JP2011241836A - Platform cooling structure of gas turbine moving blade - Google Patents

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Shunsuke Torii
俊介 鳥井
Masamitsu Kuwabara
正光 桑原
Eisaku Ito
栄作 伊藤
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    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a platform cooling structure of a gas turbine moving blade in which high pressure cooling air flowing in a moving blade cooling passage is introduced to an exhaust opening provided on a platform surface near a side edge of the platform without attaching an additional object such as a cover plate, thereby effectively cooling a part near the side edge, particularly, an upper surface of the side edge of the platform susceptible to thermal stress due to high temperature combustion gas, which is away from the moving blade cooling passage, so that cooling performance of the platform is improved and the reliability as the moving blade is improved.SOLUTION: The moving blade cooling passage 17c which is formed inside the gas turbine moving blade and through which cooling air circulates, and cooling communication holes 24a, 24b having one end communicated with the moving blade cooling passage 17c and another end communicated with the plurality of exhaust openings 22 provided on the platform surface near the side edge of the platform 5 are formed passing through the inside of the platform.

Description

本発明は、ガスタービン動翼におけるプラットフォームの冷却構造に関するものである。   The present invention relates to a platform cooling structure in a gas turbine blade.

ガスタービン動翼の概要構造は図４に示すようであり、この図において、ガスタービン動翼１は、翼を形成する翼部３と、該翼部３の付根と接合しているプラットフォーム５と、プラットフォーム５の下に位置するシャンク部７とを含み、シャンク部７の下には翼根部９が形成されている。   The schematic structure of the gas turbine rotor blade is as shown in FIG. 4. In this figure, the gas turbine rotor blade 1 includes a blade portion 3 that forms a blade, and a platform 5 that is joined to the root of the blade portion 3. And a shank portion 7 positioned below the platform 5, and a blade root portion 9 is formed under the shank portion 7.

さらに、図４において、翼根部９の両側壁には波型の連続溝が形成され、またロータディスク１１側にも同形状の連続溝が形成され、翼根部９の溝がロータディスク１１の溝と係合することよってガスタービン動翼１がロータディスク１１に固定されている。そして、同様の固定方法によって複数枚のガスタービン動翼１がロータディスク１１に円周方向に並んで固定される。
また、プラットフォーム５の下面とガスタービン動翼１のシャンク部７の側面とによって空洞１３が形成され、この空洞１３内にはロータ側からシール空気が供給されて、シール空気によって高温燃焼ガスが隣り合うプラットフォーム５、５間の隙間１５からロータ側に漏れるのを防止している。 Further, in FIG. 4, corrugated continuous grooves are formed on both side walls of the blade root portion 9, and continuous grooves of the same shape are formed on the rotor disk 11 side, and the groove of the blade root portion 9 is the groove of the rotor disk 11. The gas turbine rotor blade 1 is fixed to the rotor disk 11. A plurality of gas turbine rotor blades 1 are fixed to the rotor disk 11 side by side in the circumferential direction by the same fixing method.
A cavity 13 is formed by the lower surface of the platform 5 and the side surface of the shank portion 7 of the gas turbine rotor blade 1. Seal air is supplied into the cavity 13 from the rotor side, and the high-temperature combustion gas is adjacent to the seal air. Leaking to the rotor side from the gap 15 between the matching platforms 5 and 5 is prevented.

このようにガスタービン動翼１の構造において、翼部３は高温燃焼ガスに曝されるため、翼部３を冷却するために翼部３の内部に動翼冷却通路１７が配置されており、この動翼冷却通路１７は翼根部９から冷却空気を導入して、図示は省略しているが翼内部でこれら通路の一部、もしくは全部が連通してサーペンタイン冷却通路を形成し、翼部３全体を冷却している。
また、冷却空気の一部は翼部３の後縁から噴出され翼部３の後縁をさらに冷却するようになっている。
この動翼冷却通路１７に供給される冷却空気は、翼部３の冷却に使用されるため前記シール空気とは別に高圧にコントロールされ必要な場合には冷却されて供給されるようになっている。 Thus, in the structure of the gas turbine rotor blade 1, since the blade portion 3 is exposed to the high-temperature combustion gas, the blade cooling passage 17 is disposed inside the blade portion 3 in order to cool the blade portion 3, The blade cooling passage 17 introduces cooling air from the blade root portion 9 and is omitted from illustration, but a part or all of these passages communicate with each other inside the blade to form a serpentine cooling passage. The whole is cooling.
A part of the cooling air is ejected from the rear edge of the wing part 3 to further cool the rear edge of the wing part 3.
The cooling air supplied to the moving blade cooling passage 17 is used for cooling the blade portion 3 and is controlled to a high pressure separately from the sealing air, and cooled and supplied when necessary. .

また、プラットフォーム５の表面も高温燃焼ガスに曝されるため、熱応力によるクラックの発生および熱損傷の発生を抑えるために、プラットフォーム５の冷却構造について種々の提案がなされている。
例えば、特許文献１（特開平１０−２３８３０２号公報）に示されるガスタービン動翼のプラットフォーム０１０を、図５に示す。図５の（ａ）はガスタービン動翼の縦断面図を示し、図５の（ｂ）は（ａ）のＥ−Ｅ線断面図である。この特許文献１にはプラットフォーム０１０の下面を流れるシール空気０１２を利用してプラットフォーム０１０の上面を冷却する発明が示されており、翼腹０１３側のプラットフォーム０１０の内部にタービン軸心から相対的に半径方向に向けて貫通する複数のシール空気流路孔０１５が穿設されている。 Further, since the surface of the platform 5 is also exposed to the high-temperature combustion gas, various proposals have been made for the cooling structure of the platform 5 in order to suppress the occurrence of cracks and thermal damage due to thermal stress.
For example, FIG. 5 shows a gas turbine moving blade platform 010 disclosed in Patent Document 1 (Japanese Patent Laid-Open No. 10-238302). FIG. 5A is a longitudinal sectional view of the gas turbine rotor blade, and FIG. 5B is a sectional view taken along line EE of FIG. Patent Document 1 discloses an invention in which the upper surface of the platform 010 is cooled using seal air 012 flowing on the lower surface of the platform 010. A plurality of seal air flow path holes 015 that penetrates in the radial direction are formed.

また、タービン軸心から相対的に半径方向に斜めに流れてプラットフォーム０１０の上面に開放される対流冷却孔０１７を設ける構成も示されている。なお、プラットフォーム０１０の上面の開放部分は、末広がり状に開くシェイプトフィルム吹出口を設けてプラットフォーム０１０の上面を拡がりながら這うように流れて冷却するようになっている。   In addition, a configuration is also shown in which convection cooling holes 017 that flow obliquely in the radial direction from the turbine shaft center and are opened on the upper surface of the platform 010 are provided. In addition, the open part of the upper surface of the platform 010 is provided with a shape film blowout opening that opens in a divergent manner, and flows and cools while spreading over the upper surface of the platform 010.

さらに、特許文献２（特開平１１−２４７６０９号公報）にも、図６のようなガスタービン動翼の冷却効果を高める構造が示されている。図６の（ａ）はガスタービン動翼の平面図を示し、図６の（ｂ）は（ａ）のＦ−Ｆ線断面図である。この特許文献２には、プラットフォーム０２０の内部を貫通し、一端が動翼０２２の内部を冷却する冷却通路０２４に連結し、他端がプラットフォーム０２０の両側端面で開放する冷却通路０２６が示されている。   Further, Patent Document 2 (Japanese Patent Laid-Open No. 11-247609) also shows a structure for enhancing the cooling effect of the gas turbine rotor blade as shown in FIG. 6A is a plan view of the gas turbine rotor blade, and FIG. 6B is a cross-sectional view taken along line FF in FIG. This patent document 2 shows a cooling passage 026 that penetrates the inside of the platform 020, one end is connected to a cooling passage 024 that cools the inside of the moving blade 022, and the other end is opened at both end surfaces of the platform 020. Yes.

また、特許文献３（特開２００６−３２９１８３号公報）は、図７のように、プラットフォーム０５２の下面とシャンク０５４との間にカバープレート０５０を取付けて、カバープレート０５０によって空間０５６を形成して、動翼の内部を冷却する冷却通路０５８から高圧の冷却空気を、通路０５９から空間０５６に導き、該空間０５６を介して冷却穴０６１、０６３を通ってプラットフォーム０５２の表面に流出してプラットフォーム０５２の先端部近傍を冷却する構造が示されている。   Patent Document 3 (Japanese Patent Laid-Open No. 2006-329183) discloses that a cover plate 050 is attached between the lower surface of the platform 052 and the shank 054 and a space 056 is formed by the cover plate 050 as shown in FIG. The high-pressure cooling air from the cooling passage 058 that cools the inside of the moving blade is led from the passage 059 to the space 056 and flows out through the cooling holes 061 and 063 to the surface of the platform 052 through the space 056. A structure for cooling the vicinity of the front end of the is shown.

特開平１０−２３８３０２号公報JP-A-10-238302 特開平１１−２４７６０９号公報JP 11-247609 A 特開２００６−３２９１８３号公報JP 2006-329183 A

前記したように、ガスタービン動翼のプラットフォームの冷却に関して種々の提案がされており、特許文献１においては、前記したようにシール空気０１２を用いてプラットフォーム０１０を冷却する構造が示されている。しかし、シール空気は、高温燃焼ガスが隣り合うプラットフォーム間の隙間からロータ側に漏れるのを防止するためにプラットフォームの下面側に供給される空気であるため、通常、シール空気は温度コントロール、さらに高圧にコントロールされていないため、シール空気によるプラットフォームの冷却では十分な冷却効果が得られない。
特に、翼の付根部分から離れたプラットフォームの側縁部付近においては、翼内部を冷却する動翼冷却通路０１９から離れており、冷却がされにくく熱的に厳しい状況にあるため、翼の付根部分から離れたプラットフォームの側縁部付近、特に高温燃焼ガスに曝される表面における効果的な冷却構造が望まれている。 As described above, various proposals have been made regarding the cooling of the platform of the gas turbine blade, and Patent Document 1 discloses a structure for cooling the platform 010 using the seal air 012 as described above. However, since the sealing air is the air supplied to the lower surface side of the platform in order to prevent the high-temperature combustion gas from leaking to the rotor side from the gap between adjacent platforms, the sealing air is usually temperature controlled and further pressurized. Therefore, sufficient cooling effect cannot be obtained by cooling the platform with seal air.
In particular, in the vicinity of the side edge of the platform away from the root portion of the blade, it is away from the moving blade cooling passage 019 for cooling the inside of the blade, and it is difficult to cool and is in a thermally severe situation. There is a need for an effective cooling structure near the side edges of the platform away from the surface, particularly on surfaces exposed to hot combustion gases.

一方、特許文献２、３においては、シール空気によらずに、動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気を用いてプラットフォームを冷却する構造が示されている。
しかし、特許文献２においては、プラットフォーム０２０の内部を貫通し、一端が動翼０２２の内部を冷却する冷却通路０２４に連結し、他端がプラットフォーム０２０の両側の側端面に開放する冷却通路０２６によって冷却空気をプラットフォーム０２０の端面、すなわち隣り合うプラットフォーム間の隙間に向かって噴出するものである。このため、プラットフォーム０２０の端面の冷却およびシール作用はなすが、高温燃焼ガスに曝される側端近傍のプラットフォームの上面を効果的に冷却することができない問題がある。 On the other hand, Patent Documents 2 and 3 show a structure in which a platform is cooled using high-pressure cooling air flowing through a moving blade cooling passage, without using seal air.
However, in Patent Document 2, a cooling passage 026 that penetrates the inside of the platform 020, one end is connected to a cooling passage 024 that cools the inside of the moving blade 022, and the other end is opened to the side end surfaces on both sides of the platform 020. The cooling air is ejected toward the end face of the platform 020, that is, toward the gap between the adjacent platforms. For this reason, although the end surface of the platform 020 is cooled and sealed, there is a problem that the upper surface of the platform near the side end exposed to the high-temperature combustion gas cannot be effectively cooled.

さらに、特許文献３においては、プラットフォームの上面に動翼冷却通路を流れる冷却空気をプラットフォームの側端部に導くものであるが、プラットフォームの下面とシャンクとの間にカバープレートを取付けて空間を形成し、該空間を介して冷却空気を先端部近傍の表面へと噴出するようにしているので、カバープレートをプラットフォームとシャンクとに対して溶接等によって固定する必要があるため、取付け作業工数の増大が問題となるとともに、高速回転する動翼は、静止体に比べ、より高い信頼性が求められるため、本来ならば、カバープレートのような付加物は可能な限り削除する必要がある。   Further, in Patent Document 3, the cooling air flowing through the moving blade cooling passage is guided to the upper surface of the platform to the side end portion of the platform, and a space is formed by attaching a cover plate between the lower surface of the platform and the shank. Since the cooling air is ejected to the surface near the tip through the space, it is necessary to fix the cover plate to the platform and the shank by welding or the like. In addition, since a moving blade that rotates at a high speed is required to have higher reliability than a stationary body, it is necessary to remove additional components such as a cover plate as much as possible.

そこで、本発明は、このような背景に鑑みなされたものであり、動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気をプラットフォームの側縁近傍のプラットフォーム表面に設けられた噴出開口に、カバープレート等の付加物を取付けずに導いて、動翼冷却通路から離れ、高温の燃焼ガスによって熱応力の影響を受けやすいプラットフォームの側縁近傍、特に側縁の上面を効果的に冷却して、プラットフォームの冷却性を向上すとともに、動翼としての信頼性を向上するガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造を提供することを目的とする。   Therefore, the present invention has been made in view of such a background, and a cover plate or the like is added to a jet opening provided on the platform surface near the side edge of the platform for supplying high-pressure cooling air flowing through the moving blade cooling passage. The cooling performance of the platform is improved by effectively guiding the side edge of the platform, especially the top surface of the side edge, which is guided away from the blade cooling passage and is susceptible to thermal stress by high-temperature combustion gas. It is an object to provide a platform cooling structure for a gas turbine rotor blade that improves the reliability as a rotor blade.

前記課題を解決するため、本発明は、ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却する冷却構造において、
ガスタービン動翼の翼部の内部に形成され冷却空気を流通する動翼冷却通路と、該動翼冷却通路に一端が連通し他端がプラットフォームの側縁近傍のプラットフォーム表面に複数設けられた噴出開口に連通する冷却連通穴とを備え、該冷却連通穴が前記動翼冷却通路からプラットフォームとシャンク部の内部を通って形成されて、プラットフォームの側縁近傍の表面まで動翼冷却通路を流れる冷却空気を導くように構成すると共に、前記プラットフォームの下面側のシャンク部の側縁側を膨出させた膨出部を形成し、前記膨出部がプラットフォームの下面とシャンク部の外面との交差部分に形成した余肉部であり、前記冷却連通穴が、前記動翼冷却通路から延び、前記余肉部およびプラットフォームの内部を直線状に貫通して形成されることを特徴とする。 In order to solve the above problems, the present invention provides a cooling structure for cooling a platform of a gas turbine blade,
A blade cooling passage formed inside the blade portion of the gas turbine blade and circulating cooling air, and a jet provided with a plurality of other ends on the platform surface near the side edge of the platform with one end communicating with the blade cooling passage. A cooling communication hole communicating with the opening, wherein the cooling communication hole is formed from the blade cooling passage through the inside of the platform and the shank portion and flows through the blade cooling passage to the surface near the side edge of the platform. It is configured to guide air, and forms a bulging portion that bulges the side edge of the shank portion on the lower surface side of the platform, and the bulging portion is formed at the intersection of the lower surface of the platform and the outer surface of the shank portion. It is a surplus portion formed, and the cooling communication hole extends from the bucket cooling passage, and is formed to linearly penetrate the surplus portion and the inside of the platform. And features.

かかる発明によれば、動翼冷却通路に一端が連通し他端がプラットフォームの側縁近傍のプラットフォーム表面に複数設けられた噴出開口に連通する冷却連通穴が、前記動翼冷却通路からプラットフォームの内部を通って、またはプラットフォームとシャンク部の内部を通って形成されるので、プラットフォームに余分な付加物を取付けずに、プラットフォームの側縁近傍の表面まで動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気を導くことができる。
この結果、高温の燃焼ガスによって熱応力の影響を受けやすいプラットフォームの側縁近傍、特に側縁の上面を効果的に冷却して、プラットフォームの冷却性を向上すとともに、高速回転する動翼にカバープレートのような付加物が取付けられることがないため動翼としての信頼性を向上することができる。 According to this invention, the cooling communication hole having one end communicating with the moving blade cooling passage and the other end communicating with a plurality of ejection openings provided on the platform surface near the side edge of the platform is provided between the moving blade cooling passage and the inside of the platform. Through the interior of the platform and shank, leading to high pressure cooling air flowing through the blade cooling passages to the surface near the side edge of the platform without attaching extra appendages to the platform be able to.
As a result, the vicinity of the side edge of the platform, particularly the upper surface of the side edge, which is susceptible to thermal stress due to high-temperature combustion gas, is effectively cooled, improving the cooling performance of the platform and covering the moving blade that rotates at high speed. Since an additive such as a plate is not attached, the reliability as a moving blade can be improved.

また、かかる発明によれば、シャンク部をプラットフォームの側縁方向に膨出することで、その膨出部分からプラットフォームにかけてシャンク部およびプラットフォームの内部を直線状に貫通して冷却連通穴を形成することができるようになる。
その結果、動翼冷却通路から離れたプラットフォームの部位まで、プラットフォームにカバープレート等の特別な付加物を取付けずに冷却連通穴を形成でき、プラットフォームの側縁近傍、特に側縁の上面に動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気を導くことができるとともに、動翼としての信頼性を向上することができる。 In addition, according to the invention, the cooling communication hole is formed by linearly penetrating the inside of the shank portion and the platform from the bulging portion to the platform by bulging the shank portion toward the side edge of the platform. Will be able to.
As a result, a cooling communication hole can be formed on the platform from the blade cooling passage to the platform portion without attaching a special appendage such as a cover plate, and the blade is formed near the side edge of the platform, particularly on the upper surface of the side edge. The high-pressure cooling air flowing through the cooling passage can be guided and the reliability as the moving blade can be improved.

また、前記冷却連通穴がプラットフォーム内で動翼の側部において、一端が前記動翼冷却通路に連通し他端がプラットフォームの側端面に連通して直線状に形成され該側端面の開口を閉塞されて形成されるプラットフォーム通路と、該プラットフォーム通路から前記噴出開口に向かって傾斜して設けられる噴出通路とから構成されてもよい。   Further, the cooling communication hole is formed in a straight line at one side of the moving blade in the platform, one end communicating with the blade cooling passage and the other end communicating with the side end surface of the platform, and the opening of the side end surface is closed. The platform passage may be formed, and a jet passage provided to be inclined from the platform passage toward the jet opening.

これにより、冷却連通穴を構成するプラットフォーム通路を一端が前記動翼冷却通路に連通し他端がプラットフォームの側端面に連通して直線状に形成され該側端面の開口を閉塞して形成するため、プラットフォームと翼部とを鋳造成形してから、プラットフォーム通路を機械加工よって形成でき、さらにそのプラットフォーム通路に対して、傾斜して交差するように噴出通路を機械加工によって形成することで、冷却連通穴を製造することができる。   Thus, the platform passage constituting the cooling communication hole is formed in a straight line with one end communicating with the bucket cooling passage and the other end communicating with the side end surface of the platform, and closing the opening of the side end surface. The platform and wings are cast and then the platform passage can be formed by machining, and the ejection passage is formed by machining so that the platform passage is inclined and intersected with the platform passage. Holes can be manufactured.

また、前記膨出部がプラットフォームの下面とシャンク部の外面との交差部分に形成した余肉部であり、該余肉部を介して、前記冷却連通穴が、前記余肉部とプラットフォームとシャンク部の内部を直線状に貫通して形成されてもよい。これにより、動翼冷却通路から離れたプラットフォームの部位まで、プラットフォームにカバープレート等の特別な付加物を取付けずに冷却連通穴を形成でき、プラットフォームの側縁近傍、特に側縁の上面に動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気を導くことができるとともに、動翼としての信頼性を向上することができる。   Further, the bulging portion is a surplus portion formed at the intersection of the lower surface of the platform and the outer surface of the shank portion, and the cooling communication hole is connected to the surplus portion, the platform, and the shank through the surplus portion. The inside of the part may be formed so as to penetrate linearly. As a result, a cooling communication hole can be formed in the platform without attaching a special appendage such as a cover plate to the platform portion away from the blade cooling passage, and the blade is formed near the side edge of the platform, particularly on the upper surface of the side edge. The high-pressure cooling air flowing through the cooling passage can be guided and the reliability as the moving blade can be improved.

さらに、前記余肉部は前記冷却連通穴を内部に形成して凸状に隆起し、前記余肉部および前記冷却連通穴が前記プラットフォームおよびシャンク部の鋳造時に成形されることで、冷却連通穴の部分にのみ余肉部を形成して余肉部の軽量化を達成するとともに、冷却連通穴を容易に製造することができる。   Furthermore, the surplus portion is formed in a convex shape with the cooling communication hole formed therein, and the surplus portion and the cooling communication hole are formed at the time of casting the platform and the shank portion. A surplus part is formed only in this part to achieve weight reduction of the surplus part, and a cooling communication hole can be easily manufactured.

さらに、前記噴出開口がプラットフォームの側縁近傍の上面に側縁に沿って複数列設けられていてもよく、この場合、噴出開口がプラットフォームの側縁近傍の上面に広い範囲に設けられているため、動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気によってプラットフォームの先端近傍の表面を効果的に冷却することで、より高い冷却性能が得られ、かつより広い範囲の冷却が可能となる。   Further, the ejection openings may be provided in a plurality of rows along the side edge on the upper surface near the side edge of the platform. In this case, the ejection openings are provided in a wide range on the upper surface near the side edge of the platform. By effectively cooling the surface in the vicinity of the tip of the platform with the high-pressure cooling air flowing through the rotor blade cooling passage, higher cooling performance can be obtained and a wider range of cooling is possible.

本発明によれば、動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気をプラットフォームの側縁近傍のプラットフォーム表面に設けられた噴出開口に、カバープレート等の付加物を取付けずに導いて、動翼冷却通路から離れ、高温の燃焼ガスによって熱応力の影響を受けやすいプラットフォームの側縁近傍、特に側縁の上面を効果的に冷却して、プラットフォームの冷却性を向上すとともに、動翼としての信頼性を向上するガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造を得ることができる。   According to the present invention, the high pressure cooling air flowing through the moving blade cooling passage is guided to the ejection opening provided on the platform surface near the side edge of the platform without attaching any additional material such as a cover plate, and the moving blade cooling passage is provided. It effectively cools the vicinity of the side edge of the platform, especially the upper surface of the side edge, which is susceptible to thermal stress due to the high-temperature combustion gas, improving the cooling performance of the platform and increasing the reliability of the rotor blade. An improved platform cooling structure for a gas turbine blade can be obtained.

本発明の第１の実施形態にかかるガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造を示し、（ａ）はガスタービン動翼のプラットフォームの平面図であり、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ線断面図である。The platform cooling structure of the gas turbine rotor blade concerning the 1st Embodiment of this invention is shown, (a) is a top view of the platform of a gas turbine rotor blade, (b) is the sectional view on the AA line of (a). FIG. 第２の実施形態を示し、（ａ）はガスタービン動翼のプラットフォームの平面図であり、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ線断面図である。A 2nd embodiment is shown, (a) is a top view of a platform of a gas turbine rotor blade, and (b) is a BB line sectional view of (a). 第３の実施形態を示し、（ａ）はガスタービン動翼のプラットフォームの平面図であり、（ｂ）は（ａ）のＣ−Ｃ線断面図であり、（ｃ）は（ｂ）のＤ−Ｄ線断面図である。FIG. 4 shows a third embodiment, (a) is a plan view of a platform of a gas turbine blade, (b) is a sectional view taken along the line CC of (a), and (c) is a D of (b). FIG. ガスタービン動翼の概要構造を示す斜視図である。It is a perspective view which shows the general | schematic structure of a gas turbine rotor blade. 従来技術の説明図である。It is explanatory drawing of a prior art. 従来技術の説明図である。It is explanatory drawing of a prior art. 従来技術の説明図である。It is explanatory drawing of a prior art.

以下、図面を参照して本発明の好適な実施の形態を例示的に詳しく説明する。但しこの実施の形態に記載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特に特定的な記載がない限りは、この発明の範囲をそれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例に過ぎない。   Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, etc. of the components described in this embodiment are not intended to limit the scope of the present invention unless otherwise specified, but are merely illustrative examples. Only.

本発明の実施の形態について、適宜図面を参照しながら詳細に説明する。
参照する図面において、図１は本発明の第１の実施形態にかかるガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ線断面図である。図２は第２の実施形態を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ線断面図である。図３は第３の実施形態を示し、（ａ）は平面図であり、（ｂ）は（ａ）のＣ−Ｃ線断面図であり、（ｃ）は（ｂ）のＤ−Ｄ線断面図である。 Embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings as appropriate.
In the drawings to be referred to, FIG. 1 shows a platform cooling structure of a gas turbine rotor blade according to a first embodiment of the present invention, (a) is a plan view, and (b) is an AA line of (a). It is sectional drawing. 2A and 2B show a second embodiment, in which FIG. 2A is a plan view and FIG. 2B is a sectional view taken along line BB in FIG. 3A and 3B show a third embodiment, where FIG. 3A is a plan view, FIG. 3B is a sectional view taken along the line CC of FIG. 3A, and FIG. 3C is a sectional view taken along the line DD of FIG. FIG.

ガスタービン動翼１の概要構造を図４に示す。この図において、ガスタービン動翼１は、翼を形成する翼部３と、該翼部３の付根と接合しているプラットフォーム５と、プラットフォーム５の下に位置するシャンク部７とを含み、シャンク部７の下には翼根部９が形成されている。   A schematic structure of the gas turbine rotor blade 1 is shown in FIG. In this figure, a gas turbine rotor blade 1 includes a blade portion 3 forming a blade, a platform 5 joined to a root of the blade portion 3, and a shank portion 7 positioned below the platform 5. A blade root portion 9 is formed below the portion 7.

さらに、図４において、翼根部９の両側壁には波型の連続溝が形成され、またロータディスク１１側にも同形状の連続溝が形成され、翼根部９の溝がロータディスク１１の溝と係合することよってガスタービン動翼１がロータディスク１１に固定されている。そして、同様の固定方法によって複数枚のガスタービン動翼１がロータディスク１１に円周方向に並んで固定されている。
また、プラットフォーム５の下面とガスタービン動翼１のシャンク部７の側面とによって空洞１３が形成され、この空洞１３内にはロータ側からシール空気が供給されて、シール空気によって高温燃焼ガスが隣り合うプラットフォーム５、５間の隙間１５からロータ側に漏れるのを防止している。 Further, in FIG. 4, corrugated continuous grooves are formed on both side walls of the blade root portion 9, and continuous grooves of the same shape are formed on the rotor disk 11 side, and the groove of the blade root portion 9 is the groove of the rotor disk 11. The gas turbine rotor blade 1 is fixed to the rotor disk 11. A plurality of gas turbine rotor blades 1 are fixed to the rotor disk 11 side by side in the circumferential direction by the same fixing method.
A cavity 13 is formed by the lower surface of the platform 5 and the side surface of the shank portion 7 of the gas turbine rotor blade 1. Seal air is supplied into the cavity 13 from the rotor side, and the high-temperature combustion gas is adjacent to the seal air. Leaking to the rotor side from the gap 15 between the matching platforms 5 and 5 is prevented.

このようにガスタービン動翼１の構造において、翼部３は高温燃焼ガスに曝されるため、翼部３を冷却するために翼部３の内部に動翼冷却通路１７が配置されており、この動翼冷却通路１７は翼根部９から冷却空気を導入して、図示は省略しているが翼内部でこれら通路の一部、もしくは全部が連通してサーペンタイン冷却通路を形成し、翼部３全体を冷却している。
また、冷却空気の一部は翼部３の後縁から噴出され翼部３の後縁をさらに冷却するようになっている。
この動翼冷却通路１７に供給される冷却空気は、翼部３の冷却に使用されるため前記シール空気とは別に高圧にコントロールされ必要な場合には冷却されて供給されるようになっている。
以上のガスタービン動翼の構造は、背景技術で説明したものと同様であり、次に本願発明の特徴であるプラットフォーム５の冷却構造について図１〜３を参照して説明する。 Thus, in the structure of the gas turbine rotor blade 1, since the blade portion 3 is exposed to the high-temperature combustion gas, the blade cooling passage 17 is disposed inside the blade portion 3 in order to cool the blade portion 3, The blade cooling passage 17 introduces cooling air from the blade root portion 9 and is omitted from illustration, but a part or all of these passages communicate with each other inside the blade to form a serpentine cooling passage. The whole is cooling.
A part of the cooling air is ejected from the rear edge of the wing part 3 to further cool the rear edge of the wing part 3.
The cooling air supplied to the moving blade cooling passage 17 is used for cooling the blade portion 3 and is controlled to a high pressure separately from the sealing air, and cooled and supplied when necessary. .
The structure of the gas turbine rotor blade described above is the same as that described in the background art. Next, the cooling structure of the platform 5 which is a feature of the present invention will be described with reference to FIGS.

（第１の実施形態）
プラットフォーム５は図１に示すように平面視においてほぼ長方形状をし、翼部３が鋳造によってプラットフォーム５と一体に成形され、翼部３の内部には動翼冷却通路１７が前縁側１７ａ、中央部１７ｂ、１７ｃ、後縁側１７ｄのそれぞれに設けられている。そしてこれら通路には、翼根部９から冷却空気を導入して、図示は省略しているが翼内部でこれら通路の一部、もしくは全部が連通してサーペンタイン冷却通路を形成し、翼部３全体を冷却している。 (First embodiment)
As shown in FIG. 1, the platform 5 has a substantially rectangular shape in plan view, and the blade portion 3 is formed integrally with the platform 5 by casting. Inside the blade portion 3, a moving blade cooling passage 17 is formed at the leading edge side 17 a and the center. It is provided on each of the parts 17b and 17c and the rear edge side 17d. Then, cooling air is introduced into these passages from the blade root portion 9, and although not shown, a part or all of these passages communicate with each other inside the blade to form a serpentine cooling passage. Is cooling.

また、プラットフォーム５の腹側２０の側縁近傍のプラットフォーム５の表面には、側縁に沿って複数個所に冷却空気の噴出開口２２が設けられ、動翼冷却通路１７ａ、１７ｂ、１７ｃ、１７ｄに一端が連通し他端が前記噴出開口２２に連通する冷却連通穴２４が設けられている。図１に示すように翼部３の腹側２０の冷却連通穴２４ａは、プラットフォーム５の前縁と略平行に複数本がそれぞれ平行に配列され、背側２６の冷却連通穴２４ｂは、翼部３の前縁側に２本および後縁側に３本、プラットフォーム５の前縁と略平行にそれぞれ平行に配列されている。なお、冷却通路穴２４ａおよび２４ｂは、プラットフォームの冷却を最適化するために、適宜相互に角度を設けて配置してもよい。   Further, on the surface of the platform 5 in the vicinity of the side edge on the ventral side 20 of the platform 5, cooling air ejection openings 22 are provided at a plurality of locations along the side edge, and the moving blade cooling passages 17 a, 17 b, 17 c, and 17 d are provided. A cooling communication hole 24 is provided with one end communicating with the ejection opening 22 at the other end. As shown in FIG. 1, a plurality of cooling communication holes 24 a on the ventral side 20 of the wing 3 are arranged in parallel with the front edge of the platform 5, and the cooling communication holes 24 b on the back side 26 Two are arranged on the front edge side of the three and three are arranged on the rear edge side, and are arranged substantially parallel to the front edge of the platform 5. It should be noted that the cooling passage holes 24a and 24b may be arranged at an angle to each other in order to optimize the cooling of the platform.

そして、図１（ｂ）に示すように、腹側２０の冷却連通穴２４ａはプラットフォーム５の内部で、一端が動翼冷却通路１７ｃに連通し他端がプラットフォーム５の側端面に連通して直線状に形成され該側端面の開口をプラグ２８で閉塞されて形成されるプラットフォーム通路３０と、プラットフォーム通路３０から噴出開口２２に向かって傾斜して設けられる噴出通路３２とから構成されている。噴出開口２２は側縁に沿って２列設けられおり、プラットフォーム５の側縁近傍の表面を広く冷却している。   As shown in FIG. 1B, the cooling communication hole 24a on the ventral side 20 is a straight line inside the platform 5, with one end communicating with the blade cooling passage 17c and the other end communicating with the side end surface of the platform 5. The platform passage 30 is formed in such a manner that the opening at the side end face is closed with a plug 28, and the ejection passage 32 that is inclined from the platform passage 30 toward the ejection opening 22. The ejection openings 22 are provided in two rows along the side edge, and cool the surface in the vicinity of the side edge of the platform 5 widely.

また、背側２６の冷却連通穴２４ｂも同様に、プラグ２８で側端面の開口が閉塞されて形成されるプラットフォーム通路３１と、プラットフォーム通路３１から噴出開口２２に向かって傾斜して設けられる噴出通路３３とから構成されている。
腹側２０のプラットフォーム通路３０と背側２６のプラットフォーム通路３１とは、互いに反対向きで直線状に形成されている。また、噴出通路３２、３３は、プラットフォーム５の側端に向けて傾斜させることで、プラットフォーム５の表面を広くフイルム冷却することができる。 Similarly, the cooling communication hole 24 b on the back side 26 is similarly formed with a platform passage 31 formed by closing the opening of the side end surface with the plug 28, and an ejection passage provided inclined from the platform passage 31 toward the ejection opening 22. 33.
The platform passage 30 on the ventral side 20 and the platform passage 31 on the dorsal side 26 are formed in a straight line in opposite directions. Further, the ejection passages 32 and 33 are inclined toward the side end of the platform 5, so that the surface of the platform 5 can be film-cooled widely.

上記の第１の実施形態によれば、プラットフォーム通路３０、３１の一端が動翼冷却通路１７ａ、１７ｂ、１７ｃ、１７ｄに連通し他端がプラットフォーム５の側端面に連通して直線状に形成され、該側端面の開口を閉塞して形成するため、プラットフォーム５と翼部３とを一体に鋳造成形するのと同時に、または鋳造成形してからプラットフォーム通路３０、３１を機械加工よって形成できる。
さらにそのプラットフォーム通路３０、３１に対して、傾斜して交差するように噴出通路３２、３３を機械加工によって形成することで、冷却連通穴２４ａ、２４ｂを加工することができる。 According to the first embodiment, one end of the platform passages 30 and 31 communicates with the rotor blade cooling passages 17a, 17b, 17c and 17d, and the other end communicates with the side end surface of the platform 5 and is formed in a straight line. In order to form the side end face by closing the opening, the platform passages 30 and 31 can be formed by machining at the same time as the platform 5 and the wing part 3 are cast together or after casting.
Furthermore, the cooling communication holes 24a and 24b can be processed by forming the ejection passages 32 and 33 by machining so as to incline and intersect the platform passages 30 and 31.

また、冷却連通穴２４ａ、２４ｂが動翼冷却通路１７からプラットフォーム５の内部を通って形成されるため、プラットフォーム５にカバープレート等の余分な付加物を取付けずに、プラットフォーム５の側縁近傍の表面まで動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気を導くことができる。
この結果、動翼冷却通路１７から離れて高温の燃焼ガスによって熱応力の影響を受けやすいプラットフォーム５の側縁近傍、特に側縁の上面を効果的に冷却して、プラットフォーム５の冷却性を向上することができるとともに、高速回転するタービン翼部１に付加物を取付けられることがないため、動翼としての信頼性も向上し、さらに付加物の溶接作業等の組立て作業工数の増加も伴わないため組立て加工性も向上する。 In addition, since the cooling communication holes 24a and 24b are formed from the bucket cooling passage 17 through the inside of the platform 5, the platform 5 can be provided near the side edge of the platform 5 without attaching an extra additive such as a cover plate. High-pressure cooling air flowing through the rotor blade cooling passage to the surface can be guided.
As a result, the cooling performance of the platform 5 is improved by effectively cooling the vicinity of the side edge of the platform 5, especially the upper surface of the side edge, which is easily affected by thermal stress away from the moving blade cooling passage 17. In addition, since no additional components can be attached to the turbine blade portion 1 that rotates at high speed, the reliability of the moving blades is improved, and the number of assembly work steps such as welding of additional components is not increased. Therefore, assembly workability is also improved.

（第２の実施形態）
次に、第２の実施形態について図２を参照して説明する。
第１の実施形態と同一構成要素については同一符号を付して説明を省略する。第２の実施形態は、シャンク部７の動翼冷却通路１７ａ、１７ｂ、１７ｃ、１７ｄをそれぞれプラットフォーム５の側縁方向に膨出して、冷却通路膨出部３６ａ、３６ｂ、３６ｃ、３６ｄを形成する。 (Second Embodiment)
Next, a second embodiment will be described with reference to FIG.
The same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and description thereof is omitted. In the second embodiment, the rotor blade cooling passages 17a, 17b, 17c, and 17d of the shank portion 7 are swelled in the direction of the side edge of the platform 5 to form cooling passage bulging portions 36a, 36b, 36c, and 36d. .

図２（ｂ）に示すように冷却通路膨出部３６ａ、３６ｂ、３６ｃ、３６ｄを形成することによって、シャンク部７が外側に膨出し、その膨出シャンク部３８とプラットフォーム５の内部を直線状に貫通して冷却連通穴３９、４０、４１が形成される。
腹側２０のプラットフォーム５には、外側の冷却連通穴３９と内側の冷却連通穴４０との２本が形成され、背側２６のプラットフォーム５には、１本の冷却連通穴４１が形成されている。
なお、冷却連通穴３９、４０、４１は翼部３とプラットフォーム５との鋳造時に一体に成形しても、鋳造後に機械加工しても良い。 As shown in FIG. 2B, by forming the cooling passage bulging portions 36a, 36b, 36c, 36d, the shank portion 7 bulges outward, and the bulging shank portion 38 and the inside of the platform 5 are linear. The cooling communication holes 39, 40, 41 are formed through the through holes.
The platform 5 on the ventral side 20 is formed with two cooling communication holes 39 on the outside and the cooling communication hole 40 on the inside, and the platform 5 on the back side 26 is formed with one cooling communication hole 41. Yes.
The cooling communication holes 39, 40, and 41 may be formed integrally when the wing portion 3 and the platform 5 are cast, or may be machined after casting.

また、冷却通路膨出部３６ａ、３６ｂ、３６ｃ、３６ｄは、図２（ｂ）の鎖線で示すように翼根部９（図４参照）にわたって膨出した内径を有して形成されていてもよい。   Further, the cooling passage bulging portions 36a, 36b, 36c, and 36d may be formed to have an inner diameter that bulges over the blade root portion 9 (see FIG. 4) as shown by a chain line in FIG. 2 (b). .

上記第２の実施形態によれば、膨出シャンク部３８からプラットフォーム５にかけて膨出シャンク部３８およびプラットフォーム５の内部を直線状に貫通して冷却連通穴３９、４０、４１を形成することができる。冷却連通穴３９、４０、４１を形成することができる結果、動翼冷却通路１７から離れたプラットフォーム５の側端部位を、プラットフォーム５にカバープレート等の特別な付加物を取付けずに、プラットフォーム５の側縁近傍、特に側縁の上面を動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気を導くことができる。
なお、冷却通路穴２４ａおよび２４ｂは、プラットフォームの冷却を最適化するために、適宜相互に角度を設けて配置してもよい。 According to the second embodiment, the cooling communication holes 39, 40, and 41 can be formed by linearly penetrating the bulging shank portion 38 and the platform 5 from the bulging shank portion 38 to the platform 5. . As a result of the cooling communication holes 39, 40, 41 being formed, the side end portion of the platform 5 away from the blade cooling passage 17 can be connected to the platform 5 without attaching a special addition such as a cover plate. The high-pressure cooling air flowing through the rotor blade cooling passage can be guided in the vicinity of the side edge, particularly the upper surface of the side edge.
It should be noted that the cooling passage holes 24a and 24b may be arranged at an angle to each other in order to optimize the cooling of the platform.

従って、第１の実施形態と同様に、動翼冷却通路１７から離れて高温の燃焼ガスによって熱応力の影響を受けやすいプラットフォーム５の側縁近傍、特に側縁の上面を効果的に冷却して、プラットフォーム５の冷却性を向上することができるとともに、高速回転するタービン翼部１に付加物を取付けられることがないため、動翼としての信頼性も向上し、さらに付加物の溶接作業等の組立て作業工数の増加も伴わないため組立て加工性も向上する。   Therefore, similarly to the first embodiment, the vicinity of the side edge of the platform 5, particularly the upper surface of the side edge, is effectively cooled away from the blade cooling passage 17 and easily affected by thermal stress by the high-temperature combustion gas. Further, the cooling performance of the platform 5 can be improved, and since no additional object can be attached to the turbine blade portion 1 that rotates at high speed, the reliability as the moving blade is improved, and further, the welding operation of the additional object, etc. Since there is no increase in assembly man-hours, the assembly workability is improved.

（第３の実施形態）
次に、第３の実施形態について図３を参照して説明する。
第１の実施形態と同一構成要素については同一符号を付して説明を省略する。第３の実施形態は、図３（ｂ）に示すように、プラットフォーム５の下面とシャンク部７の外面との交差部分に余肉部４３を形成し、冷却連通穴４５、４６、４７が、余肉部４３とプラットフォーム５とシャンク部７の内部を直線状に貫通して形成されている。
さらに、図３（ｃ）に示すように、余肉部４３は冷却連通穴４５を内部に形成して凸状に隆起し、余肉部４３および冷却連通穴４５がプラットフォーム５およびシャンク部７の鋳造成形時に同時に成形される。また余肉部４３は、冷却連通穴４５を通すだけのためにその冷却連通穴４５に必要な余肉だけが形成されている。
なお、冷却連通穴４５、４６、４７は翼部３とプラットフォーム５と、さらに余肉部４３の鋳造後に機械加工しても良い。
また、冷却通路穴２４ａおよび２４ｂは、プラットフォームの冷却を最適化するために、適宜相互に角度を設けて配置してもよい。 (Third embodiment)
Next, a third embodiment will be described with reference to FIG.
The same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and description thereof is omitted. In the third embodiment, as shown in FIG. 3 (b), a surplus portion 43 is formed at the intersection of the lower surface of the platform 5 and the outer surface of the shank portion 7, and the cooling communication holes 45, 46, 47 are The inside of the surplus part 43, the platform 5, and the shank part 7 is formed penetrating linearly.
Further, as shown in FIG. 3 (c), the surplus portion 43 is formed with a cooling communication hole 45 in the inside and protrudes in a convex shape, and the surplus portion 43 and the cooling communication hole 45 are formed on the platform 5 and the shank portion 7. Molded at the same time as casting. Further, the surplus portion 43 is formed with only the surplus portion necessary for the cooling communication hole 45 so as to pass the cooling communication hole 45.
The cooling communication holes 45, 46, and 47 may be machined after the wing portion 3, the platform 5, and the surplus portion 43 are cast.
In addition, the cooling passage holes 24a and 24b may be arranged at an angle to each other in order to optimize the cooling of the platform.

以上の第３の実施形態によれば、動翼冷却通路１７から離れたプラットフォーム５の側端部位を、プラットフォーム５にカバープレート等の特別な付加物を取付けず、しかも冷却連通穴４５の部分にのみ余肉部４３を形成して余肉部４３による重量増大を最小に抑えて軽量化を達成するとともに、動翼冷却通路１７を流れる高圧の冷却空気をプラットフォーム５の側縁近傍に導いて冷却することができる。   According to the third embodiment described above, the side end portion of the platform 5 away from the moving blade cooling passage 17 is not attached to the platform 5 with a special addition such as a cover plate, and the cooling communication hole 45 is provided. Only the surplus portion 43 is formed to minimize the increase in weight due to the surplus portion 43 and achieve weight reduction, and the high pressure cooling air flowing through the moving blade cooling passage 17 is guided to the vicinity of the side edge of the platform 5 for cooling. can do.

前記第１の実施形態、第２の実施形態、第３の実施形態をそれぞれ組み合わせて実施してもよい。例えば、腹側２０のプラットフォーム５においては第３の実施形態のように余肉部４３を形成し、背側２６のプラットフォーム５においては、第１の実施形態のようにプラグ２８によって、プラットフォーム通路３１の開口を塞いで形成してもよい。このように前記それぞれの実施の形態の構造を組み合わせることによって、翼部３の動翼冷却通路１７ａ、１７ｂ、１７ｃ、１７ｄの位置、形状、さらにプラットフォーム５における冷却部位に応じて、加工性、冷却性能を考慮して適切な構造を採用することによって、プラットフォーム５の冷却構造の設計の自由度が向上する。   You may implement combining said 1st Embodiment, 2nd Embodiment, and 3rd Embodiment, respectively. For example, the surplus portion 43 is formed in the platform 5 on the ventral side 20 as in the third embodiment, and the platform passage 31 is formed in the platform 5 on the dorsal side 26 by the plug 28 as in the first embodiment. The opening may be closed. In this way, by combining the structures of the respective embodiments, the workability, cooling, and cooling according to the position and shape of the moving blade cooling passages 17a, 17b, 17c, and 17d of the blade portion 3 and the cooling portion in the platform 5 are also achieved. By adopting an appropriate structure in consideration of performance, the degree of freedom in designing the cooling structure of the platform 5 is improved.

本発明によれば、動翼冷却通路を流れる高圧の冷却空気をプラットフォームの側縁近傍のプラットフォーム表面に設けられた噴出開口に、カバープレート等の付加物を取付けずに導いて、動翼冷却通路から離れ、高温の燃焼ガスによって熱応力の影響を受けやすいプラットフォームの側縁近傍、特に側縁の上面を効果的に冷却して、プラットフォームの冷却性を向上すとともに、動翼としての信頼性を向上するガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造を提供することができるので、ガスタービンの動翼のプラットフォームへの適用に際して有益である。   According to the present invention, the high pressure cooling air flowing through the moving blade cooling passage is guided to the ejection opening provided on the platform surface near the side edge of the platform without attaching any additional material such as a cover plate, and the moving blade cooling passage is provided. It effectively cools the vicinity of the side edge of the platform, especially the upper surface of the side edge, which is susceptible to thermal stress due to the high-temperature combustion gas, improving the cooling performance of the platform and increasing the reliability of the rotor blade. An improved gas turbine blade platform cooling structure can be provided, which is beneficial for gas turbine blade platform applications.

１ ガスタービン動翼
３ 翼部
５ プラットフォーム
７ シャンク部
９ 翼根部
１７、１７ａ、１７ｂ、１７ｃ 動翼冷却通路
２２ 噴出開口
２４、２４ａ、２４ｂ 冷却連通穴
２８ プラグ
３０、３１ プラットフォーム通路
３２、３３ 噴出通路
３８ 膨出シャンク部
３９、４０、４１、４５、４６、４７ 冷却連通穴
４３ 余肉部 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1 Gas turbine moving blade 3 Blade | wing part 5 Platform 7 Shank part 9 Blade root part 17, 17a, 17b, 17c Moving blade cooling passage 22 Jetting opening 24, 24a, 24b Cooling communication hole 28 Plug 30, 31 Platform passage 32, 33 Jetting passage 38 Swelling shank part 39, 40, 41, 45, 46, 47 Cooling communication hole 43 Surplus part

Claims (3)

ガスタービン動翼のプラットフォームを冷却する冷却構造において、
ガスタービン動翼の翼部の内部に形成され冷却空気を流通する動翼冷却通路と、該動翼冷却通路に一端が連通し他端がプラットフォームの側縁近傍のプラットフォーム表面に複数設けられた噴出開口に連通する冷却連通穴とを備え、該冷却連通穴が前記動翼冷却通路からプラットフォームとシャンク部の内部を通って形成されて、プラットフォームの側縁近傍の表面まで動翼冷却通路を流れる冷却空気を導くように構成すると共に、前記プラットフォームの下面側のシャンク部の側縁側を膨出させた膨出部を形成し、前記膨出部がプラットフォームの下面とシャンク部の外面との交差部分に形成した余肉部であり、前記冷却連通穴が、前記動翼冷却通路から延び、前記余肉部およびプラットフォームの内部を直線状に貫通して形成されることを特徴とするガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造。 In the cooling structure for cooling the gas turbine blade platform,
A blade cooling passage formed inside the blade portion of the gas turbine blade and circulating cooling air, and a jet provided with a plurality of other ends on the platform surface near the side edge of the platform with one end communicating with the blade cooling passage. A cooling communication hole communicating with the opening, wherein the cooling communication hole is formed from the blade cooling passage through the inside of the platform and the shank portion and flows through the blade cooling passage to the surface near the side edge of the platform. It is configured to guide air, and forms a bulging portion that bulges the side edge of the shank portion on the lower surface side of the platform, and the bulging portion is formed at the intersection of the lower surface of the platform and the outer surface of the shank portion. It is a surplus portion formed, and the cooling communication hole extends from the bucket cooling passage, and is formed to linearly penetrate the surplus portion and the inside of the platform. Gas turbine blade platform cooling structure characterized. 前記余肉部は前記冷却連通穴を内部に形成して凸状に隆起し、前記余肉部および前記冷却連通穴が前記プラットフォームおよびシャンク部の鋳造時に成形されることを特徴とする請求項１記載のガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造。   2. The surplus portion is formed in a convex shape with the cooling communication hole formed therein, and the surplus portion and the cooling communication hole are formed when the platform and the shank portion are cast. The gas turbine rotor platform cooling structure described. 前記噴出開口がプラットフォームの側縁近傍の上面に側縁に沿って複数列設けられていることを特徴とする請求項１記載のガスタービン動翼のプラットフォーム冷却構造。   2. The platform cooling structure for a gas turbine rotor blade according to claim 1, wherein the ejection openings are provided in a plurality of rows along the side edge on an upper surface in the vicinity of the side edge of the platform.
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