WO2017056997A1 - 動翼及びこれを備えるガスタービン - Google Patents

動翼及びこれを備えるガスタービン Download PDF

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WO2017056997A1
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cooling
top plate
cooling medium
channel
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有祐 和泉
一毅 森本
羽田　哲
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a moving blade and a gas turbine including the same.
  • This application claims priority in Japanese Patent Application No. 2015-190696 for which it applied on September 29, 2015, and uses the content here.
  • the gas turbine includes a rotor that rotates about an axis and a vehicle casing that covers the rotor.
  • the rotor has a rotor shaft and a plurality of moving blades attached to the rotor shaft.
  • a plurality of stationary blades are provided inside the passenger compartment.
  • the moving blade includes a blade body extending in the radial direction with respect to the axis, a platform provided on the radially inner side of the blade body, and a blade root provided on the radially inner side of the platform.
  • the blade body of the moving blade is disposed in a combustion gas flow path through which the combustion gas passes.
  • the platform defines a position radially inward of the combustion gas flow path.
  • the blade root is fixed to the rotor shaft.
  • Gas turbine blades such as stationary blades and moving blades are all exposed to high-temperature combustion gas. For this reason, the blades of the gas turbine are cooled by flowing a cooling medium therein.
  • a cooling channel through which a cooling medium flows is formed in a tip cap constituting the top plate.
  • the tip cap is provided with a tip rib which is a thinning at an end portion in the radial direction of the substrate which is a wing body.
  • the cooling medium after cooling other portions passes through the vicinity of the tip rib, which is a thinning.
  • the temperature of the cooling medium has already increased, and the thinning may not be sufficiently cooled. Therefore, it is desired to effectively cool the thinning and the top plate by effectively using the cooling medium.
  • the present invention provides a moving blade capable of effectively cooling a thinning and a top plate by effectively using a cooling medium, and a gas turbine including the same.
  • the moving blade according to the first aspect of the present invention includes a blade body in which a cooling flow path through which a cooling medium flows is formed, and the blade body is formed at a blade end portion in the blade height direction of the blade body.
  • a top plate channel that allows the cooling medium from the cooling channel to flow therethrough, and the top plate channel is more than the camber line.
  • An inlet channel formed on the back side through which the cooling medium flows from the cooling channel; a main channel connected to the inlet channel and extending in a direction intersecting the camber line along the top surface; , Connected to the main flow path, the wing more than the camber line In the ventral and an outlet passage for discharging the cooling medium to the outside of the wing-body.
  • the thinning can be cooled by using the cooling medium that has just flowed in from the cooling flow path by the inlet flow path. That is, the thinning can be cooled by using the cooling medium before the temperature rises by cooling the top surface by flowing through the main flow path.
  • the cooling medium after cooling the thinning can be circulated by the main channel, and the top surface can be cooled by convection cooling.
  • the film can be cooled by flowing the cooling medium along the top surface from the ventral side toward the back side along the flow of the combustion gas.
  • the inlet channel is formed at a position closer to the thinning than the camber line when viewed from the blade height direction. Also good.
  • the outlet channel is located on the ventral side of the blade body from the camber line when viewed from the blade height direction. It may be formed at a position close to the outer surface facing.
  • the main flow path may be formed to meander in a cross section parallel to the top surface.
  • the main flow path can be formed long inside the top plate. Therefore, it is possible to distribute the cooling medium over a wide range inside the top plate in a state where the flow rate of the cooling medium discharged to the outside of the top plate is reduced. Therefore, the area cooled by convection cooling can be increased. Therefore, convection cooling can be performed efficiently using a cooling medium, and a wider range can be cooled.
  • the top plate has an inclined surface connecting the surface facing the ventral side of the wing body and the top surface.
  • the outlet channel may be open at the inclined surface.
  • the cooling medium discharged from the outlet channel to the outside of the top plate can be flowed to the top surface without peeling. Therefore, the cooling efficiency by the cooling medium flowing on the top surface from the ventral side to the back side along the flow of the combustion gas can be improved. Therefore, the top plate can be cooled using the cooling medium discharged from the outlet channel more efficiently.
  • the thinning may have a thinning flow path through which the cooling medium flows.
  • the cooling medium circulates through the thinning flow path formed inside the thinning, so that the thinning can be intensively cooled by convection cooling. Therefore, in addition to the cooling by the top plate channel, it can be cooled by the thinning channel, and the thinning can be cooled more effectively.
  • the inlet channel at least partially overlaps the thinning when viewed from the blade height direction.
  • a cooling surface that is formed at a position and faces away from the outer side, and an injection portion in which an injection hole for injecting the cooling medium is formed on the cooling surface may be included.
  • the thinning can be cooled more preferentially by performing impingement cooling and cooling. That is, the thinning can be further effectively cooled by using the cooling medium flowing through the top plate channel.
  • the moving blade may further include a platform provided at an end portion of the blade body opposite to the outer side.
  • a gas turbine according to a ninth aspect of the present invention includes a combustor in which combustion gas is generated, and a turbine having any one of the moving blades according to the first to eighth aspects.
  • the thinning and the top plate can be effectively cooled by effectively using the cooling medium.
  • the gas turbine 100 of this embodiment includes a compressor 110, a plurality of combustors 120, and a turbine 130.
  • the compressor 110 compresses the outside air Ao and generates compressed air A.
  • the plurality of combustors 120 burn the fuel F in the compressed air A to generate combustion gas G.
  • the turbine 130 is driven by the combustion gas G.
  • the compressor 110 includes a compressor rotor 111 that rotates about an axis Ar, and a compressor casing 112 that covers the compressor rotor 111 rotatably.
  • the turbine 130 includes a turbine rotor 140 that rotates about an axis Ar, and a turbine casing 150 that rotatably covers the turbine rotor 140.
  • the axis line Ar of the compressor rotor 111 and the axis line Ar of the turbine rotor 140 are located on the same straight line.
  • the compressor rotor 111 and the turbine rotor 140 are connected to each other to form the gas turbine rotor 101.
  • the compressor casing 112 and the turbine casing 150 are connected to each other to form a gas turbine casing 102.
  • the direction in which the axis Ar extends is referred to as an axial direction Da.
  • the circumferential direction Dc around the axis Ar is simply referred to as the circumferential direction Dc.
  • a direction perpendicular to the axis Ar is defined as a radial direction Dr.
  • the gas turbine rotor 101 is connected to, for example, a rotor of a generator GEN.
  • the plurality of combustors 120 are accommodated in the gas turbine casing 102 along the circumferential direction Dc around the axis Ar.
  • the combustor 120 is fixed to the gas turbine casing 102.
  • the turbine rotor 140 includes a rotor shaft 141 extending in the axial direction Da around the axis line Ar, and a plurality of blade stages 142 attached to the rotor shaft 141.
  • the plurality of blade stages 142 are arranged in the axial direction Da.
  • Each blade stage 142 is configured by a plurality of blades 1 arranged in the circumferential direction Dc.
  • a stationary blade stage 143 is disposed on each upstream side of the plurality of blade stages 142.
  • Each stationary blade stage 143 is provided inside the turbine casing 150.
  • Each of the stationary blade stages 143 includes a plurality of stationary blades 143a arranged in the circumferential direction Dc.
  • the turbine casing 150 includes a cylindrical outer casing 151 that constitutes an outer shell thereof, an inner casing 152 that is fixed inside the outer casing 151, and a plurality that is fixed inside the inner casing 152. And a split ring 153.
  • the plurality of split rings 153 are all provided at positions between the plurality of stationary blade stages 143.
  • a moving blade stage 142 is disposed inside the divided ring 153 in the radial direction Dr.
  • An annular space between the outer peripheral side of the rotor shaft 141 and the inner peripheral side of the turbine casing 150 and in which the stationary blades 143a and the moving blades 1 are arranged in the axial direction Da is a combustion gas from the combustor 120.
  • Combustion gas passage Pg through which G flows is formed.
  • the combustion gas flow path Pg has an annular shape about the axis Ar.
  • the combustion gas flow path Pg extends in the axial direction Da in which the rotor shaft 141 extends.
  • the rotor shaft 141 is formed with a rotor refrigerant passage 141a through which a part of the compressed air A as a cooling medium passes.
  • the cooling medium that has passed through the rotor refrigerant passage 141 a is introduced into the moving blade 1 and used for cooling the moving blade 1.
  • a casing refrigerant passage 152a penetrating from the outer side in the radial direction Dr to the inner side in the radial direction Dr is formed.
  • the cooling medium that has passed through the passenger compartment refrigerant passage 152 a is introduced into the stationary blade 143 a and the split ring 153.
  • the introduced cooling medium is used for cooling the stationary blade 143a and the split ring 153.
  • the air in the gas turbine casing 102 may be supplied as a cooling medium to the stationary blade 143a constituting the stationary blade stage 143 without passing through the casing refrigerant passage 152a. .
  • the moving blade 1 of the present embodiment includes a wing body 2, a platform 3, a shank 40, and a blade root 50.
  • the wing body 2, the platform 3, the shank 40, and the blade root 50 are integrally molded in this embodiment.
  • the wing body 2 extends in the radial direction Dr.
  • the wing body 2 has an outer surface 210 facing the combustion gas flow path Pg and is exposed to the combustion gas G.
  • the wing body 2 has a cooling channel 10 through which a cooling medium flows.
  • a plurality of cooling flow paths 10 extend in the radial direction Dr and are formed in the wing body 2.
  • the plurality of cooling flow paths 10 are formed continuously from at least the blade body 2 to the platform 3 among the blade body 2, the platform 3, the shank 40, and the blade root 50.
  • the plurality of cooling flow paths 10 are arranged along the axial direction Da of the blade body 2.
  • a part of the adjacent cooling channel 10 communicates with each other at a portion outside the radial direction Dr in the blade body 2 or a portion inside the radial direction Dr of the platform 3. Any one of the plurality of cooling channels 10 is open at the end of the blade root 50 inside the radial direction Dr.
  • the most upstream cooling flow path 10 has a plurality of front edge opening holes 11 that open at the front edge 21 a of the blade body 21.
  • the platform 3 is provided at the end (first end) of the wing body 2 on one side, which is the base end side of the wing body 2 in the blade height direction Z. Specifically, the platform 3 is formed inside the wing body 2 in the radial direction Dr. When viewed from the radial direction Dr, the platform 3 has a parallelogram shape as shown in FIG. The platform 3 is located between the wing body 2 and the shank 40. The platform 3 is formed with a gas path surface 3a that is a surface outside the radial direction Dr, and forms a part inside the radial direction Dr of the combustion gas flow path Pg.
  • the blade height direction Z of the wing body 2 is the direction in which the wing body 2 extends, and is the radial direction Dr (the depth direction in FIG. 3) in the present embodiment. That is, one side in the blade height direction Z of the present embodiment is the outside in the radial direction Dr. The other side in the blade height direction Z is the inside in the radial direction Dr.
  • the chord direction X of the wing body 2 is a direction orthogonal to the radial direction Dr in the present embodiment and parallel to a surface facing the circumferential direction Dc of the platform 3 including the extending direction of the chord of the wing body 2 ( 3).
  • the blade thickness direction Y of the wing body 2 is a direction orthogonal to the radial direction Dr and the chord direction X in the present embodiment, and is the thickness direction of the wing body 2 (the vertical direction in FIG. 3).
  • the blade surface direction W of the blade body 2 is a direction along the camber line C and includes the chord direction X component. That is, the blade surface direction W is a direction in which the camber line C extends in a cross section orthogonal to the blade height direction Z.
  • the camber line C is an imaginary line connecting points at equal distances from the dorsal outer surface 210b and the ventral outer surface 210a, and is a wing-shaped center line when the wing body 2 is viewed from the wing height direction Z. .
  • the shank 40 is formed inside the platform 3 in the radial direction Dr. That is, the shank 40 is located between the platform 3 and the blade root 50. The shank 40 connects the platform 3 and the blade root 50.
  • the blade root 50 is formed inside the shank 40 in the radial direction Dr.
  • the blade root 50 has a Christmas tree shape in which a cross-sectional shape perpendicular to the axial direction Da is formed by alternately repeating widening and shrinking inward in the radial direction Dr.
  • the rotor shaft 141 is formed with a blade root groove (not shown) into which the blade root 50 is fitted.
  • the wing body 2 of the present embodiment includes a wing body 21, a top plate 4, and a thinning 6.
  • the wing body 21 forms an outline of the wing body 2.
  • the wing body 21 has a wing shape having a cross-sectional shape orthogonal to the wing height direction Z.
  • the front end portion in the chord direction X forms a leading edge portion 21 a.
  • the wing body 21 has a trailing edge 21b at the rear end in the chord direction X.
  • the top plate 4 is formed at the other wing end (second end) which is the tip side in the wing height direction Z of the wing body 21. As shown in FIG. 3, the top plate 4 forms the apex outside the wing body 2 in the radial direction Dr. The top plate 4 closes the other side of the blade body 21 in the blade height direction Z.
  • the top plate 4 has a top plate channel 5 through which the cooling medium from the cooling channel 10 is circulated.
  • the top plate 4 of this embodiment has a flat plate shape.
  • the top plate 4 is formed with a top surface 41 that faces the outside in the radial direction Dr that is the other side in the blade height direction Z with respect to the blade body 21.
  • the thinning 6 protrudes from the top surface 41 to the other side in the blade height direction Z.
  • the thinning 6 is formed on the back side of the camber line C of the wing body 2 as shown in FIG.
  • the thinning 6 extends along the camber line C.
  • the thinning 6 of the present embodiment has a rectangular cross section and extends in the blade surface direction W along the back outer surface 210b.
  • the thinning 6 is formed so that the surface facing the back side is continuous with the back side outer surface 210b.
  • the cooling medium flowing through the cooling channel 10 flows into the top plate channel 5.
  • a plurality of top plate channels 5 of the present embodiment are formed side by side in the blade surface direction W along the top surface 41. In the present embodiment, four are arranged in the blade surface direction W.
  • the top plate channel 5 is cooled to the outside of the blade body 2, the inlet channel 51 into which the cooling medium flows from the cooling channel 10, the main channel 52 connected to the inlet channel 51, and the wing body 2. And an outlet channel 53 for discharging the medium.
  • the inlet channel 51 is formed on the back side of the camber line C.
  • the inlet channel 51 is open at the inner surface 42 facing one side in the blade height direction Z, which is the opposite side of the top plate 4 in the radial direction Dr.
  • the inner surface 42 of the top plate 4 faces away from the top surface 41 and is a surface parallel to the top surface 41.
  • the inlet channel 51 of the present embodiment extends perpendicular to the inner surface 42.
  • the inlet channel 51 is formed such that the distance in the blade thickness direction Y is closer to the wall on the back side of the blade body 21 than the camber line C.
  • the inlet channel 51 is formed at a position closer to the thinning 6 than the camber line C when viewed from the blade height direction Z.
  • the inlet channel 51 is formed at a position closer to the thinning 6 than the camber line C when viewed from the blade height direction Z.
  • the main channel 52 extends along the top surface 41 in a direction crossing the camber line C.
  • the main channel 52 is connected to the inlet channel 51 on the back side of the camber line C.
  • the main flow path 52 of the present embodiment extends across the camber line C in the blade thickness direction Y from the back side to the ventral side. Specifically, as shown in FIG. 4, the main flow path 52 extends in a straight line shape in the blade thickness direction Y intersecting the camber line C in a cross section parallel to the top surface 41.
  • the main channel 52 is formed in a position where the distance from the top surface 41 and the distance from the inner surface 42 are approximately the same inside the top plate 4.
  • the outlet channel 53 is formed on the ventral side of the camber line C.
  • the outlet channel 53 opens at the top surface 41.
  • the outlet channel 53 of the present embodiment extends perpendicular to the top surface 41.
  • the outlet channel 53 is formed at a position where the distance in the blade thickness direction Y is closer to the ventral outer surface 210a than the camber line C in a cross section orthogonal to the camber line C.
  • the outlet channel 53 is formed at a position that overlaps with a wall portion forming the ventral outer surface 210a of the blade body 21.
  • the outlet channel 53 is formed at the same position as the inlet channel 51 and the blade surface direction W.
  • the outlet channel 53 is formed at a position closer to the ventral outer surface 210a than the camber line C when viewed from the blade height direction Z.
  • the exit flow path 53 is not limited to extending perpendicularly to the top surface 41 as in the first embodiment, and may be open at the top surface 41.
  • the outlet channel 53 may extend with an inclination with respect to the top surface 41.
  • the inlet channel 51 is not limited to extending perpendicularly to the inner surface 42, and may be in communication with the cooling channel 10.
  • the inlet channel 51 may extend while being inclined with respect to the inner surface 42, and may be opened by a side wall facing the back-side outer surface 210 b of the wing body 21.
  • the compressed air A from the compressor 110 enters the gas turbine casing 102 and flows into the combustor 120.
  • the fuel F supplied from the outside together with the compressed air A is combusted, and the combustion gas G is generated.
  • This combustion gas G contacts the rotor blade 1 in the process of passing through the combustion gas flow path Pg, and rotates the turbine rotor 140 around the rotor shaft 141.
  • a part of the compressed air A from the compressor 110 flows as a cooling medium into the rotor refrigerant passage 141a and the vehicle compartment refrigerant passage 152a in order to cool the moving blade 1 and the stationary blade 143a.
  • the cooling medium that has flowed into the compartment refrigerant passage 152a cools the stationary blade 143a from the inside.
  • the cooling medium that has flowed into the rotor refrigerant passage 141a opens at the inner end of the blade root 50 in the radial direction Dr, as shown in FIG. Flows into the cooling flow path 10.
  • the cooling medium flowing into the cooling channel 10 exchanges heat with the blade body 2 and the like to cool the blade body 2 and the like, thereby cooling the moving blade 1 from the inside.
  • the cooling medium flowing through the cooling channel 10 flows into the plurality of top plate channels 5 formed on the top plate 4 as shown in FIG. Specifically, the cooling medium flowing through the cooling flow path 10 flows into the inlet flow path 51 from the opening formed in the inner surface 42. As the cooling medium flows through the inlet channel 51, convection cooling is performed between the thinning 6 and the top plate 4 formed at a position close to the inlet channel 51 and the cooling medium. Thereafter, the cooling medium flowing through the inlet channel 51 flows from the back side in the blade thickness direction Y to the ventral side in the main channel 52. As the cooling medium flows through the main flow path 52, convection cooling is performed between the top plate 4 and the cooling medium.
  • the cooling medium flows through the outlet channel 53 and is discharged from the opening formed in the top plate 4 to the outside of the top plate 4.
  • the cooling medium discharged to the outside of the top plate 4 flows along the top surface 41 together with the surrounding combustion gas G, and cools the top surface 41 by performing film cooling.
  • the inlet channel 51 is formed at a position closer to the back side where the thinning 6 is formed than the camber line C. . Therefore, the thinning 6 can be cooled by the inlet channel 51 using the cooling medium that has just flowed in from the cooling channel 10. That is, the thinning 6 can be cooled to a lower temperature by using the cooling medium before the temperature rises by flowing through the main flow path 52.
  • the main flow path 52 extends across the camber line C from the back side to the ventral side in the blade thickness direction Y. Therefore, the cooling medium after cooling the thinning 6 can be circulated in the blade thickness direction Y along the top surface 41 by the main flow path 52. As a result, the top surface 41 can be cooled over the blade thickness direction Y by convection cooling.
  • the cooling medium is discharged to the outside of the wing body 2 from the opening formed on the ventral side of the top surface 41 by flowing the cooling medium after convection cooling to the outlet channel 53.
  • the wing body 2 rotates around the rotor shaft 141 from the back side to the ventral side. Therefore, around the top surface 41, the combustion gas G flows from the ventral side toward the back side. Therefore, the cooling medium can be caused to flow along the flow of the combustion gas G by discharging the cooling medium from the opening formed on the ventral side of the top surface 41. Therefore, film cooling can be performed by flowing a cooling medium along the top surface 41 so as to form a film in the blade thickness direction Y from the ventral side to the back side.
  • the top plate 4 can be cooled by efficiently using the cooling medium flowing through the top plate 4 by flowing the cooling medium through the top plate channel 5.
  • the top plate 4 can be cooled efficiently by using the cooling medium while effectively cooling the thinning 6 by effectively using the cooling medium.
  • the gas turbine 100 it is possible to cool the top plate 4 and the thinning 6 of the rotor blade 1 by efficiently using the cooling medium by circulating the cooling medium through the top plate channel 5. it can. Therefore, the amount of part of the compressed air A supplied as a cooling medium to the turbine 130 can be reduced, and the efficiency of the gas turbine 100 can be improved.
  • Second Embodiment the moving blade of the second embodiment will be described with reference to FIG.
  • the same components as those in the first embodiment are denoted by the same reference numerals, and detailed description thereof is omitted.
  • the moving blade of the second embodiment is different from the first embodiment in the configuration of the top plate channel.
  • the main channel 52A is meandering in a cross section parallel to the top surface 41.
  • Two top plate channels 5A of the wing body 2 of the second embodiment are arranged in the wing surface direction W.
  • the top plate channel 5A includes an inlet channel 51 into which the cooling medium flows from the cooling channel 10, a main channel 52A connected to the inlet channel 51, and an outlet channel that discharges the cooling medium to the outside of the wing body 2A. 53A.
  • the inlet channel 51 of the second embodiment is formed in the same manner as in the first embodiment.
  • the outlet channel 53 ⁇ / b> A of the second embodiment is formed with the position in the blade surface direction W shifted from the inlet channel 51.
  • the main flow path 52A of the second embodiment meanders in the blade thickness direction Y in a cross section parallel to the top surface 41.
  • the main flow path 52 ⁇ / b> A includes a first straight part 521, a first return part 522, a second straight part 523, a second return part 524, and a third straight part 525.
  • the first straight portion 521 is connected to the inlet channel 51 on the back side of the camber line C.
  • the first straight portion 521 extends in the direction intersecting the camber line C along the top surface 41.
  • the first straight portion 521 extends across the camber line C from the inlet channel 51 toward the ventral side in the blade thickness direction Y. Specifically, the first straight portion 521 extends linearly in the blade thickness direction Y intersecting the camber line C in a cross section parallel to the top surface 41.
  • the first return part 522 diverts the flow of the cooling medium toward the ventral side in the blade thickness direction Y to the flow toward the back side in the blade thickness direction Y.
  • the first return part 522 is connected to the first straight part 521 and the second straight part 523 on the ventral side of the camber line C.
  • the first return portion 522 extends so as to curve to the back side in the blade thickness direction Y after extending to the ventral side in the blade thickness direction Y.
  • the first return portion 522 has a U shape in a cross section parallel to the top surface 41. That is, the first return part 522 reverses the flow direction of the cooling medium flowing through the first linear part 521 by 180 °.
  • the second straight portion 523 is connected to the first return portion 522 on the ventral side of the camber line C.
  • the second straight portion 523 extends along the top surface 41 in a direction intersecting with the camber line C.
  • the second straight portion 523 extends across the camber line C from the first return portion 522 toward the back side in the blade thickness direction Y.
  • the second straight portion 523 extends linearly in the blade thickness direction Y intersecting the camber line C in a cross section parallel to the top surface 41.
  • the second straight part 523 is formed side by side with a space in the blade surface direction W with respect to the first straight part 521.
  • the second return portion 524 turns the flow of the cooling medium toward the back side in the blade thickness direction Y to the flow toward the ventral side in the blade thickness direction Y.
  • the second return part 524 is connected to the second straight part 523 and the third straight part 525 on the back side of the camber line C.
  • the second return portion 524 extends so as to curve to the ventral side in the blade thickness direction Y after extending to the back side in the blade thickness direction Y.
  • the second return portion 524 has a U shape in a cross section parallel to the top surface 41. That is, the second return part 524 reverses the flow direction of the cooling medium flowing through the second linear part 523 by 180 °.
  • the third straight line portion 525 is connected to the second return portion 524 on the back side of the camber line C.
  • the third straight portion 525 is connected to the outlet channel 53A on the ventral side of the camber line C.
  • the third straight portion 525 extends along the top surface 41 in a direction intersecting with the camber line C.
  • the third straight portion 525 extends across the camber line C from the second return portion 524 toward the ventral side in the blade thickness direction Y.
  • the third straight portion 525 extends in a straight line shape in the blade thickness direction Y intersecting the camber line C in a cross section parallel to the top surface 41.
  • the third straight portion 525 is formed side by side with a space in the blade surface direction W with respect to the second straight portion 523.
  • the main flow path 52A of the top plate flow path 5A is formed to meander in the blade surface direction W.
  • the main flow path 52A can be formed long inside the top plate 4. Therefore, the cooling medium can be distributed over a wide range inside the top plate 4 in a state where the flow rate of the cooling medium discharged to the outside of the top plate 4 is reduced.
  • the cooling medium flowing in from the inlet channel 51 flows from the back side to the ventral side in the first straight portion 521. Thereafter, the cooling medium is reversed in the flow direction by the first return portion 522 and flows from the ventral side to the back side in the second linear portion 523.
  • the cooling medium is reversed again in the second return portion 524 and flows in the third straight portion 525 from the back side to the ventral side. That is, the area cooled by convection cooling is increased between the inlet channel 51 formed on the back side of the camber line C and the outlet channel 53A formed on the ventral side of the camber line C. Can do. Therefore, convection cooling can be performed efficiently using a cooling medium, and a wider range can be cooled.
  • main flow path 52A of the second embodiment is not limited to meandering in the blade surface direction W, and may be formed to meander in a cross section parallel to the top surface 41.
  • the main flow path 52 ⁇ / b> A may meander in the chord direction X or may meander in the wing surface direction W along the camber line C.
  • the top plate 4B has an inclined surface 44 that connects the top surface 41 and the side surface 43 of the top plate 4B facing the ventral side, as shown in FIG. .
  • the inclined surface 44 is formed at the corner on the ventral side of the top plate 4B.
  • the inclined surface 44 is inclined so as to be directed toward the other side of the blade height direction Z (inside the radial direction Dr) as it goes toward the ventral side in the blade thickness direction Y.
  • the inclined surface 44 of the third embodiment is inclined at an angle of 45 ° with respect to the top surface 41 and the side surface 43.
  • the outlet channel 53B opens at the inclined surface 44 instead of the top surface 41.
  • the outlet channel 53 ⁇ / b> B of the third embodiment extends perpendicular to the inclined surface 44.
  • a thinning flow path 61 is formed through which a cooling medium flows.
  • the thinning flow path 61 extends along the blade surface direction W in the thinning 6B.
  • the thinning channel 61 is connected to the cooling channel 10 or the top plate channel 5B. Therefore, the refrigerant medium flows into the thinning channel 61 from the cooling channel 10 or the top plate channel 5B.
  • the thinning channel 61 of the third embodiment is formed so as to penetrate the middle of the thinning 6B in a circular shape in a cross section orthogonal to the camber line C.
  • the outlet flow path 53B opens at the inclined surface 44 that connects the top surface 41 and the side surface 43. Therefore, the cooling medium discharged from the outlet channel 53B to the outside of the top plate 4B can flow along the top surface 41 without peeling after flowing along the inclined surface 44. As a result, the cooling efficiency by the cooling medium flowing on the top surface 41 in the blade thickness direction Y from the ventral side to the back side along the flow of the combustion gas G can be improved. Therefore, the top plate 4B can be cooled using the cooling medium discharged from the outlet channel 53B more efficiently.
  • the thinning 6B When the cooling medium flows through the thinning flow path 61 formed inside the thinning 6B, the thinning 6B can be intensively cooled by convection cooling. Therefore, in addition to the cooling by the top plate flow path 5B, it can be cooled by the thinning flow path 61, and the thinning 6B can be cooled more effectively.
  • ⁇ 4th embodiment >> Next, the moving blade of the fourth embodiment will be described with reference to FIG.
  • the same components as those in the first embodiment to the third embodiment are denoted by the same reference numerals, and detailed description thereof is omitted.
  • the moving blade of the fourth embodiment is different from the first embodiment in the configuration of the top plate channel from the first embodiment.
  • impingement cooling is performed in the inlet channel 51C in the top plate channel 5C of the blade body 2C as shown in FIG.
  • the inlet channel 51 ⁇ / b> C of the fourth embodiment includes an introduction part 511, a cooling part 512, and an injection part 513.
  • the cooling medium flows into the introduction part 511 from the cooling flow path 10.
  • the cooling part 512 has a cooling surface 512a facing one side in the blade height direction Z.
  • the injection unit 513 has an injection hole 513a for injecting a cooling medium on the cooling surface 512a.
  • the introduction part 511 is formed on the back side of the camber line C.
  • the introduction part 511 opens at the inner surface 42 of the top plate 4B.
  • the inlet channel 51C of the present embodiment extends with an inclination so as to be directed toward the back side toward the other side in the blade height direction Z with respect to the inner surface 42.
  • the cooling unit 512 is connected to the introduction unit 511.
  • the cooling unit 512 is connected to the main flow path 52B.
  • the cooling unit 512 is formed with a cooling surface 512 a facing the radial direction Dr in the same manner as the inner surface 42.
  • the cooling surface 512a is a flat surface facing away from the top surface 41. When viewed from the blade height direction Z, the cooling surface 512 a is formed such that the blade thickness direction Y is at least partially overlapped with the thinning 6. Specifically, the cooling surface 512a is spaced in the blade height direction Z with respect to the thinning 6 so that the position in the blade thickness direction Y partially overlaps the thinning 6 in a cross section orthogonal to the camber line C. Is formed.
  • the injection unit 513 is provided at a connection portion between the cooling unit 512 and the introduction unit 511.
  • the injection unit 513 of the fourth embodiment has a flat plate shape.
  • the injection hole 513a injects the cooling medium flowing in from the introduction part 511 onto the cooling surface 512a of the cooling part 512.
  • the injection hole 513a performs impingement cooling on the cooling surface 512a.
  • the injection hole 513a of the present embodiment is a circular through hole that penetrates the injection unit 513.
  • the injection hole 513a is formed in the injection unit 513 so as to inject the cooling medium toward the center of the cooling surface 512a. Thereby, the cooling medium ejected radially from the ejection holes 513a contacts the cooling surface 512a without being biased.
  • the cooling medium flowing into the introducing portion 511 from the cooling flow path 10 is injected from the injection hole 513a to the cooling surface 512a.
  • the cooling medium injected from the injection hole 513a contacts the cooling surface 512a while spreading radially from the injection hole 513a. Thereafter, the cooling medium flows through the main channel 52B and is sent to the outlet channel 53B.
  • the cooling surface 512a formed at a position partially overlapping with the thinning 6 can be cooled by impingement cooling by the cooling medium injected from the injection hole 513a. . Therefore, the thinning 6 can be cooled more heavily using the cooling medium. That is, the thinning 6 can be more effectively cooled by using the cooling medium flowing through the top plate channel 5C.
  • the serpentine main flow path 52A of the second embodiment may be included in the top plate flow path 5C of the third embodiment or the fourth embodiment.
  • the top plate 4B on which the top plate channel 5C having the injection unit 513 of the fourth embodiment is formed may not have the thinning channel 61 or the inclined surface 44.
  • the thinning 6 is not limited to a structure in which the surface facing the back side is formed continuously with the back side outer surface 210b as in the present embodiment.
  • the thinning 6 may protrude from the top surface 41 such that the surface facing the back side is disposed at a position away from the back side outer surface 210b. Further, the thinning 6 may be disposed across the camber line C.
  • the moving blade described above can effectively cool the thinning and the top plate by effectively using the cooling medium.

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Abstract

動翼は、冷却媒体を流通させる冷却流路（１０）が形成される翼体（２）を備える。翼体（２）は、頂部を形成する天板（４）と、天板（４）で翼高さ方向Ｚの他方側を向く天面（４１）のキャンバーライン（Ｃ）よりも背側で突出し、キャンバーライン（Ｃ）に沿って延びるシニング（６）とを有する。天板（４）は、冷却媒体を流通させる天板流路（５）が内部に形成される。天板流路（５）は、キャンバーライン（Ｃ）よりも背側に形成されて冷却媒体が流入する入口流路（５１）と、天面（４１）に沿ってキャンバーライン（Ｃ）と交差する方向に延びる主流路（５２）と、キャンバーライン（Ｃ）よりも腹側で翼体（２）の外部に冷却媒体を排出する出口流路（５３）とを有する。

Description

動翼及びこれを備えるガスタービン
　本発明は、動翼及びこれを備えるガスタービンに関する。
　本願は、２０１５年９月２９日に出願された特願２０１５－１９０６９６号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ガスタービンは、軸線を中心として回転するロータと、このロータを覆う車室と、を備えている。ロータは、ロータ軸と、このロータ軸に取り付けられている複数の動翼とを有する。車室の内側には、複数の静翼が設けられている。
　動翼は、軸線に対する径方向に延びる翼体と、翼体の径方向内側に設けられているプラットフォームと、プラットフォームの径方向内側に設けられている翼根と、を有する。動翼の翼体は、燃焼ガスが通る燃焼ガス流路内に配置される。プラットフォームは、燃焼ガス流路の径方向内側の位置を画定する。翼根は、ロータ軸に固定される。
　静翼及び動翼等のガスタービンの翼は、いずれも高温の燃焼ガスに曝される。このため、ガスタービンの翼は、内部に冷却媒体を流すことで冷却されている。例えば、特許文献１に記載の動翼では、天板を構成する先端キャップ内に冷却媒体が流通する冷却チャネルが形成されている。この先端キャップには、翼体である基板の半径方向の外側の端部にシニングである先端リブが設けられている。
特開２０１３－１２４６６５号公報
　ところで、上述した動翼では、他の部分を冷却した後の冷却媒体がシニングである先端リブ付近を通過している。その結果、シニング付近を通過する際には、既に冷却媒体の温度が上昇してしまい、シニングを十分に冷却できない可能性がある。そのため、冷却媒体を有効に利用してシニング及び天板を効果的に冷却することが望まれている。
　本発明は、冷却媒体を有効に利用してシニング及び天板を効果的に冷却することが可能な動翼及びこれを備えるガスタービンを提供する。
　上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を提案している。
　本発明の第一の態様における動翼は、内部に冷却媒体を流通させる冷却流路が形成される翼体を備え、前記翼体は、前記翼体の翼高さ方向の翼端部に形成されている天板と、前記天板で前記翼高さ方向の外側を向く天面の前記翼体のキャンバーラインよりも前記翼体の背側で、前記外側へ突出し、前記キャンバーラインに沿って延びているシニングとを有し、前記天板には、前記冷却流路からの前記冷却媒体を流通させる天板流路が内部に形成され、前記天板流路は、前記キャンバーラインよりも前記背側に形成されて前記冷却流路から前記冷却媒体が流入する入口流路と、前記入口流路に接続され、前記天面に沿って前記キャンバーラインと交差する方向に延びている主流路と、前記主流路に接続され、前記キャンバーラインよりも前記翼体の腹側で前記翼体の外部に前記冷却媒体を排出する出口流路とを有する。
　このような構成によれば、入口流路によって、冷却流路から流入したばかりの冷却媒体を利用してシニングを冷却することができる。つまり、主流路を流れることで天面を冷却して温度が上昇する前の冷却媒体を利用してシニングを冷却することができる。加えて、主流路によって、シニングを冷却した後の冷却媒体を流通させることができ、天面を対流冷却によって冷却することができる。さらに、天面の腹側から冷却媒体を排出することで、燃焼ガスの流れに沿って、腹側から背側に向かって天面に沿って冷却媒体を流してフィルム冷却を行うことができる。これらにより、天板内を流通する冷却媒体を効率的に利用することができる。
　本発明の第二の態様における動翼では、第一の態様において、前記入口流路は、前記翼高さ方向から見た際に、前記キャンバーラインよりも前記シニングに近い位置に形成されていてもよい。
　本発明の第三の態様における動翼では、前記第一または第二の態様において、前記出口流路は、前記翼高さ方向から見た際に、前記キャンバーラインよりも前記翼体の腹側を向く外面に近い位置に形成されていてもよい。
　本発明の第四の態様における動翼では、第一から第三の態様のいずれか一つにおいて、前記主流路は、前記天面と平行な断面において、蛇行して形成されていてもよい。
　このような構成によれば、主流路を天板の内部で長く形成することができる。そのため、天板の外部に排出される冷却媒体の流量を低減した状態で、天板の内部の広い範囲に冷却媒体を流通させることができる。そのため、対流冷却によって冷却される領域を増やすことができる。したがって、冷却媒体を効率的に利用して対流冷却を行い、より広範囲を冷却することができる。
　本発明の第五の態様における動翼では、第一から第四の態様のいずれか一つにおいて、前記天板は、前記翼体の腹側を向く面と前記天面とを繋ぐ傾斜面を有し、前記出口流路は、前記傾斜面で開口していてもよい。
　このような構成によれば、出口流路から天板の外部に排出された冷却媒体を、剥離なく天面に流すことができる。そのため、燃焼ガスの流れに沿って腹側から背側に天面上を流れる冷却媒体による冷却効率を向上させることができる。したがって、出口流路から排出された冷却媒体をより効率的に利用して天板を冷却することができる。
　本発明の第六の態様における動翼では、第一から第五の態様のいずれか一つにおいて、前記シニングは、内部に前記冷却媒体を流通させるシニング流路が形成されていてもよい。
　このような構成によれば、シニングの内部に形成されたシニング流路を冷却媒体が流通することで、対流冷却によってシニングを重点的に冷却することができる。したがって、天板流路による冷却に加えて、シニング流路によって冷却することができ、より効果的にシニングを冷却することができる。
　本発明の第七の態様における動翼では、第一から第六の態様のいずれか一つにおいて、前記入口流路は、前記翼高さ方向から見た際に前記シニングと少なくとも一部が重なる位置に形成され、前記外側と反対側を向く冷却面と、前記冷却面に前記冷却媒体を噴射する噴射孔が形成された噴射部とを有していてもよい。
　このような構成によれば、インピンジメント冷却を行って冷却することで、シニングをより重点的に冷却することができる。つまり、天板流路を流れる冷却媒体を利用して、シニングをより一層効果的に冷却することができる。
　本発明の第八の態様における動翼では、第一から第七の態様のいずれか一つにおいて、前記外側と反対側の前記翼体の端部に設けられるプラットフォームを備えていてもうよい。
　本発明の第九の態様におけるガスタービンは、燃焼ガスが生成される燃焼器と、第一から第八の態様のいずれか一つの動翼を有するタービンとを備える。
　このような構成によれば、天板流路に冷却媒体を流通させることで、冷却媒体を効率的に利用して動翼の天板とシニングとを冷却することができる。そのため、冷却媒体として圧縮空気の一部をタービンに供給する量を減少でき、ガスタービンとして効率を向上させることができる。
　本発明によれば、天板流路に冷却媒体を流通させることで、冷却媒体を有効に利用してシニング及び天板を効果的に冷却することができる。
本発明に係る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。 本発明に係る実施形態におけるガスタービンの要部断面図である。 本発明に係る実施形態における動翼の断面図である。 第一実施形態の天板流路を説明する動翼を径方向外側から見た図である。 第一実施形態における天板流路を説明するキャンバーラインと直交する断面の天板の断面図である。 第二実施形態の天板流路を説明する動翼を径方向外側から見た図である。 第三実施形態における天板流路を説明するキャンバーラインと直交する断面の天板の断面図である。 第四実施形態における天板流路を説明するキャンバーラインと直交する断面の天板の断面図である。
《第一実施形態》
　以下、本発明に係る実施形態について図１から図５を参照して説明する。
　本実施形態のガスタービン１００は、図１に示すように、圧縮機１１０と、複数の燃焼器１２０と、タービン１３０と、を備えている。圧縮機１１０は、外気Ａｏを圧縮して圧縮空気Ａを生成する。複数の燃焼器１２０は、燃料Ｆを圧縮空気Ａ中で燃焼させ燃焼ガスＧを生成する。タービン１３０は、燃焼ガスＧにより駆動する。
　圧縮機１１０は、軸線Ａｒを中心として回転する圧縮機ロータ１１１と、圧縮機ロータ１１１を回転可能に覆う圧縮機車室１１２と、を有する。タービン１３０は、軸線Ａｒを中心として回転するタービンロータ１４０と、タービンロータ１４０を回転可能に覆うタービン車室１５０と、を有する。圧縮機ロータ１１１の軸線Ａｒとタービンロータ１４０の軸線Ａｒとは、同一直線上に位置している。圧縮機ロータ１１１とタービンロータ１４０とは、互いに連結されてガスタービンロータ１０１を成している。圧縮機車室１１２とタービン車室１５０とは、互いに連結されてガスタービン車室１０２を成している。
　なお、以下では、軸線Ａｒが延びる方向を軸方向Ｄａとする。この軸線Ａｒを中心とした周方向Ｄｃを単に周方向Ｄｃとする。軸線Ａｒに対して垂直な方向を径方向Ｄｒとする。
　ガスタービンロータ１０１には、例えば、発電機ＧＥＮのロータが連結されている。複数の燃焼器１２０は、軸線Ａｒを中心として周方向Ｄｃに並んで、ガスタービン車室１０２に収納されている。燃焼器１２０は、ガスタービン車室１０２に固定されている。
　タービンロータ１４０は、図２に示すように、軸線Ａｒを中心として軸方向Ｄａに延びるロータ軸１４１と、このロータ軸１４１に取り付けられている複数の動翼段１４２と、を有する。複数の動翼段１４２は、軸方向Ｄａ並んでいる。各動翼段１４２は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の動翼１で構成されている。複数の動翼段１４２の各上流側には、静翼段１４３が配置されている。各静翼段１４３は、タービン車室１５０の内側に設けられている。各静翼段１４３は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の静翼１４３ａで構成されている。
　タービン車室１５０は、その外殻を構成する筒状の外側車室１５１と、外側車室１５１の内側に固定されている内側車室１５２と、内側車室１５２の内側に固定されている複数の分割環１５３とを有する。複数の分割環１５３は、いずれも、複数の静翼段１４３の相互の間の位置に設けられている。各分割環１５３の径方向Ｄｒ内側には、動翼段１４２が配置されている。
　ロータ軸１４１の外周側とタービン車室１５０の内周側との間であって、軸方向Ｄａで静翼１４３ａ及び動翼１が配置されている環状の空間は、燃焼器１２０からの燃焼ガスＧが流れる燃焼ガス流路Ｐｇを成している。この燃焼ガス流路Ｐｇは、軸線Ａｒを中心として環状を成している。燃焼ガス流路Ｐｇは、ロータ軸１４１が延びる軸方向Ｄａに延在している。
　ロータ軸１４１には、冷却媒体として圧縮空気Ａの一部が通るロータ冷媒通路１４１ａが形成されている。ロータ冷媒通路１４１ａを通った冷却媒体は、動翼１内に導入されて、この動翼１の冷却に利用される。
　タービン車室１５０の内側車室１５２には、径方向Ｄｒ外側から径方向Ｄｒ内側に貫通する車室冷媒通路１５２ａが形成されている。車室冷媒通路１５２ａを通った冷却媒体は、静翼１４３ａ内及び分割環１５３内に導入される。導入された冷却媒体は、静翼１４３ａ及び分割環１５３の冷却に利用される。
　なお、静翼段１４３によっては、ガスタービン車室１０２内の空気が、冷却媒体として、車室冷媒通路１５２ａを経ずにこの静翼段１４３を構成する静翼１４３ａに供給される場合もある。
　以下、本発明に係る動翼１の実施形態について説明する。
　本実施形態の動翼１は、図３に示すように、翼体２と、プラットフォーム３と、シャンク４０と、翼根５０とを有する。翼体２、プラットフォーム３、シャンク４０、及び翼根５０は、本実施形態では一体成型されている。
　翼体２は、径方向Ｄｒに延びている。翼体２は、外面２１０が燃焼ガス流路Ｐｇに面しており、燃焼ガスＧに曝されている。翼体２は、冷却媒体を流通させる冷却流路１０が内部に形成されている。
　冷却流路１０は、図３に示すように、径方向Ｄｒに延びて翼体２の内部に複数形成されている。複数の冷却流路１０は、翼体２、プラットフォーム３、シャンク４０、及び翼根５０のうち、少なくとも翼体２からプラットフォーム３にかけて連なっていずれも形成されている。複数の冷却流路１０は、翼体２の軸方向Ｄａに沿って並んでいる。隣接する冷却流路１０の一部は、翼体２内の径方向Ｄｒ外側の部分、又は、プラットフォーム３の径方向Ｄｒ内側の部分で、互いに連通している。複数の冷却流路１０のうちのいずれかは、翼根５０の径方向Ｄｒ内側の端で開口している。この冷却流路１０には、ロータ軸１４１のロータ冷媒通路１４１ａを通ってきた冷却媒体が、この開口から流入する。複数の冷却流路１０のうちで最も上流側の冷却流路１０は、翼本体２１の前縁部２１ａで開口する前縁部開口孔１１が複数形成されている。
　プラットフォーム３は、翼体２の翼高さ方向Ｚの基端側である一方側の翼体２の端部（第一の端部）に設けられている。具体的には、プラットフォーム３は、翼体２の径方向Ｄｒ内側に形成されている。プラットフォーム３は、径方向Ｄｒから見た場合、図４に示すように、平行四辺形状を成している。プラットフォーム３は、翼体２とシャンク４０との間に位置している。プラットフォーム３には径方向Ｄｒ外側の面であるガスパス面３ａが形成されており、燃焼ガス流路Ｐｇの径方向Ｄｒ内側の一部を成している。
　ここで、翼体２の翼高さ方向Ｚは、翼体２の延びている方向であって、本実施形態における径方向Ｄｒ（図３紙面奥行方向）とする。つまり、本実施形態の翼高さ方向Ｚの一方側は径方向Ｄｒ外側である。翼高さ方向Ｚの他方側は径方向Ｄｒ内側である。
　翼体２の翼弦方向Ｘは、本実施形態における径方向Ｄｒと直交する方向であって、翼体２の翼弦の延びる方向を含むプラットフォーム３の周方向Ｄｃを向く面と平行な方向（図３紙面左右方向）とする。翼体２の翼厚方向Ｙは、本実施形態における径方向Ｄｒ及び翼弦方向Ｘと直交する方向であって、翼体２の厚み方向（図３紙面上下方向）とする。
　翼体２の翼面方向Ｗは、キャンバーラインＣに沿った方向であって、翼弦方向Ｘ成分を含む方向である。つまり、翼面方向Ｗは、翼高さ方向Ｚと直交する断面において、キャンバーラインＣが延びている方向である。キャンバーラインＣとは、背側外面２１０ｂと腹側外面２１０ａから等しい距離にある点を結んだ仮想線であって、翼体２を翼高さ方向Ｚから見た際の翼型の中央線である。
　シャンク４０は、プラットフォーム３の径方向Ｄｒ内側に形成されている。つまり、シャンク４０は、プラットフォーム３と翼根５０との間に位置している。シャンク４０は、プラットフォーム３と翼根５０とを連結している。
　翼根５０は、シャンク４０の径方向Ｄｒ内側に形成されている。翼根５０は、軸方向Ｄａに対して垂直な断面形状が径方向Ｄｒ内側に向かって拡幅と縮幅とを交互に繰り返して形成されるクリスマスツリー形状を成している。ロータ軸１４１には、この翼根５０が嵌まり込む翼根溝（不図示）が形成されている。
　本実施形態の翼体２は、翼本体２１と、天板４と、シニング６とを有する。
　翼本体２１は、翼体２の外郭を形成している。翼本体２１は、図４に示すように、翼高さ方向Ｚと直交する断面形状が翼型に形成されている。翼本体２１は、翼弦方向Ｘの前方側の端部が前縁部２１ａを成している。翼本体２１は、翼弦方向Ｘの後方側の端部が後縁部２１ｂを成している。この翼本体２１の翼厚方向Ｙを向く外面２１０のうち、凸状の外面２１０が背側外面２１０ｂ（＝負圧面）を成している。翼本体２１の翼厚方向Ｙを向く外面２１０のうち、凹状の外面２１０が腹側外面２１０ａ（＝正圧面）を成している。
　天板４は、翼本体２１の翼高さ方向Ｚの先端側である他方側の翼端部（第二の端部）に形成されている。天板４は、図３に示すように、翼体２の径方向Ｄｒ外側の頂部を形成している。天板４は、翼本体２１の翼高さ方向Ｚの他方側を閉塞している。天板４は、冷却流路１０からの冷却媒体を流通させる天板流路５が内部に形成されている。本実施形態の天板４は、平板状をなしている。天板４は、翼本体２１に対して翼高さ方向Ｚの他方側である径方向Ｄｒ外側を向く天面４１が形成されている。
　シニング６は、天面４１から翼高さ方向Ｚの他方側へ突出している。シニング６は、本実施形態において、図４に示すように、翼体２のキャンバーラインＣよりも背側に形成されている。シニング６は、キャンバーラインＣに沿って延びている。本実施形態のシニング６は、断面方形状をなして、翼面方向Ｗに背側外面２１０ｂに沿って延びている。シニング６は、背側を向く面が背側外面２１０ｂと連続するよう形成されている。
　天板流路５は、冷却流路１０を流通している冷却媒体が流入する。本実施形態の天板流路５は、天面４１に沿って翼面方向Ｗに複数並んで形成されている。本実施形態では、翼面方向Ｗに四つ並んでいる。天板流路５は、図５に示すように、冷却流路１０から冷却媒体が流入する入口流路５１と、入口流路５１に接続される主流路５２と、翼体２の外部に冷却媒体を排出する出口流路５３とを有する。
　入口流路５１は、キャンバーラインＣよりも背側に形成されている。入口流路５１は、天板４の径方向Ｄｒ外側と反対側である翼高さ方向Ｚの一方側を向く内面４２で開口している。天板４の内面４２は、天面４１と反対側を向いて、天面４１と平行な面である。本実施形態の入口流路５１は、内面４２に対して垂直に延びている。入口流路５１は、キャンバーラインＣと直交する断面において、翼厚方向Ｙの距離がキャンバーラインＣよりも翼本体２１の背側の壁部に近い位置に形成されている。つまり、入口流路５１は、翼高さ方向Ｚから見た場合に、キャンバーラインＣよりもシニング６に寄った位置に形成されている。また、本実施形態において、入口流路５１は、翼高さ方向Ｚから見た際に、キャンバーラインＣよりもシニング６に近い位置に形成されている。
　主流路５２は、天面４１に沿ってキャンバーラインＣと交差する方向に延びている。主流路５２は、キャンバーラインＣよりも背側で入口流路５１と繋がっている。本実施形態の主流路５２は、翼厚方向Ｙを背側から腹側に向かってキャンバーラインＣに跨って延びている。具体的には、主流路５２は、図４に示すように、天面４１と平行な断面において、キャンバーラインＣと交差する翼厚方向Ｙに直線状をなして延びている。主流路５２は、図５に示すように、天板４の内部において、天面４１からの距離と内面４２からの距離とが同程度の位置に形成されている。
　出口流路５３は、キャンバーラインＣよりも腹側に形成されている。出口流路５３は、天面４１で開口している。本実施形態の出口流路５３は、天面４１に対して垂直に延びている。出口流路５３は、キャンバーラインＣと直交する断面において、翼厚方向Ｙの距離がキャンバーラインＣよりも腹側外面２１０ａに近い位置に形成されている。具体的には、出口流路５３は、翼高さ方向Ｚから見た場合に、翼本体２１の腹側外面２１０ａを形成する壁部と重なる位置に形成されている。出口流路５３は、入口流路５１と翼面方向Ｗが同じ位置に形成されている。また、本実施形態において、出口流路５３は、翼高さ方向Ｚから見た際に、キャンバーラインＣよりも腹側外面２１０ａに近い位置に形成されている。
　なお、出口流路５３は、第一実施形態のように、天面４１に対して垂直に延びていることに限定されるものではなく、天面４１で開口していればよい。例えば、出口流路５３は、天面４１に対して傾斜して延びていてもよい。同様に、入口流路５１も、内面４２に対して垂直に延びていることに限定されるものではなく、冷却流路１０と連通していればよい。例えば、入口流路５１は、内面４２に対して傾斜して延びていてもよく、翼本体２１の背側外面２１０ｂに面した側壁で開口していてもよい。
　第一実施形態のガスタービン１００によれば、図１に示すように、圧縮機１１０からの圧縮空気Ａは、ガスタービン車室１０２内に入り、燃焼器１２０内に流れ込む。燃焼器１２０では、この圧縮空気Ａと共に外部から供給される燃料Ｆが燃焼されて、燃焼ガスＧが生成される。この燃焼ガスＧは、燃焼ガス流路Ｐｇを通る過程で動翼１に接して、タービンロータ１４０をロータ軸１４１回りに回転させる。
　図２に示すように、圧縮機１１０からの圧縮空気Ａの一部は冷却媒体として、動翼１や静翼１４３ａを冷却するために、ロータ冷媒通路１４１ａや車室冷媒通路１５２ａに流れこむ。車室冷媒通路１５２ａに流れ込んだ冷却媒体は、静翼１４３ａを内部から冷却する。
　ロータ冷媒通路１４１ａに流れ込んだ冷却媒体は、動翼１に形成されている複数の冷却流路１０のうちで、図３に示すように、翼根５０の径方向Ｄｒ内側の端で開口している冷却流路１０に流入する。この冷却流路１０に流入した冷却媒体は、複数の冷却流路１０を通る過程で、翼体２等と熱交換して翼体２等を冷却して動翼１を内部から冷却する。
　冷却流路１０を流れる冷却媒体は、図５に示すように、天板４に形成された複数の天板流路５に流入する。具体的には、冷却流路１０を流れる冷却媒体は、内面４２に形成された開口から入口流路５１内に流入する。入口流路５１を冷却媒体が流通することで、入口流路５１に近い位置に形成されているシニング６及び天板４と、冷却媒体との間で対流冷却が行われる。その後、入口流路５１を流通した冷却媒体は、主流路５２を翼厚方向Ｙの背側から腹側に流れる。主流路５２を冷却媒体が流通することで、天板４と冷却媒体との間で対流冷却が行われる。その後、冷却媒体は、出口流路５３を流れて、天板４に形成された開口から天板４の外部に排出される。天板４の外部に排出された冷却媒体は、周囲の燃焼ガスＧとともに天面４１に沿って流れ、フィルム冷却を行うことで天面４１を冷却する。
　上記のような第一実施形態の動翼１によれば、天板流路５では、キャンバーラインＣよりもシニング６が形成されている背側に近い位置に入口流路５１が形成されている。そのため、入口流路５１によって、冷却流路１０から流入したばかりの冷却媒体を利用してシニング６を冷却することができる。つまり、主流路５２を流れることで温度が上昇する前の冷却媒体を利用することで、シニング６をより低温まで冷却することができる。
　加えて、主流路５２が、翼厚方向Ｙを背側から腹側に向かってキャンバーラインＣに跨って延びている。そのため、主流路５２によって、シニング６を冷却した後の冷却媒体を天面４１に沿って翼厚方向Ｙに流通させることができる。その結果、天面４１を対流冷却によって翼厚方向Ｙにわたって冷却することができる。
　対流冷却後の冷却媒体を出口流路５３に流すことで、天面４１の腹側に形成された開口から翼体２の外部に冷却媒体を排出している。翼体２は、背側から腹側に向かってロータ軸１４１を中心として回転している。そのため、天面４１の周囲では、腹側から背側に向かって燃焼ガスＧが流れている。したがって、天面４１の腹側に形成された開口から冷却媒体を排出することで、この燃焼ガスＧの流れに沿って冷却媒体を流すことができる。そのため、腹側から背側に向かって翼厚方向Ｙに膜を形成するように天面４１に沿って冷却媒体を流してフィルム冷却を行うことができる。
　これらにより、天板流路５内に冷却媒体を流通させることで、天板４内を流通する冷却媒体を効率的に利用して天板４を冷却することができる。その結果、冷却媒体を有効に利用してシニング６を効果的に冷却しながら、冷却媒体を効率的に利用して天板４を冷却することができる。
　上記のようなガスタービン１００によれば、天板流路５に冷却媒体を流通させることで、冷却媒体を効率的に利用して動翼１の天板４とシニング６とを冷却することができる。そのため、冷却媒体として圧縮空気Ａの一部をタービン１３０に供給する量を減少でき、ガスタービン１００として効率を向上させることができる。
《第二実施形態》
　次に、図６を参照して第二実施形態の動翼について説明する。
　第二実施形態においては第一実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して詳細な説明を省略する。この第二実施形態の動翼は、天板流路の構成について第一実施形態と相違する。
　第二実施形態の動翼１Ａの天板流路５Ａでは、図６に示すように、天面４１と平行な断面において、主流路５２Ａが蛇行して形成されている。第二実施形態の翼体２の天板流路５Ａは、翼面方向Ｗに二つ並んでいる。天板流路５Ａは、冷却流路１０から冷却媒体が流入する入口流路５１と、入口流路５１に接続される主流路５２Ａと、翼体２Ａの外部に冷却媒体を排出する出口流路５３Ａとを有する。
　第二実施形態の入口流路５１は、第一実施形態と同様に形成されている。
　第二実施形態の出口流路５３Ａは、入口流路５１に対して翼面方向Ｗの位置がずれて形成されている。
　第二実施形態の主流路５２Ａは、天面４１と平行な断面において、翼厚方向Ｙに蛇行している。主流路５２Ａは、第一直線部５２１と、第一リターン部５２２と、第二直線部５２３と、第二リターン部５２４と、第三直線部５２５と、を有する。
　第一直線部５２１は、キャンバーラインＣよりも背側で入口流路５１と繋がっている。第一直線部５２１は、天面４１に沿ってキャンバーラインＣと交差する方向に延びている。第一直線部５２１は、入口流路５１から翼厚方向Ｙの腹側に向かってキャンバーラインＣに跨って延びている。具体的には、第一直線部５２１は、天面４１と平行な断面において、キャンバーラインＣと交差する翼厚方向Ｙに直線状をなして延びている。
　第一リターン部５２２は、翼厚方向Ｙの腹側へ向かう冷却媒体の流れを、翼厚方向Ｙの背側に向かう流れに転向させる。第一リターン部５２２は、キャンバーラインＣよりも腹側で第一直線部５２１及び第二直線部５２３と繋がっている。第一リターン部５２２は、翼厚方向Ｙの腹側に延びた後に翼厚方向Ｙの背側に湾曲するように延びている。具体的には、第一リターン部５２２は、天面４１と平行な断面において、Ｕ字状をなしている。つまり、第一リターン部５２２は、第一直線部５２１内を流れてきた冷却媒体の流通方向を１８０°反転させる。
　第二直線部５２３は、キャンバーラインＣよりも腹側で第一リターン部５２２と繋がっている。第二直線部５２３は、天面４１に沿ってキャンバーラインＣと交差する方向に延びている。第二直線部５２３は、第一リターン部５２２から翼厚方向Ｙの背側に向かってキャンバーラインＣに跨って延びている。具体的には、第二直線部５２３は、天面４１と平行な断面において、キャンバーラインＣと交差する翼厚方向Ｙに直線状をなして延びている。第二直線部５２３は、第一直線部５２１に対して翼面方向Ｗに間隔を空けて並んで形成されている。
　第二リターン部５２４は、翼厚方向Ｙの背側へ向かう冷却媒体の流れを、翼厚方向Ｙの腹側に向かう流れに転向させる。第二リターン部５２４は、キャンバーラインＣよりも背側で第二直線部５２３及び第三直線部５２５と繋がっている。第二リターン部５２４は、翼厚方向Ｙの背側に延びた後に翼厚方向Ｙの腹側に湾曲するように延びている。具体的には、第二リターン部５２４は、天面４１と平行な断面において、Ｕ字状をなしている。つまり、第二リターン部５２４は、第二直線部５２３内を流れてきた冷却媒体の流通方向を１８０°反転させる。
　第三直線部５２５は、キャンバーラインＣよりも背側で第二リターン部５２４と繋がっている。第三直線部５２５は、キャンバーラインＣよりも腹側で出口流路５３Ａと繋がっている。第三直線部５２５は、天面４１に沿ってキャンバーラインＣと交差する方向に延びている。第三直線部５２５は、第二リターン部５２４から翼厚方向Ｙの腹側に向かってキャンバーラインＣに跨って延びている。具体的には、第三直線部５２５は、天面４１と平行な断面において、キャンバーラインＣと交差する翼厚方向Ｙに直線状をなして延びている。第三直線部５２５は、第二直線部５２３に対して翼面方向Ｗに間隔を空けて並んで形成されている。
　上記のような第二実施形態の動翼１Ａによれば、天板流路５Ａの主流路５２Ａが翼面方向Ｗに蛇行して形成されている。その結果、主流路５２Ａを天板４の内部で長く形成することができる。そのため、天板４の外部に排出される冷却媒体の流量を低減した状態で、天板４の内部の広い範囲に冷却媒体を流通させることができる。具体的には、入口流路５１から流入した冷却媒体は、第一直線部５２１内を背側から腹側に流れる。その後に、冷却媒体は、第一リターン部５２２で流通方向が反転させられて第二直線部５２３内によって腹側から背側に流れる。その後、冷却媒体は、再度第二リターン部５２４で流通方向が反転させられて第三直線部５２５内を背側から腹側に向かって流れる。つまり、キャンバーラインＣよりも背側に形成された入口流路５１と、キャンバーラインＣよりも腹側に形成された出口流路５３Ａをとの間で、対流冷却によって冷却される領域を増やすことができる。したがって、冷却媒体を効率的に利用して対流冷却を行い、より広範囲を冷却することができる。
　なお、第二実施形態の主流路５２Ａは、翼面方向Ｗに蛇行していることに限定されるものではなく、天面４１と平行な断面において蛇行して形成されていればよい。例えば、主流路５２Ａは、翼弦方向Ｘに蛇行していてもよく、キャンバーラインＣに沿って翼面方向Ｗに蛇行していてもよい。
《第三実施形態》
　次に、図７を参照して第三実施形態の動翼について説明する。
　第三実施形態においては第一実施形態及び第二実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して詳細な説明を省略する。この第三実施形態の動翼は、天板の形状及びシニングの構成について第一実施形態及び第二実施形態と相違する。
　第三実施形態の動翼１Ｂの翼体２Ｂでは、天板４Ｂは、図６に示すように、天面４１と腹側を向く天板４Ｂの側面４３とを繋ぐ傾斜面４４を有している。傾斜面４４は、天板４Ｂの腹側の角部に形成されている。傾斜面４４は、翼厚方向Ｙの腹側に向かうにしたがって、翼高さ方向Ｚの他方側（径方向Ｄｒの内側）に向かうように傾斜している。第三実施形態の傾斜面４４は、天面４１及び側面４３に対して４５°の角度で傾斜している。
　第三実施形態の天板流路５Ｂでは、出口流路５３Ｂが、天面４１ではなく、傾斜面４４で開口している。第三実施形態の出口流路５３Ｂは、傾斜面４４に対して垂直に延びている。
　第三実施形態のシニング６Ｂは、内部に冷却媒体を流通させるシニング流路６１が形成されている。
　シニング流路６１は、シニング６Ｂ内を翼面方向Ｗに沿って延びている。シニング流路６１は、冷却流路１０または天板流路５Ｂに接続されている。したがって、シニング流路６１には、冷却流路１０または天板流路５Ｂから冷媒媒体が流れ込む。第三実施形態のシニング流路６１は、キャンバーラインＣと直交する断面において、円形状をなしてシニング６Ｂの真ん中を貫くように形成されている。
　上記のような第三実施形態の動翼１Ｂによれば、天面４１と側面４３とを繋ぐ傾斜面４４で出口流路５３Ｂが開口している。そのため、出口流路５３Ｂから天板４Ｂの外部に排出された冷却媒体は、傾斜面４４に沿って流れた後に、剥離なく天面４１に沿って流れることができる。その結果、燃焼ガスＧの流れに沿って腹側から背側に翼厚方向Ｙに天面４１上を流れる冷却媒体による冷却効率を向上させることができる。したがって、出口流路５３Ｂから排出された冷却媒体をより効率的に利用して天板４Ｂを冷却することができる。
　シニング６Ｂの内部に形成されたシニング流路６１に冷却媒体が流通することで、対流冷却によってシニング６Ｂを重点的に冷却することができる。したがって、天板流路５Ｂによる冷却に加えて、シニング流路６１によって冷却することができ、より効果的にシニング６Ｂを冷却することができる。
《第四実施形態》
　次に、図８を参照して第四実施形態の動翼について説明する。
　第四実施形態においては第一実施形態から第三実施形態と同様の構成要素には同一の符号を付して詳細な説明を省略する。この第四実施形態の動翼は、天板流路の構成について第一実施形態から第三実施形態と相違する。
　第四実施形態の動翼１Ｃでは、翼体２Ｃの天板流路５Ｃにおいて、図８に示すように、入口流路５１Ｃでインピンジメント冷却を行う。第四実施形態の入口流路５１Ｃは、導入部５１１と、冷却部５１２と、噴射部５１３とを有する。導入部５１１は、冷却流路１０から冷却媒体が流入する。冷却部５１２は、翼高さ方向Ｚの一方側を向く冷却面５１２ａが形成されている。噴射部５１３は、冷却面５１２ａに冷却媒体を噴射する噴射孔５１３ａが形成されている。
　導入部５１１は、キャンバーラインＣよりも背側に形成されている。導入部５１１は、天板４Ｂの内面４２で開口している。本実施形態の入口流路５１Ｃは、キャンバーラインＣと直交する断面において、内面４２に対して、翼高さ方向Ｚの他方側に向かうにしたがって背側に向かうように傾斜して延びている。
　冷却部５１２は、導入部５１１と繋がっている。冷却部５１２は、主流路５２Ｂと繋がっている。冷却部５１２は、内面４２と同様に径方向Ｄｒ内側を向く冷却面５１２ａが形成されている。
　冷却面５１２ａは、天面４１と反対側を向く平面である。冷却面５１２ａは、翼高さ方向Ｚから見た際に、翼厚方向Ｙの位置がシニング６と少なくとも一部が重なる位置に形成されている。具体的には、冷却面５１２ａは、キャンバーラインＣと直交する断面において、翼厚方向Ｙの位置がシニング６と一部が重なるように、シニング６に対して翼高さ方向Ｚに間隔をあけて形成されている。
　噴射部５１３は、冷却部５１２と導入部５１１との接続部分に設けられている。第四実施形態の噴射部５１３は、平板状をなしている。
　噴射孔５１３ａは、導入部５１１から流入した冷却媒体を冷却部５１２の冷却面５１２ａに噴射する。これにより、噴射孔５１３ａは、冷却面５１２ａにインピンジメント冷却を行っている。本実施形態の噴射孔５１３ａは、噴射部５１３を貫通する円形状の貫通孔である。噴射孔５１３ａは、冷却面５１２ａの中心に向かって冷却媒体を噴射させるように、噴射部５１３に形成されている。これにより、噴射孔５１３ａから放射状に噴射された冷却媒体は、偏ることなく冷却面５１２ａに接触する。
　上記のような第四実施形態の動翼１Ｃによれば、冷却流路１０から導入部５１１に流入した冷却媒体は、噴射孔５１３ａから冷却面５１２ａに噴射される。噴射孔５１３ａから噴射された冷却媒体は、噴射孔５１３ａから放射状に広がりながら冷却面５１２ａに接触する。その後、冷却媒体は、主流路５２Ｂを流れて出口流路５３Ｂに送られる。
　これにより、翼高さ方向Ｚから見た際にシニング６と一部が重なる位置に形成された冷却面５１２ａを噴射孔５１３ａから噴射された冷却媒体によってインピンジメント冷却を行って冷却することができる。そのため、冷却媒体を利用して、シニング６をより重点的に冷却することができる。つまり、天板流路５Ｃを流れる冷却媒体を利用して、シニング６をより一層効果的に冷却することができる。
　以上、本発明の実施形態について図面を参照して詳述したが、各実施形態における各構成及びそれらの組み合わせ等は一例であり、本発明の趣旨から逸脱しない範囲内で、構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。また、本発明は実施形態によって限定されることはなく、特許請求の範囲によってのみ限定される。
　例えば、第二実施形態の蛇行した主流路５２Ａを第三実施形態や第四実施形態の天板流路５Ｃが有していてもよい。また、第四実施形態の噴射部５１３を有する天板流路５Ｃが形成された天板４Ｂは、シニング流路６１や傾斜面４４を有していなくともよい。
　なお、シニング６は、本実施形態のよう、背側を向く面が背側外面２１０ｂと連続して形成される構造に限定されるものではない。シニング６は、背側を向く面が背側外面２１０ｂから離れた位置に配置されるように天面４１から突出していてもよい。また、シニング６は、キャンバーラインＣ上に跨って配置されていてもよい。
　上記した動翼は、冷却媒体を有効に利用してシニング及び天板を効果的に冷却することができる。
１００ ガスタービン
Ａｏ   外気
Ａ     圧縮空気
１１０ 圧縮機
Ａｒ   軸線
１１１ 圧縮機ロータ
１１２ 圧縮機車室
Ｆ     燃料
Ｇ     燃焼ガス
１２０ 燃焼器
１３０ タービン
１４０ タービンロータ
１４１ ロータ軸
１４１ａ      ロータ冷媒通路
１４２ 動翼段
１、１Ａ、１Ｂ、１Ｃ 動翼
２、２Ａ、２Ｂ、２Ｃ 翼体
２１   翼本体
Ｘ     翼弦方向
２１ａ 前縁部
２１ｂ 後縁部
２１０ 外面
２１０ａ      腹側外面
２１０ｂ      背側外面
Ｙ     翼厚方向
Ｚ     翼高さ方向
Ｗ     翼面方向
Ｃ     キャンバーライン
４、４Ｂ      天板
４１   天面
４２   内面
５、５Ａ、５Ｂ、５Ｃ 天板流路
５１、５１Ｃ  入口流路
５２、５２Ａ、５２Ｂ 主流路
５３、５３Ａ、５３Ｂ 出口流路
６、６Ｂ      シニング
１０   冷却流路
１１   前縁部開口孔
３     プラットフォーム
３ａ   ガスパス面
４０   シャンク
５０   翼根
１４３ 静翼段
１４３ａ      静翼
１５０ タービン車室
１５１ 外側車室
１５２ 内側車室
１５２ａ      車室冷媒通路
１５３ 分割環
１０１ ガスタービンロータ
１０２ ガスタービン車室
ＧＥＮ 発電機
Ｄａ   軸方向
Ｄｃ   周方向
Ｄｒ   径方向
Ｐｇ   燃焼ガス流路
５２１ 第一直線部
５２２ 第一リターン部
５２３ 第二直線部
５２４ 第二リターン部
５２５ 第三直線部
４３   側面
４４   傾斜面
６１   シニング流路
５１１ 導入部
５１２ 冷却部
５１２ａ      冷却面
５１３ 噴射部
５１３ａ      噴射孔

Claims (9)

  1. 　内部に冷却媒体を流通させる冷却流路が形成される翼体を備え、
    　前記翼体は、
    　前記翼体の翼高さ方向の翼端部に形成されている天板と、
    　前記天板で前記翼高さ方向の外側を向く天面の前記翼体のキャンバーラインよりも前記翼体の背側で、前記外側へ突出し、前記キャンバーラインに沿って延びているシニングとを有し、
    　前記天板には、前記冷却流路からの前記冷却媒体を流通させる天板流路が内部に形成され、
    　前記天板流路は、
    　前記キャンバーラインよりも前記背側に形成されて前記冷却流路から前記冷却媒体が流入する入口流路と、
    　前記入口流路に接続され、前記天面に沿って前記キャンバーラインと交差する方向に延びている主流路と、
    　前記主流路に接続され、前記キャンバーラインよりも前記翼体の腹側で前記翼体の外部に前記冷却媒体を排出する出口流路とを有する動翼。
  2. 　前記入口流路は、前記翼高さ方向から見た際に、前記キャンバーラインよりも前記シニングに近い位置に形成されている請求項１に記載の動翼。
  3. 　前記出口流路は、前記翼高さ方向から見た際に、前記キャンバーラインよりも前記翼体の腹側を向く外面に近い位置に形成されている請求項１又は請求項２に記載の動翼。
  4. 　前記主流路は、前記天面と平行な断面において、蛇行して形成されている請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の動翼。
  5. 　前記天板は、前記翼体の腹側を向く面と前記天面とを繋ぐ傾斜面を有し、
    　前記出口流路は、前記傾斜面で開口している請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の動翼。
  6. 　前記シニングは、内部に前記冷却媒体を流通させるシニング流路が形成されている請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の動翼。
  7. 　前記入口流路は、
    　前記翼高さ方向から見た際に前記シニングと少なくとも一部が重なる位置に形成され、前記外側と反対側を向く冷却面と、
    　前記冷却面に前記冷却媒体を噴射する噴射孔が形成された噴射部とを有する請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の動翼。
  8. 　前記外側と反対側の前記翼体の端部に設けられるプラットフォームを備える請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の動翼。
  9. 　燃焼ガスが生成される燃焼器と、
    　請求項１から請求項８のいずれか一項に記載の動翼を有するタービンとを備えるガスタービン。
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