JP3472531B2 - Gas turbine blade manufacturing method - Google Patents
Gas turbine blade manufacturing methodInfo
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- 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
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 of manufacturing a gas turbine rotor blade, and more particularly to a cooling medium flow passage inside thereof.
Also, in a moving blade manufactured by casting, when forming a cooling medium flow passage inside the moving blade, a core having the same shape as the cooling medium flow passage is arranged, and the core is removed after casting to remove the cooling medium. The present invention relates to a method for manufacturing a gas turbine rotor blade that forms a flow passage.
【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 A gas turbine is one in which a working fluid is burned in a combustor to form a working fluid of high temperature and high pressure, and the turbine is rotated by this working fluid. That is, as its schematic configuration is shown in FIG. 10, the working fluid compressed by the compressor 101 is burned by the combustor 102 to increase energy, and the energy is recovered by the turbine section 103 and rotated by the shaft 105. It is a device that generates force and thereby generates electricity. A turbine rotor 106 exists in the turbine unit 103, and a plurality of gas turbine moving blades 104 are planted in the circumferential direction on the outer circumference of the turbine rotor. During operation, the turbine rotor 106 and the gas turbine rotor blade 104 are rotating around the center line 107, so that the turbine rotor 106 and the gas turbine rotor blade 104 are not rotated.
The centrifugal force of 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。The combustion temperature of the gas turbine tends to increase year by year in order to improve the efficiency. Particularly, after combustion in the combustor 102, the energy is recovered from the gas turbine rotor blade 10.
The four parts are exposed to temperatures higher than those allowed by the materials that make up the gas turbine blade. For this reason, it is usually considered to use compressed air in the compressor 101 or steam in the steam turbine section as a cooling medium in the case of a combined cycle to cool the gas turbine moving blade section.
【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 shows a perspective view of a gas turbine rotor blade. The gas turbine rotor blade has a profile portion 111 having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion 113 for fixing the profile portion to a rotating body, and a dovetail portion located between the dovetail portion 113 and the profile portion 111. The shank portion 112, which holds the portion 113 and the profile portion 111 in a coupled manner and has a cooling medium supply hole and a supply medium recovery hole therein, communicates with the cooling medium flow passage of the profile portion 111. The tip of the profile portion is generally 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 cross-sectional view of the gas turbine rotor blade shown in FIG. The hatched portion in the figure represents a cross-sectional portion of the solid portion of the gas turbine rotor blade, and the non-hatched portion represents the cooling medium flow passage. 126 is a profile part,
127 is a shank portion and 128 is a dovetail portion. 1
Reference numeral 21 is a cooling medium supply hole, and 122 is a cooling medium recovery hole. The arrow 123 is the direction in which the cooling medium flows inside the gas turbine rotor blade. Further, 124 is a hub return section,
Reference numeral 125 is 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.
In the direction of the arrow, passes through the cooling medium supply passage in the dovetail and the cooling medium supply passage in the shank portion, and proceeds in the direction of arrow 141 to reach the profile portion 1
26. Then, at the tip return section 125, the flow changes in the direction from the tip to the hub along the arrow 130. Then, in the hub return section 124, the flow changes along the arrow 135 in the direction from the hub to the tip. In the profile section, the cooling medium changes from the hub to the chip flow direction at the chip return section, or from the chip to hub flow direction at the hub return section to the hub to chip flow direction. 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。The gas turbine blade having such a complicated structure is usually manufactured by casting or precision casting. In the text below, casting and precision casting will be 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 required to form an internal cooling medium flow passage when the gas turbine blade in FIG. 12 is manufactured by casting. Thirteen
Reference numeral 1 is a core of the supply hole 121 part, 132 is a core of the recovery hole 122 part, and 133 is a core of the return part 124 part.
【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 during casting. At this time, the core shown in FIG. 13 is arranged inside. Here, the same parts as those in FIG. 13 have the same reference numbers as those in FIG. The core inside the gas turbine rotor blade is in communication with the outside through the supply hole 131 and the recovery hole 132, and this part communicates with the baseboard 1.
It is fixedly supported from the outside by 44.
【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。When the gas turbine blade shown in FIG. 12 is manufactured by casting, the cross section at the time of casting is as shown in FIG. At this time, FIG.
The core 201 shown in FIG. Here, the core 20
The hub return portion 133 of No. 1 exists at a position far from the portions 131 and 132 where the core is supported from the outside. Therefore, the support strength of the core of the hub return portion 133 is weak,
During the casting, the core moves to reduce the manufacturing accuracy of the cooling medium flow passage, which increases manufacturing error. The manufacturing error is checked at the time of inspection before it is used as a product, and a product having a manufacturing error larger than a certain amount is rejected and cannot be used as a product. Therefore, if the manufacturing accuracy is low, the manufacturing error increases, and the number of rejected gas turbine moving blades increases, so that the production yield of gas turbine moving blades may deteriorate 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。Therefore, 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, 172 made of silica tube or the like can be considered.
However, due to the silica tubes 171 and 172 for pressing the core, core supporting holes 161 and 162 as shown in FIG. 15 are formed in the rotor blade after casting. The core support holes 161 and 162 are finally sealed by welding or the like, but generally the welded parts have low strength. For gas turbine blades,
Core support holes 161 and 1 welded during gas turbine operation
A large load acts on the vicinity of 62 in the direction of arrow 163 due to the centrifugal force. Core support hole 1 that is almost perpendicular to the load direction 163
When 61 and 162 are provided, there is a problem that a large stress is generated around the hole due to the influence of stress concentration, the life of the gas turbine moving blade is shortened, 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。The present invention has been made in view of the above, and an object thereof is to reduce the manufacturing cost of a gas turbine moving blade, extend the life of the gas turbine moving blade, and improve the reliability. Another object of the present invention is to provide a method for manufacturing a gas turbine moving 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, A core having the same shape as the cooling medium flow passage is arranged, and in the method for producing a gas turbine rotor blade, which is formed by removing the core after casting, when forming and arranging the core, the core is The core having the shape of the cooling medium flow passage extends in the direction parallel to the centrifugal force direction of the blade from the middle of the core and has a branch portion extending to the outside of the blade, and the end portion of the branch portion outside the blade is formed. 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。Further, in this case, the branch portion of the core is pulled out to the bottom side of the blade.
【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。Further, according to the present invention, a profile portion having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to the rotating body, and a dovetail portion located between the dovetail portion and the profile portion. Section and a profile section are combined and held, and a shank section having a cooling medium supply hole and a recovery hole inside which communicates with the cooling medium flow passage of the profile section is provided, and the cooling medium for cooling the profile section is the dovetail. And a cooling medium recovery hole in the shank portion and the cooling medium recovery hole in the shank portion that is supplied to the cooling medium flow passage of the profile portion through the cooling medium supply hole in the portion and the cooling medium supply hole in the shank portion. Is formed so as to be circulated and collected through the cooling medium collection hole in the section, and the profile section Of the profile portion, the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage is changed from the flow from the hub of the profile portion toward the chip to the 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 in 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 toward the tip of the profile portion. A method of manufacturing a gas turbine rotor blade having a return portion, manufactured by casting, and wherein the cooling medium flow passage is formed by a core,
In the casting process, the hub return portion is penetrated to the bottom of the dovetail, and a part of the core is exposed to the outside from the bottom of the dovetail of the through hole, and the exposed portion is fixed from the outside so that casting is performed. 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。Further, a profile portion having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to the rotating body, and a dovetail portion and a profile located between the dovetail portion and the profile portion. And a shank portion having a cooling medium supply hole communicating with the cooling medium flow passage of the profile portion therein, wherein the cooling medium for cooling the profile portion is a cooling medium supply hole in the dovetail portion. And is supplied to the cooling medium flow passage of the profile portion through the cooling medium supply hole in the shank portion, and the cooling medium after cooling the profile portion is discharged into the gas path from the cooling medium blowing hole on the trailing edge side of the profile portion, In addition, the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the chip of the profile portion is The tip return portion that changes from the flow from the hub of the file portion toward the chip to the flow from the tip of the profile portion toward the hub, and the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the hub of the profile portion are the profiles. Has a hub return part that changes from a flow from the tip of the profile part toward the hub of the profile part to a flow from the hub of the profile part toward the chip of the profile part, and is manufactured by casting, and the cooling medium flow passage has a core. In the method of manufacturing a gas turbine rotor blade formed by, the hub return portion is penetrated to the dovetail bottom portion in the casting process, and a part of the core is exposed to the outside from the dovetail bottom portion of the through hole, and the portion is exposed. It is designed to be fixed from the outside.
【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。Further, a profile portion having a cooling medium flow passage therein, a dovetail portion for fixing and holding the profile portion to the rotating body, and a dovetail portion and a profile located between the dovetail portion and the profile portion. And a shank portion having a cooling medium supply hole and a recovery hole that communicate with the cooling medium flow passage of the profile portion inside, and the cooling medium that cools the profile portion is cooled in 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 of 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 in the dovetail portion. The cooling medium supply hole or the cooling medium recovery hole is formed so as to flow through the medium recovery hole and be recovered. In a method for manufacturing a gas turbine rotor blade, which is in communication with the outside on a butail side surface and is manufactured by casting, and a cooling medium flow passage is formed by a core, a cooling medium supply hole or a cooling hole communicating with the dovetail side surface. A through hole that communicates with the outside is provided on the bottom surface of the dovetail generated by branching from the medium recovery hole, 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. It is a thing.
【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 arranging the core, the core is
The core having 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 portion extending to the outside of the blade, and the end portion of the branch portion outside the blade is formed. Since it is fixed from the outside, that is to say, in other words, a through hole communicating with the outside is provided, and at the time of casting, a part of the core is exposed to the outside from the bottom of the through hole and the part is fixed from the outside. Since the casting metal is injected after 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 hence the cooling medium flow passage of the hub return portion is manufactured. The error is reduced, the yield of the gas turbine moving blade is improved, and the manufacturing cost of the gas turbine moving 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。BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION The present invention will be described in detail based on the embodiments shown in the drawings. FIG. 1 (a) shows a gas turbine rotor blade manufactured by this manufacturing method. The gas turbine blade is formed of 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 the tip, and the part near the root of the profile and the shank is called the hub. Reference numeral 4 is a supply hole for supplying the cooling medium to the gas turbine rotor blade, and 5 is a recovery hole for recovering the cooling medium. Reference numeral 8 is a chip return portion, and 9 is a hub return portion. Reference numerals 21 and 22 are core support holes, and reference numeral 10 is a lid that seals the core support holes 21 and 22 on the bottom surface of the dovetail. Further, 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 from the supply hole 4 in the direction of arrow 6 into the gas turbine rotor blade, passes through the cooling medium supply passage in the dovetail portion and the cooling medium supply passage in the shank portion, and then in the direction of arrow 7. Then, it is supplied to the profile portion 3 and flows in the profile portion from the hub toward the chip.
Then, in the tip return section 8, the flow direction changes from the tip to the hub along the arrow 24. afterwards,
In the hub return section 9, the flow changes along the arrow 26 in the direction from the hub to the tip. In the profile,
The cooling medium changes from the hub to the chip in the chip return direction to the chip to the hub, and in the hub return to the chip to hub direction from the hub to the chip. The profile part is cooled while repeating.
【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 has core supporting holes 21, 2.
2 communicates with the outside at the bottom of the dovetail, so that the lid 10 is attached to the bottom of the dovetail by welding or caulking so that the cooling medium 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 moving blade of FIG. 1, and an arrow 42 indicates the direction in which the working fluid flows during operation. Reference numeral 11 is a cooling path through which the cooling medium flows from the hub toward the chip, and 16 is a cooling path through which the cooling medium flows from the chip toward the hub. Further, FIG. 2B is a BB cross section of the gas turbine moving blade of FIG. 1. Reference numeral 12 is a cooling medium supply passage for guiding the cooling medium to the profile, and 13 is a cooling medium recovery passage for collecting the cooling medium into the rotor. The reference numerals 14 and 15 denote the hub return section 9 of FIG.
To the core support hole 21, which extends from the bottom to the bottom of the dovetail,
22 is represented.
【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 rotor blade in the direction of arrow 23 due to centrifugal force. In the gas turbine blade shown in FIG. 15, the core support hole 16
1, 162 are opened in a direction perpendicular to the direction 163 in which the centrifugal force acts. Normally, when a hole is made perpendicular to the load direction, high stress is generated around the hole due to the effect of stress concentration. Therefore, in the gas turbine moving blade in FIG. 15, high stress is generated around the core support holes 161 and 162. Although holes such as 161 and 162 may be sealed by welding or the like after casting, the strength of the welded portion is usually lower than the strength of the non-welded portion. Therefore, 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. Occurs, which shortens the life and reliability of the gas turbine rotor blade.
【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 of manufacturing a gas turbine rotor blade according to the present invention, 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, as shown in FIG. Branches (33, 34) extending in the direction of and extending to the outside of the wing
Is formed in a shape having. That is, since the core portion forming the hub return portion 9 is extended downward and the core supporting 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 is generated. (Wing receives centrifugal force) 23 and core support holes 21, 2
The directions of 2 are almost parallel. Therefore, no large stress is generated around the holes, and the life and reliability of the gas turbine rotor 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。Further, the gas turbine blade of the present invention is provided with hollow portions for supporting the core in the shank portion and the dovetail portion. Therefore, the hollow portion in the shank portion and the dovetail portion is larger than that of the gas turbine moving blade shown in FIG. 12, and the weight of the entire gas turbine moving blade is reduced accordingly. The gas turbine rotor blade is planted on the outer periphery of the rotor, and the centrifugal force of the gas turbine rotor blade acts on the rotor during operation. Therefore, 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, the weight reduction of the gas turbine rotor blade reduces the centrifugal force of the gas turbine rotor blade generated during gas turbine operation and also reduces the centrifugal force acting on the rotor. 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 the core 201 required to form the 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 portion extending in a direction parallel to the centrifugal force direction of the blade and reaching the outside of the blade. In FIG. 1, 31 is a supply hole 4, 32 is a recovery hole 5, 33 is a core support hole 21, and 34 is a part necessary to form a 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 rotor blade. Here, in the core inside the gas turbine rotor blade, the same parts as those in FIG. 3 are denoted by the same reference numerals as those in FIG. 45 is a skirting board. The core is 31, 32,
It is fixed to the skirting board 45 at portions 33 and 34.
【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 rotor blade shown in FIG. 14 has a core 131 that forms a supply hole 121 during casting.
The core is supported by 132 parts of the core forming the part and the recovery hole 122. However, the core 133 portion forming the hub return portion 124 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 133 portion forming the hub return portion 124 is weak, the core 133 portion moves during casting, the manufacturing accuracy of the cooling medium flow passage is lowered, and the manufacturing error increases.
Manufacturing error is checked at the time of inspection before using as a product,
A product with a manufacturing error larger than a certain amount is rejected 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 moving blades increases, so that the production yield of the gas turbine moving 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 respect, the gas turbine rotor blade according to the present invention is
The core forming the hub return portion 9 has core supporting holes 21 and 2.
The cores 33 and 34 communicate with the outside through the No. 2 and are fixed to the skirting board 45. For this reason, the hub return portion 9 is provided at the places 33, 34 where the core is supported from the outside.
The core portion that is located closer to the core forming the hub return portion 9 has a higher supporting strength. For this reason, the core portion forming the hub return portion 9 becomes difficult to move during casting, and the manufacturing error can be reduced. If the manufacturing error is small, the number of gas turbine blades that are rejected at the time of inspection is reduced, the yield at the time of 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 form of the gas turbine rotor blade according to the present invention. Here, parts having the same shape and function as those of the gas turbine moving blade shown in FIG. 1 are given the same numbers as in FIG. 43 is a hub return part, 52 is a collection hole core support hole, and 53 is a collection 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 this embodiment, the recovery hole 5 communicating with the side surface of the dovetail is branched into the 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 dovetail bottom surface 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 as in FIG.
In the structure, a core 61 is arranged inside the gas turbine rotor blade during casting in which the same numbers as in FIG. 14 are assigned.
【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 moving blade shown in FIG. 12, the core 132 portion forming the recovery hole 122 communicates with the outside of the dovetail side surface, and this portion is fixed with a skirting board from the outside. Also, the core 131 portion forming the supply hole 121 communicates with the outside at the bottom surface of the dovetail, and this portion is fixed from the outside with a skirting board. Therefore, it is necessary to provide the skirting board on both the side surface and the bottom surface of the dovetail, which complicates the shape of the skirting board.
【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 is branched into a recovery hole core support hole 52 penetrating to the bottom surface of the dovetail, and at the time of casting, the recovery hole 5 is provided as shown in FIG. The core 63 is made to communicate with the outside from the core support hole 52, and this part is fixed by a skirting board 76. Here, since the core 32 part is close to the core 63 part fixed from the outside, the core supporting strength of this part is sufficiently maintained even if the core 32 part is not fixed. Therefore, the core 32 is not supported. Therefore, it is sufficient to place the skirting board only below the bottom of the dovetail, which simplifies the skirting board.
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 an example of mixing the gas turbine blade in FIG. 1 and the gas turbine blade in FIG. Here, parts having the same shapes and functions as those of the gas turbine moving blades shown in FIGS. 1 and 3 are given 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 of the present invention, the core of the return part 9 is extended downward to provide the core support holes 21 and 22 in the shank part and the dovetail part. The direction of 23 and the core support holes 21 and 22 is almost parallel. Therefore, no large stress is generated around the holes, and the life and reliability of the gas turbine rotor blade are improved. Further, in the gas turbine rotor blade of the present invention, the shank portion and the dovetail portion are provided with hollow portions for core support. Therefore, the hollow portion in the shank portion and the dovetail portion is larger than that of the gas turbine moving blade shown in FIG. 12, and the weight of the entire gas turbine moving blade is reduced accordingly. The gas turbine rotor blade is planted on the outer periphery of the rotor, and the centrifugal force of the gas turbine rotor blade acts on the rotor during gas turbine operation. for that reason,
Stress is generated in the rotor due to the centrifugal force of the gas turbine blade. In the gas turbine rotor blade according to the present invention, the weight reduction of the gas turbine rotor blade reduces the centrifugal force of the gas turbine rotor blade generated during gas turbine operation and also reduces the centrifugal force acting on the rotor. Therefore, the stress generated in the rotor by 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.
【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 blade of the embodiment shown in FIG. 6 during casting. Here, FIG. 1 (b),
Objects having the same shape and function as the cross-sectional view of the gas turbine blade in FIG. 5 at the time of casting are given the same numbers as in FIG. 1 (b) and FIG. At the time of casting, a core 77 is arranged inside the gas turbine rotor blade. 76 is a skirting board, and 31, 31, 33, 34, 63 parts of the core are fixed to the skirting board 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 is in communication with the core support holes 21 and 22 and the core parts 33 and 34 are communicated to the outside. It is fixed. Therefore, the hub return section 9
Exists at a position close to the position where the core is supported from the outside, and the strength of the core forming the hub return portion 9 is increased. For this reason, the core portion forming the hub return portion 9 becomes difficult to move during casting, and the manufacturing error can be reduced. If the manufacturing error is small, the number of gas turbine blades that are rejected at the time of inspection is reduced, the yield at the time of 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 of the present invention, the recovery hole 5 is branched into the recovery hole core support hole 52 penetrating to the bottom surface of the dovetail, and at the time of casting, as shown in FIG. A part of the core 63 is communicated with the outside from the child support hole 52, and this part is fixed by a skirting board 76. Here, since the core 32 part is close to the core 63 part fixed from the outside, the core supporting strength of this part is sufficiently maintained even if the core 32 part is not fixed. Therefore, the core 32 is not supported. Therefore, it is sufficient to place the skirting board only below the bottom of the dovetail, which simplifies the skirting board.
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。1 to 7, an example in which the supply hole communicates with the outside through the dovetail lower surface and the recovery hole through the side surface of the dovetail, both the supply hole and the recovery hole may be on 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 shows a sectional view of a gas turbine rotor blade according to another embodiment of the present invention. The parts having the same shapes and functions as those of the gas turbine moving blade shown in FIG. 1 are denoted by the same reference numerals 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 moving blade according to the present embodiment, the cooling medium blowing 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 moving blade is the cooling medium blowing. It is discharged from the hole 83 in the direction of the arrow 82 to the outside.
【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 moving 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. In comparison with this, the gas turbine blade in the present invention has a profile portion 3
The cooling medium blowing hole 83 communicating with the outside is opened on the downstream side of the working fluid flow direction 41 of No. 3, and the cooling medium that has cooled the gas turbine rotor blade is discharged from the cooling medium blowing hole 83 to the outside in the direction of arrow 82. . This enhances the cooling effect in the vicinity of the downstream side of the profile and lowers the metal temperature in that portion. Therefore, the reliability of the gas turbine rotor 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 according to the present invention, since the core of the return part 9 is extended downward and the core supporting holes 21 and 22 are provided in the shank part and the dovetail part, a high load is generated. Direction 23 and core support hole 2
The directions of 1 and 22 are almost parallel. Therefore, no large stress is generated around the holes, and the life and reliability of the gas turbine rotor 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, the core 96 is arranged inside. Here, in the core having the same shape and function as in FIG.
The same numbers as in FIG. 1B are assigned. At the time of casting, the core 94 portion communicates with the outside through the cooling medium ejection hole 83, and the core 94 portion is fixed to the skirting board 95.
Also in this embodiment, the core forming the hub return portion 9 is the core support hole 2 as in the gas turbine moving blade in FIG.
The parts 33 and 34 of the core communicate with the outside through the parts 1 and 22, and are fixed to the skirting board 45. Therefore, the hub return portion 9 is located at a position closer to the position where the core is supported from the outside, and the core portion forming the hub return portion 9 has a strong support strength. For this reason, the core portion forming the hub return portion 9 becomes difficult to move during casting, and the manufacturing error can be reduced. If the manufacturing error is small, the number of gas turbine moving blades that are rejected at the time of inspection is reduced, the yield at the time of manufacturing the gas turbine moving blade is improved, and the manufacturing 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 moving blade can be reduced, the life of the gas turbine moving 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 gas turbine rotor blade showing a rotor blade manufactured by a manufacturing method of the present invention and 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 line AA and line 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 the gas turbine rotor blade in 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 rotor blade of another embodiment according to 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 sectional view of a gas turbine blade of 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 rotor 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 sectional view of a gas turbine blade of 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 another embodiment of a gas turbine rotor blade according to 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 another form of the gas turbine blade 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 rotor blade.
【図１２】ガスタービン動翼の断面図である。FIG. 12 is a cross-sectional view of a gas turbine rotor 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 necessary 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 a 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 blade with enhanced 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。1 ... Dovetail part, 2 ... Shank part, 3 ... Profile part, 4 ... Supply hole, 5 ... Recovery hole, 8 ... Chip return part,
9 ... Hub return section, 10 ... Lid, 11, 16 ... Cooling path, 12 ... Cooling medium supply flow path, 13 ... Cooling medium recovery flow path, 21, 22 ... Core support hole, 31, 32, 33, 3
4 ... Core support part, 104 ... Moving 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 (56)参考文献 特開 平10−80747（ＪＰ，Ａ) 特開 昭61−74754（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B22C 9/10 B22C 9/24 F01D 5/18 Front page continuation (72) Inventor Nobuaki Kizuka 7-2-1, Omika-cho, Hitachi-shi, Ibaraki Hitachi, Ltd., Research Institute for Electric Power and Electric Machinery (56) References JP-A-10-80747 (JP, A) JP-A-61-74754 (JP, A) (58) Fields investigated (Int.Cl. 7 , DB name) B22C 9/10 B22C 9/24 F01D 5/18
Claims (5)
このダブティル部の外周側に一体化されたシャンク部と
このシャンク部の外周側に一体化されたプロファイル部
とから構成された動翼で、この動翼は、供給孔から供給
した冷却媒体を、シャンク部からプロファイル部先端へ
流通させ、プロファイル部先端からシャンク部側へ流通
の方向を変え、シャンク部側から再びプロファイル部へ
流通の方向を変え、これらを複数繰返した後回収孔から
回収するように形成した冷却媒体流通路を有し、かつ前
記動翼を鋳造するに際し、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くように
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、前記中子の前記冷却媒
体流通路が冷却媒体の流れの方向を変えた部分に対応す
る部分を翼の遠心力方向と平行な方向に延ばして翼外部
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、鋳金属を注入し、前記中子を
取り除いた後、前記翼外部に至る枝部によって鋳金属注
入後に形成された中子支持穴を蓋で密封したことを特徴
とするガスタービン動翼の製造方法。1. A dovetail portion fixedly held by a rotating body,
With the shank part that is integrated on the outer peripheral side of this dovetail part
Profile part integrated on the outer peripheral side of this shank part
A blade composed of and, which is fed from the feed hole.
The cooled cooling medium from the shank to the tip of the profile.
Circulate and distribute from the profile tip to the shank side
Change the direction of and change the shank side to the profile side again.
After changing the flow direction and repeating these multiple times, from the collection hole
It has formed cooling medium flow path so as to recover, and before
Concrete to Runisaishi cast a Kidotsubasa, the arranged cooling medium flow passage and the core was the same shape, in the manufacturing method for a gas turbine moving blade which is adapted excluding takes its core after casting, the core When forming arranged, to correspond to the portion where the cooling medium flow passage of the core is changed in the direction of flow of the cooling medium
That portion of the fixed shape and without having a branch leading to Tsubasagaibu to be extended to the centrifugal force direction parallel to the direction of the wing, and the end portion of the wing outside of the branch portion from the outside, cast metal is injected , The core
After removal, cast metal pouring by branching to the outside of the blade.
A method for manufacturing a gas turbine rotor blade, characterized in that a core supporting hole formed after the insertion is sealed with a lid .
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 rotor blade according to claim 1, wherein the branch portion of the core is pulled out toward a 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
めのダブティル部と、該ダブティル部と前記プロファイ
ル部の間に位置してダブティ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、前記ダブティ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
のダブティ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い流れから、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に対応する中子の一部を前記ダブテ
ィル部の底部を貫通させて外部に露出させ、その部分を
外部から固定して鋳造し、鋳造後に前記中子を取り除い
た後、前記ダブティル部の底部を貫通させた中子の一部
によって形成された中子支持穴を蓋で密封したことを特
徴とするガスタービン動翼の製造方法。3. A profile part having a cooling medium flow passage therein, a dovetail part for fixing and holding the profile part to a rotating body, and a dovetail part and a profile located between the dovetail part and the profile part. And a shank portion having a cooling medium supply hole and a recovery hole that communicate with the cooling medium flow passage of the profile portion inside, and the cooling medium that cools the profile portion is cooled in 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 of 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 in the dubtil portion. It is formed so as to flow through the medium recovery hole and be recovered, and the inside of the profile part near the chip is cooled. Cooling inside the vicinity of the hub of the profile section and a chip return section where the flow direction of the cooling medium in the medium flow path changes from a flow from the hub of the profile section toward the chip to a flow from the chip of the profile section toward the hub A flow direction of the cooling medium in the medium flow passage has a hub return portion that changes from a flow from the tip of the profile portion toward a hub of the profile portion to a flow from a hub of the profile portion to a tip of the profile portion; In the method for manufacturing a gas turbine rotor blade, which is manufactured by casting and in which the cooling medium flow passage is formed by a core, a part of the core corresponding to the hub return portion is formed in the dovetail.
Through the bottom of the coil to expose it to the outside, fix that part from the outside and cast, then remove the core after casting
After that, a part of the core that penetrated the bottom of the dovetail part
A method for manufacturing a gas turbine rotor blade, characterized in that the core support hole formed by the method is sealed with a lid .
イル部と、該プロファイル部を回転体に固定保持する為
のダブティル部と、該ダブティル部と前記プロファイル
部の間に位置してダブティ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
ブティ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
ハブ方向へ向かい流れから、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に対応する中子の一部を前記ダブテ
ィル部の底部を貫通させて外部に露出させ、その部分を
外部から固定して鋳造し、鋳造後に前記中子を取り除い
た後、前記ダブティル部の底部を貫通させた中子の一部
によって形成さ れた中子支持穴を蓋で密封したことを特
徴とするガスタービン動翼の製造方法。4. A profile section having a cooling medium flow passage therein, a dovetail section for fixing and holding the profile section to a rotating body, and a dovetail section and a profile located between the dovetail section and the profile section. And a shank portion having a cooling medium supply hole communicating with the cooling medium flow passage of the profile portion therein, and the cooling medium for cooling the profile portion is a cooling medium supply hole in the dovetail portion. And is supplied to the cooling medium flow passage of the profile portion through the cooling medium supply hole in the shank portion, and the cooling medium after cooling the profile portion is discharged into the gas path from the cooling medium blowing hole on the trailing edge side of the profile portion, And the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the tip of the profile portion,
The tip return portion that changes from the flow from the hub of the profile portion toward the chip to the flow from the tip of the profile portion toward the hub, and the flow direction of the cooling medium in the cooling medium flow passage inside the vicinity of the hub of the profile portion are It has a hub return part that changes from the flow from the tip of the profile part toward the hub of the profile part to the flow from the hub of the profile part toward the chip of the profile part, and is manufactured by casting, and has a cooling medium flow passage In a method of manufacturing a gas turbine rotor blade formed by a child, a part of a core corresponding to the hub return portion is formed in the dovetail.
Through the bottom of the coil to expose it to the outside, fix that part from the outside and cast, then remove the core after casting
After that, a part of the core that penetrated the bottom of the dovetail part
A method for manufacturing a gas turbine rotor blade, characterized in that the core support hole formed by the method is sealed with a lid .
イル部と、該プロファイル部を回転体に固定保持する為
のダブティル部と、該ダブティル部と前記プロファイル
部の間に位置してダブティ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、前記ダブティ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
ダブティ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
回収孔がダブティル側面において外部と連通しており、
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い流れ
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、 前記ダブティル側面へ連通している冷却媒体供給孔また
は冷却媒体回収孔に対応する中子から分岐した中子を前
記ダブティル部の底面から貫通させて外部に露出させ、
その部分を外部から固定するとともに、前記ハブリター
ン部に対応する中子の一部を前記ダブティル部に向かい
翼の遠心力方向と平行な方向に延ばしてダブティル底部
から外部に露出させ、その部分を外部から固定して鋳造
し、鋳造後に前記中子を取り除いた後、前記分岐した中
子によって前記ダブティル部の底面に形成された貫通穴
および前記ハブリターン部に対応する中子の一部によっ
てダブティル底部に形成された中子支持穴を夫々蓋で密
封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 section having a cooling medium flow passage therein, a dovetail section for fixing and holding the profile section to a rotating body, and a dovetail section and a profile located between the dovetail section and the profile section. And a shank portion having a cooling medium supply hole and a recovery hole that communicate with the cooling medium flow passage of the profile portion inside, and the cooling medium that cools the profile portion is cooled in 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 of 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 in the dubtil portion. The cooling medium supply hole or the cooling medium recovery hole is formed so as to flow through the medium recovery hole and be recovered. It communicates with the outside on the side,
In addition, the cooling medium flows inside the vicinity of the chip in the profile section.
The flow direction of the cooling medium in the passage is the same as that of the profile portion.
From the flow from the hub to the tip of the profile part
Tip litter that changes from tip to hub
Cooling medium inside the hub and inside the profile section near the hub.
The flow direction of the cooling medium in the flow passage is the profile part
Flow from the tip toward the hub of the profile section
From the profile section hub to the profile
Has a hub return part that turns into a flow toward the tip of the part
In the method for manufacturing a gas turbine rotor blade, which is manufactured by casting and has a cooling medium flow passage formed by a core, a core corresponding to a cooling medium supply hole or a cooling medium recovery hole communicating with the dovetail side surface. In front of the core branched from
It is penetrated from the bottom surface of the dovetail part and exposed to the outside,
While fixing that part from the outside , the hub retarder
A part of the core corresponding to the inner part toward the dubtil part
The dovetail bottom is extended in a direction parallel to the centrifugal force of the blade.
Exposed to the outside from the outside, and that part is fixed from the outside and cast
Then, after casting, after removing the core, the branched
Through hole formed on the bottom surface of the dovetail portion by the child
And a part of the core corresponding to the hub return part
Cover the core support holes formed on the bottom of the dovetail.
A method for manufacturing a gas turbine rotor blade, which is characterized by being sealed .
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