JPH11166401A - ガスタービン冷却翼 - Google Patents

ガスタービン冷却翼

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JPH11166401A
JPH11166401A JP9333200A JP33320097A JPH11166401A JP H11166401 A JPH11166401 A JP H11166401A JP 9333200 A JP9333200 A JP 9333200A JP 33320097 A JP33320097 A JP 33320097A JP H11166401 A JPH11166401 A JP H11166401A
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JP
Japan
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blade
passage
platform
gas turbine
cooling
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Application number
JP9333200A
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English (en)
Inventor
Yushi Saeki
祐志 佐伯
Akinori Koga
昭紀 古閑
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Toshiba Corp
Toshiba Industrial Technology Corp
Original Assignee
Toshiba Corp
Toshiba Industrial Technology Corp
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Publication date
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Publication of JPH11166401A publication Critical patent/JPH11166401A/ja
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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
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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)

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【課題】プラットフォームを効果的に冷却できるガスタ
ービン冷却翼を提供する。 【解決手段】翼有効部３４の前縁往路通路３６ａ、中央
復路通路３６ｂおよび後縁往路通路３６ｃから腹側３７
および背側３８を介して翼厚み方向および翼コード方向
に延びるプラットフォーム通路３９，４０を組み合せて
プラットフォーム３３に形成した。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、発電プラントや航
空機エンジンに適用されるガスタービン冷却翼に係り、
特に翼有効部と翼植込み部との間に連続一体に形成した
プラットフォームに効果的な冷却を行うガスタービン冷
却翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、発電プラント等に適用されるガス
タービンプラントは、例えば図１４に示す構成のものが
使用されている。
【０００３】ガスタービンプラントは、空気圧縮機１と
ガスタービン２とを一体結合させた構成になっている。
この空気圧縮機１とガスタービン２とは、一つのケーシ
ング３に軸結合させた圧縮機軸４とタービン軸５を収容
し、ケーシング３に圧縮機静翼６を固設し、圧縮機軸４
に圧縮機動翼７を植設して圧縮機段落８を構成する一
方、ケーシング３にタービン静翼９を固設し、タービン
軸５にタービン動翼１０を植設してタービン段落１１を
構成している。
【０００４】また、ガスタービンプラントは、圧縮機段
落８とタービン段落１１との間に複数個のガスタービン
燃焼器１２を環状に配置し、圧縮機段落８で圧縮した高
圧空気ＡＲをガスタービン燃焼器１２に供給し、ここで
燃料を加えて燃焼ガスＦＧを生成し、その高温燃焼ガス
ＦＧをトランジションピース１３を介してタービン段落
１１に案内し、タービン静翼９で膨張させた速度エネル
ギを利用してタービン動翼１０を回転駆動し、その回転
力によりタービン軸５に回転トルクを発生させるように
なっている。
【０００５】ところで、最近のガスタービンプラントで
は、ガスタービン２の入口燃焼ガス温度を１３００℃〜
１５００℃以上に高温化させプラント熱効率の向上を図
る開発が行われている。ガスタービン２の入口燃焼ガス
温度を高温化させると、ガスタービン構成部品の許容限
界温度を大幅に超えるため、ガスタービン２はタービン
動翼１０に冷却媒体、例えば空気で冷却する冷却構造を
採用している。
【０００６】この冷却構造は、例えば図１５に示すよう
に、ケーシング３に収容したタービン軸５と一体形成の
タービンディスク１４に、空気圧縮機１からの高圧空気
ＡＲを供給し、ここから翼植込み部１５、シャンク１
６、プラットフォーム１７を介してタービン動翼１０内
に案内し、その翼内を冷却し、ガス通路１８を流れる燃
焼ガス（ガスタービン駆動ガス）ＦＧの高温化に伴う熱
衝撃等に充分対処させるようになっている。
【０００７】また、タービン動翼１０は、図１６に示す
ように、その翼植込み部１５内を前縁通路１９ａ、中央
通路１９ｂ、後縁通路１９ｃに区分けするとともに、各
通路１９ａ，１９ｂ，１９ｃに連通する翼有効部２９内
に凸条の乱流促進体２１を備える一方、前縁２２に冷却
空気ＡＲをフィルム状に吹き出させる空気口２３を形成
し、中央に冷却空気ＡＲをフローリターンさせる蛇行通
路２４を形成し、後縁２５に冷却空気ＡＲを燃焼ガス
（ガスタービン駆動ガス）ＦＧに吹き出させる吹出し孔
２６を形成し、燃焼ガスＦＧの高温化に対し保護するよ
うになっている。
【０００８】また、タービン動翼１０の冷却構造に対応
させてプラットフォーム１７にも冷却構造を採用する検
討が進められている。このプラットフォーム１７は、図
１７に示すように、底面側に設けた蓋体２７を溶接部２
８で固設させてプラットフォーム通路２９を形成し、プ
ラットフォーム通路２９を図１８に示すように、翼有効
部２０の周囲に蛇行状に形成し、前縁通路１９ａからの
冷却空気ＡＲを利用して冷却し、出口３０から燃焼ガス
ＦＧに合流させたものである。
【０００９】このように、従来のガスタービン冷却翼で
は、翼有効部２０のみならずプラットフォーム１７にも
冷却構造を採用し、燃焼ガスの高温化に伴う熱衝撃等に
対処させていた。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】図１７で示した従来の
プラットフォーム１７の冷却構造では、燃焼ガス温度が
高いため、幾つかの問題点がある。
【００１１】まず第１に、プラットフォーム１７は、プ
ラットフォーム通路２９を形成するために、蓋体２７を
溶接部２８で固定しているが、運転中、溶接部２８に熱
疲労等によるクラックが発生し、これに伴って蓋体２７
の一部が脱落し、他のタービン静翼９やタービン動翼１
０に致命的な打撃を与えるおそれがある。特に、タービ
ン動翼１０は、特殊な耐熱合金鋼を使用しているので、
溶接加工が難しく、プラットフォーム１７の全周に亘っ
て蓋体２７に溶接加工すると、残留応力が残り、上述ク
ラックの発生率が高い。
【００１２】また、第２の問題点として、プラットフォ
ーム１７は、蓋体２７が比較的薄板に作製されているの
で、その端縁のみを溶接部２８で固定しているだけであ
り、その合せ面３１自体までも溶接加工ができず、この
合せ面３１から冷却空気ＡＲの漏れが発生し、プラット
フォーム通路２９に設計値通りの冷却空気ＡＲを流すこ
とができない。
【００１３】また、第３の問題点として、タービン動翼
１０は、燃焼ガスＦＧの高温に充分対処できる単結晶材
や一方向性凝固材の使用を検討しているが、蓋体２７と
の結晶が異なるので、単結晶材や一方向凝固材の利点を
生かすことができない。
【００１４】また、第４の問題点として、プラットフォ
ーム１７は、図１８に示すように、プラットフォーム通
路２９を蛇行して流れる冷却空気ＡＲを、出口３１から
燃焼ガスＦＧに合流させているので、燃焼ガスＦＧの温
度を低下させてプラント熱効率が落ちるばかりでなく、
冷却空気ＡＲの合流損失やポンピング動力増加に伴う流
力性能が悪くなる。
【００１５】本発明は、このような事情に基づいてなさ
れたもので、プラットフォームを効果的な冷却ができる
ようにするとともに、プラットフォームを冷却させた冷
却媒体の燃焼ガスへの合流をより一層少なくさせてプラ
ント熱効率の向上を図ったガスタービン冷却翼を提供す
ることを目的とする。
【００１６】
【課題を解決するための手段】本発明に係るガスタービ
ン冷却翼は、上記目的を達成するために、請求項１に記
載したように、翼植込み部、シャンク、プラットフォー
ム、翼有効部を連続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状
の通路を備えたガスタービン冷却翼において、上記プラ
ットフォームに、上記翼有効部の前縁通路、中央通路お
よび後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側を介
して翼厚み方向および翼コード方向に延びるプラットフ
ォーム通路を組み合せて形成し、上記前縁通路、中央通
路および後縁通路の少なくとも一方から分流した冷却媒
体を、上記残りの通路に回収させたものである。
【００１７】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項２に記載したように、プ
ラットフォーム通路は、端部をプラグで閉塞させたもの
である。
【００１８】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項３に記載したように、翼
有効部の前縁通路、中央通路および後縁通路から腹側お
よび背側を介して翼厚み方向および翼コード方向に延び
るプラットフォーム通路は、直線状に形成したものであ
る。
【００１９】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項４に記載したように、翼
有効部の後縁通路側に形成した翼厚み方向および翼コー
ド方向に延びるプラットフォーム通路は、上記翼有効部
の前縁通路に形成した翼厚み方向および翼コード方向に
延びるプラットフォーム通路の本数よりも多くし、かつ
開口断面積を大きく設定したものである。
【００２０】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項５に記載したように、翼
植込み部、シャンク、プラットフォーム、翼有効部を連
続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状の通路を備えたガ
スタービン冷却翼において、上記プラットフォームに、
上記翼有効部の前縁通路、中央通路および後縁通路の少
なくとも一方から腹側および背側を介して翼厚み方向お
よび翼コード方向に延びるプラットフォーム通路を組み
合せて形成し、上記翼コード方向に延びるプラットフォ
ーム通路に、冷却媒体を燃焼ガスに合流させる出口を備
えたものである。
【００２１】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項６に記載したように、翼
植込み部、シャンク、プラットフォーム、翼有効部を連
続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状の通路を備えたガ
スタービン冷却翼において、上記プラットフォームに、
上記翼有効部の前縁通路、中央通路および後縁通路の少
なくとも一方から腹側および背側を介して翼厚み方向お
よび翼コード方向に延びるプラットフォーム通路を組み
合せて形成し、翼厚み方向および翼コード方向に延びる
プラットフォーム通路の吸込み口を、上記プラットフォ
ームの外周端面に形成したものである。
【００２２】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項７に記載したように、翼
厚み方向および翼コード方向に延びるプラットフォーム
通路の吸込み口は、翼植込み部の底面に形成したもので
ある。
【００２３】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項８に記載したように、翼
植込み部、シャンク、プラットフォーム、翼有効部を連
続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状の通路を備えたガ
スタービン冷却翼において、上記プラットフォームに、
上記翼有効部の前縁通路、中央通路および後縁通路の少
なくとも一方から腹側および背側を介して翼厚み方向に
延びるプラットフォーム通路を形成するとともに、この
プラットフォーム通路を１条の蛇行状に形成し、上記前
縁通路、中央通路および後縁通路の少なくとも一方から
分流した冷却媒体を上記残りの通路に回収させたもので
ある。
【００２４】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項９に記載したように、１
条の蛇行状に形成したプラットフォーム通路は、折曲げ
反転部分をプラグで閉塞させたものである。
【００２５】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項１０に記載したように、
翼植込み部、シャンク、プラットフォーム、翼有効部を
連続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状の通路を備えた
ガスタービン冷却翼において、上記プラットフォーム
に、上記翼有効部の前縁通路、中央通路および後縁通路
の少なくとも一方から腹側および背側を介して翼厚み方
向および翼コード方向に延びるプラットフォーム通路を
組み合せて形成するとともに、上記翼厚み方向に延びる
フォームラットフォーム通路の開口断面と、上記翼コー
ド方向に延びるプラットフォーム通路の開口断面とを互
いに異形状に形成したものである。
【００２６】本発明に係るガスタービン冷却翼は、上記
目的を達成するために、請求項１１に記載したように、
翼厚み方向に延びるプラットフォーム通路の開口断面を
円形に形成し、翼コード方向に延びるプラットフォーム
通路の開口断面を矩形に形成したものである。
【００２７】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係るガスタービン
冷却翼の実施形態を添付図および図中に付した符号を利
用して説明する。
【００２８】図１、図２および図３は、本発明に係るガ
スタービン冷却翼の第１実施形態を示す概略図である。
なお、図１は、本発明に係るガスタービン冷却翼の概略
側面図を、また、図２は、図１のＢ−Ｂ矢視方向から切
断した概略拡大断面図を、また図３は、図１のＣ−Ｃ矢
視方向から切断した縦断面図をそれぞれ示している。
【００２９】本実施形態に係るガスタービン冷却翼は、
翼植込み部３２ａ、シャンク部３２ｂ、プラットフォー
ム３３、翼有効部３４を連続一体に形成した構造になっ
ている。また、ガスタービン冷却翼は、図３に示すよう
に、タービンディスク３２ｃに植設する翼植込み部３２
ａ内を前縁往路通路３６ａ、中央復路通路３６ｂ、後縁
往路通路３６ｃに区分けするとともに、各通路３６ａ，
３６ｂ，３６ｃに連通する翼有効部３４内に凸条の乱流
促進体３４ａを備え、前縁往路通路３６ａおよび後縁往
路通路３６ｃから案内された冷却空気ＡＲで翼有効部３
４内を図示の矢印のように蛇行させて冷却し、翼有効部
３４内を冷却させた冷却空気ＡＲを中央復路通路３６ｂ
から翼植込み部３２ａに回収させる、いわゆるフローリ
ターン回収式になっている。
【００３０】一方、プラットフォーム３３は、図１に示
すように、その端面から翼有効部３４の内部に向って放
電加工等で孔加工したプラットフォーム通路３５を形成
している。
【００３１】このプラットフォーム通路３５は、図２に
示すように、翼有効部３４の前縁往路通路３６ａ、中央
復路通路３６ｂ、後縁往路通路３６ｃから腹側３７およ
び背側３８を介して翼厚み方向Ｙに直線状に延びる第１
通路３９と、翼コード方向Ｘに直線状に延びる第２通路
４０とに区分けして組み合わせ、前縁往路通路３６ａお
よび後縁往路通路３６ｃから分流させた冷却空気ＡＲ
を、中央復路通路３６ｂに回収させるようになってい
る。また、第１通路３９および第２通路４０は、各端部
をプラグ４１で閉塞させ、冷却空気ＡＲを図示の矢印の
ように、クローズ状態で流すようになっている。また、
翼有効部３４の後縁往路通路３６ｃ側の第１通路３９お
よび第２通路４０は、前縁往路通路３６ａ側のそれらに
較べ本数を多くし、かつ開口断面積を大きくしてプラッ
トフォーム後縁４２側をより一層効果的に冷却させるよ
うになっている。
【００３２】このように、本実施形態は、プラットフォ
ーム３３に放電加工等で形成した第１通路３９および第
２通路４０を翼厚み方向Ｙおよび翼コード方向Ｘに沿っ
て延ばして互いに交差させ、前縁往路通路３６ａおよび
後縁往路通路３６ｃから分流させた冷却空気ＡＲをプラ
ットフォーム３３の冷却後、中央復路通路３６ｂに回収
させたので、燃焼ガス（ガスタービン駆動ガス）ＦＧの
温度を低下させることがなく、冷却空気ＡＲの混合損失
およびポンピング動力に伴う動力損失を少なくさせるこ
とができ、プラント熱効率を従来に較べてより一層向上
させることができる。
【００３３】また、本実施形態は、後縁往路通路３６ｃ
側の第１通路３９および第２通路４０を、前縁往路通路
３６ａ側のそれらに較べ本数を多く、かつ開口面積を大
きくする構成にしたので、開口面積が狭いために後縁往
路通路３６ｃから第１通路３９および第２通路４０に分
流される冷却空気ＡＲの流量が少なくてもプラットフォ
ーム後縁４２を良好に冷却することができる。なお、第
１通路３９および第２通路４０は、翼厚み方向Ｙおよび
翼コード方向Ｘに延ばして形成しているので、タービン
動翼材が単結晶性または一方向凝固性のものでも適用す
ることができる。
【００３４】図４および図５は、本発明に係るガスター
ビン冷却翼の第２実施形態を示す概略図である。なお、
図４は、本発明に係るガスタービン冷却翼の概略側面図
を、また、図５は、図４のＤ−Ｄ矢視方向から切断した
概略拡大断面図をそれぞれ示している。また、第１実施
形態の構成部分と同一部分には同一符号を付す。
【００３５】本実施形態に係るガスタービン冷却翼は、
プラットフォーム３３の端面から翼有効部３４の内部に
向って放電加工等で孔加工したプラットフォーム通路３
５のうち、翼有効部３４の前縁往路通路３６ａおよび後
縁往路通路３６ｃから腹側３７および背側３８を介して
翼厚み方向Ｙに延びる第１通路３９の端部をプラグ４１
で閉塞させるとともに、翼コード方向Ｘに延びる第２通
路４０の端部に出口４３を設け、冷却空気ＡＲを燃焼ガ
スＦＧに合流させたものである。
【００３６】このように、本実施形態は、翼コード方向
Ｘに延びる第２通路４０の端部のみに出口４３を設け、
燃焼ガスＦＧに合流させる冷却空気ＡＲを少なくさせた
ので、燃焼ガスＦＧの温度低下を防止することができ
る。なお、冷却空気ＡＲを燃焼ガス（ガスタービン駆動
ガス）ＦＧに合流させるかの有無は、燃焼ガスＦＧの温
度を低下させないで燃焼ガス温度を高い状態で維持させ
てプラント熱効率を向上させるか、あるいは燃焼ガスＦ
Ｇの温度を低下させて効果的な冷却を行うかの選択事項
である。本実施形態は、両方の機能を併用させたもので
ある。
【００３７】図６および図７は、本発明に係るガスター
ビン冷却翼の第３実施形態を示す概略図である。なお、
図６は、本発明に係るガスタービン冷却翼の概略側面図
を、また、図７は、図６のＥ−Ｅ矢視方向から切断した
概略拡大断面図をそれぞれ示している。また、第１実施
形態の構成部分と同一部分には同一符号を付す。
【００３８】本実施形態に係るガスタービン冷却翼は、
翼厚み方向Ｙに延びる第１通路３９および翼コード方向
Ｘに延びる第２通路４０に案内する冷却空気ＡＲの吸込
み口４４を、プラットフォーム３３の外周端面に設けた
ものである。
【００３９】このように、本実施形態は、第１通路３９
および第２通路４０に案内する冷却空気ＡＲの吸込み口
４４を、プラットフォーム３３の外周端面に設け、プラ
ットフォーム３３を流れるシール用空気を冷却空気ＡＲ
として利用したので、プラットフォーム３３の冷却空気
ＡＲを確実に確保することができる。特に、翼有効部３
４の前縁往路通路３６ａ、後縁往路通路３６ｃ内の冷却
空気ＡＲに余裕がない場合、有効である。
【００４０】図８および図９は、本発明に係るガスター
ビン冷却翼の第４実施形態を示す概略図である。なお、
図８は、本発明に係るガスタービン冷却翼の概略側面図
を、また、図９は、図８のＦ−Ｆ矢視方向から切断した
概略拡大断面図をそれぞれ示している。また、第１実施
形態の構成部分と同一部分には同一符号を付す。
【００４１】本実施形態に係るガスタービン冷却翼は、
翼厚み方向Ｙに延びる第１通路３９および翼コード方向
Ｘに延びる第２通路４０に案内する冷却空気ＡＲの吸込
み口４４を、翼植込み部３２ａの前縁４５側の底部４６
に設けたものである。
【００４２】このように、本実施形態は、第１通路３９
および第２通路４０に案内する冷却空気ＡＲの吸込み口
４４を、翼植込み部３２ａの前縁４５側の底部４６に設
け、プラットフォーム３３内を冷却する冷却空気ＡＲと
プラットフォーム３３の外側をシールする空気とを区分
けしたので、プラットフォーム３３内を冷却する冷却空
気ＡＲの流量コントロール配分を良好に行うことができ
る。
【００４３】図１０および図１１は、本発明に係るガス
タービン冷却翼の第５実施形態を示す概略図である。な
お、図１０は、本発明に係るガスタービン冷却翼の概略
側面図を、また、図１１は、図１０のＧ−Ｇ矢視方向か
ら切断した概略拡大断面図をそれぞれ示している。ま
た、第１実施形態の構成部分と同一部分には同一符号を
付す。
【００４４】本実施形態に係るガスタービン冷却翼は、
翼有効部３４の前縁往路通路３６ａおよび後縁往路通路
３６ｃから腹側３７および背側３８を介して中央復路通
路３６ｂに回収する冷却空気ＡＲのプラットフォーム通
路３５を、一条の蛇行状通路に形成したものである。な
お、プラットフォーム通路３５は、その折曲げ反転部分
をプラグ４１で閉塞する構成になっている。
【００４５】このように、本実施形態は、プラットフォ
ーム通路３５を一条の蛇行状通路に形成したので、冷却
空気ＡＲの流れに淀みを生じさせることがなく、圧力損
失を低く抑えることができ、プラットフォーム３３を良
好に冷却することができる。
【００４６】図１２および図１３は、本発明に係るガス
タービン冷却翼の第６実施形態を示す概略図である。な
お、図１２は、本発明に係るガスタービン冷却翼の概略
側面図を、また、図１３は、図１２のＨ−Ｈ矢視方向か
ら切断した概略拡大断面図をそれぞれ示している。ま
た、第１実施形態の構成部分と同一部分には同一符号を
付す。
【００４７】本実施形態に係るガスタービン冷却翼は、
翼有効部３４の前縁往路通路３６ａおよび後縁往路通路
３６ｃから腹側３７および背側３８を介して中央復路通
路３６ｂに回収する冷却空気ＡＲのプラットフォーム通
路３５を、翼厚み方向Ｙに延びる第１通路３９と翼コー
ド方向Ｘに延びる第２通路４０とに区分けするととも
に、第１通路３９を、Ｍ部で示すように、例えば断面を
円形にし、また第２通路４０を、Ｎ部で示すように、例
えば断面矩形にし、互いに断面を異形状にし、異形状に
基づく凹凸形状で冷却空気ＡＲの流れに積極的に乱れを
与えたものである。
【００４８】このように、本実施形態は、第１通路３９
の断面と第２通路４０の断面とを互いに異形状に形成
し、異形状に基づく凹凸形状で冷却空気ＡＲの流れに乱
れを与えて熱伝達係数を向上させたので、プラットフォ
ーム３３をより一層効果的に冷却することができる。
【００４９】
【発明の効果】以上の説明の通り、本発明に係るガスタ
ービン冷却翼は、翼有効部の前縁通路、中央通路および
後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側を介して
翼厚み方向および翼コード方向に延びるプラットフォー
ム通路を形成するとともに、前縁通路、中央通路および
後縁通路の少なくとも一方から分流させた冷却空気をプ
ラットフォーム通路を介して残りの通路に回収させたの
で、プラットフォームを効果的に冷却することができ、
冷却空気の有効活用を図ることができる。その際、冷却
空気は燃焼ガスに合流させることなく回収させているの
で、燃焼ガス温度を低下させることなく、冷却空気の混
合損失ポンピング動力に伴う動力損失を少なくさせるこ
とができ、プラント熱効率をより一層向上させることが
できる。
【００５０】また、本発明に係るガスタービン冷却翼
は、プラットフォーム通路を、翼有効部の前縁通路、中
央通路、後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側
を介して翼厚み方向および翼コード方向に延ばして形成
したので、単結晶または一方向凝固のタービン動翼材に
も適用することができる。
【００５１】また、本発明に係るガスタービン冷却翼
は、翼有効部の前縁通路、中央通路および後縁通路の少
なくとも一方から腹側および背側を介して残りの通路に
回収する冷却空気のプラットフォーム通路を、一条の蛇
行状通路に形成したので、冷却空気の流れに淀みを生じ
させることがなく、圧力損失を低く抑えることができ
る。
【００５２】また、本発明に係るガスタービン冷却翼
は、プラットフォーム通路のうち、翼厚み方向およびプ
ラットフォーム通路の開口断面積と、翼コード方向に延
びるプラットフォーム通路の開口断面積とを異なる形状
に形成し、冷却空気の流れに乱れを与えて熱伝達係数を
高めたので、プラットフォームをより一層効果的に冷却
することができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るガスタービン冷却翼の第１実施形
態を示す概略側面図。
【図２】図１のＢ−Ｂ矢視方向から切断した概略拡大断
面図。
【図３】図１のＣ−Ｃ矢視方向から切断した縦断面図。
【図４】本発明に係るガスタービン冷却翼の第２実施形
態を示す概略側面図。
【図５】図４のＤ−Ｄ矢視方向から切断した概略拡大断
面図。
【図６】本発明に係るガスタービン冷却翼の第３実施形
態を示す概略側面図。
【図７】図６のＥ−Ｅ矢視方向から切断した概略拡大断
面図。
【図８】本発明に係るガスタービン冷却翼の第４実施形
態を示す概略側面図。
【図９】図８のＦ−Ｆ矢視方向から切断した概略拡大断
面図。
【図１０】本発明に係るガスタービン冷却翼の第５実施
形態を示す概略側面図。
【図１１】図１０のＧ−Ｇ矢視方向から切断した概略拡
大断面図。
【図１２】本発明に係るガスタービン冷却翼の第６実施
形態を示す概略側面図。
【図１３】図１２のＨ−Ｈ矢視方向から切断した概略拡
大断面図。
【図１４】従来のガスタービンプラントを示す概略上半
断面図。
【図１５】従来のタービン段落を示す概略断面図。
【図１６】従来のタービン動翼を示す概略縦断面図。
【図１７】従来のタービン動翼におけるプラットフォー
ムを示す概略断面図。
【図１８】図１７のＡ−Ａ矢視方向から切断した概略断
面図。
【符号の説明】
１ 空気圧縮機 ２ ガスタービン ３ ケーシング ４ 圧縮機軸 ５ タービン軸 ６ 圧縮機静翼 ７ 圧縮機動翼 ８ 圧縮機段落 ９ タービン静翼 １０ タービン動翼 １１ タービン段落 １２ ガスタービン燃焼器 １３ トランジションピース １４ タービンディスク １５ 翼植込み部 １６ シャンク １７ プラットフォーム １８ ガス通路 １９ａ 前縁通路 １９ｂ 中央通路 １９ｃ 後縁通路 ２０ 翼有効部 ２１ 乱流促進体 ２２ 前縁 ２３ 空気口 ２４ 蛇行通路 ２５ 後縁 ２６ 吹出し孔 ２７ 蓋体 ２８ 溶接部 ２９ プラットフォーム通路 ３０ 出口 ３１ 合せ面 ３２ａ 翼植込み部 ３２ｂ シャンク部 ３２ｃ タービンディスク ３３ プラットフォーム ３４ 翼有効部 ３５ プラットフォーム通路 ３６ａ 前縁往路通路 ３６ｂ 中央復路通路 ３６ｃ 後縁往路通路 ３７ 腹側 ３８ 背側 ３９ 第１通路 ４０ 第２通路 ４１ プラグ ４２ プラットフォーム後縁 ４３ 出口 ４４ 吸込み口 ４５ 前縁 ４６ 底部

Claims (11)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 翼植込み部、シャンク、プラットフォー
    ム、翼有効部を連続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状
    の通路を備えたガスタービン冷却翼において、上記プラ
    ットフォームに、上記翼有効部の前縁通路、中央通路お
    よび後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側を介
    して翼厚み方向および翼コード方向に延びるプラットフ
    ォーム通路を組み合せて形成し、上記前縁通路、中央通
    路および後縁通路の少なくとも一方から分流した冷却媒
    体を、上記残りの通路に回収させたことを特徴とするガ
    スタービン冷却翼。
  2. 【請求項２】 プラットフォーム通路は、端部をプラグ
    で閉塞させたことを特徴とする請求項１記載のガスター
    ビン冷却翼。
  3. 【請求項３】 翼有効部の前縁通路、中央通路および後
    縁通路から腹側および背側を介して翼厚み方向および翼
    コード方向に延びるプラットフォーム通路は、直線状に
    形成したことを特徴とする請求項１記載のガスタービン
    冷却翼。
  4. 【請求項４】 翼有効部の後縁通路側に形成した翼厚み
    方向および翼コード方向に延びるプラットフォーム通路
    は、上記翼有効部の前縁通路に形成した翼厚み方向およ
    び翼コード方向に延びるプラットフォーム通路の本数よ
    りも多くし、かつ開口断面積を大きく設定したことを特
    徴とする請求項１記載のガスタービン冷却翼。
  5. 【請求項５】 翼植込み部、シャンク、プラットフォー
    ム、翼有効部を連続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状
    の通路を備えたガスタービン冷却翼において、上記プラ
    ットフォームに、上記翼有効部の前縁通路、中央通路お
    よび後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側を介
    して翼厚み方向および翼コード方向に延びるプラットフ
    ォーム通路を組み合せて形成し、上記翼コード方向に延
    びるプラットフォーム通路に、冷却媒体を燃焼ガスに合
    流させる出口を備えたことを特徴とするガスタービン冷
    却翼。
  6. 【請求項６】 翼植込み部、シャンク、プラットフォー
    ム、翼有効部を連続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状
    の通路を備えたガスタービン冷却翼において、上記プラ
    ットフォームに、上記翼有効部の前縁通路、中央通路お
    よび後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側を介
    して翼厚み方向および翼コード方向に延びるプラットフ
    ォーム通路を組み合せて形成し、翼厚み方向および翼コ
    ード方向に延びるプラットフォーム通路の吸込み口を、
    上記プラットフォームの外周端面に形成したことを特徴
    とするガスタービン冷却翼。
  7. 【請求項７】 翼厚み方向および翼コード方向に延びる
    プラットフォーム通路の吸込み口は、翼植込み部の底面
    に形成したことを特徴とする請求項６記載のガスタービ
    ン冷却翼。
  8. 【請求項８】 翼植込み部、シャンク、プラットフォー
    ム、翼有効部を連続一体に形成し、翼有効部内に蛇行状
    の通路を備えたガスタービン冷却翼において、上記プラ
    ットフォームに、上記翼有効部の前縁通路、中央通路お
    よび後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側を介
    して翼厚み方向に延びるプラットフォーム通路を形成す
    るとともに、このプラットフォーム通路を１条の蛇行状
    に形成し、上記前縁通路、中央通路および後縁通路の少
    なくとも一方から分流した冷却媒体を上記残りの通路に
    回収させたことを特徴とするガスタービン冷却翼。
  9. 【請求項９】 １条の蛇行状に形成したプラットフォー
    ム通路は、折曲げ反転部分をプラグで閉塞させたことを
    特徴とする請求項８記載のガスタービン冷却翼。
  10. 【請求項１０】 翼植込み部、シャンク、プラットフォ
    ーム、翼有効部を連続一体に形成し、翼有効部内に蛇行
    状の通路を備えたガスタービン冷却翼において、上記プ
    ラットフォームに、上記翼有効部の前縁通路、中央通路
    および後縁通路の少なくとも一方から腹側および背側を
    介して翼厚み方向および翼コード方向に延びるプラット
    フォーム通路を組み合せて形成するとともに、上記翼厚
    み方向に延びるフォームラットフォーム通路の開口断面
    と、上記翼コード方向に延びるプラットフォーム通路の
    開口断面とを互いに異形状に形成したことを特徴とする
    ガスタービン冷却翼。
  11. 【請求項１１】 翼厚み方向に延びるプラットフォーム
    通路の開口断面は、円形に形成し、翼コード方向に延び
    るプラットフォーム通路の開口断面は、矩形に形成した
    ことを特徴とする請求項１０記載のガスタービン冷却
    翼。
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