JP4064778B2 - Gas turbine blade body and gas turbine - Google Patents

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JP4064778B2
JP4064778B2 JP2002296113A JP2002296113A JP4064778B2 JP 4064778 B2 JP4064778 B2 JP 4064778B2 JP 2002296113 A JP2002296113 A JP 2002296113A JP 2002296113 A JP2002296113 A JP 2002296113A JP 4064778 B2 JP4064778 B2 JP 4064778B2
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Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンの動翼または静翼に関し、特にその冷却構造に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図９は従来のガスタービンの１段動翼の代表的な断面図である。図において、符号１は動翼であり、２は翼根部、３はプラットフォームである。動翼１の内部には、冷却通路４ａ，５ａ，５ｂ，５ｃ，６ａ，６ｂ，６ｃからなるサーペンタイン冷却流路が形成されている。翼根部２には冷却通路４，５，６、７がそれぞれ独立して設けられている。冷却通路４は前縁側（図面左側）に位置し、翼内の冷却通路４ａに連通している。冷却通路４には冷却空気１０がロータ側から流入し、冷却通路４ａを通過する過程で前縁部を冷却した後、冷却孔１９から流出して前縁部をシャワーヘッドフィルム冷却する。冷却通路５には冷却空気１１が流入し、翼内の冷却通路５ａを通り、タービン外径側（図面上方）のＵターン部１５で１８０°転回して冷却通路５ｂに流入する。そして、タービン内径側（図面下方）のＵターン部１６で再び上方に転回して冷却通路５ｃに流入し、先端部より流出する。この過程において後述する冷却穴１９より翼表面へ流出してフィルム冷却を行う。
【０００３】
冷却通路６には冷却空気１２が、冷却通路７には冷却空気４３がそれぞれ流入し、合流して冷却通路６ａを流れる。そして、外径側のＵターン部１７にて１８０°転回した後、冷却通路６ｂに入り、そして、内径側のＵターン部１８にて再び上方に転回して冷却流路６ｃに流入する。冷却通路６ｃを流れる過程において後述する冷却穴２３より表面に流出してフィルム冷却を行い、残りの空気は後縁２０の冷却穴２１より流出してピンフィン冷却を行う。
図１０は図９におけるＥ−Ｅ断面図であり、図示のように前縁の冷却通路４ａ内の冷却空気の一部は冷却穴１９から翼外に流出し、シャワーヘッドフィルム冷却を行い、前縁部を冷却している。また、冷却通路５ｃ内を流れる冷却空気の一部は流れる過程において冷却穴２２より斜めに流出し、表面のフィルム冷却を行い、同様に、通路６ｃを流れる過程において冷却穴２３からも斜め方向に翼表面に流出し、後縁部をフィルム冷却している。なお、図示の例では冷却穴は１９、２２、２３の箇所のみ示したが、冷却穴はこれ以外に多数設けられている。なお、この種の従来冷却通路の公知文献としては、下記特許文献１が挙げられる。
【０００４】
【特許文献１】
特開２０００−２６５８０２号公報
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
ところで、冷却空気がサーペンタイン冷却流路を蛇行する際に、図１１に示すようにＵターン部で急激にその流れ方向が転回されてしまう。このため、圧力損失が生じてしまうという問題があった。
【０００６】
本発明は上記事情に鑑みて成されたものであり、圧力損失を低減することができるガスタービン翼体およびガスタービンを提供することを目的とする。
【０００７】
【課題を解決するための手段】
請求項１に記載の発明は、内部にサーペンタイン冷却流路を有するガスタービンの翼体において、前記サーペンタイン流路が、一つ以上の仕切体により区分されて蛇行流路とされていると共に、前記蛇行流路を形成する前記仕切体のうちの一つ以上の仕切体の端縁に、流れのＵターン方向に膨らむ膨径部が設けられ、前記膨径部を持つ仕切体の端縁には、流路幅方向端部に凹部が形成されていることを特徴とする。
【０００８】
本発明においては、膨径部によって冷却空気がガイドされてその旋回半径が大きくなるため、圧力損失が低減する。
なお、端縁が膨径状とされたサーペンタイン冷却流路の仕切板としては、特開２０００−２６５８０２にも認めることができる。しかし、当該文献においては図面にのみ膨径状の構成が記載されているものであり、この膨径状の構成の作用効果については不明である。したがって、当該図面のみからは、本発明の膨径部を導くことは困難である。
【０００９】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載のガスタービン翼体において、前記膨径部に中空部または凹部が設けられていることを特徴とする。
【００１０】
この発明においては、翼を軽量化することができるため、特に動翼に適用した場合に翼根部の遠心応力を低減することができる。
【００１１】
請求項３に記載の発明は、請求項１または２に記載のタービン翼体において、前記膨径部によって形成されるＵターン部の流路断面積が、上流側が下流側より狭くなっていることを特徴とする。
【００１２】
この発明においては、さらに圧力損失を低減することができる。
【００１３】
請求項４に記載の発明は、請求項１から３のいずれかに記載のタービン翼体において、前記膨径部と前記仕切体とが滑らかに接続され、前記膨径部上流側の流路断面積の急変が緩和されていることを特徴とする。
【００１４】
この発明においては、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
【００１６】
この発明においては、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、Ｕターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。
【００１７】
請求項５に記載のガスタービンは、請求項１から４のいずれかに記載のタービン翼体を備えていることを特徴とする。
【００１８】
本ガスタービンにおいては、上記に示したタービン翼体を備えているから、圧力損失を低減することができる。
【００１９】
【発明の実施の形態】
次に、本発明の実施形態について、図面を参照して説明する。
図１は本発明の第１実施形態に係るガスタービンの１段動翼（ガスタービン翼体）の代表的な断面図である。図において、３０は動翼であり、３１は翼根部、３２はプラットフォームである。翼内にはサーペンタイン冷却流路３５が形成されている。サーペンタイン冷却流路３５は、タービン主軸と垂直であり、互いに略平行な複数の仕切体３６ａ〜３６ｆにより、複数の冷却通路３８ａ、３９ａ、３９ｂ、３９ｃ、４０ａ、４０ｂ、４０ｃに分割されている。
翼根部３１には冷却通路３８，３９，４０、４１がそれぞれ独立して設けられている。冷却通路３８は前縁側の通路で冷却通路３８ａに連通している。
冷却通路３９は冷却通路３９ａと連続し、この冷却通路３９ａは、仕切体の外径側端部のＵターン部５５において１８０度転回して冷却通路３９ｂと連続している。冷却通路３９ｂは、仕切体３６ｃの内径側端部のＵターン部５６において１８０°転回して冷却通路３９ｃと連続している。
冷却通路４０，４１は、合流した後に、同様に冷却通路４０ａ、Ｕターン部５７、冷却通路４０ｂ、Ｕターン部５８、冷却通路４０ｃと連続している。
各仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの外径側および内径側端縁には、各Ｕターン部５５〜５８に位置して、前記各端縁に沿って図２に示すように断面視略円形となるように、膨径部４５が形成されている（なお、図では仕切体３６ｂについて示したが、他の仕切体３６ｃ，３６ｅ，３６ｆも同様の構成となっている）。この膨径部４５の直径は、仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの板厚よりも大きく形成されている。すなわち、この膨径部４５は、流れのＵターン方向に丸く膨らんでいる。
【００２０】
以上のように構成されたガスタービンにおいては、以下のように冷却空気が流動する。
冷却空気５０がロータ側から冷却通路３８に流入し、次いで冷却通路３８ａに流入する。この冷却通路３８ａを通過する際に前縁部を冷却しながら冷却孔５９から流出し前縁部をシャワーヘッドフィルム冷却する。冷却通路３９には冷却空気５１が流入し、続いて翼内の冷却通路３９ａに流入する。そして、外径側のＵターン部５５にて１８０度転回し、冷却通路３９ｂに流入する。冷却通路３９ｂから内径側のＵターン部５６で再び転回して冷却通路３９ｃに流入し、先端部より流出する。この過程において、不図示の冷却穴より翼表面へ流出してフィルム冷却を行う。
【００２１】
冷却通路４０には冷却空気５２が、冷却通路４１には冷却空気５３がそれぞれ流入し、合流して冷却通路４０ａに流入する。冷却空気５２は外径側のＵターン部５７で１８０度転回し、冷却通路４０ｂに流入する。そして内径側のＵターン部５８にて再び転回して冷却通路４０ｃに流入する。冷却通路４０ｃを流れる過程において不図示の冷却穴より表面に流出してフィルム冷却を行い、残りの空気は後縁６０の冷却穴６１より流出してピンフィン冷却を行う。
【００２２】
ここで、冷却空気が冷却通路３９ａから冷却通路３９ｂに流入する際に、図２に示すように冷却空気が膨径部４５によりガイドされることで、大きな旋回半径にて転回される。したがって、圧力損失の低減を実現することができる。
同様に、冷却通路３９ｂから冷却通路３９ｃに流入する際と、冷却通路４０ａから冷却通路４０ｂに流入する際と、冷却通路４０ｂから冷却通路４０ｃに流入する際にも、冷却空気は膨径部４５によってガイドされて転回されることで圧力損失の低減を実現することができる。
【００２３】
なお、以下のように構成してもよい。
図３に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
図において、符号４５’は膨径部である（なお、図では仕切体３６ｂについて示したが、他の仕切体３６ｃ，３６ｅ，３６ｆも同様の構成となっている）。この膨径部４５’の直径は、仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの板厚よりも大きく形成されている。この膨径部４５’は、仕切体３６ｂと滑らかに接続されており、前記膨径部４５’上流側および下流側の流路断面積の急変を緩和されている。
このように形成されていることで、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
なお、膨径部４５’の上流側のみを仕切体３６ｂと滑らかに接続するようにしても、圧力損失を低減することができる。
【００２４】
図４に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
各Ｕターン部５５〜５８に位置して、各仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの外径側および内径側端縁には、該端縁に沿って、その断面視の外形が略円形となるように膨径部６５が形成されている。膨径部６５の内部には中空部６６が形成されているとともに、膨径部６５の頂部に開口部６７が設けられていることで前記中空部６６は開口状態となっている。
このように形成されていることで、上記実施形態と同様の作用効果が得られるほか、動翼を軽量化することができる。したがって、翼根部の遠心応力を低減することができる。
【００２５】
図５に示したものは、変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大図である。なお、本例では特徴的な部分のみ示し、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。
各Ｕターン部５５〜５８に位置して、各仕切体３６ｂ，３６ｃ，３６ｅ，３６ｆの外径側および内径側端縁には、該端縁に沿って、その断面視の外形が略円形となるように膨径部６５’が形成されている。膨径部６５’の内部には中空部６６が形成されているとともに、膨径部６５’の頂部に開口部６７が設けられていることで前記中空部６６は開口状態となっている。
膨径部６５’は、上流側より下流側の方が径が大きく、そのためＵターン部５６の流路は、上流側が下流側より狭くなっている。
このように形成されていることで、冷却空気がさらに円滑に流動し、圧力損失を低減することができる。
【００２６】
図６に示したものは、他の実施形態としてのタービン翼体断面図である。なお、上記実施形態と同一の構成については同一の符号を用い、その説明を省略する。また、図において矢印は冷却空気の流れを示している。
図において符号６２ａ〜６２ｄは仕切体である。サーペンタイン冷却流路３５が複数の仕切体６２ａ〜６２ｄにより仕切られて蛇行流路とされていると共に、翼体のタービン外径側と内径側にそれぞれ仕切体６２ｂ、６２ｃの端縁にて流路が約１８０度転回されるＵターン部６３，６４が設けられている。
図３と同様に、膨径部４５’は、仕切体６２ｂと滑らかに接続されており、前記膨径部４５’上流側および下流側の流路断面積の急変を緩和されている。
また、Ｕターン部６３、６４の流路は、上流側が下流側より狭くなっている。
なお、図７は膨径部を図５の例とした場合の拡大図である。
図８は図６のＡ−Ａ断面図である。仕切体６２ｂの端縁には、流路幅方向両端部に、凹部４６が設けられている。
このように、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、凹部４６を設けてＵターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。したがって、さらに圧力損失を低減することができる。
【００２７】
なお、上記各例においては動翼について説明したが、もちろん静翼に適用してもよいのは言うまでもない。また、上記各実施形態を組み合わせて用いても良いのはもちろんである。
さらに、上記実施形態が適用されたガスタービンにおいては、タービン翼体内における冷却空気の圧力損失を低減することができる。
【００２８】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明においては、以下の効果を得ることができる。
請求項１に記載の発明によれば、膨径部により冷却空気がガイドされてその旋回半径が大きくなる。したがって、圧力損失を低減することができる。
請求項２に記載の発明によれば、膨径部が中空部または凹部が設けられているから、翼を軽量化することができ、特に動翼に適用した場合に翼根部の遠心応力を低減することができる。
請求項３に記載の発明によれば、冷却空気の圧力損失をさらに低減することができる。
請求項４に記載の発明によれば、冷却空気は滑らかに流動するから、さらに圧力損失を低減することができる。
請求項５に記載の発明によれば、空気の流動性の悪い仕切体の両端の壁部周囲において、Ｕターン部の流路を広げることで、冷却空気が滑らかに流動するようになる。したがって、圧力損失をさらに低減することができる。
請求項６に記載の発明によれば、請求項１から５いずれかに記載のタービン翼体を備えているから、圧力損失を低減するガスタービンとすることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明の一実施形態として示したガスタービンの動翼を示す縦断面図である
【図２】 同動翼の部分拡大図である。
【図３】 本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図４】 本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図５】 本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図６】 本発明の他の実施形態と指定のガスタービンの動翼の縦断面図である。
【図７】 本発明の変形例として示したガスタービンの動翼の部分拡大断面図である。
【図８】 図６のＡ−Ａ断面図である。
【図９】 従来のガスタービンの動翼を示す縦断面図である。
【図１０】 図９におけるＥ−Ｅ断面図である。
【図１１】 従来のガスタービンにおけるＵターン部の拡大図である。
【符号の説明】
３５ サーペンタイン冷却流路
３６ａ〜３６ｆ 仕切体
４５、６５ 膨径部
５５〜５７ Ｕターン部[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a moving blade or a stationary blade of a gas turbine, and more particularly to a cooling structure thereof.
[0002]
[Prior art]
FIG. 9 is a typical cross-sectional view of a first stage blade of a conventional gas turbine. In the figure, reference numeral 1 is a moving blade, 2 is a blade root, and 3 is a platform. Inside the rotor blade 1, a serpentine cooling flow path including cooling passages 4a, 5a, 5b, 5c, 6a, 6b and 6c is formed. The blade root 2 is provided with cooling passages 4, 5, 6, and 7 independently. The cooling passage 4 is located on the leading edge side (left side in the drawing) and communicates with the cooling passage 4a in the blade. Cooling air 10 flows into the cooling passage 4 from the rotor side, cools the leading edge in the process of passing through the cooling passage 4a, and then flows out of the cooling hole 19 to cool the leading edge of the shower head film. Cooling air 11 flows into the cooling passage 5, passes through the cooling passage 5 a in the blade, turns 180 ° at the U-turn portion 15 on the turbine outer diameter side (upper drawing), and flows into the cooling passage 5 b. Then, the U-turn portion 16 on the turbine inner diameter side (downward in the drawing) turns upward again to flow into the cooling passage 5c, and flows out from the tip portion. In this process, the film is cooled by flowing out from the cooling hole 19 described later to the blade surface.
[0003]
The cooling air 12 flows into the cooling passage 6 and the cooling air 43 flows into the cooling passage 7 and merges to flow through the cooling passage 6a. Then, after turning 180 ° at the U-turn portion 17 on the outer diameter side, it enters the cooling passage 6b and then turns upward again at the U-turn portion 18 on the inner diameter side and flows into the cooling flow path 6c. In the course of flowing through the cooling passage 6c, the film flows out to the surface through a cooling hole 23, which will be described later, and film cooling is performed.
FIG. 10 is a cross-sectional view taken along line EE in FIG. 9. As shown in the drawing, a part of the cooling air in the cooling passage 4a at the leading edge flows out from the cooling hole 19 to cool the shower head film. The edge is cooling. In addition, a part of the cooling air flowing in the cooling passage 5c flows obliquely out of the cooling hole 22 in the process of flowing, and cools the film on the surface. Similarly, in the process of flowing in the passage 6c, the cooling air is also inclined from the cooling hole 23. It flows out to the blade surface, and the trailing edge is film-cooled. In the illustrated example, only the cooling holes 19, 22, and 23 are shown, but many other cooling holes are provided. In addition, the following patent document 1 is mentioned as a well-known literature of this kind of conventional cooling passage.
[0004]
[Patent Document 1]
Japanese Patent Laid-Open No. 2000-265802
[Problems to be solved by the invention]
By the way, when the cooling air meanders through the serpentine cooling flow path, the flow direction is suddenly turned at the U-turn portion as shown in FIG. For this reason, there existed a problem that a pressure loss will arise.
[0006]
The present invention has been made in view of the above circumstances, and an object thereof is to provide a gas turbine blade body and a gas turbine capable of reducing pressure loss.
[0007]
[Means for Solving the Problems]
According to the first aspect of the present invention, in the blade body of the gas turbine having a serpentine cooling flow path therein, the serpentine flow path is divided into one or more partition bodies to form a meandering flow path, and The end of one or more of the partitions that form the meandering flow path is provided with an enlarged diameter portion that swells in the U-turn direction of the flow. A recess is formed at the end in the channel width direction .
[0008]
In the present invention, the cooling air is guided by the expanded diameter portion and the turning radius thereof is increased, so that the pressure loss is reduced.
In addition, as a partition plate of a serpentine cooling channel having an enlarged edge, Japanese Patent Laid-Open No. 2000-265802 can be recognized. However, in this document, the swelled configuration is described only in the drawings, and the operational effects of this swelled configuration are unclear. Therefore, it is difficult to guide the expanded diameter portion of the present invention only from the drawing.
[0009]
According to a second aspect of the present invention, in the gas turbine blade body according to the first aspect, a hollow portion or a concave portion is provided in the expanded diameter portion.
[0010]
In this invention, since the blade can be reduced in weight, the centrifugal stress at the blade root can be reduced particularly when applied to a moving blade.
[0011]
According to a third aspect of the present invention, in the turbine blade body according to the first or second aspect, the flow passage cross-sectional area of the U-turn portion formed by the expanded diameter portion is narrower on the upstream side than on the downstream side. It is characterized by.
[0012]
In the present invention, the pressure loss can be further reduced.
[0013]
According to a fourth aspect of the present invention, in the turbine blade body according to any one of the first to third aspects, the expanded diameter portion and the partition body are smoothly connected, and the flow path disconnection on the upstream side of the expanded diameter portion is performed. Sudden changes in area are alleviated.
[0014]
In the present invention, since the cooling air flows smoothly, the pressure loss can be further reduced.
[0016]
In the present invention, the cooling air flows smoothly by expanding the flow path of the U-turn portion around the wall portions at both ends of the partition having poor air fluidity.
[0017]
A gas turbine according to a fifth aspect includes the turbine blade body according to any one of the first to fourth aspects.
[0018]
Since the gas turbine includes the turbine blade body described above, pressure loss can be reduced.
[0019]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Next, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings.
FIG. 1 is a typical sectional view of a first stage moving blade (gas turbine blade body) of a gas turbine according to a first embodiment of the present invention. In the figure, 30 is a moving blade, 31 is a blade root, and 32 is a platform. A serpentine cooling channel 35 is formed in the blade. The serpentine cooling channel 35 is divided into a plurality of cooling passages 38a, 39a, 39b, 39c, 40a, 40b, and 40c by a plurality of partitions 36a to 36f that are perpendicular to the turbine main shaft and substantially parallel to each other.
The blade root portion 31 is provided with cooling passages 38, 39, 40, and 41, respectively. The cooling passage 38 is a passage on the front edge side and communicates with the cooling passage 38a.
The cooling passage 39 is continuous with the cooling passage 39a, and the cooling passage 39a is rotated 180 degrees at the U-turn portion 55 at the outer diameter side end portion of the partition and is continuous with the cooling passage 39b. The cooling passage 39b rotates 180 ° at the U-turn portion 56 at the inner diameter side end of the partition 36c and is continuous with the cooling passage 39c.
After joining the cooling passages 40 and 41, similarly, the cooling passage 40a, the U-turn portion 57, the cooling passage 40b, the U-turn portion 58, and the cooling passage 40c are continued.
The outer edges and inner diameter side edges of the partitions 36b, 36c, 36e, and 36f are positioned at the U-turn portions 55 to 58, and are substantially omitted in cross-section as shown in FIG. 2 along the edges. An enlarged diameter portion 45 is formed so as to be circular (note that although the partition 36b is shown in the figure, the other partitions 36c, 36e, and 36f have the same configuration). The diameter of the expanded diameter portion 45 is formed larger than the plate thickness of the partitions 36b, 36c, 36e, and 36f. That is, the expanded diameter portion 45 swells round in the U-turn direction of the flow.
[0020]
In the gas turbine configured as described above, the cooling air flows as follows.
The cooling air 50 flows into the cooling passage 38 from the rotor side, and then flows into the cooling passage 38a. While passing through the cooling passage 38a, the front edge flows out of the cooling hole 59 while cooling the front edge, and the front edge is cooled by the shower head film. The cooling air 51 flows into the cooling passage 39 and then flows into the cooling passage 39a in the blade. And it turns 180 degree | times in the U-turn part 55 by the side of an outer diameter, and flows in into the cooling passage 39b. From the cooling passage 39b, it turns again at the U-turn portion 56 on the inner diameter side, flows into the cooling passage 39c, and flows out from the tip portion. In this process, the film is cooled by flowing out from a cooling hole (not shown) to the blade surface.
[0021]
The cooling air 52 flows into the cooling passage 40 and the cooling air 53 flows into the cooling passage 41, merges, and flows into the cooling passage 40a. The cooling air 52 turns 180 degrees at the U-turn portion 57 on the outer diameter side and flows into the cooling passage 40b. Then, it turns around again at the U-turn portion 58 on the inner diameter side and flows into the cooling passage 40c. In the process of flowing through the cooling passage 40c, the film flows out from the cooling holes (not shown) to cool the film, and the remaining air flows out from the cooling holes 61 in the trailing edge 60 to perform pin fin cooling.
[0022]
Here, when the cooling air flows from the cooling passage 39a into the cooling passage 39b, the cooling air is guided by the expanded portion 45 as shown in FIG. Therefore, a reduction in pressure loss can be realized.
Similarly, when the air flows from the cooling passage 39b to the cooling passage 39c, when it flows from the cooling passage 40a to the cooling passage 40b, and when it flows from the cooling passage 40b to the cooling passage 40c, the cooling air is expanded 45. The pressure loss can be reduced by being guided and rotated.
[0023]
In addition, you may comprise as follows.
What was shown in FIG. 3 is the elements on larger scale of the moving blade of the gas turbine shown as a modification. In this example, only characteristic portions are shown, and the same reference numerals are used for the same configurations as those in the above embodiment, and the description thereof is omitted.
In the drawing, reference numeral 45 'denotes an enlarged diameter portion (note that although the partition body 36b is shown in the figure, the other partition bodies 36c, 36e, and 36f have the same configuration). The diameter of the expanded diameter portion 45 ′ is formed larger than the plate thickness of the partitions 36b, 36c, 36e, and 36f. The expanded diameter portion 45 ′ is smoothly connected to the partition body 36b, and sudden changes in the flow path cross-sectional areas on the upstream side and the downstream side of the expanded diameter portion 45 ′ are alleviated.
By being formed in this way, the cooling air flows smoothly, so that the pressure loss can be further reduced.
Even if only the upstream side of the expanded diameter portion 45 ′ is smoothly connected to the partition body 36b, the pressure loss can be reduced.
[0024]
FIG. 4 is a partially enlarged view of a moving blade of a gas turbine shown as a modified example. In this example, only characteristic portions are shown, and the same reference numerals are used for the same configurations as those in the above embodiment, and the description thereof is omitted.
The outer diameter side and inner diameter side edges of the respective partitions 36b, 36c, 36e, and 36f located at the U-turn portions 55 to 58 are substantially circular in cross-sectional view along the edge. An expanded diameter portion 65 is formed so as to be. A hollow portion 66 is formed inside the expanded diameter portion 65, and an opening 67 is provided at the top of the expanded diameter portion 65, so that the hollow portion 66 is in an open state.
By being formed in this way, the same effect as the above embodiment can be obtained, and the moving blade can be reduced in weight. Therefore, the centrifugal stress at the blade root can be reduced.
[0025]
What was shown in FIG. 5 is the elements on larger scale of the moving blade of the gas turbine shown as a modification. In this example, only characteristic portions are shown, and the same reference numerals are used for the same configurations as those in the above embodiment, and the description thereof is omitted.
The outer diameter side and inner diameter side edges of the respective partitions 36b, 36c, 36e, and 36f located at the U-turn portions 55 to 58 are substantially circular in cross-sectional view along the edge. An enlarged diameter portion 65 ′ is formed so as to be. A hollow portion 66 is formed inside the expanded diameter portion 65 ′, and an opening 67 is provided at the top of the expanded diameter portion 65 ′ so that the hollow portion 66 is in an open state.
The diameter of the expanded diameter portion 65 ′ is larger on the downstream side than on the upstream side, so that the flow path of the U-turn portion 56 is narrower on the upstream side than on the downstream side.
By being formed in this way, the cooling air can flow more smoothly and pressure loss can be reduced.
[0026]
FIG. 6 is a cross-sectional view of a turbine blade body as another embodiment. In addition, about the structure same as the said embodiment, the same code | symbol is used and the description is abbreviate | omitted. In the drawing, the arrows indicate the flow of cooling air.
In the figure, reference numerals 62a to 62d denote partition bodies. The serpentine cooling flow path 35 is partitioned by a plurality of partitions 62a to 62d to form a meandering flow path, and the flow paths are provided at the edges of the partition bodies 62b and 62c on the turbine outer diameter side and inner diameter side of the blade body, respectively. Are provided with U-turn portions 63 and 64 that are rotated about 180 degrees.
Similar to FIG. 3, the expanded diameter portion 45 ′ is smoothly connected to the partition body 62 b, and sudden changes in the flow path cross-sectional areas on the upstream side and the downstream side of the expanded diameter portion 45 ′ are alleviated.
Moreover, as for the flow path of the U-turn parts 63 and 64, the upstream side is narrower than the downstream side.
FIG. 7 is an enlarged view in the case where the expanded diameter portion is an example of FIG.
8 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. Concave portions 46 are provided at both ends of the flow path width direction at the edge of the partition 62b.
As described above, the recess 46 is provided around the wall portions at both ends of the partition with poor air fluidity to widen the flow path of the U-turn portion, so that the cooling air flows smoothly. Therefore, the pressure loss can be further reduced.
[0027]
In each of the above examples, the moving blade has been described, but it goes without saying that it may be applied to a stationary blade. Of course, the above embodiments may be used in combination.
Furthermore, in the gas turbine to which the above embodiment is applied, the pressure loss of the cooling air in the turbine blade body can be reduced.
[0028]
【The invention's effect】
As described above, the following effects can be obtained in the present invention.
According to the first aspect of the present invention, the cooling air is guided by the expanded diameter portion, and the turning radius is increased. Therefore, pressure loss can be reduced.
According to the second aspect of the present invention, since the expanded diameter portion is provided with a hollow portion or a concave portion, the blade can be reduced in weight, and particularly when applied to a moving blade, the centrifugal stress at the blade root portion is reduced. can do.
According to invention of Claim 3, the pressure loss of cooling air can further be reduced.
According to the fourth aspect of the present invention, since the cooling air flows smoothly, the pressure loss can be further reduced.
According to the fifth aspect of the present invention, the cooling air flows smoothly by expanding the flow path of the U-turn portion around the wall portions at both ends of the partition having poor air fluidity. Therefore, the pressure loss can be further reduced.
According to the invention described in claim 6, since the turbine blade body according to any one of claims 1 to 5 is provided, a gas turbine that reduces pressure loss can be obtained.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing a moving blade of a gas turbine shown as an embodiment of the present invention. FIG. 2 is a partially enlarged view of the moving blade.
FIG. 3 is a partial enlarged cross-sectional view of a moving blade of a gas turbine shown as a modification of the present invention.
FIG. 4 is a partial enlarged cross-sectional view of a moving blade of a gas turbine shown as a modified example of the present invention.
FIG. 5 is a partially enlarged sectional view of a moving blade of a gas turbine shown as a modified example of the present invention.
FIG. 6 is a longitudinal sectional view of a moving blade of a designated gas turbine according to another embodiment of the present invention.
FIG. 7 is a partially enlarged sectional view of a moving blade of a gas turbine shown as a modified example of the present invention.
8 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG.
FIG. 9 is a longitudinal sectional view showing a moving blade of a conventional gas turbine.
10 is a cross-sectional view taken along line EE in FIG.
FIG. 11 is an enlarged view of a U-turn portion in a conventional gas turbine.
[Explanation of symbols]
35 Serpentine cooling flow path 36a-36f Partition body 45, 65 Expansion diameter part 55-57 U-turn part

Claims (5)

内部にサーペンタイン冷却流路を有するガスタービンの翼体において、
前記サーペンタイン流路が、一つ以上の仕切体により区分されて蛇行流路とされていると共に、
前記蛇行流路を形成する前記仕切体のうちの一つ以上の仕切体の端縁に、流れのＵターン方向に膨らむ膨径部が設けられ、前記膨径部を持つ仕切体の端縁には、流路幅方向端部に凹部が形成されていることを特徴とするタービン翼体。In the blade body of a gas turbine having a serpentine cooling channel inside,
The serpentine flow path is divided by one or more partitions and is a meandering flow path,
The end of one or more of the partitions that form the meandering flow path is provided with an expanded portion that swells in the U-turn direction of the flow, and the end of the partition that has the expanded portion Is a turbine blade body characterized in that a recess is formed at an end portion in the flow path width direction . 請求項１に記載のタービン翼体において、
前記膨径部に中空部または凹部が設けられていることを特徴とするタービン翼体。The turbine blade body according to claim 1,
A turbine blade body, wherein a hollow portion or a concave portion is provided in the expanded diameter portion. 請求項１または２に記載のタービン翼体において、
前記膨径部によって形成されるＵターン部の流路断面積は、上流側が下流側より狭くなっていることを特徴とするタービン翼体。The turbine blade body according to claim 1 or 2,
The turbine blade body according to claim 1, wherein a flow path cross-sectional area of the U-turn portion formed by the expanded diameter portion is narrower on the upstream side than on the downstream side. 請求項１から３のいずれかに記載のタービン翼体において、
前記膨径部と前記仕切体とが滑らかに接続され、前記膨径部上流側の流路断面積の急変が緩和されていることを特徴とするタービン翼体。In the turbine blade body according to any one of claims 1 to 3,
The turbine blade body characterized in that the expanded diameter portion and the partition are smoothly connected, and a sudden change in the flow path cross-sectional area upstream of the expanded diameter portion is mitigated. 請求項１から４のいずれかに記載のタービン翼体を備えていることを特徴とするガスタービン。A gas turbine comprising the turbine blade body according to any one of claims 1 to 4 .
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