JP2001271603A - Gas turbine moving blade - Google Patents
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- 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
- F01D5/14—Form or construction
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- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【0001】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン動翼
に関し、翼やプラットフォームの冷却構造に改良を加
え、高温燃焼ガスによるクラックや損傷を回避するよう
な構造とし、冷却効果を向上させたものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a gas turbine blade, in which the cooling structure of blades and platforms is improved so as to avoid cracks and damage due to high-temperature combustion gas, thereby improving the cooling effect. It is.
【0002】[0002]
【従来の技術】図8は従来のガスタービンの1段動翼の
代表的な断面図である。図において、60は動翼であ
り、61は翼根部、62はプラットフォームである。翼
根部には冷却通路63,64,65,66がそれぞれ独
立して設けられており、冷却通路63は前縁側の通路
で、翼内の冷却通路63aに連通し、冷却空気40がロ
ータ側から流入し、冷却通路63aから前縁部を冷却し
ながら冷却穴69から流出し前縁部をシャワーヘッドフ
ィルム冷却する。冷却通路64からは冷却空気41が流
入し、翼内の冷却通路64aを通り、先端部から64b
に流入し、64bから基部の方へ流れ、64cに流入
し、先端部より流出し、この過程において図9で後述す
るように冷却穴より翼表面へ流出してフィルム冷却を行
う。2. Description of the Related Art FIG. 8 is a typical sectional view of a one-stage moving blade of a conventional gas turbine. In the figure, 60 is a moving blade, 61 is a blade root, and 62 is a platform. Cooling passages 63, 64, 65, and 66 are provided independently of each other at the blade root portion. The cooling passage 63 is a passage on the leading edge side, communicates with a cooling passage 63a in the blade, and cools air 40 from the rotor side. It flows in and flows out of the cooling hole 69 while cooling the front edge from the cooling passage 63a, and the front edge is cooled by the shower head film. The cooling air 41 flows from the cooling passage 64, passes through the cooling passage 64a in the blade,
, Flows toward the base from 64b, flows into 64c, flows out from the tip, and in this process flows out from the cooling hole to the blade surface as described later with reference to FIG.
【0003】冷却通路65からは冷却空気42が、通路
66からは冷却空気43がそれぞれ流入し、合流して冷
却通路65aを流れ、先端部から通路65bに入り、基
部側に流れて65cに流入し、通路65cを流れる過程
において図9で後述するように、冷却穴より表面に流出
してフィルム冷却を行い、残りの空気は後縁67の冷却
穴68より流出してピンフィン冷却を行う。The cooling air 42 flows from the cooling passage 65, and the cooling air 43 flows from the passage 66, merges and flows through the cooling passage 65a, enters the passage 65b from the distal end, flows toward the base, and flows into the 65c. In the course of flowing through the passage 65c, as described later with reference to FIG. 9, the film flows out from the cooling hole to the surface to perform film cooling, and the remaining air flows out from the cooling hole 68 in the trailing edge 67 to perform pin fin cooling.
【0004】図9は図8におけるE−E断面図であり、
図示のように前縁の冷却通路63a内の冷却空気の一部
は冷却穴69から翼外に流出し、シャワーヘッドフィル
ム冷却を行い、前縁部を冷却している。又、冷却通路6
4c内を流れる冷却空気の一部は流れる過程において冷
却穴70より斜めに流出し、表面のフィルム冷却を行
い、同様に通路65cを流れる過程において冷却穴71
からも斜め方向に翼表面に流出し、後縁部をフィルム冷
却している。なお、図示の例では冷却穴は69,70,
71の個所のみ示したが、冷却穴はこれ以外に多数設け
られている。FIG. 9 is a sectional view taken along line EE in FIG.
As shown in the drawing, a part of the cooling air in the cooling passage 63a at the leading edge flows out of the blade through the cooling hole 69, performs showerhead film cooling, and cools the leading edge. Also, cooling passage 6
Part of the cooling air flowing through the inside of the cooling hole 4c obliquely flows out of the cooling hole 70 in the flowing process to cool the surface of the film, and similarly in the process of flowing through the passage 65c.
From the wing surface, and the trailing edge is film-cooled. In the example shown, the cooling holes are 69, 70,
Although only 71 locations are shown, a number of cooling holes are provided in addition to this.
【0005】図10は従来のプラットフォームの平面図
であり、(a)はプラットフォームの両側を、(b)は
両側及び腹側、背側の上面を冷却する形式をそれぞれ示
す。(a)において、プラットフォーム62の両側内部
には、それぞれ動翼60の前縁の冷却通路63に連通す
る通路50a,50bが穿設されており、冷却空気72
a,72bがそれぞれ、通路50a,50bを通り、プ
ラットフォーム62の両側を流れ、これら両側を冷却し
て後縁側に72c,72dとして流出する。FIGS. 10A and 10B are plan views of a conventional platform, in which FIG. 10A shows both sides of the platform, and FIG. 9A, passages 50 a and 50 b communicating with the cooling passage 63 at the leading edge of the moving blade 60 are formed in both sides of the platform 62.
a and 72b pass through the passages 50a and 50b, flow on both sides of the platform 62, cool both sides, and flow out to the trailing edge side as 72c and 72d.
【0006】(b)は別の形式のプラットフォームの冷
却方式であり、上記(a)の通路50a,50bに加え
て、更にプラットフォーム62の上面に開口する複数の
冷却穴51a,51bがそれぞれ設けられている。これ
ら冷却穴は図示省略しているが、それぞれ動翼に通ずる
冷却通路のいずれかに連通して冷却空気を通し、プラッ
トフォーム62の上面に流出して上面の腹側、背側をそ
れぞれ冷却するようにしている。ガスタービンの動翼で
は、図10(a),(b)に示すように、動翼60を冷
却すると共に、プラットフォーム62も冷却することに
より、高温燃焼ガスによる熱の影響を小さくしている。(B) shows another type of platform cooling system, in which a plurality of cooling holes 51a and 51b opening on the upper surface of the platform 62 are provided in addition to the passages 50a and 50b of (a). ing. Although not shown, these cooling holes communicate with one of the cooling passages communicating with the blades, allow cooling air to flow, flow out to the upper surface of the platform 62, and cool the ventral and rear sides of the upper surface, respectively. I have to. In the moving blade of the gas turbine, as shown in FIGS. 10A and 10B, by cooling the moving blade 60 and also cooling the platform 62, the influence of heat by the high-temperature combustion gas is reduced.
【0007】図11は従来の2段動翼の1例を示す図
で、(a)は断面図、(b)は(a)におけるF−F断
面図、(c)は(a)におけるG−G断面図である。図
11(a),(b)において、80は2段動翼であり、
81は翼根部、82はプラットフォームである。翼根部
81には冷却通路83,84,85がそれぞれ独立して
設けられており、冷却通路83は前縁側の通路で、翼内
の通路83aへ連通し、冷却空気90がロータ側から流
入し、前縁部を冷却しながら、先端部から外部へ流出す
る。冷却通路84からは冷却空気91が流入し、翼内の
冷却通路84aを通り、先端側から84bへ流入し、8
4bから内側の方へ流れて84cへ流入し、冷却通路8
5から流入する冷却空気92と合流し、ピンフィン85
間を通って冷却効果を高め、後縁のスロット86より外
部へ流出すると共に、先端部から外部へ流出する。この
ような冷却空気の流れの過程において翼が冷却される。FIGS. 11A and 11B show an example of a conventional two-stage rotor blade. FIG. 11A is a sectional view, FIG. 11B is a sectional view taken along line FF in FIG. It is -G sectional drawing. 11A and 11B, reference numeral 80 denotes a two-stage bucket.
81 is a blade root part and 82 is a platform. Cooling passages 83, 84, 85 are provided independently of each other at the blade root portion 81. The cooling passage 83 is a leading edge side passage, communicates with a passage 83a in the blade, and cooling air 90 flows in from the rotor side. , While cooling the leading edge, flows out from the tip. Cooling air 91 flows in from the cooling passage 84, passes through the cooling passage 84a in the blade, flows into 84b from the tip side, and
4b, flows inward and flows into 84c, where the cooling passage 8
5 and the cooling air 92 flowing from the
Through the space, the cooling effect is enhanced, and flows out of the slot 86 at the trailing edge to the outside, and also flows out of the tip portion to the outside. The blades are cooled in the course of the flow of the cooling air.
【0008】図11(c)において、動翼80の先端周
囲にはチップシニング87が設けられており、動翼先端
から後段にもれる空気のシール用として機能している。
88はプラグであり、動翼製作時の加工用に設けられた
穴を閉じるものである。このような構成の2段動翼80
においても冷却空気を内部へ導き冷却することにより高
温燃焼ガスによる高温の影響を防いでいる。In FIG. 11 (c), a tip thinning 87 is provided around the tip of the moving blade 80 and functions as a seal for air leaking from the tip of the moving blade to a subsequent stage.
Reference numeral 88 denotes a plug which closes a hole provided for processing at the time of manufacturing the rotor blade. The two-stage bucket 80 having such a configuration is used.
In this case, the cooling air is guided inside and cooled to prevent the influence of the high temperature due to the high temperature combustion gas.
【0009】[0009]
【発明が解決しようとする課題】前述のように、ガスタ
ービンの動翼においては、翼とプラットフォームは冷却
空気を流すことにより冷却を行い、高温燃焼ガスによる
メタル温度上昇を抑えている。ガスタービンの動翼では
プラットフォームと翼プロファイル部では質量に大きな
差があり、両者の間に大きな温度差が生ずると、大きな
熱応力が発生する。翼プロファイル部とプラットフォー
ムとの間に大きな熱応力が発生すると、特に、熱的に一
番厳しい個所の翼とプラットフォームの付根部の後縁側
ハブにクラックが発生しやすく、又、その他の熱応力が
影響する個所、即ち、先端のチップシニング、等に高温
による損傷が発生する。このようなクラックや損傷は長
年月間の運転による高温、高応力に基づくクリープ破壊
と発停の繰り返し応力による疲労破壊との組合せによっ
て起こるものである。そのためには、応力集中を起こす
部分(翼前縁部及び後縁部のプラットフォーム付根部
分)の温度及び(熱)応力を極力下げる必要がある。As described above, in the moving blade of a gas turbine, the blade and the platform are cooled by flowing cooling air to suppress a rise in metal temperature due to a high-temperature combustion gas. In the moving blade of a gas turbine, there is a large difference in mass between the platform and the blade profile. If a large temperature difference occurs between the two, a large thermal stress is generated. If a large thermal stress is generated between the wing profile and the platform, cracks are likely to occur, especially at the most severely severe points on the wing and the trailing edge hub at the root of the platform. Damage due to high temperature occurs at the affected portion, that is, the tip thinning at the tip. Such cracks and damages are caused by a combination of creep rupture based on high temperature and high stress due to operation for many months and fatigue rupture due to repeated start / stop stress. For that purpose, it is necessary to reduce the temperature and (thermal) stress of the portion where the stress concentration occurs (the root portion of the leading edge and trailing edge of the platform) as much as possible.
【0010】そこで本発明では、翼及びプラットフォー
ムにおいて、特に熱応力の影響を受けやすい構造部分の
翼付根部、後縁部、先端チップ部分及びプラットフォー
ム両端部の冷却構造に改良を加え、熱応力によるクラッ
クや熱損傷の発生を抑え、翼の寿命を延ばし、信頼性を
向上することのできるガスタービン動翼を提供すること
を課題としてなされたものである。Therefore, according to the present invention, in the blade and the platform, the cooling structure at the root portion, the trailing edge, the tip end portion and the both ends of the platform, which are particularly susceptible to thermal stress, is improved. An object of the present invention is to provide a gas turbine rotor blade capable of suppressing the occurrence of cracks and thermal damage, extending the life of the blade, and improving reliability.
【0011】[0011]
【課題を解決するための手段】本発明は前述の課題を解
決するために次の(1)〜(6)の手段を提供する。The present invention provides the following means (1) to (6) to solve the above-mentioned problems.
【0012】(1)先端にはチップシニングを有し、翼
内部には冷却空気を流すサーペンタイン冷却通路を有
し、冷却空気を前記サーペンタイン冷却通路へ流し同翼
に設けられた冷却空気吹出し穴より表面へ流出させると
共にプラットフォームへも流して冷却するガスタービン
動翼において、前記サーペンタイン冷却通路は、冷却空
気が翼根部の中央部から流入し前縁側と後縁側へ流れる
2つの流路から構成され、前記翼付根部の外形は曲面を
形成すると共に前記付根部のプラットフォーム前縁側と
後縁側の両端面には、それぞれ回転軸方向と直交する方
向に沿って凹部を形成し、前記プラットフォームには背
側、腹側の両端内部に前縁側から後縁側へ冷却空気を流
す冷却通路を設けると共に、前記背側の冷却通路に沿っ
て複数個配列され一端が同冷却通路へ連通し他端が背側
端面に開口する冷却穴を備えたことを特徴とするガスタ
ービン動翼。(1) A tip thinning is provided at the tip, and a serpentine cooling passage through which cooling air flows is provided inside the blade. Cooling air flows into the serpentine cooling passage, and a cooling air blowing hole provided in the blade. In a gas turbine blade that cools by flowing more out to the surface and also flowing to the platform, the serpentine cooling passage is composed of two flow paths in which cooling air flows in from the center of the blade root and flows to the leading edge and trailing edge. The outer shape of the root portion of the wing forms a curved surface, and a concave portion is formed on each of both end surfaces of the root portion at the leading edge side and the trailing edge side of the platform along a direction orthogonal to the rotation axis direction. A cooling passage for flowing cooling air from the leading edge side to the trailing edge side is provided inside both ends of the side and the ventral side, and a plurality of cooling passages are arranged along the cooling path on the back side. There the gas turbine blade and the other end communicates to the cooling passage comprises a cooling hole that opens to the back end surface.
【0013】(2)前記翼付根部の前縁部及び後縁部の
2ヶ所の形状は直線と曲線とを組合せてなることを特徴
とする(1)記載のガスタービン動翼。(2) The gas turbine rotor blade according to (1), wherein the shape of the leading edge portion and the trailing edge portion of the root portion of the blade is a combination of a straight line and a curved line.
【0014】(3)前記チップシニングは背側にのみ設
けると共にチップ部に設けられるプラグは円形状とした
ことを特徴とする(1)記載のガスタービン動翼。(3) The gas turbine rotor blade according to (1), wherein the tip thinning is provided only on the back side, and a plug provided on the tip portion has a circular shape.
【0015】(4)前記プラットフォームを固定するシ
ャンク部の高さ(H)は、その周方向の幅(W)よりも
長くしてシャンク部を長尺化したことを特徴とする
(1)から(3)のいずれかに記載のガスタービン動
翼。(4) The height (H) of the shank portion for fixing the platform is longer than the width (W) of the shank portion in the circumferential direction to lengthen the shank portion. The gas turbine rotor blade according to any one of (3).
【0016】(5)先端にはチップシニングを有し、翼
内部には冷却空気を流すサーペンタイン冷却通路を有
し、冷却空気を前記サーペンタイン冷却通路へ流し同翼
に設けられた冷却空気吹出し穴より表面へ流出させると
共にプラットフォームへも流して冷却するガスタービン
動翼において、前記サーペンタイン冷却通路は、冷却空
気が翼根部の中央部から流入し後縁側へ流れる流路と
し、前記翼付根部の外形は曲面を形成すると共に前記付
根部のプラットフォーム後縁側の端面には、回転軸方向
と直交する方向に沿って凹部を形成し、前記プラットフ
ォームには背側、腹側の両端内部に前縁側から後縁側へ
冷却空気を流す冷却通路を設けると共に、前記背側の冷
却通路に沿って複数個配列され一端が同冷却通路へ連通
し他端が背側端面に開口する冷却穴を備えたことを特徴
とするガスタービン動翼。(5) A tip thinning is provided at the tip, and a serpentine cooling passage through which cooling air flows is provided inside the blade. Cooling air flows into the serpentine cooling passage, and a cooling air blowing hole provided in the blade. In the gas turbine blade, which flows out to the surface and also flows to the platform for cooling, the serpentine cooling passage is a flow passage through which cooling air flows in from the center of the blade root and flows to the trailing edge, and the outer shape of the blade root A curved surface and a concave portion is formed on the end surface of the root portion on the trailing edge side of the platform along a direction perpendicular to the rotation axis direction. A cooling passage for flowing cooling air to the edge is provided, and a plurality of cooling passages are arranged along the cooling passage on the back side, one end of which is communicated with the cooling passage and the other end is open on the back end surface. Gas turbine blade characterized by comprising a cooling hole for.
【0017】(6)前記チップシニングは背側にのみ設
けたことを特徴とする(5)記載のガスタービン動翼。(6) The gas turbine rotor blade according to (5), wherein the tip thinning is provided only on the back side.
【0018】本発明の(1)は、1段動翼に適用される
ものであり、サーペンタイン冷却通路は前縁側へ流れる
通路と後縁側へ流れる通路の2系統があるので翼内部を
効果的に冷却すると共に、プラットフォームの翼付根部
前縁側及び後縁側の端面には凹部、即ち、ぬすみ部が形
成されており、この凹部によりプラットフォームの翼付
根部の肉厚部が減少することになる。従って、翼の薄肉
部とプラットフォームとの間の肉厚の急激な変化がなく
なり、薄肉の翼直下が凹部によって質量が減少して熱容
量が小さくなり、熱容量の差が小さくなる。このために
冷却速度の差による温度差も小さくなり、従来翼とプラ
ットフォームの接続部に発生していた熱応力によるクラ
ックの発生が防止される。更に、プラットフォームは冷
却通路により背側と腹側の両端部が冷却されると共に、
背側の冷却通路に沿って配置された冷却穴から冷却空気
が端面へ吹出し、プラットフォームの高温燃焼ガスにさ
らされ、熱的に厳しい背側端面が効果的に冷却される。(1) of the present invention is applied to a one-stage blade, and the serpentine cooling passage has two systems, a passage flowing to the leading edge side and a passage flowing to the trailing edge side, so that the inside of the blade can be effectively made. At the same time as cooling, a concave portion, that is, a slack portion is formed on the leading edge side and the trailing edge side of the wing root portion of the platform, and the concave portion reduces the thickness of the wing root portion of the platform. Accordingly, there is no sharp change in the wall thickness between the thin portion of the blade and the platform, and the mass just below the thin wall of the blade is reduced by the concave portion, the heat capacity is reduced, and the difference in heat capacity is reduced. For this reason, the temperature difference due to the difference in cooling rate is also reduced, and the occurrence of cracks due to the thermal stress generated at the connection between the blade and the platform in the related art is prevented. Furthermore, the platform is cooled at both ends on the back side and the abdomen side by the cooling passage,
Cooling air is blown to the end face from cooling holes arranged along the back side cooling passage, exposed to the hot combustion gas of the platform, and the thermally severe back side end face is effectively cooled.
【0019】本発明の(2)では、前縁部と後縁部の2
ヶ所のフィレット形状は、例えば上部が直線で傾斜し、
付根部において曲線となる曲面を形成し、この曲面を直
線に近付けて他の背側、腹側のフィレットR(半径)よ
りもRを大きくすることにより、この部分の鋼性を高
め、熱応力の発生を抑え、クラックの発生を防止するこ
とができる。In (2) of the present invention, the front edge and the rear edge
The fillet shape of the two places, for example, the upper part is inclined with a straight line,
By forming a curved surface at the base portion as a curved line and making the curved surface closer to a straight line to make the radius R larger than the other dorsal and ventral fillets R (radius), the steel property of this portion is increased, and the thermal stress is increased. Can be suppressed, and the occurrence of cracks can be prevented.
【0020】本発明の(3)では、チップシニングは腹
側をなくし、特に熱の影響を受ける背側のみとしたの
で、チップのシール性能を最少限確保すると共に、チッ
プシニングの高温による損傷を少なくすることができ
る。又、プラグを円形状としているのでプラグの取付け
も容易となり、高温による損傷も少なくなる。In (3) of the present invention, since the tip thinning is eliminated on the abdominal side, and especially on the back side which is affected by heat, the sealing performance of the tip is kept to a minimum and the tip thinning is performed at a high temperature. Damage can be reduced. In addition, since the plug is formed in a circular shape, the plug can be easily mounted, and damage due to high temperature is reduced.
【0021】本発明の(4)では、シャンク部が従来よ
りも長尺化しているため、熱応力による翼とプラットフ
ォーム接続部に生ずる変化は、プラットフォームを固定
しているシャンク部の長尺化によるダンピング効果によ
り吸収され、熱応力による影響をやわらげることにな
り、クラックの発生を防止することになる。In (4) of the present invention, since the shank portion is longer than before, the change that occurs at the blade-platform connection portion due to thermal stress is due to the longer shank portion fixing the platform. Absorbed by the damping effect, the effect of thermal stress is relieved, and the occurrence of cracks is prevented.
【0022】本発明の(5)は2段動翼に適用されるも
のであり、サーペンタイン冷却通路は中央部から冷却空
気が流入し、後縁側へ流れる通路からなり、翼内部を効
果的に冷却すると共に、プラットフォームの翼付根部後
縁側の端面には凹部、即ち、ぬすみ部が形成されてお
り、この凹部によりプラットフォームの翼付根部の肉厚
部が減少することになる。従って、翼の薄肉部とプラッ
トフォームとの間の肉厚の急激な変化がなくなり、薄肉
の翼直下が凹部によって質量が減少して熱容量が小さく
なり、熱容量の差が小さくなる。このために冷却速度の
差による温度差も小さくなり、従来翼とプラットフォー
ムの接続部に発生していた熱応力による後縁付根部のク
ラックの発生が防止される。更に、プラットフォームは
冷却通路により背側と腹側の両端部が冷却されると共
に、背側の冷却通路に沿って配置された冷却穴から冷却
空気が端面へ吹出し、プラットフォームの高温燃焼ガス
にさらされ、熱的に厳しい背側端面が効果的に冷却され
る。(5) of the present invention is applied to a two-stage bucket, in which the serpentine cooling passage is composed of a passage through which cooling air flows in from the center and flows to the trailing edge side, thereby effectively cooling the inside of the blade. At the same time, a concave portion, that is, a slack portion is formed on the end surface of the platform at the trailing edge side of the wing root portion, and the thick portion of the wing root portion of the platform is reduced by the concave portion. Accordingly, there is no sharp change in the wall thickness between the thin portion of the blade and the platform, and the mass just below the thin wall of the blade is reduced by the concave portion, the heat capacity is reduced, and the difference in heat capacity is reduced. For this reason, the temperature difference due to the difference in cooling rate is also reduced, and the occurrence of cracks in the root portion at the trailing edge due to the thermal stress generated at the connection portion between the conventional blade and the platform is prevented. Further, the platform is cooled at both ends on the back side and the abdomen side by the cooling passage, and cooling air is blown out from the cooling holes arranged along the back side cooling passage to the end face, and is exposed to the high-temperature combustion gas of the platform, The thermally severe dorsal end face is effectively cooled.
【0023】本発明の(6)ではチップシニングは腹側
をなくし、特に熱の影響を受ける背側のみとしたので、
チップのシール性能を最小限確保すると共に、チップシ
ニングの高温による損傷を少なくすることができる。In (6) of the present invention, tip thinning is performed on the abdominal side, and especially on the dorsal side affected by heat.
The sealing performance of the tip can be kept to a minimum, and the damage of the tip thinning due to the high temperature can be reduced.
【0024】[0024]
【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面に基づいて具体的に説明する。図1は本発明の実
施の第1形態に係るガスタービン1段動翼の断面図であ
る。又、図2〜図5は実施の第1形態における各部の詳
細図であり、以下、これらの図面に基づいて詳しく説明
する。Embodiments of the present invention will be specifically described below with reference to the drawings. FIG. 1 is a cross-sectional view of a first-stage moving blade of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention. FIGS. 2 to 5 are detailed views of each part in the first embodiment, and will be described in detail below with reference to these drawings.
【0025】図1において、1は1段動翼、2はプラッ
トフォームであり、プラットフォーム2の前縁側には凹
状の溝で形成されるぬすみ部3aが設けられ、又、後縁
側にもなめらかな曲面で形成された凹状のぬすみ部3b
が形成されている。4a,4bは前縁側、後縁側のフィ
レットRであり、両端部の曲面を背側や腹側のフィレッ
トよりも大きな曲率の形状をしている。In FIG. 1, reference numeral 1 denotes a one-stage rotor blade, and 2 denotes a platform. A slack portion 3a formed by a concave groove is provided on the leading edge side of the platform 2, and a smooth curved surface is also provided on the trailing edge side. Recessed portion 3b formed of
Are formed. Reference numerals 4a and 4b denote fillets R on the front edge side and the rear edge side, and the curved surfaces at both ends have a larger curvature than those on the back side and the abdomen side.
【0026】17は翼根部であり、内部には冷却通路
5,6,7,7aがそれぞれ独立して設けられており、
冷却通路5は前縁側の翼内の冷却通路5aに連通し、冷
却空気81がロータ側から流入し、通路内を流れて冷却
し、先端の穴10aから流出し、その過程においてフィ
ルム冷却穴9から表面へ流出し、前縁部をシャワーヘッ
ドフィルム冷却する。冷却通路6からは冷却空気82が
流入し、翼内の冷却通路6aを通り、先端部から折り返
して通路6b内へ流入し、64bから基部の方へ流れて
折り返し、通路6cに入り、先端部へ向かって流れて穴
10bから流出する。この過程において図2で後述する
ようにフィルム冷却穴8より翼表面へ流出してフィルム
冷却を行う。Reference numeral 17 denotes a blade root portion, in which cooling passages 5, 6, 7, and 7a are independently provided.
The cooling passage 5 communicates with the cooling passage 5a in the blade on the leading edge side, and cooling air 81 flows in from the rotor side, flows through the passage, cools, and flows out of the hole 10a at the tip. From the surface to a showerhead film cooling the leading edge. Cooling air 82 flows in from the cooling passage 6, passes through the cooling passage 6 a in the blade, returns from the tip to the inside of the passage 6 b, flows from 64 b toward the base, turns back, enters the passage 6 c, and enters the passage 6 c. And flows out of the hole 10b. In this process, as described later with reference to FIG. 2, the film flows out from the film cooling hole 8 to the blade surface to cool the film.
【0027】冷却通路7からは冷却空気83が流入し、
翼内の冷却通路7aを先端へ向かって流れて折り返し、
通路7bに入り、基部へ流れて通路7cへ折り返して流
れ、通路7cを先端に向かって流れ、先端の穴10eよ
り流出する。この過程において、図2で後述するように
フィルム冷却穴11から翼表面へ流出して翼表面をフィ
ルム冷却し、更に、後縁のスロット12から後縁側へ流
出する。13a,13bはナイフエッジ部でありプラッ
トフォーム前縁、後縁端部を鋭端として隣接する静翼と
のシール部に近接し、シール性を良好とするためのもの
である。The cooling air 83 flows from the cooling passage 7,
The air flows in the cooling passage 7a in the blade toward the tip and turns back.
It enters the passage 7b, flows to the base, returns to the passage 7c, flows through the passage 7c toward the front end, and flows out from the hole 10e at the front end. In this process, as described later with reference to FIG. 2, the air flows out of the film cooling hole 11 to the blade surface to cool the blade surface, and further flows out of the trailing edge slot 12 to the trailing edge side. Reference numerals 13a and 13b denote knife edges, which have sharp leading and trailing edges, and are close to the sealing portion with the adjacent stationary blade to improve the sealing performance.
【0028】図2は図1におけるA−A断面図であり、
図1では省略したが、図示のように各冷却通路5a,6
c,6b,6a,7a,7b,7cの両側内壁面にはタ
ービュレータが設けられている。前縁側の冷却通路5a
には先端にフィルム冷却穴9が上下方向に多数設けられ
ており、冷却空気を吹出し、表面をフィルム冷却する。
又、冷却通路6cの背側にはフィルム冷却穴8が上下に
多数設けられており、冷却空気を吹出し、背側の表面を
フィルム冷却する。更に、冷却通路7bの腹側にはフィ
ルム冷却穴11が上下に多数設けられ、冷却空気を吹出
して腹側の後方表面をフィルム冷却する。又、後縁側の
スロット12からは冷却空気が吹出している。FIG. 2 is a sectional view taken along the line AA in FIG.
Although not shown in FIG. 1, each cooling passage 5a, 6
Turbulators are provided on inner wall surfaces on both sides of c, 6b, 6a, 7a, 7b, 7c. Cooling passage 5a on the leading edge side
Are provided with a large number of film cooling holes 9 at the top and bottom, and blow out cooling air to cool the surface of the film.
Further, a number of film cooling holes 8 are provided on the back side of the cooling passage 6c to blow the cooling air to cool the surface on the back side. Further, a large number of film cooling holes 11 are provided vertically on the ventral side of the cooling passage 7b, and the cooling air is blown out to cool the rear surface on the ventral side. Cooling air is blown from the slot 12 on the trailing edge side.
【0029】上記のように、本実施の第1形態において
は、冷却空気を翼根部の翼の中央部から流入し、冷却通
路5a,6a,6b,6cで翼の前縁側を冷却し、冷却
通路7a,7b,7cで後縁側を冷却し、前縁の通路と
2系統のサーペンタイン流路を形成し、翼内部に長い冷
却経路を形成させて冷却効果を向上させる。更に、前縁
側の先端部にはフィルム冷却穴9を、翼の背側にフィル
ム冷却穴8を、後縁側の腹側にフィルム冷却穴11を、
それぞれ設け、翼の表面をフィルム冷却することによ
り、翼の冷却効果を高めている。As described above, in the first embodiment, the cooling air flows in from the center of the blade at the root of the blade, and cools the leading edge side of the blade in the cooling passages 5a, 6a, 6b, 6c. The trailing edge side is cooled by the passages 7a, 7b, 7c to form a two-system serpentine flow path with the leading edge passage, and a long cooling path is formed inside the blade to improve the cooling effect. Further, a film cooling hole 9 is provided at the leading end on the leading edge side, a film cooling hole 8 is provided on the back side of the wing, a film cooling hole 11 is provided on the ventral side on the trailing edge side,
The cooling effect of the wings is enhanced by film cooling the surfaces of the wings.
【0030】図3は図1におけるB−B断面図であり、
図では右側が前縁側で左側が後縁側に配置した図で示し
ている。図において、プラットフォーム2の腹側と背側
には図10の従来例で説明したように、冷却通路50a
と50bとが設けられ、前縁側から冷却空気72a,7
2bが導かれ、72d,72cのように後縁側へ流出
し、プラットフォーム両側を冷却している。本実施の第
1形態においては、更に、背側の冷却通路50b側に沿
って配列する複数の冷却穴14を設け、冷却穴14を冷
却通路50bに連通し、側面に開口させて冷却空気をプ
ラットフォーム背側側面に吹出し、この部分の冷却効果
を高めるようにしている。FIG. 3 is a sectional view taken along the line BB in FIG.
In the drawing, the right side is shown in the figure arranged on the leading edge side and the left side is shown in the figure arranged on the trailing edge side. In the figure, as described in the conventional example of FIG.
And cooling air 72a, 7b from the leading edge side.
2b is guided, flows out to the trailing edge side like 72d and 72c, and cools both sides of the platform. In the first embodiment, a plurality of cooling holes 14 are further arranged along the cooling passage 50b on the back side, the cooling holes 14 communicate with the cooling passage 50b, and the cooling air is opened to the side surface to cool the cooling air. It blows out to the back side of the platform to enhance the cooling effect of this part.
【0031】本実施の第1形態におけるプラットフォー
ムにおいては、上記のように腹側と背側両端部に設けた
冷却通路50a,50bに加えて、背側に冷却穴14を
配列して設けたので冷却効果が向上して、又、図1で説
明したように、前縁側、後縁側にぬすみ部3a,3bを
設けたので、最も熱応力の影響を受けやすい前縁と後縁
側の翼の付根部のプラットフォームの熱容量を小さくし
て翼とのバランスを取り、この部分の熱応力を平均化し
て熱応力の影響を小さくすることができる。In the platform according to the first embodiment of the present invention, the cooling holes 14 are arranged on the back side in addition to the cooling passages 50a and 50b provided on both the ventral side and the back side as described above. The cooling effect is improved, and as described with reference to FIG. 1, the leading and trailing edges are provided with the slack portions 3 a and 3 b, so that the leading and trailing edge wings which are most susceptible to thermal stress are attached. The heat capacity of the root platform can be reduced to balance with the wing, and the thermal stress in this portion can be averaged to reduce the influence of the thermal stress.
【0032】図4は図1におけるC−C断面に相当し、
チップシニングの構造を示し、(a),(b)は従来の
構造を示す断面図と平面図であり、(c),(d)は本
発明の構造を示す断面図と平面図である。従来の構造は
翼60の先端周囲にチップシニング73が立設し、先端
の中央部分には製作時の穴を塞ぐための長方形状のプラ
グ74が組み込まれていたが、本発明の(d),(c)
においては、チップシニング15を背側のみとし、腹側
にはチップシニングを除去している。更に、穴は丸形と
して、プラグ16は円形状とし上面から溶接する構造と
したので組立を容易にしている。FIG. 4 corresponds to a section taken along the line CC in FIG.
2A and 2B are a cross-sectional view and a plan view showing a conventional structure, and FIGS. 3C and 3D are a cross-sectional view and a plan view showing a structure of the present invention. . In the conventional structure, a tip thinning 73 is erected around the tip of the wing 60, and a rectangular plug 74 for closing a hole at the time of manufacture is incorporated in the center of the tip. ), (C)
In (2), the tip thinning 15 is used only on the back side, and the tip thinning is removed on the ventral side. Further, the hole is round and the plug 16 is circular and welded from the upper surface to facilitate assembly.
【0033】このように、本実施の第1形態におけるチ
ップ先端部は、腹側のチップシニングを除去し、背側の
みにチップシニング15を設けてシール性能の低下を最
小限に抑え、高温による損傷を回避するようにし、更
に、プラグ16を丸形として穴を小さくし、加工性も良
好となり、高温による損傷も少なくなる。As described above, the tip end portion in the first embodiment of the present invention eliminates the abdominal tip thinning and provides the tip thinning 15 only on the back side to minimize the deterioration of the sealing performance. The damage due to high temperature is avoided, the plug 16 is rounded and the hole is reduced, workability is improved, and damage due to high temperature is reduced.
【0034】図5は本実施の第1形態におけるフィレッ
トRの形状を示す図である。図において、前縁側と後縁
側のプラットフォーム2への付根部のフィレットRの形
状は、従来は図中点線のY1 と実線のY2 で示す曲線か
らなり、横方向の距離14mmから翼の高さ約13mm程度
に至るなめらかな曲面で形成していた。これに対し、本
発明では翼の高さ20mmからフィレットの横方向距離5
mm位のP点までは直線で傾斜する面とし、5mm〜14mm
までの範囲は従来と同じ曲面とし、P点においてなめら
かに接合する形状としている。このフィレットの形状は
前縁側と後縁側の2ヶ所近辺をこのように従来よりも直
線を含んだ大きな曲面とし、その他の背側、腹側は従来
の形状と同じにするものである。FIG. 5 is a view showing the shape of the fillet R in the first embodiment. In the figure, before the shape of the fillet R of the root portion of the edge and the rear edge side of the platform 2, the prior art consists curve shown in dotted line in the figure of Y 1 and solid line Y 2, the lateral distance 14mm wings high It was formed with a smooth curved surface up to about 13 mm. In contrast, in the present invention, the lateral distance of the fillet is 5 mm from the wing height of 20 mm.
Up to the point P in mm, make the surface inclined with a straight line, 5mm to 14mm
The range up to is the same as the conventional curved surface, and has a shape that smoothly joins at point P. The shape of the fillet is such that the vicinity of two places on the leading edge side and the trailing edge side is a large curved surface including a straight line as compared with the conventional case, and the other back side and ventral side are the same as the conventional shape.
【0035】上記のように、前縁側と後縁側とでフィレ
ットRを大きくすることにより、この部分のフィレット
の肉厚が増加し、この部分の曲げ強度が向上して応力を
低減させることができ、前述のぬすみ部3a,3bの効
果も加わり、翼前縁、後縁部の熱応力に対する曲度が向
上し、クラックの発生を抑えることができる。As described above, by increasing the fillet R on the leading edge side and the trailing edge side, the thickness of the fillet in this portion is increased, and the bending strength of this portion is improved and the stress can be reduced. In addition, the effect of the above-mentioned slush portions 3a and 3b is added, the curvature of the leading edge and the trailing edge of the blade against thermal stress is improved, and the occurrence of cracks can be suppressed.
【0036】以上説明の実施の第1形態によれば、動翼
の内部のサーペンタイン流路を前縁側に2回折り返して
流れる冷却通路6a,6b,6c及び後縁側へ2回折り
返して流れる冷却通路7a,7b,7cを設けて流路を
長くし、更に、前縁先端部フィルム冷却穴9、前縁背側
のフィルム冷却穴8、腹側後方のフィルム冷却穴11と
を設け、翼1を冷却する構造とし、又、プラットフォー
ムの背側の冷却通路50bから側面に向かって冷却空気
を吹出す多数の冷却穴14を設ける冷却構造とする。According to the first embodiment described above, the cooling passages 6a, 6b, and 6c which flow two times in the serpentine flow path inside the rotor blade toward the leading edge side, and the cooling passages which flow twice in the trailing edge side. 7a, 7b and 7c are provided to lengthen the flow path, and further, a film cooling hole 9 at the leading edge front end, a film cooling hole 8 at the back side of the front edge, and a film cooling hole 11 at the back of the ventral side are provided. The cooling structure is provided, and a cooling structure is provided in which a number of cooling holes 14 for blowing cooling air from the cooling passage 50b on the back side of the platform toward the side surface.
【0037】又、翼の前縁、後縁側付根部のフィレット
Rの曲率を従来よりも大きく、又、背側、腹側よりも大
きくし、その直下のプラットフォーム2にぬすみ部3
a,3bを設け、又、チップシニング15を背側のみに
設け、腹側にはチップシニングを設けない構造とする。Further, the curvature of the fillet R at the roots of the leading and trailing edges of the wing is larger than that of the conventional one and larger than that of the dorsal and ventral sides.
a, 3b are provided, and the tip thinning 15 is provided only on the back side, and no tip thinning is provided on the ventral side.
【0038】上記の冷却構造にすることにより、翼1の
全体の冷却効果が向上し、プラットフォームと翼の付根
部の熱応力が低減すると共に、フィレットRの平均応力
も低減し、曲げ強度が向上し、シール性能を損なうこと
なく高温によるチップシニングの損傷も回避することが
できる。By adopting the cooling structure described above, the cooling effect of the entire blade 1 is improved, the thermal stress at the root of the platform and the blade is reduced, the average stress of the fillet R is also reduced, and the bending strength is improved. However, damage to the chip thinning due to high temperatures can be avoided without impairing the sealing performance.
【0039】図6は本発明の実施の第2形態に係るガス
タービン動翼を示す斜視図であり、(a)は従来の動
翼、(b)は本実施の第2形態の動翼を示す。本実施の
第2形態においては、プラットフォーム2を支持し固定
するシャンク部を長尺、薄肉化したものである。即ち、
シャンク部は(a)に示す従来のシャンク部90に比べ
て、(b)に示すようにシャンク部18は高さHを、H
>H0 として長尺化し、幅Wを、W<W0 として薄肉化
したもので、全体として、H>Wとする。このように長
尺化、薄肉化することにより熱応力による変化に対して
弾性力を付加させてダンピング効果により熱応力を分散
させて吸収することができ、熱応力によるクラックの発
生を抑えることができる。その他の構成は実施の第1形
態と同じであり、実施の第1形態の効果をより一層高め
るものである。FIGS. 6A and 6B are perspective views showing a gas turbine rotor blade according to a second embodiment of the present invention. FIG. 6A shows a conventional rotor blade, and FIG. 6B shows a blade of the second embodiment. Show. In the second embodiment, the shank portion for supporting and fixing the platform 2 is long and thin. That is,
The shank portion has a height H which is larger than that of the conventional shank portion 90 shown in FIG.
> H 0 , and the width W is thinned as W <W 0 , and H> W as a whole. By making it longer and thinner in this way, it is possible to add an elastic force to changes due to thermal stress, disperse and absorb the thermal stress by the damping effect, and suppress the occurrence of cracks due to thermal stress. it can. Other configurations are the same as those of the first embodiment, and further enhance the effects of the first embodiment.
【0040】図7は本発明の実施の第3形態に係るガス
タービン動翼を示した2段動翼の例であり、(a)は翼
の縦断面図、(b)は翼内部のリブ先端の拡大詳細図、
(c)は(a)におけるD−D断面図である。(a)図
において、21は2段動翼であり、22はプラットフォ
ームである。翼根部20には冷却通路23,24,25
が設けられ、冷却通路23には冷却空気50が流入し、
翼内部の冷却通路23aに入り、前縁部を冷却して先端
から流出する。FIGS. 7A and 7B show an example of a two-stage blade showing a gas turbine blade according to a third embodiment of the present invention. FIG. 7A is a longitudinal sectional view of the blade, and FIG. 7B is a rib inside the blade. Enlarged detail of the tip,
(C) is DD sectional drawing in (a). (A) In the figure, 21 is a two-stage bucket, and 22 is a platform. Cooling passages 23, 24, 25
Is provided, cooling air 50 flows into the cooling passage 23,
It enters the cooling passage 23a inside the blade, cools the leading edge, and flows out from the tip.
【0041】冷却通路24へは冷却空気51が流入し、
翼内部の冷却通路24aへ流入し先端部で折り返して通
路24bへ入り基部に向かって流れ、折り返して冷却通
路25へ流入する冷却空気52と合流し、通路24cへ
流入し、先端部へ流出すると共に、後縁のスロットより
流出する。又、この過程において、冷却通路24a,2
4b先端部からも流出する。26はぬすみ部であり、プ
ラットフォーム22の後縁端面になめらかな曲面からな
る凹部を形成している。又、その上部の翼の付根部のフ
ィレットR28は他のフィレットよりも曲率を大きくし
ている。フィレットRの形状は図5で説明したものと同
じ形状であるので詳しい説明は省略する。The cooling air 51 flows into the cooling passage 24,
It flows into the cooling passage 24a inside the wing, turns at the tip, returns to the passage 24b, flows toward the base, merges with the cooling air 52 that returns and flows into the cooling passage 25, flows into the passage 24c, and flows out to the tip. At the same time, it flows out of the trailing edge slot. In this process, the cooling passages 24a, 24a
4b also flows out from the tip. Reference numeral 26 denotes a slack portion, which forms a concave portion having a smooth curved surface on the trailing edge end surface of the platform 22. The fillet R28 at the root of the upper wing has a larger curvature than the other fillets. The shape of the fillet R is the same as that described with reference to FIG.
【0042】上記の翼の構造では、冷却通路23a及び
24a,24b,24cからなるサーペンタイン流路に
よる冷却効果に加え、後縁側のフィレットR28、ぬす
み部26とにより実施の第1形態で説明したと同様に、
この部分の熱応力を低減させ、フィレットR28部分の
強度が向上し、クラックの発生を防止することができ
る。又、プラットフォームの冷却は実施の第1形態と同
様の構造が適用されるので説明は省略する。In the above-described blade structure, in addition to the cooling effect by the serpentine flow path composed of the cooling passages 23a, 24a, 24b, and 24c, the description has been given in the first embodiment by the fillet R28 and the slack portion 26 on the trailing edge side. Similarly,
The thermal stress at this portion is reduced, the strength of the fillet R28 is improved, and the occurrence of cracks can be prevented. In addition, since the same structure as that of the first embodiment is applied to cooling the platform, the description is omitted.
【0043】図7(b)は(a)におけるD−D断面図
で、チップシニングを示している。図示のようにチップ
シニング29は背側にのみ設けられ、腹側は省略されて
いる。又、プラグ30は上面からの溶接構造として製
作、組立を容易としている。このようにチップシニング
29を背側にのみ設けることにより、シール性能を最低
限確保し、高温によるチップシニングの損傷を抑えるよ
うにしている。FIG. 7B is a sectional view taken along the line DD in FIG. 7A and shows chip thinning. As shown, the tip thinning 29 is provided only on the back side, and the abdomen side is omitted. Further, the plug 30 has a welded structure from the top to facilitate manufacture and assembly. By providing the chip thinning 29 only on the back side in this manner, the sealing performance is kept to a minimum, and damage to the chip thinning due to high temperatures is suppressed.
【0044】以上説明の実施の第3形態においては、冷
却通路23a及び24a,24b,24cによるサーペ
ンタイン流路による翼の冷却効果に加え、リブ27の先
端に溝27aを設けることにより重量を軽減すると共
に、空気の流れを良好とし、フィレットR28、ぬすみ
26とで後縁翼付根部の熱応力に対する強度を向上さ
せ、更にチップシニングの損傷も防止することができ
る。その他のプラットフォームの冷却構造は実施の第1
形態のものが適用できる。In the third embodiment described above, in addition to the cooling effect of the blades by the serpentine flow path by the cooling passages 23a, 24a, 24b and 24c, the weight is reduced by providing the groove 27a at the tip of the rib 27. At the same time, the flow of air is improved, the strength of the root portion at the trailing edge wing against thermal stress is improved by the fillet R28 and the squat 26, and damage to the chip thinning can be prevented. The cooling structure of other platforms is the first
The form can be applied.
【0045】[0045]
【発明の効果】本発明のガスタービン動翼は、(1)先
端にはチップシニングを有し、翼内部には冷却空気を流
すサーペンタイン冷却通路を有し、冷却空気を前記サー
ペンタイン冷却通路へ流し同翼に設けられた冷却空気吹
出し穴より表面へ流出させると共にプラットフォームへ
も流して冷却するガスタービン動翼において、前記サー
ペンタイン冷却通路は、冷却空気が翼根部の中央部から
流入し前縁側と後縁側へ流れる2つの流路から構成さ
れ、前記翼付根部の外形は曲面を形成すると共に前記付
根部のプラットフォーム前縁側と後縁側の両端面には、
それぞれ回転軸方向と直交する方向に沿って凹部を形成
し、前記プラットフォームには背側、腹側の両端内部に
前縁側から後縁側へ冷却空気を流す冷却通路を設けると
共に、前記背側の冷却通路に沿って複数個配列され一端
が同冷却通路へ連通し他端が背側端面に開口する冷却穴
を備えたことを特徴としている。このような構成によ
り、サーペンタイン冷却通路により、翼内部を効果的に
冷却すると共に、プラットフォームの翼付根部前縁側及
び後縁側の端面には凹部が形成されており、この凹部に
よりプラットフォームの翼付根部の肉厚部が減少し、翼
の薄肉部とプラットフォームとの間の肉厚の急激な変化
がなくなり、薄肉の翼直下が凹部によって質量が減少し
て熱容量が小さくなり、熱容量の差が小さくなる。この
ために冷却速度の差による温度差も小さくなり、従来翼
とプラットフォームの接続部に発生していた熱応力によ
るクラックの発生が防止される。更に、プラットフォー
ムは冷却通路により背側と腹側の両端部が冷却されると
共に、背側の冷却通路に沿って配置された冷却穴から冷
却空気が端面へ吹出し、プラットフォームの高温燃焼ガ
スにさらされ、熱的に厳しい背側端面が効果的に冷却さ
れる。The gas turbine rotor blade of the present invention has the following features. (1) A tip thinning is provided at the tip, a serpentine cooling passage through which cooling air flows inside the blade, and cooling air is supplied to the serpentine cooling passage. In the gas turbine rotor blade which flows out to the surface from the cooling air blowout hole provided in the sink and also flows to the platform for cooling, the serpentine cooling passage has a cooling air flowing from a central portion of a blade root portion and a leading edge side. It is composed of two flow paths flowing to the trailing edge side, the outer shape of the root portion of the wing forms a curved surface, and both end surfaces of the platform at the leading edge side and the trailing edge side of the root portion,
A recess is formed along a direction orthogonal to the rotation axis direction, and the platform is provided with cooling passages through which cooling air flows from the leading edge side to the trailing edge side inside the back side and the inside of the abdominal side, and the cooling on the back side. A plurality of cooling holes are arranged along the passage, one end of which is connected to the cooling passage, and the other end is provided with a cooling hole which opens to the back end surface. With such a configuration, the inside of the blade is effectively cooled by the serpentine cooling passage, and a concave portion is formed on the leading edge side and the trailing edge side of the blade root portion of the platform, and the concave portion is formed by the concave portion. The thickness of the wings is reduced, the abrupt change in the thickness between the thin part of the wing and the platform disappears, the mass just below the thin wing is reduced by the concave part, the heat capacity is reduced, and the difference in heat capacity is reduced . For this reason, the temperature difference due to the difference in cooling rate is also reduced, and the occurrence of cracks due to the thermal stress generated at the connection between the blade and the platform in the related art is prevented. Further, the platform is cooled at both ends on the back side and the abdomen side by the cooling passage, and cooling air is blown out from the cooling holes arranged along the back side cooling passage to the end face, and is exposed to the high-temperature combustion gas of the platform, The thermally severe dorsal end face is effectively cooled.
【0046】本発明の(2)では、前縁部と後縁部の2
ヶ所のフィレット形状は、例えば上部が直線で傾斜し、
付根部において曲線となる曲面を形成し、この曲面を直
線に近付けて他の背側、腹側のフィレットR(半径)よ
りもRを大きくすることにより、この部分の鋼性を高
め、熱応力の発生を抑え、クラックの発生を防止するこ
とができる。According to (2) of the present invention, the front edge and the rear edge
The fillet shape of the two places, for example, the upper part is inclined with a straight line,
By forming a curved surface at the base portion as a curved line and making the curved surface closer to a straight line to make the radius R larger than the other dorsal and ventral fillets R (radius), the steel property of this portion is increased, and the thermal stress is increased. Can be suppressed, and the occurrence of cracks can be prevented.
【0047】本発明の(3)では、チップシニングは腹
側をなくし、特に熱の影響を受ける背側のみとしたの
で、チップのシール性能を最少限確保すると共に、チッ
プシニングの高温による損傷を少なくすることができ
る。又、プラグを円形状としているのでプラグの取付け
も容易となり、高温による損傷も少なくする。In (3) of the present invention, the tip thinning is eliminated on the abdominal side, especially on the back side which is affected by heat, so that the sealing performance of the tip is kept to a minimum and the tip thinning is performed at a high temperature. Damage can be reduced. In addition, since the plug is formed in a circular shape, it is easy to mount the plug, and damage due to high temperature is reduced.
【0048】本発明の(4)では、シャンク部が従来よ
りも長尺化しているため、熱応力による翼とプラットフ
ォーム接続部に生ずる変化は、プラットフォームを固定
しているシャンク部の長尺化によるダンピング効果によ
り吸収され、熱応力による影響をやわらげることによ
り、クラックの発生を防止することになる。In (4) of the present invention, since the shank is longer than before, the change in the connection between the blade and the platform due to thermal stress is due to the longer shank that fixes the platform. Cracking is prevented by absorbing the damping effect and relieving the influence of thermal stress.
【0049】本発明の(5)は、ガスタービン動翼にお
いて、前記サーペンタイン冷却通路は、冷却空気が翼根
部の中央部から流入し前縁側と後縁側へ流れる流路と
し、前記翼付根部の外形は曲面を形成すると共に前記付
根部のプラットフォーム後縁側の端面には、回転軸方向
と直交する方向に沿って凹部を形成し、前記プラットフ
ォームには背側、腹側の両端内部に前縁側から後縁側へ
冷却空気を流す冷却通路を設けると共に、前記背側の冷
却通路に沿って複数個配列され一端が同冷却通路へ連通
し他端が背側端面に開口する冷却穴を備えたことを特徴
としている。このような構成により、サーペンタイン冷
却通路で翼内部を効果的に冷却すると共に、プラットフ
ォームの翼付根部後縁側の端面には凹部が形成されてお
り、この凹部によりプラットフォームの翼付根部の肉厚
部が減少し、翼の薄肉部とプラットフォームとの間の肉
厚の急激な変化がなくなり、薄肉の翼直下が凹部によっ
て質量が減少して熱容量が小さくなり、熱容量の差が小
さくなる。このために冷却速度の差による温度差も小さ
くなり、従来翼とプラットフォームの接続部に発生して
いた熱応力による後縁付根部のクラックの発生が防止さ
れる。更に、プラットフォームは冷却通路により背側と
腹側の両端部が冷却されると共に、背側の冷却通路に沿
って配置された冷却穴から冷却空気が端面へ吹出し、プ
ラットフォームの高温燃焼ガスにさらされ、熱的に厳し
い背側端面が効果的に冷却される。According to a fifth aspect of the present invention, in the gas turbine rotor blade, the serpentine cooling passage is a passage through which cooling air flows from a central portion of the blade root portion and flows to a leading edge side and a trailing edge side. The outer shape forms a curved surface and a concave portion is formed on the end surface of the root portion on the trailing edge side of the platform along a direction orthogonal to the rotation axis direction. A cooling passage for flowing cooling air to the trailing edge side is provided, and a plurality of cooling holes are arranged along the back side cooling passage, one end of which is communicated with the cooling passage and the other end is opened to the back side end face. Features. With such a configuration, the inside of the blade is effectively cooled by the serpentine cooling passage, and a concave portion is formed on the end surface on the trailing edge side of the blade root portion of the platform. Is reduced, the abrupt change in the wall thickness between the thin portion of the blade and the platform is eliminated, and the heat capacity is reduced by reducing the mass immediately below the thin blade by the concave portion, and the difference in the heat capacity is reduced. For this reason, the temperature difference due to the difference in cooling rate is also reduced, and the occurrence of cracks in the root portion at the trailing edge due to the thermal stress generated at the connection portion between the conventional blade and the platform is prevented. Further, the platform is cooled at both ends on the back side and the abdomen side by the cooling passage, and cooling air is blown out from the cooling holes arranged along the back side cooling passage to the end face, and is exposed to the high-temperature combustion gas of the platform, The thermally severe dorsal end face is effectively cooled.
【0050】本発明の(6)ではチップシニングは腹側
をなくし、特に熱の影響を受ける背側のみとしたので、
チップのシール性能を最小限確保すると共に、チップシ
ニングの高温による損傷を少なくすることができる。In (6) of the present invention, tip thinning is performed on the abdominal side, and especially on the dorsal side affected by heat.
The sealing performance of the tip can be kept to a minimum, and the damage of the tip thinning due to the high temperature can be reduced.
【図1】本発明の実施の第1形態に係るガスタービン動
翼の縦断面図である。FIG. 1 is a longitudinal sectional view of a gas turbine bucket according to a first embodiment of the present invention.
【図2】図1におけるA−A断面図である。FIG. 2 is a sectional view taken along line AA in FIG.
【図3】図1におけるB−B断面図である。FIG. 3 is a sectional view taken along line BB in FIG.
【図4】図1におけるC−C断面図で、(a),(b)
は従来のチップシニングの断面図及びその平面図であ
り、(c),(d)は本発明のチップシニングの断面図
及び平面図である。FIGS. 4A and 4B are cross-sectional views taken along line CC in FIG.
2A and 2B are a sectional view and a plan view of a conventional chip thinning, and FIGS. 3C and 3D are a sectional view and a plan view of the chip thinning of the present invention.
【図5】本発明の実施の第1形態に係るガスタービン動
翼のフィレットRの形状を示す図である。FIG. 5 is a view showing a shape of a fillet R of the gas turbine rotor blade according to the first embodiment of the present invention.
【図6】本発明の実施の第2形態に係るガスタービン動
翼を示す斜視図で、(a)は従来のもの、(b)は本発
明を示す。FIGS. 6A and 6B are perspective views showing a gas turbine rotor blade according to a second embodiment of the present invention, wherein FIG. 6A shows a conventional blade and FIG. 6B shows the present invention.
【図7】本発明の実施の第3形態に係るガスタービン動
翼を示し、(a)は2段動翼の縦断面図、(b)は
(a)におけるD−D断面図である。7A and 7B show a gas turbine rotor blade according to a third embodiment of the present invention, wherein FIG. 7A is a longitudinal sectional view of a two-stage rotor blade, and FIG. 7B is a DD sectional view of FIG.
【図8】従来の1段動翼の縦断面図である。FIG. 8 is a longitudinal sectional view of a conventional one-stage bucket.
【図9】図8におけるE−E断面図である。FIG. 9 is a sectional view taken along the line EE in FIG. 8;
【図10】従来のガスタービン動翼のプラットフォーム
の平面図で、(a)は両側に冷却通路を有する例、
(b)は更に冷却穴を付加した例を、それぞれ示す。FIG. 10 is a plan view of a platform of a conventional gas turbine blade, in which (a) is an example having cooling passages on both sides,
(B) shows an example in which a cooling hole is further added.
【図11】従来の2段動翼を示し、(a)は縦断面図、
(b)は(a)におけるF−F断面図、(b)は(a)
におけるG−G断面図である。11A and 11B show a conventional two-stage bucket, in which FIG.
(B) is an FF cross-sectional view in (a), (b) is (a)
It is GG sectional drawing in.
1 1段動翼 2,22 プラットフォーム 3a,3b,26 ぬすみ部 4a,4b,28 フィレットR 5,6,7 冷却通路 5a,6a,6b,6c 冷却通路 7a,7b,7c 冷却通路 8,9,11 フィルム冷却穴 10a,10b,10c,10d,10e 穴 12 スロット 14 冷却穴 15,29 チップシニング 16 プラグ 18 シャンク部 21 2段動翼 23,24,25 冷却通路 23a,24a,24b,24c 冷却通路 27 リブ 30 プラグ Reference Signs List 1 1 stage rotor blade 2, 22 Platform 3a, 3b, 26 Thread portion 4a, 4b, 28 Fillet R 5, 6, 7 Cooling passage 5a, 6a, 6b, 6c Cooling passage 7a, 7b, 7c Cooling passage 8, 9, DESCRIPTION OF SYMBOLS 11 Film cooling hole 10a, 10b, 10c, 10d, 10e Hole 12 Slot 14 Cooling hole 15, 29 Chip thinning 16 Plug 18 Shank part 21 Two-stage bucket 23, 24, 25 Cooling passage 23a, 24a, 24b, 24c Cooling Passage 27 Rib 30 Plug
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 富田 康意 兵庫県高砂市荒井町新浜2丁目1番1号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 白田 明彦 兵庫県高砂市荒井町新浜2丁目1番1号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 (72)発明者 石黒 達男 兵庫県高砂市荒井町新浜2丁目1番1号 三菱重工業株式会社高砂研究所内 Fターム(参考) 3G002 AA04 AA06 AB01 AB08 BA02 BB02 CA05 CA06 CA08 CB01 FB01 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuing on the front page (72) Inventor Yasushi Tomita 2-1-1 Shinhama, Arai-machi, Takasago City, Hyogo Prefecture Inside the Takasago Machinery Works, Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. No. 1 Inside the Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Takasago Plant (72) Inventor Tatsuo Ishiguro 2-1-1, Araimachi Shinhama, Takasago City, Hyogo Prefecture Inside the Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Takasago Research Laboratory F-term (reference) 3G002 AA04 AA06 AB01 AB08 BA02 BB02 CA05 CA06 CA08 CB01 FB01
Claims (6)
には冷却空気を流すサーペンタイン冷却通路を有し、冷
却空気を前記サーペンタイン冷却通路へ流し同翼に設け
られた冷却空気吹出し穴より表面へ流出させると共にプ
ラットフォームへも流して冷却するガスタービン動翼に
おいて、前記サーペンタイン冷却通路は、冷却空気が翼
根部の中央部から流入し前縁側と後縁側へ流れる2つの
流路から構成され、前記翼付根部の外形は曲面を形成す
ると共に前記付根部のプラットフォーム前縁側と後縁側
の両端面には、それぞれ回転軸方向と直交する方向に沿
って凹部を形成し、前記プラットフォームには背側、腹
側の両端内部に前縁側から後縁側へ冷却空気を流す冷却
通路を設けると共に、前記背側の冷却通路に沿って複数
個配列され一端が同冷却通路へ連通し他端が背側端面に
開口する冷却穴を備えたことを特徴とするガスタービン
動翼。1. A blade having a tip thinning at a tip thereof, a serpentine cooling passage through which cooling air flows inside the blade, and a cooling air flowing into the serpentine cooling passage through a cooling air blowing hole provided on the blade. In a gas turbine rotor blade for cooling to flow to the surface and also to the platform, the serpentine cooling passage includes two flow paths through which cooling air flows in from the center of the blade root and flows to the leading edge side and the trailing edge side, The outer shape of the root portion of the wing forms a curved surface, and a concave portion is formed on each of both end surfaces on the leading edge side and the trailing edge side of the root portion along the direction orthogonal to the rotation axis direction. A cooling passage for allowing cooling air to flow from the leading edge side to the trailing edge side inside both ends on the ventral side, and a plurality of cooling passages are arranged along the cooling path on the dorsal side, and one end is the same. A gas turbine rotor blade having a cooling hole communicating with a cooling passage and having the other end opened at a back end face.
所の形状は直線と曲線とを組合せてなることを特徴とす
る請求項1記載のガスタービン動翼。2. The gas turbine moving blade according to claim 1, wherein the shape of the leading edge portion and the trailing edge portion of the blade root portion is formed by combining a straight line and a curved line.
と共にチップ部に設けられるプラグは円形状としたこと
を特徴とする請求項1記載のガスタービン動翼。3. The gas turbine blade according to claim 1, wherein the tip thinning is provided only on the back side, and a plug provided on the tip portion has a circular shape.
ク部の高さ(H)は、その周方向の幅(W)よりも長く
してシャンク部を長尺化したことを特徴とする請求項1
から3のいずれかに記載のガスタービン動翼。4. A shank portion for fixing the platform, wherein a height (H) of the shank portion is longer than a circumferential width (W) thereof to make the shank portion longer.
4. The gas turbine bucket according to any one of claims 1 to 3.
には冷却空気を流すサーペンタイン冷却通路を有し、冷
却空気を前記サーペンタイン冷却通路へ流し同翼に設け
られた冷却空気吹出し穴より表面へ流出させると共にプ
ラットフォームへも流して冷却するガスタービン動翼に
おいて、前記サーペンタイン冷却通路は、冷却空気が翼
根部の中央部から流入し後縁側へ流れる流路とし、前記
翼付根部の外形は曲面を形成すると共に前記付根部のプ
ラットフォーム後縁側の端面には、回転軸方向と直交す
る方向に沿って凹部を形成し、前記プラットフォームに
は背側、腹側の両端内部に前縁側から後縁側へ冷却空気
を流す冷却通路を設けると共に、前記背側の冷却通路に
沿って複数個配列され一端が同冷却通路へ連通し他端が
背側端面に開口する冷却穴を備えたことを特徴とするガ
スタービン動翼。5. A blade having a tip thinning at a tip thereof, a serpentine cooling passage through which cooling air flows inside the blade, and a cooling air flowing through the serpentine cooling passage through a cooling air blowing hole provided in the blade. In the gas turbine rotor blade which flows out to the surface and also flows to the platform for cooling, the serpentine cooling passage is a flow passage through which cooling air flows in from the center of the blade root and flows to the trailing edge side. A curved surface is formed, and a concave portion is formed on the end surface of the root portion on the trailing edge side of the platform along a direction orthogonal to the rotation axis direction. And a plurality of cooling passages are arranged along the cooling passage on the back side, one end of which is connected to the cooling passage and the other end is open on the back end surface. A gas turbine blade having a cooling hole.
ことを特徴とする請求項5記載のガスタービン動翼。6. The gas turbine rotor blade according to claim 5, wherein the tip thinning is provided only on the back side.
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