WO2017078122A1 - タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法 - Google Patents

タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法 Download PDF

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cooling
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良昌 高岡
鳥井　俊介
豪通 小薮
咲生 松尾
富田　康意
羽田　哲
芳史 岡嶋
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade used as a stationary blade or a moving blade in a gas turbine, a gas turbine to which the turbine blade is applied, an intermediate product for manufacturing the turbine blade, and a turbine blade for manufacturing the turbine blade. It relates to a manufacturing method.
  • General gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine.
  • the air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature and high-pressure compressed air.
  • the combustor the fuel is supplied to the compressed air and burned, so that the high-temperature and high-pressure is burned.
  • the combustion gas (working fluid) is obtained, the turbine is driven by the combustion gas, and the generator connected to the turbine is driven.
  • the stationary blade has one end portion in the longitudinal direction of the blade body supported by the outer shroud and the other end portion supported by the inner shroud.
  • the cooling air introduced into the wing body from the outer shroud cools the inner wall surface of the wing body by flowing along the inner wall surface of the wing body, and then externally from the cooling holes formed in the wing body.
  • the outer wall surface of the wing body is cooled by being discharged and flowing along the outer wall surface of the wing body.
  • the cooling air introduced into the blade body flows through a cooling passage formed at the rear end portion of the blade body and is discharged to the outside, thereby cooling the rear end portion of the blade body.
  • Patent Document 1 A gas turbine to which such a stationary blade cooling structure is applied is described in, for example, Patent Document 1 below.
  • the cooling passage formed in the rear end portion of the blade body has a nozzle shape in which a plurality of cooling pins are arranged and a plurality of pedestals are arranged at the outlet portion. I am doing. And this cooling channel
  • the stationary blades are desired to improve the cooling performance of the blade body, it is desired to reduce the width of the cooling passage at the rear end and reduce the air drag coefficient (Cd value). Therefore, conventionally, the cooling passage of the blade body has a tapered shape narrowed toward the outlet. However, since the cooling passage of the blade body has a tapered shape, there is a problem that a high-precision processing technique is required to set the tip opening width at the outlet portion to an appropriate width, and the processing cost increases.
  • An object of the present invention is to provide an intermediate processed product of a blade and a method of manufacturing a turbine blade.
  • a turbine blade of the present invention includes a blade body having a hollow shape, a cavity provided in the blade body, and a cooling passage that opens from the cavity to a rear end portion of the blade body.
  • the cooling passage is provided on the cavity side and is provided on the rear end side of the blade body and a first passage having a width that decreases from the cavity side toward the rear end portion of the blade body.
  • a second passage having a constant width from the cavity side toward the rear end portion of the blade body.
  • the first passage having a narrow width as the cooling passage the amount of cooling air discharged to the outside from the cooling passage can be appropriately adjusted, and the second passage having a constant width following the first passage.
  • the flow resistance can be reduced and the amount of cooling air can be reduced.
  • the resistance in the cooling passage at the rear end of the blade can be reduced to improve the cooling performance of the blade, and an increase in manufacturing cost can be suppressed.
  • the second passage is provided with a flow rate adjusting mechanism.
  • a flow rate adjusting mechanism is provided in the second passage, and the cooling air can be rectified and properly discharged by the flow rate adjusting mechanism.
  • the flow rate adjusting mechanism is characterized in that a plurality of columns are provided at predetermined intervals along the longitudinal direction on the second passage of the blade body.
  • the flow rate adjusting mechanism is configured by providing a plurality of columns at predetermined intervals along the longitudinal direction on the second passage, and the structure can be simplified.
  • the cooling passage has one end communicating with the second passage and the other end opened at the rear end of the blade main body, from the cavity side to the rear end of the blade main body.
  • a third passage having a constant width is provided.
  • the third passage having a constant width in communication with the second passage at the rear end portion, the cooling air that has passed through the second passage can be properly discharged without suffering pressure loss.
  • the blade body is provided with a plurality of cooling holes that communicate the cavity with the outside.
  • the cooling air discharged to the outside from the cavity through the plurality of cooling holes flows along the outer wall surface of the blade body, so that the blade body can be efficiently cooled.
  • the cavity is provided with a partition plate having a plurality of through holes spaced from the inner wall surface of the blade body by a predetermined interval.
  • the cooling air that has passed through the through holes of the partition plate from the cavity flows along the inner wall surface of the blade body, so that the blade body can be efficiently cooled.
  • a compressor that compresses air
  • a combustor that mixes and burns compressed air and fuel compressed by the compressor
  • a combustion gas generated by the combustor rotate.
  • a turbine for obtaining power wherein the turbine vane is used as a vane of the turbine.
  • a blade body having a hollow shape, a cavity provided inside the blade body, and a cooling passage opening from the cavity to a rear end portion of the blade body
  • the cooling passage is provided on the cavity side and is provided on the rear end side of the blade body, the first passage having a width that decreases from the cavity side toward the rear end portion of the blade body.
  • a second passage having a constant width from the cavity side toward the rear end portion of the blade body, a flow rate adjusting mechanism provided in the second passage, and one end portion communicating with the second passage and the other end.
  • a third passage opening at a rear end portion of the blade main body.
  • the turbine stationary blade can be easily manufactured only by finishing the intermediate processed product.
  • the flow rate adjusting mechanism is characterized in that a plurality of columns are provided at predetermined intervals along the longitudinal direction on the second passage of the blade body. .
  • the flow rate adjusting mechanism is configured by providing a plurality of columns at predetermined intervals along the longitudinal direction on the second passage, and the structure can be simplified.
  • a step of producing an intermediate workpiece of the turbine blade by casting, and a step of cutting a rear end portion of the blade body in the cast intermediate workpiece is characterized by having.
  • the width of the third passage does not fluctuate, and high cooling performance by the second passage can be maintained.
  • the first passage having a narrow width as the cooling passage and the second passage having a constant width following the first passage. Therefore, the resistance in the cooling passage at the rear end of the blade can be reduced to improve the cooling performance of the blade, and an increase in manufacturing cost can be suppressed.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view illustrating the turbine vane of the present embodiment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of the rear end portion of the turbine blade.
  • 3 is a cross-sectional view taken along the line III-III in FIG. 2 showing the cooling passage of the turbine blade.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view illustrating an outlet portion of a cooling passage in the turbine blade.
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram illustrating the gas turbine of the present embodiment.
  • FIG. 6 is a schematic diagram showing the main part of the turbine of the present embodiment.
  • FIG. 5 is a schematic configuration diagram illustrating a gas turbine according to the present embodiment
  • FIG. 6 is a schematic diagram illustrating a main part of the turbine according to the present embodiment.
  • the gas turbine 10 includes a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13.
  • the gas turbine 10 is connected to a generator (not shown) on the same axis and can generate power.
  • the compressor 11 has an air intake 20 for taking in air, an inlet guide vane (IGV: Inlet Guide Vane) 22 is disposed in the compressor casing 21, and a plurality of stationary vanes 23 and moving blades 24 are provided. Arranged alternately in the front-rear direction (the axial direction of the rotor 32 to be described later), the bleed chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the combustor 12 is combustible by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it.
  • a plurality of stationary blades 27 and moving blades 28 are alternately disposed in a turbine casing 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later).
  • An exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 that is continuous with the turbine 13.
  • a rotor (rotary shaft) 32 is positioned so as to penetrate through the center of the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the exhaust chamber 30.
  • the end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34.
  • the rotor 32 is fixed by stacking a plurality of disks with each blade 24 mounted thereon by the compressor 11 and fixed by a plurality of disks having each blade 28 mounted by the turbine 13.
  • a generator drive shaft (not shown) is connected to the end portion on the compressor 11 side.
  • the compressor casing 21 of the compressor 11 is supported by the legs 35
  • the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36
  • the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37. Yes.
  • the air taken in from the air intake 20 of the compressor 11 passes through the inlet guide vane 22, the plurality of stationary vanes 23 and the moving blade 24 and is compressed to become high-temperature / high-pressure compressed air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustor 12 and burned.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas that is the working fluid generated in the combustor 12 passes through the plurality of stationary blades 27 and the moving blades 28 constituting the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32.
  • the generator connected to 32 is driven.
  • the combustion gas that has driven the turbine 13 is released into the atmosphere as exhaust gas.
  • the turbine casing 26 having a cylindrical shape is provided with a combustion gas passage 40 through which the combustion gas G having a ring shape flows, and a plurality of combustion gas passages 40 are provided in the combustion gas passage 40.
  • the stationary blades 27 and the moving blades 28 are arranged at predetermined intervals in the circumferential direction, and are alternately arranged along the flow direction of the combustion gas G.
  • the stationary blade 27 has a configuration in which an outer shroud 41 is fixed to one end (outer in the radial direction) in the longitudinal direction (radial direction of the rotor 32), and an inner shroud 42 is fixed to the other end (inner in the radial direction). Has been.
  • the outer shroud 41 is supported by the turbine casing 26.
  • the moving blade 28 is configured such that a platform 43 is fixed to a base end portion (inside in the radial direction) in the longitudinal direction (in the radial direction of the rotor 32).
  • the platform 43 is fixed to the rotor 32 via a disk, and the tip (outside in the radial direction) extends to the vicinity of the inner wall surface of the turbine casing 26.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing a turbine vane of the present embodiment
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of a rear end portion of the turbine blade
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line III-III in FIG. 2 showing a cooling passage of the turbine blade
  • FIG. 4 is a cross-sectional view illustrating an outlet portion of a cooling passage in the turbine blade.
  • the stationary blade 27 includes a blade body 51, cavities 52, 53, and 54, and a cooling passage 55.
  • the blade body 51 has a hollow shape, and has a front end portion or a curved cross-sectional shape that is upstream in the flow direction of combustion gas (upper side in FIG. 1), and is downstream in the flow direction of combustion gas (in FIG. 1). , Lower side) has a tapered cross-sectional shape.
  • the wing body 51 is divided into three cavities 52, 53, and 54 by two partition walls 61 and 62.
  • the first cavity 52 is disposed on the front end side of the wing body 51
  • the third cavity 54 is disposed on the rear end side of the wing body 51
  • the second cavity 53 includes the first cavity 52 and the third cavity 54. It is arranged between.
  • the blade body 51 has a plurality of cooling holes 63, 64, 65 penetrating the inside and the outside at predetermined positions corresponding to the cavities 52, 53, 52.
  • the blade body 51 is provided with partition plates 66, 67, and 68 corresponding to the cavities 52, 53, and 54, respectively.
  • the partition plates 66, 67, 68 have a cylindrical shape, and each end portion in the longitudinal direction is fixed to the blade body 51 or each shroud 41, 42.
  • the partition plates 66, 67, 68 are arranged at predetermined intervals from the inner wall surface of the blade body 51, so that the cooling spaces 52 a, 53 a, 54 a are partitioned around the cavities 52, 53, 54. .
  • Each partition plate 66, 67, 68 is formed with a plurality of through holes 69, 70, 71, and the through holes 69, 70, 71 form the cavities 52, 53, 54 and the cooling spaces 52a, 53a. , 54a are communicated.
  • the cooling passage 55 opens from the third cavity 54 to the rear end portion of the blade body 51.
  • the cooling passage 55 has a first passage 81 and a second passage 82.
  • the first passage 81 is provided on the third cavity 54 side and has a width that decreases from the third cavity 54 side toward the rear end of the blade body 51.
  • the second passage 82 is provided on the rear end side of the blade body 51 and has a constant width from the third cavity 54 side toward the rear end portion of the blade body 51.
  • the first passage 81 has a proximal end portion communicating with the third cavity 54, a distal end portion extending toward the rear end portion of the wing body 51, and a width thereof being narrowed. It is configured. That is, the first passage 81 is a passage defined by the abdominal wall 51a and the back wall 51b constituting the wing body 51, and is formed by opposing wall surfaces 81a and 81b. The wall surfaces 81a and 81b are narrower toward the downstream side in the flow direction of the cooling air S.
  • the first passage 81 has a pin fin cooling structure in which a plurality of cooling pins 91 are provided at predetermined intervals.
  • Each cooling pin 91 is fixed so as to connect the wall surfaces 81 a and 81 b of the wall portions 51 a and 51 b of the blade body 51, and intersects the flow direction of the cooling air S flowing through the first passage 81.
  • the cooling pins 91 are arranged in a staggered pattern in the first passage 81.
  • the second passage 82 is provided with a flow rate adjusting mechanism, and this flow rate adjusting mechanism is configured by a plurality of columns provided at predetermined intervals along the longitudinal direction on the second passage 82. That is, the second passage 82 is configured such that the base end portion communicates with the first passage 81, the tip end portion extends toward the rear end portion of the blade body 51, and the width thereof is constant. That is, the second passage 82 is a passage defined by the abdominal wall 51a and the back wall 51b constituting the wing body 51, and is formed by opposing wall surfaces 82a and 82b. The wall surfaces 82a and 82b are parallel to the flow direction of the cooling air S, and the width thereof is constant.
  • the second passage 82 has a nozzle cooling structure in which a plurality of columnar pedestals 92 are provided at predetermined intervals along the longitudinal direction of the blade body 51 (the left-right direction in FIG. 3). .
  • Each pedestal 92 is fixed so as to connect the wall surfaces 82 a and 82 b of the wall portions 51 a and 51 b of the blade body 51, and intersects the flow direction of the cooling air S flowing through the second passage 82.
  • Each pedestal 92 is a plane in which each side surface facing the adjacent pedestal 92 is a plane along the flow direction of the cooling air S, and the upstream side surface in the flow direction of the cooling air S is convex toward the upstream side.
  • the side surface on the downstream side in the flow direction of the cooling air S is a plane that is orthogonal to the flow direction of the cooling air S.
  • each pedestal 92 is smoothly continuous without a step with each side portion forming an arc shape with respect to each wall surface 82a, 82b.
  • the cooling passage 55 has a third passage 83.
  • the third passage 83 has a proximal end communicating with the second passage 82, a tip opening at the rear end of the wing body 51, and a width from the third cavity 54 side toward the rear end of the wing body 51. It is configured to be constant. That is, the third passage 83 is a passage defined by the abdominal wall 51a and the back wall 51b constituting the wing body 51, and is formed by opposing wall surfaces 83a and 83b. The wall surfaces 83a and 83b are parallel to the flow direction of the cooling air S, and the width thereof is constant.
  • the first passage 81 is a passage whose width becomes narrower from the third cavity 54 toward the rear end portion of the blade body 51, and is provided in the region A.
  • the second passage 82 is a passage having a constant width from the first passage 81 toward the rear end of the blade body 51, and is provided in the region B.
  • the wall surfaces 81a and 81b of the first passage 81 are curved along the flow direction of the cooling air S, and the first passage 81 (wall surfaces 81a and 81b) and the second passage 82 (wall surfaces 82a and 82b). Is continuous without steps.
  • the boundary between the first passage 81 (region A) and the second passage 82 (region B) is a contact point between the wall surfaces 81 a and 81 b and the side surface forming the arc shape of the pedestal 92.
  • the third passage 83 is a passage having a constant width from the second passage 82 toward the rear end portion of the blade body 51, and is provided in the region C.
  • the wall surfaces 82a and 82b of the second passage 82 and the wall surfaces 83a and 83b of the third passage 83 are parallel planes along the flow direction of the cooling air S, respectively, and the second passage 82 (wall surfaces 82a and 82b).
  • the third passage 83 (wall surfaces 83a and 83b) are continuous without a step.
  • the boundary between the second passage 82 (region B) and the third passage 83 (region C) is a contact point between the side surface forming the arc shape of the pedestal 92 and the wall surfaces 83a and 83b.
  • the stator blade 27 configured in this way is manufactured as a casting by casting, and the outer surface is finished by machining. That is, an intermediate workpiece having the blade body 51, the cavities 52, 53, and 54 and the cooling passage 55 is manufactured by a mold or a core (not shown), and the rear end portion of the blade body 51 in the manufactured intermediate workpiece. Is cut. That is, as shown in FIG. 4, the removal part 100 in the rear end part of the blade body 51 is removed by cutting from the manufactured intermediate processed product. By this operation, the entire length of the stationary blade 27 is finished to a predetermined length. In this case, the width of the third passage 83 in the cooling passage 55 is constant toward the flow direction of the cooling air S. Therefore, the thickness of the core for manufacturing the cooling passage 55 is not reduced, and the width of the third passage 83 does not fluctuate even if the removal length of the removal portion 100 varies.
  • cooling air (cooling medium) from a cooling passage (not shown) is supplied from the outer shroud 41 to the stationary blade 27, the cooling air is first supplied to the partition plates 66, 67, 68 is introduced into each cavity 52, 53, 54 inside 68.
  • the cooling air in the cavities 52, 53, and 54 is then injected into the cooling spaces 52a, 53a, and 54a through a large number of through holes 69, 70, and 71 formed in the partition plates 66, 67, and 68.
  • impingement cooling is performed by flowing along the inner wall surface of the blade body 51.
  • the cooling air in the cooling spaces 52a, 53a, 54a is discharged to the outside (combustion gas passage 40) through a large number of cooling holes 63, 64, 65 and flows along the outer wall surface of the blade body 51. Cool the wall. Further, a part of the cooling air in the cooling space 54 a is discharged from the rear end portion of the blade body 51 through the cooling passage 55, thereby cooling the rear end portion. At this time, when the cooling air in the cooling space 54a flows through the tapered first passage 81, the cooling air amount is adjusted, and the cooling air flows in a curved shape while contacting the plurality of cooling pins 91, thereby cooling efficiency. Will improve.
  • the cooling air coefficient (Cd value) is reduced by passing between the pedestals 92.
  • the rear end portion of the blade body 51 is cooled with a small amount of air.
  • the blade body 51 having a hollow shape, the cavities 52, 53, and 54 provided inside the blade body 51, and the blade body 51 from the cavities 52, 53, and 54 are provided.
  • a cooling passage 55 that opens to the rear end portion, and is provided as a cooling passage 55 on the third cavity 54 side, and the width of the first passage decreases from the third cavity 54 side toward the rear end portion of the blade body 51.
  • 81 and a second passage 82 provided on the rear end portion side of the blade body 51 and having a constant width from the third cavity 54 side toward the rear end portion of the blade body 51.
  • the first passage 81 having a narrow width as the cooling passage 55 the amount of cooling air discharged to the outside from the cooling passage 55 can be properly adjusted, and the width is constant following the first passage 81.
  • the second passage 82 the flow resistance can be reduced and the amount of cooling air can be reduced.
  • the resistance in the cooling passage 55 at the rear end of the blade body 51 can be reduced to improve the cooling performance of the stationary blade 27, and the increase in manufacturing cost can be suppressed.
  • the first passage 81 is provided with a plurality of cooling pins 91 with a predetermined interval
  • the second passage 82 has a plurality of pedestals 92 with a predetermined interval along the longitudinal direction of the blade body 51.
  • a plurality of cooling pins 91 are provided in the first passage 81
  • a plurality of pedestals 92 are provided in the second passage 82.
  • the cooling efficiency of the blade body 51 can be improved by the plurality of cooling pins 91, and a plurality of cooling pins 91 are provided. Cooling air can be rectified by the pedestal 92 and properly discharged. That is, by setting the region B where the pedestal 92 is provided as the second passage 82 having a constant width, the amount of cooling air flowing through the cooling passage 55 is reduced and the rear end portion of the blade body 51 is efficiently cooled. Can do.
  • cooling passage 55 one end portion communicates with the second passage 82 and the other end portion opens at the rear end portion of the blade body 51, and the rear end of the blade body 51 from the third cavity 54 side.
  • a third passage 83 having a constant width is provided toward the end. Therefore, the third passage 83 communicating with the second passage 82 and having a constant width is opened at the rear end portion, so that the cooling air that has passed through the second passage 82 can be discharged properly without suffering pressure loss. Can do.
  • the blade body 51 is provided with a plurality of cooling holes 63, 64, and 65 that communicate the cavities 52, 53, and 54 with the outside. Accordingly, the cooling air discharged to the outside from the cavities 52, 53, 54 through the plurality of cooling holes 63, 64, 65 flows along the outer wall surface of the blade body 51, thereby efficiently cooling the blade body 51. Can do.
  • partition plates 66, 67, 68 having a plurality of through holes 69, 70, 71 are provided in the cavities 52, 53, 54 at predetermined intervals from the inner wall surface of the blade body 51. Accordingly, the cooling air that has passed through the through holes 69, 70, 71 of the partition plates 66, 67, 68 from the cavities 52, 53, 54 flows along the inner wall surface of the wing body 51. It can cool well.
  • the compressor 11 that compresses air the combustor 12 that mixes and burns the compressed air and fuel compressed by the compressor 11, and the combustion generated by the combustor 12
  • a turbine 13 that obtains rotational power by gas, and a stationary blade 27 is used for the turbine 13. Therefore, the resistance in the cooling passage 55 at the rear end portion of the blade body 51 can be reduced to improve the cooling performance of the stationary blade 27, and an increase in manufacturing cost can be suppressed.
  • the cooling passage 55 provided in the blade body 51 includes a first passage 81 having a narrow width, a second passage 82 having a constant width, and a second passage.
  • a plurality of pedestals 92 in the passage 82 and a third passage 83 communicating with the second passage 82 and opening at the rear end portion of the blade body 51 are provided. Therefore, the stationary blade 27 of the turbine 13 can be easily manufactured only by finishing the intermediate processed product.
  • a step of manufacturing an intermediate processed product of the stationary blade 27 by casting and a step of cutting the rear end portion of the blade body 51 in the cast intermediate processed product have. Therefore, even if the rear end portion of the blade body 51 in the cast intermediate processed product is cut, the width of the third passage 83 does not fluctuate, and high cooling performance by the second passage 82 can be maintained. .
  • the boundary between the first passage 81 (region A) and the second passage 82 (region B) is a contact point between the wall surfaces 81a and 81b and the side surface forming the arc shape of the pedestal 92. It is good also as the 3rd cavity 54 side from this contact. That is, the second passage 82 may be extended upstream in the flow direction of the cooling air S.
  • the third passage 83 having a constant width is provided as the cooling passage 55, but the third passage may be widened from the third cavity 54 side toward the rear end portion of the blade body 51. Good.
  • the plurality of pedestals 92 are arranged in the second passage 82 of the blade body 51 to form the cooling air S blowout ports (nozzles).
  • the first passage 81 and the second passage 82 may be formed inside each of the blow holes.
  • the turbine blade of the present invention is applied to the stationary blade 27 of the turbine 13, but may be applied to the moving blade 28.

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Abstract

タービン翼、ガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法において、中空形状をなす翼本体（５１）と、翼本体（５１）の内部に設けられるキャビティ（５２，５３，５４）と、キャビティ（５２，５３，５４）から翼本体５１の後端部に開口する冷却通路（５５）とを備え、冷却通路（５５）として、第３キャビティ（５４）側に設けられて第３キャビティ（５４）側から翼本体（５１）の後端部に向けて幅が狭くなる第１通路（８１）と、翼本体（５１）の後端部側に設けられて第３キャビティ（５４）側から翼本体（５１）の後端部に向けて幅が一定な第２通路（８２）とを設ける。

Description

タービン翼及びガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法
　本発明は、ガスタービンにおける静翼または動翼として使用されるタービン翼、このタービン翼が適用されたガスタービン、タービン翼を製造するための中間加工品、タービン翼を製造するためのタービン翼の製造方法に関するものである。
　一般的なガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されている。そして、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させることで高温・高圧の燃焼ガス（作動流体）を得て、この燃焼ガスによりタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。
　このように構成されたタービンにて、例えば、静翼は、翼本体における長手方向の一端部が外側シュラウドに支持され、他端部が内側シュラウドに支持されている。そして、外側シュラウドから翼本体内に導入された冷却空気は、翼本体の内壁面に沿って流れることでこの翼本体の内壁面を冷却し、その後、翼本体に形成された冷却孔から外部に排出されて翼本体の外壁面に沿って流れることでこの翼本体の外壁面を冷却する。また、翼本体内に導入された冷却空気は、翼本体の後端部に形成された冷却通路を流れて外部に排出されることでこの翼本体の後端部を冷却する。
　このような静翼の冷却構造が適用されたガスタービンとしては、例えば、下記特許文献１に記載されている。この特許文献１に記載されたタービン静翼にて、翼本体の後端部に形成された冷却通路は、複数の冷却ピンが配置されると共に、出口部に複数のペデスタルが配列されたノズル形状をなしている。そして、この冷却通路は、出口部に向けてその幅が狭くなる先細形状をなしている。
特開２００９－２８７５１１号公報
　静翼は、翼本体の冷却性能を向上させたいことから、後端部の冷却通路の幅を狭くすると共に、空気抗力係数（Ｃｄ値）を小さくすることが望まれている。そのため、従来、翼本体の冷却通路は、出口部に向けて絞った先細形状となっている。ところが、翼本体の冷却通路が先細形状であることから、出口部における先端開口幅を適正幅に設定するために精度の高い加工技術が要求され、加工コストが増加してしまうという課題がある。
　本発明は上述した課題を解決するものであり、翼後端部の冷却通路における抵抗を低減して翼における冷却性能の向上を図ると共に、製造コストの増加を抑制するタービン翼、ガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法を提供することを目的とする。
　上記の目的を達成するための本発明のタービン翼は、中空形状をなす翼本体と、前記翼本体の内部に設けられるキャビティと、前記キャビティから前記翼本体の後端部に開口する冷却通路と、を備え、前記冷却通路は、前記キャビティ側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が狭くなる第１通路と、前記翼本体の後端部側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が一定な第２通路と、を有することを特徴とするものである。
　従って、冷却通路として幅が狭くなる第１通路を設けることで、冷却通路から外部に排出される冷却空気量を適正に調整することができ、第１通路に続いて幅が一定な第２通路を設けることで、流路抵抗を低減して冷却空気量を低減することができる。その結果、翼後端部の冷却通路における抵抗を低減して翼における冷却性能の向上を図ることができると共に、製造コストの増加を抑制することができる。
　本発明のタービン翼では、前記第２通路は、流量調整機構が設けられることを特徴としている。
　従って、第２通路に流量調整機構が設けられており、流量調整機構により冷却空気を整流して適正に排出することができる。
　本発明のタービン翼では、前記流量調整機構は、前記翼本体の前記第２通路上の長手方向に沿って複数の柱が所定間隔を空けて設けられていることを特徴としている。
　従って、第２通路上の長手方向に沿って複数の柱を所定間隔を空けて設けることで流量調整機構を構成しており、構造の簡素化を図ることができる。
　本発明のタービン翼では、前記冷却通路は、一端部が前記第２通路に連通して他端部が前記翼本体の後端部に開口して前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が一定な第３通路が設けられることを特徴としている。
　従って、第２通路に連通して幅が一定な第３通路を後端部に開口して設けることで、第２通路を通過した冷却空気が圧損を受けることなく適正に排出することができる。
　本発明のタービン翼では、前記翼本体は、前記キャビティと外部とを連通する複数の冷却孔が設けられることを特徴としている。
　従って、キャビティから複数の冷却孔を通して外部に排出された冷却空気が翼本体の外壁面に沿って流れることで、翼本体を効率良く冷却することができる。
　本発明のタービン翼では、前記キャビティは、前記翼本体の内壁面から所定間隔を空けて複数の貫通孔を有する仕切板が設けられることを特徴としている。
　従って、キャビティから仕切板の各貫通孔を通った冷却空気が翼本体の内壁面に沿って流れることで、翼本体を効率良く冷却することができる。
　また、本発明のガスタービンにあっては、空気を圧縮する圧縮機と、前記圧縮機が圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器と、前記燃焼器が生成した燃焼ガスにより回転動力を得るタービンと、を備え、タービンの静翼として前記タービン静翼が用いられることを特徴とするものである。
　従って、翼後端部の冷却通路における抵抗を低減して翼における冷却性能の向上を図ることができると共に、製造コストの増加を抑制することができる。
　また、本発明のタービン翼の中間加工品にあっては、中空形状をなす翼本体と、前記翼本体の内部に設けられるキャビティと、前記キャビティから前記翼本体の後端部に開口する冷却通路と、を備え、前記冷却通路は、前記キャビティ側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が狭くなる第１通路と、前記翼本体の後端部側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が一定な第２通路と、前記第２通路に設けられる流量調整機構と、一端部が前記第２通路に連通して他端部が前記翼本体の後端部に開口する第３通路と、を有することを特徴とするものである。
　従って、冷却通路として幅が一定な第２通路を有する中間加工品とすることで、この中間加工品に対して仕上げ加工するだけで、容易にタービン静翼を製造することができる。
　本発明のタービン翼の中間加工品では、前記流量調整機構は、前記翼本体の前記第２通路上の長手方向に沿って複数の柱が所定間隔を空けて設けられていることを特徴としている。
　従って、第２通路上の長手方向に沿って複数の柱を所定間隔を空けて設けることで流量調整機構を構成しており、構造の簡素化を図ることができる。
　また、本発明のタービン翼の製造方法にあっては、前記タービン翼の中間加工品を鋳造により製作する工程と、鋳造された前記中間加工品における前記翼本体の後端部を切削加工する工程と、を有することを特徴とするものである。
　従って、鋳造された中間加工品における翼本体の後端部を切削加工しても、第３通路の幅が変動することはなく、第２通路による高い冷却性能を維持することができる。
　本発明のタービン翼、ガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法によれば、冷却通路として幅が狭くなる第１通路とこの第１通路に続いて幅が一定な第２通路を設けるので、翼後端部の冷却通路における抵抗を低減して翼における冷却性能の向上を図ることができると共に、製造コストの増加を抑制することができる。
図１は、本実施形態のタービン静翼を表す断面図である。 図２は、タービン翼における後端部の断面図である。 図３は、タービン翼の冷却通路を表す図２のIII－III断面図である。 図４は、タービン翼における冷却通路の出口部を表す断面図である。 図５は、本実施形態のガスタービンを表す概略構成図である。 図６は、本実施形態のタービンの要部を表す概略図である。
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るタービン翼、ガスタービン、タービン翼の中間加工品、タービン翼の製造方法の好適な実施形態を詳細に説明する。なお、この実施形態により本発明が限定されるものではなく、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせて構成するものも含むものである。
　図５は、本実施形態のガスタービンを表す概略構成図、図６は、本実施形態のタービンの要部を表す概略図である。
　本実施形態において、図５に示すように、ガスタービン１０は、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービン１０は、同軸上に図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。
　圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２０を有し、圧縮機車室２１内に入口案内翼（ＩＧＶ：Inlet　Guide　Vane）２２が配設されると共に、複数の静翼２３と動翼２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室２６内に複数の静翼２７と動翼２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。
　また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（回転軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン１３にて、各動翼２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、圧縮機１１側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
　そして、このガスタービン１０は、圧縮機１１の圧縮機車室２１が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。
　従って、圧縮機１１の空気取入口２０から取り込まれた空気が、入口案内翼２２、複数の静翼２３と動翼２４を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となる。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼２７と動翼２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、タービン１３を駆動した燃焼ガスは、排気ガスとして大気に放出される。
　上述したタービン１３において、図６に示すように、円筒形状をなすタービン車室２６は、その内側にリング形状をなす燃焼ガスＧが流れる燃焼ガス通路４０が設けられ、この燃焼ガス通路４０に複数の静翼２７と動翼２８が周方向に所定間隔で配置されると共に、燃焼ガスＧの流れ方向に沿って交互に配設されている。この静翼２７は、長手方向（ロータ３２の径方向）における一端部（径方向の外側）に外側シュラウド４１が固定され、他端部（径方向の内側）に内側シュラウド４２が固定されて構成されている。そして、この外側シュラウド４１がタービン車室２６に支持されている。一方、動翼２８は、長手方向（ロータ３２の径方向）における基端部（径方向の内側）にプラットフォーム４３が固定されて構成されている。そして、このプラットフォーム４３がディスクを介してロータ３２に固定され、先端部（径方向の外側）がタービン車室２６の内壁面の近傍まで延出されている。
　以下、本発明のタービン翼を構成する静翼２７について詳細に説明する。図１は、本実施形態のタービン静翼を表す断面図、図２は、タービン翼における後端部の断面図、図３は、タービン翼の冷却通路を表す図２のIII－III断面図、図４は、タービン翼における冷却通路の出口部を表す断面図である。
　本実施形態において、図１に示すように、静翼２７は、翼本体５１と、キャビティ５２，５３，５４と、冷却通路５５とを備えている。
　翼本体５１は、中空形状をなし、燃焼ガスの流動方向の上流側（図１にて、上側）となる前端部か湾曲断面形状をなし、燃焼ガスの流動方向の下流側（図１にて、下側）となる後端部が先細断面形状をなしている。この翼本体５１は、内部が２つの隔壁６１，６２により３つのキャビティ５２，５３，５４に区画されている。第１キャビティ５２は、翼本体５１の前端部側に配置され、第３キャビティ５４は、翼本体５１の後端部側に配置され、第２キャビティ５３は、第１キャビティ５２と第３キャビティ５４の間に配置されている。そして、翼本体５１は、各キャビティ５２，５３，５２に対応して所定の位置にそれぞれ内部と外部を貫通する複数の冷却孔６３，６４，６５が形成されている。
　翼本体５１は、その内側に各キャビティ５２，５３，５４に対応して仕切板６６，６７，６８が配置されている。この仕切板６６，６７，６８は、筒形状をなし、長手方向の各端部が翼本体５１または各シュラウド４１，４２に固定されている。各仕切板６６，６７，６８は、翼本体５１の内壁面から所定間隔を空けて配置されることで、各キャビティ５２，５３，５４の周囲に冷却空間部５２ａ，５３ａ，５４ａが区画される。そして、各仕切板６６，６７，６８は、複数の貫通孔６９，７０，７１が形成されており、この各貫通孔６９，７０，７１によりキャビティ５２，５３，５４と冷却空間部５２ａ，５３ａ，５４ａが連通されている。
　冷却通路５５は、第３キャビティ５４から翼本体５１の後端部に開口している。この冷却通路５５は、第１通路８１と第２通路８２を有している。第１通路８１は、第３キャビティ５４側に設けられて第３キャビティ５４側から翼本体５１の後端部に向けて幅が狭くなっている。第２通路８２は、翼本体５１の後端部側に設けられて第３キャビティ５４側から翼本体５１の後端部に向けて幅が一定となっている。
　図２から図４に示すように、第１通路８１は、基端部が第３キャビティ５４に連通し、先端部が翼本体５１の後端部に向けて延出し、その幅が狭くなるように構成されている。即ち、第１通路８１は、翼本体５１を構成する腹側の壁部５１ａと背側の壁部５１ｂにより区画された通路であり、対向する壁面８１ａ，８１ｂにより形成されている。この壁面８１ａ，８１ｂは、冷却空気Ｓの流れ方向における下流側に向けてその幅が狭くなっている。また、第１通路８１は、複数の冷却ピン９１が所定間隔を空けて設けられることで、ピンフィン冷却構造となっている。各冷却ピン９１は、翼本体５１の各壁部５１ａ，５１ｂにおける壁面８１ａ，８１ｂを連結するように固定されており、第１通路８１を流れる冷却空気Ｓの流れ方向に交差している。そして、この各冷却ピン９１は、第１通路８１に千鳥格子状をなして配置されている。
　第２通路８２は、流量調整機構が設けられており、この流量調整機構は、第２通路８２上の長手方向に沿って複数の柱が所定間隔を空けて設けられて構成されている。即ち、第２通路８２は、基端部が第１通路８１に連通し、先端部が翼本体５１の後端部に向けて延出し、その幅が一定となるように構成されている。即ち、第２通路８２は、翼本体５１を構成する腹側の壁部５１ａと背側の壁部５１ｂにより区画された通路であり、対向する壁面８２ａ，８２ｂにより形成されている。この壁面８２ａ，８２ｂは、冷却空気Ｓの流れ方向に向けて平行であり、その幅が一定となっている。また、第２通路８２は、複数の柱形状をなすペデスタル９２が翼本体５１の長手方向（図３の左右方向）に沿って所定間隔を空けて設けられることで、ノズル冷却構造となっている。各ペデスタル９２は、翼本体５１の各壁部５１ａ，５１ｂにおける壁面８２ａ，８２ｂを連結するように固定されており、第２通路８２を流れる冷却空気Ｓの流れ方向に交差している。
　そして、この各ペデスタル９２は、隣接するペデスタル９２と対向する各側面が冷却空気Ｓの流れ方向に沿う平面であり、冷却空気Ｓの流れ方向の上流側の側面がその上流側に凸となる半円形状であり、冷却空気Ｓの流れ方向の下流側の側面が冷却空気Ｓの流れ方向に直交する平面である。また、各ペデスタル９２は、各側部が各壁面８２ａ，８２ｂに対して円弧形状をなして滑らかに段差なく連続している。
　また、冷却通路５５は、第３通路８３を有している。第３通路８３は、基端部が第２通路８２に連通し、先端部が翼本体５１の後端部に開口し、第３キャビティ５４側から翼本体５１の後端部に向けて幅が一定となるように構成されている。即ち、第３通路８３は、翼本体５１を構成する腹側の壁部５１ａと背側の壁部５１ｂにより区画された通路であり、対向する壁面８３ａ，８３ｂにより形成されている。この壁面８３ａ，８３ｂは、冷却空気Ｓの流れ方向に向けて平行であり、その幅が一定となっている。
　即ち、第１通路８１は、第３キャビティ５４から翼本体５１の後端部に向けてその幅が狭くなる通路であり、領域Ａに設けられている。第２通路８２は、第１通路８１から翼本体５１の後端部に向けてその幅が一定となる通路であり、領域Ｂに設けられている。ここで、第１通路８１の壁面８１ａ，８１ｂは、冷却空気Ｓの流れ方向に沿って湾曲しており、第１通路８１（壁面８１ａ，８１ｂ）と第２通路８２（壁面８２ａ，８２ｂ）とは、段差なく連続している。第１通路８１（領域Ａ）と第２通路８２（領域Ｂ）との境界は、壁面８１ａ，８１ｂとペデスタル９２の円弧形状をなす側面との接点である。また、第３通路８３は、第２通路８２から翼本体５１の後端部に向けてその幅が一定となる通路であり、領域Ｃに設けられている。ここで、第２通路８２の壁面８２ａ，８２ｂと第３通路８３の壁面８３ａ，８３ｂは、それぞれ冷却空気Ｓの流れ方向に沿って平行な平面であり、第２通路８２（壁面８２ａ，８２ｂ）と第３通路８３（壁面８３ａ，８３ｂ）とは、段差なく連続している。第２通路８２（領域Ｂ）と第３通路８３（領域Ｃ）との境界は、ペデスタル９２の円弧形状をなす側面と壁面８３ａ，８３ｂとの接点である。
　このように構成された静翼２７は、鋳造により鋳物として製造され、外面が機械加工によって仕上げ処理される。即ち、図示しない型枠や中子により、翼本体５１とキャビティ５２，５３，５４と冷却通路５５とを有する中間加工品が製作され、この製作された中間加工品における翼本体５１の後端部が切削加工される。つまり、図４に示すように、製作された中間加工品に対して、翼本体５１の後端部における除去部１００を切削加工により除去する。この作業により静翼２７の全長が所定長さに仕上げ加工される。この場合、冷却通路５５における第３通路８３は、冷却空気Ｓの流れ方向に向けてその幅が一定である。そのため、冷却通路５５を製作するための中子の厚さが薄くなることはなく、また、除去部１００の除去長さがばらついても、第３通路８３の幅が変動することはない。
　ここで、本実施形態の静翼２７の作用について説明する。
　図１に示すように、図示しない冷却通路からの冷却空気（冷却媒体）が、静翼２７に対して外側シュラウド４１から供給されると、この冷却空気は、まず、各仕切板６６，６７，６８の内側の各キャビティ５２，５３，５４に導入される。そして、この各キャビティ５２，５３，５４の冷却空気は、次に、この仕切板６６，６７，６８に形成された多数の貫通孔６９，７０，７１を通して冷却空間部５２ａ，５３ａ，５４ａに噴射され、ここで、翼本体５１の内壁面に沿って流れることでインピンジメント冷却する。
　その後、冷却空間部５２ａ，５３ａ，５４ａの冷却空気は、多数の冷却孔６３，６４，６５を通して外部（燃焼ガス通路４０）へ排出され、翼本体５１の外壁面に沿って流れることでこの外壁面を冷却する。また、冷却空間部５４ａの冷却空気の一部は、冷却通路５５を通して翼本体５１の後端部から排出されることでこの後端部を冷却する。このとき、冷却空間部５４ａの冷却空気は、先細形状の第１通路８１を流れるときに、冷却空気量が調整されると共に、複数の冷却ピン９１に接触しながら曲線状に流れことで冷却効率が向上する。そして、第１通路８１を通過した冷却空気は、幅が一定な第２通路８２及び第３通路８３を流れるときに、各ペデスタル９２の間を通過することで空気抗力係数（Ｃｄ値）が低減され、少ない空気量で翼本体５１の後端部が冷却される。
　このように本実施形態のタービン翼にあっては、中空形状をなす翼本体５１と、翼本体５１の内部に設けられるキャビティ５２，５３，５４と、キャビティ５２，５３，５４から翼本体５１の後端部に開口する冷却通路５５とを備え、冷却通路５５として、第３キャビティ５４側に設けられて第３キャビティ５４側から翼本体５１の後端部に向けて幅が狭くなる第１通路８１と、翼本体５１の後端部側に設けられて第３キャビティ５４側から翼本体５１の後端部に向けて幅が一定な第２通路８２とを設けている。
　従って、冷却通路５５として幅が狭くなる第１通路８１を設けることで、冷却通路５５から外部に排出される冷却空気量を適正に調整することができ、第１通路８１に続いて幅が一定な第２通路８２を設けることで、流路抵抗を低減して冷却空気量を低減することができる。その結果、翼本体５１の後端部の冷却通路５５における抵抗を低減して静翼２７における冷却性能の向上を図ることができると共に、製造コストの増加を抑制することができる。
　本実施形態のタービン翼では、第１通路８１は、複数の冷却ピン９１が所定間隔を空けて設けられ、第２通路８２は、翼本体５１の長手方向に沿って複数のペデスタル９２が所定間隔を空けて設けられている。従って、第１通路８１に複数の冷却ピン９１を設け、第２通路８２に複数のペデスタル９２を設けており、複数の冷却ピン９１により翼本体５１の冷却効率を向上することができ、複数のペデスタル９２により冷却空気を整流して適正に排出することができる。即ち、ペデスタル９２が設けられた領域Ｂを幅が一定な第２通路８２とすることで、この冷却通路５５を流れる冷却空気量を低減して翼本体５１の後端部を効率良く冷却することができる。
　本実施形態のタービン翼では、冷却通路５５として、一端部が第２通路８２に連通して他端部が翼本体５１の後端部に開口して第３キャビティ５４側から翼本体５１の後端部に向けて幅が一定な第３通路８３を設けている。従って、第２通路８２に連通して幅が一定な第３通路８３を後端部に開口して設けることで、第２通路８２を通過した冷却空気が圧損を受けることなく適正に排出することができる。
　本実施形態のタービン翼では、翼本体５１に各キャビティ５２，５３，５４と外部とを連通する複数の冷却孔６３，６４，６５を設けている。従って、各キャビティ５２，５３，５４から複数の冷却孔６３，６４，６５を通して外部に排出された冷却空気が翼本体５１の外壁面に沿って流れることで、翼本体５１を効率良く冷却することができる。
　本実施形態のタービン翼では、各キャビティ５２，５３，５４に翼本体５１の内壁面から所定間隔を空けて複数の貫通孔６９，７０，７１を有する仕切板６６，６７，６８を設けている。従って、各キャビティ５２，５３，５４から仕切板６６，６７，６８の各貫通孔６９，７０，７１を通った冷却空気が翼本体５１の内壁面に沿って流れることで、翼本体５１を効率良く冷却することができる。
　また、本実施形態のガスタービンにあっては、空気を圧縮する圧縮機１１と、圧縮機１１が圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器１２と、燃焼器１２が生成した燃焼ガスにより回転動力を得るタービン１３とを備え、タービン１３に静翼２７が用いられる。従って、翼本体５１の後端部の冷却通路５５における抵抗を低減して静翼２７における冷却性能の向上を図ることができると共に、製造コストの増加を抑制することができる。
　また、本実施形態のタービン翼の中間加工品にあっては、翼本体５１に設けられる冷却通路５５として、幅が狭くなる第１通路８１と、幅が一定な第２通路８２と、第２通路８２の複数のペデスタル９２と、第２通路８２に連通して翼本体５１の後端部に開口する第３通路８３とを設けている。従って、この中間加工品に対して仕上げ加工するだけで、容易にタービン１３の静翼２７を製造することができる。
　また、本実施形態のタービン翼の製造方法にあっては、静翼２７の中間加工品を鋳造により製作する工程と、鋳造された中間加工品における翼本体５１の後端部を切削加工する工程とを有している。従って、鋳造された中間加工品における翼本体５１の後端部を切削加工しても、第３通路８３の幅が変動することはなく、第２通路８２による高い冷却性能を維持することができる。
　なお、上述した実施形態では、第１通路８１（領域Ａ）と第２通路８２（領域Ｂ）との境界を、壁面８１ａ，８１ｂとペデスタル９２の円弧形状をなす側面との接点にしたが、この接点より第３キャビティ５４側としてもよい。即ち、第２通路８２を冷却空気Ｓの流れ方向の上流側に延長してもよい。
　また、上述した実施形態では、冷却通路５５として幅が一定な第３通路８３を設けたが、第３キャビティ５４側から翼本体５１の後端部に向けて幅が広くなる第３通路としてもよい。
　また、上述した実施形態では、翼本体５１の第２通路８２に複数のペデスタル９２を配置することで、冷却空気Ｓの吹き出し口（ノズル）を形成したが、翼本体５１の後端部に複数の吹き出し孔を並設し、各吹き出し孔の内部に第１通路８１と第２通路８２を形成してもよい。
　また、上述した実施形態では、本発明のタービン翼をタービン１３の静翼２７に適用したが、動翼２８にて適用してもよい。
　１０　ガスタービン
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　２７　静翼
　２８　動翼
　４１　外側シュラウド
　４２　内側シュラウド
　５１　翼本体
　５２，５３，５４　キャビティ
　５２ａ，５３ａ，５４ａ　冷却空間部
　５５　冷却通路
　６１，６２　隔壁
　６３，６４，６５　冷却孔
　６６，６７，６８　仕切板
　６９，７０，７１　貫通孔
　８１　第１通路
　８１ａ，８１ｂ　壁面
　８２　第２通路
　８２ａ，８２ｂ　壁面
　８３　第３通路
　８３ａ，８３ｂ　壁面
　９１　冷却ピン
　９２　ペデスタル
　Ｇ　燃焼ガス
　Ｓ　冷却空気

Claims (10)

  1. 　中空形状をなす翼本体と、
    　前記翼本体の内部に設けられるキャビティと、
    　前記キャビティから前記翼本体の後端部に開口する冷却通路と、
    　を備え、
    　前記冷却通路は、
    　前記キャビティ側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が狭くなる第１通路と、
    　前記翼本体の後端部側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が一定な第２通路と、
    　を有することを特徴とするタービン翼。
  2. 　前記第２通路は、流量調整機構が設けられることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
  3. 　前記流量調整機構は、前記翼本体の前記第２通路上の長手方向に沿って複数の柱が所定間隔を空けて設けられていることを特徴とする請求項２に記載のタービン翼。
  4. 　前記冷却通路は、一端部が前記第２通路に連通して他端部が前記翼本体の後端部に開口して前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が一定な第３通路が設けられることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のタービン翼。
  5. 　前記翼本体は、前記キャビティと外部とを連通する複数の冷却孔が設けられることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のタービン翼。
  6. 　前記キャビティは、前記翼本体の内壁面から所定間隔を空けて複数の貫通孔を有する仕切板が設けられることを特徴とする請求項５に記載のタービン翼。
  7. 　空気を圧縮する圧縮機と、
    　前記圧縮機が圧縮した圧縮空気と燃料を混合して燃焼する燃焼器と、
    　前記燃焼器が生成した燃焼ガスにより回転動力を得るタービンと、
    　を備え、
    　前記タービンの静翼として請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のタービン翼が用いられる、
    　ことを特徴とするガスタービン。
  8. 　中空形状をなす翼本体と、
    　前記翼本体の内部に設けられるキャビティと、
    　前記キャビティから前記翼本体の後端部に開口する冷却通路と、
    　を備え、
    　前記冷却通路は、
    　前記キャビティ側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が狭くなる第１通路と、
    　前記翼本体の後端部側に設けられて前記キャビティ側から前記翼本体の後端部に向けて幅が一定な第２通路と、
    　前記第２通路に設けられる流量調整機構と、
    　一端部が前記第２通路に連通して他端部が前記翼本体の後端部に開口する第３通路と、
    　を有することを特徴とするタービン翼の中間加工品。
  9. 　前記流量調整機構は、前記翼本体の前記第２通路上の長手方向に沿って複数の柱が所定間隔を空けて設けられていることを特徴とする請求項８に記載のタービン翼の中間加工品。
  10. 　請求項８または請求項９に記載のタービン翼の中間加工品を鋳造により製作する工程と、
    　鋳造された前記中間加工品における前記翼本体の後端部を切削加工する工程と、
    　を有することを特徴とするタービン翼の製造方法。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10975701B2 (en) * 2016-08-10 2021-04-13 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10718217B2 (en) * 2017-06-14 2020-07-21 General Electric Company Engine component with cooling passages
EP3803057B1 (en) * 2018-07-13 2022-11-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Airfoil for a turbine engine incorporating pins
JP6745012B1 (ja) * 2019-10-31 2020-08-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン翼及びこれを備えたガスタービン
JP2024043164A (ja) * 2022-09-16 2024-03-29 三菱重工航空エンジン株式会社 熱交換隔壁
CN115570105B (zh) * 2022-11-21 2023-05-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种双层壁涡轮叶片的制造方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5618002A (en) * 1979-07-09 1981-02-20 Westinghouse Electric Corp Airrcooled turbine vane
JPH07189602A (ja) * 1993-12-28 1995-07-28 Toshiba Corp タービン冷却翼
JPH0953405A (ja) * 1995-08-09 1997-02-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 中空ガスタービン翼
US20010012484A1 (en) * 1999-12-27 2001-08-09 Alexander Beeck Blade for gas turbines with choke cross section at the trailing edge
JP2015516539A (ja) * 2012-05-08 2015-06-11 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービン翼形部の後縁冷却スロット

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
JP3494879B2 (ja) 1998-03-25 2004-02-09 株式会社日立製作所 ガスタービン及びガスタービンの静翼
US6234754B1 (en) * 1999-08-09 2001-05-22 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US6270317B1 (en) * 1999-12-18 2001-08-07 General Electric Company Turbine nozzle with sloped film cooling
US7014424B2 (en) 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US8070441B1 (en) * 2007-07-20 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge cooling channels
JP5182931B2 (ja) 2008-05-30 2013-04-17 三菱重工業株式会社 タービン用翼
CH700321A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühlte schaufel für eine gasturbine.
EP2547871B1 (en) * 2010-03-19 2020-04-29 Ansaldo Energia IP UK Limited Gas turbine airfoil with shaped trailing edge coolant ejection holes and corresponding turbine
US9366144B2 (en) * 2012-03-20 2016-06-14 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
US9175569B2 (en) 2012-03-30 2015-11-03 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge cooling slots
US10253634B2 (en) * 2013-06-04 2019-04-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil trailing edge suction side cooling
US20150204237A1 (en) * 2014-01-17 2015-07-23 General Electric Company Turbine blade and method for enhancing life of the turbine blade

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5618002A (en) * 1979-07-09 1981-02-20 Westinghouse Electric Corp Airrcooled turbine vane
JPH07189602A (ja) * 1993-12-28 1995-07-28 Toshiba Corp タービン冷却翼
JPH0953405A (ja) * 1995-08-09 1997-02-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 中空ガスタービン翼
US20010012484A1 (en) * 1999-12-27 2001-08-09 Alexander Beeck Blade for gas turbines with choke cross section at the trailing edge
JP2015516539A (ja) * 2012-05-08 2015-06-11 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービン翼形部の後縁冷却スロット

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10975701B2 (en) * 2016-08-10 2021-04-13 General Electric Company Ceramic matrix composite component cooling

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