JPH10184305A - シュラウド動翼を有するタービン - Google Patents
シュラウド動翼を有するタービンInfo
- Publication number
- JPH10184305A JPH10184305A JP34338496A JP34338496A JPH10184305A JP H10184305 A JPH10184305 A JP H10184305A JP 34338496 A JP34338496 A JP 34338496A JP 34338496 A JP34338496 A JP 34338496A JP H10184305 A JPH10184305 A JP H10184305A
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- shroud
- blades
- adjacent
- moving blades
- Prior art date
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- Withdrawn
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 一体に形成されたシュラウドを備えた動翼を
有するタービンにおいて、チップ（翼頂部）のクリアラ
ンスを小さくしてリーク損失を低減させ、また、翼根部
の応力集中を低減させる。 【解決手段】 シュラウド動翼を有するタービンにおい
て、相隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂのシュラウド２を一
体に形成するとともに、この二枚の動翼１Ａ，１Ｂの翼
根（プラットフォーム３とクリスマスツリー形翼根４）
を単一の翼根とした。
有するタービンにおいて、チップ（翼頂部）のクリアラ
ンスを小さくしてリーク損失を低減させ、また、翼根部
の応力集中を低減させる。 【解決手段】 シュラウド動翼を有するタービンにおい
て、相隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂのシュラウド２を一
体に形成するとともに、この二枚の動翼１Ａ，１Ｂの翼
根（プラットフォーム３とクリスマスツリー形翼根４）
を単一の翼根とした。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、蒸気タービンのイ
ンテグラルシュラウド形完全三次元翼等のシュラウド動
翼を有するタービンに関する。
ンテグラルシュラウド形完全三次元翼等のシュラウド動
翼を有するタービンに関する。
【０００２】
【従来の技術】蒸気タービン動翼の頂部には、先端の間
隔を正しくし、かつ、蒸気が遠心力のため飛び出すこと
を防ぐとともに固有振動数を高めて耐振強度を増すため
に、シュラウドが取り付けられる。
隔を正しくし、かつ、蒸気が遠心力のため飛び出すこと
を防ぐとともに固有振動数を高めて耐振強度を増すため
に、シュラウドが取り付けられる。
【０００３】図３には最近の蒸気タービンの動翼を示
し、翼効率を向上させるために動翼は完全三次元翼とな
っている。図３において、５１は翼５２の頂部に翼５２
と一体に削り出されたシュラウド、５３は翼５２のプロ
フィル部、５４は翼５２の翼根の部分に設けられたプラ
ットフォーム、５５はプラットフォーム５４と一体をな
すクリスマスツリー形翼根部である。
し、翼効率を向上させるために動翼は完全三次元翼とな
っている。図３において、５１は翼５２の頂部に翼５２
と一体に削り出されたシュラウド、５３は翼５２のプロ
フィル部、５４は翼５２の翼根の部分に設けられたプラ
ットフォーム、５５はプラットフォーム５４と一体をな
すクリスマスツリー形翼根部である。
【０００４】この形式の動翼は、インテグラルシュラウ
ド形と呼ばれる。この動翼は、従来翼高さ方向の直線状
であった翼プロフィル部５３の前縁５３Ａと後縁５３Ｂ
を弓状に弯曲させ蒸気の流れを完全三次元数値解析して
設計したものでバウ（ＢＯＷ）形翼と呼ばれる。
ド形と呼ばれる。この動翼は、従来翼高さ方向の直線状
であった翼プロフィル部５３の前縁５３Ａと後縁５３Ｂ
を弓状に弯曲させ蒸気の流れを完全三次元数値解析して
設計したものでバウ（ＢＯＷ）形翼と呼ばれる。
【０００５】前記のバウ形翼は、従来のストレート形翼
に比べて翼高さ方向の殆んどの領域で損失が少なく、特
にチップ（翼の頂部）及びベース（翼の根部）側では著
しく損失が減少する。このために、このバウ形翼は、蒸
気タービン効率向上手段として適用が拡大されている。
に比べて翼高さ方向の殆んどの領域で損失が少なく、特
にチップ（翼の頂部）及びベース（翼の根部）側では著
しく損失が減少する。このために、このバウ形翼は、蒸
気タービン効率向上手段として適用が拡大されている。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】前記のバウ翼は、構造
上半径方向に重心が一致しない。また、遠心力によって
弯曲度が減少するように形成されている。このため静止
時には図４（ａ）に示す形状であったものが、運転時は
遠心力による曲げモーメントＭによって図４（ｂ）に示
すようにシュラウド５１がδだけ傾いた形状に変形す
る。このシュラウド５１の傾きによって、チップクリア
ランスを大きくする必要が生じリーク損失が増加する。
また、バウ形翼は性能上高負荷となるため翼根及び翼溝
が強度上厳しくなる。
上半径方向に重心が一致しない。また、遠心力によって
弯曲度が減少するように形成されている。このため静止
時には図４（ａ）に示す形状であったものが、運転時は
遠心力による曲げモーメントＭによって図４（ｂ）に示
すようにシュラウド５１がδだけ傾いた形状に変形す
る。このシュラウド５１の傾きによって、チップクリア
ランスを大きくする必要が生じリーク損失が増加する。
また、バウ形翼は性能上高負荷となるため翼根及び翼溝
が強度上厳しくなる。
【０００７】本発明は、以上の問題点を解消するために
なされたものである。
なされたものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明のシュラウド動翼
を有するタービンは、相隣なる二枚の動翼のシュラウド
を一体に形成するともに、この二枚の動翼の翼根も単一
の翼根としたことを特徴とする。本発明では、遠心力に
よる動翼の伸び上りはよりシュラウドの傾きを生ずるよ
うに作用するが、相隣なる二枚の動翼のシュラウドを一
体に形成しているので、この相隣なる二枚の動翼の間で
シュラウドの傾きは相殺され、単独シュラウドの場合に
比べて傾きが拘束されて抑制される。そのため、動翼の
チップクリアランスをそれ程大きくする必要がなくな
り、リーク損失が低減させることができる。
を有するタービンは、相隣なる二枚の動翼のシュラウド
を一体に形成するともに、この二枚の動翼の翼根も単一
の翼根としたことを特徴とする。本発明では、遠心力に
よる動翼の伸び上りはよりシュラウドの傾きを生ずるよ
うに作用するが、相隣なる二枚の動翼のシュラウドを一
体に形成しているので、この相隣なる二枚の動翼の間で
シュラウドの傾きは相殺され、単独シュラウドの場合に
比べて傾きが拘束されて抑制される。そのため、動翼の
チップクリアランスをそれ程大きくする必要がなくな
り、リーク損失が低減させることができる。
【０００９】また、バウ形翼等を用いる場合には性能上
高負荷となるため翼根及び翼溝が強度上厳しくなるが、
相隣なる二枚の動翼の翼根を単一とすることで翼根体積
は１＋１とはならず相乗し大型翼根とすることができ
る。このため、応力配分ができ応力集中を低減させるこ
とができる。
高負荷となるため翼根及び翼溝が強度上厳しくなるが、
相隣なる二枚の動翼の翼根を単一とすることで翼根体積
は１＋１とはならず相乗し大型翼根とすることができ
る。このため、応力配分ができ応力集中を低減させるこ
とができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】本発明の実施の一形態を図１に基
づいて説明する。本実施の形態は、前記のバウ形翼を有
するインテグラルシュラウド動翼を有する蒸気タービン
に関する。
づいて説明する。本実施の形態は、前記のバウ形翼を有
するインテグラルシュラウド動翼を有する蒸気タービン
に関する。
【００１１】バウ形翼よりなる二枚の相隣なる動翼（プ
ロフィル）１Ａ，１Ｂの頂部に設けられたシュラウド２
は動翼１Ａ，１Ｂに対し一体に形成されている。また、
前記相隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂの翼根を形成するプ
ラットフォーム３及びクリスマスツリー形翼根４も単一
の翼根に形成されている。
ロフィル）１Ａ，１Ｂの頂部に設けられたシュラウド２
は動翼１Ａ，１Ｂに対し一体に形成されている。また、
前記相隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂの翼根を形成するプ
ラットフォーム３及びクリスマスツリー形翼根４も単一
の翼根に形成されている。
【００１２】本実施の形態では、以上のように、相隣な
る二枚のバウ形翼の動翼１Ａ，１Ｂのシュラウド２を動
翼１Ａ，１Ｂに対して一体に形成している。これによっ
て、蒸気タービンの静止時には動翼１Ａ，１Ｂは図２
（ａ）に示す形状をとるが、蒸気タービンの回転時には
相隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂの間で矢印に示すように
シュラウド２の傾きが拘束されて抑制される。従って、
動翼のチップクリアランスを大きくする必要がなくな
り、リーク損失を低減させることができる。
る二枚のバウ形翼の動翼１Ａ，１Ｂのシュラウド２を動
翼１Ａ，１Ｂに対して一体に形成している。これによっ
て、蒸気タービンの静止時には動翼１Ａ，１Ｂは図２
（ａ）に示す形状をとるが、蒸気タービンの回転時には
相隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂの間で矢印に示すように
シュラウド２の傾きが拘束されて抑制される。従って、
動翼のチップクリアランスを大きくする必要がなくな
り、リーク損失を低減させることができる。
【００１３】また、本実施の形態では、バウ形翼の動翼
１Ａ，１Ｂを用いているので性能上高負荷となるが、相
隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂの翼根が単一のプラットフ
ォーム３及びクリスマスツリー形翼根４によって形成さ
れているので、翼根体積は１＋１とならず相乗し大型の
翼根とすることができる。これによって、応力を配分す
ることができ応力集中を低減させることができる。
１Ａ，１Ｂを用いているので性能上高負荷となるが、相
隣なる二枚の動翼１Ａ，１Ｂの翼根が単一のプラットフ
ォーム３及びクリスマスツリー形翼根４によって形成さ
れているので、翼根体積は１＋１とならず相乗し大型の
翼根とすることができる。これによって、応力を配分す
ることができ応力集中を低減させることができる。
【００１４】なお、前記本実施の形態は、シュラウド動
翼を有する蒸気タービンに係るが、本発明は、シュラウ
ド動翼を有する他の型式のタービンにも適用することが
できる。
翼を有する蒸気タービンに係るが、本発明は、シュラウ
ド動翼を有する他の型式のタービンにも適用することが
できる。
【００１５】
【発明の効果】本発明によれば、相隣なる二枚の動翼の
シュラウドを一体としたことでシュラウドの傾きが軽減
され、それに伴ってチップ部の蒸気洩れを低減させるこ
とができるので、蒸気タービン性能の向上に寄与するこ
とができる。
シュラウドを一体としたことでシュラウドの傾きが軽減
され、それに伴ってチップ部の蒸気洩れを低減させるこ
とができるので、蒸気タービン性能の向上に寄与するこ
とができる。
【００１６】また、相隣なる二枚の動翼の翼根も単一と
したことによって、応力を配分して応力集中を低減させ
て強度的に余裕ができ、信頼性を向上させることができ
る。
したことによって、応力を配分して応力集中を低減させ
て強度的に余裕ができ、信頼性を向上させることができ
る。
【図１】本発明の実施の一形態の斜視図である。
【図２】同実施の形態のシュラウドの作用を示す説明図
であり、図２（ａ）は蒸気タービン停止時の状態を、図
２（ｂ）は蒸気タービンの回転時の状態をそれぞれ示
す。
であり、図２（ａ）は蒸気タービン停止時の状態を、図
２（ｂ）は蒸気タービンの回転時の状態をそれぞれ示
す。
【図３】従来のバウ形翼を有する蒸気タービンの斜視図
である。
である。
【図４】同従来のバウ形翼を有する蒸気タービンの動翼
の状態を示す説明図であり、図４（ａ）は蒸気タービン
の停止時の状態を、図４（ｂ）は蒸気タービンの回転時
の状態をそれぞれ示す。
の状態を示す説明図であり、図４（ａ）は蒸気タービン
の停止時の状態を、図４（ｂ）は蒸気タービンの回転時
の状態をそれぞれ示す。
１Ａ，１Ｂ 動翼 ２ シュラウド ３ プラットフォーム ４ クリスマスツリー形翼根
Claims (1)
- 【請求項１】 相隣なる二枚の動翼のシュラウドを一体
に形成するとともに、この二枚の動翼の翼根も単一の翼
根としたことを特徴とするシュラウド動翼を有するター
ビン。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34338496A JPH10184305A (ja) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | シュラウド動翼を有するタービン |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP34338496A JPH10184305A (ja) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | シュラウド動翼を有するタービン |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10184305A true JPH10184305A (ja) | 1998-07-14 |
Family
ID=18361103
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP34338496A Withdrawn JPH10184305A (ja) | 1996-12-24 | 1996-12-24 | シュラウド動翼を有するタービン |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10184305A (ja) |
Cited By (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7641446B2 (en) | 2005-02-16 | 2010-01-05 | Rolls-Royce Plc | Turbine blade |
| US7798779B2 (en) | 2006-03-02 | 2010-09-21 | Hitachi, Ltd. | Steam turbine blade, and steam turbine and steam turbine power plant using the blade |
| US20140044532A1 (en) * | 2012-08-09 | 2014-02-13 | MTU Aero Engines AG | PROCESS FOR PRODUCING A TiAl GUIDE VANE RING FOR A GAS TURBINE AND A CORRESPONDING GUIDE VANE RING |
| US8950171B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
| US8967945B2 (en) | 2007-05-22 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Individual inlet guide vane control for tip turbine engine |
| US9003768B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method |
| US9003759B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Particle separator for tip turbine engine |
| US9109537B2 (en) | 2004-12-04 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Tip turbine single plane mount |
| US9541092B2 (en) | 2004-12-01 | 2017-01-10 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine with reverse core airflow |
| US9845727B2 (en) | 2004-12-01 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Tip turbine engine composite tailcone |
-
1996
- 1996-12-24 JP JP34338496A patent/JPH10184305A/ja not_active Withdrawn
Cited By (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8950171B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-02-10 | United Technologies Corporation | Counter-rotating gearbox for tip turbine engine |
| US9003768B2 (en) | 2004-12-01 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Variable fan inlet guide vane assembly, turbine engine with such an assembly and corresponding controlling method |
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| US10760483B2 (en) | 2004-12-01 | 2020-09-01 | Raytheon Technologies Corporation | Tip turbine engine composite tailcone |
| US9109537B2 (en) | 2004-12-04 | 2015-08-18 | United Technologies Corporation | Tip turbine single plane mount |
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| US7798779B2 (en) | 2006-03-02 | 2010-09-21 | Hitachi, Ltd. | Steam turbine blade, and steam turbine and steam turbine power plant using the blade |
| US8967945B2 (en) | 2007-05-22 | 2015-03-03 | United Technologies Corporation | Individual inlet guide vane control for tip turbine engine |
| US20140044532A1 (en) * | 2012-08-09 | 2014-02-13 | MTU Aero Engines AG | PROCESS FOR PRODUCING A TiAl GUIDE VANE RING FOR A GAS TURBINE AND A CORRESPONDING GUIDE VANE RING |
| US9765632B2 (en) * | 2012-08-09 | 2017-09-19 | MTU Aero Engines AG | Process for producing a TiAl guide vane ring for a gas turbine and a corresponding guide vane ring |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20040302 |