JP5687085B2 - High temperature components for turbines - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンや蒸気タービン等に適用されるタービン用高温部材に関するものである。   The present invention relates to a high-temperature member for a turbine that is applied to a gas turbine, a steam turbine, or the like.

タービン用高温部材のうち、ガスタービンのタービン部後方段に設置される翼高さの高いガスタービンの動翼としては、例えば、特許文献１に開示されたものが知られている。   Among the high temperature members for turbines, as a moving blade of a gas turbine having a high blade height installed in the rear stage of the turbine portion of the gas turbine, for example, one disclosed in Patent Document 1 is known.

特許第２９７１３５６号公報Japanese Patent No. 2971356

さて、上記特許文献１に開示されているガスタービンの動翼において、プラグ６は、シュラウド１に形成された二段溝４の翼端側に位置する凹所内に、ロウ付けにて取り付けられる。
しかしながら、プラグ６をロウ付けする際、ロウ材が二段溝４の翼根側に位置する凹所（「キャビティ」ともいう。）内に流れ落ち、冷却穴（「マルチホール」ともいう。）３の出口が、ロウ材によって閉塞されてしまうおそれがあった。 Now, in the moving blade of the gas turbine disclosed in Patent Document 1, the plug 6 is attached by brazing in a recess located on the blade tip side of the two-stage groove 4 formed in the shroud 1.
However, when the plug 6 is brazed, the brazing material flows down into a recess (also referred to as “cavity”) located on the blade root side of the two-stage groove 4, and a cooling hole (also referred to as “multi-hole”) 3. There was a possibility that the outlet of the plug would be blocked by the brazing material.

そこで、近年では、例えば、特開２００４−１７４５８０号公報に開示されたストップオフ剤を、冷却穴３の出口に周方向に沿って環状の堰を形成するようにして塗布し、ロウ材によって冷却穴３の出口が閉塞されないような対策がなされている。
しかしながら、冷却穴３の出口に塗布されたストップオフ剤により、冷却穴３の出口におけるロウ材による閉塞が完全に防止（回避）されるという保証はなく、ロウ材によって冷却穴３の出口が閉塞され、冷却穴（「冷却通路」ともいう。）５から所定流量の冷却用空気を噴き出させることができないおそれがある。そのため、ロウ材によって冷却穴３の出口が閉塞されていないことを確認したいとの要望があった。
また、冷却穴３の出口に塗布されたストップオフ剤は、冷却穴３から流出する冷却用空気の流路抵抗となるため、プラグ６をロウ付けした後、ストップオフ剤をできるだけ除去したいとの要望があった。 Therefore, in recent years, for example, a stop-off agent disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2004-174580 is applied so as to form an annular weir along the circumferential direction at the outlet of the cooling hole 3 and cooled by a brazing material. Measures are taken so that the outlet of the hole 3 is not blocked.
However, there is no guarantee that the stop-off agent applied to the outlet of the cooling hole 3 completely prevents (avoids) blockage of the brazing material at the outlet of the cooling hole 3, and the outlet of the cooling hole 3 is blocked by the brazing material. Thus, there is a possibility that cooling air having a predetermined flow rate cannot be ejected from the cooling hole (also referred to as “cooling passage”) 5. For this reason, there has been a demand to confirm that the outlet of the cooling hole 3 is not blocked by the brazing material.
Further, since the stop-off agent applied to the outlet of the cooling hole 3 becomes a flow resistance of the cooling air flowing out from the cooling hole 3, it is desired to remove the stop-off agent as much as possible after brazing the plug 6. There was a request.

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、プラグをロウ付けした後、マルチホールの出口がロウ材によって閉塞されているか否かを確認することができ、マルチホールの出口に塗布されたストップオフ剤を除去することができるタービン用高温部材を提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of such circumstances, and after brazing the plug, it can be confirmed whether or not the outlet of the multi-hole is blocked by the brazing material, the outlet of the multi-hole It aims at providing the high temperature member for turbines which can remove the stop-off agent applied to.

本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るタービン用高温部材は、冷却穴となって冷却媒体が通される複数の第１冷却通路と、前記複数の第１冷却通路に連通するキャビティと、前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材であって、前記プラグの、前記複数の第１冷却通路の各出口と対応する各位置に、前記第１冷却通路の内径よりも小さい内径を有する貫通孔が設けられている。 The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A high-temperature member for turbine according to the present invention includes a plurality of first cooling passages through which a cooling medium is passed as cooling holes, a cavity communicating with the plurality of first cooling passages, and a plug that closes the opening of the cavity. A through hole having an inner diameter smaller than the inner diameter of the first cooling passage is provided at each position of the plug corresponding to each outlet of the plurality of first cooling passages. It has been.

本発明に係るタービン用高温部材によれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、第１冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かを、貫通孔から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、第１冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を、貫通孔から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。   According to the high temperature turbine member of the present invention, after the plug is brazed to the shroud, whether the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material is inserted through the through hole. The stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage can be removed by scraping off the tip of the rod-shaped member inserted from the through hole.

上記タービン用高温部材において、前記貫通孔は、その中心を前記第１冷却通路の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、前記第１冷却通路の出口の輪郭よりも内側に位置するようにして設けられているとさらに好適である。   In the high temperature member for turbine, when the center of the through hole is projected onto a plane including the outlet of the first cooling passage, the center thereof is located inside the outline of the outlet of the first cooling passage. It is more preferable that it is provided as described above.

このようなタービン用高温部材によれば、貫通孔の奥側には、第１冷却通路の出口が必ず位置することになるので、第１冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かの確認作業、および第１冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を削り落として除去する作業を効率よく、かつ、迅速に行うことができる。   According to such a high temperature member for turbine, since the outlet of the first cooling passage is necessarily located at the back side of the through hole, whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material is determined. It is possible to efficiently and quickly perform the confirmation work and the work of scraping off and removing the stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage.

上記タービン用高温部材において、前記貫通孔は、その中心が、前記第１冷却通路の中心軸線上に位置するようにして設けられているとさらに好適である。   In the turbine high temperature member, it is more preferable that the through hole is provided so that a center thereof is located on a central axis of the first cooling passage.

このようなタービン用高温部材によれば、貫通孔の奥側には、第１冷却通路の出口が必ず位置することになるので、第１冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かの確認作業、および第１冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を削り落として除去する作業を効率よく、かつ、迅速に行うことができる。   According to such a high temperature member for turbine, since the outlet of the first cooling passage is necessarily located at the back side of the through hole, whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material is determined. It is possible to efficiently and quickly perform the confirmation work and the work of scraping off and removing the stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage.

上記タービン用高温部材において、前記貫通孔は、その中心を前記第１冷却通路の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、前記第１冷却通路の出口の輪郭よりも外側に位置するようにして設けられているとさらに好適である。   In the turbine high temperature member, when the center of the through hole is projected onto a plane including the outlet of the first cooling passage, the center is located outside the outline of the outlet of the first cooling passage. It is more preferable that it is provided as described above.

このようなタービン用高温部材によれば、第１冷却通路の出口の先には、貫通孔が位置しないようになっており、第１冷却通路の出口から流出した冷却媒体が、プラグの下面（キャビティと対向する面）に一旦衝突した後、下流側に流れていくようになっている。
これにより、冷却媒体の貫通孔からの漏洩を低減させることができ、冷却媒体の消費量を低減させることができる。 According to such a high-temperature member for turbine, the through hole is not located at the tip of the outlet of the first cooling passage, and the cooling medium flowing out from the outlet of the first cooling passage is transferred to the lower surface ( After colliding once with the surface facing the cavity), it flows downstream.
Thereby, the leakage from the through-hole of a cooling medium can be reduced, and the consumption of a cooling medium can be reduced.

本発明に係るガスタービンは、上記いずれかのタービン用高温部材を具備している。   A gas turbine according to the present invention includes any one of the above-described high-temperature members for turbines.

本発明に係るガスタービンによれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、第１冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かの確認がなされたタービン用高温部材を具備しているので、第１冷却通路が閉塞していることによるタービン用高温部材の熱損傷を確実に防止することができる。
また、本発明に係るガスタービンによれば、第１冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤が除去されたタービン用高温部材を具備しているので、第１冷却通路の流路抵抗を低減させることができ、冷却媒体の消費量を低減させることができる。 According to the gas turbine of the present invention, since the plug is brazed to the shroud, it is provided with the high-temperature member for turbine in which it is confirmed whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material. Further, it is possible to reliably prevent thermal damage to the turbine high temperature member due to the first cooling passage being closed.
Further, according to the gas turbine of the present invention, since the turbine high temperature member from which the stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage is removed is provided, the flow resistance of the first cooling passage is reduced. The consumption of the cooling medium can be reduced.

本発明に係るタービン用高温部材の製造方法は、冷却穴となって冷却媒体が通される複数の第１冷却通路と、前記第１冷却通路に連通するキャビティと、前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材の製造方法であって、前記キャビティ、および前記プラグを収容する凹所を加工する段階と、前記第１冷却通路を加工する段階と、前記凹所に前記プラグを固定する段階と、前記プラグに設けられた貫通孔から棒状部材を挿入して、前記第１冷却通路が閉塞していないかを確認する段階と、を備えている。 The method for manufacturing a high-temperature member for turbine according to the present invention includes a plurality of first cooling passages that serve as cooling holes and through which a cooling medium passes, a cavity that communicates with the first cooling passage, and a plug that closes the opening of the cavity. When a method of manufacturing a turbine high-temperature member having the cavity, and the steps of pressurizing Engineering a recess for accommodating the plug, the steps of processing the first cooling passage, before Symbol recess affixing the pre-Symbol plug, by inserting the rod-like member from a through hole provided in said plug, comprising pre Symbol first cold却通path and stages you sure you do not have closed busy, the ing.

本発明に係るタービン用高温部材の製造方法によれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、第１冷却通路の出口がロウ材によって閉塞されているか否かを、貫通孔から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、第１冷却通路の出口に塗布されたストップオフ剤を、貫通孔から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。   According to the method for manufacturing a high temperature member for a turbine according to the present invention, after the plug is brazed to the shroud, it is determined whether or not the outlet of the first cooling passage is blocked by the brazing material from the through hole to the tip of the rod member. The stop-off agent applied to the outlet of the first cooling passage can be removed by scraping off the tip of the rod-shaped member inserted from the through hole.

上記タービン用高温部材の製造方法において、前記第１冷却通路の入口から所定圧力の空気を注入し、前記第１冷却通路の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを確認する段階をさらに備えているとより好適である。
In the manufacturing method of the turbine high temperature member, the step of the from the inlet of the first cooling passage to inject a predetermined air pressure, to check whether the air at a predetermined flow rate from the outlet before Symbol first cooling passage is spouting Furthermore, it is more suitable if it is provided.

このようなタービン用高温部材の製造方法によれば、削り落とされた細かいストップオフ剤が、タービン用高温部材の外部に確実に排出されたタービン用高温部材が製造されることになるので、このタービン用高温部材が取り付けられたタービンの内部に、削り落とされた細かいストップオフ剤が飛散するのを確実に防止することができる。
また、このようなタービン用高温部材の製造方法によれば、第１冷却通路の出口から所定流量の空気が確実に噴き出すタービン用高温部材が製造されることになるので、このタービン用高温部材が取り付けられたタービンを効率よく運転することができ、タービンの信頼性を向上させることができる。 According to such a method for manufacturing a high temperature member for turbines, a fine component of the stop-off agent that has been scraped off is reliably discharged to the outside of the high temperature member for turbines. It is possible to reliably prevent the finely cut off stop-off agent from being scattered inside the turbine to which the turbine high temperature member is attached.
Further, according to such a method for manufacturing a high-temperature member for turbines, a high-temperature member for turbines in which air of a predetermined flow rate is surely ejected from the outlet of the first cooling passage is manufactured. The attached turbine can be operated efficiently, and the reliability of the turbine can be improved.

本発明に係るタービン用高温部材によれば、プラグをシュラウドにロウ付けした後、マルチホールの出口がロウ材によって閉塞されているか否かを確認することができ、マルチホールの出口に塗布されたストップオフ剤を除去することができるという効果を奏する。   According to the high-temperature member for turbine according to the present invention, after brazing the plug to the shroud, it can be confirmed whether or not the outlet of the multihole is blocked by the brazing material, and applied to the outlet of the multihole. There is an effect that the stop-off agent can be removed.

本発明の第１実施形態に係るタービン用高温部材の縦断面図である。It is a longitudinal cross-sectional view of the high temperature member for turbines concerning 1st Embodiment of this invention. 図１のＡ−Ａ矢視断面図である。It is AA arrow sectional drawing of FIG. シュラウドをタービン用高温部材の翼端側（図１において上側）から見た図である。It is the figure which looked at the shroud from the blade end side (upper side in FIG. 1) of the high temperature member for turbines. 図３のＢ−Ｂ矢視断面図である。It is a BB arrow sectional view of Drawing 3. 本発明の第１実施形態に係るタービン用高温部材の製造工程を説明するためのフローチャートである。It is a flowchart for demonstrating the manufacturing process of the high temperature member for turbines which concerns on 1st Embodiment of this invention. 本発明の第２実施形態に係るタービン用高温部材の斜視図である。It is a perspective view of the high temperature member for turbines concerning a 2nd embodiment of the present invention. 図６のＣ−Ｃ矢視断面図である。It is CC sectional view taken on the line of FIG. 図７のＤ−Ｄ矢視断面図である。It is DD sectional view taken on the line of FIG. 本発明の第３実施形態に係るタービン用高温部材の断面図である。It is sectional drawing of the high temperature member for turbines concerning 3rd Embodiment of this invention. 本発明の第３実施形態に係るタービン用高温部材の断面図であって、図９とは異なる位置で切った図である。It is sectional drawing of the high temperature member for turbines concerning 3rd Embodiment of this invention, Comprising: It is the figure cut in the position different from FIG. 式１から式３を説明するための図である。It is a figure for demonstrating Formula 1 to Formula 3. FIG.

〔第１実施形態〕
以下、本発明の第１実施形態に係るタービン用高温部材について、図１から図５を参照しながら説明する。
図１は本実施形態に係るタービン用高温部材の縦断面図、図２は図１のＡ−Ａ矢視断面図、図３はシュラウドをタービン用高温部材の翼端側（図１において上側）から見た図、図４は図３のＢ−Ｂ矢視断面図、図５は本実施形態に係るタービン用高温部材の製造工程を説明するためのフローチャートである。 [First Embodiment]
Hereinafter, the high temperature member for turbines according to the first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 5.
1 is a longitudinal sectional view of a high temperature member for turbines according to the present embodiment, FIG. 2 is a sectional view taken along the line AA in FIG. 1, and FIG. 3 is a blade end side of the high temperature member for turbines (upper side in FIG. 1). FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line B-B of FIG. 3, and FIG. 5 is a flowchart for explaining a manufacturing process of the high-temperature member for turbine according to the present embodiment.

本実施形態に係るタービン用高温部材１は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部（図示せず）と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部（図示せず）と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部（図示せず）とを主たる要素として構成されたガスタービンの、タービン部後方段に設置される翼高さの高い長大化されたタービン動翼に適用され得るものである。   The turbine high-temperature member 1 according to the present embodiment is, for example, a compressor (not shown) that compresses combustion air and fuel is injected into the high-pressure air that is sent from the compressor to burn, The main components are a combustion section (not shown) that generates combustion gas and a turbine section (not shown) that is located downstream of the combustion section and is driven by the combustion gas exiting the combustion section. The present invention can be applied to an elongated turbine blade having a high blade height installed at the rear stage of the turbine section of a gas turbine.

図１において、符号２はタービン用高温部材１の先端に設けられたシュラウド、符号３はシュラウド２に設けられたフィンである。また、符号４はタービン用高温部材（以下「タービン動翼」という。）１の内部に穿設されたマルチホール（複数の第１冷却通路）、符号５はタービン動翼１の内壁に設けられたピンフィン、符号６は空胴７を支持するリブ、符号８はハブ部、符号９は翼根部である。   In FIG. 1, reference numeral 2 is a shroud provided at the tip of the turbine high temperature member 1, and reference numeral 3 is a fin provided in the shroud 2. Reference numeral 4 denotes a multi-hole (a plurality of first cooling passages) drilled in a turbine high temperature member (hereinafter referred to as “turbine rotor blade”) 1, and reference numeral 5 denotes an inner wall of the turbine rotor blade 1. Pin fins, reference numeral 6 is a rib for supporting the cavity 7, reference numeral 8 is a hub portion, and reference numeral 9 is a blade root portion.

図４に示すように、シュラウド２の内部には、キャビティ１１が形成されており、キャビティ１１には、プラグ（キャップ）１２が上面側より挿入されて、シュラウド２の内部に空間が形成されるようになっている。そして、キャビティ１１には、マルチホール４がそれぞれ連通し、後述する冷却媒体（空気や蒸気等）１３（図１参照）が供給されるようになっている。
なお、冷却媒体１３は、例えば、圧縮部（図示せず）からの抽気空気を供給源としている。また、キャビティ１１にはそれぞれ、対向する両側に向かって複数の冷却通路（第２冷却通路）１４が連通しており、冷却通路１４はそれぞれシュラウド２の両端面で開口し、これら開口から冷却媒体１３が流出されるようになっている。 As shown in FIG. 4, a cavity 11 is formed inside the shroud 2, and a plug (cap) 12 is inserted into the cavity 11 from the upper surface side to form a space inside the shroud 2. It is like that. The multiholes 4 communicate with the cavities 11 so that a cooling medium (air, steam, etc.) 13 (see FIG. 1), which will be described later, is supplied.
The cooling medium 13 uses, for example, extracted air from a compression unit (not shown) as a supply source. Further, a plurality of cooling passages (second cooling passages) 14 communicate with the cavities 11 toward both sides facing each other, and the cooling passages 14 open at both end faces of the shroud 2, respectively, and the cooling medium passes through these openings. 13 is discharged.

冷却媒体１３は、図１において実線矢印で示すように、翼根部９より空胴７に流入し、ピンフィン５により熱伝達率を向上させて基部を冷却してマルチホール４を流れて先端部へ導かれる。先端部に導かれた冷却媒体１３は、シュラウド２のキャビティ１１に流入して、キャビティ１１から各冷却通路１４を通り、図３において実線矢印で示すように、シュラウド２の両端面に形成された開口から流出して、シュラウド２の全体を冷却する。   The cooling medium 13 flows into the cavity 7 from the blade root portion 9 as shown by a solid arrow in FIG. 1, improves the heat transfer coefficient by the pin fins 5, cools the base portion, flows through the multihole 4, and moves to the tip portion. Led. The cooling medium 13 guided to the tip portion flows into the cavity 11 of the shroud 2, passes through each cooling passage 14 from the cavity 11, and is formed on both end faces of the shroud 2 as indicated by solid arrows in FIG. 3. It flows out of the opening and cools the entire shroud 2.

また、タービン動翼１の先端には、インテグラル状をなすシュラウド２がタービン用高温部材１と一体に形成されている。シュラウド２は、タービン動翼１の先端から漏洩するガスを減少させるとともに、シュラウド２の端面を隣接するシュラウド２の端面に圧接させて一連のグループ翼を形成することにより、タービン動翼１の耐振動強度を向上させている。タービン動翼１には、回転軸方向と円周方向との２方向の振動が発生するが、シュラウド２の端面を図３に示すように斜めに形成することにより、両方向の振動が抑制される。また、シュラウド２には、タービン動翼１の先端部から漏洩するガスを減少させるためとケーシング側との接触を防止するため、一体鋳造や削り出し等により形成されたフィン３が設けられている。   An integral shroud 2 is integrally formed with the turbine high-temperature member 1 at the tip of the turbine rotor blade 1. The shroud 2 reduces the gas leaked from the tip of the turbine blade 1, and presses the end surface of the shroud 2 against the end surface of the adjacent shroud 2 to form a series of group blades. The vibration intensity is improved. The turbine rotor blade 1 generates vibrations in two directions, that is, the rotation axis direction and the circumferential direction. By forming the end surface of the shroud 2 diagonally as shown in FIG. 3, vibrations in both directions are suppressed. . In addition, the shroud 2 is provided with fins 3 formed by integral casting, scraping or the like in order to reduce gas leaking from the tip of the turbine rotor blade 1 and to prevent contact with the casing side. .

さて、本実施形態に係るタービン動翼１では、プラグ１２に、図３および図４に示すような、板厚方向（図３において紙面に垂直な方向、図４において上下方向）に貫通する貫通孔２１が設けられている。
貫通孔２１の内径は、マルチホール４の内径が２．０ｍｍ〜２．５ｍｍ程度であるのに対して、０．５ｍｍ程度、すなわち、マルチホール４の内径の１／４〜１／５程度に設定されている。また、貫通孔２１は、その中心が、マルチホール４の中心軸線Ｃ上、すなわち、マルチホール４の出口端を形成する円の中心の直上に位置するようにして設けられている。言い換えれば、貫通孔２１は、貫通孔２１とマルチホール４とを、タービン動翼１の翼端側（図１において上側）から見たとき、図３に示すように、貫通孔２１の輪郭とマルチホール４の輪郭とが同心円をなすようにして形成されている。 Now, in the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment, the plug 12 penetrates in the plate thickness direction (the direction perpendicular to the paper surface in FIG. 3 and the vertical direction in FIG. 4) as shown in FIGS. A hole 21 is provided.
The inner diameter of the through hole 21 is about 0.5 mm, that is, about 1/4 to 1/5 of the inner diameter of the multihole 4, whereas the inner diameter of the multihole 4 is about 2.0 mm to 2.5 mm. Is set. The through hole 21 is provided so that the center thereof is located on the central axis C of the multihole 4, that is, directly above the center of the circle forming the exit end of the multihole 4. In other words, when the through hole 21 is viewed from the blade tip side (upper side in FIG. 1) of the turbine rotor blade 1, as shown in FIG. The outline of the multihole 4 is formed so as to form a concentric circle.

つぎに、本実施形態に係るタービン動翼１の製造方法を、図５を用いて説明する。
まず、タービン動翼１の本体全体を精密鋳造する。
シュラウド（図５には「チップシュラウド」として表記）２および翼根部（図５には「翼根」として表記）９が所定の形状となるように、シュラウド２および翼根部９を機械加工する。
つぎに、キャビティ１１、およびプラグ１２を収容する（受け入れる）凹所２２を、シュラウド２の翼端側から放電加工する。
つづいて、冷却穴となるマルチホール４を翼プロファイル（翼部）に加工し、冷却穴となる冷却通路１４をシュラウド２に加工する。 Next, a method for manufacturing the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment will be described with reference to FIG.
First, the entire main body of the turbine rotor blade 1 is precision cast.
The shroud 2 and the blade root portion 9 are machined so that the shroud (indicated as “tip shroud” in FIG. 5) 2 and the blade root portion (indicated as “blade root” in FIG. 5) 9 have a predetermined shape.
Next, the cavity 11 and the recess 22 that accommodates (receives) the plug 12 are subjected to electric discharge machining from the blade end side of the shroud 2.
Subsequently, the multihole 4 serving as a cooling hole is processed into a blade profile (blade portion), and the cooling passage 14 serving as a cooling hole is processed into the shroud 2.

つぎに、図４に符号３１で示すストップオフ剤（例えば、特開２００４−１７４５８０号公報に開示されたストップオフ剤、「ロウ流れ防止剤」ともいう。）を、マルチホール４の出口に周方向に沿って環状の堰を形成するようにして塗布する。
つづいて、凹所２２の内周面全体にロウ材３２を塗布して、プラグ（図５には「チッププラグ」として表記）１２を挿入し、熱処理してプラグ１２をロウ付けする。
なお、図４においてキャビティ１１の内周面および底面に示しているロウ材３２は、熱処理の際に凹所２２内から流れ落ちたロウ材３２である。図４に示すように、熱処理の際に凹所２２内からロウ材３２が流れ落ちた場合でも、ストップオフ剤３１によりロウ材３２がマルチホール４内に流れ込むのが防止される（堰き止められる）ようになっている。 Next, a stop-off agent indicated by reference numeral 31 in FIG. 4 (for example, a stop-off agent disclosed in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2004-174580, also referred to as “a wax flow preventing agent”) is placed around the outlet of the multihole 4. It is applied so as to form an annular weir along the direction.
Subsequently, a brazing material 32 is applied to the entire inner peripheral surface of the recess 22, a plug (shown as “chip plug” in FIG. 5) 12 is inserted, and heat treatment is performed to braze the plug 12.
Note that the brazing material 32 shown on the inner peripheral surface and the bottom surface of the cavity 11 in FIG. 4 is the brazing material 32 that has flowed down from the inside of the recess 22 during the heat treatment. As shown in FIG. 4, even when the brazing material 32 flows down from the inside of the recess 22 during the heat treatment, the brazing material 32 is prevented from flowing into the multi-hole 4 by the stop-off agent 31 (damped). It is like that.

つぎに、貫通孔（図５には「検査孔」として表記）２１から金属製の棒状部材９１（図１１参照）の先端部を挿入して、当該貫通孔２１の直下にあるマルチホール４がロウ材３２で閉塞していないかを確認するとともに、マルチホール４の出口に塗布されたストップオフ剤３１を、金属製の棒状部材の先端で削り落として除去する。
つづいて、翼根部９の空胴７から所定圧力の空気を注入（供給）し、冷却通路１４を介して削り落とされた細かい（微細な）ストップオフ剤３１をエアブローするとともに、各冷却通路１４の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験（確認）する。
なお、図４に示すように、冷却通路１４の入口（の大半）がロウ材３２で閉塞されている場合には、上述の金属製の棒状部材よりも太い金属製の棒状部材の先端部を、当該冷却通路１４の出口から挿入して、冷却通路１４の入口を閉塞しているロウ材３２を削り落とし、当該冷却通路１４から所定流量の空気が噴き出すようにする。 Next, the tip of the metal rod-shaped member 91 (see FIG. 11) is inserted from the through hole (indicated as “inspection hole” in FIG. 5) 21, and the multihole 4 directly below the through hole 21 is formed. It is confirmed whether or not it is blocked by the brazing material 32, and the stop-off agent 31 applied to the outlet of the multi-hole 4 is scraped off and removed at the tip of a metal rod-shaped member.
Subsequently, air of a predetermined pressure is injected (supplied) from the cavity 7 of the blade root portion 9, and the fine (fine) stop-off agent 31 scraped off through the cooling passage 14 is blown into the air, and each cooling passage 14 is also blown. Test (confirm) whether or not a predetermined flow rate of air is ejected from the outlet of
In addition, as shown in FIG. 4, when the inlet (most part) of the cooling passage 14 is obstruct | occluded with the brazing material 32, the front-end | tip part of a metal rod-shaped member thicker than the metal rod-shaped member mentioned above is used. The brazing material 32 that is inserted from the outlet of the cooling passage 14 and blocks the inlet of the cooling passage 14 is scraped off so that a predetermined flow rate of air is ejected from the cooling passage 14.

本実施形態に係るタービン動翼１によれば、プラグ１２をシュラウド２にロウ付けした後、マルチホール４の出口がロウ材３２によって閉塞されているか否かを、貫通孔２１から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、マルチホール４の出口に塗布されたストップオフ剤３１を、貫通孔２１から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。   According to the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment, after the plug 12 is brazed to the shroud 2, whether or not the outlet of the multihole 4 is blocked by the brazing material 32 is determined from the through hole 21 to the tip of the rod-shaped member. The stop-off agent 31 applied to the outlet of the multihole 4 can be removed by scraping off the tip of the rod-shaped member inserted from the through hole 21.

また、本実施形態に係るタービン動翼１によれば、貫通孔２１は、その中心が、マルチホール４の中心軸線Ｃ上に位置するようにして設けられており、貫通孔２１の直下には、マルチホール４の出口が必ず位置することになるので、マルチホール４の出口がロウ材３２によって閉塞されているか否かの確認作業、およびマルチホール４の出口に塗布されたストップオフ剤３１を削り落として除去する作業を効率よく、かつ、迅速に行うことができる。   Further, according to the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment, the through hole 21 is provided so that the center thereof is located on the central axis C of the multihole 4. Since the exit of the multi-hole 4 is always located, the work for confirming whether the exit of the multi-hole 4 is blocked by the brazing material 32 and the stop-off agent 31 applied to the exit of the multi-hole 4 The work of scraping and removing can be performed efficiently and quickly.

本実施形態に係るタービン動翼１を具備したガスタービンによれば、プラグ１２をシュラウド２にロウ付けした後、マルチホール４の出口がロウ材３２によって閉塞されているか否かの確認がなされたタービン動翼１を具備していることになるので、マルチホール４が閉塞していることによるタービン動翼１の熱損傷を確実に防止することができる。
また、本実施形態に係るタービン動翼１を具備したガスタービンによれば、マルチホール４の出口に塗布されたストップオフ剤３１が除去されたタービン動翼１を具備していることになるので、マルチホール４の流路抵抗を低減させることができ、冷却媒体の消費量を低減させることができる。 According to the gas turbine provided with the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment, after the plug 12 is brazed to the shroud 2, it is confirmed whether or not the outlet of the multihole 4 is blocked by the brazing material 32. Since the turbine rotor blade 1 is provided, thermal damage to the turbine rotor blade 1 due to the multihole 4 being blocked can be reliably prevented.
Moreover, according to the gas turbine provided with the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment, the turbine rotor blade 1 from which the stop-off agent 31 applied to the outlet of the multihole 4 is removed is provided. The flow path resistance of the multihole 4 can be reduced, and the consumption of the cooling medium can be reduced.

本実施形態に係るタービン動翼１の製造方法によれば、プラグ１２をシュラウド２にロウ付けした後、マルチホール４の出口がロウ材３２によって閉塞されているか否かを、貫通孔２１から棒状部材の先端部を挿入することにより確認することができ、マルチホール４の出口に塗布されたストップオフ剤３１を、貫通孔２１から挿入された棒状部材の先端で削り落とすことにより除去することができる。   According to the method for manufacturing the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment, whether or not the outlet of the multi-hole 4 is blocked by the brazing material 32 after the plug 12 is brazed to the shroud 2 is determined in a rod shape. It can be confirmed by inserting the tip of the member, and the stop-off agent 31 applied to the outlet of the multi-hole 4 can be removed by scraping off the tip of the rod-like member inserted from the through hole 21. it can.

本実施形態に係るタービン動翼１の製造方法によれば、冷却通路１４を介して削り落とされた細かいストップオフ剤３１が、タービン動翼１の外部に確実に排出されたタービン動翼１が製造されることになるので、このタービン動翼１が取り付けられたタービンの内部に、削り落とされた細かいストップオフ剤３１が飛散するのを確実に防止することができる。
また、本実施形態に係るタービン動翼１の製造方法によれば、冷却通路１４の各出口から所定流量の空気が確実に噴き出すタービン動翼１が製造されることになるので、このタービン動翼１が取り付けられたタービンを効率よく運転することができ、タービンの信頼性を向上させることができる。 According to the method for manufacturing the turbine blade 1 according to the present embodiment, the turbine blade 1 in which the fine stop-off agent 31 scraped off through the cooling passage 14 is reliably discharged to the outside of the turbine blade 1 is obtained. Since it is manufactured, it is possible to reliably prevent the fine stop-off agent 31 that has been scraped off from scattering inside the turbine to which the turbine blade 1 is attached.
Further, according to the method for manufacturing the turbine rotor blade 1 according to the present embodiment, the turbine rotor blade 1 in which a predetermined flow rate of air is surely ejected from each outlet of the cooling passage 14 is manufactured. The turbine to which 1 is attached can be operated efficiently, and the reliability of the turbine can be improved.

〔第２実施形態〕
つぎに、本発明の第２実施形態に係るタービン用高温部材について、図６から図８を参照しながら説明する。
図６は本実施形態に係るタービン用高温部材の斜視図、図７は図６のＣ−Ｃ矢視断面図、図８は図７のＤ−Ｄ矢視断面図である。 [Second Embodiment]
Next, a high temperature member for turbines according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
6 is a perspective view of the turbine high-temperature member according to the present embodiment, FIG. 7 is a cross-sectional view taken along the line CC in FIG. 6, and FIG. 8 is a cross-sectional view taken along the line DD in FIG.

本実施形態に係るタービン用高温部材４１は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部（図示せず）と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部（図示せず）と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部（図示せず）とを主たる要素として構成されたガスタービンの、タービン部に設置されるタービン静翼（例えば、２段静翼）に適用され得るものである。   The high temperature member for turbine 41 according to the present embodiment includes, for example, a compression unit (not shown) that compresses combustion air, and injects and burns fuel into the high-pressure air that is sent from the compression unit. The main components are a combustion section (not shown) that generates combustion gas and a turbine section (not shown) that is located downstream of the combustion section and is driven by the combustion gas exiting the combustion section. The present invention can be applied to a turbine stationary blade (for example, a two-stage stationary blade) installed in a turbine section of a gas turbine.

図６に示すように、タービン用高温部材（以下「タービン静翼」という。）４１は、外側シュラウド４２と、内側シュラウド４３と、翼本体４４とを備えている。外側シュラウド４２は、四方の周囲が端部フランジ４２ａ，４２ｂ，４２ｃ，４２ｄで囲まれており、その内部には底面４２ｅが設けられている。また、内側シュラウド４３も外側シュラウド４２と同様に、四方の周囲が端部フランジ４３ａ，４３ｂ，４３ｃ，４３ｄで囲まれており、その下側（内側）には取付フランジ５１，５２が設けられ、その上側（外側）には底面４３ｅが設けられている。   As shown in FIG. 6, the high-temperature turbine member (hereinafter referred to as “turbine stationary blade”) 41 includes an outer shroud 42, an inner shroud 43, and a blade body 44. The outer shroud 42 is surrounded by the end flanges 42a, 42b, 42c, and 42d on the four sides, and a bottom surface 42e is provided therein. Similarly to the outer shroud 42, the inner shroud 43 is surrounded on the four sides by end flanges 43a, 43b, 43c, 43d, and mounting flanges 51, 52 are provided on the lower side (inner side). A bottom surface 43e is provided on the upper side (outer side).

図７および図８に示すように、内側シュラウド４３の内部には、キャビティ４４が形成されており、キャビティ４４には、プラグ（キャップ）４５が側面側より挿入されて、内側シュラウド４３の内部に空間が形成されるようになっている。また、キャビティ４４には、マルチホール（複数の第１冷却通路）４６がそれぞれ連通し、冷却媒体１３（図７参照）が供給されるようになっている。   As shown in FIG. 7 and FIG. 8, a cavity 44 is formed inside the inner shroud 43, and a plug (cap) 45 is inserted into the cavity 44 from the side surface so as to be inside the inner shroud 43. A space is formed. In addition, multi-holes (a plurality of first cooling passages) 46 communicate with the cavities 44 so that the cooling medium 13 (see FIG. 7) is supplied.

そして、タービン静翼４１には、外側シュラウド４２の側からインピンジ板（図示せず）を介して冷却媒体１３が外側シュラウド４２内へ流入し、外側シュラウド４２の内面を冷却するとともに、翼本体４７の上部開口４８から翼本体４７内に流入し、翼本体４７の内部に設けられた通路（図示せず）を流れて翼本体４７を冷却する。翼本体４７を冷却した空気は、内側シュラウド４３の内部に穿設されたマルチホール４６を介して、内側シュラウド４３の内部に形成されたキャビティ４４内へ流入し、内側シュラウド４３の内面を冷却した後、タービン静翼４１外へ流出するようになっている。   The cooling medium 13 flows into the turbine stationary blade 41 from the outer shroud 42 side through an impingement plate (not shown) to cool the inner surface of the outer shroud 42 and the blade body 47. The blade main body 47 flows into the blade main body 47 from the upper opening 48 and flows through a passage (not shown) provided in the blade main body 47 to cool the blade main body 47. The air that has cooled the wing body 47 flows into the cavity 44 formed inside the inner shroud 43 through the multi-hole 46 formed in the inner shroud 43, and cools the inner surface of the inner shroud 43. Then, it flows out of the turbine stationary blade 41.

また、プラグ４５には、図８に示すような、板厚方向（図８において左右方向）に貫通する貫通孔４９が設けられている。
貫通孔４９の内径は、マルチホール４６の内径が２．０ｍｍ〜２．５ｍｍ程度であるのに対して、０．５ｍｍ程度、すなわち、マルチホール４６の内径の１／４〜１／５程度に設定されている。また、貫通孔４９は、その中心が、マルチホール４６の中心軸線Ｃ１上、すなわち、マルチホール４６の出口端を形成する円の中心の直上に位置するようにして設けられている。言い換えれば、貫通孔４９は、貫通孔４９とマルチホール４６とを、内側シュラウド４３の側面側（図８において右側）から見たとき、貫通孔４９の輪郭とマルチホール４６の輪郭とが同心円をなすようにして形成されている。 Further, the plug 45 is provided with a through hole 49 penetrating in the plate thickness direction (left and right direction in FIG. 8) as shown in FIG.
The inner diameter of the through hole 49 is about 0.5 mm, that is, about 1/4 to 1/5 of the inner diameter of the multihole 46, whereas the inner diameter of the multihole 46 is about 2.0 mm to 2.5 mm. Is set. The through hole 49 is provided so that the center thereof is located on the central axis C <b> 1 of the multihole 46, i.e., directly above the center of the circle forming the exit end of the multihole 46. In other words, when the through hole 49 and the multihole 46 are viewed from the side surface side (the right side in FIG. 8) of the inner shroud 43, the through hole 49 and the multihole 46 have a concentric circle. It is formed in a manner.

ここで、本実施形態に係るマルチホール４６、キャビティ４４、プラグ４５、貫通孔４９はそれぞれ、第１実施形態のところで説明したマルチホール４、キャビティ１１、プラグ１２、貫通孔２１に対応するものである。
また、本実施形態に係るタービン静翼４１の製造方法のうち、主たる特徴部となるキャビティ４４、およびプラグ４５を収容する（受け入れる）凹所５０を、内側シュラウド４３の側面側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール４６を内側シュラウド４３の内部に加工する段階（工程）から、翼本体４７の上部開口４８から所定圧力の空気を注入（供給）し、キャビティ４４を介して削り落とされた細かい（微細な）ストップオフ剤３１（図４参照）をエアブローするとともに、キャビティ４４の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験（確認）する段階（工程）までは、第１実施形態のところで説明したキャビティ１１、およびプラグ１２を収容する（受け入れる）凹所２２を、シュラウド２の翼端側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール４を翼プロファイル（翼部）に加工する段階（工程）から、翼根部９の空胴７から所定圧力の空気を注入（供給）し、冷却通路１４を介して削り落とされた細かい（微細な）ストップオフ剤３１をエアブローするとともに、各冷却通路１４の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験（確認）する段階（工程）と同じであるので、ここではその説明を省略する。 Here, the multihole 46, the cavity 44, the plug 45, and the through hole 49 according to this embodiment correspond to the multihole 4, the cavity 11, the plug 12, and the through hole 21 described in the first embodiment, respectively. is there.
Further, in the method for manufacturing the turbine vane 41 according to the present embodiment, the cavity 44 serving as the main feature and the recess 50 that accommodates (accepts) the plug 45 are subjected to electric discharge machining from the side surface side of the inner shroud 43, From the stage (process) in which the multi-hole 46 serving as a cooling hole is processed inside the inner shroud 43, air of a predetermined pressure is injected (supplied) from the upper opening 48 of the blade body 47 and is scraped off through the cavity 44. The first step is performed until the step (process) of blowing (blowing) a fine (fine) stop-off agent 31 (see FIG. 4) and testing (confirming) whether or not a predetermined flow rate of air is ejected from the outlet of the cavity 44. The cavity 11 described in the embodiment and the recess 22 for receiving (receiving) the plug 12 are subjected to electric discharge machining from the blade tip side of the shroud 2, From the stage (process) of processing the multi-hole 4 serving as a rejection hole into a blade profile (wing portion), air of a predetermined pressure is injected (supplied) from the cavity 7 of the blade root portion 9 and scraped off through the cooling passage 14. This is the same as the step (process) in which the fine (fine) stop-off agent 31 is blown and tested (checked) whether or not a predetermined flow rate of air is ejected from the outlet of each cooling passage 14. Then, the explanation is omitted.

本実施形態に係るタービン静翼４１、本実施形態に係るタービン静翼４１を具備したガスタービン、および本実施形態に係るタービン静翼４１の製造方法に係る作用効果は、上述した実施形態に係るタービン動翼１、上述した実施形態に係るタービン動翼１を具備したガスタービン、および上述した実施形態に係るタービン動翼１の製造方法に係る作用効果と同様であるので、ここではその説明を省略する。   The effects of the turbine stationary blade 41 according to the present embodiment, the gas turbine including the turbine stationary blade 41 according to the present embodiment, and the method of manufacturing the turbine stationary blade 41 according to the present embodiment are related to the above-described embodiment. Since it is the same as the effect which concerns on the manufacturing method of the turbine rotor blade 1, the gas turbine provided with the turbine rotor blade 1 which concerns on embodiment mentioned above, and the turbine rotor blade 1 which concerns on embodiment mentioned above, the description is here. Omitted.

〔第３実施形態〕
つぎに、本発明の第３実施形態に係るタービン用高温部材について、図９および図１０を参照しながら説明する。
図９は本実施形態に係るタービン用高温部材の断面図、図１０は本実施形態に係るタービン用高温部材の断面図であって、図９とは異なる位置で切った図である。 [Third Embodiment]
Next, a high temperature member for turbine according to a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 9 and 10.
FIG. 9 is a cross-sectional view of the high-temperature member for turbines according to the present embodiment, and FIG. 10 is a cross-sectional view of the high-temperature member for turbines according to the present embodiment, which is cut at a position different from FIG.

本実施形態に係るタービン用高温部材６１は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部（図示せず）と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部（図示せず）と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部（図示せず）とを主たる要素として構成されたガスタービンのタービン部に設置されて、ガスタービンの運転時（高温時）におけるタービン動翼の先端との間の間隔（チップクリアランス）を適正に確保するタービン分割環に適用され得るものである。   The turbine high-temperature member 61 according to the present embodiment is, for example, a compressor (not shown) that compresses combustion air, and fuel is injected into the high-pressure air that is sent from the compressor, and burned. The main components are a combustion section (not shown) that generates combustion gas and a turbine section (not shown) that is located downstream of the combustion section and is driven by the combustion gas exiting the combustion section. It is installed in the turbine section of the gas turbine and can be applied to a turbine split ring that ensures an appropriate distance (tip clearance) from the tip of the turbine rotor blade during operation (high temperature) of the gas turbine.

図９または図１０に示すように、タービン用高温部材（以下「タービン分割環」という。）６１は、高温ガスである主流ガス６２の上流および下流の両側に形成された車室取付用フランジ６３，６４を介して遮熱環６５に取り付けられている。主流ガス６２の上流側に位置するタービン分割環６１の内部には、キャビティ６６が形成されており、キャビティ６６には、プラグ（キャップ）６７が側面側（上流側）より挿入されて、タービン分割環６１の内部に空間が形成されるようになっている。また、キャビティ６６には、マルチホール（複数の第１冷却通路）６８および複数の冷却通路（第２冷却通路）６９がそれぞれ連通している。マルチホール６８の一端（上流端）は、車室取付用フランジ６３の内側に位置する側面で開口し、マルチホール６８の他端（下流端）は、キャビティ６６を形成する底面で開口している。また、冷却通路６９の一端（上流端）は、キャビティ６６を形成する底面で開口し、冷却通路６９の他端（下流端）は、主流ガス６２の下流側に位置するタービン分割環６１の端面で開口している。   As shown in FIG. 9 or FIG. 10, a turbine high-temperature member (hereinafter referred to as “turbine split ring”) 61 has casing mounting flanges 63 formed on both upstream and downstream sides of a mainstream gas 62 that is a high-temperature gas. , 64 to the heat shield ring 65. A cavity 66 is formed inside the turbine split ring 61 located on the upstream side of the mainstream gas 62, and a plug (cap) 67 is inserted into the cavity 66 from the side surface (upstream side) to split the turbine. A space is formed inside the ring 61. The cavity 66 communicates with a multihole (a plurality of first cooling passages) 68 and a plurality of cooling passages (second cooling passages) 69. One end (upstream end) of the multihole 68 opens at a side surface located inside the passenger compartment mounting flange 63, and the other end (downstream end) of the multihole 68 opens at the bottom surface forming the cavity 66. . One end (upstream end) of the cooling passage 69 opens at the bottom surface forming the cavity 66, and the other end (downstream end) of the cooling passage 69 is the end face of the turbine split ring 61 located on the downstream side of the mainstream gas 62. It is open at.

そして、冷却媒体供給穴７０を介して供給された冷却媒体１３は、インピンジメント板７１の冷却孔７２から空間７３内に流入し、空間７３内に流入した冷却媒体１３は、タービン分割環６１に衝突してタービン分割環６１を強制冷却して、マルチホール６８内に流入した後、キャビティ６６を通って冷却通路６９内に流入して、タービン分割環６１をさらに内部から冷却し、下流側の開口から主流ガス６２中に放出されるようになっている。   The cooling medium 13 supplied through the cooling medium supply hole 70 flows into the space 73 from the cooling hole 72 of the impingement plate 71, and the cooling medium 13 that has flowed into the space 73 enters the turbine dividing ring 61. After colliding and forcibly cooling the turbine split ring 61 and flowing into the multi-hole 68, the turbine split ring 61 flows into the cooling passage 69 through the cavity 66, and the turbine split ring 61 is further cooled from the inside. The gas is discharged into the mainstream gas 62 from the opening.

また、プラグ６７には、板厚方向（図９および図１０において左右方向）に貫通する貫通孔（図示せず）が設けられている。
貫通孔の内径は、マルチホール６８の内径が２．０ｍｍ〜２．５ｍｍ程度であるのに対して、０．５ｍｍ程度、すなわち、マルチホール６８の内径の１／４〜１／５程度に設定されている。また、貫通孔は、その中心が、マルチホール６８の中心軸線（図示せず）上、すなわち、マルチホール６８の出口端を形成する円の中心の直上に位置するようにして設けられている。言い換えれば、貫通孔は、貫通孔とマルチホール６８とを、タービン分割環６１の側面側（図９および図１０において左側）から見たとき、貫通孔の輪郭とマルチホール６８の輪郭とが同心円をなすようにして形成されている。 Further, the plug 67 is provided with a through hole (not shown) penetrating in the plate thickness direction (left and right direction in FIGS. 9 and 10).
The inner diameter of the through hole is set to about 0.5 mm, that is, about 1/4 to 1/5 of the inner diameter of the multihole 68, whereas the inner diameter of the multihole 68 is about 2.0 mm to 2.5 mm. Has been. The through hole is provided so that the center thereof is located on the central axis (not shown) of the multihole 68, that is, directly above the center of the circle forming the exit end of the multihole 68. In other words, when the through hole and the multi-hole 68 are viewed from the side of the turbine split ring 61 (left side in FIGS. 9 and 10), the outline of the through-hole and the outline of the multi-hole 68 are concentric. Is formed.

ここで、本実施形態に係るマルチホール６８、キャビティ６６、プラグ６７、貫通孔、冷却通路６９はそれぞれ、第１実施形態のところで説明したマルチホール４、キャビティ１１、プラグ１２、貫通孔２１、冷却通路１４に対応するものである。
また、本実施形態に係るタービン分割環６１の製造方法のうち、主たる特徴部となるキャビティ６６、およびプラグ６７を収容する（受け入れる）凹所８０を、タービン分割環６１の側面側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール６８および冷却通路６９をタービン分割環６１の内部に加工する段階（工程）から、冷却媒体供給穴７０から所定圧力の空気を注入（供給）し、キャビティ６６を介して削り落とされた細かい（微細な）ストップオフ剤３１（図４参照）をエアブローするとともに、冷却通路６９の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験（確認）する段階（工程）までは、第１実施形態のところで説明したキャビティ１１、およびプラグ１２を収容する（受け入れる）凹所２２を、シュラウド２の翼端側から放電加工し、冷却穴となるマルチホール４を翼プロファイル（翼部）に加工する段階（工程）から、翼根部９の空胴７から所定圧力の空気を注入（供給）し、冷却通路１４を介して削り落とされた細かい（微細な）ストップオフ剤３１をエアブローするとともに、各冷却通路１４の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを試験（確認）する段階（工程）と同じであるので、ここではその説明を省略する。 Here, the multihole 68, the cavity 66, the plug 67, the through hole, and the cooling passage 69 according to the present embodiment are respectively the multihole 4, the cavity 11, the plug 12, the through hole 21, and the cooling described in the first embodiment. This corresponds to the passage 14.
In addition, in the method for manufacturing the turbine split ring 61 according to the present embodiment, the recesses 80 that accommodate (accept) the cavities 66 and the plugs 67 as main features are subjected to electric discharge machining from the side surface side of the turbine split ring 61. From the stage (process) in which the multi-hole 68 and the cooling passage 69 serving as cooling holes are processed in the turbine split ring 61, air of a predetermined pressure is injected (supplied) from the cooling medium supply hole 70, and is passed through the cavity 66. Until the stage (step) of testing (confirming) whether or not a fine (fine) stop-off agent 31 (see FIG. 4) that has been scraped off is blown and whether or not a predetermined flow rate of air is being blown out from the outlet of the cooling passage 69. The recess 22 for receiving (receiving) the cavity 11 and the plug 12 described in the first embodiment is provided from the blade tip side of the shroud 2. From the stage (process) of machining the multi-hole 4 to be a cooling hole into a blade profile (blade portion) by electric machining, air of a predetermined pressure is injected (supplied) from the cavity 7 of the blade root portion 9, and the cooling passage 14 is formed. This is the same as the stage (process) in which the fine (fine) stop-off agent 31 scraped through the air is blown and a test (confirmation) is made as to whether or not a predetermined flow rate of air is ejected from the outlet of each cooling passage 14. Since there is, explanation is omitted here.

本実施形態に係るタービン分割環６１、本実施形態に係るタービン分割環６１を具備したガスタービン、および本実施形態に係るタービン分割環６１の製造方法に係る作用効果は、上述した実施形態に係るタービン動翼１、上述した実施形態に係るタービン動翼１を具備したガスタービン、および上述した実施形態に係るタービン動翼１の製造方法に係る作用効果と同様であるので、ここではその説明を省略する。   The effects of the turbine split ring 61 according to the present embodiment, the gas turbine including the turbine split ring 61 according to the present embodiment, and the method of manufacturing the turbine split ring 61 according to the present embodiment are related to the above-described embodiment. Since it is the same as the effect which concerns on the manufacturing method of the turbine rotor blade 1, the gas turbine provided with the turbine rotor blade 1 which concerns on embodiment mentioned above, and the turbine rotor blade 1 which concerns on embodiment mentioned above, the description is here. Omitted.

なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、適宜必要に応じて変形・変更実施可能である。
例えば、上述した第１実施形態では、貫通孔２１は、その中心が、マルチホール４の中心軸線Ｃ上に位置するようにして設けられているが、その中心をマルチホール４の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、マルチホール４の出口の輪郭よりも外側に位置するようにして設けるようにしてもよい。
このようにすることにより、マルチホール４の出口の直上には、貫通孔２１が位置しないようになり、マルチホール４の出口から流出した冷却媒体１３が、プラグ１２の下面（キャビティ１１と対向する面）に一旦衝突した後、冷却通路１４の方に流れていくようになる。
これにより、冷却媒体１３の貫通孔２１からの漏洩を低減させることができ、冷却媒体１３の消費量を低減させることができる。 Note that the present invention is not limited to the above-described embodiment, and can be modified and changed as necessary.
For example, in the first embodiment described above, the through hole 21 is provided such that the center thereof is located on the central axis C of the multihole 4, but the center includes a plane including the outlet of the multihole 4. May be provided so that the center thereof is located outside the contour of the outlet of the multi-hole 4 when projected onto.
By doing so, the through hole 21 is not located immediately above the outlet of the multihole 4, and the cooling medium 13 that has flowed out of the outlet of the multihole 4 faces the lower surface of the plug 12 (facing the cavity 11). Once collide with the surface), it flows toward the cooling passage 14.
Thereby, the leakage from the through-hole 21 of the cooling medium 13 can be reduced, and the consumption of the cooling medium 13 can be reduced.

ここで、図１１に示すように、貫通孔２１から金属製の棒状部材９１の先端部を挿入して、当該貫通孔２１の下方に位置するマルチホール４がロウ材３２（図４参照）で閉塞していないかを確認するとともに、マルチホール４の出口に塗布されたストップオフ剤３１（図４参照）を、金属製の棒状部材９１の先端で削り落として除去するには、図１１中の記号δ（マルチホール４の中心軸線Ｃと、貫通孔２１の中心軸線Ｃ２とのオフセット量）が、下記式１を満たせばよい。
ｈ×tanθ≧δ−（ｄ１÷２）＋（Ｄ÷２） （式１）
但し、マルチホール４・貫通穴２１・棒状部材９１の断面形状が全て円柱状であり、キャビティ１１の底面とプラグが平行である場合に限る（式２・式３において同じ）。 Here, as shown in FIG. 11, the tip end portion of the metal rod-shaped member 91 is inserted from the through hole 21, and the multi-hole 4 positioned below the through hole 21 is made of the brazing material 32 (see FIG. 4). In order to confirm whether or not the block is closed, the stop-off agent 31 (see FIG. 4) applied to the outlet of the multihole 4 is scraped off at the tip of the metal rod-shaped member 91 and removed. The symbol δ (the amount of offset between the central axis C of the multi-hole 4 and the central axis C2 of the through hole 21) may satisfy the following formula 1.
h × tan θ ≧ δ− (d1 ÷ 2) + (D ÷ 2) (Formula 1)
However, this is limited to the case where the cross-sectional shapes of the multi-hole 4, the through-hole 21, and the rod-shaped member 91 are all cylindrical, and the bottom surface of the cavity 11 and the plug are parallel (the same applies to Formula 2 and Formula 3).

また、式１をδについて解くと、下記式２のようになる。
δ≦（ｈ×tanθ）＋（ｄ１÷２）−（Ｄ÷２） （式２） Further, when Equation 1 is solved for δ, Equation 2 below is obtained.
δ ≦ (h × tan θ) + (d1 ÷ 2) − (D ÷ 2) (Formula 2)

さらに、図１１に示すように、式１および式２中の記号θは、金属製の棒状部材９１と貫通孔２１の中心軸線Ｃ２とがなす小さい方の角度（鋭角）であり、このθは下記式３を用いて求めることができる。
ｄ１＝（ｄ２÷cosθ）＋（ｔ×tanθ） （式３）
なお、上記式中の記号Ｄはマルチホール４の内径、記号ｄ１は貫通孔２１の内径、記号ｄ２は金属製の棒状部材９１の外径、記号ｈはキャビティ１１の底面からプラグ１２の下面までの距離、記号ｔはプラグ１２の板厚である。 Furthermore, as shown in FIG. 11, the symbol θ in the formulas 1 and 2 is the smaller angle (acute angle) formed by the metal rod-shaped member 91 and the central axis C2 of the through-hole 21, and this θ is It can obtain | require using following formula 3.
d1 = (d2 ÷ cos θ) + (t × tan θ) (Formula 3)
In the above formula, symbol D is the inner diameter of the multihole 4, symbol d1 is the inner diameter of the through hole 21, symbol d2 is the outer diameter of the metal rod-shaped member 91, and symbol h is from the bottom surface of the cavity 11 to the lower surface of the plug 12. The symbol t is the thickness of the plug 12.

また、上述した第１実施形態では、冷却通路１４がマルチホール４の中心軸線Ｃと直交する方向に延びるものを一具体例として挙げて説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、冷却通路１４が図４において斜め上方や斜め下方に延びるものにも適用可能である。   Further, in the first embodiment described above, the cooling passage 14 is described as one specific example in which the cooling passage 14 extends in the direction orthogonal to the central axis C of the multihole 4, but the present invention is not limited to this. The cooling passage 14 can also be applied to a case where the cooling passage 14 extends obliquely upward or obliquely downward in FIG.

１ タービン動翼（タービン用高温部材）
４ マルチホール（第１冷却通路）
１１ キャビティ
１２ プラグ
１４ 冷却通路（第２冷却通路）
２１ 貫通孔
４１ タービン静翼（タービン用高温部材）
４４ キャビティ
４５ プラグ
４６ マルチホール（第１冷却通路）
４９ 貫通孔
６１ タービン分割環（タービン用高温部材）
６６ キャビティ
６７ プラグ
６８ マルチホール（第１冷却通路）
６９ 冷却通路（第２冷却通路） 1 Turbine blade (High temperature member for turbine)
4 Multihole (first cooling passage)
11 Cavity 12 Plug 14 Cooling passage (second cooling passage)
21 Through-hole 41 Turbine stator blade (high temperature member for turbine)
44 Cavity 45 Plug 46 Multi hole (first cooling passage)
49 Through-hole 61 Turbine split ring (high temperature member for turbine)
66 Cavity 67 Plug 68 Multihole (first cooling passage)
69 Cooling passage (second cooling passage)

Claims (7)

冷却穴となって冷却媒体が通される複数の第１冷却通路と、
前記複数の第１冷却通路に連通するキャビティと、
前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材であって、
前記プラグの、前記複数の第１冷却通路の各出口と対応する各位置に、前記第１冷却通路の内径よりも小さい内径を有する貫通孔が設けられていることを特徴とするタービン用高温部材。 A plurality of first cooling passages through which a cooling medium is passed as cooling holes;
A cavity communicating with the plurality of first cooling passages;
A plug for closing the opening of the cavity, and a high temperature member for a turbine comprising:
A high-temperature member for turbine, wherein a through hole having an inner diameter smaller than the inner diameter of the first cooling passage is provided at each position of the plug corresponding to each outlet of the plurality of first cooling passages. . 前記貫通孔は、その中心を前記第１冷却通路の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、前記第１冷却通路の出口の輪郭よりも内側に位置するようにして設けられていることを特徴とする請求項１に記載のタービン用高温部材。   The through-hole is provided so that the center thereof is located inside the outline of the outlet of the first cooling passage when the center is projected onto a plane including the outlet of the first cooling passage. The high temperature member for turbine according to claim 1, wherein 前記貫通孔は、その中心が、前記第１冷却通路の中心軸線上に位置するようにして設けられていることを特徴とする請求項２に記載のタービン用高温部材。   The high-temperature member for turbine according to claim 2, wherein the through hole is provided so that a center thereof is located on a central axis of the first cooling passage. 前記貫通孔は、その中心を前記第１冷却通路の出口を含む平面に投影したときに、その中心が、前記第１冷却通路の出口の輪郭よりも外側に位置するようにして設けられていることを特徴とする請求項１に記載のタービン用高温部材。   The through hole is provided so that the center thereof is located outside the contour of the outlet of the first cooling passage when the center is projected onto a plane including the outlet of the first cooling passage. The high temperature member for turbine according to claim 1, wherein 請求項１から４のいずれか一項に記載のタービン用高温部材を備えてなることを特徴とするガスタービン。   A gas turbine comprising the turbine high-temperature member according to any one of claims 1 to 4. 冷却穴となって冷却媒体が通される複数の第１冷却通路と、
前記第１冷却通路に連通するキャビティと、
前記キャビティの開口を塞ぐプラグと、を備えたタービン用高温部材の製造方法であって、
前記キャビティ、および前記プラグを収容する凹所を加工する段階と、
前記第１冷却通路を加工する段階と、
前記凹所に前記プラグを固定する段階と、
前記プラグに設けられた貫通孔から棒状部材を挿入して、前記第１冷却通路が閉塞していないかを確認する段階と、を備えていることを特徴とするタービン用高温部材の製造方法。 A plurality of first cooling passages through which a cooling medium is passed as cooling holes;
A cavity communicating with the first cooling passage;
A plug for closing the opening of the cavity, and a method for producing a high-temperature member for a turbine comprising:
Comprising the steps of pressurizing Engineering a recess for accommodating the cavities, and the plug,
Machining the first cooling passage ;
And affixing the previous Symbol plug before Symbol recess,
By inserting the rod-like member from the through hole provided in the plug, before Symbol turbine first cold却通path, characterized in that it and a stage you sure you do not have closed busy Manufacturing method of high temperature member. 前記第１冷却通路の入口から所定圧力の空気を注入し、前記第１冷却通路の出口から所定流量の空気が噴き出しているか否かを確認する段階をさらに備えていることを特徴とする請求項６に記載のタービン用高温部材の製造方法。 Claims, characterized in that it comprises from said inlet of the first cooling passage to inject a predetermined air pressure, further pre Symbol stage air at a predetermined flow rate from the outlet of the first cooling passage to confirm whether belching Item 7. A method for manufacturing a high-temperature member for turbine according to Item 6.

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