JP2017180260A

JP2017180260A - タービン動翼

Info

Publication number: JP2017180260A
Application number: JP2016067770A
Authority: JP
Inventors: 市朗三好; Ichiro Miyoshi; 樋口　眞一; Shinichi Higuchi; 眞一樋口
Original assignee: Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2016-03-30
Filing date: 2016-03-30
Publication date: 2017-10-05
Anticipated expiration: 2036-03-30
Also published as: JP6577400B2

Abstract

【課題】冷却空気が混入するタービン動翼のチップ側の翼断面における全圧損失を低減させ、冷却空気混入による性能劣化を抑えること。【解決手段】タービン動翼は、回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、内周側エンドウォール部に取り付けられ、内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、翼型部が取り付けられた内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面１０ｂ及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面１０ａと、翼前縁及び翼後縁とから成ると共に、翼の厚みが前記翼前縁側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より前記翼後縁側に向かうに従い徐々に小さくなるように形成されたタービン動翼であって、翼型部の外周側に、圧力面１０ｂから負圧面１０ａに抜ける貫通孔２１が形成されている。【選択図】図１０

Description

本発明はタービン動翼に係り、特に、翼型部が取り付けられている内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置されているものに好適なタービン動翼に関する。

近年、低コスト化などを図る観点からタービンの翼枚数が削減されることがあるが、翼枚数を削減すると翼一枚当りの負荷が上昇する傾向にある。翼に掛かる負荷が大きい翼では、タービン中心軸側（内周側）、タービンケーシング側（外周側）によらず、エンドウォール近傍において主流ガスの流れに対して垂直な断面での流れ、つまり、二次流れが大きくなる。二次流れが大きくなるとエンドウォール近傍の流量が減少し、その分、翼の外周側と内周側の径位置の平均位置、つまり、平均径付近での流量が増加し翼負荷が増大する。その結果、全圧損失の増大を招くことが知られている。

特に、タービンでは、タービン動翼が取り付けられたローター部分を冷却するために冷却空気を圧縮機から誘導する場合があるが、この冷却空気は、最終的に燃焼ガスの通路に誘導されるため燃焼ガスの流れを乱してしまう。このとき、翼列の上流側から混入する冷却空気は、翼列内部での二次流れを更に強くし、全圧損失の更なる増大を招くことが知られている。

また、タービン動翼に掛かる負荷が大きいタービン動翼における全圧損失の増大を防ぐため、外周側端面のスキーラーと呼ばれる凹領域の形状や配置を工夫し、間隙を通過する流れによる全圧損失増加を抑制する方法、或いはウイングレットと呼ばれる先端形状を、タービン動翼の外周側端面に設定することで、全圧損失を削減する方法が提案されている（特許文献１参照）。

また、タービン動翼の回転軸に着目すると、回転方向、つまり、回転対称となるようにエンドウォールに凸領域を設定するタービン動翼が特許文献２に記載されている。

特開２００３−１０６１０４号公報特開平１１−１４８３０３号公報

しかしながら、上述した特許文献１及び２では、タービン動翼の性能が、混入する冷却空気流量に大きく影響を受けることが懸念されており、また、適用範囲が翼高さに大きく影響を受ける。

また、翼部の外周側、即ち、タービン動翼をガスタービンに組み込んだ時に、翼部に対してタービンローターから遠い側（チップ側）での流れ場の冷却空気の乱れは、高温ガスの場合には翼部に大きな影響を与える。つまり、流れ場の冷却空気の乱れは、流体側から翼部への熱流速を増加させ熱負荷を増大させるため、タービン翼の破損の原因になる可能性がある。

本発明は上述の点に鑑みなされたもので、その目的とするところは、冷却空気が混入するタービン動翼のチップ側の翼断面における全圧損失を低減させ、冷却空気混入による性能劣化を抑えることができるタービン動翼を提供することにある。

本発明のタービン動翼は、上記目的を達成するために、回転軸に取り付けられ、該回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、該内周側エンドウォール部に取り付けられ、該内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、前記翼型部が取り付けられた前記内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、前記翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面と、翼前縁及び翼後縁とから成ると共に、翼の厚みが前記翼前縁側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より前記翼後縁側に向かうに従い徐々に小さくなるように形成されたタービン動翼であって、前記翼型部の外周側に、前記圧力面から前記負圧面に抜ける貫通孔が形成されていることを特徴とする。

本発明によれば、冷却空気が混入するタービン動翼のチップ側の翼断面における全圧損失を低減させ、冷却空気混入による性能劣化を抑えることができる。

本発明のタービン動翼が適用されるガスタービンの概略構成を一部断面して示す図である。本発明のガスタービンのタービン動翼とタービン静翼の配置構成の詳細を示す図である。図２の１つのタービン動翼を拡大して示す図である。図３の翼型部のＺ−Ｚ´線に沿った断面図である。本発明のタービン動翼の外周側翼端部近傍の翼型部表面断面における翼面マッハ数を示す図である。本発明のタービン動翼の外周側翼端部近傍の翼型部表面断面における翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を示す図である。タービン周方向に隣接して配置された２枚の動翼によって構成されるタービン動翼例を示す図である。本発明の実施例１に係るタービン動翼を負圧面側から見た概略図である。本発明の実施例１に係るタービン動翼を圧力面側から見た概略図である。図８及び図９中の面３２で翼部を切断し、この切断面をタービン径方向の外側から見た断面図である。図１０のＰ−Ｑ線に沿う断面図である。タービン径方向の各位置における翼部の断面に係るタービン動翼の全圧損失分布を示す図である。

以下、図示した実施例に基づいて本発明のタービン動翼を説明する。なお、各図において、同一構成部品には同符号を使用する。

図１に、本発明のタービン動翼が適用されるガスタービンの概略構成を示す。

該図に示す如く、ガスタービンは、タービンローター１とステーター２から成り、タービンローター１は主として回転軸３と、この回転軸３に設置され、回転軸３と共に回転するタービン動翼４及び圧縮機５の動翼（図示せず）とを備え、ステーター２は、ケーシング７と、このケーシング７に支持され、タービン動翼４と対向するように配置されているタービン静翼８とを備えて概略構成されている。

そして、圧縮機５からの圧縮空気と燃料が燃焼器６に与えられ、燃焼器６内で燃料が燃焼して高温ガスを発生し、発生した高温ガスがタービン静翼８を介してタービン動翼４に吹き付けられ、タービン動翼４を介してタービンローター１が駆動されるものである。

なお、高温ガス中に晒されているタービン動翼４やタービン静翼８は、必要に応じて冷却されている。その冷却用の冷却媒体には、圧縮機５の圧縮空気の一部が用いられている。

図２に、ガスタービンのタービン動翼４とタービン静翼８の配置構成の詳細を示し、図３に、１つのタービン動翼４を拡大して示す。

該図に示す如く、タービン動翼４は、タービンローター１に取り付けられ（図１参照）、タービン動翼４の回転軸３に対して内周側、即ち、タービンローター１側に位置する内周側エンドウォール部１０と、この内周側エンドウォール部１０の内面から半径位置が大きくなる方向（図３の紙面下から上方向）に延びる翼型部１２とから構成されている。更に、翼型部１２の半径が最も大きくなる閉局面１２ｃとガス流路面を形成する外周側エンドウォール部１６の外面との間には、流体が流れる間隙１７が形成されている。

また、翼型部１２の内部には中空部９ａ、９ｂを有し（後述する）、この中空部９ａ、９ｂに冷却媒体を流してタービン動翼４を内部から冷却するように形成された翼型部１２を構成している場合もある。図３では、符号９が冷却媒体の入口であり、矢印の方向に冷却媒体は流れ翼型部１２を冷却する仕組みになっている。

タービン動翼４がタービンローター１に設置されていることは上述したが、タービン動翼４を冷却する冷却空気供給源としては、圧縮機５が用いられることが多く、冷却空気は、タービンローター１に設けられた冷却空気導入孔１４を用いてタービン動翼４に導入される。冷却後の冷却空気は、タービン動翼４の内周壁に設けられた排出口１５より排出され、やがてはガスパス路２０に排出される。

また、タービンローター１を冷却した空気は、内周側のタービン静翼８Ａ、８Ｂとタービン動翼４との隙間から矢印１８、１９のように冷却空気がガス流路に混入するようになっているが、タービン動翼４は回転しているため、特に上流側から混入する矢印１８で示す冷却空気は、翼型部１２の内周側前縁から発達する渦を強くすることが知られており、この渦の効果で翼間でのエネルギーが散逸してしまう。

なお、図３中、線矢印は冷却空気の流れを示し、枠取り矢印は高温ガス、即ち、主流ガス１１の流れを示している。

図４に、上述した翼型部１２の図３におけるＺ−Ｚ´線に沿った断面形状を示す。

該図に示す如く、翼型部１２は、翼弦方向に凹形状の曲面径所を成す圧力面（翼型部１２の翼腹側部）１０ｂと、翼弦方向に凸形状の曲面径所を成す負圧面（翼型部１２の翼背側部）１０ａと、翼前縁１２ａと、翼後縁１２ｂとを有し、翼厚みが翼前縁１２ａ側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より翼後縁１２ｂ側に向かうに従い徐々に翼厚み小さくなるように形成されている。また、翼型部１２の内部には空気冷却室である上述した中空部９ａ、９ｂを有し、この中空部９ａ、９ｂに冷却媒体を流して翼を内部から冷却するように構成されている。

また、翼型部１２の前部の中空部９ａ、９ｂには、熱変換を良好にするためにフィン（図示せず）が設けられている。そして、冷却後のタービン静翼８Ａ、８Ｂ（図３参照）と同様、冷却空気は内周壁に設けられた排出口１５より排出され、やがてはガスパス路２０に排出される。

なお、このような冷却構造は、対流冷却や他の冷却手段であっても構わない。重要なのは、冷却空気が混入するタービン動翼４の外周側翼端部の形状である。

図５は、このように構成されるタービン動翼４の外周側翼端部近傍の翼型部表面断面における翼面マッハ数を示した図である。該図は、外周側エンドウォール部１６近傍における負圧面１０ａの翼前縁１２ａから翼後縁１２ｂまでの翼面マッハ数をＭｓで示し、内周側エンドウォール部１０における圧力面１０ｂの翼前縁１２ａから翼後縁１２ｂまでの翼面マッハ数をＭｐで示している。

図５に示すように、負圧面１０ａの翼面マッハ数は、翼前縁１２ａと翼後縁１２ｂの中間部で最大翼面マッハ数Ｍ_ｍａｘを示し、中間部から翼後縁１２ｂにかけて大きく減少している。これは、主流ガス１１が複数のタービン動翼４によって構成された翼列の入口から出口にかけて流れるとき、主流ガス１１のガス膨張が行われるためである。Ｍ_ｍｉｎは、圧力面１０ｂにおける最小翼面マッハ数を表す。最大翼面マッハ数Ｍ_ｍａｘと最小翼面マッハ数Ｍ_ｍｉｎの差が大きいほど、翼型部１２に作用する最大圧力と最小圧力の差が大きいということになり、翼型部１２に掛かる負荷が大きくなる。

このような翼型部１２に掛かる負荷が大きいタービン動翼４では、内周側或いはケーシング７側によらず、エンドウォール近傍で主流ガス１１の流れに対して垂直な断面での流れ、つまり、二次流れが大きくなる。これは、エンドウォール付近では、主流ガス１１の粘性の影響により流速が低下することで、主流ガス１１に作用する遠心力が小さくなり、圧力勾配の方が過大になるため、主流ガス１１が圧力の小さい方の負圧面１０ａ側に引き寄せられるためである。

二次流れが大きくなることでエンドウォール近傍の主流ガス１１の流量が減少し、その分、平均径付近での主流ガス１１の流量が増加し翼負荷が増大する。翼負荷が増大することはマッハ数が大きくなることを意味し、壁面での摩擦損失、超音速領域では衝撃波による衝撃波損失が大きくなる。その結果、全圧損失の増大を招く。

図６に、翼負荷が小さくなった場合の翼面マッハ数分布を示す。該図に示す如く、翼負荷が小さくなった場合の最大翼面マッハ数Ｍ´_ｍａｘと最小翼面マッハ数Ｍ´_ｍｉｎの差が、最大翼面マッハ数_Ｍｍａｘと最小翼面マッハ数Ｍ_ｍｉｎの差より小さくなっていることが分かる。

このような全圧損失の増大を防ぐため、タービン動翼４では、タービン翼端とケーシング７の間の間隙で発生する流れの混合損失を抑制する方法、或いは翼型部１２の翼前縁１２ａから発生する二次流れによる損失を抑制する方法が提案されている。

タービン動翼４のタービン翼端とケーシング７の間の間隙で発生する流れの混合損失を抑制する方法では、タービン翼端にスキーラーと呼ばれる凹部分を設定して間隙を通過する流れを抑制し、混合損失を低減することが主流であり、新しい技術としては、ウイングレットと呼ばれる流れ方向に翼を並列に設定し、翼負荷を２枚の翼で分担する方法により翼端部近傍の翼負荷を低減させ、間隙を通過する流れを抑制して混合損失を低減することが提案されている。

以下、翼前縁１２ａの近傍で発生する二次流れ渦の増大を抑制すると共に、２枚の翼の一方側の負圧面と他方側の圧力面で挟まれた領域における二次流れをも抑制する効果を持つタービン動翼４の実施例１について、図７、図８及び図９を用いて説明する。

図７は、タービン周方向に隣接して配置された２枚の動翼によって構成されるタービン動翼例を示すもので、翼前縁１２ａの近傍で発生する二次流れ渦の増大を抑制すると共に、２枚の翼の一方側の負圧面１０ａ´と他方側の圧力面１０ｂで挟まれた領域における二次流れをも抑制するタービン動翼例である。

図８は、本発明の実施例１に係るタービン動翼４を負圧面１０ａ側から見た図であり、図９は、タービン動翼４を圧力面１０ｂ側から見た図である。

図８及び図９において、矢印１３は、ガスの流れの向きを表し、翼前縁１２ａ側が上流側、翼後縁１２ｂが下流側である。Ｒは半径位置を表す座標軸である。翼型部１２の内周側には、内周側エンドウォール部１０が位置する。この翼型部１２端部の外周側の面には、翼型部１２の負圧面１０ａ側で圧力面１０ｂ側から抜けた貫通孔２１を有する。

即ち、本実施例では、タービン動翼４の翼型部１２の外周側に、圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に抜ける貫通孔２１が形成され、しかも、この貫通孔２１は、後で詳述するが、貫通孔２１に対し下流側から上流側に向って半径位置が低く形成されているものである。

なお、本実施例での翼型部１２の外周側とは、このタービン動翼４をガスタービンに組み込んだときに、翼型部１２に対してタービンローター１から遠い側（チップ側）を意味し、内周側とは、タービンローター１側（ハブ側）を意味する。また、外とは外周側、内とは内周側を意味する。

更に詳述すると、本実施例のタービン動翼４は、上述した貫通孔２１が翼後縁１２ｂ近傍に位置している。具体的には、翼型部１２端部の外周側の面に位置する翼型部１２の翼前縁１２ａをタービンの回転軸方向の座標を基準として０％、翼後縁１２ｂを１００％としたとき、貫通孔２１の位置が６５％以上１００％以下の範囲内に位置するように形成される。これは、エンドウォール付近での翼負荷増大が渦発生の要因となることに着目し、これに対処したためである。タービン動翼４の翼前縁１２ａ近傍領域において、翼表面で巻き上げられる二次流れ渦が発生する。この二次流れ渦に引き込まれるように主流ガスも渦を形成する。

図８及び図９に示すように、本実施例のタービン動翼４は、翼型部１２端部の外周側の面において、圧力面１０ｂ側に負圧面１０ａ側に抜ける貫通孔２１、即ち、貫通孔入口３３から貫通孔出口３４に抜ける貫通孔２１を有している。

具体的には、内周側エンドウォール部１０と翼型部１２の翼前縁１２ａとの接点を０％、内周側エンドウォール部１０と翼型部１２の翼後縁１２ｂとの接点を１００％としたときに、圧力面１０ｂ側の貫通孔２１の開口部が１０％から５０％の間に存在し、負圧面１０ａ側の貫通孔２１の開口部が６５％から１００％の間に存在するように形成されている。

この領域は、翼間の圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に向かう圧力勾配が最も大きく流速が急激に減少し、渦が発生しやすい領域である。本実施例の貫通孔２１を利用することで圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に向かう流れが発生し、上流側の翼型部１２、下流側の翼型部１２、その間の間隙の構成により、エンドウォール側の翼負荷を減らすことができる。これにより、エンドウォール近傍の二次流れ損失を抑制することができる。

つまり、圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に抜ける貫通孔２１の位置が１５％より小さい場合、貫通孔２１の貫通孔入口３３及び貫通孔出口３４の差圧が小さいため、エンドゥオール近傍の流体を負圧面１０ａ側に流すことができず、翼負荷低減効果が得られない。また、圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に抜ける貫通孔２１の位置が５０%より大きい場合、貫通孔２１の貫通孔入口３３及び貫通孔出口３４の差圧が大きくなるため、貫通孔２１を通過する流体の流速が大きくなり、負圧面１０ａ側で主流との混合損失が大きくなる。これにより、負圧面１０ａ側で損失が大きくなり翼列全体での性能低下に繋がる。

次に、貫通孔２１の翼高さ方向について説明する。

貫通孔２１の翼高さ位置は、翼型部１２の外周側端面に、２つの翼型部１２の間の間隙から構成される翼型部１２の断面を有し、かつ、内周側エンドウォール部１０を翼高さ０％、外周側の翼型部１２の先端の翼高さを１００％と定義すると、２つの翼型部１２の間の間隙が、外周側の翼型部１２の先端の翼高さ９５％から翼高さ１００％の間に存在する（含まれる）。

即ち、２つの翼型部１２の間の間隙が外周側の翼型部１２の先端の翼高さ９５％以下になると貫通孔２１の穴が大きくなることで、圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に向かう流量が大きくなり、本来、タービン動翼４で主流空気から回収すべき仕事量が減少してしまう。２つの翼型部１２の間の間隙が外周側の翼型部１２の先端の翼高さ９５％より大きい場合、上流側にあるタービン静翼８との位置関係、冷却空気混入による壁面境界層増大の影響により、圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に抜ける貫通孔２１の貫通孔入口３３と貫通孔出口３４の面積が小さくなるため、貫通孔２１を通過する流量が小さくなり、翼型部１２の負荷低減効果が小さくなる。そのため、外向き凸形状の頂点が９５％以上１００％以下としている。

また、本実施例では、内周側エンドウォール部１０と翼型部１２の翼前縁１２ａとの接点を０％、内周側エンドウォール部１０と翼型部１２の翼後縁１２ｂとの接点を１００％としたときに、０％以下の範囲内で、かつ、内周側エンドウォール部１０側から流体が混入している。

次に、本実施例のタービン動翼４の翼端部の断面について、図１０及び図１１を用いて説明する。図１０は、図８及び図９の符号３２に沿ったタービン動翼４の断面を、内周側エンドウォール部１０の外周側から見た図を示し、図１１は、図１０のＰ−Ｑ線に沿った断面をそれぞれ示す。

該図において、３３が圧力面１０ｂ側に位置する貫通孔入口であり、３４が負圧面１０ａ側にある貫通孔出口である。３５はエンドウォール近傍の流れが、貫通孔入口３３から貫通孔出口３４に向かう流れを示している。３６は内周側エンドウォール部１０側の上流部であり、３７は内周側エンドウォール部１０側の下流部である。

上述した如く、本実施例では、図１０に示す如く、タービン動翼４の翼型部１２の外周側に、圧力面１０ｂ側から負圧面１０ａ側に抜ける貫通孔２１が形成され、しかも、この貫通孔２１は、図１１に示す如く、貫通孔２１に対し下流側（Ｐ側）から上流側（Ｑ側）に向って半径位置が低く形成されている。

これにより、貫通孔２１の貫通孔入口３３から貫通孔出口３４に向かう流れ３５により、内周側エンドウォール部１０側の上流側部３６の負圧面１０ａと圧力面１０ｂの差圧が減少し、上流側の翼部の負荷が減少する。また、貫通孔２１の貫通孔入口３３から貫通孔出口３４に向かう流れ３５により、貫通孔出口３４での流速が、貫通孔２１がない場合比べて減少するため、内周側エンドウォール部１０側の下流部３７の圧力面１０ｂと負圧面１０ａの差圧も減少する。この原理により、翼部の内周側エンドウォール部１０側の翼負荷が減少する。

図１２は、タービン径方向の各位置における翼型部１２の断面に係るタービン動翼の全圧損失を示す図である。図中のチップ側は、タービン径方向の外側（即ち、外周側エンドウォール部１６側）を示し、ハブ側は、タービン径方向の内側（即ち、内周側エンドウォール部１０側）を示す。

図８、図９、図１０に示した本実施例の貫通孔２１を備えた本実施例に係る全圧損失は点線で描かれており、従来例に係る全圧損失は実線で描かれている。

該図から分かるように、ハブ側に近い領域では、本実施例と従来例に係る全圧損失は略一致しているが、チップ側に近い領域では、本実施例に係る全圧損失の方が従来例に係る全圧損失より低減していることが分かる。即ち、本実施例では、外周側エンドウォール部１６に近い翼断面における全圧損失が低減され、タービン径方向の上下方向に渡ってより均一な全圧損失が達成されている。これは、翼型部１２の全域に渡ってより均等な膨張仕事が達成されていることを意味する。従って、本実施例によれば、タービン効率を向上でき、ガスタービンの燃費を削減できる。

以上のように、本実施例のタービン動翼４は、ケーシング１７側のタービン動翼４の端面側の負圧面１０ａ付近に貫通孔出口３４、圧力面１０ｂ付近にガスの流れを誘導する貫通孔入口３３をそれぞれ形成している。タービン動翼４を、このような形状とすることにより、矢印１３で示した主流方向において、流れの急激な減速と増速を抑えて速度変化をなだらかに推移させることができ、好適なタービン動翼４が提供できる。

このように構成されたガスタービンでは、タービン動翼４に向かって流入した主流流体は、翼前縁１２ａから流入し、翼型部１２に沿って流れ、翼後縁１２ｂから流出する。本実施例のタービン動翼４の端部形状にすることで、タービン動翼４の端部側での二次流れが抑制され、翼型部１２の負圧面１０ａに沿って流れる主流流体の内周側のエンドウォール付近の流れの減速が抑制され、タービン動翼４の翼型部１２の負圧面１０ａにおけるマッハ数の減少も小さくなる。

その結果、タービン動翼４の翼型部１２の負圧面１０ａの翼断面における全圧損失を低減させることができる。そして、タービン動翼４にかかる負荷が高い場合においても、また、混入する冷却流量が変化する場合においても、二次流れが発生する機構は同じであるため、タービン動翼４の翼端部における全圧損失の増大を抑制させることができる。

このように、本実施例によれば、翼の負荷が増大し、二次流れが大きくなるタービン動翼４において、タービン動翼４の翼先端間隙を通過する隙間流れの流速を抑制することで、主流と二次流れの混合損失を低減できる。また、先端間隙がゼロになった場合においても、タービン動翼４の端側の翼負荷低減効果により流れ方向の速度勾配が減少し、二次流れ渦発達が抑制され、二次流れ損失が減少する。

従って、本実施例により、タービン動翼４の先端で発生する主流と二次流れの混合損失、外周側ケーシングで発生する二次流れ損失の両方を抑制する効果をもつタービン動翼４を提供できる。

なお、本発明は上記した実施例に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上記した実施例は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。また、ある実施例の構成の一部を他の実施例の構成に置き換えることが可能であり、また、ある実施例の構成に他の実施例の構成を加えることも可能である。また、各実施例の構成の一部について、他の構成の追加・削除・置換をすることが可能である。

１…タービンローター、２…ステーター、３…回転軸、４…タービン動翼、５…圧縮機、６…燃焼器、７…ケーシング、８、８Ａ、８Ｂ…タービン静翼、９…入口、９ａ、９ｂ…中空部、９ｃ…圧力面、９ｆ…空気冷却室、１０…内周側エンドウォール部、１０ａ、１０ａ´…負圧面、１０ｂ…圧力面、１１…主流ガス、１２…翼型部、１２ａ…翼前縁、１２ｂ…翼後縁、１２ｃ…閉局面、１３…矢印、１４…冷却空気導入孔、１５…排出口、１６…外周側エンドウォール部、１７…間隙、１８、１９…冷却空気の流れを示す矢印、２０…ガスパス路、２１…貫通孔、３２…タービン動翼の断面線、３３…貫通孔入口、３４…貫通孔出口、３５…貫通孔入口から出口に向かう流れ、３６…翼部エンドウォール側の上流部、３７…翼部エンドウォール側の下流部。

Claims

回転軸に取り付けられ、該回転軸の内周側に位置する内周側エンドウォール部と、該内周側エンドウォール部に取り付けられ、該内周側エンドウォール部から半径方向に延びる翼型部とを備え、前記翼型部が取り付けられた前記内周側エンドウォール部が所定の間隙をもって複数個配置され、前記翼型部は、翼弦方向に凹形状の曲面形状を成す圧力面及び翼弦方向に凸形状の曲面形状を成す負圧面と、翼前縁及び翼後縁とから成ると共に、翼の厚みが前記翼前縁側より中央側に向かうに従い徐々に大きくなり、かつ、その途中より前記翼後縁側に向かうに従い徐々に小さくなるように形成されたタービン動翼であって、
前記翼型部の外周側に、前記圧力面から前記負圧面に抜ける貫通孔が形成されていることを特徴とするタービン動翼。
請求項１に記載のタービン動翼において、
前記貫通孔は、該貫通孔に対し下流側から上流側に向って半径位置が低く形成されていることを特徴とするタービン動翼。
請求項１又は２に記載のタービン動翼において、
前記翼型部の外周側端面に、２つの前記翼型部の間の間隙から構成される翼型部断面を有し、かつ、前記内周側エンドウォール部を翼高さ０％、外周側の前記翼型部先端の翼高さを１００％と定義すると、２つの前記翼型部の間の間隙が、外周側の前記翼型部先端の翼高さ９５％から翼高さ１００％の間に含まれることを特徴とするタービン動翼。
請求項１乃至３のいずれか１項に記載のタービン動翼において、
前記内周側エンドウォール部と前記翼型部の前記翼前縁との接点を０％、前記内周側エンドウォール部と前記翼型部の前記翼後縁との接点を１００％としたときに、前記圧力面側の前記貫通孔の開口部が１０％から５０％の間に存在し、前記負圧面側の前記貫通孔の開口部が６５％から１００％の間に存在することを特徴とするタービン動翼。
請求項１乃至４のいずれか１項に記載のタービン動翼において、
前記内周側エンドウォール部と前記翼型部の前記翼前縁との接点を０％、前記内周側エンドウォール部と前記翼型部の前記翼後縁との接点を１００％としたときに、０％以下の範囲内で、かつ、前記内周側エンドウォール部側から流体が混入することを特徴とするタービン動翼。