WO2023223741A1 - タービン翼及びガスタービン - Google Patents

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WO2023223741A1
WO2023223741A1 PCT/JP2023/015408 JP2023015408W WO2023223741A1 WO 2023223741 A1 WO2023223741 A1 WO 2023223741A1 JP 2023015408 W JP2023015408 W JP 2023015408W WO 2023223741 A1 WO2023223741 A1 WO 2023223741A1
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WO
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passage
internal passage
internal
cooling
platform
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/015408
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English (en)
French (fr)
Inventor
達也 岩▲崎▼
隆志 仁内
靖夫 宮久
俊介 鳥井
Original Assignee
三菱重工業株式会社
三菱パワー株式会社
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Publication date
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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—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

Definitions

  • the present disclosure relates to turbine blades and gas turbines.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2022-082725 filed with the Japan Patent Office on May 20, 2022, the contents of which are incorporated herein.
  • turbine blades used in gas turbines are used in high-temperature combustion gas, so they are equipped with internal cooling channels for cooling. (See Patent Document 1).
  • the cooling flow path is formed as a serpentine flow path in which a plurality of internal passages are connected.
  • the serpentine passage when the cooling passage located closest to the leading edge side is the most downstream internal passage among the plurality of internal passages forming the serpentine passage, the serpentine passage The cooling air flowing through the inner passage is heated and its temperature increases before it reaches the inner passage. Therefore, the cooling capacity may be insufficient in the region on the leading edge side of the airfoil.
  • At least one embodiment of the present disclosure aims to optimize the metal temperature distribution of a turbine blade.
  • a turbine blade includes: a first internal passage extending in the blade height direction and opening at the root of the blade; The airfoil extends in the blade height direction, is formed closer to the leading edge of the airfoil than the first internal passage, and is connected to the first internal passage at a first folded portion on the tip side of the airfoil. a second internal passageway, a third internal passage extending in the blade height direction, formed closest to the leading edge side, and connected to the second internal passage at a second folded portion on the proximal end side of the airfoil portion; a fourth internal passage extending in the blade height direction and having a distal end portion of the airfoil portion connected to the second folded portion; Equipped with
  • the gas turbine according to at least one embodiment of the present disclosure includes: A turbine blade having the configuration described in (1) above is provided.
  • the metal temperature distribution of the turbine blade can be optimized.
  • FIG. 1 is a diagram schematically showing a partial cross-sectional structure of a gas turbine according to an embodiment.
  • 3B is a cross-sectional view of the airfoil along section II-II of FIGS. 3A, 3B, and 3C;
  • FIG. 3 is a sectional view taken along line III-III of the turbine blade in FIG. 2.
  • FIG. 3 is a sectional view taken along line III-III of the turbine blade in FIG. 2.
  • FIG. 3 is a sectional view taken along line III-III of the turbine blade in FIG. 2.
  • FIG. 3 is a sectional view taken along line III-III of the turbine blade in FIG. 2.
  • expressions such as “same,””equal,” and “homogeneous” that indicate that things are in an equal state do not only mean that things are exactly equal, but also have tolerances or differences in the degree to which the same function can be obtained. It also represents the existing state.
  • expressions that express shapes such as squares and cylinders do not only refer to shapes such as squares and cylinders in a strictly geometric sense, but also include irregularities and chamfers to the extent that the same effect can be obtained. Shapes including parts, etc. shall also be expressed.
  • the expressions “comprising,””comprising,”"equipping,”"containing,” or “having" one component are not exclusive expressions that exclude the presence of other components.
  • FIG. 1 is a diagram schematically showing a partial cross-sectional structure of a gas turbine 6 according to an embodiment.
  • This gas turbine 6 includes a compressor 91 and a turbine 92 that are directly connected to each other.
  • the compressor 91 is configured as, for example, an axial flow compressor, and draws in atmospheric air or a predetermined gas as a working fluid from a suction port to increase the pressure.
  • the combustor 8 is connected to the discharge port of the compressor 91, and the working fluid discharged from the compressor 91 is heated by the combustor 8 to a predetermined turbine inlet temperature. The working fluid heated to a predetermined temperature is then supplied to the turbine 92. As shown in FIG.
  • gas turbine stationary blades 5 are provided in multiple stages inside the casing of the turbine 92. Further, the gas turbine rotor blades 4 are attached to the rotor 64 so as to form a set of stages with each stationary blade 5. One end of the rotor 64 is connected to a rotating shaft 65 of a compressor 91, and the other end is connected to a rotating shaft of a generator (not shown).
  • FIGS. 2, 3A, 3B, and 3C are shown in FIGS. 2, 3A, 3B, and 3C.
  • 2 is a cross-sectional view of the airfoil section taken along section II-II in FIGS. 3A, 3B, and 3C, and FIG. 3A, FIG. 3B, and FIG. FIG. 3 illustrates different embodiments.
  • the turbine blade 50 is the gas turbine rotor blade 4 of the gas turbine 6 according to one embodiment, and includes an airfoil portion 81, a platform 83, and a blade root 85.
  • the blade root 85 is embedded in the rotor 64 of the gas turbine 6, and the turbine blade 50 rotates together with the rotor 64.
  • the platform 83 is integrally constructed with the blade root 85.
  • the turbine blade 50 has a meandering flow path (leading edge side meandering flow path 21) that extends from the blade center portion in a meandering manner toward the leading edge 51, and It has a meandering channel (trailing edge side meandering channel 22) that extends in a meandering manner toward the trailing edge 52.
  • the leading edge side meandering flow path 21 and the trailing edge side meandering flow path 22 are mutually independent flow paths.
  • six cooling passages 42 to 47 which constitute the leading edge meandering passage 21 and the trailing edge meandering passage 22, are arranged in order from the leading edge 51 side.
  • a cooling flow path 48 in which a large number of pin fins 7 are provided is provided on the rearmost edge side.
  • the turbine blade 50 shown in FIG. 2 has a plurality of cooling holes 1b that open near the leading edge 51 as film cooling holes that blow out film cooling air.
  • the plurality of cooling holes 1b are connected to the cooling channel 42.
  • the cooling passage 42, the cooling passage 43, and the cooling passage 44 which are provided in order from the leading edge 51 side, are sequentially connected to each other from the blade center portion to the front.
  • a meandering flow path (leading edge side meandering flow path 21) that extends while meandering toward the edge 51 is configured.
  • the cooling channel 45, the cooling channel 46, and the cooling channel 47 constitute a meandering channel (the trailing edge side meandering channel 22) that is sequentially connected toward the trailing edge 52.
  • an opening 44a which is an opening on one end side (inlet side) is formed at the root of the blade, that is, at the bottom 85a of the blade root 85.
  • an opening 45a which is an opening on one end side (inlet side) is formed in the bottom 85a of the blade root 85.
  • the cooling channel 42, the cooling channel 43, and the cooling channel 44 that constitute the leading edge meandering channel 21 will be described in order from the upstream side along the flow of cooling air.
  • the first internal passage 31 is also referred to as the cooling passage 43
  • the second internal passage 32 is also referred to as the second internal passage 32
  • the cooling passage 42 is also referred to as the third internal passage 33.
  • the first internal passage 31 extends in the blade height direction, that is, in the radial direction of the rotor 64 of the gas turbine 6, and opens at the root of the blade, as described above. ing.
  • the second internal passage 32 extends in the blade height direction, is formed closer to the leading edge 51 of the airfoil 81 than the first internal passage 31 is, and is formed in a first folded position on the tip 53 side of the airfoil 81.
  • the portion 61 is connected to the first internal passage 31 .
  • the third internal passage 33 extends in the blade height direction, is formed closest to the leading edge 51, and is connected to the second internal passage 32 at a second folded portion 62 on the base end 54 side of the airfoil portion 81. has been done.
  • the turbine blade 50 has a second blade that extends in the blade height direction and has an end 34b on the tip 53 side (radially outer side) of the airfoil portion 81 connected to the second folded portion 62.
  • 4 internal passages 34 Similar to the first internal passage 31, the fourth internal passage 34 has an opening 34a, which is an opening on one end side (inlet side), formed at the root of the blade.
  • the cooling air supplied from the opening 44a which is the cooling air intake, flows from the first internal passage 31 through the second internal passage 32. and flows toward the third internal passage 33, ie, toward the leading edge 51.
  • the leading edge meandering flow path 21 is also configured to be supplied with cooling air from the fourth internal passage 34 . That is, the cooling air that has flowed into the fourth internal passage 34 from the opening 34 a that is the cooling air intake of the fourth internal passage 34 is supplied to the second folded part 62 .
  • the cooling air flowing from the fourth internal passage 34 flows into the third internal passage 33 together with the cooling air from the second internal passage 32 .
  • a portion of the cooling air that has flowed into the third internal passage 33 is blown out from the plurality of cooling holes 1b as film cooling air 11 to film-cool the airfoil portion 81 from the outside. Further, a part of the cooling air that has entered the third internal passage 33 is blown out to the outside of the turbine blade 50 through the opening 42a formed at the tip of the airfoil portion 81. Furthermore, a portion of the cooling air that has flowed into the third internal passage 33 is also used to cool the platform 83, as will be described later.
  • the cooling air supplied from the opening 45a which is the cooling air intake, flows from the cooling flow path 45 to the cooling flow path 46 and the cooling flow path. 47 and then toward the cooling channel 48, that is, toward the trailing edge 52.
  • This cooling air is blown out as trailing edge blown air 12 from a cooling channel 48 in which a large number of pin fins 7 are provided.
  • the opening formed at the end opposite to the end 34b connected to the second folded part 62 of the fourth internal passage 34 By supplying relatively low temperature cooling air from 34a, the temperature of the cooling air flowing through the third internal passage 33 can be lowered compared to the case where the fourth internal passage 34 is not provided. This makes it possible to suppress the metal temperature in the region closer to the leading edge 51 of the airfoil portion 81, where the metal temperature is higher than in the region closer to the trailing edge 52. Thereby, the metal temperature distribution of the turbine blade 50 can be optimized.
  • the life span of the turbine blades 50 can be improved by optimizing the metal temperature distribution of the turbine blades 50, so that the maintenance frequency of the gas turbine 6 can be reduced. Therefore, the maintenance cost of the gas turbine 6 can be suppressed.
  • the turbine blade 50 has a plurality of blades formed in the blade wall 33w forming the third internal passage 33, which communicate with the third internal passage 33 and open to the blade surface 81s of the airfoil portion 81.
  • the cooling hole 1b is provided. Thereby, the airfoil surface 81s of the airfoil portion 81 can be film-cooled with cooling air having a lower temperature than when the fourth internal passage 34 is not provided.
  • the third internal passage 33 is configured to provide cooling air in the third internal passage 33 to the platform 83. It has a third internal passage opening 33a. Thereby, a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 after the cooling air from the fourth internal passage 34 is combined can be supplied to the platform 83 via the third internal passage opening 33a. Therefore, the platform 83 can be cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33.
  • the turbine blade 50 has a side portion 83a on the ventral 81a side in the dorsoventral direction of the airfoil portion 81 on the platform 83, and a side portion 83a on the dorsal 81b side.
  • a side cooling passage 71 is formed in the side portion 83b of the cooling device.
  • the side cooling passage 71 includes a ventral side cooling passage 72 formed in a side part 83a on the ventral 81a side in the dorsoventral direction, and a side part 83b on the dorsal 81b side in the dorsoventral direction. and a back side cooling passage 73.
  • one end (upstream end) of the side cooling passage 71 is connected to the other end (downstream end) of the supply passage 76, which will be described later.
  • the end) is open at the end of the platform 83 on the rear edge 52 side.
  • the turbine blade 50 includes a supply passage 76 that communicates the leading edge meandering flow passage 21 with the side cooling passage 71.
  • the supply passage 76 includes a ventral supply passage 77 that communicates between the leading edge meandering passage 21 and the ventral side cooling passage 72, and a dorsal supply passage that communicates the leading edge meandering passage 21 and the dorsal side cooling passage 73. passage 78.
  • the ventral side supply passage 77 has one end (upstream end) connected to the third internal passage opening 33a, and the other end (downstream end) connected to one end of the ventral side cooling passage 72. It is connected.
  • the back supply passage 78 has one end (upstream end) connected to the third internal passage opening 33a, and the other end (downstream end) connected to one end of the back side cooling passage 73. It is connected.
  • the first internal passage 31 has a first internal passage opening 31a for supplying cooling air within the first internal passage 31 to the platform 83.
  • the ventral supply passage 77 has one end connected to the third internal passage opening 33a and the other end connected to one end of the ventral side cooling passage 72.
  • the back supply passage 78 has one end connected to the first internal passage opening 31a and the other end connected to one end of the back side cooling passage 73.
  • the second internal passage 32 has a second internal passage opening 32 a for supplying cooling air within the second internal passage 32 to the platform 83 .
  • one end of the ventral supply passage 77 is connected to the third internal passage opening 33a, and the other end is connected to one end of the ventral side cooling passage 72.
  • the back supply passage 78 has one end connected to the second internal passage opening 32a and the other end connected to one end of the back side cooling passage 73.
  • a side surface formed on at least one side of the airfoil portion 81 in the dorsoventral direction of the platform 83 The third internal passage opening 33a and the side cooling passage 71 are provided with a supply passage 76 that communicates with the side cooling passage 71. Thereby, a part of the cooling air flowing through the third internal passage 33 after the cooling air from the fourth internal passage 34 is combined can be supplied to the side cooling passage 71. Therefore, the platform 83 can be cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 whose temperature has been lowered by the cooling air from the fourth internal passage 34 .
  • the side cooling passage 71 may include a ventral side cooling passage 72.
  • the region on the belly 81a side of the platform 83, where the metal temperature tends to be higher than on the back 81b side, can be efficiently cooled.
  • side cooling passages 71 may include dorsal side cooling passages 73.
  • the area on the back side of the platform 83 can be efficiently cooled.
  • the ventral side cooling passage 72 is formed in the platform 83, the dorsal side area of the platform 83 is cooled by the dorsal side cooling passage 73.
  • the first internal passage 31 has a first internal passage opening 31a for supplying cooling air within the first internal passage 31 to the platform. It's okay.
  • a ventral supply passage 77 that communicates with the third internal passage opening 33a and the ventral side cooling passage 72, and a ventral side supply passage 77 that communicates with the first internal passage opening 31a and the ventral side cooling passage 72 are connected to each other.
  • a back supply passage 78 communicating with the side cooling passage 73 may be provided.
  • a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 after the cooling air from the fourth internal passage 34 is combined can be supplied to the ventral side cooling passage 72.
  • the region on the ventral side of the platform 83 can be efficiently cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 whose temperature has been lowered by the cooling air from the fourth internal passage 34 .
  • a part of the cooling air flowing through the first internal passage 31 can be supplied to the back side cooling passage 73.
  • the region on the back side of the platform 83 can be efficiently cooled by a portion of the cooling air flowing through the first internal passage 31 whose temperature is relatively low.
  • the second internal passage 32 has a second internal passage opening 32a for supplying cooling air within the second internal passage 32 to the platform 83. You can leave it there.
  • the ventral supply passage 77 communicates between the third internal passage opening 33a and the ventral side cooling passage 72, and the second internal passage opening 32a and the dorsal side cooling passage 73 communicate with each other. It may also include a back side supply passage 78 that communicates with the.
  • a part of the cooling air flowing through the third internal passage 33 after the cooling air from the fourth internal passage 34 is combined can be supplied to the ventral side cooling passage 72.
  • the region on the ventral side of the platform 83 can be efficiently cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 whose temperature has been lowered by the cooling air from the fourth internal passage 34 .
  • the turbine blade 50 shown in FIG. 3C compared to the case where a part of the cooling air flowing through the first internal passage 31 is supplied to the back side cooling passage 73, This makes it easier to set the cooling start position of the dorsal region of the platform 83 on the leading edge 51 side.
  • the back side supply passage 78 compared to the case where a part of the cooling air flowing through the third internal passage 33 is supplied to the back side cooling passage 73, the back side supply passage 78 The length of the cooling air can be shortened, the temperature rise of the cooling air while flowing through the back side supply passage 78 can be suppressed, and the area on the back side of the platform 83 can be efficiently cooled.
  • the turbine blade 50 includes a first internal passage 31 that extends in the blade height direction and opens at the root of the blade, and a first internal passage 31 that extends in the blade height direction and opens at the root of the blade.
  • a second internal passage 32 is formed closer to the leading edge 51 of the airfoil 81 than the internal passage 31 and is connected to the first internal passage 31 at a first folded portion 61 on the tip 53 side of the airfoil 81.
  • the temperature of the cooling air flowing through the third internal passage 33 can be lowered compared to the case where the fourth internal passage 34 is not provided. This makes it possible to suppress the metal temperature in the region closer to the leading edge 51 of the airfoil portion 81, where the metal temperature is higher than in the region closer to the trailing edge 52. Thereby, the metal temperature distribution of the turbine blade 50 can be optimized.
  • the third internal passage 33 has a third internal passage opening 33a for supplying cooling air in the third internal passage 33 to the platform 83. may have.
  • the platform 83 can be cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 whose temperature has been lowered by the cooling air from the fourth internal passage 34 .
  • the side cooling passage 71 formed on at least one side of the airfoil portion 81 in the dorsoventral direction of the platform 83; A supply passage 76 that communicates the internal passage opening 33a and the side cooling passage 71 may be provided.
  • a part of the cooling air flowing through the third internal passage 33 after the cooling air from the fourth internal passage 34 is combined can be supplied to the side cooling passage 71.
  • the platform 83 can be cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 whose temperature has been lowered by the cooling air from the fourth internal passage 34 .
  • the side cooling passage 71 connects the ventral side cooling passage 72 formed in the side part 83a on the ventral 81a side in the dorsoventral direction. Good to include.
  • the side cooling passage 71 is formed in the dorsal side part 83b on the dorsal side 81b side in the dorsoventral direction.
  • a cooling passage 73 may also be included.
  • the area on the back 81b side of the platform 83 can be efficiently cooled. Further, if the ventral side cooling passage 72 is formed in the platform 83, by cooling the area on the dorsal side 81b side of the platform 83 by the dorsal side cooling passage 73, the area on the belly 81a side of the platform 83 can be cooled. By suppressing the difference in metal temperature with the region on the back 81b side, it is possible to suppress the difference in thermal elongation between both regions. This suppresses deformation of the platform 83 due to the difference in thermal elongation between the two regions, thereby suppressing accumulation of low-cycle thermal fatigue and improving the life of the turbine blade 50.
  • the first internal passage 31 has a first internal passage opening 31a for supplying cooling air in the first internal passage 31 to the platform 83.
  • the ventral side cooling passage 72 is formed in the side 83a of the platform 83 on the side 81a of the airfoil 81 in the dorsoventral direction;
  • a dorsal side cooling passage 73 formed in the side part 83b on the back 81b side, a ventral supply passage 77 that communicates the third internal passage opening 33a and the ventral side cooling passage 72, and a first internal passage opening.
  • a back side supply passage 78 that communicates between the portion 31a and the back side cooling passage 73 may be provided.
  • a part of the cooling air flowing through the third internal passage 33 after the cooling air from the fourth internal passage 34 is combined can be supplied to the ventral side cooling passage 72.
  • the area on the belly 81a side of the platform 83 can be efficiently cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 whose temperature has been lowered by the cooling air from the fourth internal passage 34.
  • a part of the cooling air flowing through the first internal passage 31 can be supplied to the back side cooling passage 73.
  • the area on the back 81b side of the platform 83 can be efficiently cooled by a portion of the cooling air flowing through the first internal passage 31 whose temperature is relatively low.
  • the second internal passage 32 has a second internal passage opening 32a for supplying cooling air in the second internal passage 32 to the platform 83.
  • the ventral side cooling passage 72 is formed in the side 83a of the platform 83 on the side 81a of the airfoil 81 in the dorsoventral direction;
  • a dorsal side cooling passage 73 formed in the side part 83b on the back 81b side, a ventral supply passage 77 that communicates the third internal passage opening 33a and the ventral side cooling passage 72, and a second internal passage opening.
  • a back supply passage 78 that communicates between the portion 32a and the back side cooling passage 73 may be provided.
  • a part of the cooling air flowing through the third internal passage 33 after the cooling air from the fourth internal passage 34 is combined can be supplied to the ventral side cooling passage 72.
  • the area on the belly 81a side of the platform 83 can be efficiently cooled by a portion of the cooling air flowing through the third internal passage 33 whose temperature has been lowered by the cooling air from the fourth internal passage 34.
  • the configuration (7) above compared to the case where a part of the cooling air flowing through the first internal passage 31 is supplied to the dorsal side cooling passage 73, the This makes it easier to set the cooling start position of the area on the back 81b side of the platform 83 on the front edge 51 side.
  • the dorsal side supply passage 78 is The length can be shortened, the temperature rise of the cooling air while flowing through the back supply passage 78 can be suppressed, and the area on the back 81b side of the platform 83 can be efficiently cooled.
  • the wing wall 33w forming the third internal passage 33 is formed and communicates with the third internal passage 33. At the same time, it is preferable that a plurality of cooling holes 1b opened to the blade surface 81s of the airfoil portion 81 are provided.
  • the airfoil surface 81s of the airfoil portion 81 can be film-cooled by the cooling air at a lower temperature than when the fourth internal passage 34 is not provided.
  • the gas turbine 6 includes the turbine blade 50 having the configuration of any one of (1) to (8) above.
  • the life of the turbine blade 50 can be improved by optimizing the metal temperature distribution of the turbine blade 50, so the maintenance frequency of the gas turbine 6 can be suppressed, and the maintenance cost of the gas turbine 6 can be suppressed. can.
  • Cooling hole 6 Gas turbine 4 Gas turbine moving blade (moving blade) 21 Meandering flow path (leading edge side meandering flow path) 31 First internal passage 31a First internal passage opening 32 Second internal passage 32a Second internal passage opening 33 Third internal passage 33a Third internal passage opening 33w Wing wall 34 Fourth internal passage 42 to 48 Cooling channel 50 Turbine blade 61 First folded part 62 Second folded part 71 Side cooling passage 72 Ventral side cooling passage 73 Dorsal side cooling passage 76 Supply passage 77 Ventral supply passage 78 Dorsal supply passage 81 Airfoil section 81a Belly 81b Back 81s Wing surface 83 Platform 85 Wing root

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一実施形態に係るタービン翼は、翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第１内部通路と、翼高さ方向に延在し、第１内部通路よりも翼形部の前縁側で形成されていて、翼形部の先端側の第１折り返し部で第１内部通路と接続されている第２内部通路と、翼高さ方向に延在し、最も前縁側に形成されていて、翼形部の基端側の第２折り返し部で第２内部通路と接続されている第３内部通路と、翼高さ方向に延在し、翼形部の先端側の端部が第２折り返し部に接続されている第４内部通路と、を備える。

Description

タービン翼及びガスタービン
　本開示は、タービン翼及びガスタービンに関する。
　本願は、２０２２年５月２０日に日本国特許庁に出願された特願２０２２－０８２７２５号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　例えば、ガスタービンなどに用いられるタービン翼は、高温の燃焼ガス中で使用されるため、冷却のための冷却流路を内部に備えており、冷却流路に冷却空気を流通させることで翼メタルの温度上昇を抑制している（特許文献１参照）。
特開２０２１－０４６８５３号公報
　特許文献１に記載のタービン翼では、冷却流路は複数の内部通路が連なるサーペンタイン流路として形成されている。しかし、特許文献１に記載のタービン翼のように、最も前縁側に位置する冷却流路がサーペンタイン流路を構成する複数の内部通路の内、最も下流側の内部通路である場合、サーペンタイン流路を流れる冷却空気が該内部通路に到達する前に加熱されて温度が上昇してしまう。そのため、翼形部の前縁側の領域で冷却能力が不足するおそれがある。
　本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、タービン翼のメタル温度の分布を適切化することを目的とする。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン翼は、
　翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第１内部通路と、
　前記翼高さ方向に延在し、前記第１内部通路よりも翼形部の前縁側で形成されていて、前記翼形部の先端側の第１折り返し部で前記第１内部通路と接続されている第２内部通路と、
　前記翼高さ方向に延在し、最も前記前縁側に形成されていて、前記翼形部の基端側の第２折り返し部で前記第２内部通路と接続されている第３内部通路と、
　前記翼高さ方向に延在し、前記翼形部の先端側の端部が前記第２折り返し部に接続されている第４内部通路と、
を備える。
（２）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
　上記（１）の構成のタービン翼を備える。
　本開示の少なくとも一実施形態によれば、タービン翼のメタル温度の分布を適切化できる。
一実施形態係るガスタービンの部分断面構造を模式的に示す図である。 図３Ａ、図３Ｂ、及び図３ＣのＩＩ－ＩＩ断面に沿った翼形部の断面図である。 図２のタービン翼のＩＩＩ－ＩＩＩ断面図である。 図２のタービン翼のＩＩＩ－ＩＩＩ断面図である。 図２のタービン翼のＩＩＩ－ＩＩＩ断面図である。
　以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
（ガスタービンの概要）
　図１は、一実施形態係るガスタービン６の部分断面構造を模式的に示す図である。このガスタービン６は、互いに直結された圧縮機９１とタービン９２とを備える。圧縮機９１は、例えば軸流圧縮機として構成されており、大気又は所定のガスを吸込口から作動流体として吸い込んで昇圧させる。この圧縮機９１の吐出口には、燃焼器８が接続されており、圧縮機９１から吐出された作動流体は、燃焼器８によって所定のタービン入口温度まで加熱される。そして所定温度まで昇温された作動流体がタービン９２に供給されるようになっている。図１に示すように、タービン９２のケーシング内部には、ガスタービン静翼５が、複数段設けられている。また、ガスタービン動翼４が、各静翼５と一組の段を形成するようにロータ６４に取り付けられている。ロータ６４の一端は、圧縮機９１の回転軸６５に接続されており、その他端には、図示しない発電機の回転軸が接続されている。
　このような構成により、燃焼器８からタービン９２のケーシング内に高温高圧の作動流体を供給すれば、ケーシング内で作動流体が膨張することにより、ロータ６４が回転し、このガスタービン６と接続された図示しない発電機が駆動される。即ち、ケーシングに固定された各静翼５によって圧力降下させられ、これにより発生した運動エネルギーは、ロータ６４に取り付けられた各動翼４を介して回転トルクに変換される。そして、発生した回転トルクは、ロータ６４に伝達され、発電機が駆動される。
（タービン翼の概要）
　本開示の幾つかの実施形態に係るタービン翼を図２、図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示す。図２は、図３Ａ、図３Ｂ、及び図３ＣのＩＩ－ＩＩ断面に沿った翼形部の断面図であり、図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃは図２のタービン翼のＩＩＩ－ＩＩＩ断面図であり、それぞれ異なる実施形態について示している。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０は、一実施形態係るガスタービン６のガスタービン動翼４であり、翼形部８１と、プラットフォーム８３と、翼根８５と、を備えている。翼根８５は、ガスタービン６のロータ６４に埋設され、タービン翼５０は、ロータ６４と共に回転する。プラットフォーム８３は、翼根８５と一体的に構成されている。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、図２に示すように、翼中央部分から前縁５１に向かって蛇行しながら延びる蛇行流路（前縁側蛇行流路２１）と、翼中央部分から後縁５２に向かって蛇行しながら延びる蛇行流路（後縁側蛇行流路２２）とを有する。幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、前縁側蛇行流路２１、及び後縁側蛇行流路２２は、互いに独立した流路である。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、前縁側蛇行流路２１、及び後縁側蛇行流路２２を構成する流路である、例えば６つの冷却流路４２～４７が前縁５１側から順に設けられており、最後縁側は多数のピンフィン７が設けられた冷却流路４８が設けられている。
　図２に示すタービン翼５０は、フィルム冷却空気を吹き出すフィルム冷却孔として、前縁５１の近傍に開口する複数の冷却孔１ｂを有する。例えば、複数の冷却孔１ｂは冷却流路４２に接続されている。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、前縁５１側から順に設けられた冷却流路４２と、冷却流路４３と、冷却流路４４とは、順次連結されて、翼中央部分から前縁５１に向かって蛇行しながら延びる蛇行流路（前縁側蛇行流路２１）を構成する。また、冷却流路４５と、冷却流路４６と、冷却流路４７とは、後縁５２に向かって順次連結された蛇行流路（後縁側蛇行流路２２）を構成する。
　前縁側蛇行流路２１を構成する冷却流路４４は、一端側（入口側）の開口である開口部４４ａが翼の根元、すなわち翼根８５の底部８５ａに形成されている。同様に、後縁側蛇行流路２２を構成する冷却流路４５は、一端側（入口側）の開口である開口部４５ａが翼根８５の底部８５ａに形成されている。
　以下の説明では、前縁側蛇行流路２１を構成する冷却流路４２と、冷却流路４３と、冷却流路４４とについて、冷却空気の流れに沿って上流側から順に、冷却流路４４を第１内部通路３１とも称し、冷却流路４３を第２内部通路３２とも称し、冷却流路４２を第３内部通路３３とも称する。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、第１内部通路３１は、翼高さ方向、すなわちガスタービン６のロータ６４の径方向に延在し、上述したように、翼の根元で開口している。
　第２内部通路３２は、翼高さ方向に延在し、第１内部通路３１よりも翼形部８１の前縁５１側で形成されていて、翼形部８１の先端５３側の第１折り返し部６１で第１内部通路３１と接続されている。
　第３内部通路３３は、翼高さ方向に延在し、最も前縁５１側に形成されていて、翼形部８１の基端５４側の第２折り返し部６２で第２内部通路３２と接続されている。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０は、翼高さ方向に延在し、翼形部８１の先端５３側（径方向外側）の端部３４ｂが第２折り返し部６２に接続されている第４内部通路３４を備える。第４内部通路３４は、第１内部通路３１と同様に、一端側（入口側）の開口である開口部３４ａが翼の根元に形成されている。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、前縁側蛇行流路２１において、冷却空気の取り入れ口である開口部４４ａから供給した冷却空気は、第１内部通路３１から第２内部通路３２を経由して第３内部通路３３に向かって、すなわち前縁５１に向かって流れる。
　また、前縁側蛇行流路２１には、第４内部通路３４からの冷却空気も供給されるように構成されている。すなわち、第４内部通路３４の冷却空気の取り入れ口である開口部３４ａから第４内部通路３４に流入した冷却空気は、第２折り返し部６２に供給される。そして、第４内部通路３４から流入した冷却空気は、第２内部通路３２からの冷却空気とともに第３内部通路３３に流入する。
　第３内部通路３３に流入した冷却空気の一部は、複数の冷却孔１ｂからフィルム冷却空気１１として吹き出して翼形部８１を外部からフィルム冷却する。また、第３内部通路３３に流入した冷却空気の一部は、翼形部８１の先端に形成された開口４２ａからタービン翼５０の外部に吹き出す。
　さらに第３内部通路３３に流入した冷却空気の一部は、後述するようにプラットフォーム８３の冷却にも用いられる。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、後縁側蛇行流路２２において、冷却空気の取り入れ口である開口部４５ａから供給した冷却空気は、冷却流路４５から冷却流路４６及び冷却流路４７を順に経由して冷却流路４８に向かって、すなわち後縁５２に向かって流れる。この冷却空気は、多数のピンフィン７が設けられた冷却流路４８から後縁吹き出し空気１２となって吹き出す。
　このように構成される幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、第４内部通路３４の第２折り返し部６２に接続されている端部３４ｂとは反対側の端部に形成された開口部３４ａから比較的温度が低い冷却空気を供給することで、第４内部通路３４を設けなかった場合と比べて第３内部通路３３を流れる冷却空気の温度を下げることができる。これにより、より後縁５２側の領域よりもメタル温度が高くなる翼形部８１の前縁５１側の領域のメタル温度を抑制できる。これにより、タービン翼５０のメタル温度の分布を適切化できる。
　また、幾つかの実施形態に係るタービン翼５０を備えるガスタービン６によれば、タービン翼５０のメタル温度の分布を適切化してタービン翼５０の寿命を向上できるので、ガスタービン６のメンテナンス頻度を抑制でき、ガスタービン６のメンテナンスコストを抑制できる。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０は、第３内部通路３３を形成する翼壁３３ｗに形成されていて、第３内部通路３３に連通するとともに翼形部８１の翼面８１ｓに開口する複数の冷却孔１ｂを備えている。
　これにより、第４内部通路３４を設けなかった場合と比べて低い温度の冷却空気によって翼形部８１の翼面８１ｓをフィルム冷却できる。
　図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、第３内部通路３３は、第３内部通路３３内の冷却空気をプラットフォーム８３に供給するための第３内部通路開口部３３ａを有している。
　これにより、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を第３内部通路開口部３３ａを介してプラットフォーム８３に供給できる。よって、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３を冷却できる。
　図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン翼５０は、プラットフォーム８３における翼形部８１の背腹方向の腹８１ａ側の側部８３ａ、及び背８１ｂ側の側部８３ｂに形成された側部冷却通路７１を備える。側部冷却通路７１は、背腹方向の内の腹８１ａ側の側部８３ａに形成された腹側側部冷却通路７２と、背腹方向の内の背８１ｂ側の側部８３ｂに形成された背側側部冷却通路７３とを含む。
　幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、側部冷却通路７１の一端（上流端）は後述する供給通路７６の他端（下流端）に接続され、側部冷却通路７１の他端（下流端）はプラットフォーム８３の後縁５２側の端部で開口している。
　図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン翼５０は、前縁側蛇行流路２１と側部冷却通路７１とを連通する供給通路７６を備える。供給通路７６は、前縁側蛇行流路２１と腹側側部冷却通路７２とを連通する腹側供給通路７７と、前縁側蛇行流路２１と背側側部冷却通路７３とを連通する背側供給通路７８とを含む。
　図３Ａに示すタービン翼５０では、腹側供給通路７７は、一端（上流端）が第３内部通路開口部３３ａに接続され、他端（下流端）が腹側側部冷却通路７２の一端に接続されている。図３Ａに示すタービン翼５０では、背側供給通路７８は、一端（上流端）が第３内部通路開口部３３ａに接続され、他端（下流端）が背側側部冷却通路７３の一端に接続されている。
　図３Ｂに示すタービン翼５０では、第１内部通路３１は、第１内部通路３１内の冷却空気をプラットフォーム８３に供給するための第１内部通路開口部３１ａを有している。
　図３Ｂに示すタービン翼５０では、腹側供給通路７７は、一端が第３内部通路開口部３３ａに接続され、他端が腹側側部冷却通路７２の一端に接続されている。図３Ｂに示すタービン翼５０では、背側供給通路７８は、一端が第１内部通路開口部３１ａに接続され、他端が背側側部冷却通路７３の一端に接続されている。
　図３Ｃに示すタービン翼５０では、第２内部通路３２は、第２内部通路３２内の冷却空気をプラットフォーム８３に供給するための第２内部通路開口部３２ａを有している。
　図３Ｃに示すタービン翼５０では、腹側供給通路７７は、一端が第３内部通路開口部３３ａに接続され、他端が腹側側部冷却通路７２の一端に接続されている。図３Ｃに示すタービン翼５０では、背側供給通路７８は、一端が第２内部通路開口部３２ａに接続され、他端が背側側部冷却通路７３の一端に接続されている。
　図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、プラットフォーム８３における翼形部８１の背腹方向の少なくとも何れか一方の側部に形成された側部冷却通路７１と、第３内部通路開口部３３ａと側部冷却通路７１とを連通する供給通路７６とを備えている。
　これにより、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を側部冷却通路７１に供給できる。よって、第４内部通路３４からの冷却空気によって温度が下がった、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３を冷却できる。
　図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、側部冷却通路７１は、腹側側部冷却通路７２を含むとよい。
　これにより、背８１ｂ側と比べてメタル温度が高くなりがちなプラットフォーム８３の腹８１ａ側の領域を効率的に冷却できる。
　図３Ａ、図３Ｂ、及び図３Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン翼５０では、側部冷却通路７１は、背側側部冷却通路７３を含んでいてもよい。
　これにより、プラットフォーム８３の背側の領域を効率的に冷却できる。また、プラットフォーム８３に腹側側部冷却通路７２が形成されていれば、背側側部冷却通路７３によってプラットフォーム８３の背側の領域を冷却することで、プラットフォーム８３の腹側の領域と背側の領域とのメタル温度の差を抑制して両領域の熱伸びの差を抑制できる。これにより、両領域の熱伸びの差に起因するプラットフォーム８３の変形が抑制されるので、低サイクル熱疲労の蓄積が抑制されてタービン翼５０の寿命を向上できる。
　図３Ｂに示すように、一実施形態のタービン翼５０では、第１内部通路３１は、第１内部通路３１内の冷却空気をプラットフォームに供給するための第１内部通路開口部３１ａを有していてもよい。図３Ｂに示すように、一実施形態のタービン翼５０では、第３内部通路開口部３３ａと腹側側部冷却通路７２とを連通する腹側供給通路７７と、第１内部通路開口部３１ａと背側側部冷却通路７３とを連通する背側供給通路７８とを備えていてもよい。
　図３Ｂに示すタービン翼５０によれば、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を腹側側部冷却通路７２に供給できる。これにより、第４内部通路３４からの冷却空気によって温度が下がった、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３の腹側の領域を効率的に冷却できる。また、図３Ｂに示すタービン翼５０によれば、第１内部通路３１を流れる冷却空気の一部を背側側部冷却通路７３に供給できる。これにより、比較的温度が低い第１内部通路３１を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３の背側の領域を効率的に冷却できる。
　図３Ｃに示すように、一実施形態のタービン翼５０では、第２内部通路３２は、第２内部通路３２内の冷却空気をプラットフォーム８３に供給するための第２内部通路開口部３２ａを有していてもよい。図３Ｃに示すタービン翼５０では、第３内部通路開口部３３ａと腹側側部冷却通路７２とを連通する腹側供給通路７７と、第２内部通路開口部３２ａと背側側部冷却通路７３とを連通する背側供給通路７８とを備えていてもよい。
　図３Ｃに示すタービン翼５０によれば、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を腹側側部冷却通路７２に供給できる。これにより、第４内部通路３４からの冷却空気によって温度が下がった、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３の腹側の領域を効率的に冷却できる。図３Ｃに示すタービン翼５０によれば、第１内部通路３１を流れる冷却空気の一部を背側側部冷却通路７３に供給するように構成した場合と比べて、背側側部冷却通路７３によるプラットフォーム８３の背側の領域の冷却開始位置を前縁５１側に設定し易くなる。また、図３Ｃに示すタービン翼５０によれば、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を背側側部冷却通路７３に供給するように構成した場合と比べて、背側供給通路７８の長さを短くすることができ、背側供給通路７８を流れる間の冷却空気の温度上昇を抑制でき、プラットフォーム８３の背側の領域を効率的に冷却できる。
　本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン翼５０は、翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第１内部通路３１と、翼高さ方向に延在し、第１内部通路３１よりも翼形部８１の前縁５１側で形成されていて、翼形部８１の先端５３側の第１折り返し部６１で第１内部通路３１と接続されている第２内部通路３２と、翼高さ方向に延在し、最も前縁５１側に形成されていて、翼形部８１の基端５４側の第２折り返し部６２で第２内部通路３２と接続されている第３内部通路３３と、翼高さ方向に延在し、翼形部８１の先端５３側の端部３４ｂが第２折り返し部６２に接続されている第４内部通路３４と、を備える。
　上記（１）の構成によれば、第４内部通路３４の第２折り返し部６２に接続されている端部３４ｂとは反対側の端部から比較的温度が低い冷却空気を供給することで、第４内部通路３４を設けなかった場合と比べて第３内部通路３３を流れる冷却空気の温度を下げることができる。これにより、より後縁５２側の領域よりもメタル温度が高くなる翼形部８１の前縁５１側の領域のメタル温度を抑制できる。これにより、タービン翼５０のメタル温度の分布を適切化できる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、第３内部通路３３は、第３内部通路３３内の冷却空気をプラットフォーム８３に供給するための第３内部通路開口部３３ａを有していてもよい。
　上記（２）の構成によれば、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を第３内部通路開口部３３ａを介してプラットフォーム８３に供給できる。これにより、第４内部通路３４からの冷却空気によって温度が下がった、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３を冷却できる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、プラットフォーム８３における翼形部８１の背腹方向の少なくとも何れか一方の側部に形成された側部冷却通路７１と、第３内部通路開口部３３ａと側部冷却通路７１とを連通する供給通路７６と、を備えていてもよい。
　上記（３）の構成によれば、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を側部冷却通路７１に供給できる。これにより、第４内部通路３４からの冷却空気によって温度が下がった、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３を冷却できる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（３）の構成において、側部冷却通路７１は、背腹方向の内の腹８１ａ側の側部８３ａに形成された腹側側部冷却通路７２を含むとよい。
　上記（４）の構成によれば、背８１ｂ側と比べてメタル温度が高くなりがちなプラットフォーム８３の腹８１ａ側の領域を効率的に冷却できる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（３）又は（４）の構成において、側部冷却通路７１は、背腹方向の内の背８１ｂ側の側部８３ｂに形成された背側側部冷却通路７３を含んでいてもよい。
　上記（５）の構成によれば、プラットフォーム８３の背８１ｂ側の領域を効率的に冷却できる。また、プラットフォーム８３に腹側側部冷却通路７２が形成されていれば、背側側部冷却通路７３によってプラットフォーム８３の背８１ｂ側の領域を冷却することで、プラットフォーム８３の腹８１ａ側の領域と背８１ｂ側の領域とのメタル温度の差を抑制して両領域の熱伸びの差を抑制できる。これにより、両領域の熱伸びの差に起因するプラットフォーム８３の変形が抑制されるので、低サイクル熱疲労の蓄積が抑制されてタービン翼５０の寿命を向上できる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、第１内部通路３１は、第１内部通路３１内の冷却空気をプラットフォーム８３に供給するための第１内部通路開口部３１ａを有していてもよい。幾つかの実施形態では、プラットフォーム８３における翼形部８１の背腹方向の内の腹８１ａ側の側部８３ａに形成された腹側側部冷却通路７２と、プラットフォーム８３における背腹方向の内の背８１ｂ側の側部８３ｂに形成された背側側部冷却通路７３と、第３内部通路開口部３３ａと腹側側部冷却通路７２とを連通する腹側供給通路７７と、第１内部通路開口部３１ａと背側側部冷却通路７３とを連通する背側供給通路７８と、を備えていてもよい。
　上記（６）の構成によれば、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を腹側側部冷却通路７２に供給できる。これにより、第４内部通路３４からの冷却空気によって温度が下がった、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３の腹８１ａ側の領域を効率的に冷却できる。また、上記（６）の構成によれば、第１内部通路３１を流れる冷却空気の一部を背側側部冷却通路７３に供給できる。これにより、比較的温度が低い第１内部通路３１を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３の背８１ｂ側の領域を効率的に冷却できる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、第２内部通路３２は、第２内部通路３２内の冷却空気をプラットフォーム８３に供給するための第２内部通路開口部３２ａを有していてもよい。幾つかの実施形態では、プラットフォーム８３における翼形部８１の背腹方向の内の腹８１ａ側の側部８３ａに形成された腹側側部冷却通路７２と、プラットフォーム８３における背腹方向の内の背８１ｂ側の側部８３ｂに形成された背側側部冷却通路７３と、第３内部通路開口部３３ａと腹側側部冷却通路７２とを連通する腹側供給通路７７と、第２内部通路開口部３２ａと背側側部冷却通路７３とを連通する背側供給通路７８と、を備えていてもよい。
　上記（７）の構成によれば、第４内部通路３４からの冷却空気が合流した後に第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を腹側側部冷却通路７２に供給できる。これにより、第４内部通路３４からの冷却空気によって温度が下がった、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部によってプラットフォーム８３の腹８１ａ側の領域を効率的に冷却できる。上記（７）の構成によれば、第１内部通路３１を流れる冷却空気の一部を背側側部冷却通路７３に供給するように構成した場合と比べて、背側側部冷却通路７３によるプラットフォーム８３の背８１ｂ側の領域の冷却開始位置を前縁５１側に設定し易くなる。また、上記（７）の構成によれば、第３内部通路３３を流れる冷却空気の一部を背側側部冷却通路７３に供給するように構成した場合と比べて、背側供給通路７８の長さを短くすることができ、背側供給通路７８を流れる間の冷却空気の温度上昇を抑制でき、プラットフォーム８３の背８１ｂ側の領域を効率的に冷却できる。
（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかの構成において、第３内部通路３３を形成する翼壁３３ｗに形成されていて、第３内部通路３３に連通するとともに翼形部８１の翼面８１ｓに開口する複数の冷却孔１ｂを備えているとよい。
　上記（８）の構成によれば、第４内部通路３４を設けなかった場合と比べて低い温度の冷却空気によって翼形部８１の翼面８１ｓをフィルム冷却できる。
（９）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン６は、上記（１）乃至（８）の何れかの構成のタービン翼５０を備える。
　上記（９）の構成によれば、タービン翼５０のメタル温度の分布を適切化してタービン翼５０の寿命を向上できるので、ガスタービン６のメンテナンス頻度を抑制でき、ガスタービン６のメンテナンスコストを抑制できる。
１ｂ　冷却孔
６　ガスタービン
４　ガスタービン動翼（動翼）
２１　蛇行流路（前縁側蛇行流路）
３１　第１内部通路
３１ａ　第１内部通路開口部
３２　第２内部通路
３２ａ　第２内部通路開口部
３３　第３内部通路
３３ａ　第３内部通路開口部
３３ｗ　翼壁
３４　第４内部通路
４２～４８　冷却流路
５０　タービン翼
６１　第１折り返し部
６２　第２折り返し部
７１　側部冷却通路
７２　腹側側部冷却通路
７３　背側側部冷却通路
７６　供給通路
７７　腹側供給通路
７８　背側供給通路
８１　翼形部
８１ａ　腹
８１ｂ　背
８１ｓ　翼面
８３　プラットフォーム
８５　翼根

Claims (9)

  1. 　翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第１内部通路と、
    　前記翼高さ方向に延在し、前記第１内部通路よりも翼形部の前縁側で形成されていて、前記翼形部の先端側の第１折り返し部で前記第１内部通路と接続されている第２内部通路と、
    　前記翼高さ方向に延在し、最も前記前縁側に形成されていて、前記翼形部の基端側の第２折り返し部で前記第２内部通路と接続されている第３内部通路と、
    　前記翼高さ方向に延在し、前記翼形部の先端側の端部が前記第２折り返し部に接続されている第４内部通路と、
    を備えるタービン翼。
  2. 　前記第３内部通路は、前記第３内部通路内の冷却空気をプラットフォームに供給するための第３内部通路開口部を有する、
    請求項１に記載のタービン翼。
  3. 　前記プラットフォームにおける前記翼形部の背腹方向の少なくとも何れか一方の側部に形成された側部冷却通路と、
    　前記第３内部通路開口部と前記側部冷却通路とを連通する供給通路と、
    を備える、
    請求項２に記載のタービン翼。
  4. 　前記側部冷却通路は、前記背腹方向の内の腹側の側部に形成された腹側側部冷却通路を含む、
    請求項３に記載のタービン翼。
  5. 　前記側部冷却通路は、前記背腹方向の内の背側の側部に形成された背側側部冷却通路を含む、
    請求項３又は４に記載のタービン翼。
  6. 　前記第１内部通路は、前記第１内部通路内の冷却空気を前記プラットフォームに供給するための第１内部通路開口部を有し、
    　前記プラットフォームにおける前記翼形部の背腹方向の内の腹側の側部に形成された腹側側部冷却通路と、
    　前記プラットフォームにおける前記背腹方向の内の背側の側部に形成された背側側部冷却通路と、
    　前記第３内部通路開口部と前記腹側側部冷却通路とを連通する腹側供給通路と、
    　前記第１内部通路開口部と前記背側側部冷却通路とを連通する背側供給通路と、
    を備える、
    請求項２に記載のタービン翼。
  7. 　前記第２内部通路は、前記第２内部通路内の冷却空気を前記プラットフォームに供給するための第２内部通路開口部を有し、
    　前記プラットフォームにおける前記翼形部の背腹方向の内の腹側の側部に形成された腹側側部冷却通路と、
    　前記プラットフォームにおける前記背腹方向の内の背側の側部に形成された背側側部冷却通路と、
    　前記第３内部通路開口部と前記腹側側部冷却通路とを連通する腹側供給通路と、
    　前記第２内部通路開口部と前記背側側部冷却通路とを連通する背側供給通路と、
    を備える、
    請求項２に記載のタービン翼。
  8. 　前記第３内部通路を形成する翼壁に形成されていて、前記第３内部通路に連通するとともに前記翼形部の翼面に開口する複数の冷却孔、
    を備える、
    請求項１又は２に記載のタービン翼。
  9. 　請求項１又は２に記載のタービン翼を備えるガスタービン。
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