WO2017025995A1 - タービン翼、タービン翼の製造方法及び軸流タービン - Google Patents

タービン翼、タービン翼の製造方法及び軸流タービン Download PDF

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turbine
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back surface
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悟 関根
岩太郎 佐藤
秀幸 前田
和孝 鶴田
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株式会社 東芝
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    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles

Definitions

  • Embodiments of the present invention relate to a turbine blade, a method for manufacturing a turbine blade, and an axial flow turbine.
  • the thickness of the thermal barrier coating increases to protect the turbine blade
  • the thickness (width) of the trailing edge of the turbine blade increases.
  • the aerodynamic performance of a turbine blade is better as the trailing edge portion is thinner. Therefore, in order to reduce the thickness of the trailing edge while ensuring the thickness of the thermal barrier coating, it is necessary to reduce the thickness of the trailing edge of the blade material before the thermal barrier coating.
  • precision casting which is a general method for manufacturing turbine blades, there is a limit to thinning.
  • the thickness of the thermal barrier coating is gradually decreased, a sufficient thermal barrier effect cannot be obtained and durability may be reduced. Further, in order to gradually reduce the thickness of the thermal barrier coating, special construction management different from the normal coating operation is required.
  • the present invention has been made in order to solve the above-described problem, and is capable of reducing the thickness of the trailing edge of the turbine blade while ensuring durability, and improving the aerodynamic performance.
  • An object of the present invention is to provide a blade manufacturing method and an axial turbine.
  • a turbine blade is a turbine blade arranged in a row in an annular flow path of an axial-flow turbine, and includes a back surface curved in a convex shape, a ventral surface opposite to the back surface, and a working fluid.
  • a turbine blade material manufactured by precision casting and formed in at least a part of a region including a leading edge disposed upstream in the flow direction, a trailing edge disposed downstream in the flow direction of the working fluid, and the trailing edge.
  • a thin-walled portion that is reduced in thickness by performing additional processing on at least one of the back surface and the abdominal surface, and a cooling hole formed in the thin-walled portion along the blade height direction.
  • a method for manufacturing a turbine blade is a method for manufacturing a turbine blade arranged in a row in an annular flow path of an axial-flow turbine, and includes a back surface curved in a convex shape, and a side opposite to the back surface.
  • a step of producing a turbine blade material by precision casting including a ventral surface, a leading edge disposed upstream in the flow direction of the working fluid, and a trailing edge disposed downstream in the flow direction of the working fluid;
  • the axial-flow turbine of the embodiment is arranged in a row in the circumferential direction of the annular flow path, and is arranged downstream of the stationary blade, and is arranged in a row in the circumferential direction with respect to the rotation center axis of the turbine.
  • At least one of the stationary blade and the moving blade includes a convexly curved back surface, and an abdominal surface opposite to the back surface, Formed in at least a part of the region including the leading edge disposed upstream in the working fluid flow direction, the trailing edge disposed downstream in the working fluid flow direction, and the trailing edge, and manufactured by precision casting
  • a thin-walled portion whose thickness is reduced by applying additional processing to at least one of the back surface or the abdominal surface of the turbine blade material, and a cooling hole formed in the thin-walled portion along the blade height direction. It has.
  • FIG. 6A shows a precision casting process
  • FIG. 6B shows an additional process
  • FIG. 6C shows a cooling hole formation process.
  • FIG. 6A shows typically the cross-sectional structure of the rear-edge part of the turbine blade which gave thermal barrier coating.
  • the figure which shows typically the other structure of the thin part of the trailing edge part of a turbine blade The figure which shows typically the other structure of the thin part of the trailing edge part of a turbine blade.
  • FIG. 1 shows a structure of a passage portion of an axial turbine 100 according to the embodiment.
  • the axial turbine 100 can be applied to, for example, a normal gas turbine used in a current power plant, a so-called CO 2 turbine used for supercritical CO 2 cycle power generation, and the like.
  • the axial flow turbine 100 includes a casing 101, and a turbine rotor (turbine rotating shaft) 102 is provided in the casing 101.
  • the turbine rotor 102 is rotatably supported by a rotor bearing (not shown).
  • the casing 101 is provided with a plurality (only one is shown in FIG. 1) of turbine stationary blades 103 arranged along the circumferential direction.
  • a plurality of turbine blades 104 (only one is shown in FIG. 1) arranged along the circumferential direction are attached to the turbine rotor 102.
  • the turbine stationary blades 103 and the turbine rotor blades 104 are alternately arranged to form an annular flow path.
  • the stationary blade cascade is provided in a plurality of stages alternately with the moving blade cascade in the axial direction of the turbine rotor 102.
  • the turbine blade cascade and the rotor blade cascade located on the downstream side thereof constitute one turbine stage.
  • the turbine stationary blade 103 and the turbine rotor blade 104 will be collectively referred to as the turbine blade 120.
  • FIG. 2 shows the configuration of the blade effective portion 105 of the turbine blade 120 which is a precision casting blade
  • FIG. 3 shows the AA cross-sectional configuration of FIG.
  • the blade effective portion 105 of the turbine blade 120 includes a back surface 106 that curves in a convex shape, a ventral surface 107 that curves in a concave shape on the opposite side of the back surface 106, and an upstream side in the flow direction of the working fluid.
  • the front edge 108 is disposed, and the rear edge 109 is disposed downstream of the working fluid in the flow direction.
  • the turbine blade 120 is formed with cooling holes along the blade height direction (vertical direction in FIG. 2).
  • FIG. 4 shows an enlarged configuration of the trailing edge 109 portion of the blade effective portion 105 shown in FIG. 2, and FIG. 5 shows a BB cross-sectional configuration of FIG.
  • the abdominal surface side thin portion 110 is formed in a region including the rear edge 109 on the abdominal surface 107 side.
  • the abdominal surface side thin portion 110 is formed by performing additional machining by cutting on a turbine blade material manufactured by precision casting.
  • the thickness W of the trailing edge 109 of the turbine blade 120 is reduced by the thickness cut when the abdominal surface side thin portion 110 is formed.
  • the state before cutting with the dotted line in FIG. 5 is typically shown.
  • a cooling hole 111 is formed in the abdominal surface side thin portion 110 along the blade height direction of the turbine blade 120 (vertical direction in FIG. 4). Further, in the first embodiment, a plurality of similar cooling holes 112 are also formed inside a portion other than the abdominal surface side thin portion 110. A coolant is passed through the cooling holes 111 and 112 to cool the turbine blades 120 exposed to the high-temperature working fluid.
  • a turbine blade material 120a having a schematic shape of the turbine blade 120 is manufactured by a precision casting process as shown in a cross-sectional shape in the upper part of FIG. 6 (FIG. 6A).
  • the turbine blade material 120 a includes a blade effective portion 105. Further, the blade effective part 105 is disposed on the downstream side in the flow direction of the working fluid, the back surface 106 curved in a convex shape, the abdominal surface 107 curved in a concave shape, the front edge 108 disposed on the upstream side in the flow direction of the working fluid. And a trailing edge 109.
  • an additional process step by cutting is performed on a predetermined region of the abdominal surface 107 on the trailing edge 109 side of the blade effective portion 105 of the turbine blade material 120a. And scrape off the surface.
  • the abdominal surface side thin portion 110 in which the thickness of the turbine blade material 120a is reduced is formed (FIG. 6B).
  • the state before cutting with a dotted line is typically shown in FIG. 6B.
  • the turbine blade material 120a In the additional process for thinning the trailing edge 109 side of the turbine blade material 120a by this cutting, it is preferable to cut the turbine blade material 120a by about 1 mm or less in the thickness direction, for example, by cutting about 0.5 mm. Accordingly, the thickness of the abdominal surface side thin portion 110 is, for example, about 0.5 mm thinner than before cutting. In this case, it is preferable to perform cutting so that the thickness of the turbine blade material 120a gradually decreases toward the trailing edge 109 and no step is generated.
  • the above-described cutting process may be performed on the rear edge 109 of the turbine blade material 120a and an area in the vicinity of the rear edge 109.
  • cutting is performed in a region of about 5 to 20% from the rear edge 109 toward the front edge 108 Processing may be applied.
  • cutting may be performed on the entire surface (100%) of the abdominal surface 107 from the rear edge 109 to the front edge 108.
  • the thickness of the abdominal surface side thin portion 110 is adjusted with high accuracy by forming the abdominal surface side thin portion 110 by performing additional processing by cutting on a predetermined region on the trailing edge 109 side of the turbine blade material 120a.
  • the thickness of the turbine blade material 120a can be controlled only with an accuracy of about ⁇ 0.5 mm, for example, but according to the cutting, for example, it is controlled with an accuracy of about ⁇ 0.05 mm or more. can do. Therefore, by performing additional machining by cutting, the thickness of the portion of the abdominal surface side thin portion 110 of the turbine blade material 120a can be accurately controlled to a predetermined thickness.
  • a cooling hole 111 composed of a circular hole along the blade height direction is formed so as to be located inside the above-described stomach side thin portion 110.
  • a cooling hole forming step is performed.
  • the thickness of the wing of the portion on the abdominal surface side thin portion 110 is set to a predetermined thickness with high accuracy, so that the inside of the abdominal surface side thin portion 110 is cooled with reference to a surface having a constant thickness.
  • Holes 111 can be formed (FIG. 6C).
  • the cooling hole 111 can be formed with a high positional accuracy at a predetermined position inside the thin abdominal surface side thin portion 110. If necessary, cooling holes 112 are also formed in the portions other than the abdominal surface side thin portion 110. Through these steps, the turbine blade 120 can be obtained.
  • a thermal barrier coating 113 is applied to the surface of the turbine blade 120 so as to include the back surface 106, the abdominal surface 107, the front edge 108, and the rear edge 109 as necessary.
  • the thermal barrier coating 113 can be formed on the entire surface with a uniform predetermined thickness. In this way, by forming the thermal barrier coating 113 with a uniform thickness, sufficient thermal barrier properties can be ensured. Further, since the abdominal surface side thin portion 110 is formed, the thickness of the trailing edge 109 of the turbine blade 120 after the formation of the thermal barrier coating 113 can be reduced.
  • the turbine blade material 120a manufactured by precision casting is subjected to additional machining by cutting, thereby forming the abdominal surface side thin portion 110 and reducing the thickness on the rear edge 109 side.
  • the wing 120 is used. Therefore, the aerodynamic performance of the turbine blade 120 can be improved.
  • the abdominal surface side thin portion 110 is formed by cutting the abdominal surface 107 side of the turbine blade material 120a
  • the back surface side thin portion 114 may be formed by cutting the back surface 106 side of the turbine blade material 120 a.
  • both the back surface 106 side and the abdomen surface 107 side of the turbine blade material 120 a may be cut to form both the back surface side thin portion 114 and the abdominal surface side thin portion 110. .
  • FIG. 10 shows an enlarged configuration of the trailing edge 109 portion of the blade effective portion 105 of the turbine blade 130
  • FIG. 11 shows a CC cross-sectional configuration of FIG.
  • the abdominal surface side thin portion 110 is formed in a portion excluding the blade root side and the blade tip side corner R portion 115 of the trailing edge 109 of the blade effective portion 105.
  • the corner R portion 115 is a portion that is difficult to be cut because of the R. By not cutting the corner R portion 115, workability as a whole can be improved.
  • the turbine blade 130 according to the second embodiment it is possible to improve the aerodynamic performance while suppressing a decrease in strength due to thinning of the trailing edge 109 of the blade effective portion 105. Further, by eliminating the processing of the corner R portion 115 that is difficult to perform the cutting process, it is possible to suppress a decrease in workability.

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Abstract

軸流タービンの環状流路内に列状に配設されるタービン翼（１２０）であって、凸状に湾曲する背面（１０６）と、背面とは反対側の腹面（１０７）と、作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁（１０８）と、作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁（１０９）と、後縁を含む少なくとも一部の領域に形成され、精密鋳造にて製造したタービン翼素材（１２０ａ）の背面又は腹面の少なくとも一方に追加工を施して厚さを減少させた薄肉部（１１０）と、薄肉部の内部に、翼高さ方向に沿って形成された冷却孔（１１１）と、を具備している。

Description

タービン翼、タービン翼の製造方法及び軸流タービン
　本発明の実施形態は、タービン翼、タービン翼の製造方法及び軸流タービンに関する。
　従来から、蒸気や燃焼ガスなどが軸方向に流れる軸流タービンが、発電などに利用されている。このような軸流タービンのうち、例えば、ガスタービンでは、タービン効率向上のための主流ガスの高温化に対して、タービン翼（動翼及び静翼）内部の冷却を行うと共に、タービン翼表面へ遮熱コーティングを施すことによって、タービン翼の損傷を防いでいる。
　タービン翼の保護のため遮熱コーティングの厚さを厚くしていくと、タービン翼の後縁部の厚さ（幅）が厚くなっていく。しかし、一般にタービン翼の空力性能は、後縁部の厚さが薄いほど良いことが知られている。したがって、遮熱コーティングの厚さを確保した上で後縁部の厚さを薄くするためには、遮熱コーティング施工前の翼素材の後縁部の厚さを薄くする必要がある。しかしながら、タービン翼の一般的な製造方法である精密鋳造の製造性を考慮すると薄肉化に限界がある。
　そこで、タービン翼の後縁部の遮熱コーティングの厚さを漸減させて、遮熱コーティング施工後におけるタービン翼の後縁部の厚さを薄くすることが提案されている。また、タービン翼の後縁の圧力側部分を機械加工で除去して厚さを約４０パーセント減少させるとともに、内部冷却通路を露出させることが提案されている。
特許第５６６１０６０号公報 特開２０１１－２３６８９９号公報
　しかしながら、遮熱コーティングの厚さを漸減させると、十分な遮熱効果を得ることができなくなり、耐久性が低下する可能性がある。また、遮熱コーティングの厚さを漸減させるためには、通常のコーティング作業とは異なる特別な施工管理が必要となる。
　また、タービン翼の後縁の圧力側部分を機械加工で除去して内部冷却通路を露出させ、翼面から冷媒を放出させると、冷媒の量が増え、プラント効率が低下する。
　本発明は、上記の課題を解決するためになされたものであり、耐久性を確保しつつタービン翼の後縁部を薄肉化することができ、空力性能を向上させることのできるタービン翼、タービン翼の製造方法及び軸流タービンを提供することを目的とする。
　実施形態のタービン翼は、軸流タービンの環状流路内に列状に配設されるタービン翼であって、凸状に湾曲する背面と、前記背面とは反対側の腹面と、作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁と、作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁と、前記後縁を含む少なくとも一部の領域に形成され、精密鋳造にて製造したタービン翼素材の前記背面又は前記腹面の少なくとも一方に追加工を施して厚さを減少させた薄肉部と、前記薄肉部の内部に、翼高さ方向に沿って形成された冷却孔と、を具備している。
　実施形態のタービン翼の製造方法は、軸流タービンの環状流路内に列状に配設されるタービン翼の製造方法であって、凸状に湾曲する背面と、前記背面とは反対側の腹面と、作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁と、作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁と、を含むタービン翼素材を精密鋳造にて製造する工程と、前記タービン翼素材の前記後縁を含む少なくとも一部の領域の前記背面又は前記腹面の少なくとも一方に追加工を施し、厚さを減少させた薄肉部を形成する工程と、前記薄肉部の内部に、翼高さ方向に沿って冷却孔を形成する工程と、を具備している。
　実施形態の軸流タービンは、環状流路の周方向に列状に配設された静翼と、前記静翼の下流側に配置され、タービンの回転中心軸に対して周方向に列状に配設された動翼とでタービン段落を構成する軸流タービンにおいて、前記静翼及び前記動翼のうち少なくとも１つは、凸状に湾曲する背面と、前記背面とは反対側の腹面と、作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁と、作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁と、前記後縁を含む少なくとも一部の領域に形成され、精密鋳造にて製造したタービン翼素材の前記背面又は前記腹面の少なくとも一方に追加工を施して厚さを減少させた薄肉部と、前記薄肉部の内部に、翼高さ方向に沿って形成された冷却孔と、を具備している。
実施形態の軸流タービンの縦断面構成を模式的に示す図。 実施形態のタービン翼の翼有効部の構成を模式的に示す図。 図２のタービン翼のＡ－Ａ断面構成を模式的に示す図。 タービン翼の後縁部の構成を模式的に示す図。 タービン翼の後縁部のＢ－Ｂ断面構成を模式的に示す図。 実施形態のタービン翼の製造方法を説明するための図であり、図６Ａは精密鋳造工程を示し、図６Ｂは追加工工程を示し、図６Ｃは冷却孔形成工程を示す。 遮熱コーティングを施したタービン翼の後縁部の断面構成を模式的に示す図。 タービン翼の後縁部の薄肉部の他の構成を模式的に示す図。 タービン翼の後縁部の薄肉部の他の構成を模式的に示す図。 他の実施形態のタービン翼の後縁部の断面構成を模式的に示す図。 タービン翼の後縁部のＣ－Ｃ断面構成を模式的に示す図。
　以下、実施形態を、図面を参照して説明する。
　図１は、実施形態の軸流タービン１００の通路部の構造を示している。なお、軸流タービン１００は、例えば、現在の発電プラントで使用されている通常のガスタービン、超臨界ＣＯ２サイクル発電に使用する所謂ＣＯ２タービン等に適用することができる。軸流タービン１００は、ケーシング１０１を備え、このケーシング１０１内には、タービンロータ（タービン回転軸）１０２が貫設されている。なお、タービンロータ１０２は、図示しないロータ軸受によって回転可能に支持されている。
　ケーシング１０１には、周方向に沿って配列された複数（図１には１つのみ示す。）のタービン静翼１０３が取り付けられている。また、タービンロータ１０２には、周方向に沿って配列された複数（図１には１つのみ示す。）のタービン動翼１０４が取り付けられている。タービン静翼１０３とタービン動翼１０４は、交互に配置されて環状流路を形成している。静翼翼列は、タービンロータ１０２の軸方向に動翼翼列と交互に複数段備えられている。そして、静翼翼列と、その直下流側に位置する動翼翼列とで一つのタービン段落を構成している。なお、以下ではタービン静翼１０３及びタービン動翼１０４を、タービン翼１２０と総称して説明する。
　図２は精密鋳造翼であるタービン翼１２０の翼有効部１０５の構成を示しており、図３は、図２のＡ－Ａ断面構成を示している。図３に示すように、タービン翼１２０の翼有効部１０５は、凸状に湾曲する背面１０６と、凹状に湾曲する、背面１０６とは反対側の腹面１０７と、作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁１０８と、作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁１０９とを具備している。なお、図３では図示を省略しているが、後述するように、タービン翼１２０には、翼高さ方向（図２の上下方向）に沿って冷却孔が形成されている。
　図４は、図２に示した翼有効部１０５の後縁１０９部分の構成を拡大して示しており、図５は、図４のＢ－Ｂ断面構成を示している。第１実施形態に係るタービン翼１２０では、腹面１０７側の後縁１０９を含む領域に、腹面側薄肉部１１０が形成されている。この腹面側薄肉部１１０は、後述するように、精密鋳造によって製造されたタービン翼素材に切削加工による追加工を行うことによって形成されている。そして、タービン翼１２０の後縁１０９の厚さＷは、腹面側薄肉部１１０を形成する際に切削した厚さ分、厚さが薄くなっている。なお、図５中点線で切削する前の状態を模式的に示してある。
　また、腹面側薄肉部１１０の内部には、タービン翼１２０の翼高さ方向（図４の上下方向）に沿って冷却孔１１１が形成されている。また、第１実施形態では、腹面側薄肉部１１０以外の部位においても、内部に同様な冷却孔１１２が複数形成されている。これらの冷却孔１１１、冷却孔１１２の内部には、冷媒が通流され、高温の作動流体に晒されるタービン翼１２０を冷却する。
　次に、図６を参照して、上記構成のタービン翼１２０の製造方法について説明する。本実施形態の製造方法では、まず、図６の上部にその断面形状を示すように、精密鋳造工程によってタービン翼１２０の概略形状を有するタービン翼素材１２０ａを製造する（図６Ａ）。タービン翼素材１２０ａは、翼有効部１０５を具備している。また、翼有効部１０５は、凸状に湾曲する背面１０６と、凹状に湾曲する腹面１０７と、作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁１０８と、作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁１０９とを具備している。
　次に、図６の中間部にその断面形状を拡大して示すように、タービン翼素材１２０ａの翼有効部１０５の後縁１０９側の腹面１０７の所定領域に対して、切削加工による追加工工程を実施し、表面部分を削り取る。これによって、タービン翼素材１２０ａの厚さを薄くした腹面側薄肉部１１０を形成する（図６Ｂ）。なお、図６Ｂ中に点線で切削する前の状態を模式的に示してある。
　この切削加工によりタービン翼素材１２０ａの後縁１０９側を薄肉化する追加工工程では、タービン翼素材１２０ａを厚さ方向において１ｍｍ以下程度切削することが好ましく、例えば、０．５ｍｍ程度切削する。したがって、腹面側薄肉部１１０の厚さは、切削加工の前より、例えば０．５ｍｍ程度薄くなる。この場合、タービン翼素材１２０ａの厚さが、後縁１０９側に向けて漸減し、段差が生じないように切削加工を施すことが好ましい。
　また、上記切削加工は、タービン翼素材１２０ａの後縁１０９と、後縁１０９の近傍の領域に施せばよい。この場合、タービン翼素材１２０ａの腹面１０７の後縁１０９から前縁１０８までの長さを１００％とした時、例えば、後縁１０９から前縁１０８に向けて５～２０％程度の領域に切削加工を施せばよい。しかし、例えば後縁１０９から前縁１０８まで、腹面１０７の全面（１００％）に切削加工を施してもよい。
　上記のように、タービン翼素材１２０ａの後縁１０９側の所定領域に切削加工による追加工を施して腹面側薄肉部１１０を形成することによって、腹面側薄肉部１１０の厚さを精度良く調整することができる。すなわち、精密鋳造では、タービン翼素材１２０ａの厚さを、例えば±０．５ｍｍ程度の精度でしか制御することができないが、切削加工によれば、例えば、±０．０５ｍｍ程度の精度以上で制御することができる。したがって、切削加工による追加工を施すことによって、タービン翼素材１２０ａの腹面側薄肉部１１０の部分の厚さを、所定厚さに精度良く制御することができる。
　次に、図６の下部にその断面形状を拡大して示すように、上記した腹面側薄肉部１１０の内部に位置するように、翼高さ方向に沿った円孔からなる冷却孔１１１を形成する冷却孔形成工程を行う。この場合、上述したとおり、腹面側薄肉部１１０の部分の翼の厚さは高精度で所定厚さとされているので、この厚さが一定の面を基準として腹面側薄肉部１１０の内部に冷却孔１１１を形成することができる（図６Ｃ）。
　したがって、厚さの薄い腹面側薄肉部１１０の内部の所定位置に、位置精度良く冷却孔１１１を形成することができる。なお、必要に応じて、腹面側薄肉部１１０以外の部分にも、内部に冷却孔１１２を形成する。これらの工程によって、タービン翼１２０を得ることができる。
　また、上記工程の後、図７に示すように、必要に応じて、背面１０６、腹面１０７、前縁１０８、後縁１０９を含むように、タービン翼１２０の表面に遮熱コーティング１１３を施す。この遮熱コーティング１１３は、例えば、全面に均一な所定の厚さで形成することができる。このように、均一な厚さで遮熱コーティング１１３を形成することによって、十分な遮熱性を確保することができる。また、腹面側薄肉部１１０を形成しているので、遮熱コーティング１１３を形成した後におけるタービン翼１２０の後縁１０９の厚さを薄くすることができる。
　以上のように、本実施形態では、精密鋳造によって製造したタービン翼素材１２０ａに切削加工による追加工を施すことによって、腹面側薄肉部１１０を形成し、後縁１０９側の厚さを薄くしたタービン翼１２０としている。したがって、タービン翼１２０の空力性能を向上させることができる。
　なお、上記実施形態では、タービン翼素材１２０ａの腹面１０７側に切削加工を施して腹面側薄肉部１１０を形成した場合について説明した。しかし、例えば図８に示すように、タービン翼素材１２０ａの背面１０６側に切削加工を施して背面側薄肉部１１４を形成してもよい。さらに、例えば図９に示すように、タービン翼素材１２０ａの背面１０６側及び腹面１０７側の両面に切削加工を施して、背面側薄肉部１１４及び腹面側薄肉部１１０の双方を形成してもよい。
　次に、図１０、図１１を参照して、第２実施形態に係るタービン翼１３０の構成について説明する。図１０は、タービン翼１３０の翼有効部１０５の後縁１０９部分の構成を拡大して示しており、図１１は、図１０のＣ－Ｃ断面構成を示している。
　第２実施形態に係るタービン翼１３０は、翼有効部１０５の後縁１０９の翼根元側及び翼先端側の隅Ｒ部１１５を除いた部分に、腹面側薄肉部１１０が形成されている。このような構成とすることによって、高い応力が発生し易い隅Ｒ部１１５の部分の肉厚を確保することができる。したがって、強度を確保した上で、後縁１０９の厚さを薄くし、空力性能を向上させることができる。また、隅Ｒ部１１５は、Ｒがついているため切削加工を施し難い部分である。この隅Ｒ部１１５に切削加工を施さないことによって、全体としての施工性を向上させることができる。
　このように、第２実施形態に係るタービン翼１３０では、翼有効部１０５の後縁１０９を薄肉化することによる強度の低下を抑制しつつ、空力性能を向上させることができる。また、切削加工を施し難い隅Ｒ部１１５の加工を排除することにより、施工性の低下も抑制することができる。
　以上、本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
　１００……軸流タービン、１０１……ケーシング、１０２……タービンロータ、１０３……タービン静翼、１０４……タービン動翼、１０５……翼有効部、１０６……背面、１０７……腹面、１０８……前縁、１０９……後縁、１１０……、１１１……冷却孔、１１２……冷却孔、１１３……遮熱コーティング、１１４……背面側薄肉部、１１５……隅Ｒ部、１２０……タービン翼、１３０……タービン翼。

Claims (8)

  1. 　軸流タービンの環状流路内に列状に配設されるタービン翼であって、
    　凸状に湾曲する背面と、
    　前記背面とは反対側の腹面と、
    　作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁と、
    　作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁と、
    　前記後縁を含む少なくとも一部の領域に形成され、精密鋳造にて製造したタービン翼素材の前記背面又は前記腹面の少なくとも一方に追加工を施して厚さを減少させた薄肉部と、
    　前記薄肉部の内部に、翼高さ方向に沿って形成された冷却孔と、
    　を具備したことを特徴するタービン翼。
  2. 　請求項１記載のタービン翼であって、
    　前記薄肉部を含む前記背面及び前記腹面に形成された遮熱コーティング層を具備したことを特徴するタービン翼。
  3. 　請求項１又は２記載のタービン翼であって、
    　前記タービン翼素材の後縁側の、隅Ｒ部以外の部分に前記薄肉部が形成されていることを特徴するタービン翼。
  4. 　請求項１乃至３いずれか１項記載のタービン翼であって、
    　前記薄肉部以外の部分の内部に、翼高さ方向に沿って形成された冷却孔を具備したことを特徴するタービン翼。
  5. 　軸流タービンの環状流路内に列状に配設されるタービン翼の製造方法であって、
    　凸状に湾曲する背面と、前記背面とは反対側の腹面と、作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁と、作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁と、を含むタービン翼素材を精密鋳造にて製造する工程と、
    　前記タービン翼素材の前記後縁を含む少なくとも一部の領域の前記背面又は前記腹面の少なくとも一方に追加工を施し、厚さを減少させた薄肉部を形成する工程と、
    　前記薄肉部の内部に、翼高さ方向に沿って冷却孔を形成する工程と、
    　を具備したことを特徴するタービン翼の製造方法。
  6. 　請求項５記載のタービン翼の製造方法であって、
    　前記薄肉部を含む前記背面及び前記腹面に、遮熱コーティング層を形成する工程を具備したことを特徴するタービン翼の製造方法。
  7. 　請求項５又は６記載のタービン翼の製造方法であって、
    　前記タービン翼素材の後縁側の、隅Ｒ部以外の部分に前記薄肉部を形成することを特徴するタービン翼の製造方法。
  8. 　環状流路の周方向に列状に配設された静翼と、前記静翼の下流側に配置され、タービンの回転中心軸に対して周方向に列状に配設された動翼とでタービン段落を構成する軸流タービンにおいて、
    　前記静翼及び前記動翼のうち少なくとも１つは、
    　凸状に湾曲する背面と、
    　前記背面とは反対側の腹面と、
    　作動流体の流れ方向上流側に配置される前縁と、
    　作動流体の流れ方向下流側に配置される後縁と、
    　前記後縁を含む少なくとも一部の領域に形成され、精密鋳造にて製造したタービン翼素材の前記背面又は前記腹面の少なくとも一方に追加工を施して厚さを減少させた薄肉部と、
    　前記薄肉部の内部に、翼高さ方向に沿って形成された冷却孔と、
    　を具備したことを特徴する軸流タービン。
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