WO2012124215A1 - ガスタービン動翼およびガスタービン - Google Patents

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cooling flow
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羽田　哲
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine blade and a gas turbine applied to a gas turbine.
  • the gas turbine is a device for converting the thermal energy of the high temperature combustion gas into rotational energy and extracting it as electric power, and the gas turbine blades incorporated in the gas turbine are always used in the high temperature combustion gas. Therefore, the gas turbine blade has a cooling flow path such as a serpentine flow path inside, and receives cooling air from the outside to cool the wing.
  • the fillet that is the connecting surface between the wing and the platform has a thick wall and is difficult to cool, so the wall temperature becomes relatively high, and thermal stress is generated from the point of thermal load and wing structure.
  • Cheap In order to cope with this, various methods for convectively cooling the fillet portion with cooling air have been proposed as means for cooling the fillet portion of the gas turbine blade.
  • the cooling air is introduced from the base (blade root) side through the cooling flow passage into the cavity provided in the wing body near the fillet portion, the fillet portion is convectively cooled from the inside, and the cooling air is provided in the cavity Means are disclosed for discharging the combustion gas through the film holes.
  • Patent Document 2 a branch pipe of cooling air is drawn from a cooling air supply passage provided in the base, penetrates the fillet portion and opens to the film cooling hole, and the cooling air is blown out from the film cooling hole to fill the fillet Means for cooling the part are disclosed.
  • the present invention has been made in view of the above problems, and the cooling air after the convective cooling of the fillet portion is not performed on the outer surface of the wing surface or platform having a large thermal stress, and the cooling holes in the vicinity of the fillet portion It is an object of the present invention to provide a cooling structure of a gas turbine blade that can be effectively used as cooling air in a wing body without being discharged into combustion gas from the above.
  • a gas turbine blade according to a first aspect of the present invention comprises a platform, a wing body having a cooling flow path including serpentine cooling flow paths that meander, and the wing body and the connection surface of the platform.
  • a gas turbine blade formed of a fillet portion and a base provided with a cooling channel communicating with the serpentine cooling channel, wherein the cooling channel branches from the high pressure section of the cooling channel.
  • the fuel cell system further includes a bypass flow passage disposed along the fillet portion and inside the fillet portion and connected to a low pressure portion of the cooling flow passage.
  • the bypass flow path is taken out from the high pressure portion of the cooling flow path where the pressure of the cooling air is high, and is disposed inside the fillet portion along the fillet portion, and the low pressure of the cooling flow path is low. Since it connects to a part, a part of cooling air can be flowed through the bypass flow path using the differential pressure of the cooling air of the high pressure part and the low pressure part. As a result, while the fillet portion is convectively cooled from the inside by the cooling air in the bypass flow passage, it is not necessary to provide a cooling hole in the vicinity of the fillet portion or the platform surface.
  • the cooling air flowing in the bypass flow path is returned to the low pressure portion of the cooling flow path, and in the process of flowing in the cooling flow path and being discharged into the combustion gas, the blade is convectively cooled from the inside. It is used up and the amount of cooling air can be reduced.
  • the cooling flow passage according to the first aspect includes a bypass flow passage disposed at the inlet side in the fillet portion of the high pressure portion and at the outlet side in the fillet portion of the low pressure portion.
  • the inlet side is disposed radially inward of the fillet portion of the high pressure portion, and the outlet side is disposed radially outward of the fillet portion of the low pressure portion It is desirable to be in the cooling channel.
  • the inlet side of the cooling passage according to the first aspect is disposed radially outward of the fillet portion of the high pressure portion, and the outlet side is disposed radially inward of the fillet portion of the low pressure portion. It is desirable to be in the cooling channel.
  • the cooling channel according to the first aspect is composed of a plurality of cooling channels, and the cooling channel in which the high pressure portion is disposed and the cooling channel in which the low pressure portion is disposed are different from each other. It is desirable to be a cooling channel of the system.
  • the cooling channel according to the first aspect is composed of a plurality of cooling channels, and the cooling channel in which the high pressure portion is disposed and the cooling channel in which the low pressure portion is disposed are the same. It is desirable to be a cooling channel of the system.
  • cooling channel according to the first aspect be provided at least on either the pressure surface or the suction surface of the wing body.
  • the cooling channel of the wing body includes three cooling channels, and the cooling channel of the first system is the first cooling channel closest to the leading edge.
  • the cooling flow channel of the second system is composed of a serpentine cooling flow channel, and the second cooling flow channel adjacent to the first cooling flow channel, the third cooling flow channel, and the fourth cooling flow channel in the order of It is a cooling channel arranged from the edge to the rear edge, and the cooling channel of the third system comprises a serpentine cooling channel, and a fifth cooling channel adjacent to the fourth cooling channel, sixth cooling It is a cooling channel arranged from the front edge to the rear edge in the order of the channel and the seventh cooling channel, wherein the high pressure part is in the first cooling channel, and the low pressure part is in the second cooling It is desirable to be in the flow path.
  • the second aspect of the present invention is desirably a gas turbine provided with the aforementioned gas turbine blade.
  • the gas turbine blade is branched from the high pressure portion of the cooling flow passage, disposed along the fillet portion and disposed inside the fillet portion, and provided with the bypass flow passage returning to the low pressure portion of the cooling flow passage. Therefore, the fillet can be convectively cooled from the inside. Therefore, since the fillet can be cooled without forming holes such as cooling holes on the outer surface near the fillet with a large thermal stress or on the outer surface of the platform, problems such as fatigue failure of the wing can be avoided and the reliability of the wing can be avoided. Improves the quality.
  • FIG. 1 shows an example of the overall configuration of a gas turbine.
  • FIG. 2 shows a perspective view of a gas turbine blade.
  • FIG. 3A shows a longitudinal sectional view of a gas turbine blade according to the first embodiment.
  • FIG. 3B shows a longitudinal partial cross-sectional view (cross section AA of FIG. 3A) as viewed from the front edge to the rear edge of the gas turbine blade.
  • FIG. 3C shows a cross-sectional view of the gas turbine blade (section B-B in FIG. 3A).
  • FIG. 3D shows a first modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 4A shows a second modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 4B shows a third modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 4C shows a fourth modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 4A shows a second modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 4B shows a third modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 4C shows a fourth modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 5A shows a longitudinal sectional view of a gas turbine blade according to a second embodiment.
  • FIG. 5B shows a cross-sectional view of the gas turbine blade (cross section CC in FIG. 5A).
  • FIG. 5C shows a fifth modification of the bypass flow channel.
  • FIG. 6A shows a longitudinal sectional view of a gas turbine blade according to a third embodiment.
  • FIG. 6B shows a cross-sectional view of the gas turbine blade (cross section DD in FIG. 6A).
  • FIG. 6C shows a sixth modification of the bypass flow channel.
  • Embodiments of a gas turbine blade and a gas turbine according to the present invention will be described below based on FIGS. 1 to 6.
  • FIG. 1 shows the entire configuration of a gas turbine.
  • the gas turbine 1 includes a compressor 2 for compressing combustion air, a combustor 3 for injecting fuel into the compressed air sent from the compressor 2 for combustion and generating combustion gas, and combustion of the combustor 3
  • a turbine unit 4 provided on the downstream side in the gas flow direction and driven by the combustion gas exiting the combustor 3, and a rotor 5 integrally fastening the compressor 2, the turbine unit 4, and a generator (not shown) It consists of
  • the turbine unit 4 supplies the combustion gas generated in the combustor 3 to the turbine stationary blades 6 and the turbine moving blades 7 and rotates the turbine moving blades 7 around the rotor 5 to convert rotational energy into electric power.
  • the turbine stationary blades 6 and the turbine moving blades 7 are alternately arranged from the upstream side to the downstream side in the flow direction of the combustion gas.
  • a plurality of turbine moving blades 7 are disposed in the circumferential direction of the rotor 5 and rotate integrally with the rotor 5.
  • FIG. 2 shows the appearance of the gas turbine blade.
  • the gas turbine blade 7 includes a blade body 11 having a cooling flow passage extending radially and meandering inside, a platform 12 provided orthogonal to the blade body 11, the blade body 11 and the platform And a base 13 fixing the rotor 12 to the rotor 5.
  • the wing body 11, the platform 12, and the base 13 are integrally manufactured by casting.
  • the fillet portion 14 of the connecting surface between the platform 12 and the wing body 11 is formed on the entire circumference of the wing body, and is formed with a smooth curved surface having a certain radius of curvature (curvature radius) in order to avoid stress concentration.
  • FIG. 3A shows a longitudinal cross-sectional view of the gas turbine blade
  • FIG. 3B is a vertical partial cross-sectional view of the wing body 11 seen from the leading edge 17 toward the trailing edge 18. It shows.
  • FIG. 3C is a cross-sectional view of the wing 11, showing a cross section BB of FIG. 3A.
  • the cooling channels of the wing body 11 communicate with the cooling channels disposed in the base 13, and the cooling air CA flowing in the respective cooling channels is a cooling channel on the rotor 5 side connected to the base 13 (see FIG. (Not shown).
  • the cooling channels 22, 23, 24 of the wing body 11 shown in the present embodiment are constituted by channels of three systems, and three mutually independent supply channels 33 arranged in the base 13 connected to the platform 12. , 34 and 35 respectively.
  • the three cooling channels arranged in the wing body 11 are the first system channel 22 and the second system channel 23 which are closest to the leading edge 17 from the leading edge 17 to the trailing edge 18, and the third The system flow paths 24 are arranged in order.
  • the cooling flow paths of the respective systems are in communication with the first supply flow path 33, the second supply flow path 34, and the third supply flow path 35, which are independent cooling flow paths provided in the base 13. .
  • the first system flow path 22 is formed by only a single first cooling flow path 25 closest to the leading edge 17 and radially extending from the base 13 side to the tip 16 and extends from the base 13 to the tip 16 It exists.
  • the negative pressure surface 21 (back side) and the pressurizing surface 20 (abdominal side) of the wall surface of the wing 11 in contact with the first cooling flow passage 25 communicate a plurality of combustion gas sides with the cooling flow path side of the wing 11 inside.
  • Film holes are provided.
  • the second system flow path 23 is provided in the wing body 11 at the intermediate portion between the leading edge 17 and the trailing edge 18, and each flow of the second cooling flow path 26, the third cooling flow path 27, and the fourth cooling flow path 28
  • the paths are connected by a return structure (return portion) and formed in one serpentine serpentine cooling channel.
  • the second system flow passage 23 is provided with the second cooling flow passage 26 and the third cooling flow passage 27 provided closest to the first cooling flow passage 25 from the leading edge 17 to the trailing edge 18, and the fourth cooling The channels 28 are arranged in order.
  • the cooling air CA supplied from the rotor 5 side flows into the fourth cooling channel 28 through the second supply channel 34, and is returned to the fourth cooling channel 28 while being returned at the return portion 32. It flows in the flow path in order.
  • the fourth cooling channel 28 extends in the radial direction from the base 13 side toward the wing tip 16, and is turned 180 ° at the return portion 32 provided in the vicinity of the wing tip 16, thereby the third cooling channel It communicates with 27.
  • the third cooling channel 27 also extends radially from the wing tip 16 toward the base 13 and is turned 180 ° at the return section 32 to communicate with the second cooling channel 26.
  • the second cooling channel 26 also extends radially from the base 13 side toward the wing tip 16 and communicates with a cooling hole (not shown) provided in the wing tip 16 of the second cooling channel 26.
  • the third system cooling channel 24 is provided on the rear edge 18 side from the middle part of the front edge 17 and the rear edge 18, and the fifth cooling channel 29, the sixth cooling channel 30, and the seventh cooling channel 31 are folded back. It is connected by a structure (return part), and is formed in one serpentine serpentine cooling channel.
  • the third system flow passage 24 is provided with a fifth cooling flow passage 29 and a sixth cooling flow passage 30 provided in close proximity to the fourth cooling flow passage 28 from the leading edge 17 to the trailing edge 18, and the seventh cooling flow
  • the cooling air CA arranged in the order of the passage 31 and leaving the seventh cooling passage 31 is discharged into the combustion gas from the cooling holes (not shown) provided in the wing tip 16 and a part of the cooling air Is discharged from the rear end 19 into the combustion gas.
  • the cooling air CA supplied from the rotor 5 side flows into the fifth cooling flow passage 29 through the third supply flow passage 35 and flows back to the fifth cooling flow passage 29 as in the second system flow passage, and is turned back at the return portion 32 to the sixth cooling flow passage. It flows through the passage in the order of 30 and the seventh cooling channel 31 in this order.
  • the fifth cooling channel 29 extends in the radial direction from the base 13 toward the wing top 16, and is turned 180 ° at the return portion 32 provided in the vicinity of the wing top 16. It communicates with Similarly, the sixth cooling flow passage 30 extends radially from the wing tip 16 toward the base 13 side, and is turned 180 ° at the return portion 32 to communicate with the seventh cooling flow passage 31.
  • the seventh cooling channel 31 is a channel extending radially from the base 13 side toward the wing tip 16, and the cooling holes (not shown) provided on the wing tip 16 and the trailing edge 19 It is in communication with
  • the negative pressure surface 21 (back side) and the pressure surface 20 (abdominal side) of the wall surface of the wing 11 in contact with the fifth cooling flow passage 29, the sixth cooling flow passage 30, and the seventh cooling flow passage 31 Similar to the cooling flow paths of the system, a large number of film holes (not shown) are provided to allow the combustion gas side and the cooling flow paths to communicate with each other.
  • a turbulator (not shown) may be provided on the inner wall of each cooling channel in order to promote convective cooling of the wing.
  • the supplied cooling air CA is supplied to the first system channel 22 (first cooling channel 25), the second system channel 23 (fourth cooling channel 28, third cooling channel 27, second cooling channel 26). And the third system channel 24 (fifth cooling channel 29, sixth cooling channel 30, seventh cooling channel 31).
  • the cooling air CA supplied to the first system flow path 22 is convectively cooled on the suction wall 21 side of the wing body 11 on the leading edge 17 side and the inner wall surface on the pressurizing surface 20 side, and is on the wing surface on the leading edge 17 side.
  • the blade surface When blowing out from the provided film cooling holes into the combustion gas, the blade surface is film-cooled.
  • the second system flow path 23 convectively cools the inner wall surface of the suction surface 21 and the pressurizing surface 20 in the middle portion of the wing body 11 and discharges it into the combustion gas from the cooling holes provided on the wing surface of the wing body 11 Film cooling the wing surface.
  • convection cooling is performed on the inner wall surface of the negative pressure surface 21 (back side) and the pressing surface 20 (vent side) of the wing body 11 Then, the film is cooled on the blade surface when it is discharged into the combustion gas from the cooling holes provided on the blade surface.
  • part of the cooling air CA flowing through the seventh cooling flow passage 31 convectively cools the trailing edge 19 in the process of being discharged into the combustion gas from the trailing edge 19.
  • the bypass flow path 41 which connects the 1st cooling flow path 25 and the 2nd cooling flow path 26 is shown by FIG. 3A, FIG. 3B, and FIG. 3C.
  • the bypass channel 41 is formed in the wall of the wing body 11, the inlet 41 a side of the bypass channel 41 communicates with the first cooling channel 25, and the outlet 41 b communicates with the second cooling channel 26. That is, the bypass channel 41 is a longitudinal cross-sectional view of the wing body 11 shown in FIG. 3A, and both the inlet 41 a and the outlet 41 b of the bypass channel 41 are disposed in the range where the fillet portion 14 is formed.
  • the fillet portion 14 is surrounded by the curved surface R having a constant radius of curvature and the wing body 11 and the platform 12 in order to reduce the thermal stress of the joining portion of the wing body 11 and the platform 12 It is formed as a closed area and is disposed all around the wing. That is, in the partial cross-sectional view of FIG.
  • a point at which the straight outer wall surface 11a extending in the radial direction of the wing body 11 and the curved surface R forming the outer surface of the fillet portion 41 smoothly intersect is X; Assuming that the point where the platform outer surface 12a and the curved surface R smoothly spread is smoothly intersected by drawing the points X and Y around the wing body 11, the fillet portion 41 and the outer wall surface 11a of the wing body and A fillet upper end line 14a and a fillet lower end line 14b are formed at the boundary between the fillet portion 14 and the platform outer surface 12a. An area surrounded by the fillet upper end line 14 a and the fillet lower end line 14 b (a portion shown by hatching in FIG. 3B) forms the range of the fillet portion 14.
  • the bypass flow passage 41 is disposed in the fillet portion 14 surrounded by the fillet upper end line 14a and the fillet lower end line 14b in a sectional view from the leading edge to the trailing edge of the wing as shown in the partial sectional view of FIG. 3B. Ru. That is, the inlet 41 a of the bypass flow channel 41 is disposed in the fillet portion 14 and formed on the inner wall surface of the first cooling flow channel 25 in a cross-sectional view from the front edge to the rear edge of the wing.
  • the bypass channel 41 extends from the inlet 41a in a substantially horizontal direction (rotor axial direction) toward the curved surface R, and as shown in FIGS.
  • the fillet (serpentine channel side) of the curved surface R of the fillet portion 14 is filleted. It arrange
  • all of the bypass flow channels 41 are disposed in the fillet portion 14 surrounded by the fillet upper end line 14 a and the fillet lower end line 14 b.
  • the bypass passage 41 can be manufactured simultaneously in the process of integrally casting the turbine blades.
  • a serpentine flow channel is provided with a flow channel having a long and thin meandering distance, and an internal structure such as a return structure (a return portion) or a turbulator in the middle of the flow channel.
  • the pressure drop reduces the pressure.
  • the pressure of the cooling air CA in the first supply passage 33, the second supply passage 34, and the third supply passage 35 provided in the base 13 for receiving the cooling air CA from the rotor 5 side is substantially the same. It is.
  • the cooling flow path (first cooling flow path 25) of the first system flow path 22 is closest to the leading edge 17 and extends from the base 13 side to the wing tip 16 It is one flow path.
  • the first cooling channel 25 has the highest pressure in the channel on the side of the base 13 that receives the cooling air CA from the rotor 5 side, and the fillet section including the radially inner and outer channels sandwiching the fillet section 14 The inside of the flow path in the vicinity of 14 forms a high pressure portion 36.
  • the second cooling flow path 26 the third cooling flow path 27, and the fourth cooling flow path 28 are connected via the folded structure (return part), and a serpentine long cooling flow serpentine A path is formed.
  • the cooling air CA has the highest pressure upstream of the fourth cooling flow passage 28 that receives the cooling air CA from the rotor 5 side.
  • the pressure of the cooling air gradually decreases due to pressure loss while flowing through the cooling flow passage and the return portion, and immediately after being discharged from the cooling hole (not shown) of the blade of the second cooling flow passage 26 It becomes almost the same pressure.
  • the cooling air CA flows through the inside of the flow path in the order of the fourth cooling flow path 28, the third cooling flow path 27, and the second cooling flow path 26, and the cooling air pressure decreases, the downstream of the second cooling flow path 26.
  • the end (the tip 16) has the lowest pressure.
  • the high pressure section 36 is formed in the vicinity of the fillet section 14 including the inner and outer channels in the radial direction across the fillet section 14.
  • the low pressure portion 37 is formed in the vicinity of the fillet portion 14 of the second cooling flow passage 26.
  • the cooling air is branched and flowed to the bypass channel 41 by utilizing the differential pressure of the cooling air between the high pressure section 36 on the inlet 41 a side of the bypass channel and the low pressure section 37 on the outlet 41 b side.
  • the fillet portion 14 can be convectively cooled from the inside of the wing body 11 by the cooling air CA in the bypass flow passage.
  • bypass flow channel may be provided on one of the negative pressure surface 21 (back side) or the pressure surface 20 (abdominal side) of the wing 11, or may be provided on both sides. It is desirable to select one according to the heat structure of the wing structure and the wing surface.
  • the first embodiment shown in FIG. 3C is an example in which the bypass flow passage 41 is provided only on the pressing surface 20 on the front edge 17 side of the wing body 11, but depending on the state of thermal stress, it may be provided only on the suction surface 21. Good.
  • the 1st modification shown to FIG. 3D has shown the example which provided the bypass flow path 41 in both surfaces of the pressure surface 20 and the negative pressure surface 21. As shown in FIG.
  • the bypass flow path is provided in the vicinity of the fillet portion, convection cooling can be performed from the inside of the fillet portion. Therefore, it is not necessary to perform hole processing such as providing a cooling hole on the blade surface or platform surface in the vicinity of the fillet portion where thermal stress is large, and fatigue failure or the like of the blade is avoided to improve the reliability of the blade.
  • the cooling air is returned to the serpentine flow passage in the vicinity of the fillet without being discharged from the cooling holes into the combustion gas from the cooling holes, the cooling air returned to the inside of the second cooling flow passage 26 further flows through the second cooling flow passage 26
  • the blade body 11 is convectively cooled. Furthermore, since the cooling air is blown out from the film holes to film-cool the blade surface, the cooling air is used up and the amount of cooling air is reduced. Therefore, the thermal efficiency of the entire gas turbine and the reliability of the gas turbine are improved.
  • FIGS. 4A, 4B, and 4C show modifications of the first embodiment related to the bypass flow channel.
  • the high pressure portion 36 is provided radially inward of the fillet portion 14 in the first cooling flow passage 25, and the low pressure portion 37 is radially emitted from the fillet portion 14 of the second cooling flow passage 26.
  • the inlet 42a of the bypass flow channel 42 is disposed at the high pressure portion 36, and the outlet 42b is disposed at the low pressure portion 37.
  • the bypass channel 42 connects the inlet 42 a and the outlet 42 b of the bypass channel 41 in a substantially straight line in a longitudinal sectional view, and the middle portion is disposed along the inside of the fillet portion 14 (serpentine channel side) .
  • the high pressure portion 36 is provided radially outward of the fillet portion 14 in the first cooling flow passage 25, and the low pressure portion 37 is radially emitted from the fillet portion 14 of the second cooling flow passage 26.
  • the inlet 43a of the bypass flow channel 43 is disposed at the high pressure portion 36, and the outlet 43b is disposed at the low pressure portion 37.
  • the bypass flow path 43 connects the inlet 43 a and the outlet 43 b of the bypass flow path 43 in a substantially linear shape in a longitudinal cross sectional view, and the middle portion is along the inside of the fillet portion 14 Are arranged.
  • the fourth modified example shown in FIG. 4C is the same as the first embodiment in selecting the high pressure portion 36, but differs in that the low pressure portion 37 is provided in the vicinity of the fillet portion 14 of the third cooling channel 27. Since the differential pressure between the vicinity of the fillet portion 14 of the fourth cooling flow passage 28 and the vicinity of the fillet portion 14 of the third cooling flow passage 27 can be used if the vicinity of the fillet portion 14 of the third cooling flow passage 27 is used, bypass flow Cooling air may flow into the passage 44.
  • the outlet 44 b of the bypass flow path 44 is provided in the fillet portion 14 on the downstream side of the third cooling flow path 27 and the middle bypass flow path 44 is disposed along the inside of the fillet portion 14, the above-described first Since the bypass flow path length can be extended more than the modification example, the cooling length of the fillet portion 14 can be further extended.
  • the first embodiment is an example related to a bypass flow passage between different systems between the first system flow passage 22 and the second system flow passage 23, but the present embodiment is directed to a bypass flow passage 45 in the second system flow passage 23.
  • the point is different. That is, in the present embodiment, the high pressure portion 36 is provided in the fillet portion 14 on the upstream side of the fourth cooling channel 28, and the low pressure portion 37 is provided in the fillet portion 14 on the upstream side of the second cooling channel 26. According to the configuration of this embodiment, the same effect as that of the first embodiment described above can be obtained.
  • the bypass flow passage 45 of the present embodiment may be provided on one of the negative pressure surface 21 (back side) or the pressure surface 20 (abdominal side) of the wing 11. It may be provided on both sides. It is desirable to select one according to the heat structure of the wing structure and the wing surface.
  • FIG. 5B is an example which provided the bypass flow path 45 only in the pressurization surface 20 of the wing body 11, you may provide only in the negative pressure surface 21 depending on the state of thermal stress.
  • FIG. 5C is an example in which bypass flow channels 45 are provided on both surfaces of the pressure surface 20 and the suction surface 21.
  • the same concept as the first embodiment can be applied to the concept of the fillet section 14 and the relationship between the fillet section and the bypass flow channel. Furthermore, the idea of the modification of the bypass flow path shown to FIG. 4A and FIG. 4B is applicable also to a present Example.
  • the present embodiment differs from the first and second embodiments in that the bypass flow channel 46 in the third system flow channel 24 is used. That is, the third system flow path 24 extends from the front edge 17 to the rear edge 18 in the order of the fifth cooling flow path 29, the sixth cooling flow path 30, and the seventh cooling flow path 31 adjacent to the fourth cooling flow path 28.
  • the serpentine long cooling channels are formed so as to be connected via a folded structure (return portion).
  • the cooling air CA has the highest pressure at the inlet of the fifth cooling flow passage 29 that receives the cooling air from the rotor 5 side.
  • the pressure of the cooling air gradually decreases due to pressure loss, and flows from the seventh cooling flow path 31 to the trailing edge 18 side
  • the cooling air immediately after being discharged from the trailing edge 19 into the combustion gas has a pressure substantially equal to the combustion gas pressure. That is, in the process of the cooling air CA flowing in the flow path in the order of the fifth cooling flow path 29, the sixth cooling flow path 30, and the seventh cooling flow path 31, the cooling air pressure gradually decreases.
  • the flow passage in the vicinity of the fillet portion 14 of the cooling air CA entering the wing body 11 from the base 13 side of the fifth cooling flow passage 29 forms a high pressure portion 36 having a high pressure.
  • the vicinity of the fillet portion 14 forms a low pressure portion 37 having a low pressure. Therefore, the differential flow between the fifth cooling flow passage 29 and the seventh cooling flow passage 31 is used to arrange the bypass flow passage 46 therebetween, and the bypass flow passage 46 is arranged along the fillet portion 14 It may be According to the configuration of this embodiment, the same effect as that of the first embodiment can be obtained.
  • bypass flow channel 46 is provided on either the suction surface 21 or the pressure surface 20 of the wing 11 or on both surfaces. It is selected depending on how the heat load is applied.
  • FIG. 6B is an example which provided the bypass flow path 46 only in the negative pressure surface 21 of the wing body 11, you may provide only in the pressurization surface 20 depending on the state of a thermal stress.
  • FIG. 6C is an example in which the bypass flow passage 46 is provided on both the pressure surface and the suction surface.
  • the same concept as the first embodiment can be applied to the concept of the fillet section 14 and the relationship between the fillet section and the bypass flow channel.
  • the concept of the modification of the bypass flow channel shown in FIGS. 4A and 4B can be applied to this embodiment.
  • the configurations shown in the first to third embodiments described above can be applied independently to each embodiment depending on how the thermal load is applied to the wing structure and the wing surface, and a plurality of the embodiments are combined.
  • the configuration may be applicable.
  • the effect of the combined configuration of the plurality of embodiments is the same as that of the first embodiment.
  • the three system serpentine channels are provided, and the first system channel 22 closest to the front edge 17 is constituted by a single cooling channel, and the second system channel 23 and the second system channel 23
  • the 3-system flow path 24 is composed of serpentine cooling flow paths in which three cooling flow paths are connected in series from the front edge 17 to the rear edge 18, but the same concept is applied to the other cooling flow path configurations. Applicable
  • the first system channel is constituted by a single channel
  • the second system channel and the third system channel are respectively constituted by three serpentine cooling channels, and a total of seven cooling channels It is made up of flow channels (this configuration is called a 1-3U-3D system).
  • 1-3 U-3 D system means that it is configured by three flow paths
  • the second flow path and the third flow path are each configured by three flow paths.
  • the flow of the cooling air CA is distinguished by attaching “D” in the flow path from the leading edge 17 to the trailing edge 18 and “U” in the reverse flow.
  • the first system flow channel is a single flow channel
  • the second system flow The configuration is such that the flow of cooling air from the leading edge 17 toward the trailing edge 18 is made up of the serpentine channel having five channels and the third system channel being a cooling channel of a single channel (1 There is -5D-1 system).
  • the first cooling flow A bypass channel is provided between the channel and the fourth cooling channel or the first cooling channel and the fifth cooling channel, and the bypass channel is arranged along the inside of the fillet portion 14.
  • the configuration of the cooling channels of gas turbine blades is diverse, but among the cooling channels of one system, the channel with the highest pressure is considered as the high pressure part, and the same system
  • the flow path with the lowest pressure among the flow paths of different systems as the low pressure portion and providing the bypass flow path between the high pressure portion and the low pressure portion near the fillet portion
  • a configuration satisfying the technical concept of the present invention is provided. realizable. If the high pressure part and the low pressure part are selected at positions away from the fillet part, it will be difficult to provide a bypass flow passage, which is not suitable.
  • the high pressure part with the highest pressure and the low pressure part with the lowest pressure are described as an example, but even with an intermediate pressure, the pressure difference between the high pressure part and the low pressure part allows cooling air to flow. If secured, a bypass flow path can be provided.

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Abstract

熱応力が大きい翼面やプラットフォームの外表面に孔加工を行わず、フィレット部を対流冷却した後の冷却空気をフィレット部近傍の冷却孔から燃焼ガス中に排出せずに、翼体内の冷却空気として有効利用できるガスタービン動翼の冷却構造を提供する。プラットフォームと、蛇行するサーペンタイン冷却流路を含む冷却流路を備えた翼体と、前記翼体と前記プラットフォームの繋ぎ面に配設されたフィレット部と、前記サーペンタイン冷却流路に連通する冷却流路を備えた基部と、から形成されるガスタービン動翼であって、前記冷却流路は、前記冷却流路の高圧部から分岐して、前記フィレット部の内側を近接して通過して、前記冷却流路の低圧部に接続するバイパス流路を備えている。

Description

ガスタービン動翼およびガスタービン
　本発明は、ガスタービンに適用されるガスタービン動翼およびガスタービンに関する。
　ガスタービンは、高温の燃焼ガスが持つ熱エネルギーを回転エネルギーに変換して電力として取り出す装置であり、ガスタービンに組み込まれたガスタービン動翼は、常に高温の燃焼ガス中で使用される。そのため、ガスタービン動翼は、内部にサーペンタイン流路等の冷却流路を備え、外部から冷却空気を受入れて翼体を冷却している。特に、翼体とプラットフォームの繋ぎ面であるフィレット部は、壁が厚くなり、冷却しにくい部位であるため、相対的に壁温が高温となり、熱負荷や翼構造の点から熱応力が発生しやすい。これに対応するため、ガスタービン動翼のフィレット部を冷却する手段として、冷却空気によりフィレット部を対流冷却する方法が種々提案されている。
　特許文献１には、冷却空気を基部（翼根）側から冷却流路を通してフィレット部近傍の翼体内に設けたキャビティに導入し、フィレット部を内側から対流冷却して、冷却空気をキャビティに設けたフィルム孔から燃焼ガス中に排出する手段が開示されている。
　一方、特許文献２には、基部内に設けた冷却空気供給路から冷却空気の枝管を引き出し、フィレット部を貫通してフィルム冷却孔に開口して、冷却空気をフィルム冷却孔から吹き出してフィレット部を冷却する手段が開示されている。
特開２００６－１１２４２９号公報 特開２００６－１７０１９８号公報
　しかし、一般に、熱負荷が大きいフィレット部近傍やプラットフォームの外表面は熱応力が大きいため、孔廻りの応力集中により疲労破壊が生じやすく、孔加工が困難という問題点がある。
　本発明は、上記の問題点に鑑みなされたもので、熱応力が大きい翼面やプラットフォームの外表面に孔加工を行わず、フィレット部を対流冷却した後の冷却空気をフィレット部近傍の冷却孔から燃焼ガス中に排出せずに、翼体内の冷却空気として有効利用できるガスタービン動翼の冷却構造を提供することを目的としている。
　本発明は、上記の問題点を解決するため、下記の手段を採用した。
　本発明の第１の態様に係るガスタービン動翼は、プラットフォームと、蛇行するサーペンタイン冷却流路を含む冷却流路を備えた翼体と、前記翼体と前記プラットフォームの繋ぎ面に配設されたフィレット部と、前記サーペンタイン冷却流路に連通する冷却流路を備えた基部と、から形成されるガスタービン動翼であって、前記冷却流路は、前記冷却流路の高圧部から分岐して、前記フィレット部に沿って前記フィレット部の内側に配置され、前記冷却流路の低圧部に接続するバイパス流路を備えることを特徴とする。
　前記第１の態様によれば、冷却空気の圧力が高い冷却流路の高圧部からバイパス流路を取り出して、フィレット部に沿ってフィレット部の内側に配置され、圧力の低い冷却流路の低圧部に接続するので、高圧部と低圧部の冷却空気の差圧を利用して、バイパス流路内を冷却空気の一部を流すことができる。これにより、バイパス流路内の冷却空気によりフィレット部を内側から対流冷却する一方、フィレット部近傍またはプラットフォーム面に冷却孔を設ける必要がない。したがって、冷却孔周辺の応力集中に伴う翼の疲労破壊等の問題を回避でき、翼の信頼性が向上する。また、バイパス流路を流れる冷却空気は、冷却流路の低圧部に戻され、冷却流路内を流れて燃焼ガス中に排出する過程で、翼体を内部から対流冷却するので、冷却空気の使い廻しがされ、冷却空気量が低減できる。
　前記第１の態様に係る冷却流路は、入口側が前記高圧部のフィレット部に配設され、出口側が前記低圧部のフィレット部に配設されたバイパス流路を備えることが望ましい。
　前記第１の態様に係る前記冷却流路は、入口側が前記高圧部の前記フィレット部より径方向の内側に配設され、出口側が前記低圧部の前記フィレット部より径方向の外側に配設された冷却流路にあることが望ましい。
　前記第１の態様に係る前記冷却流路は、入口側が前記高圧部の前記フィレット部より径方向の外側に配設され、出口側が前記低圧部の前記フィレット部より径方向の内側に配設された冷却流路にあることが望ましい。
　前記第１の態様に係る冷却流路は、複数系統の冷却流路からなり、前記高圧部が配設された冷却流路と、前記低圧部が配設された冷却流路とは、互いに異なる系統の冷却流路であることが望ましい。
　前記第１の態様に係る冷却流路は、複数系統の冷却流路からなり、前記高圧部が配設された冷却流路と、前記低圧部が配設された冷却流路とは、同一の系統の冷却流路であることが望ましい。
　前記第１の態様に係る冷却流路は、少なくとも前記翼体の圧力面または負圧面のいずれか一方の面に設けられていることが望ましい。
　前記第１の態様に係る冷却流路は、前記翼体の冷却流路が、３系統の冷却流路からなり、第１系統の冷却流路は、最も前縁に近接する第１冷却流路から形成され、第２系統の冷却流路は、サーペンタイン冷却流路からなり、前記第１冷却流路に近接する第２冷却流路、第３冷却流路、第４冷却流路の順に、前縁から後縁に向けて配置される冷却流路であり、第３系統の冷却流路は、サーペンタイン冷却流路からなり、前記第４冷却流路に近接する第５冷却流路、第６冷却流路、第７冷却流路の順に、前縁から後縁に向けて配置される冷却流路であって、前記高圧部は前記第１冷却流路にあり、前記低圧部は前記第２冷却流路にあることが望ましい。
　本発明の第２の態様は、前述のガスタービン動翼を備えたガスタービンであることが望ましい。
　本発明によれば、ガスタービン動翼が、冷却流路の高圧部から分岐して、フィレット部に沿ってフィレット部の内側に配設され、冷却流路の低圧部に戻すバイパス流路を備えるので、フィレット部を内側から対流冷却できる。そのため、熱応力が大きいフィレット部近傍の外表面またはプラットフォームの外表面に、冷却孔等の孔加工を施すことなくフィレット部を冷却できるので、翼の疲労破壊等の問題が回避され、翼の信頼性が向上する。
図１は、ガスタービンの全体構成図の一例を示す。 図２は、ガスタービン動翼の斜視図を示す。 図３Ａは、第１実施例に係わるガスタービン動翼の縦断面図を示す。 図３Ｂはガスタービン動翼の前縁から後縁を見た縦方向部分断面図（図３Ａの断面Ａ―Ａ）を示す。 図３Ｃはガスタービン動翼の横断面図（図３Ａの断面Ｂ―Ｂ）を示す。 図３Ｄはバイパス流路の第１変形例を示す。 図４Ａはバイパス流路の第２変形例を示す。 図４Ｂはバイパス流路の第３変形例を示す。 図４Ｃはバイパス流路の第４変形例を示す。 図５Ａは、第２実施例に係わるガスタービン動翼の縦断面図を示す。 図５Ｂはガスタービン動翼の横断面図（図５Ａの断面Ｃ－Ｃ）を示す。 図５Ｃはバイパス流路の第５変形例を示す。 図６Ａは、第３実施例に係わるガスタービン動翼の縦断面図を示す。 図６Ｂはガスタービン動翼の横断面図（図６Ａの断面Ｄ－Ｄ）を示す。 図６Ｃはバイパス流路の第６変形例を示す。
　本発明に係るガスタービン動翼およびガスタービンについて、その実施形態を図１～図６に基づいて以下に説明する。
（第１実施例）
　図１から図３に基づき、第１実施例について、以下に説明する。
　図１は、ガスタービンの全体構成図を示す。ガスタービン１は、燃焼用空気を圧縮する圧縮機２と、圧縮機２から送られてきた圧縮空気に燃料を噴射させて燃焼させ、燃焼ガスを発生させる燃焼器３と、燃焼器３の燃焼ガスの流れ方向の下流側に設けられ、燃焼器３を出た燃焼ガスにより駆動されるタービン部４と、圧縮機２とタービン部４と発電機（図示せず）を一体に締結するロータ５で構成されている。
　タービン部４は、燃焼器３で発生させた燃焼ガスをタービン静翼６およびタービン動翼７に供給し、タービン動翼７をロータ５の廻りに回転させて、回転エネルギーを電力に変換している。タービン静翼６およびタービン動翼７は、燃焼ガスの流れ方向の上流側から下流側に向かって交互に配置されている。また、タービン動翼７は、ロータ５の周方向に複数配置され、ロータ５と一体となって回転している。
　図２は、ガスタービン動翼の外観を示している。ガスタービン動翼７は、径方向に延在して内部に蛇行する冷却流路を備えた翼体１１と、翼体１１に直交するように設けられたプラットフォーム１２と、前記翼体１１とプラットフォーム１２をロータ５に固定する基部１３とから構成される。前記翼体１１と、前記プラットフォーム１２と、前記基部１３とは、鋳造で一体に製作されている。プラットフォーム１２と翼体１１との繋ぎ面のフィレット部１４は、翼体の全周に形成され、応力集中を避けるため、一定のＲ（曲率半径）をもった滑らかな曲面で形成されている。
　ガスタービン動翼の断面構造の一例を、図３Ａ、図３Ｂおよび図３Ｃに基づき説明する。図３Ａは、ガスタービン動翼の縦断面図を示し、図３Ｂは翼体１１を前縁１７から後縁１８の方向に見た縦方向の部分断面図で、図３Ａの断面Ａ－Ａを示している。また、図３Ｃは翼体１１の横断面図で、図３Ａの断面Ｂ－Ｂを示している。図３Ａに示すように、翼体１１内には翼体１１を冷却空気ＣＡで冷却するため、複数系統の冷却流路２２、２３、２４が配置されている。また、翼体１１の冷却流路は、基部１３に配置された冷却流路に連通し、それぞれの冷却流路に流す冷却空気ＣＡは、基部１３に接続するロータ５側の冷却流路（図示せず）から供給されている。
　本実施例に示す翼体１１の冷却流路２２、２３、２４は、３つの系統の流路で構成され、プラットフォーム１２に接続する基部１３内に配置された互いに独立した３つの供給流路３３、３４、３５にそれぞれ連通している。
　前記翼体１１に配置された３系統の冷却流路は、前縁１７から後縁１８に向かって、最も前縁１７に近接する第１系統流路２２および第２系統流路２３、第３系統流路２４の順番に配置される。それぞれの系統の冷却流路は、基部１３に設けられた互いに独立した冷却流路である第１供給流路３３、第２供給流路３４、第３供給流路３５のそれぞれに連通している。
　第１系統流路２２は、最も前縁１７に近接し、径方向に基部１３側から翼頂部１６に向かう単一の第１冷却流路２５のみで形成され、基部１３から翼頂部１６まで延在している。また、第１冷却流路２５に接する翼体１１の壁面の負圧面２１（背側）および加圧面２０（腹側）には、燃焼ガス側と翼体１１内部の冷却流路側を連通させる多数のフィルム孔（図示せず）が設けられている。
　第２系統流路２３は、前縁１７と後縁１８の中間部の翼体１１内に設けられ、第２冷却流路２６、第３冷却流路２７、第４冷却流路２８の各流路が折返し構造（リターン部）で接続されて、一本の蛇行したサーペンタイン冷却流路に形成されている。第２系統流路２３は、前縁１７から後縁１８に向かって、最も第１冷却流路２５に近接して設けられた第２冷却流路２６および第３冷却流路２７、第４冷却流路２８の順番で配置されている。ロータ５側から供給された冷却空気ＣＡは、第２供給流路３４を経て第４冷却流路２８に流入し、リターン部３２で折返しながら第３冷却流路２７、第２冷却流路２６の順に流路内を流れる。
　すなわち、第４冷却流路２８は、基部１３側から翼頂部１６に向かって径方向に延在し、翼頂部１６近傍に設けられたリターン部３２で１８０°転回して、第３冷却流路２７に連通する。第３冷却流路２７も翼頂部１６から基部１３側に向かって半径方向に延在し、リターン部３２で１８０°転回して、第２冷却流路２６に連通する。さらに、第２冷却流路２６も、基部１３側から翼頂部１６に向かって径方向に延在し、第２冷却流路２６の翼頂部１６に設けられた冷却孔（図示せず）に連通する。また、第２冷却流路２６、第３冷却流路２７および第４冷却流路２８に接する翼体１１の壁面の負圧面２１（背側）および加圧面２０（腹側）には、第１冷却流路と同様に、燃焼ガス側と各冷却流路側とを連通させる多数のフィルム孔（図示せず）が設けられている。
　第３系統冷却流路２４は、前縁１７と後縁１８の中間部から後縁１８側に設けられ、第５冷却流路２９、第６冷却流路３０、第７冷却流路３１が折返し構造（リターン部）で接続されて、一本の蛇行したサーペンタイン冷却流路に形成されている。第３系統流路２４は、前縁１７から後縁１８に向かって、第４冷却流路２８に近接して設けられた第５冷却流路２９および第６冷却流路３０、第７冷却流路３１の順に配置され、第７冷却流路３１を出た冷却空気ＣＡは、翼頂部１６に設けられた冷却孔（図示せず）から燃焼ガス中に排出されるとともに、冷却空気の一部は後縁端部１９より燃焼ガス中へ排出される。ロータ５側から供給された冷却空気ＣＡは、第２系統流路と同様に、第３供給流路３５を経て第５冷却流路２９に流入し、リターン部３２で折返しながら第６冷却流路３０、第７冷却流路３１の順に通路内を流れる。
　すなわち、第５冷却流路２９は、基部１３から翼頂部１６に向かって径方向に延在し、翼頂部１６近傍に設けられたリターン部３２で１８０°転回して、第６冷却流路３０に連通する。第６冷却流路３０は、同様に翼頂部１６から基部１３側に向かって半径方向に延在し、リターン部３２で１８０°転回して、第７冷却流路３１に連通する。さらに、第７冷却流路３１は、基部１３側から翼頂部１６に向かって径方向に延在する流路であり、翼頂部１６に設けた冷却孔（図示せず）および後縁端部１９に連通している。また、第５冷却流路２９、第６冷却流路３０、第７冷却流路３１に接する翼体１１の壁面の負圧面２１（背側）および加圧面２０（腹側）には、他の系統の冷却流路と同様に、燃焼ガス側と各冷却流路側とを連通させる多数のフィルム孔（図示せず）が設けられている。
　また、各冷却流路の内壁には、翼体の対流冷却を促進するため、タービュレータ（図示せず）を設けてもよい。
　前述の冷却流路の構成により、基部１３に設けられた各系統に連通する冷却流路（第１供給流路３３、第２供給流路３４、第３供給流路３５）にロータ５側から供給された冷却空気ＣＡは、第１系統流路２２（第１冷却流路２５）、第２系統流路２３（第４冷却流路２８、第３冷却流路２７、第２冷却流路２６）および第３系統流路２４（第５冷却流路２９、第６冷却流路３０、第７冷却流路３１）に供給される。第１系統流路２２に供給された冷却空気ＣＡは、前縁１７側の翼体１１の負圧面２１側および加圧面２０側の内壁面を対流冷却しながら、前縁１７側の翼面に設けられたフィルム冷却孔から燃焼ガス中に吹出す際、翼面をフィルム冷却している。第２系統流路２３は、翼体１１の中間部の負圧面２１および加圧面２０の内壁面を対流冷却すると共に、翼体１１の翼面に設けられた冷却孔から燃焼ガス中に排出する際、翼面をフィルム冷却する。また、第３系統流路２４も同様に、翼体１１の中間部から後縁１８側にかけ、翼体１１の負圧面２１（背側）および加圧面２０（腹側）の内壁面を対流冷却して、翼面に設けられた冷却孔から燃焼ガス中に排出する際、翼面をフィルム冷却する。また、第７冷却流路３１を流れる冷却空気ＣＡの一部は、後縁端部１９から燃焼ガス中に排出する過程で、後縁端部１９を対流冷却している。
　次に、フィレット部の冷却構造について説明する。図３Ａ、図３Ｂ、図３Ｃには、第１冷却流路２５と第２冷却流路２６を接続するバイパス流路４１が示されている。バイパス流路４１は、翼体１１の壁体内に形成され、バイパス流路４１の入口４１ａ側が第１冷却流路２５に連通し、出口４１ｂ側は第２冷却流路２６に連通している。すなわち、バイパス流路４１は、図３Ａに示す翼体１１の縦断面図で、バイパス流路４１の入口４１ａおよび出口４１ｂともに、フィレット部１４が形成された範囲に配置されている。
　ここで、フィレット部の範囲について説明する。図３Ｂの部分断面図に示すように、フィレット部１４は、翼体１１とプラットフォーム１２の繋ぎ部の熱応力を低減するため一定の曲率半径を備えた曲面Ｒと翼体１１およびプラットフォーム１２で囲まれた領域として形成され、翼体の全周に配置されている。すなわち、図３Ｂの部分断面図で、翼体１１の径方向に伸びる直線状の外壁面１１ａとフィレット部４１の外表面を形成する曲面Ｒとが滑らかに交わる点をＸとし、プラットフォーム１２の直線状に広がるプラットフォーム外表面１２ａと曲面Ｒとが滑らかに交わる点をＹ点とすれば、点Ｘおよび点Ｙを翼体１１の廻りに描くことにより、フィレット部４１と翼体の外壁面１１ａおよびフィレット部１４とプラットフォーム外表面１２ａの境界に、フィレット上端ライン１４ａ、フィレット下端ライン１４ｂが形成される。
　このフィレット上端ライン１４ａ、フィレット下端ライン１４ｂで囲まれた領域（図３Ｂのハッチングで示す部分）がフィレット部１４の範囲を形成する。
　バイパス流路４１は、図３Ｂの部分断面図に示すように、翼の前縁から後縁を見た断面視で、フィレット上端ライン１４ａ、フィレット下端ライン１４ｂで囲まれたフィレット部１４に配置される。すなわち、バイパス流路４１の入口４１ａは、翼の前縁から後縁を見た断面視で、フィレット部１４内に配置され、第１冷却流路２５の内壁面に形成される。バイパス流路４１は、入口４１ａから略水平方向（ロータ軸方向）に曲面Ｒに向かって延び、図３Ａおよび図３Ｃに示すように、フィレット部１４の曲面Ｒの内側（サーペンタイン流路側）をフィレット部１４に沿って配置され、さらに第２冷却流路出口４１ｂに接続している。なお、本実施例では、バイパス流路４１の全てが、フィレット上端ライン１４ａ、フィレット下端ライン１４ｂで囲まれたフィレット部１４内に配置される。なお、バイパス流路４１は、タービン動翼を一体鋳造する過程で、同時に製作が可能である。
　次に、バイパス流路の技術的な意義を説明する。
　一般に、サーペンタイン流路は、細長い蛇行した距離の長い流路を備え、流路の途中に折返し構造（リターン部）やタービュレータ等の内部構造を備えるため、冷却空気が流路内を流れる過程で、圧力損失により圧力が低下する。なお、ロータ５側から冷却空気ＣＡを受入れる基部１３内に設けられた第１供給流路３３、第２供給流路３４、第３供給流路３５内の冷却空気ＣＡの圧力は、ほぼ同じ圧力である。
　図３Ａ、図３Ｃに示すように、第１系統流路２２の冷却流路（第１冷却流路２５）は、最も前縁１７に近接し、基部１３側から翼頂部１６まで延在する単一の流路である。第１冷却流路２５は、ロータ５側から冷却空気ＣＡを受入れる基部１３側の流路内の圧力が最も高く、フィレット部１４を挟んだ径方向の内側及び外側の流路を含めたフィレット部１４近傍の流路内が、高圧部３６を形成する。
　一方、第２系統流路２３は、第２冷却流路２６、第３冷却流路２７、第４冷却流路２８が折返し構造（リターン部）を介して接続されて、蛇行した長いサーペンタイン冷却流路が形成されている。冷却空気ＣＡは、ロータ５側から冷却空気ＣＡを受入れる第４冷却流路２８の上流側で圧力が最も高い。冷却流路およびリターン部を流れる間に圧力損失により冷却空気圧は徐々に低下して、第２冷却流路２６の翼体の冷却孔（図示せず）から排出された直後は、燃焼ガス圧とほぼ同じ圧力となる。すなわち、冷却空気ＣＡは、第４冷却流路２８、第３冷却流路２７、第２冷却流路２６の順に流路内部を流れて冷却空気圧が低下するため、第２冷却流路２６の下流端（翼頂部１６）が最も圧力が低くなる。第４冷却流路２８の基部１３側から翼体１１に入る冷却流路のうち、フィレット部１４を挟んだ径方向の内側及び外側の流路を含めたフィレット部１４近傍が高圧部３６を形成し、第２冷却流路２６のフィレット部１４近傍が低圧部３７を形成する。
　これにより、バイパス流路の入口４１ａ側の高圧部３６と出口４１ｂ側の低圧部３７との冷却空気の差圧を利用して、冷却空気の一部を分岐してバイパス流路４１に流すことができ、バイパス流路内の冷却空気ＣＡにより、フィレット部１４を翼体１１の内側から対流冷却できる。
　また、バイパス流路は、翼体１１の負圧面２１（背側）または加圧面２０（腹側）の一方の面に設けてもよいし、両面に設けてもよい。翼構造や翼面の熱負荷のかかり方により、いずれかを選択するのが望ましい。図３Ｃに示す第１実施例は、翼体１１の前縁１７側の加圧面２０にのみバイパス流路４１を設けた例であるが、熱応力の状態によっては負圧面２１のみに設けてもよい。また、図３Ｄに示す第１変形例は、加圧面２０と負圧面２１の両面にバイパス流路４１を設けた例を示している。
　第１実施例に示す構成によれば、フィレット部に近接させてバイパス流路を設けるので、フィレット部の内側から対流冷却できる。そのため、熱応力が大きいフィレット部近傍の翼面またはプラットフォーム面に冷却孔を設ける等の孔加工をする必要がなく、翼の疲労破壊等を回避して、翼の信頼性が向上する。
　また、冷却空気をフィレット近傍で冷却孔から燃焼ガス中に排出することなくサーペンタイン流路に戻すので、第２冷却流路２６内に戻った冷却空気は、更に第２冷却流路２６を流れる間に翼体１１を対流冷却する。更に、冷却空気は、フィルム孔から吹出して翼面をフィルム冷却するので、冷却空気の使い廻しが行われ、冷却空気量が低減される。そのため、ガスタービン全体の熱効率とガスタービンの信頼性が向上する。
　図４Ａ、図４Ｂ、図４Ｃには、バイパス流路に係わる第１実施例の変形例を示している。図４Ａに示す第２変形例では、高圧部３６を第１冷却流路２５内のフィレット部１４より径方向の内側に設け、低圧部３７を第２冷却流路２６のフィレット部１４より径方向の外側に配置して、バイパス流路４２の入口４２ａを高圧部３６に、出口４２ｂを低圧部３７に配置した例である。バイパス流路４２は、縦断面視でバイパス流路４１の入口４２ａ、出口４２ｂを略直線状に接続して、中間部はフィレット部１４の内側（サーペンタイン流路側）に沿わせて配置している。
　図４Ｂに示す第３変形例は、高圧部３６を第１冷却流路２５内のフィレット部１４より径方向の外側に設け、低圧部３７を第２冷却流路２６のフィレット部１４より径方向の内側に配置して、バイパス流路４３の入口４３ａを高圧部３６に、出口４３ｂを低圧部３７に配置した例である。また、第２変形例と同様に、バイパス流路４３は、縦断面視でバイパス流路４３の入口４３ａ、出口４３ｂを略直線状に接続して、中間部はフィレット部１４の内側に沿わせて配置している。
　図４Ｃに示す第４変形例は、高圧部３６の選定は第１実施例と同じであるが、低圧部３７を第３冷却流路２７のフィレット部１４近傍に設けた点が異なる。第３冷却流路２７のフィレット部１４近傍であれば、第４冷却流路２８のフィレット部１４近傍と第３冷却流路２７のフィレット部１４近傍の間の差圧が利用できるので、バイパス流路４４内に冷却空気を流すことができる。また、第３冷却流路２７の下流側のフィレット部１４にバイパス流路４４の出口４４ｂを設け、中間のバイパス流路４４をフィレット部１４の内側に沿わせて配置すれば、前述の第１変形例よりバイパス流路長を延ばせるので、フィレット部１４の冷却長さを更に広げることが出来る。
（第２実施例）
　次に、第２実施例について、図５Ａ、図５Ｂ、図５Ｃに基づき、以下に説明する。第１実施例は第１系統流路２２と第２系統流路２３の間の異なる系統間のバイパス流路に関する例であるが、本実施例は第２系統流路２３内のバイパス流路４５である点が異なる。すなわち、本実施例では、高圧部３６を第４冷却流路２８の上流側のフィレット部１４に設け、低圧部３７を第２冷却流路２６の上流側のフィレット部１４に設けている。本実施例の構成によれば、前述の第１実施例と同様の効果が得られる。
　なお、本実施例のバイパス流路４５は、第１実施例と同様に、翼体１１の負圧面２１（背側）または加圧面２０（腹側）の一方の面に設けてもよいし、両面に設けてもよい。翼構造や翼面の熱負荷のかかり方により、いずれかを選択するのが望ましい。図５Ｂに示す例は、翼体１１の加圧面２０にのみバイパス流路４５を設けた例であるが、熱応力の状態によっては負圧面２１にのみ設けてもよい。図５Ｃに示す例は、加圧面２０と負圧面２１の両面にバイパス流路４５を設けた例である。また、フィレット部１４の考え方およびフィレット部とバイパス流路の関係は、第１実施例と同じ考え方を適用できる。さらに、図４Ａ、図４Ｂに示すバイパス流路の変形例の考え方は、本実施例にも適用できる。
（第３実施例）
　次に、第３実施例について、図６Ａ、図６Ｂ、図６Ｃに基づき、以下に説明する。本実施例は、第３系統流路２４内のバイパス流路４６である点が、第１実施例および第２実施例と異なる。すなわち、第３系統流路２４は、前縁１７から後縁１８にかけ、第４冷却流路２８に近接する第５冷却流路２９、第６冷却流路３０、第７冷却流路３１の順に折返し構造（リターン部）を介して接続されて、蛇行した長いサーペンタイン冷却流路が形成されている。冷却空気ＣＡは、ロータ５側から冷却空気を受入れる第５冷却流路２９の入口では圧力が最も高い。しかし、第２系統流路と同様に、冷却空気ＣＡが冷却流路内を流れる間に圧力損失により冷却空気の圧力は徐々に低下して、第７冷却流路３１から後縁１８側に流れて後縁端部１９から燃焼ガス中に排出された直後の冷却空気は、燃焼ガス圧とほぼ同じ圧力となる。すなわち、冷却空気ＣＡが、第５冷却流路２９、第６冷却流路３０、第７冷却流路３１の順に流路内を流れる過程で、冷却空気圧が徐々に低下する。第５冷却流路２９の基部１３側から翼体１１に入る冷却空気ＣＡのフィレット部１４近傍の流路内が圧力の高い高圧部３６を形成し、第７冷却流路３１の上流側内のフィレット部１４近傍が圧力の低い低圧部３７を形成する。従って、第５冷却流路２９と第７冷却流路３１の間の差圧を利用して、この間にバイパス流路４６を配置し、バイパス流路４６はフィレット部１４に沿わせて配置する構成としてもよい。本実施例の構成によれば、第１実施例と同様の効果が得られる。
　なお、本実施例においても、バイパス流路４６を翼体１１の負圧面２１または加圧面２０のいずれに設けるか、あるいは両面に設けるかは、第１実施例と同様に、翼構造や翼面の熱負荷のかかり方等により選択される。図６Ｂに示す例は、翼体１１の負圧面２１にのみバイパス流路４６を設けた例であるが、熱応力の状態によっては加圧面２０にのみ設けてもよい。図６Ｃに示す例は、加圧面と負圧面の両面にバイパス流路４６を設けた例である。また、フィレット部１４の考え方およびフィレット部とバイパス流路の関係は、第１実施例と同じ考え方を適用できる。さらに、第１実施例と同様に、図４Ａ、図４Ｂに示すバイパス流路の変形例の考え方は、本実施例にも適用できる。
　なお、前述の第１実施例から第３実施例に示す構成は、翼構造と翼面への熱負荷のかかり方により、各実施例ごとに単独に適用できるし、複数の実施例を組み合わせた構成が適用できる場合もある。また、複数の実施例の組合せた構成による効果は、第１実施例と同じである。
　また、第１実施例は、３系統のサーペンタイン流路を備え、前縁１７に最も近接する第１系統流路２２は、単一の冷却流路で構成し、第２系統流路２３および第３系統流路２４は、各々３本の冷却流路を前縁１７から後縁１８にかけて直列に結合したサーペンタイン冷却流路で構成されるが、他の冷却流路の構成にも同様の考え方が適用できる。
　第１実施例の冷却流路が、第１系統流路が単一流路、第２系統流路と第３系統流路が各々３本のサーペンタイン冷却流路で構成され、全体で７本の冷却流路で構成されたもの（この構成を、１－３Ｕ－３Ｄ系と呼ぶ）としている。ここで、「１－３Ｕ－３Ｄ系」とは、３系統の流路で構成され、第２系統流路および第３系統は各３本の流路で構成されていることを意味する。また、冷却空気ＣＡの流れが、前縁１７から後縁１８に向かう流路では「Ｄ」を付し、逆向きの流れでは「Ｕ」を付して区別している。
　他の流路構成を例にあげれば、第１実施例と同様に、全体で７本の流路で構成する点は同じであるが、第１系統流路が単一流路、第２系統流路が５本のサーペンタイン流路、第３系統流路が単一流路の冷却流路で構成し、第２系統流路は前縁１７から後縁１８に向かう冷却空気の流れとなる構成（１－５Ｄ－１系）がある。このような場合、第１実施例と同様に、前縁１７から後縁１８へかけ順番に流路番号を付して考えれば、第１冷却流路と第３冷却流路、第１冷却流路と第４冷却流路または第１冷却流路と第５冷却流路の間にバイパス流路を設け、バイパス流路は、フィレット部１４の内側に沿わせた配置とする構成が成立する。
　翼の冷却設計の考え方で、ガスタービン動翼の冷却流路の構成は多岐に渡るが、１つの系統の冷却流路の中で、最も圧力の高い流路を高圧部と考え、同一の系統または異なる系統の流路の中で圧力の最も低い流路を低圧部として、フィレット部に近い高圧部と低圧部の間にバイパス流路を設けることにより、本発明の技術思想を満足する構成が実現できる。高圧部と低圧部をフィッレト部から離れた位置に選定すると、バイパス流路を設けることが製作上困難となり、適当とは言えない。なお、前述の説明は、最も圧力の高い高圧部、最も圧力の低い低圧部を例に説明したが、中間の圧力であっても、高圧部と低圧部の間に冷却空気を流せる差圧が確保できれば、バイパス流路を設けることが出来る。
　前述の各実施例は、本発明の技術思想を反映した代表例であるが、本発明の技術思想を満足する限り、他の実施例および変形例も本発明の技術思想に範囲内に含まれる。
１　　ガスタービン　
２　　圧縮機
３　　燃焼器
４　　タービン部
５　　ロータ
６　　タービン静翼
７　　タービン動翼
１１　翼体
１１ａ翼体外壁面
１２　プラットフォーム
１２ａプラットフォーム外表面
１３　基部
１４　フィレット部
１４ａフィレット上端ライン
１４ｂフィレット下端ライン
１６　翼頂部
１７　前縁
１８　後縁
１９　後縁端部
２０　加圧面（腹側）
２１　負圧面（背側）
２２　第１系統流路
２３　第２系統流路
２４　第３系統流路
２５　第１冷却流路
２６　第２冷却流路
２７　第３冷却流路
２８　第４冷却流路
２９　第５冷却流路
３０　第６冷却流路
３１　第７冷却流路
３２　リターン部
３３　第１供給流路
３４　第２供給流路
３５　第３供給流路
３６　高圧部
３７　低圧部
４１、４２、４３、４４、４５、４６　バイパス流路
４１ａ、４２ａ、４３ａ、４４ａ、４５ａ、４６ａ　入口
４１ｂ、４２ｂ、４３ｂ、４４ｂ、４５ｂ、４６ｂ　出口
ＣＡ　冷却空気

Claims (9)

  1. 　プラットフォームと、
    　蛇行するサーペンタイン冷却流路を含む冷却流路を備えた翼体と、
    　前記翼体と前記プラットフォームの繋ぎ面に配設されたフィレット部と、
    　前記翼体の冷却流路に連通する冷却流路を備えた基部と、
    から形成されるガスタービン動翼であって、
    　前記冷却流路は、前記冷却流路の高圧部から分岐して、前記フィレット部に沿って前記フィレット部の内側に配設され、前記冷却流路の低圧部に接続するバイパス流路を備えるガスタービン動翼。
  2. 　前記冷却流路は、入口側が前記高圧部のフィレット部に配設され、出口側が前記低圧部のフィレット部に配設されたバイパス流路を備える請求項１に記載のガスタービン動翼。
  3. 　前記冷却流路は、入口側が前記高圧部の前記フィレット部より径方向の内側に配設され、出口側が前記低圧部の前記フィレット部より径方向の外側に配設された冷却流路にある請求項１に記載のガスタービン動翼。
  4. 　前記冷却流路は、入口側が前記高圧部の前記フィレット部より径方向の外側に配設され、出口側が前記低圧部の前記フィレット部より径方向の内側に配設された冷却流路にある請求項１に記載のガスタービン動翼。
  5. 　前記冷却流路は複数系統の冷却流路からなり、前記高圧部が配設された冷却流路と、前記低圧部が配設された冷却流路とは、互いに異なる系統の冷却流路である請求項１から請求項４のいずれか１項に記載のガスタービン動翼。
  6. 　前記冷却流路は複数系統の冷却流路からなり、前記高圧部が配設された冷却流路と、前記低圧部が配設された冷却流路とは、同一の系統の冷却流路である請求項１から請求項４のいずれか１項に記載のガスタービン動翼。
  7. 　前記冷却流路は、少なくとも前記翼体の圧力面または負圧面のいずれか一方の面に設けられている請求項１から請求項６のいずれか１項に記載のガスタービン動翼。
  8. 　前記翼体の冷却流路が、３系統の冷却流路からなり、
    　第１系統の冷却流路は、最も前縁に近接する第１冷却流路から形成され、
    　第２系統の冷却流路は、サーペンタイン冷却流路からなり、前記第１冷却流路に近接する第２冷却流および第３冷却流路、第４冷却流路の順に、前縁から後縁に向けて配置される冷却流路であり、
    　第３系統の冷却流路は、サーペンタイン冷却流路からなり、前記第４冷却流路に近接する第５冷却流路および第６冷却流路、第７冷却流路の順に、前縁から後縁に向けて配置される冷却流路であって、
    　前記高圧部は前記第１冷却流路にあり、前記低圧部は前記第２冷却流路にある請求項１から請求項７のいずれか１項に記載のガスタービン動翼。
  9. 　請求項１から請求項８のいずれか１項に記載のガスタービン動翼を備えたガスタービン。
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