WO2017033920A1 - タービン動翼、及び、ガスタービン - Google Patents

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WO2017033920A1
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passage
cooling
cooling passage
blade
discharge passage
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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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    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade and a gas turbine.
  • Priority is claimed on Japanese Patent Application No. 2015-165540, 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 higher the flow rate of cooling air the higher the heat transfer coefficient. In other words, the higher the flow rate of the cooling air, the higher the cooling capacity can be.
  • high pressure cooling air needs to be supplied.
  • the cooling air serving as the cooling medium in the gas turbine blade is generated by, for example, extracting air from the compressor.
  • the air extracted from the compressor in this manner is used for cooling the turbine blades and the like without being used for the task of rotating the turbine. That is, in order to improve the performance of the gas turbine, it is necessary to minimize the amount of cooling medium used for the turbine blades.
  • 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 includes a blade body and a tip shroud.
  • the wing body has a leading edge and a trailing edge, and a pressure surface and a suction surface between the leading edge and the trailing edge.
  • a tip shroud is provided at the wing tip of the wing body.
  • the wing body includes a leading edge cooling passage, a trailing edge cooling passage, and an intermediate cooling passage.
  • the leading edge side cooling passage is disposed close to the leading edge and the cooling medium flows.
  • the trailing edge side cooling passage is disposed close to the trailing edge and the cooling medium flows.
  • An intermediate cooling passage is provided between the leading edge side cooling passage and the trailing edge side cooling passage, and the cooling medium flows.
  • the tip shroud includes 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.
  • the second discharge passage discharges the cooling medium flowing through the trailing edge side cooling passage.
  • the third discharge passage discharges the cooling medium flowing through the intermediate cooling passage.
  • the cooling medium flowing from the base of the wing body to the wing tip and flowing through the intermediate cooling passage can be discharged to the outside through the third discharge passage. Therefore, the flow velocity of the cooling medium flowing through the leading edge side passage or the trailing edge side cooling passage can be increased to intensively cool the relatively high temperature leading edge and trailing edge. Furthermore, with respect to the relatively low temperature portion between the leading edge and the trailing edge, the flow rate of the cooling medium flowing through the intermediate cooling passage can be reduced to suppress the supply of the excess cooling medium. As a result, it is possible to effectively cool the wing main body while minimizing the supply of the cooling medium.
  • the first discharge passage of the turbine blade of the first aspect may penetrate the tip shroud in the blade height direction.
  • the first discharge passage can be formed shorter. Therefore, it is possible to suppress an increase in pressure loss of the cooling medium flowing through the leading edge side passage, and to suppress a decrease in the flow velocity of the cooling medium. As a result, the leading edge of the wing body can be cooled efficiently.
  • the second discharge passage of the turbine blade of the first or second aspect may penetrate the tip shroud in the blade height direction.
  • 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.
  • the third discharge passage of the turbine bucket includes a passage main body extending in a direction intersecting the blade height direction. It is good.
  • 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 as compared with the first discharge passage and the second discharge passage, the pressure loss can be increased to reduce the flow velocity of the cooling medium flowing through the intermediate cooling passage. Therefore, thermal warpage etc. can be reduced by suppressing the temperature difference generated between the leading edge and the trailing edge and between the leading edge and the trailing edge.
  • the third discharge passage of the turbine blade of the fourth aspect is provided with a cavity portion which is in communication with the intermediate cooling passage and has a flow passage cross-sectional area larger than that of the intermediate cooling passage.
  • the passage body portion may extend from the cavity portion in a direction intersecting 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 fifth aspects. With such a configuration, the amount of cooling air for cooling the turbine blades can be reduced, so the efficiency can be improved.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III of FIG. 2 in the first embodiment of the present invention. It is a cross section which follows the camber line of the bucket in a first embodiment of this invention. It is a fragmentary sectional view showing a pillar pin fin in a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is an enlarged view of the vicinity of a blade tip of the blade of FIG. 3 in the first embodiment of the present invention. It is a top view of the tip shroud in a first embodiment of the present invention. It is an enlarged view equivalent to FIG. 6 in 2nd embodiment of this invention. It is a fragmentary sectional view equivalent to FIG. 5 in the modification of 1st embodiment of this invention.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine according to a first 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 a first 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.
  • cooling air is introduced into the interior of the stationary blade 46a through the cooling air passage 45p.
  • the air in the gas turbine casing 15 may be supplied as cooling air to the vanes 46a of the vane array 46 without passing through the cooling air passage 45p of the casing. is there.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III of FIG. 2 in the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a cross section along the camber line of the moving blade in the first 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 the first embodiment is, similarly to the wing main body 51, formed in a tapered shape in which the width gradually decreases toward the wing tip 57.
  • the direction along the camber line C 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 60 is referred to as the column side cooling passage 65 (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 is referred to as the rear edge side cooling passage 67
  • the cooling passage 63 near the column portion 60 is referred to as the column side cooling passage 66 (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.
  • No. 64 has a higher cooling capacity than 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 first 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 the first 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 penetrate the tip shroud 52 in the direction in which the trailing edge side cooling passage 67 extends (in the blade height direction).
  • 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 the first 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 the first 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 the first 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 surface 77 of the tip shroud 52 closest to the cavity 75.
  • the third discharge passage 74 is between the inner side surface 78 close to the pressure surface 54 of the cavity 75 near the front edge 55 and the side surface 77 a of the tip shroud 52 facing the upstream Dau.
  • a plurality of passage bodies 76 are formed.
  • the third discharge passage 74 is provided between the inner surface 79 close to the negative pressure surface 53 of the cavity 75 near the front edge 55 and the side surface 77 b of the tip shroud 52 facing the circumferential direction Dc.
  • a passage body 76 is 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 front edge 55 side of the wing main body 51 can be efficiently cooled by flowing the cooling air through the first cooling passage portion 58 in which the projecting portion 83 is formed on the inner wall surface 58a. it can. Similarly, since 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 By providing the post 60 at a portion between the edge 56, the cross-sectional area of the entire cooling passage can be reduced.
  • this pillar part 60 is continuously formed between the wing root 50 of the wing main body 51 and the wing tip 57 between the first cooling passage part 58 and the second cooling passage part 59, The cooling air does not flow to the formation portion of the column portion 60. Therefore, 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 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 It becomes a flow path.
  • 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 65, 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. Thereby, the flow velocity of the cooling air flowing through the column side cooling passage 65 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 passage.
  • the chip shroud 52 can be cooled while being discharged to the outside through 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 second embodiment is different from the above-described first embodiment only in the structure of the cooling passage formed inside the wing body. Therefore, while attaching and explaining the same code to the same portion as a first embodiment, the overlapping explanation is omitted.
  • FIG. 8 is an enlarged view corresponding to FIG. 6 in the second embodiment of the present invention.
  • the blade body 51 of the moving blade 43 a which is a turbine blade in the second embodiment includes a plurality of cooling holes 90 called a so-called “multi-hole”.
  • the cooling hole 90 is a flow path of the cooling air, and extends in the wing height H direction intersecting the blade cross section of the moving blade 43a.
  • the cooling holes 90 penetrate from the blade root 50 to the blade tip 57.
  • the cooling holes 90 are further arranged in a line from the leading edge 55 to the trailing edge 56.
  • the centers of the cooling holes 90 in this embodiment are disposed on the camber line C.
  • the moving blade 43a includes a tip shroud 52 as in the first embodiment described above.
  • the tip shroud 52 includes a first discharge passage 72, a second discharge passage 73, and a third discharge passage 74.
  • the leading edge side cooling hole (leading edge side cooling passage) 91 disposed closest to the leading edge side is in communication with the first discharge passage 72.
  • a trailing edge cooling hole (rear edge cooling passage) 92 disposed at the rearmost end of the cooling holes 90 is in communication with the second discharge passage 73.
  • An intermediate cooling hole (intermediate cooling passage) 93 excluding the leading edge side cooling hole 91 and the trailing edge side cooling hole 92 is in communication with the cavity portion 75 of the third discharge passage 74.
  • the third discharge passage 74 includes a cavity 75 and a passage body 76.
  • a plurality of intermediate cooling holes 93 communicate with one cavity portion 75. That is, the cooling air flowing through the intermediate cooling holes 93 merges at the cavity portion 75 and is then divided into the plurality of passage main portions 76 communicating with the cavity portion 75.
  • the cooling holes 90 do not have the columnar pin fins 82 of the first embodiment.
  • the front edge side cooling hole 91 is directed from the root 50 of the wing main body 51 to the wing tip 57 similarly to the first embodiment.
  • the first discharge passage 72 of the tip shroud 52 can be discharged to the outside.
  • the cooling air flowing from the blade root 50 of the blade main body 51 to the blade tip 57 and flowing through the rear edge side cooling hole 92 can be discharged to the outside through the second discharge passage 73 of the tip shroud 52.
  • the cooling air flowing from the blade root 50 of the blade body 51 to the blade tip 57 and flowing through the intermediate cooling hole 93 can be discharged to the outside through the third discharge passage 74.
  • the flow velocity of the cooling air flowing through the front edge side cooling holes 91 and the rear edge side cooling holes 92 can be increased to intensively cool the front edge 55 and the rear edge 56 which are relatively high in temperature. Furthermore, with respect to the relatively low temperature portion between the leading edge 55 and the trailing edge 56, the flow velocity of the cooling air flowing through the intermediate cooling holes 93 can be reduced to suppress the supply of excess cooling air. As a result, the wing body 51 can be efficiently cooled while suppressing an increase in the amount of cooling air.
  • the present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes various modifications of the above-described embodiments without departing from the spirit of the present invention. That is, the specific shape, configuration, and the like described in each embodiment are merely examples, and can be changed as appropriate.
  • FIG. 9 is a partial cross-sectional view corresponding to FIG. 5 in a modification of the first embodiment of the present invention.
  • the case where the columnar pin fins 82 are formed is 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.
  • blade main body 51 was provided with the pillar part 60 was demonstrated to an example.
  • the column 60 may be omitted. That is, the two column side cooling passages 65 may be replaced by one cooling passage 63 which is an intermediate cooling passage.
  • the case where the second protrusion 83 b is smaller than the first protrusion 83 a has been described as an example.
  • 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.
  • a cooling medium is not restricted to air.
  • the case where the 3rd discharge passage 74 has the cavity part 75 was demonstrated.
  • 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.
  • the present invention can be applied to turbine blades and gas turbines, and can be efficiently cooled while suppressing an increase in the amount of cooling air.
  • 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 90 ... cooling hole 91 ... leading edge side cooling hole 92 ... trailing edge side cooling hole 93 ... intermediate cooling hole 83a ... first projection 83b ... second projection T ... projection F ... fin M ... middle

Landscapes

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Abstract

タービン動翼（４３ａ）は、翼本体（５１）と、チップシュラウド（５２）と、を備える。翼本体（５１）は、前縁側冷却通路（６４）と、後縁側冷却通路（６７）と、中間冷却通路（６５）と、を備える。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、を備える。第一排出通路（７２）は、前縁側冷却通路（６４）を流れる冷却媒体を排出する。第二排出通路（７３）は、後縁側冷却通路（６７）を流れる冷却媒体を排出する。第三排出通路（７４）は、中間冷却通路（６５）を流れる冷却媒体を排出する。

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２０１５－１６５５４０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
　一般に、冷却空気は、その流速を高めるほど、熱伝達率が高くなる。言い換えれば、冷却空気の流速が高いほど冷却能力を高めることができる。この冷却空気の流速を高めるためには、高圧の冷却空気を供給する必要がある。しかしながら、高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う。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動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、タービン動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る。
　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、翼本体と、チップシュラウドと、を備える。翼本体は、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。チップシュラウドは、前記翼本体の翼端に設けられる。前記翼本体は、前縁側冷却通路と、後縁側冷却通路と、中間冷却通路と、を備える。前縁側冷却通路は、前記前縁に近設され冷却媒体が流れる。後縁側冷却通路は、前記後縁に近設され冷却媒体が流れる。中間冷却通路は、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冷却媒体が流れる。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。第一排出通路は、前記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、翼本体の基部から翼端に向かい前縁側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、第三排出通路を介して外部に排出できる。そのため、前縁側通路や後縁側冷却通路に流れる冷却媒体の流速を高めて、相対的に高温となる前縁及び後縁を重点的に冷却できる。さらに、前縁と後縁との間の相対的に低温となる部分に関しては、中間冷却通路を流れる冷却媒体の流速を低下させて、過剰な冷却媒体の供給を抑制できる。その結果、冷却媒体の供給量を最小限に抑制しつつ、翼本体を効果的に冷却することができる。
　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排出通路は、前記チップシュラウドを翼高さ方向に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排出通路は、前記チップシュラウドを翼高さ方向に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。
　この発明の第四態様によれば、第一から第三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は、翼高さ方向と交差する方向に延びる通路本体部を備えていても良い。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ため、圧損を増大して中間冷却通路を流れる冷却媒体の流速を低下させることができる。そのため、前縁及び後縁と、これら前縁及び後縁の間とに生じる温度差を抑制して、熱反り等を低減することができる。
　この発明の第五態様によれば、第四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よい。
　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。
　この発明の第六態様によれば、ガスタービンは、第一から第五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空気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、冷却空気量の増大を抑制しつつ、効率よく冷却できる。
この発明の第一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。 この発明の第一実施形態におけるガスタービンの要部断面図である。 この発明の第一実施形態における図２のＩＩＩ－ＩＩＩ線に沿う断面図である。 この発明の第一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。 この発明の第一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。 この発明の第一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。 この発明の第一実施形態におけるチップシュラウドの平面図である。 この発明の第二実施形態における図６に相当する拡大図である。 この発明の第一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。
（第一実施形態）
　次に、この発明の第一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、この発明の第一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、この発明の第一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。
　ここで、冷却空気通路４５ｐを通じて静翼４６ａの内部に冷却空気が導入される場合について説明した。しかし、静翼列４６によっては、ガスタービン車室１５内の空気が冷却空気として、車室の冷却空気通路４５ｐを経ずに、静翼列４６を構成する静翼４６ａに供給される場合もある。
　図３は、この発明の第一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、この発明の第一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。この第一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。この第一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（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。この第一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（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とには、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とには、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、この発明の第一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。この第一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、後縁側冷却通路６７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。この第一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。この第一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。この第一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。この第一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側に近い側のキャビティ部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側に近い側のキャビティ部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。
　この第一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。
　上述した第一実施形態によれば、内壁面５８ａに突出部８３が形成された第一冷却通路部５８に冷却空気を流すことで、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、上述した第一実施形態によれば、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、上述した第一実施形態によれば、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。
（第二実施形態）
　次に、この発明の第二実施形態を図面に基づき説明する。この第二実施形態は、上述した第一実施形態と翼本体の内部に形成される冷却通路の構造が異なるだけである。そのため、第一実施形態と同一部分に同一符号を付して説明するとともに、重複する説明を省略する。
　図８は、この発明の第二実施形態における図６に相当する拡大図である。
　図８に示すように、この第二実施形態におけるタービン翼である動翼４３ａの翼本体５１は、いわゆる「マルチホール」と称される複数の冷却孔９０を備えている。
　冷却孔９０は、冷却空気の流路であり、動翼４３ａの翼形断面に交差する翼高さＨ方向に延びている。これら冷却孔９０は、翼根５０から翼端５７へ貫通している。これら冷却孔９０は、更に、前縁５５から後縁５６に向けて一列に配列されている。この実施形態における冷却孔９０は、それぞれの中心がキャンバーラインＣ上に配設されている。
　動翼４３ａは、上述した第一実施形態と同様に、チップシュラウド５２を備えている。
　このチップシュラウド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、をそれぞれ備えている。
　冷却孔９０のうち、最も前縁側に配される前縁側冷却孔（前縁側冷却通路）９１は、第一排出通路７２に連通されている。冷却孔９０のうち最も後縁側に配される後縁側冷却孔（後縁側冷却通路）９２は、第二排出通路７３に連通されている。前縁側冷却孔９１と後縁側冷却孔９２を除く中間冷却孔（中間冷却通路）９３は、第三排出通路７４のキャビティ部７５に連通されている。第三排出通路７４は、第一実施形態と同様に、キャビティ部７５と、通路本体部７６とを備えている。中間冷却孔９３は、一つのキャビティ部７５に対して複数連通している。すなわち、中間冷却孔９３を流れる冷却空気は、キャビティ部７５で合流した後、キャビティ部７５に連通する複数の通路本体部７６にそれぞれ分流する。ここで、この第二実施形態のようにマルチホールを備える翼本体５１の場合、冷却孔９０は、第一実施形態の柱状ピンフィン８２を備えていない。
　上述した第二実施形態によれば、マルチホールを備える翼本体５１の場合であっても、第一実施形態等同様に、翼本体５１の翼根５０から翼端５７に向かい前縁側冷却孔９１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孔９２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に向かい中間冷却孔９３を流れる冷却空気を、第三排出通路７４を介して外部に排出できる。そのため、前縁側冷却孔９１や後縁側冷却孔９２に流れる冷却空気の流速を高めて、相対的に高温となる前縁５５及び後縁５６を重点的に冷却できる。さらに、前縁５５と後縁５６との間の相対的に低温となる部分に関しては、中間冷却孔９３を流れる冷却空気の流速を低下させて、過剰な冷却空気の供給を抑制できる。その結果、冷却空気量の増大を抑制しつつ、翼本体５１を効率よく冷却することができる。
　この発明は、上述した各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、上述した各実施形態に種々の変更を加えたものを含む。すなわち、各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９は、この発明の第一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、上述した第一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９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、上述した第一実施形態においては、翼本体５１が柱部６０を備える場合を一例に説明した。しかし、柱部６０は、省略しても良い。つまり、二つの柱側冷却通路６５を中間冷却通路である一つの冷却通路６３で置き換えても良い。
　さらに、第一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、上述した各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、上述した各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、上述した各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。
　この発明は、タービン動翼、及び、ガスタービンに適用でき、冷却空気量の増大を抑制しつつ、効率よく冷却できる。
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　９０…冷却孔　９１…前縁側冷却孔　９２…後縁側冷却孔　９３…中間冷却孔　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 (6)

  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と、
    　前記翼本体の翼端に設けられるチップシュラウドと、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前縁側冷却通路と、
    　前記後縁に近設され冷却媒体が流れる後縁側冷却通路と、
    　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冷却媒体が流れる中間冷却通路と、を備え、
    　前記チップシュラウドは、
    　前記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、を備えるタービン動翼。
  2. 　前記第一排出通路は、
    　前記チップシュラウドを翼高さ方向に貫通する請求項１に記載のタービン動翼。
  3. 　前記第二排出通路は、
    　前記チップシュラウドを翼高さ方向に貫通する請求項１又は請求項２に記載のタービン動翼。
  4. 　前記第三排出通路は、
    　翼高さ方向と交差する方向に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１から請求項３の何れか一項に記載のタービン動翼。
  5. 　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４に記載のタービン動翼。
  6. 　前記請求項１から請求項５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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