WO2024252886A1 - タービン動翼及びガスタービン - Google Patents

タービン動翼及びガスタービン Download PDF

Info

Publication number
WO2024252886A1
WO2024252886A1 PCT/JP2024/018158 JP2024018158W WO2024252886A1 WO 2024252886 A1 WO2024252886 A1 WO 2024252886A1 JP 2024018158 W JP2024018158 W JP 2024018158W WO 2024252886 A1 WO2024252886 A1 WO 2024252886A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
cooling
partition wall
height direction
passage
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
PCT/JP2024/018158
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
隆志 仁内
拓也 岡本
良史 辻
宏之 大友
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Mitsubishi Power Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Mitsubishi Power Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Mitsubishi Heavy Industries Ltd, Mitsubishi Power Ltd filed Critical Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority to DE112024001361.9T priority Critical patent/DE112024001361T5/de
Priority to CN202480034037.8A priority patent/CN121219481A/zh
Priority to KR1020257040065A priority patent/KR20260003240A/ko
Priority to JP2025526028A priority patent/JPWO2024252886A1/ja
Publication of WO2024252886A1 publication Critical patent/WO2024252886A1/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms

Definitions

  • the present disclosure relates to turbine blades and gas turbines.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2023-092056, filed with the Japan Patent Office on June 5, 2023, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • turbine blades used in gas turbines are used in high-temperature combustion gases, so they have internal cooling channels for cooling, and the temperature rise of the blade metal is suppressed by circulating cooling air through the cooling channels (see Patent Document 1).
  • the cooling flow passage is formed as a serpentine flow passage in which multiple internal passages extending in the blade height direction are connected.
  • the length along the blade surface from the leading edge to the trailing edge is significantly different between the suction side wall surface and the pressure side wall surface at the base end side of the airfoil part, so in the internal passage constituting the serpentine flow passage, two adjacent wall surfaces along the inner circumference of the internal passage when viewed from the blade height direction may be connected at a relatively small angle.
  • a turbine blade comprises: an airfoil body including an airfoil portion having a plurality of cooling passages therein; Equipped with The plurality of cooling passages are, in order from the trailing edge side of the airfoil portion, a third cooling passage extending in the blade height direction and opening at a root of the blade; a second cooling passage extending in the blade height direction, formed on a leading edge side of the airfoil portion relative to the third cooling passage, and connected to the third cooling passage at a second turn-back portion on a tip side of the airfoil portion; a first cooling passage extending in the blade height direction, formed on the leading edge side of the second cooling passage, and connected to the second cooling passage at a first turn-back portion on the base end side of the airfoil portion; Including, a first partition wall that separates the first cooling flow path and the second cooling flow path; a second partition wall that separates the second cooling flow path and the third cooling flow path; Equipped with the first folded
  • an airfoil body including an airfoil portion having a plurality of cooling passages therein; Equipped with The plurality of cooling passages are, in order from the trailing edge side of the airfoil portion, a third cooling passage extending in the blade height direction and opening at a root of the blade; a second cooling passage extending in the blade height direction, formed on a leading edge side of the airfoil portion relative to the third cooling passage, and connected to the third cooling passage at a second turn-back portion on a tip side of the airfoil portion; a first cooling passage extending in the blade height direction, formed on the leading edge side of the second cooling passage, and connected to the second cooling passage at a first turn-back portion on the base end side of the airfoil portion; Including, a first partition wall that separates the first cooling flow path and the second cooling flow path; a second partition wall that separates the second cooling flow path and the third cooling flow path; Equipped with the first folded portion
  • At least one embodiment of the present disclosure can suppress temperature rise of the blade metal in the turbine blade.
  • FIG. 1 is a schematic diagram of a gas turbine according to some embodiments.
  • FIG. 2 is a schematic diagram of a turbine blade according to some embodiments, viewed from the circumferential direction.
  • FIG. 2 is a schematic diagram illustrating a cross section of a turbine blade taken along a camber line of an airfoil portion according to some embodiments.
  • FIG. 3B is an enlarged view of a main portion of FIG. 3A.
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view of an airfoil portion near a base end of a turbine rotor blade according to some embodiments, taken along line IV-IV in FIG. 3A.
  • FIG. 3B is a schematic cross-sectional view of a turbine rotor blade according to an embodiment of the present invention taken along the line AA in FIG. 3A.
  • FIG. 3B is a schematic cross-sectional view of a turbine rotor blade according to an embodiment of the present invention taken along the line BB in FIG. 3A.
  • FIG. 3B is a schematic cross-sectional view of a turbine rotor blade according to one embodiment taken along the line CC in FIG. 3A.
  • FIG. 3B is a schematic cross-sectional view of a turbine rotor blade according to another embodiment, taken along line AA in FIG. 3A.
  • FIG. 3B is another schematic cross-sectional view of a turbine rotor blade according to another embodiment of the present invention taken along the line BB in FIG.
  • FIG. 3A is a schematic cross-sectional view of a turbine rotor blade according to another embodiment, taken along the line CC in FIG. 3A.
  • FIG. 10 is a schematic diagram showing a cross section of a turbine rotor blade according to still another embodiment taken along a camber line of an airfoil portion.
  • expressions indicating that things are in an equal state such as “identical,””equal,” and “homogeneous,” not only indicate a state of strict equality, but also indicate a state in which there is a tolerance or a difference to the extent that the same function is obtained.
  • expressions describing shapes such as a rectangular shape or a cylindrical shape do not only refer to rectangular shapes, cylindrical shapes, etc. in the strict geometric sense, but also refer to shapes that include uneven portions, chamfered portions, etc., to the extent that the same effect can be obtained.
  • the expressions “comprise,””include,””have,””includes,” or “have” of one element are not exclusive expressions excluding the presence of other elements.
  • Fig. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine 1 according to some embodiments.
  • a gas turbine 1 includes a compressor 2 for generating compressed air, a combustor 4 for generating combustion gas using the compressed air and fuel, and a turbine 6 configured to be rotationally driven by the combustion gas.
  • a generator (not shown) is connected to the turbine 6, and the gas turbine 1 is configured to generate power using the rotational energy of the turbine 6.
  • the compressor 2 includes a rotor 30 that can rotate around a central axis AX, and a stator 5 that is arranged around the rotor 30.
  • the stator 5 has a compressor casing 10 and a plurality of compressor vanes 16 fixed to the compressor casing 10 side.
  • the rotor 30 has a rotor shaft 8 rotatable about a central axis AX, a plurality of rotor disks 31 fixed to the rotor shaft 8, and a plurality of compressor blades 18 attached to each of the plurality of rotor disks 31.
  • the rotor shaft 8 is arranged to penetrate both the compressor casing 10 and a turbine casing 22, which will be described later.
  • the compressor rotor blades 18 are arranged in multiple stages in the circumferential direction of the central axis AX on the outer periphery of each of the multiple rotor disks 31.
  • the rotor disks 31 are also arranged in multiple stages at intervals in a direction parallel to the central axis AX. Therefore, the compressor rotor blades 18 are arranged in multiple stages at intervals in a direction parallel to the central axis AX.
  • the compressor stator vanes 16 are arranged in a plurality of stages in the circumferential direction of the central axis AX.
  • the compressor stator vanes 16 are also arranged in a plurality of stages at intervals in a direction parallel to the central axis AX.
  • the compressor stator vanes 16 are arranged in a plurality of stages so as to be positioned between the compressor rotor blades 18 in the direction parallel to the central axis AX.
  • the combustor 4 is disposed within the casing (combustor casing) 20. As shown in FIG. 1, multiple combustors 4 may be disposed in a ring shape within the casing 20, centered around the rotor shaft 8.
  • the combustor 4 is supplied with fuel and compressed air generated by the compressor 2, and the fuel is combusted to generate high-temperature, high-pressure combustion gas, which is the working fluid for the turbine 6. The combustion gas is then sent from the combustor 4 to the downstream turbine 6.
  • the turbine 6 includes a rotor 33 that is rotatable about a central axis AX, and a stator 7 that is disposed around the rotor 33 .
  • the stator 7 has a turbine casing 22 and a plurality of turbine vanes 26 fixed to the turbine casing 22 side.
  • the rotor 33 has the rotor shaft 8 described above, a number of rotor disks 35 fixed to the rotor shaft 8, and a number of turbine blades 24 attached to each of the rotor disks 35.
  • the turbine rotor blades 24 are arranged in multiple stages in the circumferential direction of the central axis AX on the outer periphery of each of the multiple rotor disks 35.
  • the rotor disks 35 are also arranged in multiple stages at intervals in a direction parallel to the central axis AX. Therefore, the turbine rotor blades 24 are arranged in multiple stages at intervals in a direction parallel to the central axis AX.
  • the turbine stator vanes 26 are arranged in a plurality of rows in the circumferential direction of the central axis AX.
  • the turbine stator vanes 26 are also arranged in a plurality of rows at intervals in a direction parallel to the central axis AX.
  • the turbine stator vanes 26 are arranged in a plurality of rows so that they are positioned between the turbine rotor blades 24 in the direction parallel to the central axis AX.
  • the turbine rotor blades 24 are configured to generate a rotational driving force from the high-temperature, high-pressure combustion gas flowing inside the turbine casing 22 together with the turbine stator blades 26. This rotational driving force is transmitted to the rotor shaft 8 to drive a generator (not shown) connected to the rotor shaft 8.
  • the exhaust chamber 29 is connected to the axial downstream side of the turbine casing 22 via the exhaust casing 28. After driving the turbine 6, the combustion gas passes through the exhaust casing 28 and the exhaust chamber 29 and is exhausted to the outside.
  • FIG. 2 is a schematic circumferential view of a turbine blade 24 according to some embodiments.
  • FIG. 3A is a schematic diagram illustrating a cross section along the camber line of an airfoil 44 for a turbine blade 24 according to some embodiments.
  • FIG. 3B is an enlarged view of a main portion of FIG. 3A.
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view of the airfoil portion 44 near the base end 44b of the turbine rotor blade 24 according to some embodiments, and shows a cross section taken along the line IV-IV in FIG. 3A.
  • the turbine rotor blade 24 includes a platform 42, an airfoil portion 44 and a blade root portion 47 located on opposite sides of the platform 42 in the blade height direction, and a shank 48 located between the platform 42 and the blade root portion 47.
  • the airfoil portion 44, the platform 42, the blade root portion 47, and the shank 48 may be integrally formed by casting or the like.
  • the blade height direction of the turbine rotor blades 24 coincides with the radial direction.
  • the tip 44a side in the blade height direction is the radially outer side when the turbine rotor blades 24 are attached to the rotor disk 35
  • the base end 44b side in the blade height direction is the radially inner side when the turbine rotor blades 24 are attached to the rotor disk 35.
  • the tip 44a side in the blade height direction is also simply referred to as the tip 44a side
  • the base end 44b side in the blade height direction is also simply referred to as the base end 44b side.
  • the airfoil portion 44 is provided so as to extend in the wing height direction relative to the rotor disk 35.
  • the airfoil portion 44 has a leading edge 45 and a trailing edge 46 that extend along the wing height direction, and also has a ventral airfoil surface (pressure surface) 41 and a suction airfoil surface (suction surface) 43 that extend between the leading edge 45 and the trailing edge 46.
  • the blade root portion 47 is engaged with the blade groove portion 37 provided in the rotor disk 35.
  • the turbine rotor blades 24 are set in the rotor disk 35 of the turbine 6 and rotate together with the rotor disk 35 around the central axis AX.
  • the turbine rotor blade 24 has a serpentine flow passage (leading-edge side serpentine flow passage 51) that extends in a serpentine manner from the blade central portion toward the leading edge 45, and a serpentine flow passage (trailing-edge side serpentine flow passage 52) that extends in a serpentine manner from the blade central portion toward the trailing edge 46.
  • leading-edge side serpentine flow passage 51 and the trailing-edge side serpentine flow passage 52 are flow passages independent of each other.
  • cooling passages 60 which are passages that constitute the leading edge side serpentine passage 51 and the trailing edge side serpentine passage 52, are provided in order from the leading edge 45 side, and a cooling passage 67 with a number of pin fins 68 is provided on the trailing edge side.
  • three cooling passages 60 arranged in sequence from the leading edge 45 side are connected in sequence to form a serpentine passage (leading edge side serpentine passage 51) that extends in a serpentine manner from the blade center portion toward the leading edge 45.
  • three cooling passages 60 arranged on the trailing edge 46 side of the leading edge side serpentine passage 51 form a serpentine passage (trailing edge side serpentine passage 52) that is connected in sequence toward the trailing edge 46.
  • the three cooling channels 60 that make up the leading edge side serpentine channel 51 are, in order from the trailing edge 46 side, a third cooling channel 63 that extends in the wing height direction; a second cooling channel 62 that extends in the wing height direction, is formed closer to the leading edge 45 than the third cooling channel 63, and is connected to the third cooling channel 63 at a second turn-back portion 72 on the tip 44a side of the aerofoil section 44; and a first cooling channel 61 that extends in the wing height direction, is formed closer to the leading edge 45 than the second cooling channel 62, and is connected to the second cooling channel 62 at a first turn-back portion 71 on the base end 44b side of the aerofoil section.
  • the three cooling passages 60 constituting the trailing edge side serpentine passage 52 are, in order from the leading edge 45 side, a fourth cooling passage 64 extending in the blade height direction, a fifth cooling passage 65 extending in the blade height direction, formed closer to the trailing edge 46 than the fourth cooling passage 64, and connected to the fourth cooling passage 64 at a third turn-back portion 73 on the tip 44a side of the aerofoil section 44, and a sixth cooling passage 66 extending in the blade height direction, formed closer to the trailing edge 46 than the fifth cooling passage 65, and connected to the fifth cooling passage 65 at a fourth turn-back portion 74 on the base end 44b side of the aerofoil section 44.
  • the first cooling flow path 61 and the second cooling flow path 62 are separated by a first partition wall 91, and the second cooling flow path 62 and the third cooling flow path 63 are separated by a second partition wall 92.
  • the third cooling flow path 63 and the fourth cooling flow path 64 are separated by a third partition wall 93, the fourth cooling flow path 64 and the fifth cooling flow path 65 are separated by a fourth partition wall 94, and the fifth cooling flow path 65 and the sixth cooling flow path 66 are separated by a fifth partition wall 95.
  • the third cooling passage 63 constituting the leading edge side serpentine passage 51 has an opening 63a on one end side (inlet side) formed at the base of the blade, i.e., the bottom 47a of the blade root 47.
  • the fourth cooling passage 64 constituting the trailing edge side serpentine passage 52 has an opening 64a on one end side (inlet side) formed at the bottom 47a of the blade root 47.
  • the turbine rotor blade 24 has a plurality of cooling holes 69 that open near the leading edge 45 as film cooling holes that blow out film cooling air.
  • the plurality of cooling holes 69 are connected to the first cooling passage 61.
  • the cooling air supplied from the opening 63a which is the cooling air intake, flows from the third cooling passage 63 through the second cooling passage 62 toward the first cooling passage 61, i.e., toward the leading edge 45.
  • a portion of the cooling air that flows into the first cooling passage 61 is blown out as film cooling air 81 from multiple cooling holes 69 to film cool the airfoil portion 44 from the outside.
  • a portion of the cooling air that flows into the first cooling passage 61 is blown out to the outside of the turbine rotor blade 24 from an opening 61a formed at the tip 44a of the airfoil portion 44.
  • cooling air supplied from an opening 64a serving as a cooling air intake flows from the fourth cooling passage 64 through the fifth cooling passage 65 and the sixth cooling passage 66 in this order toward the cooling passage 67, i.e., toward the trailing edge 46.
  • This cooling air is blown out as trailing-edge blown air 82 from the cooling passage 67 provided with a large number of pin fins 68.
  • the turbine blade 24 comprises an airfoil 49 that includes an airfoil portion 44 having a plurality of cooling passages 60 therein.
  • the length along the blade surface from the leading edge 45 to the trailing edge 46 is significantly different between the suction blade surface 43 and the pressure blade surface 41 at the base end 44b side of the airfoil portion 44, so that in the cooling passage 60 constituting the serpentine flow passage, two wall surfaces adjacent to each other along the inner circumference of the cooling passage 60 when viewed from the blade height direction may be connected at a relatively small angle.
  • the inner wall surface 96i of the suction blade wall 96 defining the second cooling passage 62 and the partition wall surface 92Li on the leading edge 45 side of the second partition wall 92 are connected at a relatively small angle.
  • the flow rate of the cooling air may decrease and the cooling performance may decrease, resulting in insufficient suppression of the temperature rise of the blade metal.
  • the flow rate of the cooling air may decrease in the vicinity of a position moved downstream of the flow of the cooling air along the extension direction of the first turn-back portion 71 from the connection portion 97 between the inner wall surface 96i of the suction blade wall 96 and the partition wall surface 92Li on the leading edge 45 side of the second partition wall 92 shown in FIG.
  • FIG. 5A is a schematic diagram showing a region surrounded by a two-dot chain line in FIG. 4 in a cross section taken along the line A in FIG. 3A of the turbine rotor blade 24 according to one embodiment.
  • FIG. 5B is a schematic diagram illustrating a region surrounded by a two-dot chain line in FIG. 4 in a cross section taken along the line B in FIG. 3A of the turbine rotor blade 24 according to one embodiment.
  • FIG. 5C is a schematic diagram illustrating a region surrounded by a two-dot chain line in FIG.
  • FIG. 6A is a schematic diagram showing a region surrounded by a two-dot chain line in FIG. 4 in a cross section taken along the line A in FIG. 3A, of a turbine rotor blade 24 according to another embodiment.
  • FIG. 6B is a schematic diagram showing a region surrounded by a two-dot chain line in FIG. 4 in a cross section taken along the line B in FIG. 3A, of a turbine rotor blade 24 according to another embodiment.
  • FIG. 6C is a schematic diagram showing a region surrounded by a two-dot chain line in FIG. 4 in a cross section taken along the line C in FIG. 3A, of a turbine rotor blade 24 according to another embodiment.
  • the first turn-up portion 71 includes an upstream region 110 extending along the extension direction of the first turn-up portion 71 from an inlet portion 101 (see Figures 3A and 3B) at the same position in the blade height direction as the base end 44b of the airfoil portion 44 to a position C1 (see Figures 3A, 3B, and 5A to 6C) that is the center of the wall thickness direction of the first partition wall 91 when viewed from the blade height direction, and a downstream region 130 extending along the extension direction of the first turn-up portion 71 from the position C1 to an outlet portion 103 at the same position in the blade height direction as the base end 44b of the airfoil portion 44.
  • a part of the upstream region 110 when viewed from the blade height direction is defined by the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 of the blade-shaped portion 44 at the base end 44b of the blade-shaped portion 44 and the partition wall surface 92Li on the leading edge 45 side of the second partition wall 92. Since the upstream region 110 is the region from the inlet portion 101 at the same blade height position as the base end 44b of the blade-shaped portion 44 to the root side of the blade, strictly speaking, the upstream region 110 is defined by the inner wall surface on the root side of the blade continuing from the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 of the blade-shaped portion 44 and the partition wall surface 92Li on the leading edge 45 side of the second partition wall 92.
  • the upstream region 110 is connected in at least a portion of the blade height direction to the inner wall surface 96i and the partition wall surface 92Li by a curved surface 121 that is convex from the inside to the outside of the airfoil portion 44 when viewed from the blade height direction.
  • the upstream region 110 has a region 112 (see FIG.
  • the radius of curvature R of the curved surface 121 shown in Figure 5B is larger than the radius of curvature R of the curved surface 121 shown in Figure 5A
  • the radius of curvature R of the curved surface 121 shown in Figure 5C is larger than the radius of curvature R of the curved surface 121 shown in Figure 5B.
  • the upstream region 110 has a region 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases from the tip end 44a side toward the base end 44b side, so that the flow velocity of the cooling air flowing through the region sandwiched between the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 of the blade shape portion 44 and the partition wall surface 92Li on the leading edge 45 side of the second partition wall 92 in the upstream region 110 is unlikely to decrease. This makes it possible to suppress a temperature rise of the blade metal.
  • the upstream region 110 has the above-mentioned region 112, so that the pressure loss of the cooling air in the upstream region 110 can be reduced.
  • the upstream region 110 has the above-mentioned region 112, and thus the position of the curved surface 121 moves from the dorsal side to the ventral side as it moves from the tip end 44a side to the base end 44b side in the region 112. This makes it easier to ensure the wall thickness on the dorsal side, specifically, the wall thickness of the dorsal wall portion 48Ws of the shank 48.
  • the end 91a (see Figures 3A and 3B) on the base end 44b side of the first partition wall 91 is preferably located at a position farther away in the direction from the tip 44a side toward the base end 44b side than the base end 44b of the airfoil portion 44.
  • the position Pmax at which the radius of curvature R is maximum is preferably located at a position farther away in the direction from the tip 44a side toward the base end 44b side than the end 91a on the base end 44b side of the first partition wall 91.
  • a relatively large area 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases from the tip end 44a toward the base end 44b can be ensured in the blade height direction. This makes it possible to ensure a relatively large area in the blade height direction in which the wall thickness on the suction side can be easily ensured.
  • the end 91a on the base end 44b side of the first partition wall 91 is located at a position farther away from the base end 44b of the airfoil portion 44 in the direction from the tip 44a side to the base end 44b side.
  • the distance L1 in the blade height direction from the inlet portion 101 to the end 91a on the base end 44b side of the first partition wall 91 is preferably 50% or more of the distance L2 in the blade height direction from the inlet portion 101 to the position Pb in the first turn portion 71 that is farthest from the inlet portion 101.
  • the distance in the blade height direction from the inlet 101 to the position Pmax at which the radius of curvature R is maximum can be increased, so that a relatively large range in the blade height direction can be secured in which the wall thickness on the suction side can be easily secured.
  • the partition wall surface 92Li when viewed from the blade height direction, includes a first partition wall surface 921Li extending in a first direction Dr1 from the ventral side (ventral blade surface 41 side) of the airfoil section 44 toward the suction side (suction blade surface 43 side), and a second partition wall surface 922Li extending in a second direction Dr2 intersecting the first direction Dr1 on the suction side of the first partition wall surface 921Li.
  • the second direction Dr2 is inclined with respect to the first direction Dr1 so as to be closer to the leading edge 45 side than the first direction Dr1 as it moves from the ventral side to the suction side.
  • the upstream region 110 has a region 114 (see Figure 3B) in which the angle difference ⁇ between the extension directions of the first direction Dr1 and the second direction Dr2 increases as it moves from the tip 44a side toward the base end 44b side.
  • the connection portion 97 between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 when viewed from the blade height direction moves toward the leading edge 45 side from the tip 44a side to the base end 44b side. Therefore, in the turbine rotor blade 24 according to the other embodiment shown in Figures 6A to 6C, the angle ⁇ a between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 when viewed from the blade height direction increases from the tip 44a side to the base end 44b side.
  • the angle ⁇ a between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 when viewed from the blade height direction increases from the tip 44a side toward the base end 44b side, so that the pressure loss of the cooling air in the upstream region 110 can be reduced.
  • connection portion 97 between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 when viewed from the blade height direction moves toward the leading edge 45 side from the tip 44a side toward the base end 44b side, so that it becomes easier to ensure the suction side wall thickness of the upstream region 110, specifically, the wall thickness of the suction side wall portion 48Ws of the shank 48.
  • the upstream region 110 may have a region (region 114) in which the connection portion 97 moves toward the leading edge 45 as it moves from the tip end 44a toward the base end 44b.
  • the airfoil portion 44 may have a trailing edge side serpentine flow passage 52 therein, which is a flow passage independent of the leading edge side serpentine flow passage 51 and extends in a serpentine manner toward the trailing edge 46 side on the trailing edge 46 side relative to the leading edge side serpentine flow passage 51. This allows the area on the leading edge 45 side of the airfoil portion 44 to be cooled by circulating cooling air through the leading edge side serpentine flow passage 51, and the area on the trailing edge 46 side of the airfoil portion 44 to be cooled by circulating cooling air through the trailing edge side serpentine flow passage 52.
  • the first cooling flow passage 61 may be adjacent to the leading edge 45 via a blade wall 44W on the leading edge 45 side of the airfoil portion 44. This allows the amount of cooling air used to cool the aerofoil portion 44 to be reduced compared to when the aerofoil portion 44 has a cooling passage 60 that is independent of the first cooling passage 61, extends in the blade height direction, and is formed closer to the leading edge 45 than the first cooling passage 61.
  • FIG. 7 is a diagram showing a schematic cross section along the camber line of an airfoil portion 44 of a turbine rotor blade 24A according to still another embodiment.
  • the multiple cooling passages 60 may include a cooling passage 85 that is a passage independent of the first cooling passage 61, extends in the blade height direction, and is formed on the leading edge 45 side of the first cooling passage 61.
  • the cooling flow passage 85 has an opening 85a, which is an opening on one end side (inlet side), formed at the base of the blade, i.e., at the bottom 47a of the blade root portion 47.
  • a plurality of cooling holes 69 are connected to the cooling flow passage 85.
  • cooling air supplied from an opening 85a which is an intake port for cooling air flows from the base end 44b side toward the tip end 44a side.
  • a portion of the cooling air that has flowed into the cooling flow passage 85 is blown out as film cooling air 81 from the multiple cooling holes 69 to film cool the airfoil portion 44 from the outside.
  • a portion of the cooling air that has flowed into the cooling flow passage 85 is blown out to the outside of the turbine rotor blade 24A from an opening 85b formed at the tip 44a of the airfoil portion 44.
  • the turbine blade 24A shown in FIG. 7 can further suppress the temperature rise of the blade metal in the region on the leading edge 45 side of the airfoil portion 44 by the cooling air flowing into the cooling passage 85.
  • the gas turbine 1 includes the turbine rotor blades 24 according to some embodiments described above, so that the temperature rise of the blade metal can be suppressed and the life of the turbine rotor blades 24 can be improved. This makes it possible to reduce the frequency of maintenance of the gas turbine 1 and the maintenance costs of the gas turbine 1.
  • the turbine blade 24, 24A includes a first partition wall 91 that separates the first cooling flow passage 61 and the second cooling flow passage 62, and a second partition wall 92 that separates the second cooling flow passage 62 and the third cooling flow passage 63.
  • the first folded portion 71 includes an upstream region 110 that extends along the extension direction of the first folded portion 71 from an inlet portion 101 at the same position in the blade height direction as the base end 44b of the airfoil portion 44 to a position C1 at the center in the wall thickness direction of the first partition wall 91 when viewed from the blade height direction.
  • a part of the upstream region 110 when viewed from the blade height direction is partitioned by an inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 of the airfoil portion 44 and a partition wall surface 92Li on the leading edge 45 side of the second partition wall 92 at the base end 44b of the airfoil portion 44.
  • the inner wall surface 96i and the partition wall surface 92Li are connected by a curved surface 121 that is convex from the inside to the outside of the blade-shaped portion 44 when viewed from the blade height direction.
  • the upstream region 110 has a region 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases from the tip end 44a toward the base end 44b.
  • the upstream region 110 has a region 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases as it moves from the tip end 44a to the base end 44b, thereby reducing the pressure loss of the cooling air in the upstream region 110. Furthermore, according to the configuration of (1) above, the upstream region 110 has a region 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases from the tip end 44a side toward the base end 44b side, so that the position of the curved surface 121 moves from the dorsal side toward the ventral side from the tip end 44a side toward the base end 44b side in the region 112. This makes it easier to ensure the wall thickness on the dorsal side.
  • a relatively large region 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases from the tip end 44a toward the base end 44b can be secured in the blade height direction, so that the flow rate of the cooling air in the upstream region 110 is less likely to decrease. Furthermore, according to the above configuration (2), a relatively large region 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases from the tip end 44a toward the base end 44b can be secured in the blade height direction, thereby further reducing the pressure loss of the cooling air in the upstream region 110.
  • a relatively large area 112 in which the radius of curvature R of the curved surface 121 increases from the tip end 44a toward the base end 44b can be secured in the blade height direction. This makes it possible to secure a relatively large area in the blade height direction in which the wall thickness on the suction side can be easily secured.
  • the end 91a on the base end 44b side of the first partition wall 91 is located at a position farther away from the base end 44b of the wing-shaped portion 44 in the direction from the tip 44a side toward the base end 44b side.
  • the distance L1 in the wing height direction from the inlet portion 101 to the end 91a on the base end 44b side of the first partition wall 91 is preferably 50% or more of the distance L2 in the wing height direction from the inlet portion 101 to the position Pb in the first folded portion 71 that is farthest from the inlet portion 101.
  • the range in which the upstream region 110 exists is expanded in the blade height direction, so that it is possible to increase the distance in the blade height direction from the inlet 101 to the position Pmax at which the radius of curvature R is maximum. This makes it easier to increase the radius of curvature R, and makes it more difficult for the flow velocity of the cooling air in the upstream region 110 to decrease.
  • the distance in the blade height direction from the inlet portion 101 to the position Pmax where the radius of curvature R is maximum can be increased, thereby further reducing the pressure loss of the cooling air in the upstream region 110.
  • the area on the leading edge 45 side of the airfoil portion 44 can be cooled by circulating cooling air through the leading edge side serpentine flow passage 51, and the area on the trailing edge 46 side of the airfoil portion 44 can be cooled by circulating cooling air through the trailing edge side serpentine flow passage 52.
  • the turbine blade 24, 24A includes a blade body 49 including an airfoil portion 44 having a plurality of cooling channels 60 therein.
  • the plurality of cooling channels 60 include, in order from the trailing edge 46 side of the airfoil portion 44, a third cooling channel 63 extending in the blade height direction and opening at the base (bottom 47a) of the blade, a second cooling channel 62 extending in the blade height direction and formed on the leading edge 45 side of the airfoil portion 44 from the third cooling channel 63 and connected to the third cooling channel 63 at a second turn-back portion 72 on the tip 44a side of the airfoil portion 44, and a first cooling channel 61 extending in the blade height direction and formed on the leading edge 45 side of the second cooling channel 62 and connected to the second cooling channel 62 at a first turn-back portion 71 on the base end 44b side of the airfoil portion 44.
  • the turbine blade 24, 24A includes a first partition wall 91 that separates the first cooling flow passage 61 and the second cooling flow passage 62, and a second partition wall 92 that separates the second cooling flow passage 62 and the third cooling flow passage 63.
  • the first folded portion 71 includes an upstream region 110 that extends along the extension direction of the first folded portion 71 from an inlet portion 101 at the same position in the blade height direction as the base end 44b of the airfoil portion 44 to a position C1 at the center in the wall thickness direction of the first partition wall 91 when viewed from the blade height direction.
  • a part of the upstream region 110 when viewed from the blade height direction is partitioned by an inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 of the airfoil portion 44 and a partition wall surface 92Li on the leading edge 45 side of the second partition wall 92 at the base end 44b of the airfoil portion 44.
  • the partition wall surface 92Li includes a first partition wall surface 921Li extending in a first direction Dr1 from the ventral side to the suction side of the blade-shaped portion 44, and a second partition wall surface 922Li extending in a second direction Dr2 intersecting the first direction Dr1 on the suction side of the first partition wall surface 921Li.
  • the second direction Dr2 is inclined with respect to the first direction Dr1 so as to be closer to the leading edge 45 side than the first direction Dr1 as it moves from the ventral side to the suction side.
  • the upstream region 110 has a region 114 in which the angle difference ⁇ between the extension directions of the first direction Dr1 and the second direction Dr2 increases as it moves from the tip 44a side to the base end 44b side.
  • the flow rate of the cooling air flowing through the region sandwiched between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 is less likely to decrease. This makes it possible to suppress the temperature rise of the blade metal.
  • the angle ⁇ between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 when viewed from the blade height direction increases from the tip end 44a toward the base end 44b, so that the pressure loss of the cooling air in the upstream region 110 can be reduced.
  • connection portion 97 between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 when viewed from the blade height direction moves toward the leading edge 45 side from the tip 44a side toward the base end 44b side, making it easier to ensure the suction side wall thickness of the upstream region 110.
  • the upstream region 110 may include a connection portion 97 between the inner wall surface 96i of the suction side wing wall 96 and the second partition wall surface 922Li.
  • the upstream region 110 may have a region (region 114) in which the connection portion 97 moves toward the leading edge 45 as it moves from the tip end 44a toward the base end 44b.
  • the angle ⁇ a between the second partition wall surface 922Li and the inner wall surface 96i of the suction side blade wall 96 when viewed from the blade height direction becomes larger as it moves from the tip 44a side to the base end 44b side, so that the pressure loss of the cooling air in the upstream region 110 can be reduced.
  • the connecting portion 97 moves toward the leading edge 45 as it moves from the tip end 44a toward the base end 44b, making it easier to ensure the wall thickness on the rear side of the upstream region 110.
  • the first cooling passage 61, the second cooling passage 62, and the third cooling passage 63 may form a leading edge side serpentine passage 51 that extends in a serpentine manner toward the leading edge 45 side.
  • the airfoil portion 44 may have a trailing edge side serpentine passage 52 therein that is a passage independent of the leading edge side serpentine passage 51 and extends in a serpentine manner toward the trailing edge 46 side on the trailing edge 46 side of the leading edge side serpentine passage 51.
  • the area on the leading edge 45 side of the airfoil portion 44 can be cooled by circulating cooling air through the leading edge side serpentine flow passage 51, and the area on the trailing edge 46 side of the airfoil portion 44 can be cooled by circulating cooling air through the trailing edge side serpentine flow passage 52.
  • the first cooling passage 61 may be adjacent to the leading edge 45 via the wing wall 44W on the leading edge 45 side of the wing-shaped portion 44.
  • the above configuration (8) allows the amount of cooling air used to cool the aerofoil portion 44 to be reduced, compared to when the aerofoil portion 44 has a cooling passage 60 that is independent of the first cooling passage 61, extends in the blade height direction, and is formed closer to the leading edge 45 than the first cooling passage 61.
  • the multiple cooling passages 60 may include a cooling passage 85 that is a passage independent of the first cooling passage 61, extends in the blade height direction, and is formed closer to the leading edge 45 than the first cooling passage 61.
  • the above configuration (9) can further suppress the temperature rise of the blade metal in the area on the leading edge 45 side of the blade portion 44.
  • a gas turbine 1 includes turbine rotor blades 24, 24A having any of the configurations described above in (1) to (9).
  • the above configuration (10) can suppress the temperature rise of the blade metal, thereby improving the life of the turbine rotor blades 24, 24A. This can reduce the frequency of maintenance of the gas turbine 1, and can reduce the maintenance costs of the gas turbine 1.

Landscapes

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

Abstract

本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼は、第２冷却流路と、翼高さ方向に延在し、第２冷却流路よりも前縁側で形成されていて、翼型部の基端側の第１折り返し部で第２冷却流路と接続されている第１冷却流路とを含む。第１折り返し部は、翼型部の基端と同じ翼高さ方向の位置の入口部から、翼高さ方向から見たときに第１仕切り壁の壁厚さ方向の中央の位置まで、第１折り返し部の延在方向に沿って延在する上流側領域を含む。上流側領域は、翼高さの方向の少なくとも一部の領域において、背側翼壁の内壁面と第２仕切り壁の前縁側の仕切り壁面とが翼高さ方向から見たときに翼型部の内側から外側に向かって凸となる曲面で接続されていて、翼型部の先端側から基端側に向かうにつれて該曲面の曲率半径が大きくなっていく領域を有する。

Description

タービン動翼及びガスタービン
　本開示は、タービン動翼及びガスタービンに関する。
　本願は、２０２３年６月５日に日本国特許庁に出願された特願２０２３－０９２０５６号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　例えば、ガスタービンなどに用いられるタービン動翼は、高温の燃焼ガス中で使用されるため、冷却のための冷却流路を内部に備えており、冷却流路に冷却空気を流通させることで翼メタルの温度上昇を抑制している（特許文献１参照）。
特開２０１２－１７７３７７号公報
　特許文献１に記載のタービン動翼では、冷却流路は翼高さ方向に延在する複数の内部通路が連なるサーペンタイン流路として形成されている。タービン動翼では、前縁から後縁までの翼表面に沿った長さが翼型部の基端側では背側壁面と腹側壁面とで大きく異なることから、サーペンタイン流路を構成する内部通路では、翼高さ方向から見たときに内部通路の内周に沿って隣り合う２つの壁面同士が比較的小さな角度で接続される場合がある。この場合、翼型部の基端と内部通路の折り返し部の底部とが翼高さ方向で比較的接近していると、内部通路の内周に沿って隣り合う２つの壁面同士が比較的小さな角度で接続されたまま、さらに折り返し部において折り返し部の延在方向に沿って曲げられることとなる。そのため、折り返し部の内周に沿って隣り合う２つの壁面同士が比較的小さな角度で接続された接続部の近傍では冷却空気の流速が低下して冷却性能が低下することで翼メタルの温度上昇の抑制が不十分になるおそれがある。
　本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、タービン動翼における翼メタルの温度上昇を抑制することを目的とする。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼は、
　複数の冷却流路を内部に有する翼型部を含む翼体、
を備え、
　前記複数の冷却流路は、前記翼型部の後縁側から順に、
　　翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第３冷却流路と、
　　前記翼高さ方向に延在し、前記第３冷却流路よりも前記翼型部の前縁側で形成されていて、前記翼型部の先端側の第２折り返し部で前記第３冷却流路と接続されている第２冷却流路と、
　　前記翼高さ方向に延在し、前記第２冷却流路よりも前記前縁側で形成されていて、前記翼型部の基端側の第１折り返し部で前記第２冷却流路と接続されている第１冷却流路と、
を含み、
　前記第１冷却流路と前記第２冷却流路とを仕切る第１仕切り壁と、
　前記第２冷却流路と前記第３冷却流路とを仕切る第２仕切り壁と、
を備え、
　前記第１折り返し部は、前記翼型部の基端と同じ前記翼高さ方向の位置の入口部から、前記翼高さ方向から見たときに前記第１仕切り壁の壁厚さ方向の中央の位置まで、前記第１折り返し部の延在方向に沿って延在する上流側領域を含み、
　前記翼高さ方向から見たときの前記上流側領域の一部は、前記翼型部の基端において前記翼型部の背側翼壁の内壁面と前記第２仕切り壁の前記前縁側の仕切り壁面とによって区画され、
　前記上流側領域は、
　　前記翼高さの方向の少なくとも一部の領域において、該内壁面と該仕切り壁面とが前記翼高さ方向から見たときに前記翼型部の内側から外側に向かって凸となる曲面で接続され、
　　前記先端側から前記基端側に向かうにつれて前記曲面の曲率半径が大きくなっていく領域を有する。
（２）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼は、
　複数の冷却流路を内部に有する翼型部を含む翼体、
を備え、
　前記複数の冷却流路は、前記翼型部の後縁側から順に、
　　翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第３冷却流路と、
　　前記翼高さ方向に延在し、前記第３冷却流路よりも前記翼型部の前縁側で形成されていて、前記翼型部の先端側の第２折り返し部で前記第３冷却流路と接続されている第２冷却流路と、
　　前記翼高さ方向に延在し、前記第２冷却流路よりも前記前縁側で形成されていて、前記翼型部の基端側の第１折り返し部で前記第２冷却流路と接続されている第１冷却流路と、
を含み、
　前記第１冷却流路と前記第２冷却流路とを仕切る第１仕切り壁と、
　前記第２冷却流路と前記第３冷却流路とを仕切る第２仕切り壁と、
を備え、
　前記第１折り返し部は、前記翼型部の基端と同じ前記翼高さ方向の位置の入口部から、前記翼高さ方向から見たときに前記第１仕切り壁の壁厚さ方向の中央の位置まで、前記第１折り返し部の延在方向に沿って延在する上流側領域を含み、
　前記翼高さ方向から見たときの前記上流側領域の一部は、前記翼型部の基端において前記翼型部の背側翼壁の内壁面と前記第２仕切り壁の前記前縁側の仕切り壁面とによって区画され、
　前記翼高さ方向から見たときに、前記仕切り壁面は、前記翼型部の腹側から背側に向かって第１方向に延在する第１仕切り壁面と、前記第１仕切り壁面よりも前記背側において前記第１方向とは交差する第２方向に延在する第２仕切り壁面とを含み、
　前記第２方向は、前記腹側から前記背側に向かうにつれて前記第１方向よりも前記前縁側に向かうように前記第１方向に対して傾いており、
　前記上流側領域は、前記先端側から前記基端側に向かうにつれて前記第１方向と前記第２方向との延在方向の角度差が大きくなっていく領域を有する。
（３）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
　上記（１）又は（２）の構成のタービン動翼を備える。
　本開示の少なくとも一実施形態によれば、タービン動翼における翼メタルの温度上昇を抑制できる。
幾つかの実施形態に係るガスタービンの概略構成図である。 幾つかの実施形態に係るタービン動翼を周方向から見た模式図である。 幾つかの実施形態に係るタービン動翼について翼型部のキャンバーラインに沿った断面を模式的に示した図である。 図３Ａの要部拡大図である。 幾つかの実施形態に係るタービン動翼の基端近傍の翼型部の模式的な断面図であり、図３ＡのＩＶ－ＩＶ矢視断面を模式的に示している。 一実施形態に係るタービン動翼についての、図３ＡにおけるＡ－Ａ矢視断面を模式的に示した図である。 一実施形態に係るタービン動翼についての、図３ＡにおけるＢ－Ｂ矢視断面を模式的に示した図である。 一実施形態に係るタービン動翼についての、図３ＡにおけるＣ－Ｃ矢視断面を模式的に示した図である。 他の実施形態に係るタービン動翼についての、図３ＡにおけるＡ－Ａ矢視断面を模式的に示した図である。 他の実施形態に係るタービン動翼についての、図３ＡにおけるＢ－Ｂ矢視断面を模式的に示他のした図である。 他の実施形態に係るタービン動翼についての、図３ＡにおけるＣ－Ｃ矢視断面を模式的に示した図である。 さらに他の実施形態に係るタービン動翼について翼型部のキャンバーラインに沿った断面を模式的に示した図である。
　以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
（ガスタービン１の全体構成について）
　最初に、幾つかの実施形態に係るタービン動翼が適用されるガスタービンの構成について、図１を参照して説明する。図１は、幾つかの実施形態に係るガスタービン１の概略構成図である。
　図１に示すように、幾つかの実施形態に係るガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結され、タービン６の回転エネルギーによって発電が行われるように構成されている。
　図１に示すガスタービン１では、圧縮機２は、中心軸ＡＸを中心に回転可能なロータ３０と、ロータ３０の周囲に配置されるステータ５とを備えている。
　ステータ５は、圧縮機車室（ケーシング）１０と、圧縮機車室１０側に固定された複数の圧縮機静翼１６とを有する。
　ロータ３０は、中心軸ＡＸを中心に回転可能なロータシャフト８と、ロータシャフト８に固定された複数のロータディスク３１と、複数のロータディスク３１のそれぞれに取り付けられた複数の圧縮機動翼１８とを有する。
　ロータシャフト８は、圧縮機車室１０及び後述するタービン車室２２を共に貫通するように設けられている。
　圧縮機動翼１８は、複数のロータディスク３１のそれぞれの外周部において中心軸ＡＸの周方向に複数配置される。また、ロータディスク３１は、中心軸ＡＸと平行な方向に間隔を空けて複数段配置される。したがって、圧縮機動翼１８は、中心軸ＡＸと平行な方向に間隔を空けて複数段配置される。
　圧縮機静翼１６は、中心軸ＡＸの周方向に複数配置される。また、圧縮機静翼１６は、中心軸ＡＸと平行な方向に間隔を空けて複数段配置される。圧縮機静翼１６は、中心軸ＡＸと平行な方向に関して圧縮機動翼１８の間に配置されるように複数段配置される。
　また、図１に示すガスタービン１では、圧縮機２は、圧縮機車室１０の入口側に設けられ、空気を取り込むための空気取入口１２と、空気取入口１２側に設けられた入口案内翼１４とを備えている。なお、圧縮機２は、不図示の抽気室等の他の構成要素を備えていてもよい。このような圧縮機２において、空気取入口１２から取り込まれた空気は、複数の圧縮機静翼１６及び複数の圧縮機動翼１８を通過して圧縮されることで圧縮空気が生成される。そして、圧縮空気は圧縮機２から下流側の燃焼器４に送られる。
　図１に示すガスタービン１では、燃焼器４は、ケーシング（燃焼器車室）２０内に配置される。図１に示すように、燃焼器４は、ケーシング２０内にロータシャフト８を中心として環状に複数配置されていてもよい。燃焼器４には燃料と圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給され、燃料を燃焼させることによって、タービン６の作動流体である高温高圧の燃焼ガスを発生させる。そして、燃焼ガスは燃焼器４から後段のタービン６に送られる。
　図１に示すガスタービン１では、タービン６は、中心軸ＡＸを中心に回転可能なロータ３３と、ロータ３３の周囲に配置されるステータ７とを備えている。
　ステータ７は、タービン車室（ケーシング）２２と、タービン車室２２側に固定された複数のタービン静翼２６とを有する。
　ロータ３３は、上述したロータシャフト８と、ロータシャフト８に固定された複数のロータディスク３５と、複数のロータディスク３５のそれぞれに取り付けられた複数のタービン動翼２４とを有する。
　タービン動翼２４は、複数のロータディスク３５のそれぞれの外周部において中心軸ＡＸの周方向に複数配置される。また、ロータディスク３５は、中心軸ＡＸと平行な方向に間隔を空けて複数段配置される。したがって、タービン動翼２４は、中心軸ＡＸと平行な方向に間隔を空けて複数段配置される。
　タービン静翼２６は、中心軸ＡＸの周方向に複数配置される。また、タービン静翼２６は、中心軸ＡＸと平行な方向に間隔を空けて複数段配置される。タービン静翼２６は、中心軸ＡＸと平行な方向に関してタービン動翼２４の間に配置されるように複数段配置される。
　なお、タービン６では、ロータシャフト８は、軸方向（図１における左右方向）に延在し、燃焼ガスは、燃焼器４側から排気車室２８側（図１における左側から右側）に向かって流れる。したがって、図１では、図示左側が軸方向上流側であり、図示右側が軸方向下流側である。また、以下の説明では、単に軸方向と記載した場合、中心軸ＡＸと平行な方向を表し、単に径方向と記載した場合、中心軸ＡＸを中心とする径方向を表すものとする。以下の説明では、ロータの周方向、又は単に周方向と記載した場合、中心軸ＡＸを中心とする周方向を表すものとする。
　タービン動翼２４は、タービン静翼２６とともにタービン車室２２内を流れる高温高圧の燃焼ガスから回転駆動力を発生させるように構成される。この回転駆動力がロータシャフト８に伝達されることで、ロータシャフト８に連結された不図示の発電機が駆動される。
　タービン車室２２の軸方向下流側には、排気車室２８を介して排気室２９が連結されている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気車室２８及び排気室２９を通って外部へ排出される。
（タービン動翼２４の構成）
　次に、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４について説明する。
　図２は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４を周方向から見た模式図である。
　図３Ａは、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４についての翼型部４４のキャンバーラインに沿った断面を模式的に示した図である。
　図３Ｂは、図３Ａの要部拡大図である。
　図４は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４の基端４４ｂ近傍の翼型部４４の模式的な断面図であり、図３ＡのＩＶ－ＩＶ矢視断面を模式的に示している。
　図２から図４に示すように、一実施形態に係るタービン動翼２４は、プラットフォーム４２と、プラットフォーム４２を挟んで翼高さ方向において互いに反対側に位置する翼型部４４及び翼根部４７と、プラットフォーム４２と翼根部４７との間に位置するシャンク４８と、を備えている。翼型部４４、プラットフォーム４２、翼根部４７及びシャンク４８は、鋳造等により一体的に構成されていてもよい。
　なお、タービン動翼２４がロータディスク３５に取り付けられた状態では、タービン動翼２４の翼高さ方向は、径方向と一致する。以下の説明では、翼高さ方向における先端４４ａ側は、タービン動翼２４がロータディスク３５に取り付けられたときの径方向外側であり、翼高さ方向における基端４４ｂ側は、タービン動翼２４がロータディスク３５に取り付けられたときの径方向内側であるものとする。また、以下の説明では、翼高さ方向における先端４４ａ側を単に先端４４ａ側とも称し、翼高さ方向における基端４４ｂ側を単に基端４４ｂ側とも称する。
　翼型部４４は、ロータディスク３５に対して翼高さ方向に延在するように設けられている。翼型部４４は、翼高さ方向に沿って延びる前縁４５及び後縁４６を有するとともに、前縁４５と後縁４６との間において延在する腹側翼面（圧力面）４１及び背側翼面（負圧面）４３を有する。
　タービン６において、翼根部４７は、ロータディスク３５に設けられた翼溝部３７に係合されている。このようにして、タービン動翼２４は、タービン６のロータディスク３５に植設され、中心軸ＡＸを中心にロータディスク３５とともに回転するようになっている。
　幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、図３Ａに示すように、翼中央部分から前縁４５に向かって蛇行しながら延びる蛇行流路（前縁側蛇行流路５１）と、翼中央部分から後縁４６に向かって蛇行しながら延びる蛇行流路（後縁側蛇行流路５２）とを有する。幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、前縁側蛇行流路５１、及び後縁側蛇行流路５２は、互いに独立した流路である。
　幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、前縁側蛇行流路５１、及び後縁側蛇行流路５２を構成する流路である、例えば６つの冷却流路６０が前縁４５側から順に設けられており、最後縁側は多数のピンフィン６８が設けられた冷却流路６７が設けられている。
　幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、前縁４５側から順に設けられた３つの冷却流路６０は、順次連結されて、翼中央部分から前縁４５に向かって蛇行しながら延びる蛇行流路（前縁側蛇行流路５１）を構成する。また、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、前縁側蛇行流路５１よりも後縁４６側に設けられた３つの冷却流路６０は、後縁４６に向かって順次連結された蛇行流路（後縁側蛇行流路５２）を構成する。
　前縁側蛇行流路５１を構成する３つの冷却流路６０は、後縁４６側から順に、翼高さ方向に延在する第３冷却流路６３、翼高さ方向に延在し、第３冷却流路６３よりも前縁４５側で形成されていて、翼型部４４の先端４４ａ側の第２折り返し部７２で第３冷却流路６３と接続されている第２冷却流路６２、及び、翼高さ方向に延在し、第２冷却流路６２よりも前縁４５側で形成されていて、翼型部の基端４４ｂ側の第１折り返し部７１で第２冷却流路６２と接続されている第１冷却流路６１、である。
　後縁側蛇行流路５２を構成する３つの冷却流路６０は、前縁４５側から順に、翼高さ方向に延在する第４冷却流路６４、翼高さ方向に延在し、第４冷却流路６４よりも後縁４６側で形成されていて、翼型部４４の先端４４ａ側の第３折り返し部７３で第４冷却流路６４と接続されている第５冷却流路６５、及び、翼高さ方向に延在し、第５冷却流路６５よりも後縁４６側で形成されていて、翼型部４４の基端４４ｂ側の第４折り返し部７４で第５冷却流路６５と接続されている第６冷却流路６６、である。
　第１冷却流路６１と第２冷却流路６２とは、第１仕切り壁９１で仕切られており、第２冷却流路６２と第３冷却流路６３とは、第２仕切り壁９２で仕切られている。第３冷却流路６３と第４冷却流路６４とは、第３仕切り壁９３で仕切られており、第４冷却流路６４と第５冷却流路６５とは、第４仕切り壁９４で仕切られており、第５冷却流路６５と第６冷却流路６６とは、第５仕切り壁９５で仕切られている。
　前縁側蛇行流路５１を構成する第３冷却流路６３は、一端側（入口側）の開口である開口部６３ａが翼の根元、すなわち翼根部４７の底部４７ａに形成されている。同様に、後縁側蛇行流路５２を構成する第４冷却流路６４は、一端側（入口側）の開口である開口部６４ａが翼根部４７の底部４７ａに形成されている。
　幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４は、フィルム冷却空気を吹き出すフィルム冷却孔として、前縁４５の近傍に開口する複数の冷却孔６９を有する。例えば、複数の冷却孔６９は第１冷却流路６１に接続されている。
　幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、前縁側蛇行流路５１において、冷却空気の取り入れ口である開口部６３ａから供給した冷却空気は、第３冷却流路６３から第２冷却流路６２を経由して第１冷却流路６１に向かって、すなわち前縁４５に向かって流れる。
　第１冷却流路６１に流入した冷却空気の一部は、複数の冷却孔６９からフィルム冷却空気８１として吹き出して翼型部４４を外部からフィルム冷却する。また、第１冷却流路６１に流入した冷却空気の一部は、翼型部４４の先端４４ａに形成された開口６１ａからタービン動翼２４の外部に吹き出す。
　幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、後縁側蛇行流路５２において、冷却空気の取り入れ口である開口部６４ａから供給した冷却空気は、第４冷却流路６４から第５冷却流路６５及び第６冷却流路６６を順に経由して冷却流路６７に向かって、すなわち後縁４６に向かって流れる。この冷却空気は、多数のピンフィン６８が設けられた冷却流路６７から後縁吹き出し空気８２となって吹き出す。
　このように幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４は、複数の冷却流路６０を内部に有する翼型部４４を含む翼体４９を備える。
（第１折り返し部７１における冷却空気の流速低下について）
　幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４のように蛇行流路を有するタービン動翼では、前縁４５から後縁４６までの翼表面に沿った長さが翼型部４４の基端４４ｂ側では背側翼面４３と腹側翼面４１とで大きく異なることから、蛇行流路を構成する冷却流路６０では、翼高さ方向から見たときに冷却流路６０の内周に沿って隣り合う２つの壁面同士が比較的小さな角度で接続される場合がある。例えば、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４の場合、図４に示すように第２冷却流路６２を画定する背側翼壁９６の内壁面９６ｉと、第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとが比較的小さな角度で接続されている。
　このように、翼高さ方向から見たときに冷却流路６０の内周に沿って隣り合う２つの壁面同士が比較的小さな角度で接続される場合、翼型部４４の基端４４ｂと冷却流路６０の折り返し部（例えば第１折り返し部７１）の底部（第１折り返し部７１における径方向内側の面７１ｂ（図３Ａ、図３Ｂ参照））とが翼高さ方向で比較的接近していると、冷却流路６０の内周に沿って隣り合う２つの壁面同士が比較的小さな角度で接続されたまま、さらに折り返し部において折り返し部の延在方向に沿って曲げられることとなる。
　そのため、折り返し部の内周に沿って隣り合う２つの壁面同士が比較的小さな角度で接続された接続部の近傍では、冷却空気の流速が低下して冷却性能が低下することで翼メタルの温度上昇の抑制が不十分になるおそれがある。例えば第１折り返し部７１であれば、図４に示す背側翼壁９６の内壁面９６ｉと、第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとの接続部９７から第１折り返し部７１の延在方向に沿って冷却空気の流れの下流側に移動した位置の近傍において、冷却空気の流速が低下するおそれがある。
　そこで、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、以下のようにして第１折り返し部７１における冷却空気の流速を確保するようにしている。
　図５Ａは、一実施形態に係るタービン動翼２４についての、図３ＡにおけるＡ矢視断面の内、図４において二点鎖線で囲んだ領域について示した模式図である。
　図５Ｂは、一実施形態に係るタービン動翼２４についての、図３ＡにおけるＢ矢視断面の内、図４において二点鎖線で囲んだ領域について示した模式図である。
　図５Ｃは、一実施形態に係るタービン動翼２４についての、図３ＡにおけるＣ矢視断面の内、図４において二点鎖線で囲んだ領域について示した模式図である。
　図６Ａは、他の実施形態に係るタービン動翼２４についての、図３ＡにおけるＡ矢視断面の内、図４において二点鎖線で囲んだ領域について示した模式図である。
　図６Ｂは、他の実施形態に係るタービン動翼２４についての、図３ＡにおけるＢ矢視断面の内、図４において二点鎖線で囲んだ領域について示した模式図である。
　図６Ｃは、他の実施形態に係るタービン動翼２４についての、図３ＡにおけるＣ矢視断面の内、図４において二点鎖線で囲んだ領域について示した模式図である。
　図５Ａから図６Ｃに示した幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、第１折り返し部７１は、翼型部４４の基端４４ｂと同じ翼高さ方向の位置の入口部１０１（図３Ａ、図３Ｂ参照）から、翼高さ方向から見たときに第１仕切り壁９１の壁厚さ方向の中央の位置Ｃ１（図３Ａ、図３Ｂ、及び図５Ａから図６Ｃ参照）まで、第１折り返し部７１の延在方向に沿って延在する上流側領域１１０と、上記位置Ｃ１から翼型部４４の基端４４ｂと同じ翼高さ方向の位置の出口部１０３まで、第１折り返し部７１の延在方向に沿って延在する下流側領域１３０とを含む。翼高さ方向から見たときの上流側領域１１０の一部は、翼型部４４の基端４４ｂにおいて翼型部４４の背側翼壁９６の内壁面９６ｉと第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとによって区画されている。なお、上流側領域１１０が翼型部４４の基端４４ｂと同じ翼高さ方向の位置の入口部１０１から翼の根元側の領域であるため、厳密には上流側領域１１０は翼型部４４の背側翼壁９６の内壁面９６ｉから連なる翼の根元側の内壁面と第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとによって区画されていることになる。以下の説明では、便宜上、背側翼壁９６の内壁面９６ｉから連なる翼の根元側の内壁面、すなわち内壁面９６ｉよりも翼の根元側の内壁面についても背側翼壁９６の内壁面９６ｉと称する。
　図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４では、上流側領域１１０は、翼高さの方向の少なくとも一部の領域において、該内壁面９６ｉと該仕切り壁面９２Ｌｉとが翼高さ方向から見たときに翼型部４４の内側から外側に向かって凸となる曲面１２１で接続されている。上流側領域１１０は、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２（図３Ｂ参照）を有する。
　すなわち、図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４では、入口部１０１から上記位置Ｃ１までの第１折り返し部７１の延在方向に沿った範囲の少なくとも一部に先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２が存在している。
　図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４では、図５Ａに表れている曲面１２１の曲率半径Ｒよりも、図５Ｂに表れている曲面１２１の曲率半径Ｒの方が大きく、図５Ｂに表れている曲面１２１の曲率半径Ｒよりも、図５Ｃに表れている曲面１２１の曲率半径Ｒの方が大きい。
　図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４によれば、上流側領域１１０が、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を有するので、上流側領域１１０における、翼型部４４の背側翼壁９６の内壁面９６ｉと第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとで挟まれた領域を流れる冷却空気の流速が低下し難くなる。これにより、翼メタルの温度上昇を抑制できる。
　また、図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４によれば、上流側領域１１０が、上記の領域１１２を有することで、上流側領域１１０における冷却空気の圧損を低減できる。
　さらに、図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４によれば、上流側領域１１０が、上記の領域１１２を有することで、該領域１１２では先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の位置が背側から腹側に向かって移動する。そのため、背側の壁厚、具体的にはシャンク４８の背側の壁部４８Ｗｓの壁厚を確保し易くなる。
　図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４では、第１仕切り壁９１の基端４４ｂ側の端部９１ａ（図３Ａ、図３Ｂ参照）は、翼型部４４の基端４４ｂよりも上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かう方向へ離れた位置に存在するとよい。上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘは、第１仕切り壁９１の基端４４ｂ側の端部９１ａよりも上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かう方向へ離れた位置に存在するとよい。
　これにより、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を翼高さ方向に比較的大きく確保できるので、上流側領域１１０における冷却空気の流速がより低下し難くなる。
　また、図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を翼高さ方向に比較的大きく確保できるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損をより低減できる。
　さらに、図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を翼高さ方向に比較的大きく確保できるので、背側の壁厚を確保し易くなる範囲を翼高さ方向に比較的大きく確保できる。
　図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４では、第１仕切り壁９１の基端４４ｂ側の端部９１ａは、翼型部４４の基端４４ｂよりも上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かう方向へ離れた位置に存在する。例えば図３Ｂに示す、入口部１０１から第１仕切り壁９１の上記基端４４ｂ側の端部９１ａまでの翼高さ方向の距離Ｌ１は、入口部１０１から第１折り返し部７１における入口部１０１から最も離れた位置Ｐｂまでの翼高さ方向の距離Ｌ２の５０％以上であるとよい。
　これにより、上流側領域１１０が存在する範囲が翼高さ方向に拡大されるので、入口部１０１から上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘまでの翼高さ方向の距離を大きくすることができる。これにより、上記曲率半径Ｒをより大きくし易くなり、上流側領域１１０における冷却空気の流速がより低下し難くなる。
　また、図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４によれば、入口部１０１から上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘまでの翼高さ方向の距離を大きくすることができるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損をより低減できる。
　さらに、図５Ａから図５Ｃに示した一実施形態に係るタービン動翼２４によれば、入口部１０１から上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘまでの翼高さ方向の距離を大きくすることができるので、背側の壁厚を確保し易くなる範囲を翼高さ方向に比較的大きく確保できる。
　図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４では、翼高さ方向から見たときに、仕切り壁面９２Ｌｉは、翼型部４４の腹側（腹側翼面４１側）から背側（背側翼面４３側）に向かって第１方向Ｄｒ１に延在する第１仕切り壁面９２１Ｌｉと、第１仕切り壁面９２１Ｌｉよりも背側において第１方向Ｄｒ１とは交差する第２方向Ｄｒ２に延在する第２仕切り壁面９２２Ｌｉとを含む。第２方向Ｄｒ２は、腹側から背側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１よりも前縁４５側に向かうように第１方向Ｄｒ１に対して傾いている。上流側領域１１０は、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４（図３Ｂ参照）を有する。
　先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４では、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとの接続部９７が前縁４５側に移動する。そのため、図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４では、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度θａが大きくなる。よって、図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４によれば、第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとで挟まれた領域を流れる冷却空気の流速が低下し難くなる。これにより、翼メタルの温度上昇を抑制できる。
　また、図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４では、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度θａが大きくなるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損を低減できる。
　さらに、図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４では、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとの接続部９７が前縁４５側に移動するので、上流側領域１１０の背側の壁厚、具体的にはシャンク４８の背側の壁部４８Ｗｓの壁厚を確保し易くなる。
　図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４では、上流側領域１１０は、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて接続部９７が前縁４５側に移動する領域（領域１１４）を有するとよい。
　図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４では、上流側領域１１０において先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて接続部９７が前縁４５側に移動する領域（領域１１４）では、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度θａが大きくなる。よって、図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４によれば、第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとで挟まれた領域を流れる冷却空気の流速が低下し難くなる。これにより、翼メタルの温度上昇を抑制できる。
　また、図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４によれば、上流側領域１１０において先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて接続部９７が前縁４５側に移動する領域（領域１１４）では、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度θａが大きくなるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損を低減できる。
　さらに、図６Ａから図６Ｃに示した他の実施形態に係るタービン動翼２４によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて接続部９７が前縁４５側に移動するので、上流側領域１１０の背側の壁厚を確保し易くなる。
　図５Ａから図６Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、翼型部４４は、前縁側蛇行流路５１とは独立した流路であって、前縁側蛇行流路５１よりも後縁４６側において後縁４６側に向かって蛇行しながら延びる後縁側蛇行流路５２を内部に有するとよい。
　これにより、翼型部４４の前縁４５側の領域を前縁側蛇行流路５１に冷却空気を流通させることで冷却でき、翼型部４４の後縁４６側の領域を後縁側蛇行流路５２に冷却空気を流通させることで冷却できる。
　図５Ａから図６Ｃに示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４では、第１冷却流路６１は、翼型部４４の前縁４５側の翼壁４４Ｗを介して前縁４５と隣り合っているとよい。
　これにより、第１冷却流路６１とは独立した流路であって、翼高さ方向に延在し、第１冷却流路６１よりも前縁４５側で形成されている冷却流路６０を翼型部４４が有する場合と比べて、翼型部４４の冷却のために使用される冷却空気の空気量を低減できる。
　図７は、さらに他の実施形態に係るタービン動翼２４Ａについての翼型部４４のキャンバーラインに沿った断面を模式的に示した図である。
　図７に示すタービン動翼２４Ａでは、複数の冷却流路６０は、第１冷却流路６１とは独立した流路であって、翼高さ方向に延在し、第１冷却流路６１よりも前縁４５側で形成されている冷却流路８５を含んでいてもよい。
　例えば図７に示すタービン動翼２４Ａでは、冷却流路８５は、一端側（入口側）の開口である開口部８５ａが翼の根元、すなわち翼根部４７の底部４７ａに形成されている。図７に示すタービン動翼２４Ａでは、複数の冷却孔６９は冷却流路８５に接続されている。
　図７に示すタービン動翼２４Ａでは、冷却流路８５において、冷却空気の取り入れ口である開口部８５ａから供給した冷却空気は、基端４４ｂ側から先端４４ａ側に向かって流れる。
　冷却流路８５に流入した冷却空気の一部は、複数の冷却孔６９からフィルム冷却空気８１として吹き出して翼型部４４を外部からフィルム冷却する。また冷却流路８５に流入した冷却空気の一部は、翼型部４４の先端４４ａに形成された開口８５ｂからタービン動翼２４Ａの外部に吹き出す。
　図７に示すタービン動翼２４Ａによれば、冷却流路８５に流入した冷却空気によって翼型部４４の前縁４５側の領域の翼メタルの温度上昇を一層抑制できる。
　幾つかの実施形態に係るガスタービン１は、上述した幾つかの実施形態に係るタービン動翼２４を備えるので、翼メタルの温度上昇を抑制できる、タービン動翼２４の寿命を向上できる。これにより、ガスタービン１のメンテナンス頻度を抑制でき、ガスタービン１のメンテナンスコストを抑制できる。
　本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼２４、２４Ａは、複数の冷却流路６０を内部に有する翼型部４４を含む翼体４９を備える。複数の冷却流路６０は、翼型部４４の後縁４６側から順に、翼高さ方向に延在し、翼の根元（底部４７ａ）で開口する第３冷却流路６３と、翼高さ方向に延在し、第３冷却流路６３よりも翼型部４４の前縁４５側で形成されていて、翼型部４４の先端４４ａ側の第２折り返し部７２で第３冷却流路６３と接続されている第２冷却流路６２と、翼高さ方向に延在し、第２冷却流路６２よりも前縁４５側で形成されていて、翼型部４４の基端４４ｂ側の第１折り返し部７１で第２冷却流路６２と接続されている第１冷却流路６１と、を含む。本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼２４、２４Ａは、第１冷却流路６１と第２冷却流路６２とを仕切る第１仕切り壁９１と、第２冷却流路６２と第３冷却流路６３とを仕切る第２仕切り壁９２と、を備える。第１折り返し部７１は、翼型部４４の基端４４ｂと同じ翼高さ方向の位置の入口部１０１から、翼高さ方向から見たときに第１仕切り壁９１の壁厚さ方向の中央の位置Ｃ１まで、第１折り返し部７１の延在方向に沿って延在する上流側領域１１０を含む。翼高さ方向から見たときの上流側領域１１０の一部は、翼型部４４の基端４４ｂにおいて翼型部４４の背側翼壁９６の内壁面９６ｉと第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとによって区画されている。上流側領域１１０は、翼高さの方向の少なくとも一部の領域において、該内壁面９６ｉと該仕切り壁面９２Ｌｉとが翼高さ方向から見たときに翼型部４４の内側から外側に向かって凸となる曲面１２１で接続されている。上流側領域１１０は、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を有する。
　上記（１）の構成によれば、上流側領域１１０が、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を有するので、上流側領域１１０における、翼型部４４の背側翼壁９６の内壁面９６ｉと第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとで挟まれた領域を流れる冷却空気の流速が低下し難くなる。これにより、翼メタルの温度上昇を抑制できる。
　また、上記（１）の構成によれば、上流側領域１１０が、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を有することで、上流側領域１１０における冷却空気の圧損を低減できる。
　さらに、上記（１）の構成によれば、上流側領域１１０が、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を有することで、該領域１１２では先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の位置が背側から腹側に向かって移動する。そのため、背側の壁厚を確保し易くなる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、第１仕切り壁９１の基端４４ｂ側の端部９１ａは、翼型部４４の基端４４ｂよりも上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かう方向へ離れた位置に存在するとよい。上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘは、第１仕切り壁９１の基端４４ｂ側の端部９１ａよりも上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かう方向へ離れた位置に存在するとよい。
　上記（２）の構成によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を翼高さ方向に比較的大きく確保できるので、上流側領域１１０における冷却空気の流速がより低下し難くなる。
　また、上記（２）の構成によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を翼高さ方向に比較的大きく確保できるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損をより低減できる。
　さらに、上記（２）の構成によれば、先端４４ａ側から基端４４ｂ側に向かうにつれて上記曲面１２１の曲率半径Ｒが大きくなっていく領域１１２を翼高さ方向に比較的大きく確保できるので、背側の壁厚を確保し易くなる範囲を翼高さ方向に比較的大きく確保できる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）の構成において、第１仕切り壁９１の基端４４ｂ側の端部９１ａは、翼型部４４の基端４４ｂよりも上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かう方向へ離れた位置に存在する。入口部１０１から第１仕切り壁９１の上記基端４４ｂ側の端部９１ａまでの翼高さ方向の距離Ｌ１は、入口部１０１から第１折り返し部７１における入口部１０１から最も離れた位置Ｐｂまでの翼高さ方向の距離Ｌ２の５０％以上であるとよい。
　上記（３）の構成によれば、上流側領域１１０が存在する範囲が翼高さ方向に拡大されるので、入口部１０１から上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘまでの翼高さ方向の距離を大きくすることができる。これにより、上記曲率半径Ｒをより大きくし易くなり、上流側領域１１０における冷却空気の流速がより低下し難くなる。
　また、上記（３）の構成によれば、入口部１０１から上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘまでの翼高さ方向の距離を大きくすることができるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損をより低減できる。
　さらに、上記（３）の構成によれば、入口部１０１から上記曲率半径Ｒが最大となる位置Ｐｍａｘまでの翼高さ方向の距離を大きくすることができるので、背側の壁厚を確保し易くなる範囲を翼高さ方向に比較的大きく確保できる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかの構成において、第１冷却流路６１と第２冷却流路６２と第３冷却流路６３とは、前縁４５側に向かって蛇行しながら延びる前縁側蛇行流路５１を構成するとよい。翼型部４４は、前縁側蛇行流路５１とは独立した流路であって、前縁側蛇行流路５１よりも後縁４６側において後縁４６側に向かって蛇行しながら延びる後縁側蛇行流路５２を内部に有するとよい。
　上記（４）の構成によれば、翼型部４４の前縁４５側の領域を前縁側蛇行流路５１に冷却空気を流通させることで冷却でき、翼型部４４の後縁４６側の領域を後縁側蛇行流路５２に冷却空気を流通させることで冷却できる。
（５）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼２４、２４Ａは、複数の冷却流路６０を内部に有する翼型部４４を含む翼体４９を備える。複数の冷却流路６０は、翼型部４４の後縁４６側から順に、翼高さ方向に延在し、翼の根元（底部４７ａ）で開口する第３冷却流路６３と、翼高さ方向に延在し、第３冷却流路６３よりも翼型部４４の前縁４５側で形成されていて、翼型部４４の先端４４ａ側の第２折り返し部７２で第３冷却流路６３と接続されている第２冷却流路６２と、翼高さ方向に延在し、第２冷却流路６２よりも前縁４５側で形成されていて、翼型部４４の基端４４ｂ側の第１折り返し部７１で第２冷却流路６２と接続されている第１冷却流路６１と、を含む。本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼２４、２４Ａは、第１冷却流路６１と第２冷却流路６２とを仕切る第１仕切り壁９１と、第２冷却流路６２と第３冷却流路６３とを仕切る第２仕切り壁９２と、を備える。第１折り返し部７１は、翼型部４４の基端４４ｂと同じ翼高さ方向の位置の入口部１０１から、翼高さ方向から見たときに第１仕切り壁９１の壁厚さ方向の中央の位置Ｃ１まで、第１折り返し部７１の延在方向に沿って延在する上流側領域１１０を含む。翼高さ方向から見たときの上流側領域１１０の一部は、翼型部４４の基端４４ｂにおいて翼型部４４の背側翼壁９６の内壁面９６ｉと第２仕切り壁９２の前縁４５側の仕切り壁面９２Ｌｉとによって区画されている。翼高さ方向から見たときに、仕切り壁面９２Ｌｉは、翼型部４４の腹側から背側に向かって第１方向Ｄｒ１に延在する第１仕切り壁面９２１Ｌｉと、第１仕切り壁面９２１Ｌｉよりも背側において第１方向Ｄｒ１とは交差する第２方向Ｄｒ２に延在する第２仕切り壁面９２２Ｌｉとを含む。第２方向Ｄｒ２は、腹側から背側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１よりも前縁４５側に向かうように第１方向Ｄｒ１に対して傾いている。上流側領域１１０は、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４を有する。
　上記（５）の構成では、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４では、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとの接続部９７が前縁４５側に移動する。そのため、上記（５）の構成では、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度θａが大きくなる。よって、上記（５）の構成によれば、第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとで挟まれた領域を流れる冷却空気の流速が低下し難くなる。これにより、翼メタルの温度上昇を抑制できる。
　また、上記（５）の構成によれば、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４では、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度△θが大きくなるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損を低減できる。
　さらに、上記（５）の構成によれば、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて第１方向Ｄｒ１と第２方向Ｄｒ２との延在方向の角度差△θが大きくなっていく領域１１４では、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとの接続部９７が前縁４５側に移動するので、上流側領域１１０の背側の壁厚を確保し易くなる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（５）の構成において、上流側領域１１０は、背側翼壁９６の内壁面９６ｉと第２仕切り壁面９２２Ｌｉとの接続部９７を含むとよい。上流側領域１１０は、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて上記接続部９７が前縁４５側に移動する領域（領域１１４）を有するとよい。
　上記（６）の構成では、上流側領域１１０において上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて上記接続部９７が前縁４５側に移動する領域（領域１１４）では、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度θａが大きくなる。よって、上記（６）の構成によれば、第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとで挟まれた領域を流れる冷却空気の流速が低下し難くなる。これにより、翼メタルの温度上昇を抑制できる。
　また、上記（６）の構成によれば、上流側領域１１０において上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて上記接続部９７が前縁４５側に移動する領域（領域１１４）では、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて翼高さ方向から見たときの第２仕切り壁面９２２Ｌｉと背側翼壁９６の内壁面９６ｉとのなす角度θａが大きくなるので、上流側領域１１０における冷却空気の圧損を低減できる。
　さらに、上記（６）の構成によれば、上記先端４４ａ側から上記基端４４ｂ側に向かうにつれて上記接続部９７が前縁４５側に移動するので、上流側領域１１０の背側の壁厚を確保し易くなる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（５）又は（６）の構成において、第１冷却流路６１と第２冷却流路６２と第３冷却流路６３とは、前縁４５側に向かって蛇行しながら延びる前縁側蛇行流路５１を構成するとよい。翼型部４４は、前縁側蛇行流路５１とは独立した流路であって、前縁側蛇行流路５１よりも後縁４６側において後縁４６側に向かって蛇行しながら延びる後縁側蛇行流路５２を内部に有するとよい。
　上記（７）の構成によれば、翼型部４４の前縁４５側の領域を前縁側蛇行流路５１に冷却空気を流通させることで冷却でき、翼型部４４の後縁４６側の領域を後縁側蛇行流路５２に冷却空気を流通させることで冷却できる。
（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかの構成において、第１冷却流路６１は、翼型部４４の前縁４５側の翼壁４４Ｗを介して前縁４５と隣り合っているとよい。
　上記（８）の構成によれば、第１冷却流路６１とは独立した流路であって、翼高さ方向に延在し、第１冷却流路６１よりも前縁４５側で形成されている冷却流路６０を翼型部４４が有する場合と比べて、翼型部４４の冷却のために使用される冷却空気の空気量を低減できる。
（９）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかの構成において、複数の冷却流路６０は、第１冷却流路６１とは独立した流路であって、翼高さ方向に延在し、第１冷却流路６１よりも前縁４５側で形成されている冷却流路８５を含んでいてもよい。
　上記（９）の構成によれば、翼型部４４の前縁４５側の領域の翼メタルの温度上昇を一層抑制できる。
（１０）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン１は、上記（１）乃至（９）の何れかの構成のタービン動翼２４、２４Ａ備える。
　上記（１０）の構成によれば、翼メタルの温度上昇を抑制できるので、タービン動翼２４、２４Ａの寿命を向上できる。これにより、ガスタービン１のメンテナンス頻度を抑制でき、ガスタービン１のメンテナンスコストを抑制できる。
１　ガスタービン
６　タービン
２４、２４Ａ　タービン動翼
４１　腹側翼面（圧力面）
４２　プラットフォーム
４３　背側翼面（負圧面）
４４　翼型部
４４ａ　先端
４４ｂ　基端
４４Ｗ　翼壁
４５　前縁
４６　後縁
４７　翼根部
４７ａ　底部
４８　シャンク
５１　蛇行流路（前縁側蛇行流路）
５２　蛇行流路（後縁側蛇行流路）
６０　冷却流路
６１　第１冷却流路
６２　第２冷却流路
６３　第３冷却流路
６３ａ　開口部
６４　第４冷却流路
６５　第５冷却流路
６６　第６冷却流路
６７　冷却流路
７１　第１折り返し部
７１ｂ　面
７２　第２折り返し部
７３　第３折り返し部
７４　第４折り返し部
８５　冷却流路
９１　第１仕切り壁
９１ａ　端部
９２　第２仕切り壁
９２Ｌｉ　仕切り壁面
９３　第３仕切り壁
９４　第４仕切り壁
９５　第５仕切り壁
９６　背側翼壁
９６ｉ　内壁面
９７　接続部
１０１　入口部
１１０　上流側領域
１１２　領域
１１４　領域
１２１　曲面
９２１Ｌｉ　第１仕切り壁面
９２２Ｌｉ　第２仕切り壁面

Claims (10)

  1. 　複数の冷却流路を内部に有する翼型部を含む翼体、
    を備え、
    　前記複数の冷却流路は、前記翼型部の後縁側から順に、
    　　翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第３冷却流路と、
    　　前記翼高さ方向に延在し、前記第３冷却流路よりも前記翼型部の前縁側で形成されていて、前記翼型部の先端側の第２折り返し部で前記第３冷却流路と接続されている第２冷却流路と、
    　　前記翼高さ方向に延在し、前記第２冷却流路よりも前記前縁側で形成されていて、前記翼型部の基端側の第１折り返し部で前記第２冷却流路と接続されている第１冷却流路と、
    を含み、
    　前記第１冷却流路と前記第２冷却流路とを仕切る第１仕切り壁と、
    　前記第２冷却流路と前記第３冷却流路とを仕切る第２仕切り壁と、
    を備え、
    　前記第１折り返し部は、前記翼型部の基端と同じ前記翼高さ方向の位置の入口部から、前記翼高さ方向から見たときに前記第１仕切り壁の壁厚さ方向の中央の位置まで、前記第１折り返し部の延在方向に沿って延在する上流側領域を含み、
    　前記翼高さ方向から見たときの前記上流側領域の一部は、前記翼型部の基端において前記翼型部の背側翼壁の内壁面と前記第２仕切り壁の前記前縁側の仕切り壁面とによって区画され、
    　前記上流側領域は、
    　　前記翼高さの方向の少なくとも一部の領域において、該内壁面と該仕切り壁面とが前記翼高さ方向から見たときに前記翼型部の内側から外側に向かって凸となる曲面で接続され、
    　　前記先端側から前記基端側に向かうにつれて前記曲面の曲率半径が大きくなっていく領域を有する、
    タービン動翼。
  2. 　前記第１仕切り壁の前記基端側の端部は、前記翼型部の前記基端よりも前記先端側から前記基端側に向かう方向へ離れた位置に存在し、
    　前記曲率半径が最大となる位置は、前記第１仕切り壁の前記基端側の前記端部よりも前記先端側から前記基端側に向かう方向へ離れた位置に存在する、
    請求項１に記載のタービン動翼。
  3. 　前記第１仕切り壁の前記基端側の端部は、前記翼型部の前記基端よりも前記先端側から前記基端側に向かう方向へ離れた位置に存在し、
    　前記入口部から前記第１仕切り壁の前記基端側の端部までの前記翼高さ方向の距離は、前記入口部から前記第１折り返し部における前記入口部から最も離れた位置までの前記翼高さ方向の距離の５０％以上である、
    請求項１又は２に記載のタービン動翼。
  4. 　前記第１冷却流路と前記第２冷却流路と前記第３冷却流路とは、前記前縁側に向かって蛇行しながら延びる前縁側蛇行流路を構成し、
    　前記翼型部は、前記前縁側蛇行流路とは独立した流路であって、前記前縁側蛇行流路よりも前記後縁側において前記後縁側に向かって蛇行しながら延びる後縁側蛇行流路を内部に有する、
    請求項１又は２に記載のタービン動翼。
  5. 　複数の冷却流路を内部に有する翼型部を含む翼体、
    を備え、
    　前記複数の冷却流路は、前記翼型部の後縁側から順に、
    　　翼高さ方向に延在し、翼の根元で開口する第３冷却流路と、
    　　前記翼高さ方向に延在し、前記第３冷却流路よりも前記翼型部の前縁側で形成されていて、前記翼型部の先端側の第２折り返し部で前記第３冷却流路と接続されている第２冷却流路と、
    　　前記翼高さ方向に延在し、前記第２冷却流路よりも前記前縁側で形成されていて、前記翼型部の基端側の第１折り返し部で前記第２冷却流路と接続されている第１冷却流路と、
    を含み、
    　前記第１冷却流路と前記第２冷却流路とを仕切る第１仕切り壁と、
    　前記第２冷却流路と前記第３冷却流路とを仕切る第２仕切り壁と、
    を備え、
    　前記第１折り返し部は、前記翼型部の基端と同じ前記翼高さ方向の位置の入口部から、前記翼高さ方向から見たときに前記第１仕切り壁の壁厚さ方向の中央の位置まで、前記第１折り返し部の延在方向に沿って延在する上流側領域を含み、
    　前記翼高さ方向から見たときの前記上流側領域の一部は、前記翼型部の基端において前記翼型部の背側翼壁の内壁面と前記第２仕切り壁の前記前縁側の仕切り壁面とによって区画され、
    　前記翼高さ方向から見たときに、前記仕切り壁面は、前記翼型部の腹側から背側に向かって第１方向に延在する第１仕切り壁面と、前記第１仕切り壁面よりも前記背側において前記第１方向とは交差する第２方向に延在する第２仕切り壁面とを含み、
    　前記第２方向は、前記腹側から前記背側に向かうにつれて前記第１方向よりも前記前縁側に向かうように前記第１方向に対して傾いており、
    　前記上流側領域は、前記先端側から前記基端側に向かうにつれて前記第１方向と前記第２方向との延在方向の角度差が大きくなっていく領域を有する、
    タービン動翼。
  6. 　前記上流側領域は、
    　　前記背側翼壁の前記内壁面と前記第２仕切り壁面との接続部を含み、
    　　前記先端側から前記基端側に向かうにつれて前記接続部が前記前縁側に移動する領域を有する、
    請求項５に記載のタービン動翼。
  7. 　前記第１冷却流路と前記第２冷却流路と前記第３冷却流路とは、前記前縁側に向かって蛇行しながら延びる前縁側蛇行流路を構成し、
    　前記翼型部は、前記前縁側蛇行流路とは独立した流路であって、前記前縁側蛇行流路よりも前記後縁側において前記後縁側に向かって蛇行しながら延びる後縁側蛇行流路を内部に有する、
    請求項５又は６に記載のタービン動翼。
  8. 　前記第１冷却流路は、前記翼型部の前記前縁側の翼壁を介して前縁と隣り合っている、
    請求項１又は５に記載のタービン動翼。
  9. 　前記複数の冷却流路は、前記第１冷却流路とは独立した流路であって、前記翼高さ方向に延在し、前記第１冷却流路よりも前記前縁側で形成されている冷却流路を含む、
    請求項１又は５に記載のタービン動翼。
  10. 　請求項１又は５に記載のタービン動翼を備えるガスタービン。
PCT/JP2024/018158 2023-06-05 2024-05-16 タービン動翼及びガスタービン Pending WO2024252886A1 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE112024001361.9T DE112024001361T5 (de) 2023-06-05 2024-05-16 Turbinenlaufschaufel und Gasturbine
CN202480034037.8A CN121219481A (zh) 2023-06-05 2024-05-16 涡轮动叶片及燃气轮机
KR1020257040065A KR20260003240A (ko) 2023-06-05 2024-05-16 터빈 동익 및 가스 터빈
JP2025526028A JPWO2024252886A1 (ja) 2023-06-05 2024-05-16

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2023092056 2023-06-05
JP2023-092056 2023-06-05

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2024252886A1 true WO2024252886A1 (ja) 2024-12-12

Family

ID=93795375

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/JP2024/018158 Pending WO2024252886A1 (ja) 2023-06-05 2024-05-16 タービン動翼及びガスタービン

Country Status (5)

Country Link
JP (1) JPWO2024252886A1 (ja)
KR (1) KR20260003240A (ja)
CN (1) CN121219481A (ja)
DE (1) DE112024001361T5 (ja)
WO (1) WO2024252886A1 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20250188843A1 (en) * 2022-08-24 2025-06-12 General Electric Company Turbine engine airfoil

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04232304A (ja) * 1990-07-03 1992-08-20 Rolls Royce Plc 冷却翼形動翼
US6206638B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-27 General Electric Company Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers
WO2009139374A1 (ja) * 2008-05-14 2009-11-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5496263B2 (ja) 2012-06-18 2014-05-21 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH04232304A (ja) * 1990-07-03 1992-08-20 Rolls Royce Plc 冷却翼形動翼
US6206638B1 (en) * 1999-02-12 2001-03-27 General Electric Company Low cost airfoil cooling circuit with sidewall impingement cooling chambers
WO2009139374A1 (ja) * 2008-05-14 2009-11-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼およびこれを備えたガスタービン

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20250188843A1 (en) * 2022-08-24 2025-06-12 General Electric Company Turbine engine airfoil

Also Published As

Publication number Publication date
KR20260003240A (ko) 2026-01-06
CN121219481A (zh) 2025-12-26
DE112024001361T5 (de) 2026-01-08
JPWO2024252886A1 (ja) 2024-12-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104806299B (zh) 具有双部分翼展护罩和弯曲燕尾榫的涡轮斗叶
EP2666964B1 (en) Gas turbine engine blades with cooling hole trenches
CN204827542U (zh) 动叶片以及具备该动叶片的燃气轮机
CN106150562B (zh) 具有外扩末梢的转子叶片
JP5297540B2 (ja) タービン動翼及びターボ機械
CN104704201B (zh) 在燃烧涡轮发动机的涡轮中的密封件
CN103443402A (zh) 高弧度定子导叶
CN112943382B (zh) 带有具有圆形后缘的翼片的涡轮机喷嘴
WO2024252886A1 (ja) タービン動翼及びガスタービン
WO2019188588A1 (ja) タービン動翼及びガスタービン
JP2017141825A (ja) ガスタービンエンジン用の翼形部
CN114483200B (zh) 燃气涡轮机动叶片的后缘梢端部部分的冷却
JP2019031973A (ja) 不均一なシェブロンピンを備えたエンジン構成要素
CN116420005A (zh) 用于飞行器涡轮发动机的包括设置有朝排放腔排出主流的通道的平台的涡轮轮叶
JP7206129B2 (ja) 翼及びこれを備えた機械
CN112943383B (zh) 带有具有曲线形后缘的翼片的涡轮机喷嘴
CN113464209B (zh) 具有带有偏移肋的冷却回路的涡轮机转子叶片
JP2024174303A (ja) タービン動翼及びガスタービン
JP7674511B2 (ja) タービン静翼
JP7808948B2 (ja) 翼、及びブリスク翼
CN116927892B (zh) 燃气轮机动叶及燃气轮机
JP7749971B2 (ja) 軸流式ターボ機械
JP2021071085A (ja) タービン翼及びこれを備えたガスタービン
EP4144959A1 (en) Fluid machine for an aircraft engine and aircraft engine
US20230383661A1 (en) Turbine stator vane and gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 24819119

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2025526028

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 112024001361

Country of ref document: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 1020257040065

Country of ref document: KR

Free format text: ST27 STATUS EVENT CODE: A-0-1-A10-A15-NAP-PA0105 (AS PROVIDED BY THE NATIONAL OFFICE)

WWP Wipo information: published in national office

Ref document number: 112024001361

Country of ref document: DE