(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部に蒸気流が存在する据置き状態のシリンダと、シリンダによって包囲されたロータと、ロータに固定された列状の翼とを有するターボ機械であって、
前記翼はそれぞれ翼幹部及び翼根部を有し、
各翼根部は、最も上に位置する第１突起部、最も上の突起部の次に設けられた第２突起部、最も下に位置する第３突起部、及び最も下の突起部の次に設けられた第４突起部を有し、
各翼根部は、前記第１突起部と前記翼幹部との間に位置する最も上の第１溝、前記第１突起部と前記第２突起部との間に位置する最も上の溝の次に設けられた第２溝、前記第４突起部と前記第２突起部との間に位置していて最も下から次に位置する第３溝、及び前記第４突起部と前記第３突起部との間に位置する最も下の第４溝を有し、
各溝は、第１の点で始まり、第２の点で終わる第１の凹状部分及び第３の点で始まり、第４の点で終わる第２の凹状部分で特定され、前記第１の凹状部分と前記第２の凹状部分は、前記第２の点と前記第３の点の間に延びるこれらの接線によって結ばれ、
各突起部は、前記第４の点で始まり、第５の点で終わる第１の真っ直ぐな部分、第６の点で始まり、第７の点で終わる第２の真っ直ぐな部分、第８の点で始まり、第９の点で終わる第３の真っ直ぐな部分で特定され、前記第１の真っ直ぐな部分と前記第２の真っ直ぐな部分は、これらに接する第１の凸状部分で結ばれ、前記第２の真っ直ぐな部分と前記第３の真っ直ぐな部分は、これらに接する第２の凸状部分で結ばれていることを特徴とするターボ機械。
【請求項２】
各翼根部は第１及び第２の側部を有し、該側部は、半径方向中心線の周りに対称形であり、前記第１の側部は、次の表に示されたＸ−Ｙ座標軸に関する点Ｐ１〜Ｐ３４で特定される形状の輪郭を有し、
【表２】
点                 Ｘ             Ｙ
Ｐ１         −１．２５０     １．０８３
Ｐ２         −１．００２     １．０８３
Ｐ３         −０．７５４     ０．７３１
Ｐ４         −０．７５３     ０．７３０
Ｐ５         −０．８８４     ０．４５６
Ｐ６         −１．０６６     ０．３５１
Ｐ７         −１．１２８     ０．２０３
Ｐ８         −１．１０１     ０．０９２
Ｐ９         −１．０３５     ０．０２１
Ｐ１０       −０．６８６   −０．０９４
Ｐ１１       −０．６０４   −０．２０１
Ｐ１２       −０．６０２   −０．２２６
Ｐ１３       −０．６９７   −０．４０２
Ｐ１４       −０．８６５   −０．４９９
Ｐ１５       −０．９３４   −０．６９４
Ｐ１６       −０．９１４   −０．７４７
Ｐ１７       −０．８５２   −０．８０６
Ｐ１８       −０．５０２   −０．９２２
Ｐ１９       −０．４２２   −１．０１４
Ｐ２０       −０．４１６   −１．０４６
Ｐ２１       −０．４９３   −１．２１４
Ｐ２２       −０．６５４   −１．３０６
Ｐ２３       −０．７２７   −１．４７８
Ｐ２４       −０．７００   −１．５９２
Ｐ２５       −０．６３４   −１．６６４
Ｐ２６       −０．３８２   −１．７４７
Ｐ２７       −０．３０１   −１．８３８
Ｐ２８       −０．２７８   −１．９５９
Ｐ２９       −０．３４０   −２．０９６
Ｐ３０       −０．４６４   −２．１６８
Ｐ３１       −０．５４７   −２．３６１
Ｐ３２       −０．５１１   −２．５１５
Ｐ３３       −０．２５３   −２．７１９
Ｐ３４         ０．０００   −２．７１９
Ｙ軸は前記半径方向中心線であることを特徴とする請求項１のターボ機械。
【請求項３】
点Ｐ２と点Ｐ３は曲率半径がＲ１の凹状部分で結ばれ、点Ｐ４と点Ｐ５は曲率半径がＲ２の凹状部分で結ばれ、点Ｐ６と点Ｐ７は曲率半径がＲ３の凸状部分で結ばれ、点Ｐ８と点Ｐ９は曲率半径がＲ４の凸状部分で結ばれ、点Ｐ１０と点Ｐ１１は曲率半径がＲ５の凹状部分で結ばれ、点Ｐ１２と点Ｐ１３は曲率半径がＲ６の凹状部分で結ばれ、点Ｐ１４と点Ｐ１５は曲率半径がＲ７の凸状部分で結ばれ、点Ｐ１６と点Ｐ１７は曲率半径がＲ８の凸状部分で結ばれ、点Ｐ１８と点Ｐ１９は曲率半径がＲ９の凹状部分で結ばれ、点Ｐ２０と点Ｐ２１は曲率半径がＲ１０の凹状部分で結ばれ、点Ｐ２２と点Ｐ２３は曲率半径がＲ１１の凸状部分で結ばれ、点Ｐ２４と点Ｐ２５は曲率半径がＲ１２の凸状部分で結ばれ、点Ｐ２６と点Ｐ２７は曲率半径がＲ１３の凹状部分で結ばれ、点Ｐ２８と点Ｐ２９は曲率半径がＲ１４の凹状部分で結ばれ、点Ｐ３０と点Ｐ３１は曲率半径がＲ１５の凸状部分で結ばれ、点Ｐ３２と点Ｐ３３は曲率半径がＲ１６の凸状部分で結ばれ、
【表３】
半 径       値             中 心 座 標
Ｘ             Ｙ
Ｒ１     ０．４９   −１．２３６     ０．６５４
Ｒ２     ０．２７   −１．０１８     ０．６８８
Ｒ３     ０．１３   −０．９９９     ０．２３５
Ｒ４     ０．１０   −１．００４     ０．１１６
Ｒ５     ０．１２   −０．７２４   −０．２０８
Ｒ６     ０．１９   −０．７９２   −０．２３８
Ｒ７     ０．１６   −０．７８５   −０．６３８
Ｒ８     ０．１０   −０．８２１   −０．７１１
Ｒ９     ０．１２   −０．５４０   −１．０３６
Ｒ１０   ０．１６   −０．５７３   −１．０７６
Ｒ１１   ０．１６   −０．５７５   −１．４４２
Ｒ１２   ０．１０   −０．６０３   −１．５６９
Ｒ１３   ０．１２   −０．４１９   −１．８６１
Ｒ１４   ０．１３   −０．４０５   −１．９８４
Ｒ１５   ０．１８   −０．３７６   −２．３２１
Ｒ１６   ０．２７   −０．２５３   −２．４５４
前記曲率半径Ｒ１〜Ｒ１６は、前記Ｘ−Ｙ軸に関し上記表の値及び中心を有することを特徴とする請求項２のターボ機械。
【請求項４】
前記突起部の各々の第１の真っ直ぐな部分は、半径方向線に対して垂直な軸線と約３０°の角度をなすことを特徴とする請求項１のターボ機械。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、蒸気タービンのロータの翼に関する。本発明は特に、低圧蒸気タービンの最終段で用いられる翼に関する。
【０００２】
【従来の技術及び発明が解決しようとする課題】
蒸気タービンの蒸気流路は、静止状態のシリンダとロータによって形成される。多数本の静翼が円周方向に列をなしてシリンダに取り付けられ、蒸気流路中へ内方に延びている。同様に、多数本の動翼又は回転翼が円周方向に列をなしてロータに取り付けられ、蒸気流路中へ外方に延びている。静翼と回転翼は交互の列をなして配置され、一つの列の静翼とそのすぐ下流に位置する回転翼列が段を形成するようになっている。静翼は蒸気の流れを正確な角度で下流の回転翼列に流入させるよう差し向けるのに役立つ。翼幹部は蒸気からエネルギを抽出し、それによりロータ及びこれに取り付けられている負荷を駆動するのに必要な動力を生じさせる。
【０００３】
各回転翼列により抽出されるエネルギの量は、当該列の翼数だけでなく、翼幹部の寸法形状によっても左右される。かくして、翼幹部の形状は、タービンの熱力学的性能における極めて重要な要因であり、翼幹部の幾何学的形状を決定することはタービン設計の極めて重要な部分である。
【０００４】
蒸気がタービンを通過する際、その圧力は段を次々に通過する度に降下し、ついには所望の吐出し圧力が得られるようになる。かくして、蒸気の性状、即ち、温度、圧力、速度、水分は、蒸気が流路を通って膨張するにつれて列毎に異なる。したがって、各翼列は、その列に関連した蒸気の状態について最適化された翼幹部を備える翼を採用している。しかしながら、所与の列内では翼幹部の形状は、共振振動数を変化させるために翼幹部の形状が列内の翼毎に異なるような或る特定のタービンの場合を除き、同一である。
【０００５】
本発明の出願人に譲渡された米国特許第５，２４２，２７０号で分かるように、典型的な翼幹部は、翼をロータに固定するのに用いられる翼根部から延びている。従来、ロータへの固定を行うために、ほぼ軸方向に延びる突起部と溝を翼根部の両側部に沿って交互に形成することによって翼根部をクリスマスツリーの形にしていた。互いに嵌まり合う突起部と溝を備えたスロットがロータの円板又はディスクに形成される。翼根部をディスクスロットに滑り込ませると、翼に加わる遠心力（これはロータの回転速度が大きい、即ち、代表的には発電用蒸気タービンについて３６００ＲＰＭであることに起因して非常に大きい）は、翼根部とディスクが接触する「支承領域」と称する突起部の部分に沿って分布する。遠心力が大きいために、翼根部及びディスクスロットの応力は非常に大きい。したがって、突起部と溝により生じる応力集中を極力小さくし、翼根部とディスクスロットの間で接触力の生じる支承領域を極力大きくすることが重要である。これが特に重要なのは低圧蒸気タービンの後の方の翼列であるが、その理由は、寸法が大きく、これら翼列の翼が重く、しかも蒸気流中の水分に起因して応力腐食が存在するからである。
【０００６】
遠心力を定常的に受けるだけでなく、翼列は更に、ロータ回転数の整数倍（調波： harmonics）と一致する振動数の振動を受ける。かかる翼振動は、タービンの周囲の蒸気流のむら又は不均一により励振される場合がある。蒸気流の不均一の原因として、抽気管及び補剛リブが設けられていること、或いは、静翼の形状及び間隔が完全ではないことが挙げられる。かくして、単一の、或いはほぼ単一の回転数で動作するようになった蒸気タービンでは、翼は一又は二以上の共振振動数が「同調（tuning) 」と呼ばれるロータ回転数の調波と一致しないような設計が行われている。
【０００７】
大抵の場合、翼形によって翼の熱力学的性能だけでなく、翼に加わる力とその機械的強度の両方、及び共振振動数が決まるので、蒸気タービン翼の設計に関する問題は深刻になる。これら事情により翼幹部の形状の選択に制約が生じ、したがって、必然的に、所与の列についての最適な翼幹部の形状はその機械的特性と空力学的特性に関する妥協の問題となる。
【０００８】
したがって、良好な熱力学的性能を発揮すると共に遠心力に起因する翼幹部及び翼根部に加わる応力を極力小さくし、しかも共振による励振現象を回避する蒸気タービン翼列を提供することが望ましい。
【０００９】
かくして、本発明の目的は、良好な熱力学的性能を発揮すると共に遠心力に起因する翼幹部及び翼根部に加わる応力を極力小さくし、しかも共振による励振現象を回避する蒸気タービン翼列を提供することにある。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
この目的に鑑みて、本発明の要旨は、内部に蒸気流が存在する据置き状態のシリンダと、シリンダによって包囲されたロータと、ロータに固定された列状の翼とを有するターボ機械であって、前記翼はそれぞれ翼幹部及び翼根部を有し、各翼根部は、最も上に位置する第１突起部、最も上の突起部の次に設けられた第２突起部、最も下に位置する第３突起部、及び最も下の突起部の次に設けられた第４突起部を有し、各翼根部は、前記第１突起部と前記翼幹部との間に位置する最も上の第１溝、前記第１突起部と前記第２突起部との間に位置する最も上の溝の次に設けられた第２溝、前記第４突起部と前記第２突起部との間に位置していて最も下から次に位置する第３溝、及び前記第４突起部と前記第３突起部との間に位置する最も下の第４溝を有し、各溝は、第１の点で始まり、第２の点で終わる第１の凹状部分及び第３の点で始まり、第４の点で終わる第２の凹状部分で特定され、前記第１の凹状部分と前記第２の凹状部分は、前記第２の点と前記第３の点の間に延びるこれらの接線によって結ばれ、各突起部は、前記第４の点で始まり、第５の点で終わる第１の真っ直ぐな部分、第６の点で始まり、第７の点で終わる第２の真っ直ぐな部分、第８の点で始まり、第９の点で終わる第３の真っ直ぐな部分で特定され、前記第１の真っ直ぐな部分と前記第２の真っ直ぐな部分は、これらに接する第１の凸状部分で結ばれ、前記第２の真っ直ぐな部分と前記第３の真っ直ぐな部分は、これらに接する第２の凸状部分で結ばれていることを特徴とするターボ機械にある。
【００１１】
本発明の内容は、添付の図面に例示的に示すに過ぎない好ましい実施例の以下の説明を読むと一層明らかになろう。
【００１２】
【実施例】
図面を参照すると、図１には、蒸気タービン１の低圧部の横断面の一部が示されている。図示のように、蒸気タービン１の蒸気流路は、固定又は据置き状態にあるタービンケーシングまたはシリンダ２及びタービン軸またはロータ３によって形成されている。列状に配置された動翼又は回転翼５がロータ３の円板９の周囲に取り付けられ、円周方向に列をなした状態で流路中に半径方向外方へ延びている。図１に示すように、動翼５の列は、低圧蒸気タービン１の最終翼列である。ダイヤフラム構造の列状の静翼４がシリンダ２に取り付けられていて、動翼５の列の直ぐ上流側で、円周方向に列をなした状態で半径方向内方へ延びている。静翼４は蒸気が静翼列中を流れる際に蒸気に対して段の圧力降下の一部を与えるような翼形を有している。また、静翼の翼形は、この段に流入する蒸気７の流れを差し向けて、蒸気が正しい角度で動翼５の列に流入するようにする働きをもつ。静翼４の列と動翼５の列は協働して段（stage)を形成する。
【００１３】
図１に示すように、各動翼５は、蒸気７からエネルギを抽出する翼幹部１１及び動翼をロータ３に固定するのに役立つ翼根部１２で構成されている。翼幹部１１は、段のハブ領域において翼根部１２に隣接したその基端部に基部１５を有すると共に、段の先端領域においてその遠方端部に先端１６を有する。図１に示すように、動翼は自立形のものであり、即ち、翼にはシュラウドが設けられていない。好ましい実施例では、動翼５は比較的長大であり、即ち図４に示す翼幹部１１の高さＨは約９１cm（３６インチ）である。
【００１４】
本発明は動翼５の翼幹部１１及び翼根部１２に関する。より詳細には、本発明は、翼列を通って流れる蒸気７が受けるエネルギ損失を極力抑え、それにより翼の性能及びタービンの熱力学的効率を増大させ、しかも、翼幹部を極力軽量化し、それにより遠心力に起因する翼幹部の基部及び翼根部に対する力を減少させる新規な翼形に関する。従って、図２は、翼列の一部を形成する２つの隣り合う翼幹部１１を示している。各翼幹部は前縁２１、後縁２６、凸状の表面、即ち負圧面１４、及び凹状の表面、即ち正圧面１８を有する。本発明の最終列の翼５の翼幹部１１の新規な幾何学的形状は、関連パラメータにより以下の表１に特定されており、これらパラメータの各々は以下に説明され（表１の全ての角度は°で表わされている）、そして図３に示されている。表１では、各パラメータは、翼幹部に沿って５つの半径方向の場所、具体的には（ａ）ロータの中心線から半径７１ｍｍ（２８インチ）に相当する翼幹部の基部のところ、（ｂ）半径９４ｍｍ（３７インチ）に相当する２５％高さのところ、（ｃ）半径１１６．８ｍｍ（４６インチ）に相当する中間高さのところ、（ｄ）半径１３９．７ｍｍ（５５インチ）に相当する７５％高さのところ、（ｅ）半径１６２．６ｍｍ（６４インチ）に相当する翼幹部の先端のところ、で特定されている。翼設計に従事する当業者であれば理解されるように、翼幹部の基部の所の半径方向位置に関して表１に示すパラメータの値は、翼の実際の物理的な幾何学的形状に一致していないが、その基部の所の翼幹部幾何学的形状を定めるよう翼設計者によって使用される外挿に基づいている。その理由は、翼幹部の基部では、実際の値に誤差を与えるフィレットが形成されているからである。
【００１５】
【表４】
0003771597.tif 000002
翼幅は、軸方向における前縁から後縁までの距離を指し、図２ではＷで示されている。翼弦長は、前縁２２から後縁２６までの距離を指し、図２ではＣで示されている。さらに以下に説明するように、本発明の翼幹部は、弦Ｃについて新規な半径方向分布を有している。
【００１６】
ピッチは、隣り合う後縁間の接線方向における距離であり、図２ではＰで示されている。弦に対するピッチの比（ピッチ・コード比）は、翼列の性能を判定する上で重要なパラメータである。というのは、翼のエネルギ損失を最少にさせるこのパラメータについての最適値があるからである。つまり、値が大きすぎる場合（これは翼の数が少なすぎることを示す）、各翼の支持荷重が大きすぎて流れの分離が生じ、また、値が小さすぎる場合（これは、翼の数が多すぎることを示す）、表面摩擦が過度に大きくなる。従って、これらパラメータが表１に含まれている。
【００１７】
食違い角は、前縁から後縁まで引いた線２１が軸方向と成す角度であって、図２ではＳで示されている。
【００１８】
最大厚さは、翼幹部の横断面の最も厚い部分を指し、図２でｔで示されている。弦に対する厚さの最大比及びピッチに対する厚さの最大比は、半径方向の場所における翼弦長及び翼幹部ピッチに対するその半径方向場所における翼幹部の横断面の最大厚さの比である。
【００１９】
回転角は、図２ではＭＴＡで示されており、ＭＴＡ＝１８０°−（ＩＭＡ＋ＥＭＡ）という式で与えられ、この式においてＩＭＡ及びＥＭＡはそれぞれ後述のように入口金属角度及び出口金属角度である。
【００２０】
出口開き、又は、のど部（throat）の幅は、負圧面と垂直な線に沿う、一方の翼の後縁２６から隣接の翼の負圧面１４までの距離であり、図２ではＯで示されている。出口開きは先端１６には示されていない。その理由は、本発明の翼に関しては、先端のところでの隣り合う翼の前縁と後縁は、一方の翼の負圧面から隣りの翼の後縁２６まで垂直線を引くことができないような位置関係にあるからである。翼列のゲージング（gauging)は、ピッチに対する出口開きの比として定義され、蒸気流に対して利用可能な環状領域の部分を示している。
【００２１】
出口開き角度は、ゲージングのアークサイン（逆正弦）である。
【００２２】
入口金属角度は、円周方向線と線１９，２０の二等分線２５との間の角度であり、線１９，２０はそれぞれ、前縁２２での負圧面１４と正圧面１８の接線である。入口金属角度は図２ではＩＭＡで示されている。
【００２３】
入口夾角は、接線１９，２０のなす角度であり、図２では、ＩＩＡで示されている。入口夾角の選択決定にはトレードオフの関係がある。その理由は、大きな入口夾角が大きい場合にはオフデザイン状態における性能が向上し、これに対し、入口夾角が小さな場合には各種設計条件下においても最適性能が得られるからである。
【００２４】
出口金属角度は、円周方向線と線２３，２４の二等分線２７との間の角度であり、線２３，２４はそれぞれ、後縁２６での負圧面１４と正圧面１８の接線である。出口金属角度は図２ではＥＭＡで示されている。
【００２５】
負圧面の回転角は、のど部Ｏから後縁２６までの負圧面１４の回転量であり、図２ではＳＴＡで示されている。負圧面の回転角の最適値はマッハ数によって変わる。回転量が大きすぎると、流れが分離する場合があり、回転量が少なすぎると、蒸気流の適正な加速が妨げられる。理解できるように、負圧面の回転角は翼幹部を全体を通じて１０°以下に維持され、それにより境界層の分離が後縁２６の領域で生じないようになっている。
【００２６】
本発明の翼幹部１１は図３に示す翼幹部１１のいわゆる「スタックドプロット（stacked plot）」によってさらに特定されており、かかるスタックドプロットは、符号３０によって指示される翼幹部の先端１６のところ、符号３１によって指示される２５％高さのところ、符号３２によって示される中間高さのところ、符号３３によって示される７５％高さのところ、符号３４によって示される翼幹部の基部１５のところの横断面を示している。
【００２７】
蒸気流からエネルギを効率的に抽出するために、翼幹部はその弦長についてある特定の最小値を有する必要がある。従来、弦長の最小値の生ずる場所は翼先端であった。翼幹部の先端から基部に向かうにつれて翼幹部に加わる遠心力及び曲げ力の増大に起因して、最大の弦長は一般に、これら力が最も大きい翼幹部の基部で生じた。従来、翼弦のこの変化は一般に、翼幹部の基部からその先端へ弦をほぼ一定の割合で変化させることによって行ってきた。
【００２８】
本発明の重要な特徴によれば、弦Ｃは翼の高さＨに沿って一定の割合では変化していない。その代りに、翼幹部１１の弦Ｃの減少している部分のほとんど全ては翼幹部の下半分で生じている。翼形のこの新規な形状は図１では明らかでない。その理由は、捩れによって翼形の側面図が歪んでいるからである。しかしながら、図４は、翼幹部１１が捩れていないかのように見える側面図を示しており、従って、前縁２２及び後縁２６は同一平面内にあり、それにより本発明の新規なテーパ形状を明確にしている。
【００２９】
図５は、弦Ｃの半径方向分布を、翼幹部の基部１５での弦の百分率として示している。図４及び図５に示すように、弦Ｃは、翼幹部の基部１５から約５０％高さまでほぼ一定の割合で減少しており、５０％高さの時点では、基部の弦長の半分以下になっている。しかしながら、翼幹部の５０％高さから先端１６までは、弦長は本質的に一定のままであり、即ち偏差が５％未満である。
【００３０】
本発明による弦Ｃの新規な半径方向分布により、図４に破線で示す従来のほぼ一定のテーパの弦と比べて、翼の重量が軽くなる。この軽量化により、翼幹部１１により生じる遠心力が小さくなり、その結果、翼根部１２内の応力が減少するという点で有利な結果が得られる。
【００３１】
本発明による翼幹部１１はまた、基部１５から先端部１６に延びるにつれて高い度合いの捩れを示している。この高度の捩れは、食違い角Ｓが図６に示されているように翼幹部の基部１５のところで約０から先端部１６の所の約８５°まで変化することによって示されており、図３で容易に見ることができる。
【００３２】
表１で特定され、図３に示されている本発明の翼幹部１１の新規な形状により、蒸気７は最小限度のエネルギ損失で翼列を横切って膨張することができる。翼列による著しいエネルギ損失は、蒸気が翼幹部表面に沿って流れるときに生じる摩擦損失及び翼幹部の負圧面１４上の境界層の分離に起因して生じる場合がある。本発明の翼幹部の形状では、これら蒸気エネルギの損失の両方が最小限に抑えられる。
【００３３】
摩擦損失を最小限に抑えるには、翼幹部の形状を図７に示すように蒸気の速度を比較的小さい値に維持するよう構成する。具体的に述べると、図７は、速度比、即ち、前縁ＬＥから後縁ＴＥまで変化するときの中間高さにおける翼列を出る蒸気の速度に対する中間高さにおける翼幹部の表面の蒸気速度の比を示している。上側の曲線は凸状の負圧面１４に関する速度比を示し、下側の曲線は凹状の正圧面１８に関する速度比を表わしている。図７に示すように、翼幹部の幅全体に亘って中間高さ（これは翼幹部の長さ全体を代表する）における速度比は１．２未満である。かかる有利な速度の分布状態は、図３に示す翼の表面輪郭線によって可能になっている。
【００３４】
また、図７は、本発明の翼において、蒸気が翼幹部１１の後縁２６に向って膨張している時に蒸気が余り急激に減速しないように翼幹部の幾何学的形状を定めることによって、境界層の分離を阻止することを示している。理解できるように、負圧面に関する速度比は、約９０％翼幅のところでのそのピーク値である約１．１から後縁ＴＥにおけるその値まで著しくは減少しておらず、それにより、境界層の分離及び関連の蒸気エネルギの損失が生じないようにする。
【００３５】
図８に示すように、本発明の翼では、翼幹部の基部のところのゲージングＧは、比較的高く、約０．５５になっており、翼高さの下側１／３にわたり０．５以上に保たれている。しかる後、ゲージングは翼幹部の先端に向って急激に減少する。大きなゲージングが翼幹部の下部において維持されるこの半径方向ゲージング分布により、いっそう多量の蒸気が段のハブ領域を通過し、先端領域における蒸気の流れを減少させる。これは望ましい状況である。というのは、これにより、翼の下流側の排気フード性能が好ましいものとなるからである。
【００３６】
図９は、翼幹部１１の最大厚さＴの半径方向分布状態を、翼幹部の基部１５でのその値の百分率として示している。図８に示すように、翼幹部の最大厚さは、約２０％高さでの約１０６％から約８０％高さでの３０％未満まで劇的に小さくなる。このように翼幹部の上方部分が次第に薄くなっているので、翼幹部の重量は小さくなり、それにより翼根部１２に作用する遠心力が減少する。
【００３７】
表１で特定された幾何学的形状の翼幹部の機械的性質が表２に示されている。翼幹部の主要な座標軸が図２において、ＭＩＮ及びＭＡＸとして示されている。これらの座標軸の周りの最小及び最大の二次慣性モーメントが表２において、Ｉmin 及びＩmax として示されており、完成捩りモーメントがＩtor で示されている。Ｉmin の半径方向分布及び横断面積は第１の振動モードに大きな影響をもっている。Ｉmax の半径方向分布及び横断面積は二次振動モードに対し大きな影響をもっている。それゆえ、これら値を調節して共振を回避することが重要である。主座標軸ＭＩＮ及びＭＡＸからの前縁及び後縁の距離はそれぞれＣmin 及びＣmax で示されている。主座標軸ＭＩＮが軸方向線と成す角度が図２においてＰＣＡで示されている。主座標軸の角度を除き、表２に示す値は、翼に遠心力が加わってもそれによって翼幹部が捩れたりしないことを考慮して、設計速度、即ち３６００ＲＰＭでの運転中、翼のとる幾何学的形状に基づいている。
【００３８】
【表５】
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新規な翼幹部１１に加えて、本発明の翼はまた、新規な翼根部１２を利用している。図１０に示すように、翼根部１２は、４つの突起部、具体的に述べると、最も上の突起部５０、最も上の突起部の次の突起部５１、最も下の突起部の次の突起部５２及び最も下の突起部５３を備えたクリスマスツリーの形をしている。最も上側の溝５５が、最も上に位置する突起部の上、即ち具体的に述べると翼端部プラットフォーム４９と最も上の突起部５０との間に位置している。加えて、最も上側の溝の次の溝５６が、突起部５０と５１との間に位置し、最も下側の溝の次の溝５７が突起部５１と５２との間に位置し、最も下側の溝５８が突起部５２と５３との間に位置している。
【００３９】
図１０に示すように、翼根部１２は、ロータディスク９の周囲に設けられていて、翼根部の溝５５〜５８に一致する突起部８１〜８４を有し、且つ翼根部の突起部５０〜５３に一致する溝８５〜８８を有するスロット８０に嵌まり込む。翼根部１２及びディスクスロット８０の輪郭及び公差を厳密に調節することにより、翼根部の突起部５０〜５３の各々の上面の一部はディスクスロットの突起部８５〜８８の各々の下面の一部に当接することになる。かくして、突起部５０〜５３は、図１１にＢＡ１〜ＢＡ４によって示された幅の支承領域を形成し、かかる支承領域全体に接触応力が分布される。ロータ３の回転により翼根部の突起部及びディスクの溝に加わる遠心力が大きく、しかも蒸気流によって生じる振動力があるので、支承面積及び翼根部の強さを最大にし、そして応力集中を最小限に抑えることにより力を最適に吸収して分布させるよう翼根部１２及びディスクスロット８０の幾何学的形状を定めることが重要である。したがって、本発明の翼根部では翼根部の幾何学的形状は、支承面積及び翼根部の強さを最大限にし、応力集中を最小限に抑えるよう最適化されていた。これは部分的には表３に反映されており、かかる表３では、翼根部の溝５５〜５８の各々と突起部５０〜５３の各々の支承幅との間の最小翼根部ネック幅が図１１においてＮ１〜Ｎ４で指示されている。理解できるように、本発明による翼根部の幾何学的形状により、突起部から伝えられた応力に耐えるための比較的幅の広い翼根部ネック幅及び接触応力を吸収するための比較的大きな支承幅が得られる。
【００４０】
本発明によれば、各突起部支承領域ＢＡ１〜ＢＡ４がＸ軸となす、図１１に示す角度Ａは約３０°である。角度Ａが大き過ぎると、突起部の支承領域に加わる摩擦力（これは、加えられた加重が支承領域と成す角度の関数である）は大きくなり過ぎ、それにより翼根部は表面損傷を受けやすくなる。しかしながら、所与の翼根部の包絡線又はエンベロープでは、角度Ａが小さければそれだけ一層、所与の支承領域の幅ＢＡについて達成できる翼根部ネック幅Ｎが小さくなる。その理由は、ネック幅はＸ軸と平行な平面に投影された支承領域幅の関数だからである。従って、本発明者等は、３０°という角度が、翼根部突起部の支承面がＸ方向線となす角度Ａについて最適値であることを発見した。
【００４１】
【表６】
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図１１に示すように、本発明によれば、最も上に位置する溝５５は、Ｐ２に始まりＰ３で終わる第１の凹状部分及びＰ４で始まり、Ｐ５で終わる第２の凹状部分で構成される。２つの凹状部分は点Ｐ３，Ｐ４の間に延びる接線によって連結される。溝５５の場合、Ｐ３，Ｐ４の間の接線は非常に短く、ある実施例ではなしで済ますこともできることは注目されるべきである。第１の凹状部分はＣ１を中心とする曲率半径Ｒ１を有し、第２の凹状部分はＣ２を中心とする曲率半径Ｒ２を有する。最も上に位置する突起部５０は、Ｐ５で始まり、Ｐ６で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ７で始まり、Ｐ８で終わる第２の真っ直ぐな部分、及びＰ９で始まりＰ１０で終わる第３の真っ直ぐな部分で構成される。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、Ｃ３を中心とする曲率半径Ｒ３を有する接線方向凸状部分によって接合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ４とする曲率半径Ｒ４の接線方向凸状部分によって接合される。
【００４２】
最も上に位置する溝の次の溝５６は、Ｐ１０で始まり、Ｐ１１で終わる第１の凹状部分及びＰ１２で始まり、Ｐ１３で終わる第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹状部分は、Ｐ１１，Ｐ１２の間に延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ５とする曲率半径Ｒ５を有し、第２の凹状部分は、中心をＣ６とする曲率半径Ｒ６を有する。最も上に位置する突起部の次の突起部５２は、Ｐ１３で始まり、Ｐ１４で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ１５で始まり、Ｐ１６で終わる第２の真っ直ぐな部分、及びＰ１７で始まり、Ｐ１８で終わる第３の真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ７とする曲率半径Ｒ７の接線半径凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ８とする曲率半径Ｒ８の接線方向凸状部分によって結合されている。
【００４３】
最も下に位置する溝の次の溝５７は、Ｐ１８で始まり、Ｐ１９で終わる第１の凹状部分及びＰ２０で始まり、Ｐ２１で終わる第２の凹状部分によって構成されている。第２の凹状部分は、Ｐ１９，Ｐ２０の間に延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ９とする曲率半径Ｒ９を有し、第２の凹状部分は、中心をＣ１０とする曲率半径Ｒ１０を有する。最も下に位置する突起部の次の突起部５３は、Ｐ２１で始まり、Ｐ２２で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ２３で始まり、Ｐ２４で終わる第２の真っ直ぐな部分、及びＰ２５で始まり、Ｐ２６で終わる第３の真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１１とする曲率半径Ｒ１１の接線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１２とする曲率半径Ｒ１２の接線方向凸状部分によって結合されている。最も下に位置する溝５８は、Ｐ２６で始まり、Ｐ２７で終わる第１の凹状部分及びＰ２８で始まり、Ｐ２９で終わる第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹状部分は、点Ｐ２７，Ｐ２８の間を延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ１３とする曲率半径Ｒ１３を有し、第２の凹状部分は、中心をＣ１４とする曲率半径Ｒ１４を有する。最も下に位置する突起部５４は、Ｐ２９で始まり、Ｐ３０で終わる第１の真っ直ぐな部分、Ｐ３１で始まり、Ｐ３２で終わる第２の真っ直ぐな部分及びＰ３３で始まり、Ｐ３４で終わる第３の真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１５とする曲率半径Ｒ１５の接線方向凸状部分で結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１６とする曲率半径Ｒ１６の接線方向凸状部分によって結合されている。本発明の翼根部１２の曲率半径及び他の形状に関する特徴は、翼根部内の応力を最小限に抑えるよう最適化されている。従って、表４は点Ｐ１〜Ｐ３４の位置を定めるＸ−Ｙ座標点を示し、表５は曲率半径Ｒ１〜１６の値及びこれに対応したこれら曲率半径の中心Ｃ１〜Ｃ１６のＸ−Ｙ座標を与えている。座標及び半径は図１２に示すように翼根部１２の左半分しか示していないが、翼根部はＹ軸によって定まるその半径方向中心線の周りに対称であり、従って、表４及び表５は完全に翼根部１２の幾何学的形状を特定するようになる。本発明の一実施例では、表４及び表５に示された座標点及び半径の値はインチで表現されている。しかしながら、本発明による翼根部１２が形状が同一であるならば、より大きな或いはより小さなサイズに合わせて大きさを定めてもよい。従って、表４及び表５で与えられている座標及び半径についての値は無次元数であると考えられるべきである。
【００４４】
【表７】
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0003771597.tif 000006
【表８】
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表５から分かるように、本発明による翼根部１２の溝は比較的大きな半径を用いている。これは翼根部の疲労強さを最大限にする上で重要である。
【００４５】
従来、翼根部の突起部及び溝の包絡線は、内側及び外側の真っ直ぐな線によって構成されており、各突起部及び溝は、その最も内側及び最も外側の点においてこれらの線に対して接線であった。しかしながら、図１１に示すように、本発明によれば、突起部及び溝の包絡線は、最も上及び最も下の突起部の間に延びる真っ直ぐな線１００及び最も上及び最も下の溝の間に延びる真っ直ぐな線１０１によっては特定されていない。そうではなくて、各突起部及び溝は１１００及び１１０１を越えて延び、或いは必要ならばこれらの線の手前で終って翼根部の幾何学的形状を最適化している。
【００４６】
上述のように、翼根部１２はディスク９の対応のスロット８０と嵌合関係をなす。図１０に示すように、ディスクスロット８０の輪郭は、翼根部１２の輪郭とほとんど類似しており、ディスクスロットの輪郭は、点Ｐ１〜Ｐ３４の座標及び半径Ｒ１〜Ｒ１６についての値及び中心における僅かな変化を除き、翼根部のほぼ鏡像関係にある。
【００４７】
図１０に示すように、そして種々の点及び半径の位置を理解する助けとして図１１を参照すると（なお、ディスクスロット８０の輪郭は翼根部の輪郭とほぼ鏡像関係にあって、ディスク材料が図１１において点Ｐ１１〜Ｐ３４によって印付けられた輪郭の左側にあることを条件とする）、本発明によれば、最も上に位置するディスク突起部８１は、Ｐ１で始まり、Ｐ２で終る第１の真っ直ぐな部分、Ｐ３で始まり、Ｐ４で終る第２の真っ直ぐな部分及びＰ５で始まり、Ｐ６で終る第３の真っ直ぐな部分によって構成される。突起部８１の場合、第２の真っ直ぐな部分は比較的短く、ある実施例では、なしで済ますことができることは注目されるべきである。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１とする曲率半径Ｒ１の接線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ２とする曲率半径Ｒ２の接線方向凸状部分によって結合されている。最も上に位置するディスク溝８５は、Ｐ６で始まり、Ｐ７で終る第１の凹状部分、及びＰ８で始まり、Ｐ９で終る第２の凹状部分によって構成される。２つの凹状部分は、溝８５の場合、点Ｐ７，Ｐ８の間に延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ３とする曲率半径Ｒ３を有し、第２の凹状部分は、中心をＣ４とする曲率半径Ｒ４を有している。
【００４８】
最も上に位置するディスク突起部の次の突起部８２は、Ｐ９で始まり、Ｐ１０で終る第１の真っ直ぐな部分、Ｐ１１で始まり、Ｐ１２で終る第２の真っ直ぐな部分、及びＰ１３で始まり、Ｐ１４で終る第３の真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ５とする曲率半径Ｒ５の接線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ６とする曲率半径Ｒ６の接線方向凸状部分によって結合されている。最も上に位置するディスク溝の次の溝８６は、Ｐ１４で始まり、Ｐ１５で終る第１の凹状部分及びＰ１６で始まり、Ｐ１７で終る第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹状部分はＰ１５，Ｐ１６の間に延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分は中心をＣ７とする曲率半径Ｒ７を有し、第２の凹状部分は中心をＣ８とする曲率半径Ｒ８を有している。
【００４９】
最も下に位置するディスク突起部の次の突起部８３は、Ｐ１７で始まり、Ｐ１８で終る第１の真っ直ぐな部分、Ｐ１９で始まり、Ｐ２０で終る第２の真っ直ぐな部分、及びＰ２１で始まり、Ｐ２２で終る第３の真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ９とする曲率半径Ｒ９の接線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１０する曲率半径Ｒ１０の接線方向凸状部分によって結合されている。最も下に位置するディスク溝の次の溝８７は、Ｐ２２で始まり、Ｐ２３で終る第１の凹状部分及びＰ２４で始まり、Ｐ２５で終る第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹状部分は、Ｐ２３，Ｐ２４の間に延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ１１とする曲率半径Ｒ１１を有し、第２の凹状部分は、中心をＲ１２とする曲率半径Ｒ１２を有する。
【００５０】
最も下に位置するディスク突起部８４は、Ｐ２５で始まり、Ｐ２６で終る第１の真っ直ぐな部分、Ｐ２７で始まり、Ｐ２８で終る第２の真っ直ぐな部分、及びＰ２９で始まり、Ｐ３０で終る第３の真っ直ぐな部分によって構成されている。第１及び第２の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１３とする曲率半径Ｒ１３の接線方向凸状部分によって結合され、第２及び第３の真っ直ぐな部分は、中心をＣ１４とする曲率半径Ｒ１４の接線方向凸状部分によって結合されている。最も下に位置するディスク溝８８は、Ｐ３０で始まり、Ｐ３１で終る第１の凹状部分及びＰ３２で始まり、Ｐ３３で終る第２の凹状部分によって構成されている。２つの凹状部分は、Ｐ３１，Ｐ３２の間に延びる接線によって連結されている。第１の凹状部分は、中心をＣ１５とする曲率半径Ｒ１５を有し、第２の凹状部分は中心をＣ１６とする曲率半径Ｒ１６を有する。
【００５１】
翼根部１２の場合のように、３０°という角度が、ディスク突起部の支承面がＸ方向線と交わる角度についての最適値である。
【００５２】
表６及び表７は、ディスク溝８０を特定する点及び曲率半径についての対応の値を与えている。先と同様に、座標及び半径は、スロット８０の右側についてのみ示されているが、スロットはＹ軸によって定まるその半径方向中心線の周りに対称であり、従って表６及び表７はディスクスロット８０の幾何学的形状を完全に特定するようになっている。本発明の一実施例では、表６及び表７に示された座標点及び半径の値はインチで表わされている。しかしながら、本発明によるディスクスロット８０は、形状が同一ならば、より大きな或いはより小さな寸法に合わせて大きさを定めてもよいことは理解されるべきである。従って表６及び表７で与えられた座標及び半径についての値は無次元数であると考えるべきである。
【００５３】
【表９】
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0003771597.tif 000009
【表１０】
0003771597.tif 000010
本発明を蒸気タービンの最終翼列に関連して説明したが、本発明は蒸気タービンの他の列、或いは他型式のターボ機械、例えばガスタービンにも適応できる。従って、本発明は、その精神または均等範囲から逸脱することなく他形態で実施できるので、本発明の範囲を定めるものとしては、明細書の上記開示内容ではなくて特許請求の範囲を参照すべきである。
【００５４】
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による最終翼列の近傍における蒸気タービンの部分横断面図である。
【図２】種々の性能に関連したパラメータを示す本発明の２つの隣り合う翼の線図である。
【図３】図１に示す翼幹部を種々の半径方向位置で表わした一連の横断面図である。
【図４】図１に示す翼幹部の図であるが、翼幹部が捩れていなくて、前縁及び後縁が共通平面内にあって、弦の半径方向のばらつきを示している図である。
【図５】本発明による翼幹部の弦Ｃの半径方向分布状態を、翼幹部の基部、即ち０％高さからその先端、即ち１００％高さまで翼幹部の基部における弦長の百分率として表わしたグラフ図である。
【図６】図１に示す翼幹部についての食違い角Ｓ（°）の半径方向分布状態を翼幹部の基部から先端までにつき表わしたグラフ図である。
【図７】図１に示す翼幹部についての中間高さにおける、上側の曲線で示す翼の負圧面及び下側の曲線で示された翼の正圧面における前縁ＬＥから後縁ＴＥまでの翼幹部の幅Ｗに沿う蒸気速度の比ＶＲ、即ち翼列の出口速度に対する局所的な表面速度の計算された軸方向分布状態を示すグラフ図である。
【図８】翼幹部の基部からその先端までの本発明による翼列のゲージングＧの計算された半径方向分布状態を示すグラフ図である。
【図９】翼幹部の基部からその先端部までの最大翼幹部厚さの半径方向分布状態を示すグラフ図である。
【図１０】図１に示す１０−１０線における本発明の翼根部及びディスク溝の横断面図である。
【図１１】図１０に示す翼根部の詳細図である。
【符号の説明】
１  蒸気タービン
２  シリンダ
３  ロータ
４  静翼
５  動翼又は回転翼
１１  翼幹部
１２  翼根部
１５  基部
１６  先端
２２  前縁
２６  後縁
【図１】
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【図２】
0003771597.tif 000012
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
0003771597.tif 000016
【図７】
0003771597.tif 000017
【図８】
0003771597.tif 000018
【図９】
0003771597.tif 000019
【図１０】
0003771597.tif 000020
【図１１】
0003771597.tif 000021