JP2008180149A - ガスタービンの翼構造及びガスタービン - Google Patents

Abstract

【課題】重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減できるガスタービンの翼構造及びガスタービンを提供すること。
【解決手段】静翼１５のシュラウド内面部２６側に、複数の筒体部３１を有することにより気体層を形成可能な断熱部３０を設ける。これにより、静翼１５のシュラウド内面部２６側に燃焼ガスが流れた場合でも、断熱部３０が形成する気体層によって、燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されることを抑制できる。また、気体によって、燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されることを抑制するため、静翼１５の温度上昇を抑制する際における重量増加は気体層形成手段である断熱部３０の分だけとなり、ハブシュラウド２５の肉厚を増加させる場合よりも重量増加は小さくなる。この結果、重量の増加を抑制しつつ静翼１５の温度上昇を低減することができる。
【選択図】 図２

Description

本発明は、ガスタービンの翼構造及びガスタービンに関するものである。特に、この発明は、ハブシュラウドが設けられた静翼を有するガスタービンの翼構造及びガスタービンに関するものである。

従来のガスタービンでは、ガスタービン内に導入された空気を圧縮する圧縮部と、圧縮した空気を燃料と混合させて燃料を燃焼させる燃焼器とを有している。ガスタービンは、燃焼器の下流側に高圧タービンを有しており、燃焼器で燃料を燃焼させることによって発生する燃焼ガスは高圧タービンに流れ、高圧タービンを回転させる。高圧タービンの回転は圧縮部に伝達され、圧縮部は伝達された回転によって作動する。

このように、高圧タービンには燃焼ガスが流れるが、この高圧タービンは、静翼と動翼とを有しており、静翼は燃焼器から流れる燃焼ガスを適当な角度と速度になるように整流する。また、動翼はロータに接続されてロータと一体となって回転可能の設けられており、静翼で整流された燃焼ガスを受け、この燃焼ガスの圧力によってロータと共に回転する。しかし、燃焼ガスは高温であるため、高圧タービンが高温になり過ぎることに起因する不具合を抑制するために冷却手段を設ける等の熱対策を施す必要があるが、静翼や動翼は、それぞれがロータの回転方向に複数設けられると共に、ロータの軸方向に交互に設けられている。このため、新たな部品を設けることができるスペースが限られているため、冷却手段を設けることが困難になる場合がある。

従って、従来のガスタービンでは、冷却手段を設けるのが困難な箇所における熱対策を施しているものがある。例えば、特許文献１に記載のガスタービンエンジン用のノズル翼バンドでは、静翼であるノズルアセンブリが有する下端環状バンドの案内翼側の面に、温度勾配を大きくすることができる熱バリアを形成するコーティングを設けている。このコーティングは、下端環状バンドの案内翼側の面における案内翼よりも下流側の部分に設けている。さらに、下端環状バンドにおける案内翼側の面の反対側に位置する面には、ロータの径方向における内側方向に延びたフランジが設けられている。このフランジは、下端環状バンドにおける案内翼側の面の反対側に位置する面を、燃焼ガスの流れ方向における上流側と下流側とに区画している。

このノズル翼バンドを有するガスタービンを運転させた場合、下端環状バンドにおけるフランジが設けられている側の面では、ロータの回転によって空気も回転するが、下端環状バンドにおける案内翼よりも下流側の部分には、コーティングが設けられている。このため、コーティングが設けられている部分では温度勾配が大きくなるので、ロータの回転によって空気が回転した際に、この空気に熱対流現象が発生する。これにより、熱を逃がすことができ、複雑な冷却手段を設けることなく、下端環状バンドのフランジよりも下流側に位置する部分を冷却することができる。

特開２００３−１９３８０６号公報

ここで、従来のガスタービンでは、ロータの径方向における静翼の内側に、静翼と動翼との間のシールや、静翼及び動翼の冷却を目的として、ロータの径方向における静翼の内側に空気を流しているものがある。このようなガスタービンでは、がスタービンの運転中に、静翼の内側に空気を流し、この空気によって冷却し、また、静翼と動翼との間からこの空気を噴き出させることにより、静翼と動翼との間をシールして燃焼ガスが静翼と動翼との間から静翼の内側に流れ込むことを抑制していた。

しかし、ガスタービンが低回転で運転している場合には、この空気が流れ難くなる場合があり、例えばヘリコプターのエンジンとして用いられるガスタービンの場合、地上でのアイドル運転であるグランドアイドル時には、静翼の内側には空気が流れ難くなる。この場合、静翼の内側部分の圧力よりも、燃焼ガスの方が圧力が高いため、燃焼ガスは静翼の内側に流入する場合がある。

この場合、静翼にはこの燃焼ガスの熱が伝達され、静翼は、ロータの径方向における内側から温度が上昇する。このように、内側から温度が上昇した場合、静翼の内側に位置するハブシュラウド（特許文献１における下端環状バンド）は速やかに温度が上昇するが、ロータの径方向における外側に位置するチップシュラウドは、ハブシュラウドよりも温度の上昇が遅くなる。このため、温度が上昇することにより熱変形をする場合、チップシュラウドの熱変形よりもハブシュラウドの熱変形の早くなり、チップシュラウドが熱変形をするよりも先に、ハブシュラウドが熱変形をして外径が大きくなる。従って、静翼はハブシュラウド側からチップシュラウド側に突き上げられる状態になり、高い応力が発生する虞があった。

このように、静翼の内側に流れる燃焼ガスによる静翼の温度上昇は、特許文献１に記載のガスタービンエンジン用のノズル翼バンドのように、コーティングやフランジを設けても温度上昇を抑制することは困難なものとなっている。また、この温度上昇に対する従来の技術としては、ハブシュラウドの温度上昇を緩やかにするためハブシュラウドの肉厚を増して熱容量を上げる手法があるが、この場合、重量が増加するため、ヘリコプターのエンジンとして用いられるガスタービンなど軽量化が求められる場合には、有効な対策ではなかった。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減できるガスタービンの翼構造及びガスタービンを提供することを目的とする。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、この発明の係るガスタービンの翼構造は、回転軸を中心として回転可能なロータに設けられた動翼と、前記ロータの径方向における内端部側にハブシュラウドが設けられた静翼とを備えるガスタービンの翼構造において、前記ロータの径方向における前記ハブシュラウドの内面であるシュラウド内面部側には、気体層を形成する気体層形成手段が設けられていることを特徴とする。

この発明では、シュラウド内面部側に、気体層形成手段を設けている。これにより、静翼のシュラウド内面部側に燃焼ガスが流れた場合でも、気体層形成手段が形成する気体層によって、燃焼ガスの熱が静翼に伝達されることを抑制できる。つまり、気体の熱伝導率は、ハブシュラウドを形成する材料の熱伝導率より低いため、燃焼ガスの熱は静翼に伝達され難くなる。また、気体によって、燃焼ガスの熱が静翼に伝達されることを抑制するため、静翼の温度上昇を抑制する際における重量増加は気体層形成手段の分だけとなり、ハブシュラウドの肉厚を増加させる場合よりも重量増加は小さくなる。この結果、重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記気体層形成手段は、前記回転軸方向における長さが前記静翼ブレードの内端部の前記回転軸方向における長さ以上の長さであることを特徴とする。

この発明では、回転軸方向における気体層形成手段の長さが、静翼ブレードの内端部の長さ以上の長さとなっているので、シュラウド内面部側に流れる燃焼ガスの熱が静翼ブレードに伝達されることを、より確実に抑制することができる。この結果、より確実に静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記気体層形成手段は、深さ方向が前記ロータの径方向となって設けられた複数の筒体部を有していることを特徴とする。

この発明では、気体層形成手段に複数の筒体部を設けているので、筒体部内の気体によって、容易に、且つ、確実に気体層を形成することができ、燃焼ガスの熱が静翼に伝達されるのを低減することができる。この結果、より確実に静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記筒体部は、深さが前記回転軸方向における前記筒体部の長さの２倍以上であることを特徴とする。

この発明では、筒体部の深さが回転軸方向における当該筒体部の長さの２倍以上の深さとなっているので、シュラウド内面部側に燃焼ガスが流れた場合でも、この燃焼ガスの流れによって筒体部内でキャビティフローが発生し易くなるので、燃焼ガスの熱は静翼に伝達され難くなる。つまり、筒体部の外側を流れる燃焼ガスの流れによって筒体部内で渦流が発生するため、燃焼ガスは筒体部内には入り込まず、筒体部の外側を流れる。これにより、気体層形成手段が設けられている部分のシュラウド内面部は燃焼ガスが接し難くなるので、燃焼ガスの熱は、より確実に静翼に伝達され難くなる。この結果、より確実に静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記筒体部は、前記深さ方向に見た形状が六角形となっていることを特徴とする。

この発明では、筒体部が六角形となっており、気体層形成手段は、いわゆるハニカム構造になっている。これにより気体層形成手段は、強度を確保しつつ、より軽量化を図ることができる。この結果、重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記筒体部は、前記ロータの径方向における内側方向の端部が閉塞されていることを特徴とする。

この発明では、筒体部が閉塞されているため、燃焼ガスの熱は気体層に伝達され難くなり、燃焼ガスの熱が静翼に伝達されるのを、より確実に低減することができる。この結果、より確実に静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記気体層形成手段は、多孔質材料によって形成されていることを特徴とする。

この発明では、気体層形成手段を多孔質材料によって形成しているので、より容易に気体形成層を設けることができる。この結果、容易に重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記気体層形成手段は、前記シュラウド内面部よりも前記ロータの径方向における内側に位置する底面部と、前記底面部から前記シュラウド内面部に向けて形成された側壁部とを有しており、前記側壁部は、前記シュラウド内面部との間に隙間を設けて形成されており、前記シュラウド内面部と前記底面部と前記側壁部とは、空間部を画成していることを特徴とする。

この発明では、シュラウド内面部と底面部と側壁部とで空間部を画成しており、側壁部とシュラウド内面部との間には隙間が設けられているので、燃焼ガスの熱は空間部内の気体を介して静翼に伝達される。このため、より確実に燃焼ガスの熱は静翼に伝達され難くなる。また、底面部と側壁部のみでハブシュラウド側に空間部を画成しているので、気体層形成手段を設ける場合における重量の増加を抑えることができる。この結果、より確実に重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記底面部における前記空間部側の面の反対側の面には、黒体塗料が塗付されていることを特徴とする。

この発明では、側壁部やシュラウド内面部と共に空間部を画成する底面部に黒体塗料が塗付されているので、底面部の温度よりも低い部分への底面部からの輻射伝熱を促進させることができる。これにより、燃焼ガスの熱によって底面部の温度が上昇した場合でも、輻射伝熱によって底面部の温度を低下させることができるので、より確実に燃焼ガスの熱が静翼に伝達されることを抑制できる。この結果、より確実に静翼の温度上昇を低減することができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記シュラウド内面部には、前記回転軸方向における前記シュラウド内面部の端部から離れていると共に前記ロータの径方向における内方側に突出した内面部凸部が形成されており、さらに、前記内面部凸部は、前記ロータの回転時において静止しているガスタービンの静止体に設けられる係合部材と係合しており、前記シュラウド内面部と前記内面部凸部と前記係合部材とは、溝状の形状で形成されていると共に前記動翼に設けられた動翼側シール部が入り込むことが可能な静翼側シール部を構成していることを特徴とする。

この発明では、内面部凸部と、当該内面部凸部に係合する係合部材とによって静翼側シール部を構成しているので、動翼側シール部とでシールを行なう部分を静翼に設ける場合でも、この部分に高い応力が発生することを抑制することができる。つまり、静翼側シール部をハブシュラウドに一体形成により設けた場合、この部分の近傍に燃焼ガスの熱が伝達されて熱変形が生じる際に、熱変形の度合いによってこの部分に高い応力が発生する虞がある。これ対し、係合部材をハブシュラウドとは別体にすることにより、係合部材とハブシュラウドとが異なる度合いで熱変形しても、この部分に高応力が発生することを抑制できる。この結果、耐久性の向上を図ることができる。

また、この発明の係るガスタービンの翼構造は、前記内面部凸部は、１つの前記シュラウド内面部に複数設けられて前記係合部材と係合していることを特徴とする。

この発明では、内面部凸部を複数設け、この複数の内面部凸部と係合部材とを係合させることにより静翼側シール部を構成しているので、ハブシュラウドと別体の部材である係合部材を用いて静翼側シール部を構成する場合に、ハブシュラウドと係合部材との間から流体が漏れることを低減することができる。この結果、シール性を確保しつつ静翼側シール部付近に高応力が発生することを抑制することができる。

また、この発明の係るガスタービンは、上述したガスタービンの翼構造を備えることを特徴とする。

この発明では、ガスタービンに上述した翼構造を備えているので、回転軸の径方向における静翼の内側に燃焼ガスが入り込む場合でも、シュラウド内面部側に設けられる気体層形成手段によって、燃焼ガスの熱が静翼に伝達されることを抑制することができる。また、気体層形成手段が形成する気体層によって燃焼ガスの熱が静翼に伝達されることを抑制するので、重量の増加を低減することができる。この結果、重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減することができる。

本発明に係るガスタービンの翼構造は、重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減することができる、という効果を奏する。また、本発明に係るガスタービンは、重量の増加を抑制しつつ静翼の温度上昇を低減することができる、という効果を奏する。

以下に、本発明に係るガスタービンの翼構造及びガスタービンの実施例を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施例における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、或いは実質的に同一のものが含まれる。また、以下の説明において、回転軸方向とは、後述するロータの回転軸と平行な方向をいい、径方向とは、回転軸と直交する方向をいう。また、周方向とは、回転軸を回転の中心となる軸としてロータが回転した際における円周方向をいう。また、径方向における内方とは、径方向において回転軸に近付く方向をいい、径方向における外方とは、径方向において回転軸から離れる方向をいう。

図１は、実施例１に係るガスタービンの翼構造を備えるガスタービンの概略図である。同図に示すガスタービン１は、空気の流れの上流側から下流側に向かうに従って、空気取入口５、圧縮部６、燃焼器７、ガスジェネタービン８、出力タービン９が設けられている。このうち、圧縮部６、ガスジェネタービン８、出力タービン９は、それぞれ複数の静翼１５と動翼１６とを有しており、各静翼１５は、ガスタービン１のケーシング３に接続されている。また、圧縮部６の動翼１６とガスジェネタービン８の動翼１６とは、回転軸１１を中心として回転可能なロータである動力伝達ロータ１２に接続されている。つまり、圧縮部６の動翼１６とガスジェネタービン８の動翼１６とは、動力伝達ロータ１２を介して接続されている。

また、出力タービン９の動翼１６は、動力伝達ロータ１２の回転軸１１と同一の回転軸１１を中心として回転可能なロータである出力シャフト１３に接続されている。この出力シャフト１３は、出力タービン９側から動力伝達ロータ１２の内側を通って空気取入口５の方向に向かい、空気取入口５側からガスタービン１の外側にまで延在している。また、圧縮部６、ガスジェネタービン８、出力タービン９が有する複数の静翼１５と動翼１６とは、それぞれ回転軸１１の周方向に円環に配列に配列されており、また、静翼１５と動翼１６とは、回転軸方向に静翼１５と動翼１６とが交互に設けられている。

このように設けられるガスタービン１は、ヘリコプター（図示省略）のエンジンとしてヘリコプターに搭載されており、出力シャフト１３は、減速機（図示省略）を介してヘリコプターの回転翼（図示省略）に接続されている。

図２は、図１のＡ部詳細図である。出力タービン９の静翼１５は、当該静翼１５に流れてきた燃焼ガスの向きや速度を変える静翼ブレード２１を有している。この静翼ブレード２１は、径方向に沿って形成されており、径方向における静翼ブレード２１の内端部２３側にはハブシュラウド２５が設けられており、静翼ブレード２１の外端部２２側にはチップシュラウド２４が設けられている。静翼１５は、チップシュラウド２４がケーシング３に接続されることにより、ケーシング３に固定されている。また、静翼１５には、径方向におけるハブシュラウド２５の内面であるシュラウド内面部２６側に、気体層を形成する気体層形成手段である断熱部３０が設けられている。この断熱部３０は金属材料により形成されており、回転軸方向における長さが、静翼ブレード２１の内端部２３の回転軸方向における長さ以上の長さで形成されている。

図３は、図２のＢ−Ｂ矢視図である。また、断熱部３０は、深さ方向が径方向となって設けられた複数の筒体部３１を有しており、各筒体部３１は、深さ方向に見た形状が六角形となっている。つまり、筒体部３１は、深さ方向における一端がシュラウド内面部２６に接続されており、他端は、径方向における内側方向、或いは出力シャフト１３が位置している方向に向けて開口した開口部３２となっている。断熱部３０は、このように深さ方向に見た形状が六角形となっている複数の筒体部３１が組み合わせることにより形成されており、いわゆるハニカム構造により構成されている。また、断熱部３０を構成する各筒体部３１は、深さＨが、回転軸方向における筒体部３１の長さＬの２倍以上となっている。

つまり、筒体部３１の長さＬは、当該筒体部３１の形状である六角形の向きが、六角形が有する６つの角部のうち、対向する１組の角部が回転軸１１に沿った方向において対向する向きの場合には、この回転軸１１に沿った方向において対向している１組の角部の距離を回転軸方向における筒体部３１の長さＬとする。複数の筒体部３１は、深さＨが、この筒体部３１の長さＬの２倍以上になっており、即ち（深さＨ／長さＬ）≧２になる。また、断熱部３０には、このように所定の深さを有する筒体部３１が複数設けられているため、断熱部３０が設けられている部分には、筒体部３１内の空気によって空気の層、即ち、気体層が形成されている。

この実施例１に係るガスタービン１の翼構造を備えるガスタービン１は、以上のごとき構成からなり、以下、その作用について説明する。ガスタービン１を運転させた場合には、圧縮部６が作動することにより、空気取入口５から空気を取り込む。空気取入口５から取り込まれた空気は圧縮部６に流れて圧縮部６で圧縮され、高温・高圧の圧縮空気となって燃焼器７へ送り込まれる。燃焼器７では、この圧縮空気に燃料を供給して燃料を燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスを生成する。この高温・高圧の燃焼ガスは、ガスジェネタービン８に噴射される。

ガスジェネタービン８では、静翼１５で燃焼ガスを整流して動翼１６に流す。ガスジェネタービン８の動翼１６は、静翼１５で整流された燃焼ガスを受け、燃焼ガスの圧力によって動力伝達ロータ１２と共に回転軸１１を中心として回転する。動力伝達ロータ１２が回転した場合、この動力伝達ロータ１２には圧縮部６の動翼１６が接続されているため、圧縮部６の動翼１６も動力伝達ロータ１２と共に回転軸１１を中心として回転する。圧縮部６の動翼１６は、このように回転することにより空気を所定の方向に、即ち上流側から下流側に流す作用をする。圧縮部６では、動翼１６のこの作用により、空気の体積を小さくしながら下流側に流し、上記のように空気を圧縮する。

また、ガスジェネタービン８の動翼１６を回転させた燃焼ガスは、空気の流れ方向においてガスジェネタービン８の下流側に位置する出力タービン９に流される。出力タービン９では、燃焼ガスがガスジェネタービン８に流れた場合と同様に、まず静翼１５で燃焼ガスを整流して燃焼ガスの角度や速度を変え、整流した燃焼ガスを動翼１６に流す。出力タービン９の動翼１６は、静翼１５で整流した燃焼ガスを受け、燃焼ガスの圧力によって出力シャフト１３と共に回転軸１１を中心として回転する。

出力シャフト１３が回転した場合、この出力シャフト１３は、空気取入口５側からガスタービン１の外側にまで延在しているため、燃焼ガスの圧力により動翼１６が受ける燃焼ガスのエネルギーは、出力シャフト１３の回転によって出力される。さらに、この出力シャフト１３の回転は、減速機で回転速度が減速された後、ヘリコプターの回転翼に伝達され、回転翼は回転する。

ヘリコプターの通常運転時、つまり飛行時には、静翼１５と動翼１６との間のシールや、静翼１５及び動翼１６の冷却を目的として、出力タービン９には、径方向における静翼１５の内側、即ち、静翼１５のシュラウド内面部２６側に空気を流している。この空気により、回転軸方向における静翼１５と動翼１６との間の隙間がシールされたり、静翼１５や動翼１６は冷却されたりする。

ヘリコプターの通常運転時には、このように静翼１５の内側に空気が流れるが、ヘリコプターのグランドアイドル時には、この空気の流量が減少する。このため、グランドアイドル時は、通常運転時よりも静翼１５のシュラウド内面部２６側の圧力が低減し、これにより、燃焼ガスが静翼１５のシュラウド内面部２６側に流れ易くなる。つまり、静翼１５に流れる燃焼ガスは、通常運転時には、ほぼ全ての燃焼ガスが、燃焼ガスの主流として静翼ブレード２１に流れるが、ヘリコプターのグランドアイドル時には、断熱部３０が設けられているシュラウド内面部２６側にも流れる。

図４は、図２のＣ部詳細部であり、シュラウド内面部側に燃焼ガスが流れた場合の説明図である。燃焼ガスがシュラウド内面部２６側を流れる場合、燃焼ガスは、断熱部３０が設けられている部分では、径方向における断熱部３０の内方側を、回転軸１１に沿った方向に流れる。つまり、燃焼ガスがシュラウド内面部２６側を流れる場合の流れである静翼下燃焼ガス流れ３５は、断熱部３０が有する筒体部３１の開口部３２側を流れるが、静翼下燃焼ガス流れ３５が筒体部３１の開口部３２側を流れる際には、この静翼下燃焼ガス流れ３５によって筒体部３１内の空気には渦流が発生し、いわゆるキャビティフロー３６が発生する。このため、燃焼ガスは筒体部３１内には入り込まず、断熱部３０の外側を流れる。特に、筒体部３１の深さＨは、回転軸方向における筒体部３１の長さＬの２倍以上になっているので、この筒体部３１の開口部３２側を燃焼ガスが流れた場合には、キャビティフロー３６が発生し易くなっている。

燃焼ガスがシュラウド内面部２６側に流れた場合には、このように、断熱部３０が有する筒体部３１内の空気によってキャビティフロー３６が発生し、燃焼ガスはシュラウド内面部２６に接触し難くなる。換言すると、この燃焼ガスは、断熱部３０が形成する気体層によってシュラウド内面部２６に接触し難くなる。これにより、燃焼ガスの熱は、ハブシュラウド２５に伝達され難くなっている。このため、ハブシュラウド２５は温度が上昇し難くなる。

以上のガスタービン１の翼構造は、シュラウド内面部２６側に、断熱部３０を設けている。これにより、静翼１５のシュラウド内面部２６側に燃焼ガスが流れた場合でも、断熱部３０が形成する気体層によって、燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されることを抑制できる。つまり、気体である空気の熱伝導率は、ハブシュラウド２５を形成する材料である金属の熱伝導率より低いため、燃焼ガスの熱は静翼１５に伝達され難くなる。また、空気によって、燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されることを抑制するため、静翼１５の温度上昇を抑制する際における重量増加は気体層形成手段である断熱部３０の分だけとなり、ハブシュラウド２５の肉厚を増加させる場合よりも重量増加は小さくなる。この結果、重量の増加を抑制しつつ静翼１５の温度上昇を低減することができる。

また、回転軸方向における断熱部３０の長さが、静翼ブレード２１の内端部２３の長さ以上の長さとなっているので、シュラウド内面部２６側に流れる燃焼ガスの熱が静翼ブレード２１に伝達されることを、より確実に抑制することができる。この結果、より確実に静翼１５の温度上昇を低減することができる。

また、断熱部３０に複数の筒体部３１を設けているので、筒体部３１内の気体によって、容易に、且つ、確実に気体層を形成することができ、燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されるのを低減することができる。この結果、より確実に静翼１５の温度上昇を低減することができる。

また、筒体部３１の深さＨが回転軸方向における当該筒体部３１の長さＬの２倍以上の深さＨとなっているので、シュラウド内面部２６側に燃焼ガスが流れた場合には、この燃焼ガスの流れによって筒体部３１内でキャビティフロー３６が発生し易くなり、燃焼ガスの熱は静翼１５に伝達され難くなる。つまり、筒体部３１の外側を流れる燃焼ガスの流れによって筒体部３１内で渦流が発生するため、燃焼ガスは筒体部３１内には入り込まず、筒体部３１の外側を流れる。これにより、断熱部３０が設けられている部分のシュラウド内面部２６は燃焼ガスが接し難くなるので、燃焼ガスの熱は、より確実に静翼１５に伝達され難くなる。この結果、より確実に静翼１５の温度上昇を低減することができる。

また、筒体部３１が六角形となっており、断熱部３０は、いわゆるハニカム構造になっている。これにより断熱部３０は、強度を確保しつつ、より軽量化を図ることができる。この結果、重量の増加を抑制しつつ静翼１５の温度上昇を低減することができる。

また、ガスタービン１に、上述したガスタービン１の翼構造を備えているので、径方向における静翼１５の内側に燃焼ガスが入り込む場合でも、シュラウド内面部２６側に設けられる断熱部３０によって、燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されることを抑制することができる。また、断熱部３０が形成する気体層によって燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されることを抑制するので、重量の増加を低減することができる。この結果、重量の増加を抑制しつつ静翼１５の温度上昇を低減することができる。

実施例２に係るガスタービンの翼構造は、実施例１に係るガスタービンの翼構造と略同様の構成であるが、断熱部が有する筒体部が閉塞されている点に特徴がある。他の構成は実施例１と同様なので、その説明を省略すると共に、同一の符号を付す。図５は、本発明の実施例２に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。同図に示す静翼１５のシュラウド内面部２６に設けられた断熱部４０は、実施例１に係るガスタービン１の翼構造の断熱部３０と同様に複数の筒体部３１を有している。また、この筒体部３１は、深さ方向における一端がシュラウド内面部２６に接続されており、他端には閉止板４１が接続され、閉止板４１によって閉塞されている。つまり、複数の筒体部３１は、径方向における内側方向の端部が閉止板４１によって閉塞されている。

この実施例２に係るガスタービン１の翼構造は、以上のごとき構成からなり、以下、その作用について説明する。図６は、図５のＤ部詳細図であり、シュラウド内面部側に燃焼ガスが流れた場合の説明図である。ガスタービン１（図１参照）の運転時に燃焼ガスがシュラウド内面部２６側を流れた場合、断熱部４０が設けられている部分では、燃焼ガスは、静翼下燃焼ガス流れ３５となって、径方向における断熱部４０の内方側を、回転軸１１（図１参照）に沿った方向に流れる。この場合、断熱部４０が有する筒体部３１は、閉止板４１によって閉塞されているため、燃焼ガスは筒体部３１内には入り込まず、断熱部４０の外側を流れる。

また、筒体部３１は閉塞されており、筒体部３１の空気は燃焼ガスと接触しないため、筒体部３１では、実施例１に係るガスタービン１の翼構造において燃焼ガスがシュラウド内面部２６側を流れた場合と異なり、筒体部３１内にはキャビティフロー３６（図４参照）は発生しない。つまり、実施例２に係るガスタービン１の翼構造では、断熱部４０の外側に燃焼ガスが流れた場合でも、筒体部３１内にはキャビティフロー３６は発生せず、筒体部３１内の空気には自然対流４５が発生する。このため、燃焼ガスがシュラウド内面部２６側に流れた場合には、筒体部３１内に自然対流４５が発生するのみで、燃焼ガスはシュラウド内面部２６に接触し難くなっているので、燃焼ガスの熱は、ハブシュラウド２５に伝達され難くなっている。このため、ハブシュラウド２５は温度が上昇し難くなる。

以上のガスタービン１の翼構造は、筒体部３１が閉塞されているため、燃焼ガスの熱は筒体部３１が形成する気体層に伝達され難くなり、燃焼ガスの熱が静翼１５に伝達されるのを、より確実に低減することができる。この結果、より確実に静翼１５の温度上昇を低減することができる。

実施例３に係るガスタービンの翼構造は、実施例１に係るガスタービンの翼構造と略同様の構成であるが、断熱部が多孔質材料で形成されている点に特徴がある。他の構成は実施例１と同様なので、その説明を省略すると共に、同一の符号を付す。図７は、本発明の実施例３に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。同図に示す静翼１５のシュラウド内面部２６に設けられた断熱部５０は、実施例１に係るガスタービン１の翼構造の断熱部３０と異なり、多孔質材料である発泡金属によって形成されている。この発泡金属は、泡状の小さな空間が多数形成されている金属となっており、この発泡金属によって形成される断熱部５０は、実施例１に係るガスタービン１の翼構造の断熱部３０と同様の範囲に形成されている。また、断熱部５０は、発泡金属により設けられているので、発泡金属に形成される多数の小さな空間内の気体によって、気体層を形成している。

この実施例３に係るガスタービン１の翼構造は、以上のごとき構成からなり、以下、その作用について説明する。ガスタービン１（図１参照）の運転時に燃焼ガスがシュラウド内面部２６側を流れた場合、断熱部５０が設けられている部分では、燃焼ガスは、断熱部５０の外側を流れる。換言すると、断熱部５０が設けられている部分では、シュラウド内面部２６への燃焼ガスの接触が、断熱部５０によって遮られる。この場合、燃焼ガスは、断熱部５０に接触するが、断熱部５０は発泡金属により形成されているため、燃焼ガスの熱は、発泡金属に多数形成される空間内の気体を介してハブシュラウド２５方向に伝達される。気体の熱伝導率はハブシュラウド２５の材料である金属の熱伝導率よりも低いので、燃焼ガスの熱はハブシュラウド２５に伝達され難くなっている。このため、ハブシュラウド２５は温度が上昇し難くなる。

以上のガスタービン１の翼構造は、断熱部５０を多孔質材料である発泡金属によって形成しているので、より容易に断熱部５０を設けることができる。この結果、容易に重量の増加を抑制しつつ静翼１５の温度上昇を低減することができる。

実施例４に係るガスタービンの翼構造は、実施例１に係るガスタービンの翼構造と略同様の構成であるが、気体層形成手段がバッフル板により形成されている点に特徴がある。他の構成は実施例１と同様なので、その説明を省略すると共に、同一の符号を付す。図８は、本発明の実施例４に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。同図に示す静翼１５のシュラウド内面部２６には、実施例１に係るガスタービン１の翼構造に設けられる断熱部３０に代わり、気体層を形成する気体層形成手段としてバッフル板６１が設けられている。このバッフル板６１は、金属板により形成されており、シュラウド内面部２６よりも径方向における内側に位置する底面部６２と、底面部６２からシュラウド内面部２６に向けて形成された側壁部６３とを有している。この側壁部６３は、回転軸方向における静翼ブレード２１の内端部２３の長さよりも長い間隔で回転軸方向において対向している部分を有しており、回転軸方向における位置が、静翼ブレード２１の内端部２３よりも外側に位置するように設けられている。

つまり、対向する側壁部６３のうち、燃焼ガスの流れ方向において上流側に位置する側壁部６３は、静翼ブレード２１の内端部２３における上流側の端部よりも上流側に位置しており、対向する側壁部６３のうち、燃焼ガスの流れ方向において下流側に位置する側壁部６３は、静翼ブレード２１の内端部２３における下流側の端部よりも下流側に位置している。また、側壁部６３は、回転軸１１（図１参照）の周方向において所定の間隔で複数が配設されている。底面部６２は、このように形成される側壁部６３の、径方向における内方側の端部に接続されている。

また、側壁部６３は、シュラウド内面部２６との間に隙間を設けて形成されている。即ち、側壁部６３は、径方向における外方側の端部が、シュラウド内面部２６に接続しておらず、シュラウド内面部２６から離間している。また、これらのように設けられるシュラウド内面部２６と底面部６２と側壁部６３とは、空間部６４を画成している。つまり、シュラウド内面部２６と、底面部６２におけるシュラウド内面部２６側の面と、側壁部６３における底面部６２側の面とで、空間部６４を形成している。バッフル板６１は、このように空間部６４を形成しているので、この空間部６４内の気体によって、気体層を形成している。

この実施例４に係るガスタービン１の翼構造は、以上のごとき構成からなり、以下、その作用について説明する。ガスタービン１（図１参照）の運転時に燃焼ガスがシュラウド内面部２６側を流れた場合、バッフル板６１が設けられている部分では、燃焼ガスは、バッフル板６１の外側を流れる。換言すると、燃焼ガスは、バッフル板６１が設けられている部分では、シュラウド内面部２６に接触することがバッフル板６１によって遮られる。この場合、燃焼ガスは、バッフル板６１に接触するが、バッフル板６１はシュラウド内面部２６から離間しており、シュラウド内面部２６との間には空間部６４が形成されている。このため、燃焼ガスの熱は、バッフル板６１を介してはハブシュラウド２５には伝達されず、空間部６４内の気体を介してハブシュラウド２５に伝達される。ここで、空間部６４は、バッフル板６１によって覆われているため、空間部６４内の気体は流れ生じ難くなっており、空間部６４内の気体は澱んだ状態になる。このため、熱伝導率が金属材料よりも低い気体による熱の伝達は、さらに行なわれ難くなり、燃焼ガスの熱はハブシュラウド２５に伝達され難くなっている。これにより、ハブシュラウド２５は温度が上昇し難くなる。

以上のガスタービン１の翼構造は、シュラウド内面部２６と底面部６２と側壁部６３とで空間部６４を画成しており、側壁部６３とシュラウド内面部２６との間には隙間が設けられているので、燃焼ガスの熱は空間部６４内の気体を介して静翼１５に伝達される。このため、より確実に燃焼ガスの熱は静翼１５に伝達され難くなる。また、底面部６２と側壁部６３のみでハブシュラウド２５側に空間部６４を画成しているので、気体層形成手段としてバッフル板６１を設ける場合における重量の増加を抑えることができる。この結果、より確実に重量の増加を抑制しつつ静翼１５の温度上昇を低減することができる。

実施例５に係るガスタービンの翼構造は、実施例４に係るガスタービンの翼構造と略同様の構成であるが、バッフル板の底面部に黒体塗料が塗付されている点に特徴がある。他の構成は実施例４と同様なので、その説明を省略すると共に、同一の符号を付す。図９は、本発明の実施例５に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。同図に示す静翼１５のシュラウド内面部２６には、実施例４に係るガスタービン１の翼構造に設けられるバッフル板６１と同様なバッフル板７１が設けられている。このバッフル板７１には、底面部６２における空間部６４側の面の反対側の面に、黒体塗料７２が塗付されている。即ち、黒体塗料７２は、底面部６２の、径方向における内方側の面に塗付されている。

この実施例５に係るガスタービン１の翼構造は、以上のごとき構成からなり、以下、その作用について説明する。ガスタービン１（図１参照）の運転時に燃焼ガスがシュラウド内面部２６側を流れた場合には、バッフル板７１には燃焼ガスの熱が伝達され、温度が上昇するが、このバッフル板７１の底面部６２には、径方向における内方側の面に黒体塗料７２が塗付されている。通常、このように黒体塗料７２を塗付した場合には、輻射が行なわれ易くなる。このため、バッフル板７１の熱は、黒体塗料７２が塗付されている面から輻射伝熱によって、バッフル板７１の温度よりも温度が低い部品に伝達され易くなる。これにより、バッフル板７１の温度は上昇し難くなり、これに伴いハブシュラウド２５も温度が上昇し難くなる。

以上のガスタービン１の翼構造は、側壁部６３やシュラウド内面部２６と共に空間部６４を画成する底面部６２に黒体塗料７２が塗付されているので、底面部６２の温度よりも低い部分への底面部６２からの輻射伝熱を促進させることができる。これにより、燃焼ガスの熱によって底面部６２の温度が上昇した場合でも、輻射伝熱によって底面部６２の温度を低下させることができるので、より確実に燃焼ガスの熱が静翼に伝達されることを抑制できる。この結果、より確実に静翼１５の温度上昇を低減することができる。

実施例６に係るガスタービンの翼構造は、実施例１に係るガスタービンの翼構造と略同様の構成であるが、動翼が有する動翼側シール部と共に静翼と動翼との間をシールする静翼側シール部が、複数の部位により構成されている点に特徴がある。他の構成は実施例１と同様なので、その説明を省略すると共に、同一の符号を付す。図１０は、本発明の実施例６に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。同図に示す静翼１５のシュラウド内面部２６には、実施例１に係るガスタービン１の翼構造と同様に気体層形成手段である断熱部３０が設けられている。また、このシュラウド内面部２６には、回転軸方向におけるシュラウド内面部２６の端部から離れていると共に、径方向における内方側に突出した内面部凸部８１が形成されている。具体的には、この内面部凸部８１は、シュラウド内面部２６における燃焼ガスの流れ方向の下流側に位置する端部である後端部８３付近に形成されており、燃焼ガスの流れ方向における後端部８３の上流側に形成されている。つまり、内面部凸部８１は、シュラウド内面部２６において断熱部３０が設けられている範囲では、断熱部３０と後端部８３との間に形成されている。

さらに、内面部凸部８１は、出力シャフト１３の回転時において静止しているガスタービン１（図１参照）の静止体（図示省略）に設けられる係合部材８２と係合可能に設けられている。この係合部材８２は、内面部凸部８１の、燃焼ガスの流れ方向における上流側の部分と、径方向における内方側の部分と接触することにより内面部凸部８１と係合している。つまり、係合部材８２の一部は、シュラウド内面部２６において断熱部３０が設けられている範囲では、断熱部３０と後端部８３との間に入り込んでいる。

また、この係合部材８２は、内面部凸部８１に係合した状態で、回転軸方向においてシュラウド内面部２６の後端部８３が位置する部分まで形成されている。即ち、係合部材８２は、内面部凸部８１よりも、燃焼ガスの流れ方向における下流側にまで形成されている。このため、係合部材８２が内面部凸部８１に係合した状態では、シュラウド内面部２６と内面部凸部８１と係合部材８２とは、深さ方向が回転軸方向となった溝状の部分を形成している。

この溝状の部分は、静翼側シール部８５となっており、当該静翼１５の後段側の動翼１６に形成され、燃焼ガスの流れ方向における上流側に凸状の形状で動翼１６に設けられた動翼側シール部８６が入り込むように形成されている。即ち、シュラウド内面部２６と内面部凸部８１と係合部材８２とは、溝状の形状で形成されていると共に動翼１６に設けられた動翼側シール部８６が入り込むことが可能な静翼側シール部８５を構成している。

この実施例６に係るガスタービン１の翼構造は、以上のごとき構成からなり、以下、その作用について説明する。ガスタービン１の運転時には、静翼１５は停止し、動翼１６は回転するが、動翼１６は動翼側シール部８６が静翼側シール部８５に入り込んだ状態で回転する。このため、動翼１６が有する動翼ブレード（図示省略）や静翼ブレード２１が位置する側の空間と、静翼１５のハブシュラウド２５のシュラウド内面部２６側が位置する側の空間とは、動翼側シール部８６と静翼側シール部８５とによってシールされる。これにより、静翼ブレード２１などが位置する側の空間を流れる燃焼ガスは、シュラウド内面部２６側が位置する側の空間に流れ難くなる。

このように、動翼側シール部８６と静翼側シール部８５とを設けた場合でも、ガスタービン１の運転状況によっては燃焼ガスがシュラウド内面部２６側に流れる場合があるが、燃焼ガスがシュラウド内面部２６側に流れた場合には、燃焼ガスの熱は係合部材８２やハブシュラウド２５に伝達される。この場合、ハブシュラウド２５と係合部材８２との温度上昇の度合いに差が生じる場合あり、熱変形の度合いに差が生じる場合がある。熱変形の度合いに差が生じた場合でも、ハブシュラウド２５と係合部材８２とは別部材となっているので、それぞれ独立して変形し、高い応力が発生することなく別々に変形する。

以上のガスタービン１の翼構造は、内面部凸部８１と、当該内面部凸部８１に係合する係合部材８２とによって静翼側シール部８５を構成しているので、動翼側シール部８６とでシールを行なう部分を静翼１５に設ける場合でも、この部分に高い応力が発生することを抑制することができる。つまり、静翼側シール部８５をハブシュラウド２５に一体形成により設けた場合、この部分の近傍に燃焼ガスの熱が伝達されて熱変形が生じる際に、熱変形の度合いによってこの部分に高い応力が発生する虞がある。これ対し、係合部材８２をハブシュラウド２５とは別体にすることにより、係合部材８２とハブシュラウド２５とが異なる度合いで熱変形しても、この部分に高応力が発生することを抑制できる。即ち、係合部材８２をハブシュラウド２５とは別体にすることにより、ハブシュラウド２５における静翼側シール部８５付近が拘束されなくなるので、この部分に高応力が発生することを抑制できる。この結果、耐久性の向上を図ることができる。

実施例７に係るガスタービンの翼構造は、実施例６に係るガスタービンの翼構造と略同様の構成であるが、内面部凸部が複数設けられている点に特徴がある。他の構成は実施例１と同様なので、その説明を省略すると共に、同一の符号を付す。図１１は、本発明の実施例７に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。同図に示す静翼１５のシュラウド内面部２６には、実施例６に係るガスタービン１の翼構造と同様に断熱部３０が設けられている。さらに、シュラウド内面部２６には、実施例６係るガスタービン１の翼構造と同様に内面部凸部８１が設けられているが、本実施例７に係るガスタービン１の翼構造では、内面部凸部８１は、１つのシュラウド内面部２６に複数設けられている。具体的には、シュラウド内面部２６には２つの内面部凸部８１が設けられており、２つの内面部凸部８１は、回転軸方向において離れている。また、２つの内面部凸部８１は、シュラウド内面部２６において断熱部３０が設けられている範囲では、共にシュラウド内面部２６の後端部８３と断熱部３０との間に形成されている。

また、係合部材８２は、このように設けられる２つの内面部凸部８１の間に入り込んで内面部凸部８１と係合する。シュラウド内面部２６と内面部凸部８１と係合部材８２とは、このように内面部凸部８１と係合部材８２とが係合することにより、静翼側シール部８５を構成している。

この実施例７に係るガスタービン１の翼構造は、以上のごとき構成からなり、以下、その作用について説明する。静翼側シール部８５と動翼側シール部８６とは、ガスタービン１（図１参照）の運転時に燃焼ガスが静翼１５と動翼１６との間から漏れるのを抑制するが、静翼側シール部８５は、係合部材８２を２つの内面部凸部８１の間に入り込ませることにより構成している。このため、静翼側シール部８５付近に燃焼ガスなどの流体が流れた場合でも、係合部材８２と内面部凸部８１との係合部分は入り組んだ形状になっているため、流体の流れは係合部分によって遮断される。

以上のガスタービン１の翼構造は、内面部凸部８１を２つ設け、この２つの内面部凸部８１と係合部材８２とを係合させることにより静翼側シール部８５を構成している。このため、ハブシュラウド２５と別体の部材である係合部材８２を用いて静翼側シール部８５を構成する場合に、ハブシュラウド２５と係合部材８２との間から燃焼ガスなどの流体が漏れることを低減することができる。この結果、シール性を確保しつつ静翼側シール部８５付近に高応力が発生することを抑制することができる。

なお、実施例１に係るガスタービン１の翼構造では、断熱部３０が有する筒体部３１の形状は、深さ方向に見た形状が、対向する１組の角部が回転軸１１に沿った方向において対向する向きの六角形となっているが、筒体部３１はこれ以外の形状でもよい。図１２は、実施例１に係るガスタービンの翼構造の変形例を示す説明図である。筒体部３１の形状は、例えば図１２に示すように、深さ方向における形状が、六角形が有する６つの辺のうち、対向する１組の辺が回転軸１１（図１参照）に沿った方向において対向する向きの六角形の形状で形成されていてもよい。この場合、回転軸１１に沿った方向において対向している１組の辺の距離を回転軸方向における筒体部３１の長さＬとし、筒体部３１の深さＨは、この筒体部３１の長さＬに対して２倍以上の深さになる。また、筒体部３１は、深さ方向に見た形状が六角形以外の形状でもよく、例えば、深さ方向に見た形状が円形や矩形等の形状であってもよい。いずれの場合においても、筒体部３１の深さＨは、回転軸１１に沿った方向における筒体部３１の長さＬの２倍以上であるのが好ましい。

また、実施例３にガスタービン１の翼構造では、断熱部５０を形成する多孔質材料として発泡金属を用いているが、断熱部５０を形成する多孔質材料は発泡金属以外のものであってもよい。発泡金属以外の材料により断熱部５０を形成する場合でも、多孔質材料を用いることにより、気体層を形成する断熱部５０を容易に設けることができる。

また、実施例６及び実施例７に係るガスタービン１の翼構造では、内面部凸部８１はシュラウド内面部２６の後端部８３付近に形成されているが、内面部凸部８１は、シュラウド内面部２６における燃焼ガスの流れ方向の上流側に位置する端部付近に形成されていてもよい。つまり、実施例６及び実施例７に係るガスタービン１の翼構造では、静翼側シール部８５は、ハブシュラウド２５における燃焼ガスの流れ方向の下流側端部側に設けられているが、燃焼ガスの流れ方向の上流側端部側に設けられていてもよい。

また、実施例６及び実施例７に係るガスタービン１の翼構造では、気体層形成手段として実施例１に係るガスタービン１の翼構造が有する断熱部３０が設けられているが、気体層形成手段は実施例１に係るガスタービン１の翼構造が有する断熱部３０以外のものであってもよい。例えば、実施例４に係るガスタービン１の翼構造のバッフル板６１と、実施例６に係る静翼側シール部８５と動翼側シール部８６とを組み合わせてもよい。

また、実施例７に係るガスタービン１の翼構造では、内面部凸部８１はシュラウド内面部２６に２つ形成されているが、内面部凸部８１はシュラウド内面部２６に３つ以上形成されていてもよい。内面部凸部８１が２つ以外の場合でも、シュラウド内面部２６に内面部凸部８１を複数設け、係合部材８２は複数の内面部凸部８１に係合できるように形成して内面部凸部８１と係合部材８２とを係合させることにより、係合部分は入り組んだ形状になる。これにより、この部分から燃焼ガスなどの流体が漏れることを、より確実に低減することができる。

また、上述したガスタービン１の翼構造では、出力タービン９の静翼１５に気体層形成手段を設けているが、気体層形成手段を設ける静翼１５は出力タービン９の静翼１５以外でもよく、圧縮部６の静翼１５やガスジェネタービン８の静翼１５であってもよい。また、上述したガスタービン１の翼構造を備えるガスタービン１は、ヘリコプターのエンジンとして設けられるガスタービン１を説明しているが、上述したガスタービン１の翼構造を備えるガスタービン１は、ヘリコプターのエンジンとして設けられるガスタービン１以外のガスタービン１であってもよい。

以上のように、本発明に係るガスタービンの翼構造及びガスタービンは、静翼を有するガスタービンに有用であり、特に、静翼の内側に燃焼ガスが流れる虞のあるガスタービンに適している。

実施例１に係るガスタービンの翼構造を備えるガスタービンの概略図である。 図１のＡ部詳細図である。 図２のＢ−Ｂ矢視図である。 図２のＣ部詳細部であり、シュラウド内面部側に燃焼ガスが流れた場合の説明図である。 本発明の実施例２に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。 図５のＤ部詳細図であり、シュラウド内面部側に燃焼ガスが流れた場合の説明図である。 本発明の実施例３に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。 本発明の実施例４に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。 本発明の実施例５に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。 本発明の実施例６に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。 本発明の実施例７に係るガスタービンの翼構造を示す説明図である。 実施例１に係るガスタービンの翼構造の変形例を示す説明図である。

符号の説明

１ ガスタービン
３ ケーシング
５ 空気取入口
６ 圧縮部
７ 燃焼器
８ ガスジェネタービン
９ 出力タービン
１１ 回転軸
１２ 動力伝達ロータ
１３ 出力シャフト
１５ 静翼
１６ 動翼
２１ 静翼ブレード
２２ 外端部
２３ 内端部
２４ チップシュラウド
２５ ハブシュラウド
２６ シュラウド内面部
３０、４０、５０ 断熱部
３１ 筒体部
３２ 開口部
３５ 静翼下燃焼ガス流れ
３６ キャビティフロー
４１ 閉止板
４５ 自然対流
６１、７１ バッフル板
６２ 底面部
６３ 側壁部
６４ 空間部
７２ 黒体塗料
８１ 内面部凸部
８２ 係合部材
８３ 後端部
８５ 静翼側シール部
８６ 動翼側シール部

Claims (12)

1. 回転軸を中心として回転可能なロータに設けられた動翼と、静翼ブレードを有すると共に前記ロータの径方向における前記静翼ブレードの内端部側にハブシュラウドが設けられた静翼とを備えるガスタービンの翼構造において、
   前記ロータの径方向における前記ハブシュラウドの内面であるシュラウド内面部側には、気体層を形成する気体層形成手段が設けられていることを特徴とするガスタービンの翼構造。
2. 前記気体層形成手段は、前記回転軸方向における長さが前記静翼ブレードの内端部の前記回転軸方向における長さ以上の長さであることを特徴とする請求項１に記載のガスタービンの翼構造。
3. 前記気体層形成手段は、深さ方向が前記ロータの径方向となって設けられた複数の筒体部を有していることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービンの翼構造。
4. 前記筒体部は、深さが前記回転軸方向における前記筒体部の長さの２倍以上であることを特徴とする請求項３に記載のガスタービンの翼構造。
5. 前記筒体部は、前記深さ方向に見た形状が六角形となっていることを特徴とする請求項３または４に記載のガスタービンの翼構造。
6. 前記筒体部は、前記ロータの径方向における内側方向の端部が閉塞されていることを特徴とする請求項３〜５のいずれか１項に記載のガスタービンの翼構造。
7. 前記気体層形成手段は、多孔質材料によって形成されていることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービンの翼構造。
8. 前記気体層形成手段は、前記シュラウド内面部よりも前記ロータの径方向における内側に位置する底面部と、前記底面部から前記シュラウド内面部に向けて形成された側壁部とを有しており、
   前記側壁部は、前記シュラウド内面部との間に隙間を設けて形成されており、
   前記シュラウド内面部と前記底面部と前記側壁部とは、空間部を画成していることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービンの翼構造。
9. 前記底面部における前記空間部側の面の反対側の面には、黒体塗料が塗付されていることを特徴とする請求項８に記載のガスタービンの翼構造。
10. 前記シュラウド内面部には、前記回転軸方向における前記シュラウド内面部の端部から離れていると共に前記ロータの径方向における内方側に突出した内面部凸部が形成されており、
    さらに、前記内面部凸部は、前記ロータの回転時において静止しているガスタービンの静止体に設けられる係合部材と係合しており、
    前記シュラウド内面部と前記内面部凸部と前記係合部材とは、溝状の形状で形成されていると共に前記動翼に設けられた動翼側シール部が入り込むことが可能な静翼側シール部を構成していることを特徴とする請求項１〜９のいずれか１項に記載のガスタービンの翼構造。
11. 前記内面部凸部は、１つの前記シュラウド内面部に複数設けられて前記係合部材と係合していることを特徴とする請求項１０に記載のガスタービンの翼構造。
12. 請求項１〜１１のいずれか１項に記載のガスタービンの翼構造を備えることを特徴とするガスタービン。

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