JP2009297765A - Core for producing turbine blade - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、内部に冷却媒体通路を有するタービン翼(より詳しくは、タービン動翼またはタービン静翼)を、(精密)鋳造にて製造する際に用いられるタービン翼製造用中子に関するものである。 The present invention relates to a turbine blade manufacturing core used when a turbine blade (more specifically, a turbine blade or a turbine stationary blade) having a cooling medium passage therein is manufactured by (precision) casting. .
内部に冷却媒体通路を有するタービン翼を、鋳造にて製造する際に用いるタービン翼製造用中子としては、例えば、特許文献1に開示されたものが知られている。 As a turbine blade manufacturing core used when a turbine blade having a cooling medium passage therein is manufactured by casting, for example, one disclosed in Patent Document 1 is known.
ところで、内部にサーペンタイン通路を有し、かつ、翼長(スパン方向の長さ)が非常に短い(例えば、20mm程度の)タービン翼を、鋳造により製造しようとした場合には、中子の強度が極端に弱くなってしまう。そのため、鋳造時に中子(特に、サーペンタイン通路を形成する部分)が変形および破損して、出来上がったタービン翼のサーペンタイン通路の製作精度が悪くなり、ガスタービン翼製造の歩留まりが悪くなって、製造コストが高騰化してしまうおそれがある。 By the way, when a turbine blade having a serpentine passage inside and having a very short blade length (span length) (for example, about 20 mm) is to be manufactured by casting, the strength of the core Becomes extremely weak. As a result, the core (particularly, the part that forms the serpentine passage) is deformed and damaged during casting, and the manufacturing accuracy of the serpentine passage of the finished turbine blade is deteriorated, the yield of gas turbine blade manufacturing is reduced, and the manufacturing cost is reduced. May become soaring.
本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、中子自身の強度を向上させることができ、これにより、鋳造時における中子自身の変形および破損を防止することができて、タービン翼のサーペンタイン通路の製作精度を向上させることができ、製作誤差を減少させることができるとともに、タービン翼製造の歩留まりを良くすることができて、製造コストを低減させることができ、タービン翼製造の生産性を向上させることができるタービン翼製造用中子を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above circumstances, and can improve the strength of the core itself, thereby preventing deformation and breakage of the core itself during casting. The manufacturing accuracy of the serpentine passage can be improved, the manufacturing error can be reduced, the yield of turbine blade manufacturing can be improved, the manufacturing cost can be reduced, and the production of turbine blade manufacturing can be reduced. An object of the present invention is to provide a turbine blade manufacturing core capable of improving the performance.
本発明は、上記課題を解決するため、以下の手段を採用した。
本発明に係るタービン翼製造用中子は、内部にサーペンタイン通路を有するタービン翼を、鋳造にて製造する際に用いられるタービン翼製造用中子であって、前記サーペンタイン通路を形成する第1の冷却媒体通路形成部と第2の冷却媒体通路形成部とを備え、前記第1の冷却媒体通路形成部と前記第2の冷却媒体通路形成部とが、第1の連結部を介して連結されている。
The present invention employs the following means in order to solve the above problems.
A turbine blade manufacturing core according to the present invention is a turbine blade manufacturing core used for manufacturing a turbine blade having a serpentine passage therein by casting, and the first blade forming the serpentine passage. A cooling medium passage forming portion and a second cooling medium passage forming portion, wherein the first cooling medium passage forming portion and the second cooling medium passage forming portion are connected via a first connecting portion; ing.
本発明に係るタービン翼製造用中子によれば、サーペンタイン通路を形成する第1の冷却媒体通路形成部と第2の冷却媒体通路形成部とが、第1の連結部を介して連結されているので、中子自身の強度を向上させることができる。
これにより、鋳造時における中子自身の変形および破損を防止することができて、タービン翼のサーペンタイン通路の製作精度を向上させることができ、製作誤差を減少させることができるとともに、タービン翼製造の歩留まりを良くすることができて、製造コストを低減させることができ、タービン翼製造の生産性を向上させることができる。
According to the turbine blade manufacturing core according to the present invention, the first cooling medium passage forming portion and the second cooling medium passage forming portion forming the serpentine passage are connected via the first connecting portion. As a result, the strength of the core itself can be improved.
As a result, the deformation and breakage of the core itself during casting can be prevented, the manufacturing accuracy of the serpentine passage of the turbine blade can be improved, the manufacturing error can be reduced, and the manufacturing of the turbine blade can be reduced. The yield can be improved, the manufacturing cost can be reduced, and the productivity of turbine blade manufacturing can be improved.
上記タービン翼製造用中子において、前記タービン翼の後縁部に、翼長方向に沿って複数個のスロットを形成するスロット形成部を備え、隣り合うスロット形成部同士が、第2の連結部を介して連結されているとさらに好適である。 In the above turbine blade manufacturing core, a rear edge portion of the turbine blade includes a slot forming portion that forms a plurality of slots along the blade length direction, and the adjacent slot forming portions are the second connecting portions. It is more preferable that they are connected via the.
このようなタービン翼製造用中子によれば、スロット形成部とスロット形成部とが、第2の連結部を介してそれぞれ連結されているので、中子自身の強度をさらに向上させることができる。 According to such a turbine blade manufacturing core, since the slot forming portion and the slot forming portion are respectively connected via the second connecting portion, the strength of the core itself can be further improved. .
上記タービン翼製造用中子において、鋳造時、治具に支持されるとともに、前記タービン翼の翼根部に、前記サーペンタイン通路と連通する連通孔を形成する中子支持部を備えているとさらに好適である。 The turbine blade manufacturing core is further preferably provided with a core support portion that is supported by a jig during casting and that forms a communication hole communicating with the serpentine passage at the blade root portion of the turbine blade. It is.
このようなタービン翼製造用中子によれば、鋳造時、中子支持部が治具に支持されることとなるので、鋳造中の変形および破損をさらに低減させることができる。 According to such a turbine blade manufacturing core, the core support portion is supported by the jig during casting, so that deformation and breakage during casting can be further reduced.
本発明に係るタービン翼の製造方法は、上記タービン翼製造用中子のいずれかのタービン翼製造用中子を配置し、鋳造後、前記タービン翼製造用中子を取り除き形成するようにした。 In the turbine blade manufacturing method according to the present invention, any turbine blade manufacturing core of the turbine blade manufacturing core is disposed, and after casting, the turbine blade manufacturing core is removed and formed.
本発明に係るタービン翼の製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子の変形および破損が防止され、タービン翼のサーペンタイン通路の製作精度が向上し、製作誤差が減少することとなるので、タービン翼製造の歩留まりを良くすることができて、製造コストを低減させることができるとともに、タービン翼製造の生産性を向上させることができる。 According to the turbine blade manufacturing method of the present invention, deformation and breakage of the turbine blade manufacturing core during casting are prevented, the manufacturing accuracy of the serpentine passage of the turbine blade is improved, and the manufacturing error is reduced. Therefore, the yield of turbine blade manufacturing can be improved, the manufacturing cost can be reduced, and the productivity of turbine blade manufacturing can be improved.
本発明によれば、中子自身の強度を向上させることができ、これにより、鋳造時における中子自身の変形および破損を防止することができて、タービン翼のサーペンタイン通路の製作精度を向上させることができ、製作誤差を減少させることができるとともに、タービン翼製造の歩留まりを良くすることができて、製造コストを低減させることができ、タービン翼製造の生産性を向上させることができるという効果を奏する。 According to the present invention, the strength of the core itself can be improved, whereby the core itself can be prevented from being deformed and broken during casting, and the manufacturing accuracy of the serpentine passage of the turbine blade is improved. The manufacturing error can be reduced, the yield of turbine blade manufacturing can be improved, the manufacturing cost can be reduced, and the productivity of turbine blade manufacturing can be improved. Play.
以下、本発明の第1実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図1から図3を参照しながら説明する。
図1は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図2は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図、図3は図1のIII−III矢視断面図である。
Hereinafter, a turbine blade manufacturing core according to a first embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 1 to 3.
FIG. 1 is a sectional view of a gas turbine rotor blade manufactured using the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment, FIG. 2 is a plan view of the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment, and FIG. FIG. 3 is a sectional view taken along line III-III in FIG.
本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼10は、例えば、燃焼用空気を圧縮する圧縮部(図示せず)と、この圧縮部から送られてきた高圧空気中に燃料を噴射して燃焼させ、高温燃焼ガスを発生させる燃焼部(図示せず)と、この燃焼部の下流側に位置し、燃焼部を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部(図示せず)とを備えた航空機用ガスタービンエンジンに適用されるものである。
図1に示すように、ガスタービン動翼1は、例えば、ニッケル基合金等からなり、回転軸側に保持されるクリスマスツリー型の埋込部2が形成され、シャンク3およびプラットホーム4を挟んで翼部(翼プロファイル部)5が形成されている。また、このガスタービン動翼1の内部には、上下方向に延びる空洞が形成され、前縁から後縁にかけて、例えば、4つの冷却媒体通路10,11,12,13が形成されている。そして、前縁側の2つの冷却媒体通路10,11には、ロータ側からの冷却媒体(例えば、空気)を導く供給口14、15がそれぞれ連通している。
The gas
As shown in FIG. 1, the gas turbine rotor blade 1 is made of, for example, a nickel-based alloy or the like, and has a Christmas tree-type embedded
冷却媒体通路(以下「第1の冷却媒体通路」という。)10は、他の3つの冷却媒体通路(「サーペンタイン通路」ともいう。)とは独立した通路であり、翼根部に形成された供給口14から冷却媒体を導入して、翼頂部に形成された排出口10aから冷却媒体を排出する構成となっている。また、この冷却媒体通路10の内壁面には、冷却媒体の流通方向と交差する方向に延びるタービュレータ(乱流発生手段)としてのリブ16が多数形成されている。
The cooling medium passage (hereinafter referred to as “first cooling medium passage”) 10 is a passage independent of the other three cooling medium passages (also referred to as “serpentine passage”), and is a supply formed in the blade root portion. The cooling medium is introduced from the
サーペンタイン通路を構成する前縁側の冷却媒体通路(以下「第2の冷却媒体通路」という。)11と中央部の冷却媒体通路(以下「第3の冷却媒体通路」という。)12とは、翼端部に形成された第1の折り返し部17で連通し、第2の冷却媒体通路11を上方に流れた冷却媒体は、第1の折り返し部17で折り返して第3の冷却媒体通路12を下方に流れる。また、第3の冷却媒体通路12と後縁側の冷却媒体通路(以下「第4の冷却媒体通路」という。)13とは、プラットホーム4を挟んでシャンク3側の翼根部に形成された第2の折り返し部18で連通し、第3の冷却媒体通路12を下方に流れた冷却媒体は、第2の折り返し部18で折り返して第4の冷却媒体通路13を上方に流れる。
The cooling medium passage (hereinafter referred to as “second cooling medium passage”) 11 and the central cooling medium passage (hereinafter referred to as “third cooling medium passage”) 12 that constitute the serpentine passage are blades. The cooling medium that communicates with the first folded
第2の冷却媒体通路11の内壁面、第3の冷却媒体通路12、および第4の冷却媒体通路13の内壁面にはそれぞれ、冷却媒体の流通方向に交差する方向に延びるタービュレータ(乱流発生手段)としてのリブ16が多数形成されている。また、第4の冷却媒体通路13の翼頂部側の後縁部には、翼長方向(スパン方向の長さ方向:図1において上下方向)に沿って複数個(本実施形態では3個)のスロット19が形成されており、各スロット19と第4の冷却媒体通路13とは、第1の連通孔20を介して連通している。そして、第4の冷却媒体通路13を上方に流れた冷却媒体は、第1の連通孔20を通って対応するスロット19内に流入した後、図3に示すスロット出口21から排出される。
なお、図面の簡略化を図るため、図3にはリブ16を示していない。
Turbulators (turbulent flow generation) extending in the direction intersecting the flow direction of the cooling medium on the inner wall surfaces of the second
In order to simplify the drawing, the
図2に示すタービン翼製造用中子31は、図1および図3に示すガスタービン動翼1を製造する際に用いられるタービン翼製造用中子の一つで、第2の冷却媒体通路11を形成する前縁側の冷却媒体通路形成部(以下「第1の冷却媒体通路形成部」という。)32と、第3の冷却媒体通路12を形成する中央部の冷却媒体通路形成部(以下「第2の冷却媒体通路形成部」という。)33と、第4の冷却媒体通路13を形成する後縁側の冷却媒体通路形成部(以下「第3の冷却媒体通路形成部」という。)34と、第1の折り返し部17を形成する第1の折り返し部形成部35と、第2の折り返し部18を形成する第2の折り返し部形成部36と、第1の連通孔20を形成する連通穴形成部37と、スロット19を形成するスロット形成部38とを備えている。また、第1の冷却媒体通路形成部32、第2の冷却媒体通路形成部33、第3の冷却媒体通路形成部34、第1の折り返し部形成部35、および第2の折り返し部形成部36は、リブ16を形成するためのリブ形成部39を備えている。そして、第1の冷却媒体通路形成部32と第2の冷却媒体通路形成部33とは、複数個(本実施形態では2個)の第 なお、図2中の符号41は、鋳造時、図示しない治具に支持される第1の中子支持部である。
A turbine
本実施形態に係るタービン翼製造用中子31によれば、ガスタービン動翼1の、第2の冷却媒体通路11を形成する第1の冷却媒体通路形成部32と、第3の冷却媒体通路12を形成する第2の冷却媒体通路形成部33とが、複数個(本実施形態では2個)の連結部40を介して連結されているので、中子自身の強度を向上させることができる。
また、このようなタービン翼製造用中子31を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子31の変形および破損が防止され、ガスタービン動翼1のサーペンタイン通路の製作精度が向上し、製作誤差が減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりを良くすることができて、製造コストを低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性を向上させることができる。
According to the turbine
Further, according to the manufacturing method using the turbine
本発明の第2実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図4および図5を参照しながら説明する。
図4は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図5は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。
図5に示すように、本実施形態に係るタービン翼製造用中子45は、第1実施形態のところで説明したスロット形成部38とスロット形成部38とが、複数個(本実施形態では2個)の第2の連結部46を介して連結されているという点で上述した第1実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第1実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A turbine blade manufacturing core according to a second embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 4 and 5.
FIG. 4 is a sectional view of a gas turbine rotor blade manufactured using the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment, and FIG. 5 is a plan view of the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment.
As shown in FIG. 5, the turbine
本実施形態に係るタービン翼製造用中子45によれば、ガスタービン動翼51の、第2の冷却媒体通路11を形成する第1の冷却媒体通路形成部32と、第3の冷却媒体通路12を形成する第2の冷却媒体通路形成部33とが、複数個(本実施形態では2個)の第1の連結部40を介して連結されており、かつ、スロット形成部38とスロット形成部38とが、複数個(本実施形態では2個)の第2の連結部46を介して連結されているので、中子自身の強度を第1実施形態のものよりも向上させることができる。
また、このようなタービン翼製造用中子45を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子45の変形および破損が第1実施形態のものよりも防止され、ガスタービン動翼51のサーペンタイン通路の製作精度がさらに向上し、製作誤差がさらに減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりをさらに良くすることができて、製造コストをさらに低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性をさらに向上させることができる。
According to the turbine
Further, according to the manufacturing method using the turbine
さらに、このようなタービン翼製造用中子45を用いて製造されたガスタービン動翼51によれば、航空機用ガスタービンエンジン運転中、遠心力によって半径方向内側(図4において下側)に位置するスロット19内の冷却媒体の一部が、タービン翼製造用中子45の第2の連結部46によって形成された第2の連通孔47(図4参照)を介して半径方向外側に位置する隣のスロット19内に流入することとなる。また、第2の連通孔47を介して半径方向外側に位置する隣のスロット19内に流入する冷却媒体の流量は、第2の連通孔47の孔径、すなわち、タービン翼製造用中子45を成形する際に第2の連結部46の外径を調整することによって調整されることとなる。
これにより、熱負荷が大きくなる領域の上流側に位置するスロット出口21から排出される冷却媒体の流量を増加させ、熱負荷がさほど大きくない領域の上流側に位置するスロット出口21から排出される冷却媒体の流量を減少させることができて、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができ、熱負荷がさほど大きくない領域の過冷却を防止することができる。
Further, according to the gas
As a result, the flow rate of the cooling medium discharged from the
本発明の第3実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図6および図7を参照しながら説明する。
図6は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図7は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。
図6に示すように、本実施形態に係るタービン翼製造用中子55は、第1実施形態のところで説明した第2の折り返し部形成部36から、第1の中子支持部41と反対の側(図7において下側)に向かって第2の中子支持部56が立設されているという点で上述した第1実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第1実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A turbine blade manufacturing core according to a third embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 6 and 7.
FIG. 6 is a cross-sectional view of a gas turbine rotor blade manufactured using the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment, and FIG. 7 is a plan view of the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment.
As shown in FIG. 6, the turbine
本実施形態に係るタービン翼製造用中子55によれば、鋳造時、第1の中子支持部41および第2の中子支持部56が図示しない治具に支持されることとなるので、鋳造中の変形および破損を第1実施形態のものよりも低減させることができる。
また、このようなタービン翼製造用中子55を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子55の変形および破損が第1実施形態のものよりも防止され、ガスタービン動翼61のサーペンタイン通路の製作精度がさらに向上し、製作誤差がさらに減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりをさらに良くすることができて、製造コストをさらに低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性をさらに向上させることができる。
According to the turbine
Further, according to the manufacturing method using the turbine
さらに、このようなタービン翼製造用中子55を用いて製造されたガスタービン動翼61によれば、航空機用ガスタービンエンジン運転中に、第2の中子支持部56によって形成された第3の連通孔57を介して温度上昇していない(温度の低い)冷却媒体がサーペンタイン通路内(より詳しくは、第2の折り返し部18内)に流入することとなるので、冷却性能を向上させることができる。
Further, according to the gas
本発明の第4実施形態に係るタービン翼製造用中子について、図8および図9を参照しながら説明する。
図8は本実施形態に係るタービン翼製造用中子を用いて製造されたガスタービン動翼の断面図、図9は本実施形態に係るタービン翼製造用中子の平面図である。
図8に示すように、本実施形態に係るタービン翼製造用中子65は、第1実施形態のところで説明したスロット形成部38とスロット形成部38とが、複数個(本実施形態では2個)の第2の連結部46を介して連結されているとともに、第2の折り返し部形成部36から、第1の中子支持部41と反対の側(図9において下側)に向かって第2の中子支持部56が立設されているという点で上述した第1実施形態のものと異なる。その他の構成要素については上述した第1実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
A turbine blade manufacturing core according to a fourth embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. 8 and 9.
FIG. 8 is a cross-sectional view of a gas turbine rotor blade manufactured using the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment, and FIG. 9 is a plan view of the turbine blade manufacturing core according to the present embodiment.
As shown in FIG. 8, the turbine
本実施形態に係るタービン翼製造用中子65によれば、ガスタービン動翼71の、第2の冷却媒体通路11を形成する第1の冷却媒体通路形成部32と、第3の冷却媒体通路12を形成する第2の冷却媒体通路形成部33とが、複数個(本実施形態では2個)の第1の連結部40を介して連結されており、かつ、スロット形成部38とスロット形成部38とが、複数個(本実施形態では2個)の第2の連結部46を介して連結されているので、中子自身の強度を第1実施形態のものよりも向上させることができる。
また、鋳造時、第1の中子支持部41および第2の中子支持部56が図示しない治具に支持されることとなるので、鋳造中の変形および破損を第1実施形態のものよりも低減させることができる。
さらに、このようなタービン翼製造用中子65を用いた製造方法によれば、鋳造時におけるタービン翼製造用中子65の変形および破損が上述した実施形態のものよりも防止され、ガスタービン動翼71のサーペンタイン通路の製作精度がさらに向上し、製作誤差がさらに減少することとなるので、ガスタービン動翼製造の歩留まりをさらに良くすることができて、製造コストをさらに低減させることができるとともに、ガスタービン動翼製造の生産性をさらに向上させることができる。
According to the turbine
In addition, since the first
Further, according to the manufacturing method using the turbine
さらにまた、このようなタービン翼製造用中子65を用いて製造されたガスタービン動翼71によれば、航空機用ガスタービンエンジン運転中に、第2の中子支持部56によって形成された第3の連通孔57を介して温度上昇していない(温度の低い)冷却媒体がサーペンタイン通路内(より詳しくは、第2の折り返し部18内)に流入することとなるので、冷却性能を向上させることができる。
また、航空機用ガスタービンエンジン運転中、遠心力によって半径方向内側(図8において下側)に位置するスロット19内の冷却媒体の一部が、タービン翼製造用中子65の第2の連結部46によって形成された第2の連通孔47(図8参照)を介して半径方向外側に位置する隣のスロット19内に流入することとなる。また、第2の連通孔47を介して半径方向外側に位置する隣のスロット19内に流入する冷却媒体の流量は、第2の連通孔47の孔径、すなわち、タービン翼製造用中子65を成形する際に第2の連結部46の外径を調整することによって調整されることとなる。
これにより、熱負荷が大きくなる領域の上流側に位置するスロット出口21から排出される冷却媒体の流量を増加させ、熱負荷がさほど大きくない領域の上流側に位置するスロット出口21から排出される冷却媒体の流量を減少させることができて、翼頂部側の後縁部を略均一に冷却することができ、熱負荷がさほど大きくない領域の過冷却を防止することができる。
Furthermore, according to the gas
Further, during operation of the aircraft gas turbine engine, a part of the cooling medium in the
As a result, the flow rate of the cooling medium discharged from the
なお、上述した実施形態において、第2の冷却媒体通路11を形成する第1の冷却媒体通路形成部32と、第3の冷却媒体通路12を形成する第2の冷却媒体通路形成部33とを連結する第1の連結部40が、ガスタービン動翼の翼長方向に沿って長軸を有する断面視楕円形状となるように形成されているとさらに好適である。
これにより、航空機用ガスタービンエンジン運転中に、第1の連結部40によって形成された第4の連通孔66への応力集中を低減させることができる。
In the above-described embodiment, the first cooling medium
Thereby, stress concentration to the 4th communicating
また、上述した実施形態では、第2の冷却媒体通路11を形成する第1の冷却媒体通路形成部32と、第3の冷却媒体通路12を形成する第2の冷却媒体通路形成部33とが、複数個(上述した実施形態では2個)の第1の連結部40を介して連結されたタービン翼製造用中子について説明したが、本発明に係るタービン翼製造用中子はこのようなものに限定されるものではなく、第1の連結部40の代わりに、あるいは第1の連結部40とともに、第3の冷却媒体通路12を形成する第2の冷却媒体通路形成部33と、第4の冷却媒体通路13を形成する第3の冷却媒体通路形成部34とを連結する複数個(例えば、2個)の第3の連結部(図示せず)を有するものであってもよい。
In the above-described embodiment, the first cooling medium
さらに、本発明に係るタービン翼製造用中子は、ガスタービン動翼を製造する場合のみに適用され得るものではなく、ガスタービン静翼にも適用可能である。 Furthermore, the turbine blade manufacturing core according to the present invention can be applied not only to manufacturing a gas turbine rotor blade, but also to a gas turbine stationary blade.
1 タービン動翼(タービン翼)
19 スロット
31 タービン翼製造用中子
32 第1の冷却媒体通路形成部
33 第2の冷却媒体通路形成部
38 スロット形成部
40 第1の連結部
45 タービン翼製造用中子
46 第2の連結部
51 タービン動翼(タービン翼)
55 タービン翼製造用中子
56 第2の中子支持部(中子支持部)
57 第3の連通孔(連通孔)
61 タービン動翼(タービン翼)
65 タービン翼製造用中子
71 タービン動翼(タービン翼)
1 Turbine blade (turbine blade)
19
55 Turbine
57 Third communication hole (communication hole)
61 Turbine blade (turbine blade)
65 Turbine
Claims (4)
前記サーペンタイン通路を形成する第1の冷却媒体通路形成部と第2の冷却媒体通路形成部とを備え、
前記第1の冷却媒体通路形成部と前記第2の冷却媒体通路形成部とが、第1の連結部を介して連結されていることを特徴とするタービン翼製造用中子。 A turbine blade manufacturing core used when manufacturing a turbine blade having a serpentine passage inside by casting,
A first coolant passage forming portion and a second coolant passage forming portion forming the serpentine passage,
The turbine blade manufacturing core, wherein the first cooling medium passage forming portion and the second cooling medium passage forming portion are connected via a first connecting portion.
隣り合うスロット形成部同士が、第2の連結部を介して連結されていることを特徴とする請求項1に記載のタービン翼製造用中子。 A slot forming portion that forms a plurality of slots along the blade length direction at the rear edge of the turbine blade,
2. The turbine blade manufacturing core according to claim 1, wherein adjacent slot forming portions are connected to each other via a second connecting portion.
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