JP3546135B2 - Gas turbine blade platform - Google Patents

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JP3546135B2
JP3546135B2 JP04010698A JP4010698A JP3546135B2 JP 3546135 B2 JP3546135 B2 JP 3546135B2 JP 04010698 A JP04010698 A JP 04010698A JP 4010698 A JP4010698 A JP 4010698A JP 3546135 B2 JP3546135 B2 JP 3546135B2
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platform
cooling
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gas turbine
cavities
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栄司 秋田
潔 末永
康意 富田
康司 渡辺
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    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
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    • F05D2240/81—Cooled platforms

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

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はガスタービン動翼のプラットフォームに関し、冷却性能を向上させるようにしたものである。
【０００２】
【従来の技術】
図５はガスタービン動翼の代表的なプラットフォームの内部断面図であり、主に一段動翼に用いられている例である。図において、５０はプラットフォーム全体であり、５１は一段動翼である。５２は動翼５１の前縁の通路であり、この通路５２にはそれぞれ両側に伸びる冷却通路５３，５４が連通して設けられている。冷却通路５３，５４はそれぞれ両側の冷却通路５５，５６に接続し、通路５５，５６はそれぞれプラットフォーム５０の後方端で開口している。
【０００３】
プラットフォーム５０の前方端には両側にそれぞれ冷却通路５７，５８及び５９，６０が設けられており、これら冷却通路５７〜６０はプラットフォーム５０の下面から上面に向って傾斜して穿設されており上面で開口し、冷却空気を吹き出すようになっている。又、プラットフォーム５０の後方には冷却通路６１，６２，６３が穿設されており、同じくプラットフォーム５０の下面より上面に向って傾斜して設けられ、後方端において開口し、冷却空気を吹き出すようになっている。
【０００４】
更に、プラットフォームの中央部には冷却通路６４，６５，６６，６７，６８が設けられ、これらも同様にプラットフォーム下面より上面へ向って斜めに設けられ、冷却空気を上面に吹き出すようになっており、上面において冷却空気を拡散させるために出口端が末広がり状に加工されている。
【０００５】
図６は図５におけるＦ−Ｆ断面部分縮小図であり、プラットフォーム５０の両端内部には冷却通路５５，５６が設けられており、冷却通路６７がプラットフォーム５０の下面より上面へ向って斜めに穿設されている状態を示している。
【０００６】
図７は図５におけるＧ−Ｇ断面部分縮小図であり、プラットフォーム５０の前方から後方に向い、開口する冷却通路５５と斜めに設けられた冷却通路５７、６４〜６８が設けられ、それぞれ冷却空気を後方、上面へと吹き出す状態を示している。
【０００７】
上記構成のプラットフォーム５０においては、前縁の通路５２から動翼５１内に供給される冷却空気の一部を冷却通路５５，５６に流してプラットフォーム５０両側を冷却し、プラットフォーム５０の後方へ流出させ、又プラットフォーム５０の前後には冷却通路５７〜６０、及び６１〜６３をそれぞれ斜めに設けてプラットフォーム５０の下部より冷却空気を導き、前後の端部周辺の上面に流出し、更に中央部では冷却通路６４〜６８を斜めに設け、プラットフォーム５０の下部より上面に流出させるようにしている。このような冷却空気の流れと流出によりプラットフォーム５０の全体を冷却している。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】
前述のように従来の代表的なガスタービン動翼のプラットフォームにおいては、冷却通路５５，５６の直線状の主冷却通路に加え、斜めにプラットフォーム５０を貫通し、しかも比較的傾斜ルートの長い冷却通路５７〜６０、６１〜６３、等が多数設けられており、冷却空気の供給径路が多く、プラットフォーム自体の加工も複雑となり、加工を容易にし、かつ冷却効果もプラットフォーム全体を均一に冷却できる形状が望まれていた。
【０００９】
そこで本発明はプラットフォームの冷却空気の径路を簡素化し、冷却空気の供給径路も単純化して加工を容易にすると共に、プラットフォーム全体を均一に冷却して冷却効果を高めることのできるガスタービン動翼のプラットフォームを提供することを課題としてなされたものである。
【００１０】
【課題を解決するための手段】
本発明は前述の課題を解決するために、次の手段を提供する。
【００１１】
プラットフォーム内の動翼の両側に設けられ、一端を同動翼の前縁通路に連通し、他端がプラットフォーム周側面に開口する２本の冷却通路と、同２本の冷却通路の各開口をふさぐ蓋と、前記２本の冷却通路のいずれかに一端が連通し、他端がプラットフォーム後方端面に開口する少なくとも３本の直線状冷却通路とを備えた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。
【００１２】
本発明の手段においては、プラットフォームの冷却構造を簡素化するために直線状の冷却通路の本数を増加し、従来よりも多い３本以上設けてその代り周辺部の冷却穴や径路の長い冷却通路を省略し、この直線状の冷却通路の増加分で前述の空胴や冷却穴による冷却の役目をになうようにする。更に、動翼に連通する冷却通路はプラットフォーム両側に貫通させ、開口部を蓋でふさぐ構成であり加工作業が容易となるものである。このような構成によりプラットフォームの加工が容易な構造で、かつ冷却性能も確保されるものである。
【００１３】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態について図面に基づいて具体的に説明する。図１は本発明の実施の形態の参考として検討した参考例１に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）がプラットフォームの平面図、（ｂ）が（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。
【００１４】
図１（ａ）において、１はプラットフォームであり、５１は動翼である。２はプラットフォーム１内の空洞で一方の側に形成されている。３，４は同じく空洞であり、プラットフォーム１の他方の側に形成されている。５，６，７，８はそれぞれ複数列の冷却穴であり、５は空洞２に連通し、プラットフォーム１の一方の側の周辺に後述するように斜めに穿設され、斜め上方に冷却空気を吹き出し、６は空洞３に連通し、同様にプラットフォーム１の他方の側に斜め上方に冷却空気を吹き出し、７及び８は空洞４に連通し、それぞれプラットフォーム１の他方の側及び後方の斜め上方に冷却空気を吹き出すように構成される。
【００１５】
９，１０も冷却穴であり、それぞれ動翼５１の両側のプラットフォーム１の中央部に設けられ、同じく傾斜して上面に冷却空気を斜めに吹き出し、上面においては９ａ，１０ａで示すように表面に冷却空気を拡散するように末広がりの拡大部を設けている。
【００１６】
図１（ｂ）は（ａ）のＡ−Ａ断面図であり、プラットフォーム１には空洞２，４が形成されており、その下部にはインピンジ板１１が取付けられて空洞３，４をふさぎ、インピンジ板１１の多数の穴１２より冷却空気７０が導かれ、空洞２，４内をインピンジ冷却する。
【００１７】
プラットフォーム１の一方の側には空洞２に連通し、上方に傾斜して端部に開口し、斜め上方に冷却空気を吹き出す冷却穴５と、中央部で同じく上面へ斜めに冷却空気を吹き出す冷却穴９が設けられている。
【００１８】
又、プラットフォーム１の他方の側にも同様に周辺において斜めに設けられ、斜め上方に冷却空気を吹き出す冷却穴７及び中央部で斜め上方に冷却空気を吹き出す冷却穴１０が設けられている。
【００１９】
上記構成の参考例１において、冷却空気７０は動翼の翼根部よりインピンジ板１１の穴１２より空洞２，３，４に流入し、これら空洞の部分をインピンジ冷却し、プラットフォーム１の翼周囲の主要部が均一に冷却される。冷却空気はこれら空洞２，３，４よりそれぞれ複数の冷却穴５，６，７，８より斜めに流れてプラットフォーム１の両側及び後方の斜め上方に流出し、それぞれプラットフォーム１の周辺部を下から上へ冷却する。
【００２０】
上記のように本参考例１のプラットフォーム１では、従来のような複雑な通路をなくして主要部は空洞２，３，４とインピンジ板１１とで全面を均一に冷却するようにし、周辺部は斜め方向で上向きの短い冷却穴５〜１０を多数配列して空洞２，３，４よりそれぞれ冷却空気を流出して冷却するような構成としたので、プラットフォーム１の加工が容易になると共に、複雑で、長い冷却通路なしでプラットフォーム１の全面及び周辺を均一に冷却することができるものである。
【００２１】
図２は本発明の実施の形態の参考として検討した参考例２に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）はプラットフォームの平面図、（ｂ）は（ａ）におけるＢ−Ｂ断面図である。図２（ａ）において、２１はプラットフォームであり、２２，２３，２４はプラットフォーム内の空洞、２５は一方の側の冷却穴で、後述するように空洞２２に連通し、端部において斜め上方に冷却空気を吹き出す。２６，２７も冷却穴でありプラットフォームの他方においてそれぞれ空洞２３，２４に連通し、同様に冷却空気を斜め上方に吹き出す。
【００２２】
２８も冷却穴であり、一本のみから構成され、空洞２２に連通し、プラットフォーム２１の後方で斜め上方に冷却空気を吹き出すもので後方においては他の冷却穴を省略し、加工を容易とするように考慮されている。
【００２３】
図２（ｂ）は（ａ）のＢ−Ｂ断面図であり、プラットフォーム２１には空洞２２，２４が形成され、これら空洞２２，２４にそれぞれ連通し、プラットフォームの両側端部において斜め上向きに穿設されて端面で開口し、冷却空気を斜め上方に吹き出す構成である。
【００２４】
上記参考例２においては、参考例１のようなインピンジ板１１を設けずに、更に冷却穴もプラットフォーム後方において１本のみとし、加工面を考慮して簡素化した構成である。冷却空気７０はそれぞれ空洞２２，２３，２４に直接流入し、空洞内に充満してこの部分を一様に冷却し、それぞれ周辺部の両側に冷却穴２５，２６，２７により斜め上向きに流出し、更に後方においては冷却穴２８のみで動翼５１の後縁部を冷却するものである。
【００２５】
このような参考例２においては、ガスタービンの主流ガスが比較的低い場合には有効なものであり、後方側は空洞２４での冷却効果のみで後方側の冷却穴を必要最小限の数とし、加工性を良好とするものであるが、空洞２２，２３，２４の効果により参考例１と同様に均一な冷却がなされるものである。
【００２６】
図３は本発明の実施の形態の参考として検討した参考例３に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）はプラットフォームの平面図、（ｂ）は（ａ）におけるＣ−Ｃ断面図、（ｃ）はＤ−Ｄ断面図である。図３（ａ）において、３１はプラットフォーム、５１は動翼、３２，３３，３４はプラットフォーム３１内に形成された空洞である。３８はプラットフォーム後方で空洞３４に連通し、参考例１、参考例２の冷却穴８，２８と同様にプラットフォームの後方において斜め上向きに穿設され、端面において開口する冷却穴、３９も同様に空洞３２に連通し、斜め上向きに穿設された冷却穴である。
【００２７】
図３（ｂ）はＣ−Ｃ断面図であり、プラットフォーム３１内で空洞３２，３４が設けられており、図３（ｃ）はＤ−Ｄ断面図であり、プラットフォーム３１の後方断面で、それぞれ冷却穴３８，３９が穿設されている。この参考例３においては、参考例２よりも更に加工性を考慮し、両側の冷却穴をすべて省略し、後方側のみに冷却穴３８，３９を設けたものである。
【００２８】
上記の参考例３においては、冷却空気７０はそれぞれ空洞３２，３３，３４内に流入し、ほぼプラットフォーム全域を均一に冷却するもので、プラットフォーム３１の冷却はこれら空洞３２，３３，３４でほぼ冷却の要求を満し、特にプラットフォームの後方周辺の冷却を強化したい場合に適用される例である。
【００２９】
このような参考例３によれば、空洞３２，３３，３４によりプラットフォーム３１の全域が均一に冷却され、特に後方周辺の冷却が必要な場合にのみ適用されるのでプラットフォームの均一な冷却を可能とすると共に、その加工面でも参考例２のものより更に優利となるものである。
【００３０】
図４は本発明の実施の形態に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）はプラットフォームの平面図、（ｂ）は（ａ）におけるＥ−Ｅ断面図である。図４（ａ）において、４１はプラットフォーム、５１は動翼であり、４２，４３は冷却通路で、動翼５１の前縁の通路５２に連通して設けられている。冷却通路４２，４３は、加工を容易とするためにそれぞれ端面に貫通して穿設され、その開口部にはそれぞれ蓋４２ａ，４３ａが挿入されて端部をふさぐようにしている。
【００３１】
冷却通路４３は冷却通路４４へ、又、冷却通路４２は２本の冷却通路４５，４６にそれぞれ連通し、通路４４，４５，４６はプラットフォーム４１の後方端で開口し、冷却空気を流出する構成である。図４（ｂ）はこれら冷却通路４４，４５，４６の配置を示し、プラットフォーム４１の冷却は参考例１〜３の空洞の代りに冷却通路４４，４５，４６で行うものである。
【００３２】
上記の実施の形態においては、動翼５１の前縁の通路５２から動翼５１を冷却するための冷却空気を一部冷却通路４２，４３に導き、直線状の冷却通路４４，４５，４６に流してプラットフォームの全体を冷却するもので、従来例のような傾斜した冷却通路や、又、参考例１〜３のような周辺部の冷却穴をすべて省略し、加工性を最も良好にしたものである。
【００３３】
本実施の形態においては両側周辺部は冷却通路４４，４５で冷却を行い、中央部では冷却通路４６で冷却を行うもので参考例１〜３と比べると全体の冷却性能の点では劣るが、加工性を考えると最良の形態となるものである。なお、冷却通路４６は中央部で１本の例で示したが、設計上許容できれば２本もしくはそれ以上あればより好ましいものである。
【００３４】
以上説明の参考例１〜３においてはプラットフォームに空洞を、その周辺に空洞と連通する冷却穴を設けることによりプラットフォーム全体を均一に冷却できると共に、冷却の径路やプラットフォーム内での冷却空気の供給系統も簡素化され、プラットフォームの加工が容易となるものであるが、本実施の形態においては従来のプラットフォームと比べて複雑な斜めの冷却通路を省略し、その代りに直線状の冷却通路を設けるようにしたものでその加工性が一段と良好になるものである。
【００３５】
【発明の効果】
本発明のガスタービン動翼のプラットフォームは、プラットフォーム内の動翼の両側に設けられ、一端を同動翼の前縁通路に連通し、他端がプラットフォーム周側面に開口する２本の冷却通路と、同２本の冷却通路の各開口をふさぐ蓋と、前記２本の冷却通路のいずれかに一端が連通し、他端がプラットフォーム後方端面に開口する少なくとも３本の直線状冷却通路とを備えたことを特徴としている。このような構成により、従来のような周辺部の冷却穴や径路の長い冷却通路を省略し、この直線状の冷却通路の増加分で前述の空洞や冷却穴による冷却の役目をになうようにする。更に、動翼に連通する冷却通路はすべて直線状であり、加工が容易となり、プラットフォームの加工が容易な構造で、かつ冷却性能も確保できるものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態の参考として検討した参考例１に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）はプラットフォームの平面図、（ｂ）は（ａ）におけるＡ−Ａ断面図である。
【図２】本発明の実施の形態の参考として検討した参考例２に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）はプラットフォームの平面図、（ｂ）は（ａ）におけるＢ−Ｂ断面図である。
【図３】本発明の実施の形態の参考として検討した参考例３に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）はプラットフォームの平面図、（ｂ）は（ａ）におけるＣ−Ｃ断面図、（ｃ）はＤ−Ｄ断面図である。
【図４】本発明の実施の形態に係るガスタービン動翼のプラットフォームを示し、（ａ）はプラットフォームの平面図、（ｂ）は（ａ）におけるＥ−Ｅ断面図である。
【図５】従来のガスタービン動翼の代表的な内部断面図である。
【図６】図５におけるＦ−Ｆ断面部分縮小図である。
【図７】図５におけるＧ−Ｇ断面部分縮小図である。
【符号の説明】
１，２１，３１，４１ プラットフォーム
２，３，４ 空洞
５，６，７，８，９，１０ 冷却穴
１１ インピンジ板
１２ 穴
２２，２３，２４ 空洞
２５，２６，２７，２８ 冷却穴
３２，３３，３４ 空洞
３８，３９ 冷却穴
４２，４３，４４，４５，４６ 冷却通路
４２ａ，４３ａ 蓋
５１ 動翼
５２ 通路[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to a platform for a gas turbine rotor blade, and has improved cooling performance.
[0002]
[Prior art]
FIG. 5 is an internal cross-sectional view of a typical platform of a gas turbine blade, which is an example mainly used for a single-stage blade. In the figure, 50 is the entire platform, and 51 is a single-stage bucket. Reference numeral 52 denotes a passage at the leading edge of the moving blade 51. The passage 52 is provided with cooling passages 53 and 54 extending to both sides thereof, respectively. The cooling passages 53 and 54 are connected to cooling passages 55 and 56 on both sides, respectively, and the passages 55 and 56 are respectively opened at the rear end of the platform 50.
[0003]
Cooling passages 57, 58 and 59, 60 are provided on both sides at the front end of the platform 50, and these cooling passages 57 to 60 are formed so as to be inclined from the lower surface of the platform 50 toward the upper surface. , And blows out cooling air. Cooling passages 61, 62, and 63 are formed in the rear of the platform 50. The cooling passages 61, 62, and 63 are also provided to be inclined from the lower surface of the platform 50 toward the upper surface, and open at the rear end to blow cooling air. Has become.
[0004]
Further, cooling passages 64, 65, 66, 67, and 68 are provided at the center of the platform, and are similarly provided obliquely from the lower surface of the platform toward the upper surface to blow cooling air to the upper surface. The outlet end is formed in a divergent shape on the upper surface to diffuse cooling air.
[0005]
FIG. 6 is a partially cutaway view taken along the line FF in FIG. 5. Cooling passages 55 and 56 are provided inside both ends of the platform 50, and the cooling passage 67 is formed obliquely from the lower surface of the platform 50 toward the upper surface. It shows a state in which it is installed.
[0006]
FIG. 7 is a partial cross-sectional view taken along the line GG in FIG. 5. The cooling passage 55 is open from the front to the back of the platform 50, and cooling passages 57 and 64 to 68 are provided diagonally. Is blown backward and upward.
[0007]
In the platform 50 having the above-described configuration, part of the cooling air supplied from the leading edge passage 52 into the bucket 51 flows into the cooling passages 55 and 56 to cool both sides of the platform 50 and to flow out behind the platform 50. Also, cooling passages 57 to 60 and 61 to 63 are provided diagonally before and after the platform 50 to guide cooling air from the lower part of the platform 50, flow out to the upper surface around the front and rear ends, and further cool at the center. The passages 64 to 68 are provided obliquely so as to flow out from the lower part of the platform 50 to the upper surface. The entire platform 50 is cooled by the flow and outflow of the cooling air.
[0008]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, in a conventional typical gas turbine blade platform, in addition to the linear main cooling passages of the cooling passages 55 and 56, a cooling passage that penetrates the platform 50 at an angle and has a relatively long inclined route. 57-60, 61-63, etc. are provided in a large number, the supply path of the cooling air is large, the processing of the platform itself is complicated, the processing is facilitated, and the cooling effect is such that the entire platform can be uniformly cooled. Was desired.
[0009]
Therefore, the present invention simplifies the path of the cooling air of the platform, simplifies the processing of the supply path of the cooling air, and facilitates machining. The task was to provide a platform.
[0010]
[Means for Solving the Problems]
The present invention is to solve the problems described above, provides the following hand stage.
[0011]
Provided on both sides of the blade in the platform communicates at one end to the leading edge passage Dodotsubasa, and two cooling passages other end opened to the platform peripheral side surface, each of the two cooling passages A gas turbine operation, comprising: a lid for closing an opening; and at least three linear cooling passages having one end communicating with one of the two cooling passages and the other end opening to the rear end face of the platform. Wing platform.
[0012]
In the means of the present invention, to increase the number of straight cooling passages in order to simplify the cooling structure of the platform, a long cooling passages of the cooling hole and path of Instead periphery provided three or more larger than the conventional Is omitted, and the increased amount of the linear cooling passage serves the role of cooling by the cavity and the cooling hole. Further, the cooling passage communicating with the moving blade is penetrated on both sides of the platform, and the opening is closed with a lid, thereby facilitating the working operation. With such a configuration, the platform can be easily machined and the cooling performance is ensured.
[0013]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be specifically described with reference to the drawings. Figure 1 shows a gas turbine moving blade platform according to the reference example 1 was examined as a reference in the form status of implementation of the present invention, (a) platform plan view of, A-A cross section in (b) is (a) FIG.
[0014]
In FIG. 1A, reference numeral 1 denotes a platform, and 51 denotes a rotor blade. 2 is a cavity in the platform 1 formed on one side. 3 and 4 are also hollow and formed on the other side of the platform 1. Reference numerals 5, 6, 7, and 8 denote a plurality of rows of cooling holes, respectively, and 5 communicates with the cavity 2 and is formed obliquely around one side of the platform 1 as described later, so that cooling air is obliquely upward. The blowout 6 communicates with the cavity 3 and similarly blows cooling air obliquely upward on the other side of the platform 1, and the blowouts 7 and 8 communicate with the cavity 4 and obliquely upwards on the other side and rear of the platform 1, respectively. It is configured to blow cooling air.
[0015]
Cooling holes 9 and 10 are also provided at the center of the platform 1 on both sides of the rotor blade 51, and similarly, the cooling air is obliquely blown out to the upper surface and obliquely blown to the upper surface as shown by 9a and 10a. An expanding portion is provided so as to spread the cooling air.
[0016]
FIG. 1B is a cross-sectional view taken along the line AA of FIG. 1A, wherein cavities 2 and 4 are formed in the platform 1, and an impingement plate 11 is attached to a lower portion thereof to cover the cavities 3 and 4. The cooling air 70 is guided from the many holes 12 of the impingement plate 11 to cool the cavities 2 and 4 by impingement.
[0017]
On one side of the platform 1, there is a cooling hole 5 communicating with the cavity 2, opening upward at an end, and obliquely upward and blowing out cooling air. A hole 9 is provided.
[0018]
The other side of the platform 1 is also provided with a cooling hole 7 for blowing cooling air obliquely upward and a cooling hole 10 for blowing cooling air obliquely upward at the center in the same manner.
[0019]
In Reference Example 1 of the above configuration, the cooling air 70 flows into the cavities 2, 3, and 4 from the holes 12 of the impingement plate 11 from the blade roots of the rotor blades, impinges and cools these cavity portions, and cools the periphery of the platform 1 around the blades. The main part is cooled uniformly. The cooling air flows obliquely from the plurality of cooling holes 5, 6, 7, 8 from the cavities 2, 3, 4, respectively, and flows out on both sides of the platform 1 and obliquely upward at the rear. Cool up.
[0020]
As described above, in the platform 1 of the first embodiment , the main part is uniformly cooled by the cavities 2, 3, and 4 and the impingement plate 11 without the complicated passage as in the related art. Since a large number of short cooling holes 5 to 10 that are obliquely upward and are arranged are arranged so that cooling air flows out of the cavities 2, 3, and 4, cooling is performed. Thus, the entire surface and the periphery of the platform 1 can be uniformly cooled without a long cooling passage.
[0021]
Figure 2 shows a gas turbine moving blade platform according to the reference example 2 was studied as a reference in the form status of the present invention, (a) is a plan view of the platform, (b) the definitive in (a) B-B It is sectional drawing. In FIG. 2A, 21 is a platform, 22, 23, and 24 are cavities in the platform, and 25 is a cooling hole on one side, which communicates with the cavity 22 as described later, and is obliquely upward at the end. Blow out cooling air. Cooling holes 26 and 27 communicate with cavities 23 and 24 at the other side of the platform, respectively, and similarly blow cooling air obliquely upward.
[0022]
28 is a cooling hole, which is composed of only one hole, communicates with the cavity 22, and blows out cooling air obliquely upward behind the platform 21. Other cooling holes are omitted behind, facilitating machining. Is taken into account.
[0023]
FIG. 2B is a cross-sectional view taken along the line BB of FIG. 2A, wherein cavities 22 and 24 are formed in the platform 21 and communicate with the cavities 22 and 24, respectively. The cooling air is blown obliquely upwards.
[0024]
In the above-described reference example 2 , the impingement plate 11 is not provided as in the reference example 1 , and only one cooling hole is provided at the rear of the platform. The cooling air 70 flows directly into the cavities 22 , 23 and 24 , fills the cavities and uniformly cools this portion, and flows out obliquely upward through the cooling holes 25, 26 and 27 on both sides of the peripheral portion. Further, at the rear, the cooling blade 28 cools the trailing edge of the rotor blade 51 only.
[0025]
In such a reference example 2 , it is effective when the mainstream gas of the gas turbine is relatively low, and the rear side has only the cooling effect in the cavity 24 and the rear side cooling holes are set to the necessary minimum number. Although the workability is improved, uniform cooling is performed similarly to the first embodiment by the effects of the cavities 22, 23, and 24.
[0026]
Figure 3 shows a gas turbine moving blade platform according to the reference example 3 were examined by reference in the form status of the present invention, (a) is a plan view of the platform, (b) the C-C which definitive in (a) Sectional drawing, (c) is DD sectional drawing. In FIG. 3A, 31 is a platform, 51 is a rotor blade, and 32, 33, and 34 are cavities formed in the platform 31. Reference numeral 38 communicates with the cavity 34 at the back of the platform, and is formed obliquely upward at the rear of the platform similarly to the cooling holes 8 and 28 of Reference Examples 1 and 2 , and the cooling hole 39 opened at the end face is also hollow. 32 is a cooling hole formed obliquely upward and communicating with the cooling hole 32.
[0027]
FIG. 3B is a cross-sectional view taken along the line CC, in which cavities 32 and 34 are provided in the platform 31, and FIG. 3C is a cross-sectional view taken along the line DD, which is a rear cross-section of the platform 31. Cooling holes 38 and 39 are provided. In the third embodiment , cooling holes on both sides are omitted and cooling holes 38 and 39 are provided only on the rear side in consideration of workability further than the second embodiment .
[0028]
In the above-described Reference Example 3 , the cooling air 70 flows into the cavities 32, 33, and 34, respectively, and uniformly cools the entire platform substantially. The cooling of the platform 31 is substantially cooled by the cavities 32, 33, and 34. This is an example that is applied when it is desired to satisfy the above-mentioned requirements, and particularly when it is desired to enhance the cooling around the rear of the platform.
[0029]
According to the third embodiment , the entire area of the platform 31 is uniformly cooled by the cavities 32, 33, and 34, and is particularly applied only when cooling of the rear periphery is required. At the same time, the machined surface is more advantageous than that of Reference Example 2 .
[0030]
Figure 4 shows a gas turbine moving blade platform according to the shape condition of the present invention, (a) is a plan view of the platform, (b) is a E-E in cross-sectional view in (a). In FIG. 4A, 41 is a platform, 51 is a moving blade, and 42 and 43 are cooling passages, which are provided in communication with a passage 52 at the leading edge of the moving blade 51. The cooling passages 42 and 43 are formed to penetrate the respective end faces to facilitate processing, and lids 42a and 43a are inserted into the openings so as to close the ends.
[0031]
The cooling passage 43 communicates with the cooling passage 44, and the cooling passage 42 communicates with two cooling passages 45 and 46, respectively. The passages 44, 45 and 46 are opened at the rear end of the platform 41, and the cooling air flows out. It is. FIG. 4B shows the arrangement of the cooling passages 44, 45, and 46. The cooling of the platform 41 is performed by the cooling passages 44, 45, and 46 instead of the cavities of the first to third embodiments .
[0032]
In the above-described form state of implementation of the leads to the cooling air to the passages 52 of the leading edge of the moving blade 51 to cool the moving blade 51 in a part cooling passages 42 and 43, straight cooling passages 44, 45, 46 To cool the entire platform, and to omit the inclined cooling passages as in the conventional example and all the cooling holes in the peripheral portion as in Reference Examples 1 to 3 to maximize the workability. Things.
[0033]
Both side peripheral portions in the form status of the present embodiment performs cooling with cooling passages 44, 45, but in the central portion is inferior in terms of the cooling performance of the entire Compared to Reference Examples 1 to 3 in which for cooling in the cooling passage 46 This is the best mode in consideration of workability. Although one cooling passage 46 is shown at the center in the example, two or more cooling passages are more preferable if design allows.
[0034]
In Reference Examples 1 to 3 described above, the entire platform can be uniformly cooled by providing a cavity in the platform and cooling holes communicating with the cavity around the platform, and a cooling path and a cooling air supply system in the platform. is also simplified, but Ru der those working platform is facilitated, in the form status of the embodiment as compared with the conventional platform is omitted complex diagonal cooling passages, the straight cooling passages instead The workability is further improved by the provision.
[0035]
【The invention's effect】
Gas turbine moving blade platform of the present invention is provided on both sides of the blade in the platform communicates at one end to the leading edge passage Dodotsubasa, the cooling passages of the two other end opened to the platform peripheral side surface A lid for closing each opening of the two cooling passages, and at least three linear cooling passages having one end communicating with one of the two cooling passages and the other end opening to the rear end face of the platform. It is characterized by having. With such a configuration, the cooling holes in the peripheral portion and the cooling passage having a long path as in the related art are omitted, and the increased number of the linear cooling passages serves as the cooling function of the above-described cavities and cooling holes. To Further, the cooling passages communicating with the moving blades are all linear, so that machining is easy, the platform is easy to machine, and cooling performance can be secured.
[Brief description of the drawings]
[1] shows a gas turbine moving blade platform according to the reference example 1 was examined as a reference in the form status of the present invention, (a) is a plan view of the platform, (b) is A-A in (a) It is sectional drawing.
Figure 2 shows a gas turbine moving blade platform according to the reference example 2 was studied as a reference in the form status of the present invention, (a) is a plan view of the platform, (b) is B-B in (a) It is sectional drawing.
Figure 3 shows a gas turbine moving blade platform according to the reference example 3 were examined by reference in the form status of the present invention, (a) is a plan view of the platform, (b) the C-C in (a) Sectional drawing, (c) is DD sectional drawing.
Figure 4 shows a gas turbine moving blade platform according to the shape condition of the present invention, (a) is a plan view of the platform, (b) is a E-E in cross-sectional view in (a).
FIG. 5 is a typical internal sectional view of a conventional gas turbine blade.
FIG. 6 is a partially reduced cross-sectional view taken along the line FF in FIG. 5;
FIG. 7 is a partially reduced cross-sectional view taken along the line GG in FIG.
[Explanation of symbols]
1, 21, 31, 41 Platforms 2, 3, 4 Cavities 5, 6, 7, 8, 9, 10 Cooling holes 11 Impingement plate 12 Holes 22, 23, 24 Cavities 25, 26, 27, 28 Cooling holes 32, 33 , 34 Cavities 38, 39 Cooling holes 42, 43, 44, 45, 46 Cooling passages 42a, 43a Cover 51 Blade 52 Passage

Claims (1)

プラットフォーム内の動翼の両側に設けられ、一端を同動翼の前縁通路に連通し、他端がプラットフォーム周側面に開口する２本の冷却通路と、同２本の冷却通路の各開口をふさぐ蓋と、前記２本の冷却通路のいずれかに一端が連通し、他端がプラットフォーム後方端面に開口する少なくとも３本の直線状冷却通路とを備えた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。Two cooling passages provided on both sides of the moving blade in the platform, one end of which communicates with the leading edge passage of the moving blade, and the other end of which opens to the peripheral surface of the platform; A gas turbine rotor blade comprising: a closing lid; and at least three linear cooling passages, one end of which communicates with one of the two cooling passages and the other end of which is open to the rear end face of the platform. platform.
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Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE60045026D1 (en) * 1999-09-24 2010-11-11 Gen Electric Gas turbine blade with impact cooled platform
US6478540B2 (en) * 2000-12-19 2002-11-12 General Electric Company Bucket platform cooling scheme and related method
US7600972B2 (en) 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7097424B2 (en) * 2004-02-03 2006-08-29 United Technologies Corporation Micro-circuit platform
US7131817B2 (en) * 2004-07-30 2006-11-07 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7144215B2 (en) * 2004-07-30 2006-12-05 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US7198467B2 (en) * 2004-07-30 2007-04-03 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine engine rotor blades
US20060056968A1 (en) * 2004-09-15 2006-03-16 General Electric Company Apparatus and methods for cooling turbine bucket platforms
US20060269409A1 (en) * 2005-05-27 2006-11-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade having a platform, a method of forming the moving blade, a sealing plate, and a gas turbine having these elements
KR100733383B1 (en) 2005-06-10 2007-06-29 연세대학교 산학협력단 Cooling Passage Structure of Turbine Blade Platform
JP5180653B2 (en) * 2008-03-31 2013-04-10 三菱重工業株式会社 Gas turbine blade and gas turbine provided with the same
EP2282014A1 (en) * 2009-06-23 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Ring-shaped flow channel section for a turbo engine
US9416666B2 (en) * 2010-09-09 2016-08-16 General Electric Company Turbine blade platform cooling systems
KR101538258B1 (en) * 2011-06-09 2015-07-20 미츠비시 히타치 파워 시스템즈 가부시키가이샤 Turbine blade
US9249673B2 (en) * 2011-12-30 2016-02-02 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
US8905714B2 (en) * 2011-12-30 2014-12-09 General Electric Company Turbine rotor blade platform cooling
CA2875816C (en) 2012-06-15 2021-06-22 General Electric Company Turbine airfoil apparatus and corresponding method
JP5575279B2 (en) * 2013-01-11 2014-08-20 三菱重工業株式会社 Gas turbine blade and gas turbine provided with the same
JP5606648B1 (en) 2014-06-27 2014-10-15 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Rotor blade and gas turbine provided with the same
CN106661946B (en) * 2014-09-08 2018-05-22 西门子能源公司 Include the cooling turbine guide vane platform of forepart, centre and blade trailing cooling chamber wherein
US20180355725A1 (en) * 2017-06-13 2018-12-13 General Electric Company Platform cooling arrangement in a turbine component and a method of creating a platform cooling arrangement
US11401819B2 (en) * 2020-12-17 2022-08-02 Solar Turbines Incorporated Turbine blade platform cooling holes

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