WO2017033726A1 - タービン動翼、及び、ガスタービン - Google Patents

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WO2017033726A1
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passage
cooling
cooling passage
trailing edge
leading edge
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啓太 ▲高▼村
羽田　哲
秀勝 渥美
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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    • 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
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
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    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade and a gas turbine.
  • Priority is claimed on Japanese Patent Application No. 2015-165539, filed Aug. 25, 2015, the content of which is incorporated herein by reference.
  • Turbine blades in gas turbines have a cooling structure inside because they are exposed to high temperature and high pressure working fluid.
  • a flow path is internally provided as a cooling structure, and compressed air extracted from the compressor is circulated as the cooling air in the flow path, thereby cooling the turbine blades from the inside.
  • the temperature of the working fluid flowing around and the length of the turbine moving blade itself differ between the turbine moving blade on the front side and the turbine moving blade on the rear side of the gas turbine, and hence the cooling conditions are different. Therefore, the structure of the cooling flow path inside the turbine bucket is different between the front stage side and the rear stage side.
  • Patent Document 1 discloses an example of a cooling structure on the rear side.
  • the turbine blade disclosed in Patent Document 1 has a cavity in which pin fins are projected from an inner wall in the hub portion and the blade root portion, and a cavity is formed in the wing tip side from the hub portion.
  • a multi-hole is bored in communication with the opening provided at the end of the wing and allowing the cooling air to pass from the cavity to the opening.
  • the cooling air flows through the inside of the multihole in order to cool the blade end side.
  • the cooling air in order to secure a necessary heat transfer coefficient, it is necessary to increase the flow velocity of the cooling air serving as the cooling medium flowing therein, resulting in an increase in pressure loss. For this reason, it is necessary to supply cooling air so that high supply pressure may be obtained on the blade root side which is the upstream side.
  • the cooling air serving as the cooling medium in the gas turbine blade is generated by, for example, extracting air from the compressor.
  • An object of the present invention is to provide a turbine blade and a gas turbine capable of effectively performing cooling while minimizing the amount of supply of a cooling medium.
  • a turbine blade has a leading edge and a trailing edge. Between the leading edge and the trailing edge, a wing body having a pressure side and a suction side is provided.
  • the wing body includes a first cooling passage, a second cooling passage, a post, and a plurality of protrusions.
  • the first cooling passage portion is disposed close to the front edge and the cooling medium flows.
  • the second cooling passage is disposed near the trailing edge to allow the coolant to flow.
  • the pillar portion is provided between the first cooling passage portion and the second cooling passage portion, and is formed continuously between the base and the end portion of the wing body.
  • the plurality of protrusions protrude from the inner wall surface of the first cooling passage portion and the inner wall surface of the second cooling passage portion.
  • the leading edge side and the trailing edge side which are particularly likely to be high temperature, can be effectively cooled by the first cooling passage portion and the second cooling passage portion, and between the leading edge side and the trailing edge side that are relatively unlikely to be high temperature
  • the cross-sectional area of the entire cooling passage can be reduced.
  • the cooling passage itself is also provided with the projecting portion as described above, so that the cooling effect can be obtained while securing a constant cross-sectional area as compared with the multi-hole, whereby pressure loss when flowing through the cooling passage can be obtained. It can be minimized and the supply pressure can be suppressed. For this reason, the supply amount of the cooling medium required to cool the turbine blade can be minimized.
  • the first cooling passage portion of the turbine blade of the first aspect may be provided with a plurality of cooling passages between the column portion and the leading edge.
  • the plurality of cooling passages may include a leading edge cooling passage and a first intermediate cooling passage.
  • the leading edge side cooling passage extends in the wing height direction and is disposed along the airfoil centerline, and is disposed closest to the leading edge.
  • the first intermediate cooling passage is disposed closer to the column than the leading edge cooling passage, and has a flow passage cross-sectional area larger than the leading edge cooling passage.
  • the second cooling passage portion of the turbine blade according to the first or second aspect is provided with a plurality of cooling passages between the pillar portion and the trailing edge. It is also good.
  • the plurality of cooling passages may include a trailing edge cooling passage and a second intermediate cooling passage.
  • the trailing edge side cooling passage extends in the wing height direction and is disposed along the airfoil centerline, and is disposed closest to the trailing edge.
  • the second intermediate cooling passage is disposed closer to the post than the trailing edge cooling passage, and has a flow passage cross-sectional area larger than the trailing edge cooling passage.
  • the protrusion of the turbine bucket according to the second or third aspect has a first protrusion and a second protrusion smaller than the first protrusion.
  • the first protrusion may be provided in at least one of the first intermediate cooling passage and the second intermediate cooling passage.
  • the second protrusion may be provided in at least one of the leading edge side cooling passage and the trailing edge side cooling passage.
  • the flow velocity of the cooling medium flowing in the first intermediate cooling passage and the second intermediate cooling passage can be reduced relative to the flow velocity of the cooling medium flowing in the leading edge side cooling passage and the trailing edge side cooling passage.
  • the leading edge side and the trailing edge side can be effectively cooled, and the amount of the cooling medium flowing through the first intermediate cooling passage and the second intermediate cooling passage can be reduced to supply the cooling medium as a whole. The amount can be reduced.
  • the tip shroud provided at the wing tip of the wing body may be provided.
  • the first cooling passage portion may include, between the column portion and the leading edge, a plurality of cooling passages extending in the blade height direction and aligned along the blade centerline.
  • the second cooling passage portion may include a plurality of cooling passages extending in the blade height direction and aligned along the blade centerline, between the column portion and the trailing edge.
  • the tip shroud may include a first discharge passage, a second discharge passage, and a third discharge passage. The first discharge passage discharges the cooling medium flowing through the leading edge side cooling passage disposed closest to the leading edge among the plurality of cooling passages of the first cooling passage portion.
  • the second discharge passage discharges the cooling medium flowing through a trailing edge cooling passage disposed closest to the trailing edge among the plurality of cooling passages of the second cooling passage portion.
  • the third discharge passage discharges the cooling medium flowing through an intermediate cooling passage provided between the leading edge side cooling passage and the trailing edge side cooling passage.
  • the first discharge passage of the turbine blade of the fifth aspect may penetrate the tip shroud in the extending direction of the leading edge side cooling passage.
  • the first discharge passage can be formed shorter. Therefore, it can suppress that the pressure loss of the cooling medium which flows through a front edge side cooling passage increases, and can suppress that the flow velocity of a cooling medium falls. As a result, the leading edge of the wing body can be cooled efficiently.
  • the second discharge passage of the turbine blade may penetrate the tip shroud in the extending direction of the trailing edge side cooling passage.
  • the second discharge passage can be formed shorter. Therefore, it is possible to suppress an increase in pressure loss of the cooling medium flowing through the trailing edge side cooling passage, and to suppress a decrease in the flow velocity of the cooling medium. As a result, the trailing edge of the wing body can be cooled efficiently.
  • a passage main body in which the third discharge passage of the turbine bucket according to any one of the fifth to seventh embodiments extends in a direction intersecting with the extending direction of the leading edge cooling passage.
  • You may provide a part.
  • the passage body may be open at a side surface of the tip shroud.
  • the tip shroud can be cooled by the cooling medium flowing through the third discharge passage while the cooling medium flowing through the intermediate cooling passage is discharged to the outside through the third discharge passage.
  • the third discharge passage can be made longer compared to the first discharge passage and the second discharge passage. For this reason, compared with the front edge side cooling passage or the rear edge side cooling passage, the amount of the cooling medium flowing through the intermediate cooling passage can be reduced, and the supply amount of the cooling medium can be suppressed as a whole.
  • the third discharge passage of the turbine blade of the eighth aspect includes a cavity portion that is in communication with the intermediate cooling passage and has a larger flow passage cross-sectional area than the intermediate cooling passage.
  • the passage body portion may extend from the cavity portion in a direction intersecting with the wing height direction and open at a side surface of the tip shroud.
  • a gas turbine includes the turbine blade of any one of the first to ninth aspects. With this configuration, the amount of the cooling medium for cooling the turbine blades can be reduced, and therefore the efficiency can be improved.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line III-III in FIG. 2 in the embodiment of the present invention. It is a cross section which follows the camber line of the bucket in the embodiment of this invention. It is a fragmentary sectional view showing a pillar pin fin in an embodiment of this invention.
  • FIG. 4 is an enlarged view of the blade tip of FIG. 3 in the embodiment of the present invention near the tip of the blade; It is a top view of the tip shroud in the embodiment of the present invention. It is a fragmentary sectional view equivalent to FIG. 5 in the modification of embodiment of this invention.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • the gas turbine 10 of this embodiment includes a compressor 20, a combustor 30, and a turbine 40.
  • the direction in which the axis Ar extends is taken as the axial direction Da.
  • the circumferential direction about the axis Ar is simply referred to as a circumferential direction Dc.
  • a direction perpendicular to the axis Ar is taken as a radial direction Dr.
  • the compressor 20 side is referred to as the upstream side Dau and the opposite side is referred to as the downstream side Dad in the axial direction Da with reference to the turbine 40.
  • the side closer to the axis Ar is referred to as the radially inner side Dri
  • the opposite side is referred to as the radially outer side Dro.
  • the compressor 20 compresses the air A and supplies it to the combustor 30.
  • the compressor 20 includes a compressor rotor 21, a compressor casing 25, a plurality of moving blade arrays 23, a plurality of stationary blade arrays 26, and an IGV (inlet guide vane) 27.
  • the compressor rotor 21 rotates about an axis Ar.
  • the compressor rotor 21 includes a rotor shaft 22 and a plurality of moving blade rows 23.
  • the rotor shaft 22 extends in the axial direction Da around the axis Ar.
  • the moving blade row 23 is disposed in the axial direction Da.
  • the moving blade arrays 23 each include a plurality of moving blades 23 a in the circumferential direction Dc.
  • the plurality of moving blades 23 a are attached to the rotor shaft 22.
  • the compressor casing 25 covers the compressor rotor 21.
  • a plurality of rows of stationary blade rows 26 are respectively disposed on the downstream side Dad of the moving blade row 23.
  • the stator blade array 26 is disposed between the compressor casing 25 and the compressor rotor 21 and includes a plurality of stator blades 26 a in the circumferential direction Dc.
  • the IGV 27 is provided at the suction port of the compressor casing 25. The IGV 27 adjusts the flow rate of the air A sucked into the compressor casing 25.
  • the IGV 27 includes a plurality of guide vanes 28 and a driver 29 that drives the plurality of guide vanes 28.
  • the combustor 30 burns the fuel in the air compressed by the compressor 20 to generate a high temperature and high pressure combustion gas.
  • the combustion gas is supplied to the turbine 40.
  • the turbine 40 is driven using the combustion gas generated by the combustor 30.
  • the turbine 40 includes a turbine rotor 41, a turbine casing 45, a plurality of moving blade arrays 43, and a plurality of stationary blade arrays 46.
  • the turbine rotor 41 rotates about an axis Ar.
  • the turbine rotor 41 and the compressor rotor 21 described above are located on the same axis Ar and are connected to each other.
  • a gas turbine rotor 11 is configured by the turbine rotor 41 and the compressor rotor 21.
  • the gas turbine rotor 11 is connected to, for example, a rotor of the generator GEN.
  • the turbine casing 45 covers the turbine rotor 41.
  • the turbine casing 45 and the compressor casing 25 are connected to each other.
  • a gas turbine casing 15 is formed by the turbine casing 45 and the compressor casing 25.
  • FIG. 2 is a sectional view of an essential part of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • the turbine rotor 41 includes a rotor shaft 42 and a plurality of moving blade arrays 43.
  • the rotor shaft 42 extends in the axial direction Da around the axis Ar.
  • the multiple rows of moving blade arrays 43 are disposed in the axial direction Da.
  • the turbine rotor 41 in this embodiment comprises four rows of moving blade arrays 43.
  • Each of the moving blade arrays 43 includes a plurality of moving blades (turbine moving blades) 43a aligned in the circumferential direction Dc.
  • the plurality of moving blades 43 a are attached to the rotor shaft 42.
  • a plurality of rows of stationary blade arrays 46 are disposed on the upstream side Dau of the moving blade array 43.
  • the plurality of rows of vane arrays 46 each include a plurality of vanes 46 a in the circumferential direction Dc.
  • the turbine casing 45 includes an outer casing 45a, an inner casing 45b, and a plurality of split rings 45c.
  • the outer casing 45 a is formed in a cylindrical shape that forms an outer shell of the turbine casing 45.
  • the inner casing 45b is inside the outer casing 45a, and is formed in a tubular shape by a plurality of annular rings.
  • the inner casing 45b is fixed to the outer casing 45a.
  • the split ring 45c is disposed inside the inner casing 45b, and is disposed between the stationary blade rows 46 adjacent in the axial direction Da. In other words, the moving blade row 43 is disposed radially inward Dri of the split ring 45c.
  • An annular space is formed between the rotor shaft 42 and the turbine casing 45 in which the stationary blades 46 a and the moving blades 43 a are disposed.
  • the annular space is a combustion gas passage 49 through which the combustion gas G supplied from the combustor 30 flows.
  • the rotor shaft 42 is formed with a cooling air passage 42p for flowing cooling air.
  • the cooling air passing through the cooling air passage 42p is introduced into the inside of the moving blade 43a and is used for cooling the moving blade 43a.
  • the inner casing 45b is formed with a cooling air passage 45p for flowing the cooling air.
  • the cooling air passage 45p penetrates the inner casing 45b from the radially outer side Dro to the radially inner side Dri.
  • the cooling air passing through the cooling air passage 45p is introduced into the interior of the vane 46a and into the division ring 45c, and is used to cool the vane 46a and the division ring 45c.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III of FIG. 2 in the embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a cross section along the camber line of the moving blade in the embodiment of the present invention.
  • the moving blade 43a shown in FIG. 3 is, for example, a moving blade 43a constituting the third row of moving blade arrays 43 when viewed from the upstream side among the above-mentioned four rows of moving blade arrays 43 provided.
  • the moving blade 43 a includes a blade root 50, a blade body 51, and a tip shroud 52.
  • the wing body 51 includes a convex suction surface 53, a concave pressure surface 54, a leading edge 55, and a trailing edge 56.
  • the leading edge 55 is the end of the most upstream side Dau in the extending direction of the camber line C which is the airfoil centerline.
  • the trailing edge is the end of the downstream side Dad in the extending direction of the camber line C.
  • the wing body 51 has an airfoil cross section in which the suction surface 53 and the pressure surface 54 are continuous via the leading edge 55 and the trailing edge 56.
  • the blade main body 51 of the moving blade 43a of the third row of moving blade arrays 43 has a blade height H (see FIG.
  • the wing main body 51 is formed in a tapered shape in which the width gradually decreases from the wing root 50 toward the wing tip 57.
  • the moving blade 43 a includes therein a first cooling passage portion 58, a second cooling passage portion 59, and a column portion 60.
  • the first cooling passage portion 58 is disposed near the front edge 55.
  • the second cooling passage portion 59 is disposed near the trailing edge 56.
  • the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59 extend in a blade height direction (radial direction Dr) which is a direction intersecting the blade cross section described above.
  • the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59 penetrate from the blade root 50 (base) of the moving blade 43a to the blade tip 57 (end).
  • the inside of the first cooling passage portion 58 and the inside of the second cooling passage portion 59 communicate with the cooling air passage 42p on the blade root 50 side. Thereby, the cooling air of the cooling air passage 42p flows into the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59 from the blade root 50 side of the moving blade 43a.
  • the cooling air that has flowed into the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59 flows from the blade root 50 to the blade tip 57, and flows in the blade height direction from the blade root 50 to the blade tip 57 of the moving blade 43 a. Cool the entire area.
  • the pillar portion 60 is provided between the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59.
  • the column portion 60 is formed to be continuous between the blade root 50 and the blade tip 57 of the blade body 51.
  • the column portion 60 is formed to extend between the suction surface 53 and the pressure surface 54.
  • the column portion 60 in this embodiment is, similarly to the wing main body 51, formed in a tapered shape in which the width gradually decreases as the wing end 57 is approached.
  • the width direction is referred to as the width direction.
  • the first cooling passage portion 58 is constituted by a plurality of cooling passages 63.
  • the plurality of cooling passages 63 are provided between the column portion 60 and the front edge 55 and extend in the wing height direction.
  • the cooling passages 63 constituting the first cooling passage portions 58 are provided along the camber line C.
  • the first cooling passage portion 58 includes two cooling passages 63.
  • the cooling passage 63 near the front edge 55 is referred to as the front edge side cooling passage 64
  • the cooling passage 63 near the column portion 60 is referred to as the column side cooling passage 65 (first intermediate cooling passage). .
  • a partition wall 70 is formed between the front edge side cooling passage 64 of the first cooling passage portion 58 and the column side cooling passage 65.
  • the width of the partition wall 70 in the direction of the camber line C is formed sufficiently smaller than the width of the above-described column portion 60.
  • the second cooling passage portion 59 is constituted by a plurality of cooling passages 63.
  • the plurality of cooling passages 63 are provided between the column portion 60 and the trailing edge 56 and extend in the wing height direction.
  • the cooling passages 63 constituting the second cooling passage portions 59 are provided along the camber line C.
  • the second cooling passage portion 59 includes two cooling passages 63.
  • the cooling passage 63 near the trailing edge 56 will be referred to as the trailing edge cooling passage 67
  • the cooling passage 63 near the column 60 will be referred to as the column side cooling passage 66 (second intermediate cooling passage). .
  • a partition wall 70 is formed between the rear edge side cooling passage 67 of the second cooling passage portion 59 and the column side cooling passage 66 in the same manner as the first cooling passage portion 58.
  • the width of the partition wall 70 in the direction of the camber line C is formed sufficiently small compared to the width of the above-described column portion 60, and the width thereof is equal to the width of the partition wall 70 of the first cooling passage portion 58.
  • the width of the column portion 60 and the arrangement of the column portion 60 in the camber line C direction can be a temperature that can occur between the leading edge 55 and the trailing edge 56 and the middle portion M of the wing body 51 in the camber line C direction. It is set according to the difference. For example, when it is assumed that the temperature difference that may occur between the leading edge 55 and the trailing edge 56 and the middle portion M is increased, the temperature difference may be increased by expanding the width of the column 60 in the camber line C direction. Can be suppressed. This is because the cooling of the portion where the column portion 60 is disposed is prevented, and the temperature decrease is suppressed.
  • the pillars 60 may be arranged. By doing this, it is possible to efficiently suppress the temperature drop in the portion where the temperature drop is likely to occur.
  • the flow passage cross-sectional area of the leading edge side cooling passage 64 is smaller than the flow passage cross-sectional area of the column side cooling passage 65. Cooling air is supplied to the leading edge side cooling passage 64 and the column side cooling passage 65, respectively.
  • the column-side cooling passage 65 has a mechanism that blocks the flow of cooling air on the blade root 50 side or the blade tip 57 side.
  • the mechanism is an orifice provided on the blade root 50 side or a cavity portion of the tip shroud 52 provided on the blade tip 57. Therefore, the flow velocity of the cooling air flowing through the leading edge side cooling passage 64 is higher than the flow velocity of the cooling air flowing through the column side cooling passage 65.
  • the heat transfer coefficient of the cooling air flowing through the leading edge side cooling passage 64 is higher than the heat transfer coefficient of the cooling air flowing through the column side cooling passage 65.
  • the cooling capacity is higher than that of the column side cooling passage 65.
  • the second cooling passage portion 59 has a flow passage cross-sectional area of the rear edge side cooling passage 67 smaller than the flow passage cross-sectional area of the column cooling passage 66 of the second cooling passage portion 59. Cooling air is supplied to the trailing edge side cooling passage 67 and the column side cooling passage 66, respectively.
  • the column side cooling passage 66 like the column side cooling passage 66, has a mechanism for blocking the flow of the cooling air. Therefore, the flow velocity of the cooling air flowing through the trailing edge side cooling passage 67 is higher than the flow velocity of the cooling air flowing through the column side cooling passage 66. That is, the trailing edge side cooling passage 67 has a higher cooling capacity than the column side cooling passage 66.
  • FIG. 5 is a partial cross-sectional view showing a columnar pin fin in the embodiment of the present invention.
  • columnar pin fins 82 are provided in the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59.
  • the columnar pin fins 82 are provided with a plurality of protrusions 83.
  • the projecting portions 83 are formed in a columnar shape extending over the inner surface of the suction surface 53 and the inner surface of the pressure surface 54.
  • FIG. 4 exemplifies the case where the columnar pin fins 82 are provided on the entire inner wall surfaces 58a and 59a of the front edge side cooling passage 64, the rear edge side cooling passage 67 and the column side cooling passages 65 and 66.
  • the range in which the columnar pin fins 82 are provided is not limited to the entire surface.
  • a region in which the columnar pin fins 82 are not formed may be provided in part of the inner wall surfaces 58a and 59a in the wing height direction, and in the extending direction of the camber line C, the columnar pin fins 82 are formed in part of the inner wall surfaces 58a and 59a. You may provide an area which is not Here, in FIG. 3, illustration of the columnar pin fins 82 is omitted.
  • the columnar pin fins 82 have, as the projecting portions 83, first projecting portions 83 a and second projecting portions 83 b having different sizes.
  • the first protrusion 83 a is provided on the inner wall surface 58 a, 59 a of the column side cooling passage 65, 66.
  • the second protrusion 83 b is provided on the inner wall surfaces 58 a and 59 a of the front edge side cooling passage 64 and the rear edge side cooling passage 67.
  • the second protrusion 83 b is formed to be relatively smaller than the first protrusion 83 a.
  • the second protrusion 83 b is formed to have a smaller surface area than the first protrusion 83 a.
  • FIG. 6 is an enlarged view of the vicinity of the blade tip of the blade of FIG. 3 in the embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is a plan view of a tip shroud in an embodiment of the present invention. As shown in FIGS. 6 and 7, the tip shroud 52 is integrally provided on the wing tip 57 of the wing body 51. The tip shroud 52 has an annular shape connected to the circumferential direction Dc by arranging the plurality of moving blades 43 a in the circumferential direction.
  • the tip shroud 52 is provided with a fin F (see FIG. 7) at a central position of the outer peripheral surface in the axial direction Da or the like.
  • the fins F project radially outward Dro. Therefore, a slight gap is formed between the fin F and the split ring 45c, and the amount of leakage of the combustion gas G can be reduced.
  • the fin F first contacts the split ring 45c when the clearance between the moving blade 43a and the split ring 45c decreases for some reason. Thus, it is possible to reduce damage to the split ring 45c and the moving blade 43a by the fins F contacting the split ring 45c first.
  • the tip shroud 52 includes a first discharge passage 72, a second discharge passage 73, and a third discharge passage 74.
  • the first discharge passage 72, the second discharge passage 73, and the third discharge passage 74 respectively discharge the cooling air flowing inside the blade main body 51 to the outside of the blade main body 51.
  • the first discharge passage 72, the third discharge passage 74 and the second discharge passage 73 are formed in the tip shroud 52 in this order from the front edge 55 side to the rear edge 56 side. .
  • the first discharge passage 72 discharges the cooling air flowing through the leading edge side cooling passage 64.
  • the first discharge passage 72 is formed to penetrate the tip shroud 52 in the direction in which the leading edge side cooling passage 64 extends (in the blade height direction). In other words, the first discharge passage 72 extends so as to extend the leading edge side cooling passage 64 to the radially outer side Dro, and opens toward the radially outer side Dro.
  • the first discharge passage 72 in this embodiment has the same flow passage cross-sectional shape as the leading edge side cooling passage 64. That is, the cooling air flowing in the leading edge side cooling passage 64 flows from the blade root 50 of the moving blade 43a toward the radially outer side Dro from the blade root 50 to the blade tip 57, and without changing the flow direction as it is. It is discharged toward the outer side Dro. As described above, since the cooling air is blown away from the tip shroud 52, the leading edge side cooling passage 64 serves as a low pressure loss passage, and the flow rate of the cooling air can be increased.
  • the second discharge passage 73 discharges the cooling air flowing through the trailing edge side cooling passage 67.
  • the second discharge passage 73 is formed to pass through the tip shroud 52 in the direction in which the trailing edge cooling passage 67 extends.
  • the second discharge passage 73 extends so as to extend the rear edge side cooling passage 67 to the radially outer side Dro, and opens toward the radially outer side Dro.
  • the second discharge passage 73 in this embodiment has the same flow passage cross-sectional shape as the rear edge side cooling passage 67.
  • the cooling air flowing in the trailing edge side cooling passage 67 flows from the blade root 50 of the moving blade 43a toward the radially outer side Dro from the blade root 50 to the blade tip 57, and the radial direction of the tip shroud 52 without changing the flow direction as it is. It is discharged toward the outer side Dro.
  • the trailing edge side cooling passage 67 serves as a low pressure loss passage, and the flow velocity of the cooling air can be increased.
  • the third discharge passage 74 discharges the cooling air flowing through the column side cooling passages 65 and 66 to the outside of the moving blade 43a.
  • the third discharge passage 74 includes a cavity 75 and a passage body 76. Two cavity portions 75 in this embodiment are provided.
  • the cavities 75 are provided on the radially outer side Dro of the column-side cooling passage 65 of the first cooling passage portion 58, and are provided on the radially outer side Dro of the column-side cooling passage 66 of the second cooling passage portion 59.
  • the cavity portions 75 communicate with the column-side cooling passages 65 of the first cooling passage portion 58 and communicate with the column-side cooling passages 66 of the second cooling passage portion 59. In other words, the cavity portion 75 is not in communication with the leading edge side cooling passage 64 and the trailing edge side cooling passage 67.
  • the passage body 76 extends along the tip shroud 52, as shown in FIG. In other words, the passage body 76 extends in a direction intersecting with the extending direction (the wing height direction) of the column-side cooling passages 65 and 66.
  • a plurality of passage bodies 76 are provided, and open at the side surfaces of the tip shroud 52 respectively.
  • the passage body 76 in this embodiment extends from the cavity 75 along the tip shroud 52 and opens at the side surface 77 of the tip shroud 52.
  • the passage bodies 76 extend in the direction in which the suction surface 53 of the wing body 51 faces and in the direction in which the pressure surface 54 faces.
  • the plurality of passage bodies 76 respectively extend from the cavity 75 toward the side 77 of the tip shroud 52 closest to the cavity 75.
  • the third discharge passage 74 is provided between the inner surface 78 close to the pressure surface 54 of the cavity 75 on the front edge 55 side and the side surface 77 a of the tip shroud 52 facing the upstream Dau.
  • a passage body 76 is formed.
  • the third discharge passage 74 is a plurality of passage bodies between the inner side 79 close to the suction surface 53 of the cavity 75 on the front edge 55 side and the side 77 b of the tip shroud 52 facing the circumferential direction Dc. 76 are formed.
  • the third discharge passage 74 is provided with a plurality of passage main portions 76 between the inner side surface 80 close to the pressure surface 54 of the cavity portion 75 on the trailing edge 56 side and the side surface 77 c of the tip shroud 52 facing the circumferential direction Dc. Is formed.
  • the third discharge passage 74 has a plurality of passage bodies 76 between the inner surface 81 close to the suction surface 53 of the cavity 75 on the trailing edge 56 side and the side 77 d of the tip shroud 52 facing the downstream Dad. Is formed.
  • the passage body 76 is formed in a straight line.
  • the passage body 76 is not limited to the linear shape.
  • the passage body 76 may have a curved shape such as an arc shape or an S shape.
  • the case where passage main-body parts 76 opening to the same side 77 are arranged in parallel was illustrated, it is not restricted parallel. It may be arranged to be separated from each other as the side surface 77 is approached.
  • the cooling air flows through the first cooling passage portion 58 in which the projecting portion 83 is formed on the inner wall surface 58a, the front edge 55 side of the wing main body 51 can be cooled efficiently.
  • the cooling air flows through the second cooling passage portion 59 in which the projecting portion 83 is formed on the inner wall surface 59a, the trailing edge 56 side of the wing main body 51 can be cooled.
  • the front edge 55 side and the rear edge 56 side which are likely to become high temperature can be effectively cooled by the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59, the front edge 55 and the rear
  • the cross-sectional area of the entire cooling passage can be reduced.
  • the turbine rotor blade of the present embodiment can suppress the temperature decrease of the intermediate portion M between the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59.
  • the strength of the moving blade 43a can be improved.
  • the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59 are provided with the columnar pin fins 82, thereby securing a constant cross-sectional area compared to the conventional multi-hole.
  • a cooling effect can be obtained, which makes it possible to minimize pressure loss when the cooling air flows through the cooling passage, and to suppress the supply pressure of the cooling air. For this reason, the supply amount of cooling air required to cool the moving blades 43a can be minimized.
  • the front edge side cooling passage 64 has a flow passage cross-sectional area smaller than the flow passage cross-sectional area of the column cooling passage 65, and a low pressure loss passage It becomes.
  • the column side cooling passage 65 becomes a flow passage of high pressure loss by a mechanism (for example, an orifice provided on the blade root 50 side or the cavity portion 75 of the tip shroud 52) that obstructs the flow of cooling air. For this reason, in the turbine rotor blade of the present embodiment, the flow velocity of the cooling air flowing into the leading edge side cooling passage 64 can be increased, and the cooling performance can be improved closer to the leading edge 55.
  • the trailing edge side cooling passage 67 has a passage cross-sectional area smaller than the passage cross-sectional area of the column-side cooling passage 66, and serves as a low pressure loss passage.
  • the column side cooling passage 66 becomes a flow passage of high pressure loss by a mechanism (for example, an orifice or a cavity portion 75 provided on the blade root 50 side) which obstructs the flow of the cooling air. For this reason, in the turbine rotor blade of the present embodiment, the flow velocity of the cooling air flowing to the trailing edge side cooling passage 67 can be increased, and the cooling performance can be improved as it approaches the trailing edge 56.
  • the first protrusion 83a is formed smaller than the second protrusion 83b.
  • the turbine bucket of the present embodiment can suppress pressure loss of the cooling air flowing through the leading edge side cooling passage 64 and the trailing edge side cooling passage 67.
  • the pressure loss of the cooling air flowing through the column side cooling passages 65 and 66 can be increased.
  • the flow velocity of the cooling air flowing through the column-side cooling passages 65 and 66 can be reduced relative to the flow velocity of the cooling air flowing through the leading edge side cooling passage 64 and the trailing edge side cooling passage 67.
  • the front edge 55 side and the rear edge 56 side can be effectively cooled, and the amount of cooling air flowing to the column side cooling passages 65 and 66 is reduced, so that the amount of cooling air supplied as a whole. Can be suppressed. Furthermore, even under an environment where the temperature difference between the leading edge 55 and trailing edge 56 and the intermediate portion M between the leading edge 55 and trailing edge 56 tends to be large, the leading edge 55 and trailing edge 56, and intermediate The occurrence of a temperature difference with the part M can be further suppressed.
  • the cooling air flowing from the blade root 50 of the blade body 51 to the blade tip 57 and flowing through the column side cooling passages 65 and 66 can be discharged to the outside through the third discharge passage 74 of the tip shroud 52.
  • the cooling air flowing through the leading edge side cooling passage 64, the trailing edge side cooling passage 67, and the column side cooling passages 65 and 66 can be discharged separately to the outside of the moving blade 43a.
  • the leading edge side cooling passage 64, the trailing edge side cooling passage 67, and the column side cooling can be achieved simply by changing the flow passage cross-sectional area of each of the first discharge passage 72, the second discharge passage 73, and the third discharge passage 74.
  • the flow rates of the respective cooling air flowing through the passages 65 and 66 can be easily made different.
  • the first discharge passage 72 and the second discharge passage 73 penetrate the tip shroud 52 in the blade height direction, respectively. 73 can be made shorter. Therefore, it is possible to suppress an increase in pressure loss of the cooling air flowing through the leading edge side cooling passage 64 and the trailing edge side cooling passage 67, and to suppress a decrease in the flow velocity of the cooling air. As a result, the leading edge 55 and the trailing edge 56 of the wing body 51 can be cooled efficiently.
  • the passage main body portion 76 of the third discharge passage 74 is formed along the tip shroud 52, so that the cooling air flowing through the column side cooling passages 65 and 66 is the third discharge.
  • the chip shroud 52 can be cooled while being discharged to the outside through the passage 74.
  • the passage length of the third discharge passage 74 can be made longer as compared with the first discharge passage 72 and the second discharge passage 73. Therefore, compared to the front edge side cooling passage 64 and the rear edge side cooling passage 67, the amount of cooling air flowing through the column side cooling passages 65 and 66 can be reduced, and the amount of cooling air supplied as a whole can be suppressed. .
  • the cavity 75 with a large cross-sectional area in the tip shroud 52, for example, when trying to process the passage body 76 from the side surface 77 toward the cavity 75, some positional deviation is allowed. Ru. Therefore, the third discharge passage 74 can be easily formed. Further, since the tip shroud 52 is lightened, the centrifugal load can be reduced.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiment, and includes the above-described embodiment with various modifications added thereto, without departing from the spirit of the present invention. That is, the specific shape, configuration, and the like described in the embodiment are merely examples, and can be appropriately modified.
  • FIG. 8 is a partial cross-sectional view corresponding to FIG. 5 in a modification of the embodiment of the present invention.
  • the case where the columnar pin fins 82 are formed has been described as an example.
  • the present invention is not limited to the columnar pin fins 82.
  • one-side pin fins 71 may be provided instead of the columnar pin fins 82.
  • the single-sided pin fins 71 are protrusions (protrusions) T protruding inward from the inner wall surfaces 58a and 59a of the first cooling passage portion 58 and the second cooling passage portion 59, and the leading edge side cooling passage 64 and the trailing edge side cooling It may be provided on the inner wall surfaces 58a and 59a of the passage 67 and the column side cooling passages 65 and 66, respectively. Similar to the columnar pin fins 82 described above, the single-sided pin fins 71 include first protrusions (first protrusions: not shown) and second protrusions (second protrusions: not shown) having different sizes. It may be provided.
  • a first projection is provided on the inner wall surface 58a, 59a of the column side cooling passage 65, 66, and a second projection is provided on the inner wall surface 58a, 59a of the front edge side cooling passage 64 and the rear edge side cooling passage 67.
  • the second protrusion may be formed relatively smaller than the first protrusion.
  • the second protrusion may have a smaller surface area than the first protrusion.
  • the wing main body 51 includes both the leading edge side cooling passage 64 and the trailing edge side cooling passage 67 has been described.
  • the wing body may include only one of the leading edge side cooling passage 64 and the trailing edge side cooling passage 67.
  • the first cooling passage portion 58 includes the two cooling passages 63 (the front edge side cooling passage 64, the column side cooling passage 65), and the second cooling passage portion 59 includes the two cooling passages 63.
  • the case where the rear edge side cooling passage 67 and the column side cooling passage 66 are provided has been described.
  • the first cooling passage portion 58 may be formed by one cooling passage 63, and similarly, the second cooling passage portion 59 may be formed by one cooling passage 63.
  • the case where the second protrusion 83 b is smaller than the first protrusion 83 a has been described as an example. However, it is not limited to this configuration.
  • the number of second protrusions 83b per unit area is smaller than the number of first protrusions 83a per unit area while the first protrusions 83a and the second protrusions 83b are formed to have the same size. You may.
  • the first protrusion 83a and the second protrusion 83b may be formed to have the same configuration, that is, the same size and the same number.
  • cooling medium is air
  • the cooling medium is not limited to air.
  • the case where the third discharge passage 74 has the cavity portion 75 has been described.
  • the cavity 75 may be omitted.
  • path 74 was formed along the chip
  • the passage body 76 may be open on the tip shroud 52 near the side 77, for example.
  • the direction in which the first discharge passage 72 and the second discharge passage 73 pass may be made shorter than the third discharge passage 74, and is not limited to the wing height direction.
  • the moving blades 43a of the third row of moving blade arrays 43 have been described as an example.
  • the moving blade 43a may be a moving blade having the tip shroud 52, and may be the moving blade 43a in the moving blade row 43 other than the third row.
  • First cooling passage portion 58a inner wall surface 59: second cooling passage portion 59a: inner wall surface 60: pillar portion 62: first end portion 63: cold Passageway 64: front edge side cooling passage 65: Column side cooling passage 66: Column side cooling passage 67 ... Trailing side cooling passage 70 ... Partition wall 71 ... Single-sided pin fin 72 ... First discharge passage 73 ... Second discharge passage 74 ...
  • Third discharge Passageway 75 Cavity part 76: Passage body 77: Side 77a: Side 77b: Side 77c: Side 77d: Side 78: Inner side 79: Inner side 80: Inner side 81: Inner side 82: Column-shaped pin fin 83: Projection 83a ... 1st projection part 83b ... 2nd projection part T ... projection part F ... fin M ... middle part

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

ガスタービンの翼本体（５１）は、第一冷却通路部（５８）と、第二冷却通路部（５９）と、柱部（６０）と、複数の突出部とを備える。第一冷却通路部（５８）は、前縁（５５）に近い側に設けられる。第二冷却通路部（５９）は、前記後縁（５６）に近い側に設けられる。柱部（６０）は、前記第一冷却通路部（５８）と前記第二冷却通路部（５９）との間に設けられて、前記翼本体（５１）の基部と端部との間に連続して形成される。複数の突出部は、前記第一冷却通路部（５８）の内壁面と、前記第二冷却通路部（５９）の内壁面とから突出する。

Description

タービン動翼、及び、ガスタービン
　この発明は、タービン動翼、及び、ガスタービンに関する。
　本願は、２０１５年８月２５日に、日本に出願された特願２０１５－１６５５３９号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ガスタービンにおけるタービン動翼は、高温・高圧の作動流体に曝されるため、内部に冷却構造を有している。具体的には、例えば、冷却構造として内部に流路を有し、圧縮機から抽気された圧縮空気を冷却空気としてこの流路に流通させることで、内部からタービン動翼を冷却している。ガスタービンの前段側のタービン動翼と後段側のタービン動翼とでは、周囲を流れる作動流体の温度、タービン動翼自体の長さ等が異なり、それ故に冷却条件が異なる。従って、前段側と後段側では、タービン動翼内部の冷却流路の構造も異なっている。
　特許文献１には、後段側の冷却構造の一例が開示されている。具体的には、特許文献１に記載のタービン動翼は、ハブ部及び翼付根部の内部に、内壁からピンフィンを突起させた空洞を設けるとともに、ハブ部より翼端側の翼内部に、空洞と翼端部に設けた開口と連通し空洞から開口へ冷却空気を通過させるマルチホールが穿設されている。
特開平９－５３４０７号公報
　特許文献１に記載のタービン動翼では、冷却空気は翼端側を冷却するためにマルチホールの内部を流通することになる。マルチホールは、必要な熱伝達率を確保するために、その内部に流通する冷却媒体となる冷却空気の流速を高くする必要があり、結果として圧損が大きくなってしまう。このため、上流側となる翼付根部側で高い供給圧となるように冷却空気を供給する必要がある。高い供給圧の冷却空気を供給することになると、翼付根部側での漏れ流れが多くなるため、冷却空気の供給量が増大してしまっていた。上記のとおりガスタービン動翼において冷却媒体となる冷却空気は、例えば、圧縮機から抽気して生成される。このように圧縮機から抽気された空気は、タービンを回転させる仕事に使われることなくタービン翼などの冷却に用いられる。すなわち、ガスタービンの性能を向上させるためには、タービン翼に用いられる冷却媒体の量を最小限に抑える必要があった。
　この発明は、冷却媒体の供給量を最小限に抑えつつ効果的に冷却を行うことが可能なタービン動翼、及び、ガスタービンを提供することを目的とする。
　この発明の第一態様によれば、タービン動翼は、前縁と後縁とを有している。これら前縁と後縁との間には、正圧面及び負圧面を有する翼本体を備えている。前記翼本体は、第一冷却通路部と、第二冷却通路部と、柱部と、複数の突出部と、を備える。第一冷却通路部は、前記前縁に近設され冷却媒体が流れる。第二冷却通路部は、前記後縁に近設され冷却媒体が流れる。柱部は、前記第一冷却通路部と前記第二冷却通路部との間に設けられ前記翼本体の基部と端部との間に連続して形成される。複数の突出部は、前記第一冷却通路部の内壁面及び前記第二冷却通路部の内壁面から突出する。
　内壁面に突出部が形成された第一冷却通路部に冷却媒体を流すことで、翼本体の前縁に近い側を効率よく冷却できる。同様に、内壁面に突出部が形成された第二冷却通路部に冷却媒体を流すことで、翼本体の後縁に近い側を冷却できる。このように、特に高温となりやすい前縁側及び後縁側を第一冷却通路部及び第二冷却通路部により効果的に冷却することができるとともに、相対的に高温となりにくい前縁側と後縁側との間において柱部を設けることで冷却通路全体の断面積を小さくすることができる。冷却通路自体も上記のとおり突出部を備えた構造とすることで、マルチホールと比べて一定の断面積を確保しつつ冷却効果を得ることができ、これにより冷却通路を流通する際の圧損を最小限にすることができ、供給圧を抑制することができる。このため、タービン翼を冷却するのに必要な冷却媒体の供給量を最小限にすることができる。
　この発明の第二態様によれば、第一態様に係るタービン動翼の第一冷却通路部が、前記柱部と前記前縁との間に、複数の冷却通路を備えるようにしてもよい。複数の冷却通路は、前縁側冷却通路と、第一中間冷却通路とを含むようにしても良い。前縁側冷却通路は、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って配設されて、最も前記前縁の近くに配設される。第一中間冷却通路は、前記前縁側冷却通路よりも前記柱部に近い側に配設されて前記前縁側冷却通路よりも大きい流路断面積を有する。
　このように構成することで、冷却媒体を前縁側冷却通路と第一中間冷却通路とにそれぞれ供給した場合、前縁側冷却通路に流れる冷却媒体の流速を相対的に高めることができる。これにより、前縁に近いほど冷却性能を向上することができる。その結果、第一中間冷却通路が設けられた部分と比べて相対的に高温になりやすい前縁側冷却通路が設けられた前縁側を効果的に冷却することができる。
　この発明の第三態様によれば、第一又は第二態様に係るタービン動翼の第二冷却通路部は、前記柱部と前記後縁との間に、複数の冷却通路を備えるようにしてもよい。複数の冷却通路は、後縁側冷却通路と、第二中間冷却通路と、を含むようにしても良い。後縁側冷却通路は、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って配設されて、最も前記後縁の近くに配設される。第二中間冷却通路は、前記後縁側冷却通路よりも前記柱部に近い側に配設されて前記後縁側冷却通路よりも大きい流路断面積を有する。
　このように構成することで、冷却媒体を後縁側冷却通路と第二中間冷却通路とにそれぞれ供給した場合、後縁側冷却通路に流れる冷却媒体の流速を相対的に高めることができる。これにより、後縁に近いほど冷却性能を向上することができる。その結果、第二中間冷却通路が設けられた部分と比べて相対的に高温になりやすい後縁側冷却通路が設けられた後縁側を効果的に冷却することができる。
　この発明の第四態様によれば、第二又は第三態様に係るタービン動翼の突出部は、第一突出部と、前記第一突出部よりも小さい第二突出部と、を有していてもよい。前記第一突出部は、前記第一中間冷却通路及び前記第二中間冷却通路の少なくとも一方に設けられていても良い。前記第二突出部は、前記前縁側冷却通路及び前記後縁側冷却通路の少なくとも一方に設けられるようにしても良い。
　このように構成することで、第一中間冷却通路及び前記第二中間冷却通路と比較して、前縁側冷却通路及び後縁側冷却通路に流れる冷却媒体の圧損を抑制できる。これにより、前縁側冷却通路及び後縁側冷却通路に流れる冷却媒体の流速に対して、第一中間冷却通路及び前記第二中間冷却通路に流れる冷却媒体の流速を低減することができる。その結果、前縁側及び後縁側を効果的に冷却することができるとともに、第一中間冷却通路及び前記第二中間冷却通路に流通する冷却媒体の量を低減することで、全体として冷却媒体の供給量を抑制することができる。
　この発明の第五態様によれば、第一態様に係るタービン動翼において、前記翼本体の翼端に設けられるチップシュラウドを備えていてもよい。前記第一冷却通路部は、前記柱部と前記前縁との間に、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って並ぶ複数の冷却通路を備えていてもよい。前記第二冷却通路部は、前記柱部と前記後縁との間に、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って並ぶ複数の冷却通路を備えていても良い。前記チップシュラウドは、第一排出通路と、第二排出通路と、第三排出通路と、を備えるようにしてもよい。第一排出通路は、前記第一冷却通路部の複数の冷却通路のうち最も前記前縁の近くに配設される前縁側冷却通路を流れる冷却媒体を排出する。第二排出通路は、前記第二冷却通路部の複数の冷却通路のうち最も前記後縁の近くに配設される後縁側冷却通路を流れる冷却媒体を排出する。第三排出通路は、前記前縁側冷却通路と前記後縁側冷却通路との間に設けられる中間冷却通路を流れる冷却媒体を排出する。
　このように構成することで、チップシュラウドを有している場合に、翼本体の基部から翼端に向かい前縁側冷却通路を流れる冷却媒体を、チップシュラウドの第一排出通路を介して外部に排出できる。さらに、翼本体の基部から翼端に向かい後縁側冷却通路を流れる冷却媒体を、チップシュラウドの第二排出通路を介して外部に排出できる。加えて、翼本体の基部から翼端に向かい中間冷却通路を流れる冷却媒体を、チップシュラウドの第三排出通路を介して外部に排出できる。
　この発明の第六態様によれば、第五態様に係るタービン動翼の第一排出通路が、前記前縁側冷却通路の延びる方向に、前記チップシュラウドを貫通するようにしてもよい。
　このように構成することで、第一排出通路をより短く形成できる。そのため、前縁側冷却通路を流れる冷却媒体の圧損が増大することを抑制して、冷却媒体の流速が低下することを抑制できる。その結果、翼本体の前縁を効率よく冷却できる。
　この発明の第七態様によれば、第五又は第六態様に係るタービン動翼はの第二排出通路が、前記後縁側冷却通路の延びる方向に、前記チップシュラウドを貫通するようにしてもよい。
　このように構成することで、第二排出通路をより短く形成できる。そのため、後縁側冷却通路を流れる冷却媒体の圧損が増大することを抑制して、冷却媒体の流速が低下することを抑制できる。その結果、翼本体の後縁を効率よく冷却できる。
　この発明の第八態様によれば、第五から第七態様の何れか一つの態様に係るタービン動翼の第三排出通路が、前記前縁側冷却通路の延びる方向と交差する方向に延びる通路本体部を備えてもよい。前記通路本体部は、前記チップシュラウドの側面に開口するようにしてもよい。
　このように構成することで、中間冷却通路を流れる冷却媒体が第三排出通路を通じて外部に排出される途中で、第三排出通路を流れる冷却媒体によりチップシュラウドを冷却することができる。さらに、第一排出通路や第二排出通路と比較して第三排出通路を長くできる。このため、前縁側冷却通路や後縁側冷却通路に比べて、中間冷却通路に流通する冷却媒体の量を低減することでき、全体として冷却媒体の供給量を抑制することができる。
　この発明の第九態様によれば、第八態様に係るタービン動翼の第三排出通路は、前記中間冷却通路に連通されるとともに前記中間冷却通路よりも流路断面積が大きいキャビティ部を備えていても良い。前記通路本体部は、前記キャビティ部から前記翼高さ方向と交差する方向に延びて前記チップシュラウドの側面に開口するようにしても良い。
　このように構成することで、チップシュラウドに第三排出通路を容易に形成することができる。
　この発明の第十態様によれば、ガスタービンは、第一から第九態様の何れか一つの態様のタービン動翼を備えている。
　このように構成することで、タービン動翼を冷却するための冷却媒体の量を低減できるため、効率を向上することができる。
　上記タービン動翼、及び、ガスタービンによれば、冷却媒体の供給量を最小限に抑えつつ効果的に冷却を行うことが可能となる。
この発明の実施形態におけるガスタービンの模式的な断面図である。 この発明の実施形態におけるガスタービンの要部断面図である。 この発明の実施形態における図２のＩＩＩ－ＩＩＩ線に沿う断面図である。 この発明の実施形態における動翼のキャンバーラインに沿う断面である。 この発明の実施形態における柱状ピンフィンを示す部分断面図である。 この発明の実施形態における図３の動翼の翼端近くを拡大した拡大図である。 この発明の実施形態におけるチップシュラウドの平面図である。 この発明の実施形態の変形例における図５に相当する部分断面図である。
　次に、この発明の実施形態におけるタービン翼、及び、ガスタービンを図面に基づき説明する。
　図１は、この発明の実施形態におけるガスタービンの模式的な断面図である。
　図１に示すように、この実施形態のガスタービン１０は、圧縮機２０と、燃焼器３０と、タービン４０とを備えている。
　以下の説明においては、軸線Ａｒが延びる方向を軸方向Ｄａとする。さらに、この軸線Ａｒを中心とした周方向を単に周方向Ｄｃとする。さらに、軸線Ａｒに対して垂直な方向を径方向Ｄｒとする。さらに、軸方向Ｄａでタービン４０を基準にして圧縮機２０側を上流側Ｄａｕ、その反対側を下流側Ｄａｄとする。さらに、径方向Ｄｒで軸線Ａｒに近づく側を径方向内側Ｄｒｉ、その反対側を径方向外側Ｄｒｏとする。
　圧縮機２０は、空気Ａを圧縮して燃焼器３０に供給する。この圧縮機２０は、圧縮機ロータ２１と、圧縮機車室２５と、複数列の動翼列２３と、複数列の静翼列２６と、ＩＧＶ（inlet guide vane）２７とを備えている。
　圧縮機ロータ２１は、軸線Ａｒを中心として回転する。この圧縮機ロータ２１は、ロータ軸２２と、複数列の動翼列２３と、を備えている。ロータ軸２２は、軸線Ａｒを中心として軸方向Ｄａに延びる。動翼列２３は、軸方向Ｄａに配設されている。これら動翼列２３は、周方向Ｄｃに複数の動翼２３ａをそれぞれ備えている。これら複数の動翼２３ａは、ロータ軸２２に取り付けられている。
　圧縮機車室２５は、圧縮機ロータ２１を覆っている。
　複数列の静翼列２６は、動翼列２３の下流側Ｄａｄに、それぞれ配設されている。これら静翼列２６は、圧縮機車室２５と圧縮機ロータ２１との間に配され、周方向Ｄｃに複数の静翼２６ａをそれぞれ備えている。
　ＩＧＶ２７は、圧縮機車室２５の吸込み口に設けられる。このＩＧＶ２７は、圧縮機車室２５内に吸い込まれる空気Ａの流量を調整する。ＩＧＶ２７は、複数のガイドベーン２８と、これら複数のガイドベーン２８を駆動する駆動器２９と、を備えている。
　燃焼器３０は、圧縮機２０で圧縮された空気中で燃料を燃焼させて、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。この燃焼ガスは、タービン４０に供給される。
　タービン４０は、燃焼器３０により生成された燃焼ガスを用いて駆動する。このタービン４０は、タービンロータ４１と、タービン車室４５と、複数列の動翼列４３と、複数列の静翼列４６と、を備えている。
　タービンロータ４１は、軸線Ａｒを中心として回転する。このタービンロータ４１と、上述した圧縮機ロータ２１とは、同一軸線Ａｒ上に位置し、互いに接続されている。これらタービンロータ４１と圧縮機ロータ２１とによって、ガスタービンロータ１１が構成されている。ガスタービンロータ１１は、例えば、発電機ＧＥＮのロータ等に接続される。
　タービン車室４５は、タービンロータ４１を覆う。このタービン車室４５と、圧縮機車室２５とは、互いに接続されている。これらタービン車室４５と圧縮機車室２５とによって、ガスタービン車室１５が構成されている。
　図２は、この発明の実施形態におけるガスタービンの要部断面図である。
　図２に示すように、タービンロータ４１は、ロータ軸４２と、複数列の動翼列４３と、を備えている。
　ロータ軸４２は、軸線Ａｒを中心として軸方向Ｄａに延びる。
　複数列の動翼列４３は、軸方向Ｄａに配設されている。この実施形態におけるタービンロータ４１は、四列の動翼列４３を備えている。これら動翼列４３は、周方向Ｄｃに並ぶ複数の動翼（タービン動翼）４３ａをそれぞれ備えている。これら複数の動翼４３ａは、ロータ軸４２に取り付けられている。
　複数列の静翼列４６は、動翼列４３の上流側Ｄａｕに、それぞれ配設されている。これら複数列の静翼列４６は、周方向Ｄｃに複数の静翼４６ａをそれぞれ備えている。
　タービン車室４５は、外側車室４５ａと、内側車室４５ｂと、複数の分割環４５ｃと、を備えている。
　外側車室４５ａは、タービン車室４５の外殻をなす筒状に形成されている。
　内側車室４５ｂは、外側車室４５ａの内側にあり、複数の円環により筒状に形成されている。内側車室４５ｂは、外側車室４５ａに固定されている。
　分割環４５ｃは、内側車室４５ｂの内側にあり、軸方向Ｄａで隣り合う静翼列４６同士の間に配設されている。言い換えれば、分割環４５ｃの径方向内側Ｄｒｉには、動翼列４３が配設されている。
　ロータ軸４２とタービン車室４５との間には、静翼４６ａ及び動翼４３ａが配置される環状の空間が形成される。この環状の空間は、燃焼器３０から供給された燃焼ガスＧが流れる燃焼ガス流路４９となっている。
　ロータ軸４２は、冷却空気を流すための冷却空気通路４２ｐが形成されている。この冷却空気通路４２ｐを通った冷却空気は、動翼４３ａの内部に導入されて、この動翼４３ａの冷却に利用される。
　同様に、内側車室４５ｂは、冷却空気を流すための冷却空気通路４５ｐが形成されている。この冷却空気通路４５ｐは、内側車室４５ｂを径方向外側Ｄｒｏから径方向内側Ｄｒｉに貫通している。この冷却空気通路４５ｐを通った冷却空気は、静翼４６ａの内部及び分割環４５ｃの内部に導入されて、これら静翼４６ａ及び分割環４５ｃの冷却に利用される。
　図３は、この発明の実施形態における図２のＩＩＩ－ＩＩＩ線に沿う断面図である。図４は、この発明の実施形態における動翼のキャンバーラインに沿う断面である。
　図３に示す動翼４３ａは、例えば、上述した四列設けられた動翼列４３のうち、上流側から見て三列目の動翼列４３を構成する動翼４３ａである。図４に示すように、動翼４３ａは、翼根５０と、翼本体５１と、チップシュラウド５２と、を備えている。
　図３に示すように、翼本体５１は、凸面状の負圧面５３と、凹面状の正圧面５４と、前縁５５と、後縁５６と、を備えている。前縁５５は、翼型中心線であるキャンバーラインＣの延びる方向で最も上流側Ｄａｕの端部である。後縁は、キャンバーラインＣの延びる方向で最も下流側Ｄａｄの端部である。翼本体５１は、負圧面５３と正圧面５４とが前縁５５及び後縁５６を介して連続してなる翼型断面となっている。この三列目の動翼列４３の備える動翼４３ａの翼本体５１は、一列目や二列目の動翼列４３の動翼４３ａの翼本体５１と比較して、翼高さＨ（図２参照）が大きい。さらに、翼本体５１は、翼根５０から翼端５７に向かって漸次幅が小さくなるテーパー状に形成されている。
　動翼４３ａは、その内部に第一冷却通路部５８と、第二冷却通路部５９と、柱部６０と、を備えている。第一冷却通路部５８は、前縁５５に近設されている。第二冷却通路部５９は、後縁５６に近設されている。これら第一冷却通路部５８と第二冷却通路部５９は、図４に示すように、上述した翼型断面と交差する方向である翼高さ方向（径方向Ｄｒ）に延びている。さらに、第一冷却通路部５８と第二冷却通路部５９は、動翼４３ａの翼根５０（基部）から翼端５７（端部）に至るように貫通している。
　第一冷却通路部５８の内部と第二冷却通路部５９の内部は、翼根５０側で冷却空気通路４２ｐと連通している。これにより、冷却空気通路４２ｐの冷却空気が、動翼４３ａの翼根５０側から第一冷却通路部５８及び第二冷却通路部５９に流入する。この第一冷却通路部５８及び第二冷却通路部５９に流入した冷却空気は、翼根５０から翼端５７に流れて、動翼４３ａの翼根５０から翼端５７までの翼高さ方向の全域を冷却する。
　柱部６０は、第一冷却通路部５８と第二冷却通路部５９との間に設けられている。この柱部６０は、翼本体５１の翼根５０と翼端５７との間を連続するように形成されている。柱部６０は、負圧面５３と正圧面５４との間に渡るように形成されている。この実施形態における柱部６０は、翼本体５１と同様に、翼端５７に近づくにつれて漸次幅が小さくなるテーパー状に形成されている。ここで、上述した柱部６０において、キャンバーラインＣに沿う方向を幅方向と称している。
　第一冷却通路部５８は、複数の冷却通路６３により構成される。これら複数の冷却通路６３は、柱部６０と前縁５５との間に設けられ、翼高さ方向に延びている。これら第一冷却通路部５８を構成する冷却通路６３は、キャンバーラインＣに沿って設けられている。この実施形態において第一冷却通路部５８は、二つの冷却通路６３を備えている。以下、二つの冷却通路６３のうち、前縁５５に近い冷却通路６３を前縁側冷却通路６４と称し、柱部６０に近い冷却通路６３を柱側冷却通路６５（第一中間冷却通路）と称する。
　第一冷却通路部５８の前縁側冷却通路６４と柱側冷却通路６５との間には、仕切壁７０が形成されている。この仕切壁７０は、キャンバーラインＣ方向の幅が、上述した柱部６０の幅と比較して十分に小さく形成されている。
　第二冷却通路部５９は、第一冷却通路部５８と同様に、複数の冷却通路６３により構成される。これら複数の冷却通路６３は、柱部６０と後縁５６との間に設けられ、翼高さ方向に延びている。これら第二冷却通路部５９を構成する冷却通路６３は、キャンバーラインＣに沿って設けられている。この実施形態において第二冷却通路部５９は、二つの冷却通路６３を備えている。以下、二つの冷却通路６３のうち、後縁５６に近い冷却通路６３を後縁側冷却通路６７と称し、柱部６０に近い冷却通路６３を柱側冷却通路６６（第二中間冷却通路）と称する。
　第二冷却通路部５９の後縁側冷却通路６７と柱側冷却通路６６との間には、第一冷却通路部５８と同様に、仕切壁７０が形成されている。この仕切壁７０は、キャンバーラインＣ方向の幅が、上述した柱部６０の幅と比較して十分に小さく形成され、第一冷却通路部５８の仕切壁７０と同等の幅とされている。
　ここで、柱部６０の幅や、キャンバーラインＣ方向における柱部６０の配置は、前縁５５及び後縁５６と、キャンバーラインＣ方向における翼本体５１の中間部Ｍとの間に生じ得る温度差に応じて設定される。
　例えば、前縁５５及び後縁５６と、中間部Ｍとの間に生じ得る温度差が大きくなると想定される場合に、キャンバーラインＣ方向における柱部６０の幅を拡大することで、上記温度差を抑制できる。これは、柱部６０が配置される箇所の冷却が妨げられて、温度低下が抑制されるためである。
　前縁５５及び後縁５６と、中間部Ｍとの間に生じ得る温度差が大きいと想定される場合には、キャンバーラインＣ方向における中間部Ｍのうち、特に低温となる箇所を中心にして柱部６０を配置してもよい。このようにすることで、温度低下が生じ易い箇所が温度低下することを効率よく抑制できる。
　第一冷却通路部５８において、前縁側冷却通路６４の流路断面積は柱側冷却通路６５の流路断面積よりも小さくなっている。前縁側冷却通路６４と柱側冷却通路６５には、それぞれ冷却空気が供給される。柱側冷却通路６５は、翼根５０側又は翼端５７側に冷却空気の流れを妨げる機構を有している。例えば、この機構としては、翼根５０側に設けられるオリフィスや翼端５７に設けられるチップシュラウド５２のキャビティ部である。そのため、前縁側冷却通路６４を流れる冷却空気の流速は、柱側冷却通路６５を流れる冷却空気の流速よりも高い。言い換えれば、第一冷却通路部５８においては、前縁側冷却通路６４を流れる冷却空気の熱伝達率が柱側冷却通路６５を流れる冷却空気の熱伝達率よりも高くなるため、前縁側冷却通路６４は、柱側冷却通路６５よりも冷却能力が高くなる。
　第二冷却通路部５９は、第一冷却通路部５８と同様に、後縁側冷却通路６７の流路断面積が第二冷却通路部５９の柱側冷却通路６６の流路断面積よりも小さい。後縁側冷却通路６７と柱側冷却通路６６には、それぞれ冷却空気が供給される。柱側冷却通路６６は、柱側冷却通路６６と同様に冷却空気の流れを妨げる機構を有している。そのため、後縁側冷却通路６７を流れる冷却空気の流速は、柱側冷却通路６６を流れる冷却空気の流速よりも高い。つまり、後縁側冷却通路６７は、柱側冷却通路６６よりも冷却能力が高くなる。
　図５は、この発明の実施形態における柱状ピンフィンを示す部分断面図である。
　図４、図５に示すように、第一冷却通路部５８及び第二冷却通路部５９には、柱状ピンフィン８２が設けられている。柱状ピンフィン８２は、複数の突出部８３を備えている。これら突出部８３は、負圧面５３の内面と正圧面５４の内面とに渡る柱状に形成されている。ここで、図４において、柱状ピンフィン８２が、前縁側冷却通路６４、後縁側冷却通路６７及び柱側冷却通路６５，６６の各内壁面５８ａ，５９ａの全面に設けられる場合を例示した。しかし、柱状ピンフィン８２を設ける範囲は全面に限られない。例えば、翼高さ方向において内壁面５８ａ，５９ａの一部に柱状ピンフィン８２が形成されない領域を設けてもよく、キャンバーラインＣの延びる方向において内壁面５８ａ，５９ａの一部に柱状ピンフィン８２が形成されない領域を設けてもよい。ここで、図３においては、柱状ピンフィン８２の図示を省略している。
　図４に示すように、柱状ピンフィン８２は突出部８３として、それぞれ大きさの異なる第一突出部８３ａと第二突出部８３ｂがある。第一突出部８３ａは、柱側冷却通路６５，６６の内壁面５８ａ，５９ａに設けられている。第二突出部８３ｂは、前縁側冷却通路６４及び後縁側冷却通路６７の各内壁面５８ａ，５９ａに設けられている。この第二突出部８３ｂは、第一突出部８３ａよりも相対的に小さく形成されている。例えば、第二突出部８３ｂは、第一突出部８３ａよりも、その表面積が小さくなるように形成されている。
　図６は、この発明の実施形態における図３の動翼の翼端近くを拡大した拡大図である。
図７は、この発明の実施形態におけるチップシュラウドの平面図である。
　図６、図７に示すように、チップシュラウド５２は、翼本体５１の翼端５７に一体に設けられている。チップシュラウド５２は、複数の動翼４３ａが周方向に配置されることで、周方向Ｄｃに連なって円環状を成している。
　このチップシュラウド５２には、その外周面の軸方向Ｄａの中心位置等に、フィンＦ（図７参照）が設けられている。このフィンＦは、径方向外側Ｄｒｏに向けて突出している。このため、フィンＦと分割環４５ｃとの間は僅かな隙間となり、燃焼ガスＧの漏れる量を少なくすることができる。このフィンＦは、動翼４３ａと分割環４５ｃとの隙間が何らかの原因により減少するような場合に、最初に分割環４５ｃと接触する。このようにフィンＦが最初に分割環４５ｃに接触することで、分割環４５ｃや動翼４３ａのダメージを軽減することが可能となっている。
　チップシュラウド５２は、第一排出通路７２と、第二排出通路７３と、第三排出通路７４とを備えている。これら第一排出通路７２、第二排出通路７３及び第三排出通路７４は、上述した翼本体５１の内部を流れる冷却空気をそれぞれ翼本体５１の外部に排出する。
　図６に示すように、第一排出通路７２、第三排出通路７４及び第二排出通路７３は、チップシュラウド５２に前縁５５側から後縁５６側に向かって、この順で形成されている。
　第一排出通路７２は、前縁側冷却通路６４を流れる冷却空気を排出する。第一排出通路７２は、前縁側冷却通路６４の延びる方向（翼高さ方向）にチップシュラウド５２を貫通するように形成されている。言い換えれば、第一排出通路７２は、前縁側冷却通路６４を径方向外側Ｄｒｏに延長するように延び、径方向外側Ｄｒｏを向いて開口している。この実施形態における第一排出通路７２は、前縁側冷却通路６４と同じ流路断面形状となっている。つまり、前縁側冷却通路６４を流れる冷却空気は、動翼４３ａの翼根５０から翼端５７に向かって径方向外側Ｄｒｏに流れて、そのまま流れの向きを変えることなく、チップシュラウド５２の径方向外側Ｄｒｏに向かって排出される。このように、冷却空気がチップシュラウド５２からふき抜けるため、前縁側冷却通路６４は低圧損の流路となり、冷却空気の流速を高くすることができる。
　第二排出通路７３は、後縁側冷却通路６７を流れる冷却空気を排出する。第二排出通路７３は、チップシュラウド５２を後縁側冷却通路６７の延びる方向に貫通するように形成されている。言い換えれば、第二排出通路７３は、第一排出通路７２と同様に、後縁側冷却通路６７を径方向外側Ｄｒｏに延長するように延び、径方向外側Ｄｒｏを向いて開口している。この実施形態における第二排出通路７３は、後縁側冷却通路６７と同じ流路断面形状となっている。つまり、後縁側冷却通路６７を流れる冷却空気は、動翼４３ａの翼根５０から翼端５７に向かって径方向外側Ｄｒｏに流れて、そのまま流れの向きを変えることなく、チップシュラウド５２の径方向外側Ｄｒｏに向かって排出される。このように、冷却空気がチップシュラウド５２からふき抜けるため、後縁側冷却通路６７は低圧損の流路となり、冷却空気の流速を高くすることができる。
　第三排出通路７４は、柱側冷却通路６５，６６を流れる冷却空気を動翼４３ａの外部へ排出する。第三排出通路７４は、キャビティ部７５と、通路本体部７６と、を備えている。この実施形態におけるキャビティ部７５は、二つ設けられている。これらキャビティ部７５は、第一冷却通路部５８の柱側冷却通路６５の径方向外側Ｄｒｏに設けられ、第二冷却通路部５９の柱側冷却通路６６の径方向外側Ｄｒｏに設けられている。これらキャビティ部７５は、第一冷却通路部５８の柱側冷却通路６５と連通し、第二冷却通路部５９の柱側冷却通路６６と連通している。言い換えれば、キャビティ部７５は、前縁側冷却通路６４と後縁側冷却通路６７には連通されていない。
　通路本体部７６は、図７に示すように、チップシュラウド５２に沿って延びている。言い換えれば、通路本体部７６は、柱側冷却通路６５，６６の延びる方向（翼高さ方向）と交差する方向に延びている。通路本体部７６は複数設けられて、それぞれチップシュラウド５２の側面に開口している。この実施形態における通路本体部７６は、キャビティ部７５からチップシュラウド５２に沿って延びてチップシュラウド５２の側面７７に開口している。これら通路本体部７６は、翼本体５１の負圧面５３の向く方向と、正圧面５４の向く方向とにそれぞれ延びている。この実施形態においては、複数の通路本体部７６は、それぞれキャビティ部７５から最も近いチップシュラウド５２の側面７７に向かって延びている。
　より具体的には、第三排出通路７４は、前縁５５側のキャビティ部７５の正圧面５４に近い内側面７８と、上流側Ｄａｕを向くチップシュラウド５２の側面７７ａとの間に、複数の通路本体部７６が形成されている。同様に、第三排出通路７４は、前縁５５側のキャビティ部７５の負圧面５３に近い内側面７９と、周方向Ｄｃを向くチップシュラウド５２の側面７７ｂとの間に、複数の通路本体部７６が形成されている。
　さらに、第三排出通路７４は、後縁５６側のキャビティ部７５の正圧面５４に近い内側面８０と、周方向Ｄｃを向くチップシュラウド５２の側面７７ｃとの間に、複数の通路本体部７６が形成されている。同様に、第三排出通路７４は、後縁５６側のキャビティ部７５の負圧面５３に近い内側面８１と、下流側Ｄａｄを向くチップシュラウド５２の側面７７ｄとの間に複数の通路本体部７６が形成されている。
　この実施形態においては、通路本体部７６が直線状に形成される場合を例示した。しかし、通路本体部７６は直線状に限られない。例えば、通路本体部７６を円弧状や、Ｓ字状など、曲線を含む形状としても良い。さらに、同一の側面７７に開口する通路本体部７６同士が平行に配される場合を例示したが、平行に限られない。側面７７に近づくにつれて互いに離間するように配しても良い。
　上述した実施形態によれば、内壁面５８ａに突出部８３が形成された第一冷却通路部５８に冷却空気が流れるので、翼本体５１の前縁５５側を効率よく冷却することができる。
　同様に、内壁面５９ａに突出部８３が形成された第二冷却通路部５９に冷却空気が流れるので、翼本体５１の後縁５６側を冷却することができる。特に、高温となりやすい前縁５５側及び後縁５６側を第一冷却通路部５８及び第二冷却通路部５９により効果的に冷却することができるとともに、相対的に高温となりにくい前縁５５と後縁５６との間の部分に柱部６０を設けることで冷却通路全体の断面積を小さくすることができる。
　そして、この柱部６０は、第一冷却通路部５８と第二冷却通路部５９との間において、翼本体５１の翼根５０と翼端５７との間に連続して形成されているため、柱部６０の形成箇所には冷却空気が流れない。したがって、本実施形態のタービン動翼は、第一冷却通路部５８と第二冷却通路部５９との間の中間部Ｍの温度低下を抑制できる。つまり、前縁５５及び後縁５６と、第一冷却通路部５８と第二冷却通路部５９との間の中間部Ｍとに温度差が生じることを抑制できると共に、冷却通路を流れる冷却空気のヒートアップを抑制できる。さらに、柱部６０を設けることで、動翼４３ａの強度を向上できる。その結果、熱反りを抑制するとともに十分な強度を確保することが可能となる。
　また、本実施形態のタービン動翼では、第一冷却通路部５８及び第二冷却通路部５９に柱状ピンフィン８２を備えた構造とすることで、従来のマルチホールと比べて一定の断面積を確保しつつ冷却効果を得ることができ、これにより冷却空気が冷却通路を流れる際の圧損を最小限にすることができ、冷却空気の供給圧を抑制することができる。このため、動翼４３ａを冷却するために必要な冷却空気の供給量を最小限にすることができる。
　さらに、上述した実施形態によれば、第一冷却通路部５８において前縁側冷却通路６４は、柱側冷却通路６５の流路断面積よりも小さい流路断面積を有し、低圧損の流路となる。これに対して、柱側冷却通路６５は、冷却空気の流れを妨げる機構（例えば、翼根５０側に設けられるオリフィスやチップシュラウド５２のキャビティ部７５）により、高圧損の流路となる。このため、本実施形態のタービン動翼は、前縁側冷却通路６４に流れる冷却空気の流速を高くすることができ、前縁５５に近いほど冷却性能を向上させることができる。その結果、柱側冷却通路６５が設けられた部分と比べて相対的に高温になりやすい前縁側冷却通路６４が設けられた前縁５５側を効果的に冷却することができ、前縁５５と柱部６０との間に温度差が生じることを更に抑制することができると共に、動翼４３ａの前縁５５側を冷却するために必要な冷却空気の供給量を最小限にすることができる。
　同様に、第二冷却通路部５９において後縁側冷却通路６７は、柱側冷却通路６６の流路断面積よりも小さい流路断面積を有し、低圧損の流路となる。これに対して、柱側冷却通路６６は、冷却空気の流れを妨げる機構（例えば、翼根５０側に設けられるオリフィスやキャビティ部７５）により、高圧損の流路となる。このため、本実施形態のタービン動翼は、後縁側冷却通路６７に流れる冷却空気の流速を高くすることができ、後縁５６に近いほど冷却性能を向上させることができる。その結果、柱側冷却通路６６が設けられた部分と比べて相対的に高温になりやすい後縁側冷却通路６７が設けられた後縁５６側を効果的に冷却することができ、後縁５６と柱部６０との間に温度差が生じることを更に抑制することができると共に、動翼４３ａの後縁５６側を冷却するために必要な冷却空気の供給量を最小限にすることができる。
　さらに、上述した実施形態によれば、第一突出部８３ａが第二突出部８３ｂよりも小さく形成されている。このため、本実施形態のタービン動翼は、前縁側冷却通路６４及び後縁側冷却通路６７に流れる冷却空気の圧損を抑制できる。その一方で、前縁側冷却通路６４及び後縁側冷却通路６７と比較して、柱側冷却通路６５，６６に流れる冷却空気の圧損を大きくできる。これにより、前縁側冷却通路６４及び後縁側冷却通路６７に流れる冷却空気の流速に対して、柱側冷却通路６５，６６に流れる冷却空気の流速を低減することができる。その結果、前縁５５側及び後縁５６側を効果的に冷却することができるとともに、柱側冷却通路６５，６６に流通する冷却空気の量を低減することで、全体として冷却空気の供給量を抑制することができる。さらに、前縁５５及び後縁５６と、これら前縁５５及び後縁５６の間の中間部Ｍとの温度差が大きくなり易い環境下であっても、前縁５５及び後縁５６と、中間部Ｍとに温度差が生じることをより一層抑制できる。
　さらに、本実施形態のタービン動翼は、動翼４３ａがチップシュラウド５２を有している場合に、翼本体５１の翼根５０から翼端５７に向かい前縁側冷却通路６４を流れる冷却空気を、チップシュラウド５２の第一排出通路７２を介して外部に排出できる。さらに、翼本体５１の翼根５０から翼端５７に向かい後縁側冷却通路６７を流れる冷却空気を、チップシュラウド５２の第二排出通路７３を介して外部に排出できる。加えて、翼本体５１の翼根５０から翼端５７に向かい柱側冷却通路６５，６６を流れる冷却空気を、チップシュラウド５２の第三排出通路７４を介して外部に排出できる。その結果、前縁側冷却通路６４、後縁側冷却通路６７、及び、柱側冷却通路６５，６６を流れる冷却空気を個別に動翼４３ａの外部に排出することができる。さらに、第一排出通路７２、第二排出通路７３、及び、第三排出通路７４のそれぞれの流路断面積を変えるだけで、前縁側冷却通路６４、後縁側冷却通路６７、及び、柱側冷却通路６５，６６を流れる各冷却空気の流速を容易に異ならせることもできる。
　さらに、本実施形態のタービン動翼は、第一排出通路７２と第二排出通路７３とが、それぞれチップシュラウド５２を翼高さ方向に貫通することで、第一排出通路７２と第二排出通路７３とをより短く形成できる。そのため、前縁側冷却通路６４及び後縁側冷却通路６７を流れる冷却空気の圧損が増大することを抑制して、冷却空気の流速が低下することを抑制できる。その結果、翼本体５１の前縁５５及び後縁５６を効率よく冷却できる。
　さらに、本実施形態のタービン動翼は、第三排出通路７４の通路本体部７６がチップシュラウド５２に沿って形成されることで、柱側冷却通路６５，６６を流れる冷却空気が、第三排出通路７４を通じて外部に排出される途中で、チップシュラウド５２を冷却することができる。
　さらに、本実施形態のタービン動翼は、第一排出通路７２や第二排出通路７３と比較して第三排出通路７４の通路長を長くできる。そのため、前縁側冷却通路６４や後縁側冷却通路６７に比べて、柱側冷却通路６５，６６に流通する冷却空気の量を低減することでき、全体として冷却空気の供給量を抑制することができる。
　さらに、チップシュラウド５２に断面積の大きなキャビティ部７５が形成されることで、例えば、キャビティ部７５に向けて側面７７から通路本体部７６を加工しようとした場合に、多少の位置ずれが許容される。そのため、第三排出通路７４を容易に形成することができる。また、チップシュラウド５２が軽くなるため、遠心荷重を低減できる。
　さらに、動翼２３ａを冷却するための冷却空気量を低減できるため、ガスタービン１０の効率を向上することができる。
　この発明は、上述した実施形態に限定されるものではなく、この発明の趣旨を逸脱しない範囲において、上述した実施形態に種々の変更を加えたものを含む。すなわち、実施形態で挙げた具体的な形状や構成等は一例にすぎず、適宜変更が可能である。
　図８は、この発明の実施形態の変形例における図５に相当する部分断面図である。
　例えば、上述した実施形態においては、柱状ピンフィン８２が形成される場合を一例に説明した。しかし、柱状ピンフィン８２に限られない。例えば、図８に示す変形例のように、柱状ピンフィン８２に代えて片側ピンフィン７１を設けるようにしても良い。片側ピンフィン７１は、第一冷却通路部５８及び第二冷却通路部５９の内壁面５８ａ，５９ａから内側に向かって突出する突起部（突出部）Ｔであり、前縁側冷却通路６４、後縁側冷却通路６７及び柱側冷却通路６５，６６のそれぞれの内壁面５８ａ，５９ａに設けてもよい。この片側ピンフィン７１は、上述した柱状ピンフィン８２と同様に、互いに大きさの異なる第一突起部（第一突出部：図示せず）と第二突起部（第二突出部：図示せず）を備えるようにしてもよい。さらに、例えば、第一突起部を柱側冷却通路６５，６６の内壁面５８ａ，５９ａに設け、第二突起部を前縁側冷却通路６４及び後縁側冷却通路６７の内壁面５８ａ，５９ａに設けてもよい。この場合、第二突起部は、第一突起部よりも相対的に小さく形成してもよい。例えば、第二突起部は、第一突起部よりも、その表面積を小さく形成してもよい。
　さらに、上述した実施形態においては、翼本体５１が、前縁側冷却通路６４と後縁側冷却通路６７との両方を備える場合について説明した。しかし、この構成に限られない。例えば、翼本体が前縁側冷却通路６４と後縁側冷却通路６７との何れか一方のみを備えるようにしても良い。
　同様に、上述した実施形態においては、第一冷却通路部５８が２つの冷却通路６３（前縁側冷却通路６４、柱側冷却通路６５）を備え、第二冷却通路部５９が２つの冷却通路６３（後縁側冷却通路６７、柱側冷却通路６６）を備える場合について説明した。しかし、第一冷却通路部５８は、一つの冷却通路６３により形成されても良く、同様に第二冷却通路部５９は、一つの冷却通路６３により形成されても良い。
　さらに、実施形態においては、第二突出部８３ｂが第一突出部８３ａよりも小さい場合を一例に説明した。しかし、この構成に限られるものではない。例えば、第一突出部８３ａと第二突出部８３ｂとを同じ大きさで形成しつつ、単位面積当たりの第二突出部８３ｂの数量を、単位面積当たりの第一突出部８３ａの数量よりも少なくしても良い。さらに、第一突出部８３ａと第二突出部８３ｂとを同一の構成、すなわち同じ大きさ、同じ数量で形成するようにしても良い。
　さらに、上述した実施形態においては、冷却媒体が空気の場合を一例に説明したが、冷却媒体は空気に限られない。
　さらに、上述した実施形態においては、第三排出通路７４がキャビティ部７５を有する場合について説明した。しかし、キャビティ部７５を省略するようにしても良い。
　さらに、上述した各実施形態においては、第三排出通路７４の通路本体部７６がチップシュラウド５２に沿って形成され、側面７７に開口する場合について説明した。しかし、この構成に限られない。通路本体部７６が、例えば、側面７７近傍のチップシュラウド５２上に開口していても良い。
　さらに、上述した各実施形態においては、第一排出通路７２と、第二排出通路７３とが、それぞれ翼高さ方向にチップシュラウド５２を貫通する場合について説明した。しかし、第一排出通路７２と、第二排出通路７３との貫通する方向は、第三排出通路７４よりも短く形成できれば良く、翼高さ方向に限られない。
　さらに、上述した実施形態においては、三列目の動翼列４３の動翼４３ａを一例に説明した。しかし、動翼４３ａはチップシュラウド５２を備える動翼であればよく、三列目以外の動翼列４３における動翼４３ａであっても良い。
１０…ガスタービン　１１…ガスタービンロータ　１５…ガスタービン車室　２０…圧縮機　２１…圧縮機ロータ　２２…ロータ軸　２３…動翼列　２５…圧縮機車室　２６…静翼列　２６ａ…静翼　３０…燃焼器　４０…タービン　４１…タービンロータ　４２…ロータ軸　４２ｐ…冷却空気通路　４３…動翼列　４３ａ…動翼　４５…タービン車室　４５ａ…外側車室　４５ｂ…内側車室　４５ｃ…分割環　４５ｐ…冷却空気通路　４６…静翼列　４６ａ…静翼　４９…燃焼ガス流路　５０…翼根　５１…翼本体　５２…チップシュラウド　５３…負圧面　５４…正圧面　５５…前縁　５６…後縁　５７…翼端　５８…第一冷却通路部　５８ａ…内壁面　５９…第二冷却通路部　５９ａ…内壁面　６０…柱部　６２…第一端部　６３…冷却通路　６４…前縁側冷却通路　６５…柱側冷却通路　６６…柱側冷却通路　６７…後縁側冷却通路　７０…仕切壁　７１…片側ピンフィン　７２…第一排出通路　７３…第二排出通路　７４…第三排出通路　７５…キャビティ部　７６…通路本体部　７７…側面　７７ａ…側面　７７ｂ…側面　７７ｃ…側面　７７ｄ…側面　７８…内側面　７９…内側面　８０…内側面　８１…内側面　８２…柱状ピンフィン　８３…突出部　８３ａ…第一突出部　８３ｂ…第二突出部　Ｔ…突起部　Ｆ…フィン　Ｍ…中間部

Claims (10)

  1. 　前縁と後縁とを有し、これら前縁と後縁との間に正圧面及び負圧面を有する翼本体を備え、
    　前記翼本体は、
    　前記前縁に近設され冷却媒体が流れる第一冷却通路部と、
    　前記後縁に近設され冷却媒体が流れる第二冷却通路部と、
    　前記第一冷却通路部と前記第二冷却通路部との間に設けられ前記翼本体の基部と端部との間に連続して形成される柱部と、
    　前記第一冷却通路部の内壁面及び前記第二冷却通路部の内壁面から突出する複数の突出部と、を備えるタービン動翼。
  2. 　前記第一冷却通路部は、前記柱部と前記前縁との間に、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って配設されて、最も前記前縁の近くに配設される前縁側冷却通路と、前記前縁側冷却通路よりも前記柱部に近い側に配設されて前記前縁側冷却通路よりも大きい流路断面積を有する第一中間冷却通路と、を含む複数の冷却通路を備える請求項１に記載のタービン動翼。
  3. 　前記第二冷却通路部は、前記柱部と前記後縁との間に、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って配設されて、最も前記後縁の近くに配設される後縁側冷却通路と、前記後縁側冷却通路よりも前記柱部に近い側に配設されて前記後縁側冷却通路よりも大きい流路断面積を有する第二中間冷却通路と、を含む複数の冷却通路を備える請求項１又は請求項２に記載のタービン動翼。
  4. 　前記突出部は、
    　第一突出部と、前記第一突出部よりも小さい第二突出部と、を有し、
    　前記第一突出部は、前記第一中間冷却通路及び前記第二中間冷却通路の少なくとも一方に設けられ、
    　前記第二突出部は、前記前縁側冷却通路及び前記後縁側冷却通路の少なくとも一方に設けられる請求項２又は請求項３に記載のタービン動翼。
  5. 　前記翼本体の翼端に設けられるチップシュラウドを備え、
    　前記第一冷却通路部は、
    　前記柱部と前記前縁との間に、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って並ぶ複数の冷却通路を備え、
    　前記第二冷却通路部は、
    　前記柱部と前記後縁との間に、翼高さ方向に延びるとともに翼型中心線に沿って並ぶ複数の冷却通路を備え、
    　前記チップシュラウドは、
    　前記第一冷却通路部の複数の冷却通路のうち最も前記前縁の近くに配設される前縁側冷却通路を流れる冷却媒体を排出する第一排出通路と、
    　前記第二冷却通路部の複数の冷却通路のうち最も前記後縁の近くに配設される後縁側冷却通路を流れる冷却媒体を排出する第二排出通路と、
    　前記前縁側冷却通路と前記後縁側冷却通路との間に設けられる中間冷却通路を流れる冷却媒体を排出する第三排出通路と、
    を備える請求項１に記載のタービン動翼。
  6. 　前記第一排出通路は、
    　前記前縁側冷却通路の延びる方向に、前記チップシュラウドを貫通する請求項５に記載のタービン動翼。
  7. 　前記第二排出通路は、
    　前記後縁側冷却通路の延びる方向に、前記チップシュラウドを貫通する請求項５又は請求項６に記載のタービン動翼。
  8. 　前記第三排出通路は、
    　前記チップシュラウドに沿って延びる通路本体部を備え、
    　前記通路本体部は、前記チップシュラウドの側面に開口する請求項５から請求項７の何れか一項に記載のタービン動翼。
  9. 　前記第三排出通路は、
    　前記中間冷却通路に連通されるとともに前記中間冷却通路よりも流路断面積が大きいキャビティ部を備え、
    　前記通路本体部は、
    　前記キャビティ部から前記翼高さ方向と交差する方向に延びて前記チップシュラウドの側面に開口する請求項８に記載のタービン動翼。
  10. 　請求項１から請求項９の何れか一項に記載のタービン動翼を備えるガスタービン。
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