくなるほど小さくなる傾向にあるが、背腹最大距離Ｇを確保したまま、植込半径Ｒを大きくするためには、植込寸法ｄを大きくとる必要があり、この場合、前縁端・後縁端の隣接翼間距離Ｙは植込半径Ｒを大きくするほど小さくなる。
【００４２】
植込寸法ｄは翼根元の最大厚さに関わる寸法であり、ルート部の応力に関係する断面係数に大きく寄与する寸法であることから、翼寸法に応じた一定以上の幅が必要とされる。また背腹最大距離Ｇは翼中央部から後縁端にかけての蒸気流出角度に依存し、翼性能の面から一定幅が必要とされる。
【００４３】
ホイール植込部の応力は隣接翼間距離にほぼ逆比例することから、ホイール植込部の応力を最適化するためには、ｄ≧ｄｍｉｎ、Ｇ≧Ｇｍｉｎ（ｄｍｉｎ，Ｇｍｉｎ：翼断面形状に依存する一定値）の制約条件下で、１／（Ｐｒ−ｄ）あるいは１／Ｙが最小となる植込寸法ｄ、背腹最大距離Ｇ、植込半径Ｒを求めれば良いことになる。
【００４４】
図９には植込半径Ｒの変化による、１／（Ｐｒ−ｄ）および１／Ｙの最小値（相対値）の変化傾向の一例を示す。１／（Ｐｒ−ｄ）および１／Ｙの最小値はいずれもＲが小さくなるとｄ≧ｄｍｉｎの制約条件に拘束され、Ｒが大きくなるとＧ≧Ｇｍｉｎの制約条件に拘束される。１／Ｙの最小値はＲ＜０．８Ｗｒの範囲でＲが小さくなるに従って急増し、また、１／（Ｐｒ−ｄ）および１／Ｙの値の最小値はいずれもＲ＞Ｗｒの範囲でＲが大きくなるに従い増加する。このため、本発明では１／Ｙの最小値が急増しない範囲である、０．８Ｗｒ〜１．２Ｗｒを植込半径Ｒとする。
【００４５】
すなわち
０．８＜Ｒ／Ｗｒ＜１．２                      （１０）
とすることにより、ホイール植込部の遠心応力を最小化した最終段翼が提供できる。
【００４６】
また、図１０は本発明による翼を低圧最終段に適用した６０Ｈｚ／１２００ＭＷのタービンの例である。最終段の環状面積が従来に比べ更に大きく取れるため、従来３車室であった低圧車室が２車室で構成でき、より性能の良いタービンが製作できると共に、大幅なコンパクト化が図れる。
【００４７】
図１１は本発明による翼を低圧最終段に適用した５０Ｈｚ／１０００ＭＷのタービン、あるいは５０Ｈｚ／６００ＭＷタービンの例である。この場合も最終段の環状面積が従来に比べ更に大きく取れるため、従来２車室であった低圧車が１車室で構成でき、より性能の良いタービンが製作できると共に、大幅なコンパクト化が図れることになる。
【００４８】
さらに図１２は本発明による翼を低圧最終段に適用した６０Ｈｚ／４００ＭＷコンバインドサイクルプラントの例であり、最終段の環状面積が従来に比べ更に大きく取れるため、従来技術ではダブルフローが必要であった低圧車室がシングルフローで構成できる。
【００４９】
【発明の効果】
本発明は上述のように構成したので、６０Ｈｚ用蒸気タービン最終段翼において、１フロー当たり９．６ｍ2を超える環状面積を有する最終段動翼を提供する ことができ、また、５０Ｈｚ用蒸気タービン最終段翼において、１フロー当たり１５．４ｍ2を超える環状面積を有する最終段動翼を提供することができる。ま た、５０Ｈｚ用蒸気タービン最終段翼において、１フロー当たり１１．５ｍ2を 超える環状面積を有するスチール製最終段動翼を提供することができる。しかも、動翼の有効部、植込部、ロータ中心孔に発生する遠心応力が充分に低減され、且つタービン運動中に発生する振動に対して、優れた減衰特性を有することができる信頼性の高いタービン動翼とすることができるとともに、翼組立時に翼の蒸気通路断面が隣接翼相互で干渉することもない。
【００５０】
さらに、上記本発明のタービン動翼を使用することにより、６０Ｈｚ／１２００ＭＷ級ダンデム型低圧２車室蒸気タービンあるいは５０Ｈｚ／１０００ＭＷ級および５０Ｈｚ／６００ＭＷ級ダンデム型低圧１車室蒸気タービンあるいは６０Ｈｚ／４００ＭＷ級コンバインドサイクルプラントを実現させることが可能となるとともに、大幅なコンパクト化を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】６０Ｈｚタンデム型蒸気タービンにおける最終段動翼の１フロー当りの環状面積と適用可能出力範囲を示す図。
【図２】５０Ｈｚタンデム型蒸気タービンにおける最終段動翼の１フロー当りの環状面積と適用可能出力範囲を示す図。
【図３】６０Ｈｚコンバインドサイクル向け単車室蒸気タービンにおける最終段動翼の１フロー当りの環状面積と適用可能出力範囲を示す図。
【図４】（ａ）は本発明の蒸気タービン動翼の斜視図、（ｂ）はその正面図。
【図５】翼材料及び構造の適用範囲を示す図。
【図６】翼先端近傍の翼形状を示す図。
【図７】翼列を展開してロータの半径方向から見た図。
【図８】翼ルート部の形状の一例を示す図。
【図９】植込半径によるホイール植込部の応力変化を示す図。
【図１０】本発明のタービン動翼を使用した６０Ｈｚ／１２００ＭＷのタービンを示す図。
【図１１】本発明のタービン動翼を使用した５０Ｈｚ／１０００ＭＷ或は５０Ｈｚ／６００ＭＷのタービンを示す図。
【図１２】本発明のタービン動翼を使用した６０Ｈｚ／４００ＭＷコンバインドサイクルプラントの一例を示す図。
【符号の説明】
１  動翼
２  植込部
３  ロータ
４  スナッバーカバー
５  ラグ
６  スリーブ
【図１】
0004316168.tif 000005
【図２】
0004316168.tif 000006
【図３】
0004316168.tif 000007
【図４】
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【図５】
0004316168.tif 000009
【図６】
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【図７】
0004316168.tif 000011
【図８】
0004316168.tif 000012
【図９】
0004316168.tif 000013
【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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