JP2002028751A - Method for manufacturing rotor blade of gas turbine - Google Patents
Method for manufacturing rotor blade of gas turbineInfo
- Publication number
- JP2002028751A JP2002028751A JP2000215894A JP2000215894A JP2002028751A JP 2002028751 A JP2002028751 A JP 2002028751A JP 2000215894 A JP2000215894 A JP 2000215894A JP 2000215894 A JP2000215894 A JP 2000215894A JP 2002028751 A JP2002028751 A JP 2002028751A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- cooling medium
- profile
- core
- gas turbine
- dovetail
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
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
- F01D5/187—Convection cooling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明はガスタービン動翼の
製造方法に係わり、特に内部に冷却媒体流通路を有し、
かつ鋳造によって製造される動翼で、この動翼の内部に
冷却媒体流通路を形成するに際し、前記冷却媒体流通路
と同形状をした中子を配置し、鋳造後その中子を取り除
き冷却媒体流通路を形成するようにしたガスタービン動
翼の製造方法に関するものである。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a method for manufacturing a gas turbine blade, and more particularly to a method for manufacturing a gas turbine blade, which has a cooling medium flow passage therein.
And when forming a cooling medium flow passage inside this moving blade with a rotor blade manufactured by casting, a core having the same shape as the cooling medium flow passage is arranged, and after the casting, the core is removed and the cooling medium is removed. The present invention relates to a method for manufacturing a gas turbine blade in which a flow passage is formed.
【０００２】[0002]
【従来の技術】ガスタービンは、作動流体を燃焼器で燃
焼させて高温高圧の作動流体となし、この作動流体によ
りタービンを回動するようにしたものである。すなわ
ち、図１０にその概略構成が示されているように、圧縮
機１０１で圧縮した作動流体を燃焼器１０２で燃焼させ
てエネルギを高め、そのエネルギをタービン部１０３で
回収して軸１０５に回転力を生じさせ、それによって発
電等を行う装置である。タービン部１０３の中には、タ
ービンロータ１０６が存在し、タービンロータの外周に
はガスタービン動翼１０４が周方向に複数枚植え付けら
れている。運転時には、タービンロータ１０６、ガスタ
ービン動翼１０４は中心線１０７周りに回転しているた
め、タービンロータ１０６にはガスタービン動翼１０４
の遠心力が作用している。2. Description of the Related Art In a gas turbine, a working fluid is burned in a combustor to form a high-temperature and high-pressure working fluid, and the working fluid rotates the turbine. That is, as schematically shown in FIG. 10, the working fluid compressed by the compressor 101 is burned by the combustor 102 to increase energy, the energy is recovered by the turbine unit 103, and the energy is rotated by the shaft 105. This is a device that generates power and thereby generates power. A turbine rotor 106 is provided in the turbine section 103, and a plurality of gas turbine blades 104 are circumferentially planted on the outer periphery of the turbine rotor. During operation, the turbine rotor 106 and the gas turbine blade 104 rotate around the center line 107, so that the turbine rotor 106
Centrifugal force is acting.
【０００３】ガスタービンの燃焼温度は、効率向上のた
めに年々高くなる傾向にあり、特に燃焼器１０２で燃焼
した後、そのエネルギを回収するガスタービン動翼１０
４部分は、ガスタービン動翼を構成する材料に許容され
る温度以上に高い温度にさらされる。このため、通常は
圧縮機１０１の中の圧縮空気やコンバインドサイクルの
場合は蒸気タービン部の蒸気などを冷却媒体として用
い、ガスタービン動翼部分を冷却することが考えられて
いる。[0003] The combustion temperature of a gas turbine tends to increase year by year in order to improve the efficiency. In particular, the gas turbine blade 10 which burns in the combustor 102 and recovers its energy is used.
The four parts are exposed to temperatures higher than the temperature allowed for the material making up the gas turbine blade. For this reason, it has been considered that the compressed air in the compressor 101 or, in the case of a combined cycle, steam of the steam turbine section or the like is used as a cooling medium to cool the gas turbine rotor blade portion.
【０００４】図１１にガスタービン動翼の斜視図が示さ
れている。ガスタービン動翼は、内部に冷却媒体流通路
を有するプロファイル部１１１と、このプロファイル部
を回転体に固定保持する為のダブテイル部１１３と、ダ
ブテイル部１１３とプロファイル部１１１の間に位置し
てダブテイル部１１３とプロファイル部１１１を結合保
持し、かつ内部に前記プロファイル部１１１の冷却媒体
流通路に連通する冷却媒体供給孔および供給媒体回収孔
を有するシャンク部１１２から構成される。なお、一般
にプロファイル部先端部をチップと呼び、プロファイル
部とシャンク部の付根に近い部分をハブと呼んでいる。FIG. 11 is a perspective view of a gas turbine blade. The gas turbine blade has a profile portion 111 having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion 113 for fixing and holding the profile portion to a rotating body, and a dovetail portion located between the dovetail portion 113 and the profile portion 111. The shank part 112 has a cooling medium supply hole and a supply medium recovery hole that connect and hold the part 113 and the profile part 111 and communicate with the cooling medium flow passage of the profile part 111 therein. Generally, the tip of the profile portion is called a tip, and the portion near the root of the profile portion and the shank portion is called a hub.
【０００５】図１２は、図１１に示したガスタービン動
翼を断面した図である。本図の斜線部はガスタービン動
翼の中実部分の断面部分を表し、斜線部でない部分は冷
却媒体流通路を表している。１２６はプロファイル部、
１２７はシャンク部、１２８はダブテイル部である。１
２１は冷却媒体供給孔であり、１２２は冷却媒体回収孔
である。矢印１２３は冷却媒体がガスタービン動翼内部
を流れる方向である。また、１２４はハブリターン部、
１２５はチップリターン部である。FIG. 12 is a sectional view of the gas turbine rotor blade shown in FIG. The hatched portion in this figure represents a cross-sectional portion of a solid portion of the gas turbine rotor blade, and the portion other than the hatched portion represents a coolant flow passage. 126 is a profile part,
127 is a shank portion, and 128 is a dovetail portion. 1
21 is a cooling medium supply hole, and 122 is a cooling medium recovery hole. The arrow 123 indicates the direction in which the cooling medium flows inside the gas turbine blade. 124 is a hub return portion,
Reference numeral 125 denotes a chip return unit.
【０００６】冷却媒体は、供給孔１２１から矢印１２３
の方向にガスタービン動翼内に供給され、ダブテイル内
の冷却媒体供給流路、シャンク部内の冷却媒体供給流路
を通過して、矢印１４１方向へ進み、プロファイル部１
２６に供給される。その後、チップリターン部１２５で
矢印１３０に沿って、流れはチップからハブへ流れる方
向へ変わる。その後、ハブリターン部１２４において矢
印１３５に沿って流れはハブからチップへ流れる方向へ
変わる。プロファイル部内で、冷却媒体はチップリター
ン部でハブからチップへ流れる方向がチップからハブへ
流れる方向に変わる、または、ハブリターン部でチップ
からハブへ流れる方向がハブからチップへ流れる方向へ
変わる、ということを数回繰返しながらプロファイルを
冷却している。The cooling medium is supplied from the supply hole 121 to the arrow 123.
And passes through the cooling medium supply flow path in the dovetail, the cooling medium supply flow path in the shank part, and proceeds in the direction of arrow 141 to the profile section 1.
26. Thereafter, along the arrow 130 at the tip return 125, the flow changes in the direction from the tip to the hub. Thereafter, at the hub return 124, the flow changes along the arrow 135 in the direction from the hub to the tip. In the profile section, the cooling medium flows from the tip return to the hub in the tip return direction, or changes from the tip to the hub in the hub return section. This is repeated several times to cool the profile.
【０００７】このように複雑な構造を持つガスタービン
動翼は、通常は鋳造または精密鋳造によって製造され
る。なお、以下の文章では、鋳造と精密鋳造をまとめて
鋳造と呼ぶこととする。[0007] The gas turbine blade having such a complicated structure is usually manufactured by casting or precision casting. In the following text, casting and precision casting are collectively referred to as casting.
【０００８】図１４は、図１２におけるガスタービン動
翼を鋳造によって製造する際に、内部の冷却媒体流通路
を形成する為に必要な中子２０１の斜視図である。１３
１は供給孔１２１部分の中子、１３２は回収孔１２２部
分の中子、１３３はリターン部１２４部分の中子であ
る。FIG. 14 is a perspective view of a core 201 necessary for forming an internal cooling medium flow passage when the gas turbine blade shown in FIG. 12 is manufactured by casting. 13
1 is a core of the supply hole 121 portion, 132 is a core of the collection hole 122 portion, and 133 is a core of the return portion 124 portion.
【０００９】図１４は、図１２に示したガスタービン動
翼の鋳造時の断面図である。この時、内部には図１３で
示した中子が配置されている。ここで、図１３に示した
図と同一番号の物は、図１３と同一の部分が示されてい
る。ガスタービン動翼内の中子は、供給孔１３１、回収
孔１３２部分で外部と連通しており、この部分が幅木１
４４によって外部から固定支持されている。FIG. 14 is a sectional view of the gas turbine rotor blade shown in FIG. 12 at the time of casting. At this time, the core shown in FIG. 13 is arranged inside. Here, parts having the same numbers as those shown in FIG. 13 indicate the same parts as those in FIG. The core in the gas turbine rotor blade communicates with the outside at the supply hole 131 and the recovery hole 132, and this portion is
44 is fixedly supported from the outside.
【００１０】[0010]
【発明が解決しようとする課題】前述した図１２に示す
ガスタービン動翼を鋳造によって製造する時、鋳造時の
断面は、図１４のようになる。この時、内部には図１３
に示す中子２０１が配置されている。ここで、中子２０
１のハブリターン部１３３は中子が外部から支持されて
いる１３１，１３２部分から遠い位置に存在する。この
ため、ハブリターン部１３３の中子の支持強度が弱く、
鋳造時に中子が動いて冷却媒体流通路の製作精度が低下
して、製作誤差が増大する。製作誤差は製品として使用
する前の検査時に調べられ、ある一定量より製作誤差が
大きい物は不合格品となり製品として使用することがで
きない。このため、製作精度が低いと、製作誤差が増大
し、不合格品となるガスタービン動翼が増える為、ガス
タービン動翼製造の歩留まりが悪くなり、製造コストが
高くなる恐れがある。FIG. 14 shows a cross section of the gas turbine rotor blade shown in FIG. 12 when it is manufactured by casting. At this time, FIG.
The core 201 shown in FIG. Here, the core 20
One hub return portion 133 exists at a position far from the portions 131 and 132 where the core is supported from the outside. For this reason, the supporting strength of the core of the hub return portion 133 is weak,
At the time of casting, the core moves and the manufacturing accuracy of the cooling medium flow passage decreases, and the manufacturing error increases. The manufacturing error is checked at the time of inspection before use as a product, and a product having a manufacturing error larger than a certain amount becomes a rejected product and cannot be used as a product. For this reason, if the manufacturing accuracy is low, the manufacturing error increases, and the number of rejected gas turbine blades increases. As a result, the production yield of the gas turbine blades deteriorates, and the manufacturing cost may increase.
【００１１】そこで、図１６に示す中子のハブリターン
部をシリカチューブ等でできた１７１，１７２で押さえ
て、鋳造時の中子の動きを抑制する方法が考えられる。
しかし、中子押さえのシリカチューブ１７１，１７２に
より、鋳造後の動翼には図１５に示すような中子支持穴
１６１，１６２が生じる。中子支持穴１６１，１６２は
最終的には溶接等により封止する措置がとられるが、一
般的に溶接部は強度が低い。ガスタービン動翼の場合、
ガスタービン運転時には溶接した中子支持穴１６１，１
６２付近に、遠心力により矢印１６３方向に大きな荷重
が作用する。荷重方向１６３と垂直に近い中子支持穴１
６１，１６２を設けると応力集中の影響で穴回りに大き
な応力が発生し、ガスタービン動翼の寿命が下がり、信
頼性が低下するという課題がある。In view of this, a method of suppressing the movement of the core at the time of casting by pressing the hub return portion of the core shown in FIG. 16 with 171 and 172 made of a silica tube or the like can be considered.
However, due to the silica tubes 171 and 172 of the core holder, core support holes 161 and 162 as shown in FIG. The core supporting holes 161 and 162 are finally sealed by welding or the like, but generally the welded portions have low strength. For gas turbine blades,
During operation of the gas turbine, the welded core support holes 161,1
A large load acts on arrow 62 in the direction of arrow 163 due to centrifugal force. Core support hole 1 near perpendicular to the load direction 163
When 61 and 162 are provided, a large stress is generated around the hole due to the influence of the stress concentration, and there is a problem that the life of the gas turbine rotor blade is reduced and the reliability is reduced.
【００１２】本発明はこれに鑑みなされたもので、その
目的とするところは、ガスタービン動翼の製造コストを
低減させ、かつガスタービン動翼の寿命を延ばし、信頼
性を向上させることが可能なガスタービン動翼の製造方
法を提供することにある。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the foregoing, and it is an object of the present invention to reduce the manufacturing cost of a gas turbine blade, extend the life of the gas turbine blade, and improve reliability. Another object of the present invention is to provide a method for manufacturing a gas turbine rotor blade.
【００１３】[0013]
【課題を解決するための手段】すなわち本発明は、内部
に冷却媒体流通路を有し、かつ鋳造によって製造される
動翼で、この動翼の内部に冷却媒体流通路を形成するに
際し、前記冷却媒体流通路と同形状をした中子を配置
し、鋳造後その中子を取り除き形成するようにしたガス
タービン動翼の製造方法において、前記中子を形成配置
するに際し、前記中子を、前記冷却媒体流通路の形状を
した中子の途中から翼の遠心力方向と平行な方向に延
び、かつ翼外部に至る枝部を有する形状となし、かつ前
記枝部の翼外部の端部を外部から固定し、鋳金属を注入
するようにし所期の目的を達成するようにしたものであ
る。That is, the present invention relates to a moving blade having a cooling medium flow passage therein and manufactured by casting. In forming the cooling medium flow passage inside the moving blade, the present invention relates to the following. In the method for manufacturing a gas turbine rotor blade in which a core having the same shape as the cooling medium flow passage is arranged and the core is removed and formed after casting, the core is formed and arranged, Extending in the direction parallel to the centrifugal force direction of the blade from the middle of the core having the shape of the cooling medium flow passage, and having a shape having a branch extending to the outside of the blade, and forming an end of the branch outside the blade. It is fixed from the outside and cast metal is injected to achieve the intended purpose.
【００１４】また、この場合、前記中子の枝部を、翼の
底部側に引き出すようにしたものである。In this case, the branch of the core is drawn out to the bottom of the wing.
【００１５】また本発明は、内部に冷却媒体流通路を有
するプロファイル部と、このプロファイル部を回転体に
固定保持するためのダブテイル部と、このダブテイル部
と前記プロファイル部の間に位置してダブテイル部とプ
ロファイル部を結合保持し、かつ内部に前記プロファイ
ル部の冷却媒体流通路に連通する冷却媒体供給孔および
回収孔を有するシャンク部とを備え、前記プロファイル
部を冷却する冷却媒体が、前記ダブテイル部内の冷却媒
体供給孔とシャンク部内の冷却媒体供給孔を流通して前
記プロファイル部の冷却媒体流通路に供給され、かつプ
ロファイル部冷却後の冷却媒体がこのシャンク部内の冷
却媒体回収孔とこのダブテイル部内の冷却媒体回収孔を
流通して回収されるように形成されており、かつ前記プ
ロファイル部のチップ近傍内部に冷却媒体流通路内の冷
却媒体の流れ方向が、前記プロファイル部のハブからチ
ップへ向かう流れから前記プロファイル部のチップから
ハブ方向へ向かう流れに変わるチップリターン部と、前
記プロファイル部のハブ近傍内部に冷却媒体流通路内の
冷却媒体の流れ方向が前記プロファイル部のチップから
前記プロファイル部のハブ方向へ向かう流れから、前記
プロファイル部のハブから前記プロファイル部のチップ
へ向かう流れに変わるハブリターン部を持ち、かつ鋳造
によって製造され、かつ前記冷却媒体流通路が中子によ
って形成されるガスタービン動翼の製造方法において、
前記ハブリターン部を、鋳造過程においてダブテイル底
部まで貫通させ、かつ前記貫通穴のダブテイル底部より
中子の一部を外部に露出させ、その露出部分を外部から
固定し、鋳造するようにしたものである。The present invention also provides a profile having a cooling medium flow passage therein, a dovetail for fixing and holding the profile to a rotating body, and a dovetail positioned between the dovetail and the profile. And a shank portion having a cooling medium supply hole and a recovery hole communicating with the cooling medium flow passage of the profile portion, and the cooling medium for cooling the profile portion is provided by the dovetail. The cooling medium is supplied to the cooling medium flow passage of the profile section through the cooling medium supply hole in the section and the cooling medium supply hole in the shank section, and the cooling medium after cooling the profile section is connected to the cooling medium recovery hole in the shank section and the dovetail. And is formed so as to be collected by flowing through a cooling medium collecting hole in the section, and the channel of the profile section is formed. A tip return portion in which the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the cooling medium flow passage changes from a flow from the hub toward the tip of the profile portion to a flow from the tip of the profile portion toward the hub; A hub in which the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the hub changes from a flow from the tip of the profile portion toward the hub of the profile portion to a flow from the hub of the profile portion to the tip of the profile portion. A method for manufacturing a gas turbine rotor blade having a return portion, and manufactured by casting, and wherein the cooling medium flow passage is formed by a core,
The hub return portion is made to penetrate to the dovetail bottom in the casting process, and a part of the core is exposed to the outside from the dovetail bottom of the through hole, and the exposed portion is fixed from the outside and cast. is there.
【００１６】また、内部に冷却媒体流通路を有するプロ
ファイル部と、このプロファイル部を回転体に固定保持
する為のダブテイル部と、このダブテイル部と前記プロ
ファイル部の間に位置してダブテイル部とプロファイル
部を結合保持し、かつ内部に前記プロファイル部の冷却
媒体流通路に連通する冷却媒体供給孔を有するシャンク
部とを備え、前記プロファイル部を冷却する冷却媒体
が、前記ダブテイル部内の冷却媒体供給孔とシャンク部
内の冷却媒体供給孔を流通して前記プロファイル部の冷
却媒体流通路に供給され、かつプロファイル部冷却後の
冷却媒体がこのプロファイル部後縁側の冷却媒体吹き出
し孔からガスパス中へ放出され、かつ前記プロファイル
部のチップ近傍内部に冷却媒体流通路内の冷却媒体の流
れ方向が、前記プロファイル部のハブからチップへ向か
う流れから前記プロファイル部のチップからハブ方向へ
向かう流れに変わるチップリターン部と、前記プロファ
イル部のハブ近傍内部に冷却媒体流通路内の冷却媒体の
流れ方向が前記プロファイル部のチップから前記プロフ
ァイル部のハブ方向へ向かう流れから、前記プロファイ
ル部のハブから前記プロファイル部のチップへ向かう流
れに変わるハブリターン部を持ち、かつ鋳造によって製
造され、冷却媒体流通路が中子によって形成されるガス
タービン動翼の製造方法において、前記ハブリターン部
を、鋳造過程においてダブテイル底部まで貫通させ、か
つ前記貫通穴のダブテイル底部より中子の一部を外部に
露出させ、その部分を外部から固定するようにしたもの
である。A profile portion having a cooling medium flow passage therein; a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to a rotating body; and a dovetail portion and a profile located between the dovetail portion and the profile portion. A shank portion having a cooling medium supply hole communicating with a cooling medium flow passage of the profile portion, wherein a cooling medium for cooling the profile portion is provided in the dovetail portion. The cooling medium is supplied to the cooling medium flow passage of the profile part through the cooling medium supply hole in the shank part, and the cooling medium after cooling the profile part is discharged into the gas path from the cooling medium blowing hole on the trailing edge side of the profile part. The flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the chip of the profile portion is A tip return portion that changes from a flow from the hub to the tip of the file portion to a flow from the tip of the profile portion to the hub; and a flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the hub of the profile portion. A hub return portion that changes from a flow from the tip of the portion to the hub of the profile portion to a flow from the hub of the profile portion to the tip of the profile portion, and is manufactured by casting, and the cooling medium flow passage is formed by a core. In the method for manufacturing a gas turbine blade formed by the method, the hub return portion is penetrated to the dovetail bottom in the casting process, and a part of the core is exposed to the outside from the dovetail bottom of the through hole, and the portion is exposed. It is designed to be fixed externally.
【００１７】また、内部に冷却媒体流通路を有するプロ
ファイル部と、このプロファイル部を回転体に固定保持
する為のダブテイル部と、このダブテイル部と前記プロ
ファイル部の間に位置してダブテイル部とプロファイル
部を結合保持し、かつ内部に前記プロファイル部の冷却
媒体流通路に連通する冷却媒体供給孔および回収孔を有
するシャンク部とを備え、前記プロファイル部を冷却す
る冷却媒体が、前記ダブテイル部内の冷却媒体供給孔と
シャンク部内の冷却媒体供給孔を流通して前記プロファ
イル部の冷却媒体流通路に供給され、かつプロファイル
部冷却後の冷却媒体がこのシャンク部内の冷却媒体回収
孔とこのダブテイル部内の冷却媒体回収孔を流通して回
収されるように形成されており、冷却媒体供給孔または
冷却媒体回収孔がダブテイル側面において外部と連通し
ており、かつ鋳造によって製造され、冷却媒体流通路が
中子によって形成されるガスタービン動翼の製造方法に
おいて、前記ダブテイル側面へ連通している冷却媒体供
給孔または冷却媒体回収孔から分岐して生成されるダブ
テイル底面で外部と連通する貫通穴を設け、鋳造時に前
記貫通穴底部より中子の一部を外部に露出させ、その部
分を外部から固定するようにしたものである。A profile portion having a cooling medium flow passage therein; a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to a rotating body; and a dovetail portion and a profile located between the dovetail portion and the profile portion. A shank portion having a cooling medium supply hole and a recovery hole communicating with the cooling medium flow passage of the profile portion, and a cooling medium for cooling the profile portion is configured to cool the dovetail portion. The cooling medium flowing through the medium supply hole and the cooling medium supply hole in the shank portion is supplied to the cooling medium flow passage in the profile portion, and the cooling medium after cooling the profile portion is cooled in the cooling medium recovery hole in the shank portion and the cooling in the dovetail portion. The cooling medium supply hole or the cooling medium collection hole is formed so as to be collected by flowing through the medium collection hole. In the method for manufacturing a gas turbine rotor blade, which is communicated with the outside at the side surface of the tail and is manufactured by casting, and a cooling medium passage is formed by a core, a cooling medium supply hole or a cooling hole communicating with the side surface of the dovetail. A dovetail bottom formed by branching from the medium recovery hole is provided with a through hole communicating with the outside at the bottom, a part of the core is exposed to the outside from the bottom of the through hole during casting, and the part is fixed from the outside. Things.
【００１８】すなわちこのようなガスタービン動翼の製
造方法であると、中子を形成配置するに際し、中子を、
冷却媒体流通路の形状をしたこの中子の途中から翼の遠
心力方向と平行な方向に延び、かつ翼外部に至る枝部を
有する形状となし、かつ前記枝部の翼外部の端部を外部
から固定するようにしたから，すなわち、換言すれば外
部と連通する貫通穴を設けて、鋳造時にこの貫通穴底部
より中子の一部を外部に露出させ、その部分を外部から
固定するようにし、その後、鋳金属を注入するようにし
たから、冷却媒体流通路を形成する中子は、この翼外部
に至る枝部によって充分堅牢に保持され、したがってハ
ブリターン部の冷却媒体流通路の製作誤差は減少し、ガ
スタービン動翼の歩留まりが良くなり、ガスタービン動
翼の製造コストを充分低減することが可能となるのであ
る。That is, according to such a method for manufacturing a gas turbine rotor blade, when forming and disposing the core, the core is
The shape of the cooling medium flow passage extends from the middle of the core in a direction parallel to the centrifugal force direction of the blade, and has a branch extending to the outside of the blade. Because it is fixed from the outside, that is, in other words, a through hole communicating with the outside is provided, a part of the core is exposed to the outside from the bottom of the through hole during casting, and the part is fixed from the outside. After that, the cast metal is injected, so that the core forming the cooling medium flow passage is sufficiently firmly held by the branch portion extending to the outside of the blade, and therefore, the cooling medium flow passage of the hub return portion is manufactured. The error is reduced, the yield of the gas turbine blade is improved, and the manufacturing cost of the gas turbine blade can be sufficiently reduced.
【００１９】[0019]
【発明の実施の形態】以下図示した実施例に基づいて本
発明を詳細に説明する。図１（ａ）にはこの製造方法に
よって製造されたガスタービン動翼が示されている。ガ
スタービン動翼は、内部に冷却媒体流通路を備えるプロ
ファイル部３と、プロファイル部を回転体に固定保持す
る為のダブテイル部１と、プロファイルとダブテイルの
間に位置するシャンク部２から形成される。また、プロ
ファイル先端をチップと呼び、プロファイルとシャンク
の付根に近い部分をハブと呼ぶ。４は冷却媒体をガスタ
ービン動翼へ供給する供給孔であり、５は冷却媒体を回
収する回収孔である。８はチップリターン部、９はハブ
リターン部である。また、２１，２２は中子支持穴であ
り１０は中子支持穴２１，２２をダブテイル底面で密封
している蓋である。また、運転時には、矢印４１方向に
作動流体が流れている。DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS The present invention will be described below in detail with reference to the illustrated embodiments. FIG. 1A shows a gas turbine rotor blade manufactured by this manufacturing method. The gas turbine blade includes a profile portion 3 having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion 1 for fixing and holding the profile portion to a rotating body, and a shank portion 2 located between the profile and the dovetail. . The tip of the profile is called a tip, and the portion near the root of the profile and the shank is called a hub. Reference numeral 4 denotes a supply hole for supplying a cooling medium to the gas turbine blade, and reference numeral 5 denotes a recovery hole for recovering the cooling medium. Reference numeral 8 denotes a chip return portion, and 9 denotes a hub return portion. Reference numerals 21 and 22 denote core support holes, and reference numeral 10 denotes a lid sealing the core support holes 21 and 22 with a dovetail bottom surface. During operation, the working fluid flows in the direction of arrow 41.
【００２０】冷却媒体は、供給孔４から矢印６の方向に
ガスタービン動翼内に供給され、ダブテイル部内の冷却
媒体供給流路、シャンク部内の冷却媒体供給流路を通過
して、矢印７方向へ進み、プロファイル部３に供給され
て、プロファイル部内をハブからチップ方向へ流れる。
その後、チップリターン部８で矢印２４に沿って、流れ
方向はチップからハブへ向かう方向へ変わる。その後、
ハブリターン部９において矢印２６に沿って流れはハブ
からチップへ流れる方向へ変わる。プロファイル内で、
冷却媒体はチップリターン部でハブからチップへ流れる
方向がチップからハブへ流れる方向に変わる、また、ハ
ブリターン部でチップからハブへ流れる方向がハブから
チップへ流れる方向へ変わる、ということを数回繰返し
ながらプロファイル部を冷却している。The cooling medium is supplied into the gas turbine blade from the supply hole 4 in the direction of arrow 6, passes through the cooling medium supply flow path in the dovetail section, and the cooling medium supply flow path in the shank section, and flows in the direction of arrow 7. The profile is supplied to the profile section 3 and flows in the profile section from the hub to the chip.
Thereafter, the flow direction changes along the arrow 24 in the chip return section 8 in the direction from the chip to the hub. afterwards,
At the hub return 9 the flow changes along the arrow 26 in the direction from the hub to the tip. In the profile,
The cooling medium changes several times that the direction of flow from the hub to the chip changes at the chip return to the direction of flow from the chip to the hub, and the direction of flow from the chip to the hub at the hub return changes to the direction of flow from the hub to the chip. Cooling the profile part repeatedly.
【００２１】ハブリターン部９は、中子支持穴２１，２
２を通してダブテイル底部で外部と連通している為、溶
接またはかしめによって蓋１０をダブテイル底部に取付
け、運転時にこの部分から冷却媒体が漏れないようにし
ている。The hub return portion 9 includes core support holes 21 and
Since the bottom of the dovetail communicates with the outside at the bottom of the dovetail 2, the lid 10 is attached to the bottom of the dovetail by welding or caulking so that the coolant does not leak from this part during operation.
【００２２】図２（ａ）は、図１のガスタービン動翼の
断面（Ａ−Ａ）を示すもので、矢印４２は、運転時に作
動流体が流れる方向を示している。１１は、その内部を
冷却媒体がハブからチップ方向へ流れる冷却経路であ
り、１６はその内部を冷却媒体がチップからハブ方向へ
流れる冷却経路である。また、図２（ｂ）は、図１のガ
スタービン動翼のＢ−Ｂ断面である。１２は冷却媒体を
プロファイルへ導く冷却媒体供給流通路であり、１３は
冷却媒体をロータ内へ回収する冷却媒体回収流通路であ
る。なお、符号１４と１５は、図１のハブリターン部９
からダブテイル底面まで貫通している中子支持穴２１、
２２を表わしている。FIG. 2 (a) shows a cross section (AA) of the gas turbine rotor blade of FIG. 1, and an arrow 42 indicates a direction in which the working fluid flows during operation. Reference numeral 11 denotes a cooling path through which the cooling medium flows from the hub toward the chip, and reference numeral 16 denotes a cooling path through which the cooling medium flows from the chip toward the hub. FIG. 2B is a BB cross section of the gas turbine rotor blade of FIG. Reference numeral 12 denotes a cooling medium supply passage for guiding the cooling medium to the profile, and reference numeral 13 denotes a cooling medium recovery passage for collecting the cooling medium into the rotor. Reference numerals 14 and 15 indicate the hub return portion 9 in FIG.
Core support hole 21, which penetrates from the dovetail bottom to
22 is shown.
【００２３】ガスタービン動翼には、運転時には、遠心
力によって矢印２３方向に高い荷重が作用している。図
１５に記載のガスタービン動翼では、中子支持穴１６
１，１６２が遠心力が作用する方向１６３と垂直方向に
開いている。通常、荷重方向に対して垂直に穴を開ける
と応力集中の影響によって、穴周りに高い応力が発生す
る。このため、図１５におけるガスタービン動翼は中子
支持穴１６１，１６２の周りに高い応力が発生してい
る。１６１，１６２のような穴は、鋳造後に溶接などに
よって封止する措置がとられることもあるが、通常、溶
接部の強度は、溶接をしていない部分の強度よりも低く
なる。このため、たとえ中子支持穴１６１，１６２を溶
接などによって封止したとしても、中子支持穴周りの強
度は低くなっており、中子支持穴１６１，１６２周りに
応力集中の影響によって高い応力が発生し、ガスタービ
ン動翼の寿命、信頼性が低下する。During operation, a high load acts on the gas turbine blade in the direction of arrow 23 due to centrifugal force. In the gas turbine rotor blade shown in FIG.
1, 162 are open in the direction perpendicular to the direction 163 in which the centrifugal force acts. Normally, when a hole is made perpendicular to the load direction, a high stress is generated around the hole due to the effect of stress concentration. Therefore, a high stress is generated around the core support holes 161 and 162 in the gas turbine rotor blade in FIG. Although holes such as 161 and 162 may be sealed after welding by welding or the like, the strength of the welded portion is usually lower than the strength of the unwelded portion. For this reason, even if the core support holes 161 and 162 are sealed by welding or the like, the strength around the core support holes is low, and the stress around the core support holes 161 and 162 is high due to the effect of stress concentration. Is generated, and the life and reliability of the gas turbine blade are reduced.
【００２４】本発明におけるガスタービン動翼の製造方
法では、中子が、図３に示されているように、冷却媒体
流通路の形状をした中子の途中から翼の遠心力方向と平
行な方向に延び、かつ翼外部に至る枝部（３３，３４）
を有する形状に形成されている。すなわち、ハブリター
ン部９を形成する中子部分を下方へ伸ばしてシャンク
部、ダブテイル部内に中子支持穴２１，２２（図１参
照）が設けられている為、高い荷重が発生している方向
（翼が遠心力を受ける方向）２３と中子支持穴２１，２
２の方向が平行に近い。このため、穴周りに大きな応力
が発生することが無く、ガスタービン動翼の寿命および
信頼性が向上する。In the method for manufacturing a gas turbine blade according to the present invention, as shown in FIG. 3, the core is parallel to the centrifugal force direction of the blade from the middle of the core having the shape of the cooling medium flow passage. Branches extending in the direction and reaching the outside of the wing (33, 34)
Is formed. That is, since the core portion forming the hub return portion 9 is extended downward and the core support holes 21 and 22 (see FIG. 1) are provided in the shank portion and the dovetail portion, a direction in which a high load is generated. (Direction in which the wings receive centrifugal force) 23 and core support holes 21 and
The two directions are nearly parallel. For this reason, a large stress is not generated around the hole, and the life and reliability of the gas turbine blade are improved.
【００２５】また、本発明におけるガスタービン動翼に
は、シャンク部、ダブテイル部に中子支持のための中空
部が設けられている。このため、図１２に示すガスター
ビン動翼よりも、シャンク部、ダブテイル部内の中空部
が増えており、その分、ガスタービン動翼全体の重量が
軽量化されてる。ガスタービン動翼はロータの外周に植
え付けられており、運転時にはガスタービン動翼の遠心
力がロータへ作用している。そのため、ロータにはガス
タービン動翼の遠心力による応力が発生している。本発
明によるガスタービン動翼では、ガスタービン動翼の軽
量化によって、ガスタービン運転時に発生するガスター
ビン動翼の遠心力も軽減され、ロータへ作用する遠心力
も軽減される。このため、ガスタービン動翼の遠心力に
よってロータに発生する応力も低減され、ロータの信頼
性が向上するという利点もある。In the gas turbine rotor blade according to the present invention, a hollow portion for supporting a core is provided in a shank portion and a dovetail portion. For this reason, the hollow portion in the shank portion and the dovetail portion is increased as compared with the gas turbine blade shown in FIG. 12, and the weight of the entire gas turbine blade is reduced accordingly. The gas turbine blade is planted on the outer periphery of the rotor, and the centrifugal force of the gas turbine blade acts on the rotor during operation. Therefore, a stress is generated in the rotor due to the centrifugal force of the gas turbine rotor blade. In the gas turbine rotor blade according to the present invention, by reducing the weight of the gas turbine rotor blade, the centrifugal force of the gas turbine rotor blade generated during the operation of the gas turbine is reduced, and the centrifugal force acting on the rotor is also reduced. Therefore, the stress generated in the rotor due to the centrifugal force of the gas turbine rotor blade is also reduced, and there is an advantage that the reliability of the rotor is improved.
【００２６】図３は、図１におけるガスタービン動翼を
鋳造によって製作する際、ガスタービン動翼内部の冷却
媒体流通路の形成に必要となる中子２０１の斜視図を表
す。このように中子は、翼の遠心力方向と平行な方向に
延び、かつ翼外部に至る枝部を有している。３１部分は
図１における供給孔４、３２部分は回収孔５、３３部分
は中子支持穴２１、３４部分は中子支持穴２２部分を形
成するのに必要な部分である。FIG. 3 is a perspective view of a core 201 required for forming a cooling medium flow passage inside the gas turbine moving blade when the gas turbine moving blade in FIG. 1 is manufactured by casting. Thus, the core has a branch extending in the direction parallel to the centrifugal force direction of the blade and reaching the outside of the blade. 31 is a supply hole 4 in FIG. 1, 32 is a recovery hole 5, and 33 is a core support hole 21 and 34 is a part necessary to form the core support hole 22.
【００２７】図１（ｂ）は、図１（ａ）におけるガスタ
ービン動翼の鋳造時の状態（断面図）である。鋳造時に
は、ガスタービン動翼内部に図３に示した中子が配置さ
れている。ここで、ガスタービン動翼内部の中子におい
て、図３と同一の部分を示す場所には図３と同一の番号
が振ってある。４５は幅木である。中子は３１，３２，
３３，３４部分で幅木４５に固定されている。FIG. 1B is a state (cross-sectional view) of the gas turbine blade shown in FIG. 1A during casting. At the time of casting, the core shown in FIG. 3 is arranged inside the gas turbine blade. Here, in the core inside the gas turbine blade, the same parts as those in FIG. 3 are denoted by the same reference numerals as those in FIG. 45 is a baseboard. The core is 31, 32,
33 and 34 are fixed to the skirting board 45.
【００２８】図１４における従来のガスタービン動翼
は、鋳造時には、供給孔１２１を形成する中子の１３１
部分と回収孔１２２を形成する中子の１３２部分で中子
が支持されている。しかし、ハブリターン部１２４を形
成する中子１３３部分は中子が外部から支持されている
１３１，１３２部分から遠い位置に存在する。このた
め、ハブリターン部１２４を形成する中子１３３部分の
支持強度が弱く、鋳造時に中子１３３部分が動いて冷却
媒体流通路の製作精度が低下し、製作誤差が増大する。
製作誤差は製品として使用する前の検査時に調べられ、
ある一定量より製作誤差が大きい物は不合格品となり製
品として使用することができない。このため、製作精度
が低いと、製作誤差が増大し、不合格品となるガスター
ビン動翼が増える為、ガスタービン動翼製造の歩留まり
が悪くなり、製造コストが高くなるという課題がある。The conventional gas turbine blade shown in FIG. 14 has a core 131 forming a supply hole 121 at the time of casting.
The core is supported at a portion 132 of the core forming the portion and the collection hole 122. However, the core 133 portion forming the hub return portion 124 is located at a position far from the 131 and 132 portions where the core is supported from the outside. For this reason, the support strength of the core 133 forming the hub return portion 124 is weak, and the core 133 moves during casting, thereby lowering the manufacturing accuracy of the cooling medium flow passage and increasing the manufacturing error.
Production errors are checked at the time of inspection before using as a product,
Products with a manufacturing error greater than a certain amount are rejected and cannot be used as products. For this reason, if the manufacturing accuracy is low, the manufacturing error increases, and the number of rejected gas turbine blades increases. Therefore, there is a problem that the yield of manufacturing the gas turbine blades deteriorates and the manufacturing cost increases.
【００２９】この点本発明によるガスタービン動翼は、
ハブリターン部９を形成する中子は中子支持穴２１，２
２を通して、中子の３３，３４部分が外部へ連通してお
り、幅木４５に固定されている。このため、ハブリター
ン部９は中子が外部から支持されている場所３３，３４
から近い位置に存在し、ハブリターン部９を形成する中
子部分の支持強度が強くなっている。このため、鋳造時
にハブリターン部９を形成する中子部分が動きにくくな
っており、製作誤差を減少させることができる。製作誤
差が少ないと、検査時に不合格品となるガスタービン動
翼が減少し、ガスタービン動翼製造の際の歩留まりが良
くなり、製造コストを低減できるという効果がある。In this regard, the gas turbine rotor blade according to the present invention comprises:
The cores forming the hub return portion 9 are core support holes 21 and
Through 2, the cores 33 and 34 communicate with the outside and are fixed to the baseboard 45. For this reason, the hub return portion 9 is provided at places 33 and 34 where the core is supported from the outside.
And the supporting strength of the core portion forming the hub return portion 9 is increased. For this reason, the core portion forming the hub return portion 9 is difficult to move during casting, and manufacturing errors can be reduced. If the manufacturing error is small, the number of gas turbine blades which are rejected during the inspection is reduced, the yield in manufacturing the gas turbine blade is improved, and the manufacturing cost can be reduced.
【００３０】図４は本発明によるガスタービン動翼の別
の形態である。ここで図１に記載のガスタービン動翼と
同一の形状・機能を有する部分には図１と同一の番号を
振ってある。４３はハブリターン部であり、５２は回収
孔中子支持穴であり、５３は回収孔中子支持穴封止蓋で
ある。FIG. 4 shows another embodiment of the gas turbine blade according to the present invention. Here, portions having the same shape and function as those of the gas turbine rotor blade shown in FIG. 1 are given the same numbers as those in FIG. 43 is a hub return portion, 52 is a collecting hole core support hole, and 53 is a collecting hole core support hole sealing lid.
【００３１】本実施例によるガスタービン動翼では、ダ
ブテイル側面へ連通する回収孔５がダブテイル底部へ貫
通する回収孔中子支持穴５２に分岐している。運転時に
回収孔中子支持穴５２から冷却媒体が漏れることを防止
する為、回収孔中子支持穴５２のダブテイル底面に回収
孔中子支持穴封止蓋５３を溶接またはかしめによって取
付けている。In the gas turbine rotor blade according to the present embodiment, the recovery hole 5 communicating with the side surface of the dovetail is branched into a recovery hole core support hole 52 penetrating to the bottom of the dovetail. In order to prevent the cooling medium from leaking from the recovery hole core support hole 52 during operation, a recovery hole core support hole sealing lid 53 is attached to the bottom surface of the dovetail of the recovery hole core support hole 52 by welding or caulking.
【００３２】図５は、図４におけるガスタービン動翼の
鋳造時の断面図である。ここで、図１４と同一の形状・
構造の部分には図１４と同一の番号を振ってある鋳造時
にはガスタービン動翼内部に中子６１が配置されてい
る。FIG. 5 is a sectional view of the gas turbine blade shown in FIG. 4 during casting. Here, the same shape and shape as in FIG.
In the structural part, a core 61 is arranged inside the gas turbine rotor blade at the time of casting, which is given the same number as in FIG.
【００３３】図１２におけるガスタービン動翼は回収孔
１２２を形成する中子１３２部分がダブテイル側面で外
部へ連通しており、この部分を外部から幅木で固定して
いる。また、供給孔１２１を形成する中子１３１部分は
ダブテイル底面で外部と連通しており、この部分を外部
から幅木で固定している。このため、幅木をダブテイル
側面とダブテイル底面の両方に設ける必要が有り、幅木
形状が複雑化している。In the gas turbine blade shown in FIG. 12, a core 132 forming a recovery hole 122 communicates with the outside on the dovetail side surface, and this portion is fixed from the outside with a baseboard. The core 131 portion forming the supply hole 121 communicates with the outside at the dovetail bottom surface, and this portion is fixed from the outside with a baseboard. For this reason, it is necessary to provide the skirting board on both the dovetail side face and the dovetail bottom face, and the skirting board shape is complicated.
【００３４】本発明における図４のガスタービン動翼
は、回収孔５がダブテイル底面へ貫通する回収孔中子支
持穴５２に分岐しており、鋳造時には図５に示されてい
るように回収孔中子支持穴５２から中子６３部分を外部
に連通させて、この部分を幅木７６によって固定してい
る。ここで、中子３２部分は外部から固定されている中
子６３部分に近い為、中子３２部分を固定しなくてもこ
の部分の中子支持強度は十分に保たれる。このため中子
３２は支持されていない。このため、幅木はダブテイル
底面部の下方のみに配置させれば良く、幅木の簡略化・
低コスト化が可能である。In the gas turbine blade of FIG. 4 according to the present invention, the recovery hole 5 branches into a recovery hole core support hole 52 penetrating to the bottom of the dovetail, and at the time of casting, as shown in FIG. The core 63 is communicated to the outside from the core support hole 52, and this part is fixed by the baseboard 76. Here, since the core 32 is close to the core 63 fixed from the outside, the core supporting strength is sufficiently maintained without fixing the core 32. Therefore, the core 32 is not supported. For this reason, the skirting board need only be placed below the bottom of the dovetail.
Cost reduction is possible.
【００３５】図６は、図１におけるガスタービン動翼と
図４におけるガスタービン動翼の混合例である。ここ
で、図１、図３に記載のガスタービン動翼と同一の形状
・機能を有する部分には、図１、図３に示した物と同一
の番号が付されている。FIG. 6 shows a mixed example of the gas turbine moving blades in FIG. 1 and the gas turbine moving blades in FIG. Here, portions having the same shape and function as those of the gas turbine rotor blades shown in FIGS. 1 and 3 are denoted by the same reference numerals as those shown in FIGS. 1 and 3.
【００３６】本発明におけるガスタービン動翼では、リ
ターン部９の中子を下方へ伸ばしてシャンク部、ダブテ
イル部内に中子支持穴２１，２２を設けている為、高い
荷重が発生している方向２３と中子支持穴２１，２２の
方向が平行に近い。このため、穴周りに大きな応力が発
生することが無く、ガスタービン動翼の寿命および信頼
性が向上する。また、本発明におけるガスタービン動翼
には、シャンク部、ダブテイル部に中子支持のための中
空部が設けられている。このため、図１２に示すガスタ
ービン動翼よりも、シャンク部、ダブテイル部内の中空
部が増えており、その分、ガスタービン動翼全体の重量
が軽量化されてる。ガスタービン動翼はロータの外周に
植え付けられており、ガスタービン運転時にはガスター
ビン動翼の遠心力がロータへ作用している。そのため、
ロータにはガスタービン動翼の遠心力による応力が発生
している。本発明によるガスタービン動翼では、ガスタ
ービン動翼の軽量化によって、ガスタービン運転時に発
生するガスタービン動翼の遠心力も軽減され、ロータへ
作用する遠心力も軽減される。このため、ガスタービン
動翼の遠心力によってロータに発生する応力も低減さ
れ、ロータの信頼性が向上するという利点も有る。In the gas turbine rotor blade according to the present invention, since the core of the return portion 9 is extended downward and the core support holes 21 and 22 are provided in the shank portion and the dovetail portion, the direction in which a high load is generated. The directions of the core support holes 21 and 22 are almost parallel. For this reason, a large stress is not generated around the hole, and the life and reliability of the gas turbine blade are improved. In the gas turbine rotor blade according to the present invention, a hollow portion for supporting a core is provided in a shank portion and a dovetail portion. For this reason, the hollow portion in the shank portion and the dovetail portion is increased as compared with the gas turbine blade shown in FIG. 12, and the weight of the entire gas turbine blade is reduced accordingly. The gas turbine blade is planted on the outer periphery of the rotor, and the centrifugal force of the gas turbine blade acts on the rotor during gas turbine operation. for that reason,
The rotor generates stress due to the centrifugal force of the gas turbine blade. In the gas turbine rotor blade according to the present invention, by reducing the weight of the gas turbine rotor blade, the centrifugal force of the gas turbine rotor blade generated during the operation of the gas turbine is reduced, and the centrifugal force acting on the rotor is also reduced. For this reason, the stress generated in the rotor due to the centrifugal force of the gas turbine blade is also reduced, and there is an advantage that the reliability of the rotor is improved.
【００３７】図７は、図６における実施例のガスタービ
ン動翼の鋳造時の断面図である。ここでは図１（ｂ）、
図５におけるガスタービン動翼の鋳造時の断面図と同一
の形状・機能を有する物には図１（ｂ）、図５と同一の
番号を振ってある。鋳造時にはガスタービン動翼内部に
は中子７７が配置されている。７６は幅木であり、中子
の３１，３３，３４，６３部分が幅木７６に固定されて
いる。FIG. 7 is a sectional view of the gas turbine rotor blade of the embodiment shown in FIG. 6 during casting. Here, FIG. 1 (b),
Items having the same shape and function as those of the cross-sectional view of the gas turbine blade shown in FIG. 5 at the time of casting are given the same numbers as those in FIGS. At the time of casting, a core 77 is arranged inside the gas turbine blade. Reference numeral 76 denotes a baseboard. The cores 31, 33, 34, 63 are fixed to the baseboard 76.
【００３８】本発明によるガスタービン動翼は、ハブリ
ターン部９を形成する中子は中子支持穴２１，２２を通
して、中子の３３，３４部分が外部へ連通しており、幅
木４５に固定されている。このため、ハブリターン部９
は中子が外部から支持されている場所から近い位置に存
在し、ハブリターン部９を形成する中子部分の支持強度
が強くなっている。このため、鋳造時にハブリターン部
９を形成する中子部分が動きにくくなっており、製作誤
差を減少させることができる。製作誤差が少ないと、検
査時に不合格品となるガスタービン動翼が減少し、ガス
タービン動翼製造の際の歩留まりが良くなり、製造コス
トを低減できるという効果がある。In the gas turbine rotor blade according to the present invention, the core forming the hub return portion 9 passes through the core support holes 21 and 22, and the portions 33 and 34 of the core communicate with the outside. Fixed. Therefore, the hub return portion 9
Exists at a position close to the place where the core is supported from the outside, and the supporting strength of the core portion forming the hub return portion 9 is increased. For this reason, the core portion forming the hub return portion 9 is difficult to move during casting, and manufacturing errors can be reduced. If the manufacturing error is small, the number of gas turbine blades that are rejected during the inspection is reduced, the yield in manufacturing the gas turbine blade is improved, and the manufacturing cost can be reduced.
【００３９】さらに、本発明におけるガスタービン動翼
は、回収孔５がダブテイル底面へ貫通する回収孔中子支
持穴５２に分岐しており、鋳造時には図５に示されてい
るように回収孔中子支持穴５２から中子６３部分を外部
に連通させて、この部分を幅木７６によって固定してい
る。ここで、中子３２部分は外部から固定されている中
子６３部分に近い為、中子３２部分を固定しなくてもこ
の部分の中子支持強度は十分に保たれる。このため中子
３２は支持されていない。このため、幅木はダブテイル
底面部の下方のみに配置させれば良く、幅木の簡略化・
低コスト化が可能である。Further, in the gas turbine rotor blade according to the present invention, the recovery hole 5 is branched into a recovery hole core support hole 52 penetrating to the bottom of the dovetail, and at the time of casting, as shown in FIG. The core 63 is communicated to the outside from the child support hole 52, and this part is fixed by the baseboard 76. Here, since the core 32 is close to the core 63 fixed from the outside, the core supporting strength is sufficiently maintained without fixing the core 32. Therefore, the core 32 is not supported. For this reason, the skirting board need only be placed below the bottom of the dovetail.
Cost reduction is possible.
【００４０】図１から図７では、供給孔がダブテイル下
面、回収孔がダブテイル側面で外部と連通している例を
挙げたが、供給孔、回収孔共にダブテイル下面または側
面のどちらにもなり得る。また、図１から図６では供給
孔は翼の上流側、回収孔は翼の下流側となっているが、
回収孔が翼の上流側、下流孔が後縁側にもなり得る。FIGS. 1 to 7 show an example in which the supply hole communicates with the outside on the dovetail lower surface and the recovery hole communicates with the outside on the dovetail side surface, but both the supply hole and the recovery hole can be either the lower surface or the side surface of the dovetail. . 1 to 6, the supply hole is on the upstream side of the blade and the recovery hole is on the downstream side of the blade.
The recovery hole may be on the upstream side of the blade and the downstream hole may be on the trailing edge side.
【００４１】図７に本発明の別の形態のガスタービン動
翼の断面図が示されている。図１に記載のガスタービン
動翼と同一の形状・機能を有する部分には、図１に示し
た物と同一の番号が付してある。矢印８１，８２は冷却
媒体の流れる方向であり、８３は冷却媒体吹き出し孔で
ある。本実施例によるガスタービン動翼ではプロファイ
ル部３の作動流体流れ方向４１の下流側に外部と連通す
る冷却媒体吹き出し孔８３が開いており、ガスタービン
動翼を冷却した冷却媒体は、冷却媒体吹き出し孔８３か
ら矢印８２方向に外部へ放出される。FIG. 7 is a sectional view of a gas turbine rotor blade according to another embodiment of the present invention. Parts having the same shape and function as those of the gas turbine rotor blade shown in FIG. 1 are given the same numbers as those shown in FIG. Arrows 81 and 82 indicate the direction in which the cooling medium flows, and 83 indicates a cooling medium blowing hole. In the gas turbine rotor blade according to the present embodiment, a cooling medium blowout hole 83 communicating with the outside is opened on the downstream side of the profile portion 3 in the working fluid flow direction 41, and the cooling medium that has cooled the gas turbine rotor blade is a cooling medium blowout. The holes 83 are emitted to the outside in the direction of arrow 82.
【００４２】図１３におけるガスタービン動翼では、プ
ロファイル部１２６の作動流体流れ方向１２９の下流側
には、冷却空気吹き出し孔は開いていない。これに比べ
て本発明におけるガスタービン動翼はプロファイル部３
の作動流体流れ方向４１の下流側に外部と連通する冷却
媒体吹き出し孔８３が開いており、ガスタービン動翼を
冷却した冷却媒体は、冷却媒体吹き出し孔８３から矢印
８２方向に外部へ放出される。これによってプロファイ
ル下流側付近の冷却効果が高められ、その部分のメタル
温度が低下する。このため、ガスタービン動翼の信頼性
が向上する。In the gas turbine rotor blade shown in FIG. 13, no cooling air blowing hole is formed downstream of the profile portion 126 in the working fluid flow direction 129. On the other hand, the gas turbine rotor blade according to the present invention has the profile portion 3
A cooling medium blow-out hole 83 communicating with the outside is opened on the downstream side of the working fluid flow direction 41, and the cooling medium that has cooled the gas turbine rotor blades is discharged from the cooling medium blow-out hole 83 to the outside in the direction of arrow 82. . This enhances the cooling effect near the downstream side of the profile, and lowers the metal temperature in that portion. For this reason, the reliability of the gas turbine blade is improved.
【００４３】さらに、本発明におけるガスタービン動翼
では、リターン部９の中子を下方へ伸ばしてシャンク
部、ダブテイル部内に中子支持穴２１，２２を設けてい
る為、高い荷重が発生している方向２３と中子支持穴２
１，２２の方向が平行に近い。このため、穴周りに大き
な応力が発生することが無く、ガスタービン動翼の寿命
および信頼性が向上する。Further, in the gas turbine rotor blade of the present invention, since the core of the return portion 9 is extended downward and the core support holes 21 and 22 are provided in the shank portion and the dovetail portion, a high load is generated. Direction 23 and core support hole 2
The directions of 1 and 22 are nearly parallel. For this reason, a large stress is not generated around the hole, and the life and reliability of the gas turbine blade are improved.
【００４４】図９は図８におけるガスタービン動翼の鋳
造時の断面図である。鋳造時には内部に中子９６が配置
されている。ここで、ガスタービン動翼内部の中子にお
いて図１（ｂ）と同一の形状・機能を有する部分には、
図１（ｂ）と同一の番号を振ってある。鋳造時には、冷
却媒体噴出し孔８３を通して中子９４部分が外部と連通
しており、中子９４部分は幅木９５に固定されている。
本実施例においても図１におけるガスタービン動翼と同
様にハブリターン部９を形成する中子は中子支持穴２
１，２２を通して、中子の３３，３４部分が外部へ連通
しており、幅木４５に固定されている。このため、ハブ
リターン部９は中子が外部から支持されている場所から
近い位置に存在し、ハブリターン部９を形成する中子部
分の支持強度が強くなっている。このため、鋳造時にハ
ブリターン部９を形成する中子部分が動きにくくなって
おり、製作誤差を減少させることができる。製作誤差が
少ないと、検査時に不合格品となるガスタービン動翼が
減少し、ガスタービン動翼製造の際の歩留まりが良くな
り、製造コストを低減できるという効果が生ずるのであ
る。FIG. 9 is a sectional view of the gas turbine blade shown in FIG. 8 during casting. At the time of casting, a core 96 is arranged inside. Here, a portion having the same shape and function as that of FIG.
The same numbers as in FIG. 1B are assigned. At the time of casting, the core 94 is in communication with the outside through the cooling medium ejection hole 83, and the core 94 is fixed to the baseboard 95.
Also in this embodiment, the core forming the hub return portion 9 is the same as the gas turbine rotor blade in FIG.
Through the cores 1 and 22, the cores 33 and 34 communicate with the outside and are fixed to the baseboard 45. For this reason, the hub return portion 9 exists at a position close to the place where the core is supported from the outside, and the support strength of the core portion forming the hub return portion 9 is increased. For this reason, the core portion forming the hub return portion 9 is difficult to move during casting, and manufacturing errors can be reduced. If the manufacturing error is small, the number of gas turbine moving blades that are rejected during the inspection is reduced, the yield in manufacturing the gas turbine moving blade is improved, and the production cost can be reduced.
【００４５】[0045]
【発明の効果】以上説明してきたように本発明の製造方
法によれば、ガスタービン動翼の製造コストを低減させ
ることができるとともに、ガスタービン動翼の寿命を延
ばすことができ、かつ信頼性を向上させることができ
る。As described above, according to the manufacturing method of the present invention, the manufacturing cost of the gas turbine blade can be reduced, the life of the gas turbine blade can be extended, and the reliability can be improved. Can be improved.
【図１】本発明の製造方法にて製造された動翼およびそ
の製造状態を示すガスタービン動翼の断面図である。FIG. 1 is a cross-sectional view of a moving blade manufactured by a manufacturing method of the present invention and a gas turbine moving blade showing a manufacturing state thereof.
【図２】図１のＡ−Ａ線およびＢ−Ｂ線に沿う断面図で
ある。FIG. 2 is a sectional view taken along lines AA and BB in FIG.
【図３】本発明におけるガスタービン動翼の冷却媒体流
通路の形成に必要な中子の斜視図である。FIG. 3 is a perspective view of a core necessary for forming a cooling medium flow passage of a gas turbine blade according to the present invention.
【図４】本発明における別の形態のガスタービン動翼の
断面図である。FIG. 4 is a cross-sectional view of a gas turbine blade according to another embodiment of the present invention.
【図５】本発明における別の形態のガスタービン動翼の
精鋳時の断面図である。FIG. 5 is a cross-sectional view of a gas turbine rotor blade according to another embodiment of the present invention during fine casting.
【図６】本発明における別の形態のガスタービン動翼の
断面図である。FIG. 6 is a cross-sectional view of a gas turbine blade according to another embodiment of the present invention.
【図７】本発明における別の形態のガスタービン動翼の
精鋳時の断面図である。FIG. 7 is a cross-sectional view of a gas turbine rotor blade according to another embodiment of the present invention during fine casting.
【図８】本発明における別の形態のガスタービン動翼の
断面図である。FIG. 8 is a cross-sectional view of a gas turbine bucket according to another embodiment of the present invention.
【図９】本発明における別の形態のガスタービン動翼の
精鋳時の断面図である。FIG. 9 is a cross-sectional view of a gas turbine rotor blade according to another embodiment of the present invention during fine casting.
【図１０】ガスタービン全体図である。FIG. 10 is an overall view of a gas turbine.
【図１１】ガスタービン動翼の斜視図である。FIG. 11 is a perspective view of a gas turbine blade.
【図１２】ガスタービン動翼の断面図である。FIG. 12 is a sectional view of a gas turbine blade.
【図１３】ガスタービン動翼の冷却媒体流通路形成に必
要な中子の斜視図である。FIG. 13 is a perspective view of a core required for forming a cooling medium flow passage of a gas turbine blade.
【図１４】ガスタービン動翼の精鋳時の断面図である。FIG. 14 is a cross-sectional view of the gas turbine rotor blade during fine casting.
【図１５】中子支持を強化したガスタービン動翼の斜視
図である。FIG. 15 is a perspective view of a gas turbine bucket with reinforced core support.
【図１６】中子支持を強化したガスタービン動翼の冷却
媒体流通路形成に必要な中子の斜視図である。FIG. 16 is a perspective view of a core necessary for forming a cooling medium flow passage of a gas turbine blade with enhanced core support.
１…ダブテイル部、２…シャンク部、３…プロファイル
部、４…供給孔、５…回収孔、８…チップリターン部、
９…ハブリターン部、１０…蓋、１１，１６…冷却経
路、１２…冷却媒体供給流通路、１３…冷却媒体回収流
通路、２１，２２…中子支持穴、３１，３２，３３，３
４…中子支持部分、１０４…動翼、２０１…中子。DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 ... Dovetail part, 2 ... Shank part, 3 ... Profile part, 4 ... Supply hole, 5 ... Recovery hole, 8 ... Chip return part,
9: Hub return portion, 10: Lid, 11, 16: Cooling path, 12: Cooling medium supply flow path, 13: Cooling medium recovery flow path, 21, 22: Core support holes, 31, 32, 33, 3
4 core support portion, 104 rotor blade, 201 core.
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 木塚 宣明 茨城県日立市大みか町七丁目２番１号 株 式会社日立製作所電力・電機開発研究所内 Ｆターム(参考） 3G002 CA08 CA11 CA15 CB00 4E093 QB01 QD03 TA10 UC01 ──────────────────────────────────────────────────の Continued on the front page (72) Inventor Noriaki Kitzuka 7-2-1, Omika-cho, Hitachi City, Ibaraki Prefecture F-term in the Electric Power & Electric Development Laboratory, Hitachi, Ltd. 3G002 CA08 CA11 CA15 CB00 4E093 QB01 QD03 TA10 UC01
Claims (5)
によって製造される動翼で、該動翼の内部に冷却媒体流
通路を形成するに際し、前記冷却媒体流通路と同形状を
した中子を配置し、鋳造後その中子を取り除き形成する
ようにしたガスタービン動翼の製造方法において、 前記中子を形成配置するに際し、前記中子を、前記冷却
媒体流通路の形状をした中子の途中から翼の遠心力方向
と平行な方向に延び、かつ翼外部に至る枝部を有する形
状となし、かつ前記枝部の翼外部の端部を外部から固定
し、鋳金属を注入するようにしたことを特徴とするガス
タービン動翼の製造方法。1. A moving blade having a cooling medium flow passage therein and manufactured by casting, and having the same shape as the cooling medium flow passage when forming the cooling medium flow passage inside the moving blade. In a method for manufacturing a gas turbine rotor blade in which a core is arranged and the core is removed and formed after casting, the core is formed and arranged in the shape of the cooling medium flow passage when the core is formed and arranged. A shape extending from the middle of the core in a direction parallel to the centrifugal force direction of the blade, and having a branch extending to the outside of the blade, and fixing the end of the branch to the outside of the blade from the outside, and injecting cast metal A method for manufacturing a gas turbine rotor blade, comprising:
されたものである請求項１記載のガスタービン動翼の製
造方法。2. The method for manufacturing a gas turbine blade according to claim 1, wherein the branch portion of the core is drawn out to the bottom side of the blade.
イル部と、該プロファイル部を回転体に固定保持するた
めのダブテイル部と、該ダブテイル部と前記プロファイ
ル部の間に位置してダブテイル部とプロファイル部を結
合保持し、かつ内部に前記プロファイル部の冷却媒体流
通路に連通する冷却媒体供給孔および回収孔を有するシ
ャンク部とを備え、前記プロファイル部を冷却する冷却
媒体が、前記ダブテイル部内の冷却媒体供給孔とシャン
ク部内の冷却媒体供給孔を流通して前記プロファイル部
の冷却媒体流通路に供給され、かつプロファイル部冷却
後の冷却媒体がこのシャンク部内の冷却媒体回収孔とこ
のダブテイル部内の冷却媒体回収孔を流通して回収され
るように形成されており、かつ前記プロファイル部のチ
ップ近傍内部に冷却媒体流通路内の冷却媒体の流れ方向
が、前記プロファイル部のハブからチップへ向かう流れ
から前記プロファイル部のチップからハブ方向へ向かう
流れに変わるチップリターン部と、前記プロファイル部
のハブ近傍内部に冷却媒体流通路内の冷却媒体の流れ方
向が前記プロファイル部のチップから前記プロファイル
部のハブ方向へ向かう流れから、前記プロファイル部の
ハブから前記プロファイル部のチップへ向かう流れに変
わるハブリターン部を持ち、かつ鋳造によって製造さ
れ、かつ前記冷却媒体流通路が中子によって形成される
ガスタービン動翼の製造方法において、 前記ハブリターン部が、鋳造過程においてダブテイル底
部まで貫通しており、前記貫通穴のダブテイル底部より
中子の一部を外部に露出させ、その部分を外部から固定
し鋳造するようにしたことを特徴とするガスタービン動
翼の製造方法。3. A profile portion having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to a rotating body, and a dovetail portion and a profile located between the dovetail portion and the profile portion. A shank portion having a cooling medium supply hole and a recovery hole communicating with the cooling medium flow passage of the profile portion, and a cooling medium for cooling the profile portion is configured to cool the dovetail portion. The cooling medium flowing through the medium supply hole and the cooling medium supply hole in the shank portion is supplied to the cooling medium flow passage in the profile portion, and the cooling medium after cooling the profile portion is cooled in the cooling medium recovery hole in the shank portion and the cooling in the dovetail portion. It is formed so as to be recovered by flowing through the medium recovery hole, and is cooled inside the vicinity of the tip of the profile portion. A tip return portion in which the flow direction of the cooling medium in the medium flow passage changes from a flow from the hub of the profile portion toward the tip to a flow of the profile portion from the tip toward the hub; and cooling inside the profile portion near the hub. Having a hub return portion in which the flow direction of the cooling medium in the medium flow passage changes from the flow from the tip of the profile portion toward the hub of the profile portion to the flow from the hub of the profile portion toward the tip of the profile portion, And a method of manufacturing a gas turbine rotor blade manufactured by casting, wherein the cooling medium flow passage is formed by a core, wherein the hub return portion penetrates to a dovetail bottom in a casting process, and the dovetail of the through hole is formed. Exposing a part of the core to the outside from the bottom and fixing that part from the outside And producing a gas turbine rotor blade.
イル部と、該プロファイル部を回転体に固定保持する為
のダブテイル部と、該ダブテイル部と前記プロファイル
部の間に位置してダブテイル部とプロファイル部を結合
保持し、かつ内部に前記プロファイル部の冷却媒体流通
路に連通する冷却媒体供給孔を有するシャンク部とを備
え、前記プロファイル部を冷却する冷却媒体が、前記ダ
ブテイル部内の冷却媒体供給孔とシャンク部内の冷却媒
体供給孔を流通して前記プロファイル部の冷却媒体流通
路に供給され、かつプロファイル部冷却後の冷却媒体が
このプロファイル部後縁側の冷却媒体吹き出し孔からガ
スパス中へ放出され、かつ前記プロファイル部のチップ
近傍内部に冷却媒体流通路内の冷却媒体の流れ方向が、
前記プロファイル部のハブからチップへ向かう流れから
前記プロファイル部のチップからハブ方向へ向かう流れ
に変わるチップリターン部と、前記プロファイル部のハ
ブ近傍内部に冷却媒体流通路内の冷却媒体の流れ方向が
前記プロファイル部のチップから前記プロファイル部の
ハブ方向へ向かう流れから、前記プロファイル部のハブ
から前記プロファイル部のチップへ向かう流れに変わる
ハブリターン部を持ち、かつ鋳造によって製造され、冷
却媒体流通路が中子によって形成されるガスタービン動
翼の製造方法において、前記ハブリターン部が、鋳造過
程においてダブテイル底部まで貫通しており、前記貫通
穴のダブテイル底部より中子の一部を外部に露出させ、
その部分を外部から固定するようにしたことを特徴とす
るガスタービン動翼の製造方法。4. A profile portion having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to a rotating body, and a dovetail portion and a profile located between the dovetail portion and the profile portion. A shank portion having a cooling medium supply hole communicating with a cooling medium flow passage of the profile portion, wherein a cooling medium for cooling the profile portion is provided in the dovetail portion. The cooling medium is supplied to the cooling medium flow passage of the profile part through the cooling medium supply hole in the shank part, and the cooling medium after cooling the profile part is discharged into the gas path from the cooling medium blowing hole on the trailing edge side of the profile part. And the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the tip of the profile portion,
A tip return portion that changes from a flow from the hub of the profile portion toward the chip toward a flow from the tip of the profile portion toward the hub; and a flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the hub of the profile portion. It has a hub return portion that changes from a flow from the tip of the profile portion toward the hub of the profile portion to a flow from the hub of the profile portion to the tip of the profile portion, and is manufactured by casting. In the method for manufacturing a gas turbine rotor blade formed by a core, the hub return portion penetrates to a dovetail bottom in a casting process, and exposes a part of a core from the dovetail bottom of the through hole to the outside,
A method for manufacturing a gas turbine rotor blade, wherein the portion is fixed from the outside.
イル部と、該プロファイル部を回転体に固定保持する為
のダブテイル部と、該ダブテイル部と前記プロファイル
部の間に位置してダブテイル部とプロファイル部を結合
保持し、かつ内部に前記プロファイル部の冷却媒体流通
路に連通する冷却媒体供給孔および回収孔を有するシャ
ンク部とを備え、前記プロファイル部を冷却する冷却媒
体が、前記ダブテイル部内の冷却媒体供給孔とシャンク
部内の冷却媒体供給孔を流通して前記プロファイル部の
冷却媒体流通路に供給され、かつプロファイル部冷却後
の冷却媒体がこのシャンク部内の冷却媒体回収孔とこの
ダブテイル部内の冷却媒体回収孔を流通して回収される
ように形成されており、冷却媒体供給孔または冷却媒体
回収孔がダブテイル側面において外部と連通しており、
かつ鋳造によって製造され、冷却媒体流通路が中子によ
って形成されるガスタービン動翼の製造方法において、 前記ダブテイル側面へ連通している冷却媒体供給孔また
は冷却媒体回収孔から分岐して生成されるダブテイル底
面で外部と連通する貫通穴が設けられており、鋳造時に
前記貫通穴底部より中子の一部を外部に露出させ、その
部分を外部から固定するようにしたことを特徴とするガ
スタービン動翼の製造方法。5. A profile portion having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to a rotating body, and a dovetail portion and a profile located between the dovetail portion and the profile portion. A shank portion having a cooling medium supply hole and a recovery hole communicating with the cooling medium flow passage of the profile portion, and a cooling medium for cooling the profile portion is configured to cool the dovetail portion. The cooling medium flowing through the medium supply hole and the cooling medium supply hole in the shank portion is supplied to the cooling medium flow passage in the profile portion, and the cooling medium after cooling the profile portion is cooled in the cooling medium recovery hole in the shank portion and the cooling in the dovetail portion. The cooling medium supply hole or the cooling medium collecting hole is formed so as to be collected through the medium collecting hole. Communicates with the outside on the side,
And a method of manufacturing a gas turbine rotor blade manufactured by casting and having a cooling medium flow passage formed by a core, wherein the cooling medium flow passage is formed by branching from a cooling medium supply hole or a cooling medium recovery hole communicating with the dovetail side surface. A gas turbine, wherein a through hole communicating with the outside is provided on the bottom of the dovetail, a part of the core is exposed to the outside from the bottom of the through hole at the time of casting, and the part is fixed from the outside. Method of manufacturing bucket.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000215894A JP3472531B2 (en) | 2000-07-12 | 2000-07-12 | Gas turbine blade manufacturing method |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000215894A JP3472531B2 (en) | 2000-07-12 | 2000-07-12 | Gas turbine blade manufacturing method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002028751A true JP2002028751A (en) | 2002-01-29 |
| JP3472531B2 JP3472531B2 (en) | 2003-12-02 |
Family
ID=18711247
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000215894A Expired - Lifetime JP3472531B2 (en) | 2000-07-12 | 2000-07-12 | Gas turbine blade manufacturing method |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP3472531B2 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012036888A (en) * | 2010-08-09 | 2012-02-23 | General Electric Co <Ge> | Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly |
| JP2012097746A (en) * | 2010-11-04 | 2012-05-24 | General Electric Co <Ge> | System and method for cooling turbine bucket |
| US8807198B2 (en) | 2010-11-05 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Die casting system and method utilizing sacrificial core |
| JP2016513203A (en) * | 2013-02-06 | 2016-05-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | Cast core for torsion gas turbine engine airfoil with torsion ribs |
| US9587494B2 (en) | 2012-08-27 | 2017-03-07 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine, gas turbine blade, and manufacturing method of gas turbine blade |
| JP2017078391A (en) * | 2015-10-22 | 2017-04-27 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Blade, gas turbine having the blade, and process of manufacturing the blade |
-
2000
- 2000-07-12 JP JP2000215894A patent/JP3472531B2/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012036888A (en) * | 2010-08-09 | 2012-02-23 | General Electric Co <Ge> | Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly |
| JP2012097746A (en) * | 2010-11-04 | 2012-05-24 | General Electric Co <Ge> | System and method for cooling turbine bucket |
| US8807198B2 (en) | 2010-11-05 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Die casting system and method utilizing sacrificial core |
| US9908175B2 (en) | 2010-11-05 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Die casting system and method utilizing sacrificial core |
| US9587494B2 (en) | 2012-08-27 | 2017-03-07 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine, gas turbine blade, and manufacturing method of gas turbine blade |
| JP2016513203A (en) * | 2013-02-06 | 2016-05-12 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ | Cast core for torsion gas turbine engine airfoil with torsion ribs |
| JP2017078391A (en) * | 2015-10-22 | 2017-04-27 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | Blade, gas turbine having the blade, and process of manufacturing the blade |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP3472531B2 (en) | 2003-12-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5185569B2 (en) | Meander cooling circuit and method for cooling shroud | |
| JP6216820B2 (en) | Hybrid nozzle segment assembly for gas turbine engines | |
| US4026659A (en) | Cooled composite vanes for turbine nozzles | |
| JP3457831B2 (en) | Gas turbine blade cooling platform | |
| EP0670954B1 (en) | Airfoil casting core reinforced at trailing edge | |
| US10738621B2 (en) | Turbine airfoil with cast platform cooling circuit | |
| EP1927414A2 (en) | RMC-Defined tip blowing slots for turbine blades | |
| KR20080057133A (en) | Cluster bridged casting core | |
| JP2006046339A (en) | Method and device for cooling gas turbine engine rotor blade | |
| JP2006046340A (en) | Method and device for cooling gas turbine engine rotor blade | |
| US20150226069A1 (en) | Rotating turbine component with preferential hole alignment | |
| JP2012507658A (en) | Shroud hanger with diffusion cooling passage | |
| US9200523B2 (en) | Turbine blade tip cooling | |
| US7837440B2 (en) | Turbine bucket tip cap | |
| JP2000104502A (en) | Simultaneous machining junction aerofoil | |
| JP3276305B2 (en) | Gas turbine cooling vanes | |
| JP2002028751A (en) | Method for manufacturing rotor blade of gas turbine | |
| JPS6148610B2 (en) | ||
| JP2022501539A (en) | Cooled airfoil and manufacturing method | |
| EP1094200A1 (en) | Gas turbine cooled moving blade | |
| JPS62223402A (en) | Cooling structure for top of turbine rotor blade | |
| JPH0421042B2 (en) | ||
| JP5254675B2 (en) | Turbine blade manufacturing core and turbine blade manufacturing method | |
| CN114585802B (en) | Turbine blade, method of manufacturing a turbine blade and method of refurbishing a turbine blade | |
| JP5554425B2 (en) | Turbine blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| R151 | Written notification of patent or utility model registration |
Ref document number: 3472531 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R151 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20070912 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080912 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080912 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090912 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090912 Year of fee payment: 6 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100912 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100912 Year of fee payment: 7 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110912 Year of fee payment: 8 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120912 Year of fee payment: 9 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120912 Year of fee payment: 9 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130912 Year of fee payment: 10 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| S111 | Request for change of ownership or part of ownership |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313111 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |