JP2021080831A - タービン翼及びガスタービン - Google Patents

Abstract

【課題】タービン翼に作用する遠心荷重を低減可能なタービン翼及びガスタービンを提供する。【解決手段】タービン翼は、翼形部と翼先端側に位置するシュラウド部５２とシュラウド部の翼形部側の端部に接続されるフィレット部を有し、翼形部の内部に翼高さ方向に沿って延在してシュラウド部５２の内部に部分的に設けられた冷却キャビティ７２に連通する第１冷却孔６０ａ〜６０ｉと、冷却キャビティ７２に接続されるとともにシュラウド部５２の表面に開口する第２冷却孔６２とを備える。翼形部が翼高さ方向における基準位置において最大翼厚が最小となる基準翼形３４Ａを有し、少なくとも１つの冷却キャビティ７２が、翼高さ方向においてフィレット部と重なるように延在するキャビティ７２を含む。キャビティ７２はキャビティを含む記翼高さ方向に直交する断面において、基準翼形３４Ａの輪郭を断面に翼高さ方向に投影した領域の内側及び外側に亘って延在する。【選択図】図３

Description

本開示は、タービン翼及びガスタービンに関する。

ガスタービン等のタービン翼として、翼先端部に冷却キャビティを設けたタービン翼が用いられることがある。

例えば、特許文献１には、翼形部とチップシュラウドとを有し、翼形部に複数の半径方向冷却孔が設けられるとともに、チップシュラウド内に、前述の半径方向冷却孔と連通する内部拡大部（キャビティ）が設けられた、ガスタービンのタービン翼が開示されている。半径方向冷却孔に供給された冷却媒体は、該半径方向冷却孔を通過した後、チップシュラウド内の内部拡大部に導入され、その後、タービン翼の外部に放出される。このようにして、タービン翼の翼形部及びチップシュラウドが冷却されるようになっている。

特開２０００−２９７６０４号公報

ところで、ガスタービン等の回転翼（動翼）には、タービンロータの回転に伴い遠心荷重が作用する。タービン翼に大きな遠心荷重がかかるとタービン翼の寿命が短くなり得るため、タービン翼に作用する遠心荷重を低減することが望まれる。

上述の事情に鑑みて、本発明の少なくとも一実施形態は、タービン翼に作用する遠心荷重を低減可能なタービン翼及びガスタービンを提供することを目的とする。

本発明の少なくとも一実施形態に係るタービン翼は、
翼高さ方向に延在し、前縁と後縁との間において延在する圧力面及び負圧面を有する翼形部と、
前記翼形部よりも翼先端側に位置するシュラウド部と、
湾曲面により形成され、前記シュラウド部の前記翼形部側の端部に接続されるフィレット部と、
前記翼形部の内部において翼高さ方向に延在する少なくとも１つの第１冷却孔と、
前記シュラウド部の内部に少なくとも部分的に設けられ、前記少なくとも１つの第１冷却孔と連通する少なくとも１つの冷却キャビティと、
前記少なくとも１つの冷却キャビティに接続されるとともに前記シュラウド部の表面に開口する第２冷却孔と、
を備えるタービン翼であって、
前記翼形部は、前記翼高さ方向における基準位置において最大翼厚が最小となる基準翼形を有し、
前記少なくとも１つの冷却キャビティは、前記翼高さ方向において前記フィレット部と重なるように延在するキャビティを含み、
前記キャビティは、該キャビティを含む前記翼高さ方向に直交する断面において、前記基準翼形の輪郭を前記断面に前記翼高さ方向に投影した領域の内側及び外側に亘って延在する。

また、本発明の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
上述のタービン翼と、
前記タービン翼が設けられる燃焼ガス流路を流れる燃焼ガスを生成するための燃焼器と、
を備える。

本発明の少なくとも一実施形態によれば、タービン翼に作用する遠心荷重を低減可能なタービン翼及びガスタービンが提供される。

一実施形態に係るタービン翼が適用されるガスタービンの概略構成図である。 一実施形態に係るタービン翼（動翼）を、負圧面から圧力面に向かう方向に見た概略図である。 図２に示すタービン翼を翼高さ方向から視た図であり、図２のＡ−Ａ矢視図である。 図３のＢ−Ｂ矢視概略断面図である。 一実施形態にかかるキャビティを翼高さ方向から視た模式図である。 一実施形態に係るキャビティを含むタービン翼の断面模式図である。 一実施形態に係るキャビティを含むタービン翼の断面模式図である。 一実施形態に係るキャビティを含むタービン翼の断面模式図である。 一実施形態に係るキャビティを含むタービン翼の断面模式図である。 一実施形態に係るキャビティを含むタービン翼を示す図である。

以下、添付図面を参照して本発明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、本発明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。

（ガスタービンの構成）
まず、幾つかの実施形態に係るタービン翼が適用されるガスタービンについて説明する。
図１は、一実施形態に係るタービン翼が適用されるガスタービンの概略構成図である。図１に示すように、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る。

圧縮機２は、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。圧縮機２には、空気取入口１２から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。

燃焼器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るようになっており、該燃焼器４において燃料と圧縮空気が混合され、燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。図１に示すように、ケーシング２０内にロータを中心として周方向に沿って複数の燃焼器４が配置されていてもよい。

タービン６は、タービン車室２２内に形成される燃焼ガス流路２８を有し、該燃焼ガス流路２８に設けられる複数の静翼２４及び動翼２６を含む。静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。

タービン６では、燃焼ガス流路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室２９を介して外部へ排出される。

幾つかの実施形態において、タービン６の動翼２６又は静翼２４の少なくとも一方は、以下に説明するタービン翼３０である。

（タービン翼の構成）
以下、幾つかの実施形態に係るタービン翼３０についてより詳細に説明する。図２は、一実施形態に係るタービン翼３０（動翼２６）を、負圧面から圧力面に向かう方向（ロータ周方向に沿った方向）に見た概略図である。図３は、図２に示すタービン翼３０を翼高さ方向から視た図であり、図２のＡ−Ａ矢視図である。図４は、図３のＢ−Ｂ矢視概略断面図である。また、図１０は、図４とは別の実施形態に係るタービン翼３０を示す図であり、図３のＢ−Ｂ矢視概略断面に相当する図である。なお、図２において、キャビティの開口を塞ぐためのプラグ（後述；図４参照）の図示を省略している。

図２〜図４に示すように、一実施形態にかかるタービン翼３０（動翼２６）は、プラットフォーム３２と、プラットフォーム３２に接続される翼形部３４及び翼根部３６と、翼形部３４よりも翼先端側に位置するシュラウド部５２と、シュラウド部５２に接続されるフィレット部４０と、を備えている。また、タービン翼３０は、タービン翼３０の翼先端部における流体漏れを低減するためのフィン５４を備えている。

翼形部３４は、翼高さ方向（スパン方向）に延在しており、翼高さ方向における両端部である基端部３８及び先端部３９を有し、基端部３８側にてプラットフォーム３２に接続されている。また、翼形部３４は、翼高さ方向に沿って延びる前縁４２及び後縁４４を有するとともに、前縁４２と後縁４４との間において延在する圧力面４６及び負圧面４８を有する。なお、翼形部３４は、翼高さ方向にて基端部３８から先端部３９に向かうに従い捩れた形状を有していてもよい。

翼根部３６は、翼高さ方向においてプラットフォーム３２を挟んで翼形部３４とは反対側に位置している。翼根部３６は、凹凸形状を有する係合部を含み、該係合部がロータ８とともに回転するロータディスク（不図示）に設けられた翼溝に係合されることにより、タービン翼３０がタービン６のロータ８に取り付けられる。

なお、タービン翼３０がロータ８に取り付けられた状態では、翼高さ方向は、タービン６の径方向に沿った方向となる。すなわち、タービン翼３０の翼高さ方向とタービン６の径方向とが略一致する。

フィレット部４０は、図２又は図４に示すように、湾曲面に４０ａより形成され、シュラウド部５２の翼形部３４側の端部に接続される。フィレット部４０は、シュラウド部５２のうち、翼高さ直交方向に沿って延在する平坦面５２ａに接続されていてもよい。湾曲面４０ａにより形成されるフィレット部４０により、シュラウド部５２の翼形部３４への接続部における応力集中を緩和することができる。

ここで、翼高さ方向において翼形部３４の最大翼厚が最小となる位置を基準位置Ｐ_Ａと定義し、基準位置における翼形部３４の翼形を基準翼形３４Ａと定義する。すなわち、翼形部３４は、翼高さ方向における基準位置Ｐ_Ａにおいて最大翼厚が最小となる基準翼形３４Ａを有する。なお、基準位置ＰＡは、翼高さ方向にて基端部３８側から先端部３９側に向かう方向におけるフィレット部の開始位置に略一致する。

なお、図３には、翼高さ方向に直交する面に翼高さ方向に投影した上述の基準翼形３４Ａが破線で示されている。基準翼形３４Ａは、前縁４２Ａ及び後縁４４Ａと、圧力面４６Ａ及び負圧面４８Ａを有する。基準翼形３４Ａの前縁４２Ａと後縁４４Ａとを結ぶ方向が、基準翼形３４Ａのコード方向である。また、図３において、基準翼形３４ＡのキャンバラインＬｃ_Ａが示されている。以下において、基準翼形３４Ａの前縁４２Ａ、後縁４４Ａ、圧力面４６Ａ又は負圧面４８Ａ等を、単純に前縁４２Ａ、後縁４４Ａ、圧力面４６Ａ又は負圧面４８Ａ等ともいう。

シュラウド部５２は、フィレット部４０を介して、翼形部３４の先端部３９に固定されている。図３に示すように、シュラウド部５２は、タービン６の燃焼ガス流路２８（図１参照）を流れる流体（燃焼ガス）の上流側に位置する上流側端面６６と、下流側に位置する下流側端面６７と、を有する。また、シュラウド部５２は、基準翼形３４Ａの前縁４２Ａ側に位置する第１当接面６８（コンタクト面）と、基準翼形３４Ａの後縁４４Ａ側に位置する第２当接面６９（コンタクト面）と、を有する。第１当接面６８及び第２当接面６９は、翼高さ方向に沿って延在するとともに、翼高さ方向視においてロータ８の周方向及び／又は軸方向（以下、単に周方向又は軸方向ともいう。）に交差する方向に延在している。

シュラウド部５２のコンタクト面（第１当接面６８及び第２当接面６９）は、隣接するタービン翼３０のシュラウド部５２に対向するように設けられる。すなわち、あるタービン翼３０のシュラウド部５２の第１当接面６８は、該タービン翼３０に隣接するタービン翼３０のシュラウド部５２の第２当接面６９に対向し、該第２当接面６９に当接可能である。また、あるタービン翼３０のシュラウド部５２の第２当接面６９は、該タービン翼３０に隣接するタービン翼３０のシュラウド部５２の第１当接面６８に対向し、該第１当接面６８に当接可能である。これにより、タービン翼３０の周方向及び／又は軸方向における移動が規制されるようになっている。

フィン５４は、シュラウド部５２から翼先端側に突出し、周方向に沿って延在するように設けられている。周方向に配列される複数のタービン翼３０のフィン５４により、環状のシール部が形成される。

タービン翼３０は、さらに、複数の第１冷却孔６０（６０ａ〜６０ｉ）と、少なくとも１つの冷却キャビティ７０（７０Ａ，７０Ｂ）と、複数の第２冷却孔６２と、を備えている。

複数の第１冷却孔６０の各々は、翼形部３４の内部において、翼高さ方向に沿って延在している。典型的には、複数の第１冷却孔６０は、翼形部３４のキャンバラインに沿って配列されている。冷却キャビティ７０は、シュラウド部５２の内部に少なくとも部分的に設けられ、少なくとも１つの第１冷却孔６０と連通している。複数の第２冷却孔６２の各々は、冷却キャビティ７０に接続されるとともにシュラウド部５２の表面に開口している。第２冷却孔６２は、シュラウド部５２の翼先端側端面５２ｂ（図４参照）に開口していてもよく、あるいは、シュラウド部５２の上流側端面６６又は下流側端面６７に開口していてもよい。

なお、冷却キャビティ７０の翼高さ方向における翼先端側の端部開口には、該端部開口を塞ぐためのプラグ７４が設けられている。これにより冷却キャビティ７０内の流体の端部開口からの漏出が抑制されるようになっている。

プラグ７４は平板形状を有していてもよい。プラグ７４は、例えば図４に示すように、シュラウド部５２の翼先端側端面５２ｂに冷却キャビティ７０の輪郭に沿って設けられた切欠きに嵌め込まれていてもよい。プラグ７４の面とシュラウド部５２の翼先端側端面５２ｂとが面一になっていてもよい。あるいは、プラグ７４は、例えば図１０に示すように、翼先端側端面５２ｂ上に冷却キャビティ７０の輪郭に沿って設けられた肉盛り部７５に設けられた溝に嵌め込まれていてもよい。あるいは、特に図示しないが、プラグ７４は、冷却キャビティ７０の内壁面（側壁面）７８に設けられた溝に嵌め込まれていてもよい。

図２〜図４に示す例示的な実施形態では、少なくとも１つの冷却キャビティ７０は、前縁側キャビティ７０Ａと、基準位置Ｐ_Ａにおける翼形部３４（即ち基準翼形３４Ａ）のコード方向（図３参照）において前縁側キャビティ７０Ａよりも後縁（４４Ａ）側に位置する後縁側キャビティ７０Ｂと、を含む。

前縁側キャビティ７０Ａには、複数の第１冷却孔６０ａ〜６０ｅが接続されている。第１冷却孔６０ａ，６０ｂ，６０ｃ，６０ｄ，６０ｅは、キャンバラインＬｃ_Ａに沿って前縁４２Ａ側から後縁４４Ａ側に向かってこの順に配列されている。後縁側キャビティ７０Ｂには、複数の第１冷却孔６０ｆ〜６０ｉが接続されている。第１冷却孔６０ｆ，６０ｇ，６０ｈ，６０ｉは、キャンバラインＬｃ_Ａに沿って前縁４２Ａ側から後縁４４Ａ側に向かってこの順に配列されている。

図２〜図４に示す例示的な実施形態では、第１冷却孔６０は、冷却キャビティ７０の底面７６に開口している。また、第２冷却孔６２は、冷却キャビティ７０の内壁面（側壁面）７８に開口している。

複数の第１冷却孔６０には、タービン翼３０の翼根部３６の端部に開口する入口開口５８を介して冷却流体（例えば空気）が供給されるようになっている。第１冷却孔６０に供給された冷却流体は、第１冷却孔６０を翼先端側に向かって流れ、第１冷却孔６０を通過後、冷却キャビティ７０内に滞留される。冷却キャビティ７０内の冷却流体は、第２冷却孔６２を流れ、シュラウド部５２の表面に位置する開口６３を介してタービン翼３０の外部に放出される。このように、タービン翼３０の内部に冷却流体を流すことにより、翼形部３４及びシュラウド部５２を含むタービン翼３０が冷却されるようになっている。

幾つかの実施形態では、冷却キャビティ７０のうち少なくとも１つは、以下に述べるキャビティ７２である。すなわち、キャビティ７２は、翼高さ方向においてフィレット部４０と重なるように延在するとともに、該キャビティ７２を含む翼高さ方向に直交する断面において、基準翼形３４Ａの輪郭を前記断面に翼高さ方向に投影した領域（図３の基準翼形３４Ａとして示す領域）の内側及び外側に亘って延在する。

なお、タービン翼３０は、キャビティ７２の翼高さ方向の延在領域内における少なくとも１つの位置にて上述の断面（キャビティ７２が、基準翼形３４Ａの輪郭の投影領域の内側及び外側に亘って延在するような断面）を有していればよい。例えば、タービン翼３０は、翼高さ方向におけるキャビティ７２の延在領域の３０％以上又は５０％以上の範囲にわたり、上述の断面を有していてもよい。

図２〜図４に示す例示的な実施形態では、前縁側キャビティ７０Ａ及び後縁側キャビティ７０Ｂは、上述のキャビティ７２である。

例えば、図４に示すように、フィレット部４０は、圧力面４６側にて、翼高さ方向における領域Ｒａ１内に延在し、翼厚さ方向における領域Ｒａ２内に延在している。また、フィレット部４０は、負圧面４８側にて、翼高さ方向における領域Ｒｂ１内に延在し、翼厚さ方向における領域Ｒｂ２内に延在している。そして、キャビティ７２は、翼高さ方向において、圧力面４６側におけるフィレット部４０の延在領域Ｒａ１又は負圧面４８側におけるフィレット部４０の延在領域Ｒｂ１と少なくとも部分的に重なるように設けられている。

また、図３に示すように、翼高さ方向から視たとき、キャビティ７２は、基準翼形３４Ａの輪郭の内側に延在する内側部分（図３において、キャビティ７２のうちドットで塗りつぶされた部分）と、基準翼形の３４の外側に延在する外側部分（図３において、キャビティ７２のうちドットで塗りつぶされていない部分）と、を含む。

上述の実施形態によれば、タービン翼３０のうち、シュラウド部５２を含む翼先端部にキャビティ７２（前縁側キャビティ７０Ａ及び後縁側キャビティ７０Ｂ）を設け、該キャビティ７２の深さが翼高さ方向においてフィレット部４０まで及んでいるとともに、翼高さ方向に直交する断面において、キャビティ７２が基準翼形３４Ａの輪郭の投影領域の内側及び外側に亘って（即ち、基準翼形３４Ａの輪郭の内側からはみ出すように）延在している。すなわち、翼高さ方向のサイズ、及び、翼高さ方向視におけるサイズが大きなキャビティ７２を設けたので、シュラウド部５２を含むタービン翼３０の翼先端部を効果的に軽量化することができる。これにより、タービン翼３０にかかる遠心荷重を効果的に軽減して、タービン翼３０の寿命短縮を抑制することができる。

また、上述の実施形態によれば、該キャビティ７２の深さが翼高さ方向においてフィレット部４０まで及んでいるので、フィレット部４０を効果的に冷却することができる。よって、タービン翼３０の寿命短縮を効果的に抑制することができる。

幾つかの実施形態では、複数の冷却キャビティ７０のうち基準翼形３４Ａのコード方向（図３参照）にて前縁４２側に位置するキャビティ７２は、翼高さ方向に直交する断面上にて、基準翼形３４Ａの輪郭の投影領域から翼形部３４の負圧面４８側にはみ出ている。例えば図３に示すように、翼高さ方向視において、前縁側キャビティ７０Ａのうち外側部分（基準翼形の３４の外側に延在する部分）は、翼形部３４（基準翼形）の負圧面４８側にはみ出す負圧面側外側部分１０２を含む。

シュラウド部５２のうち前縁４２側では、通常、負圧面４８側の質量が比較的大きいため、シュラウド部５２の重心が負圧面４８側に偏る要因となり得る。この点、上述の実施形態によれば、翼高さ方向に直交する断面上にて、前縁側キャビティ７０Ａの輪郭が基準翼形３４Ａの投影領域の負圧面４８側にはみ出ているので、シュラウド部５２の前縁４２側にて、タービン軸方向におけるシュラウド部５２の中央部に重心を近づけることができる。よって、このようにして重心位置を調節することで、タービン翼３０における圧力面４６側と負圧面４８側との応力バランスを調整しながら、タービン翼３０にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

幾つかの実施形態では、複数の冷却キャビティ７０のうち基準翼形３４Ａのコード方向（図３参照）にて後縁４４側に位置するキャビティ７２は、翼高さ方向に直交する断面上にて、基準翼形３４Ａの輪郭の投影領域から翼形部３４の圧力面４６側にはみ出ている。例えば図３に示すように、翼高さ方向視において、後縁側キャビティ７０Ｂのうち外側部分（基準翼形の３４の外側に延在する部分）は、翼形部３４（基準翼形）の圧力面４６側にはみ出す圧力面側外側部分１０４を含む。

シュラウド部５２のうち後縁４４側では、通常、圧力面４６側の質量が比較的大きいため、シュラウド部５２の重心が圧力面４６側に偏る要因となり得る。この点、上述の実施形態によれば、翼高さ方向に直交する断面上にて、後縁側キャビティ７０Ｂの輪郭が基準翼形３４Ａの投影領域の圧力面４６側にはみ出ているので、シュラウド部５２の後縁４４側にて、タービン軸方向におけるシュラウド部５２の中央部に重心を近づけることができる。よって、このようにして重心位置を調節することで、タービン翼３０における圧力面４６側と負圧面４８側との応力バランスを調整しながら、タービン翼３０にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

図５は、一実施形態にかかるキャビティ７２（ここでは後縁側キャビティ７０Ｂ）を翼高さ方向から視た模式図である。図６〜図８は、それぞれ、一実施形態に係るキャビティ７２を含むタービン翼３０の断面模式図であり、翼高さ方向と、後述する第１方向又は第２方向を含む平面における断面模式図である。

なお、以下において、幾つかの実施形態にかかるタービン翼３０の特徴について、キャビティ７２の一例として後縁側キャビティ７０Ｂの図（図５〜図８）を用いて説明するが、例えば上述の前縁側キャビティ７０Ａの場合についても同様の説明が適用できる。

図３〜図８に示すように、後縁側キャビティ７０Ｂに接続される複数の第１冷却孔６０ｆ〜６０ｉは、翼形部３４のキャンバライン（図３参照）に沿って配列され、後縁側キャビティ７０Ｂの底面７６に開口している。

幾つかの実施形態では、翼高さ方向視において、キャンバラインに沿った方向にて両端に位置する２つの第１冷却孔６０（図５においては第１冷却孔６０ｆ，６０ｉ）の開口の中心（Ｐｆ，Ｐｉ）同士を結ぶ直線Ｌ１上において、上述の２つの第１冷却孔６０ｆ，６０ｉの少なくとも一方の開口の中心（Ｐｆ，Ｐｉ）と、キャビティ７２の内壁面７８との間の距離（Ｗ_Ｌ又はＷ_Ｔ）は、２つの第１冷却孔６０ｆ，６０ｉの中心間距離Ｗ１の０．８倍以上である。なお、この場合、キャビティ７２の底面７６に開口する第１冷却孔６０は、３本以上であってもよい。

ここで、翼高さ方向視において、複数の第１冷却孔６０ｆ〜６０ｉのうち、キャンバラインに沿った方向にて両端に位置する２つの第１冷却孔６０ｆ，６０ｉの開口中心（Ｐｆ，Ｐｉ）同士を結ぶ直線Ｌ１の方向を第１方向と定義する。また、第１方向の直線Ｌ１と、キャビティ７２の内壁面７８との２つの交点は、前縁４２側の交点Ｐ_Ｌと、後縁４４側の交点Ｐ_Ｔと、を含む。

上述の距離Ｗ_Ｌは、直線Ｌ１上における、２つの第１冷却孔６０ｆ，６０ｉのうち、前縁４２側に位置する第１冷却孔６０ｆと、上述の前縁４２側の交点Ｐ_Ｌとの距離Ｗ_Ｌである。また、上述の距離Ｗ_Ｔは、直線Ｌ１上における、２つの第１冷却孔６０ｆ，６０ｉのうち、後縁４４側に位置する第１冷却孔６０ｉと、上述の後縁４４側の交点Ｐ_Ｔとの距離である。

第１冷却孔６０が設けられる位置や第１冷却孔６０の大きさ（直径等）は翼形部３４によって制限されるため、翼高さ方向視において第１冷却孔６０の開口が存在する領域の大きさ（両端の第１冷却孔６０ｆ，６０ｉの中心間距離Ｗ１）は、翼先端部の翼形（例えば基準翼形３４Ａ）に応じて概ね決まる。この点、上述の実施形態では、翼高さ方向視において、キャンバラインに沿った方向にて両端に位置する第１冷却孔６０ｆ，６０ｉの開口の中心同士の距離Ｗ１に対し、これらの第１冷却孔６０ｆ，６０ｉの一方の開口とキャビティ７２の内壁面７８との距離Ｗ_Ｌ又はＷ_Ｔが０．８倍以上となる大きなキャビティ７２が設けられている。したがって、シュラウド部５２を含むタービン翼３０の先端部を効果的に軽量化することができ、タービン翼３０にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

幾つかの実施形態では、翼高さ方向視において、複数の第１冷却孔６０のうち、基準位置Ｐ_Ａにおける前縁４２Ａ又は後縁４４Ａに最も近い２つの第１冷却孔の開口の中心同士を結ぶ直線上において、複数の第１冷却孔６０のうち、基準位置Ｐ_Ａにおける前縁４２Ａ又は後縁４４Ａに最も近い第１冷却孔６０の開口の中心と、キャビティ７２の内壁面７８との間の距離（Ｗ_Ｌ又はＷ_Ｔ）は、上述の２つの第１冷却孔６０の開口の中心間距離（Ｗ２又はＷ３）の１．５倍以上である。

一実施形態では、例えば図５に示すように、後縁側キャビティ７０Ｂ（キャビティ７２）では、翼高さ方向視において、複数の第１冷却孔６０のうち、後縁４４Ａに最も近い２つの第１冷却孔６０ｈ，６０ｉの開口の中心（Ｐｈ，Ｐｉ）結ぶ直線Ｌ２上において、後縁４４Ａに最も近い第１冷却孔６０ｉとキャビティ７２の内壁面７８との間の距離Ｗ_Ｔは、上述の２つの第１冷却孔６０ｈ，６０ｉの開口の中心間距離Ｗ２の１．５倍以上であってもよい。

あるいは、一実施形態では、前縁側キャビティ７０Ａ（キャビティ７２）では、翼高さ方向視において、複数の第１冷却孔６０のうち、後縁４４Ａに最も近い２つの第１冷却孔６０ｆ，６０ｇの開口の中心（Ｐｆ，Ｐｇ）結ぶ直線上（図５においては直線Ｌ２と同一直線）において、前縁４２Ａに最も近い第１冷却孔６０ｆとキャビティ７２の内壁面７８との間の距離Ｗ_Ｌは、上述の２つの第１冷却孔６０ｆ，６０ｇの開口の中心間距離Ｗ３（図５参照）の１．５倍以上であってもよい。

ここで、翼高さ方向視において、複数の第１冷却孔６０ｆ〜６０ｉのうち、前縁４２Ａ又は後縁４４Ａに最も近い２つの第１冷却孔（第１冷却孔６０ｆ，６０ｇ、又は、第１冷却孔６０ｈ，６０ｉ）の開口の中心同士を結ぶ直線（即ち上述の直線Ｌ２）の方向を第２方向と定義する。また、第２方向の直線Ｌ２と、キャビティ７２の内壁面７８との２つの交点は、前縁４２側の交点Ｐ_Ｌと、後縁４４側の交点Ｐ_Ｔと、を含む。なお、図５に示す実施形態において、第１方向と第２方向は同一の方向である。

第１冷却孔６０が設けられる位置や第１冷却孔６０の大きさ（直径等）は翼形部３４によって制限されるため、翼高さ方向視において前縁４２Ａ側又は後縁４４Ａ側に位置する２つの第１冷却孔６０（第１冷却孔６０ｆ，６０ｇ、又は、第１冷却孔６０ｈ，６０ｉ）の中心間距離Ｗ２又はＷ３は、翼先端部の翼形に応じて概ね決まる。この点、上述の実施形態では、翼高さ方向視において、キャンバラインに沿った方向にて前縁４２Ａ側又は後縁４４Ａ側に位置する２つの第１冷却孔６０（第１冷却孔６０ｆ，６０ｇ、又は、第１冷却孔６０ｈ，６０ｉ）の開口の中心同士の距離Ｗ２又はＷ３に対し、これらの第１冷却孔６０の一方の開口とキャビティ７２の内壁面７８との距離Ｗ_Ｌ又はＷ_Ｔが１．５倍以上となる大きなキャビティ７２が設けられている。したがって、シュラウド部５２を含むタービン翼３０の先端部を効果的に軽量化することができ、タービン翼３０にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

図６〜図８に示すように、翼高さ方向及び第１方向又は第２方向を含む断面にて、キャビティ７２の底面７６は、翼高さ方向に直交する方向に沿って延びているとともに、キャビティ７２の内壁面７８は、翼高さ方向に沿って延びている。

幾つかの実施形態では、図７又は図８に示すように、キャビティ７２の底面７６は、翼高さ方向に直交する方向に対して傾斜していてもよく、あるいは、少なくとも部分的に湾曲面で形成されていてもよい。

また、幾つかの実施形態では、図７又は図８に示すように、キャビティ７２の内壁面７８は、翼高さ方向に対して傾斜していてもよく、あるいは、少なくとも部分的に湾曲面で形成されていてもよい。例えば、翼高さ方向及び第１方向又は第２方向を含む断面において、キャビティ７２を形成する表面のうち、該表面と翼高さ方向との間に形成される角度θ（図７参照）、又は、該表面の接線Ｌ３と翼高さ方向との間に形成される角度θ（図８参照）が４５度以下である部分を内壁面７８と見做してもよい。上述のように、キャビティ７２の内壁面７８が、翼高さ方向に対して傾斜しているか、又は、少なくとも部分的に湾曲面で形成されている場合、第１冷却孔６０の開口中心と内壁面７８との距離とは、第１冷却孔６０の開口中心と、内壁面７８のうち第１冷却孔６０に最も近い位置との距離である。

図９は、一実施形態に係るキャビティ７２を含むタービン翼３０の断面模式図であり、翼高さ方向と、基準位置Ｐ_Ａにおけるコード方向を含む断面における断面模式図である。

幾つかの実施形態では、翼高さ方向と、基準位置Ｐ_Ａにおけるコード方向を含む断面上にて、キャビティ７２の翼高さ方向における深さＤ（図９参照）は、基準位置Ｐ_Ａにおける翼形部３４のコード方向（基準翼形３４Ａのコード方向）において前縁４２Ａから後縁４４Ａに向かうに従い大きくなる。あるいは、幾つかの実施形態では、翼高さ方向と、基準位置Ｐ_Ａにおけるコード方向を含む断面上にて、キャビティ７２の翼高さ方向における深さＤ（図９参照）は、タービン６のロータ８の軸方向において上流側から下流側に向かうに従い大きくなる。

なお、基準位置Ｐ_Ａでのコード方向における前縁側の点から後縁側の点に向かって移動するとき、軸方向においては上流側から下流側に向かうように移動するから、上述の「コード方向において前縁４２Ａから後縁４４Ａに向かうに従い（深さが）大きくなる」と「軸方向において上流側から下流側に向かうに従い（深さが）大きくなる」は、実質的には同義である。

図９に示す例示的な実施形態では、前縁側キャビティ７０Ａ及び後縁側キャビティ７０Ｂの両方において、キャビティ７２の翼高さ方向における深さＤが、基準位置Ｐ_Ａにおける翼形部３４のコード方向（基準翼形３４Ａのコード方向）において前縁４２Ａから後縁４４Ａに向かうに従い大きくなっている。

上述の実施形態によれば、キャビティ７２の翼高さ方向における深さＤが、後縁４４Ａ（あるいは下流側）に近づくに従い大きくなるようにしたので、シュラウド部５２を含むタービン翼３０の先端部を効果的に軽量化することができる。例えば、前縁４２側から後縁４４側に向かうにつれて翼高さ方向の寸法が大きくなるタービン翼３０において、後縁４４側の部位の翼高さを利用して、後縁４４側にてキャビティ７２をより深く形成することで、タービン翼３０の先端部を効果的に軽量化することができる。よって、タービン翼３０にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

幾つかの実施形態では、例えば図３に示すように、翼高さ方向視において、シュラウド部５２のコンタクト面（第１当接面６８又は第２当接面６９）の延長線が、キャビティ７２を通過する。図３に示す例示的な実施形態では、翼高さ方向視において、第１当接面６８の延長線Ｌ４は、前縁側キャビティ７０Ａを通過している。また、図３に示す例示的な実施形態では、翼高さ方向視において、第２当接面６９の延長線Ｌ５は、後縁側キャビティ７０Ｂを通過している。

コンタクト面（第１当接面６８又は第２当接面６９）はシュラウド部５２の周方向端部に位置しており、翼高さ方向から視たとき、コンタクト面の延長線（Ｌ４又はＬ５）は、通常、該シュラウド部５２の周方向端部を通過する。この点、上述の実施形態では、翼高さ方向視において、コンタクト面の延長線（Ｌ４又はＬ５）がキャビティ７２を通過するようにしたので、翼高さ方向視においてキャビティ７２がシュラウド部５２の周方向端部まで延在している。よって、上述の実施形態によれば、このように周方向端部まで延在する大きなキャビティ７２を設けたので、シュラウド部５２を含むタービン翼３０の先端部を効果的に軽量化することができる。これにより、タービン翼３０にかかる遠心荷重を効果的に軽減して、タービン翼３０の寿命短縮を抑制することができる。

幾つかの実施形態では、第２冷却孔６２は、キャビティ７２のうち、翼高さ方向視において、翼高さ方向に直交する断面に基準翼形３４Ａの輪郭を翼高さ方向に投影した領域の外側に位置する部分（即ち、上述の外側部分）に接続される。

例えば、図３及び図４に示す例示的な実施形態では、前縁側キャビティ７０Ａに接続される第２冷却孔６２は、前縁側キャビティ７０Ａのうち、翼高さ方向視において、翼形部３４（基準翼形）の負圧面４８側にはみ出す負圧面側外側部分１０２に接続される。また、例えば、図３及び図４に示す例示的な実施形態では、後縁側キャビティ７０Ｂに接続される第２冷却孔６２は、後縁側キャビティ７０Ｂのうち、翼高さ方向視において、翼形部３４（基準翼形）の圧力面４６側にはみ出す圧力面側外側部分１０４に接続される。

翼高さ方向視において上述の断面上における基準翼形３４Ａの投影領域からキャビティ７２がはみ出す側（圧力面４６側又は負圧面４８側）では、通常、フィレット部４０が比較的大きく、あるいは、シュラウド部５２の幅（例えば基準翼形３４Ａのコード方向に直交する方向の幅）が比較的大きい。この点、上述の実施形態によれば、キャビティ７２のうち、翼高さ方向視において上述の断面上における基準翼形３４Ａの投影領域からはみ出した部位に第２冷却孔６２を接続したので、シュラウド部５２及びフィレット部４０を効果的に冷却することができる。

幾つかの実施形態では、例えば図３及び図４に示すように、第２冷却孔６２は、翼高さ方向視において、フィン５４を跨いで該フィン５４の両側に延在する。

上述の実施形態では、翼高さ方向視においてフィン５４を跨いてフィン５４の両側に延在するように、比較的長い第２冷却孔６２を設けたので、シュラウド部５２及びフィレット部４０を効果的に冷却することができる。

幾つかの実施形態では、例えば図４に示すように、第２冷却孔６２は、翼高さ方向において、フィレット部４０と少なくとも部分的に重なるように延びる。図４に示す例示的な実施形態では、第２冷却孔６２は、翼高さ方向において、圧力面４６側におけるフィレット部４０の延在領域Ｒａ１と部分的に重なるように延びている。また、第２冷却孔６２は、負圧面４８側におけるフィレット部４０の延在領域Ｒｂ１と少なくとも部分的に重なるように延びている。

上述の実施形態では、翼高さ方向において、フィレット部４０と少なくとも部分的に重なるように延びる第２冷却孔６２を設けたので、第２冷却孔６２に冷却流体を供給することにより、フィレット部４０を効果的に冷却することができる。

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）本発明の少なくとも一実施形態に係るタービン翼（３０）は、
翼高さ方向に延在し、前縁（４２）と後縁（４４）との間において延在する圧力面（４６）及び負圧面（４８）を有する翼形部（３４）と、
前記翼形部よりも翼先端側に位置するシュラウド部（５２）と、
湾曲面（４０ａ）により形成され、前記シュラウド部の前記翼形部側の端部に接続されるフィレット部（４０）と、
前記翼形部の内部において翼高さ方向に沿って延在する少なくとも１つの第１冷却孔（６０）と、
前記シュラウド部の内部に少なくとも部分的に設けられ、前記少なくとも１つの第１冷却孔と連通する少なくとも１つの冷却キャビティ（７０）と、
前記少なくとも１つの冷却キャビティに接続されるとともに前記シュラウド部の表面に開口する第２冷却孔（６２）と、
を備えるタービン翼であって、
前記翼形部は、前記翼高さ方向における基準位置（Ｐ_Ａ）において最大翼厚が最小となる基準翼形（３４Ａ）を有し、
前記少なくとも１つの冷却キャビティ（７０）は、前記翼高さ方向において前記フィレット部と重なるように延在するキャビティ（７２）を含み、
前記キャビティ（７２）は、該キャビティを含む前記翼高さ方向に直交する断面において、前記基準翼形の輪郭を前記断面に前記翼高さ方向に投影した領域の内側及び外側に亘って延在する。

上記（１）の構成によれば、タービン翼のうち、シュラウド部を含む翼先端部にキャビティを設け、該キャビティの深さが翼高さ方向においてフィレットまで及んでいるとともに、翼高さ方向に直交する断面において、キャビティが基準翼形の輪郭の投影領域の内側及び外側に亘って（即ち、基準翼形の輪郭の内側からはみ出すように）延在している。すなわち、翼高さ方向のサイズ、及び、翼高さ方向視におけるサイズが大きなキャビティを設けたので、シュラウド部を含むタービン翼の先端部を効果的に軽量化することができる。これにより、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減して、タービン翼の寿命短縮を抑制することができる。

（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、
前記少なくとも１つの冷却キャビティは、
前記キャビティ（７２）としての前縁側キャビティ（７０Ａ）と、
前記基準位置（Ｐ_Ａ）における前記翼形部のコード方向において前記前縁側キャビティよりも後縁側に位置する後縁側キャビティ（７０Ｂ）と、を含み、
前記断面において、前記前縁側キャビティは、前記領域から前記翼形部の負圧面側にはみ出ている。

シュラウド部のうち前縁側では、通常、負圧面側の質量が比較的大きいため、シュラウド部の重心が負圧面側に偏る要因となり得る。この点、上記（２）の構成によれば、上述の断面上にて、前縁側キャビティの輪郭が基準翼形の投影領域の負圧面側にはみ出ているので、シュラウド部の前縁側にて、タービン軸方向におけるシュラウド部の中央部に重心を近づけることができる。よって、このようにして重心位置を調節することで、タービン翼における圧力面側と負圧面側との応力バランスを調整しながら、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）の構成において、
前記少なくとも１つの冷却キャビティは、
前縁側キャビティ（７０Ａ）と、
前記基準位置における前記翼形部のコード方向において前記前縁側キャビティよりも後縁側に位置する、前記キャビティ（７２）としての後縁側キャビティ（７０Ｂ）と、を含み、
前記断面において、前記後縁側キャビティは、前記領域から前記翼形部の圧力面側にはみ出ている。

シュラウド部のうち後縁側では、通常、圧力面側の質量が比較的大きいため、シュラウド部の重心が圧力面側に偏る要因となり得る。この点、上記（３）の構成によれば、上述の断面上にて、後縁側キャビティの輪郭が基準翼形の投影領域の圧力面側にはみ出ているので、シュラウド部の後縁側にて、タービン軸方向におけるシュラウド部の中央部に重心を近づけることができる。よって、このようにして重心位置を調節することで、タービン翼における圧力面側と負圧面側との応力バランスを調整しながら、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

（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、
前記少なくとも１つの第１冷却孔（６０）は、前記翼形部（３４）のキャンバラインに沿って配列され、前記キャビティの底面（７６）に開口する前記複数の第１冷却孔を含み、
前記キャビティは、翼高さ方向視において、前記複数の第１冷却孔のうち前記キャンバラインに沿った方向にて両端に位置する２つの第１冷却孔（例えば第１冷却孔６０ｆ，６０ｉ）の開口の中心同士を結ぶ直線（Ｌ１）上において、前記２つの第１冷却孔の少なくとも一方の開口と、前記キャビティの内壁面（７８）との間の距離（Ｗ_Ｌ又はＷ_Ｔ）は、前記２つの第１冷却孔の中心間距離（Ｗ１）の０．８倍以上である。

第１冷却孔が設けられる位置や第１冷却孔の大きさ（直径等）は翼形によって制限されるため、翼高さ方向視において第１冷却孔の開口が存在する領域の大きさ（両端の第１冷却孔の中心間距離）は、翼先端部の翼形に応じて概ね決まる。上記（４）の構成では、翼高さ方向視において、キャンバラインに沿った方向にて両端に位置する第１冷却孔の開口の中心同士の距離に対し、これらの第１冷却孔の一方の開口の中心とキャビティの内壁面との距離が０．８倍以上となる大きなキャビティが設けられている。したがって、シュラウド部を含むタービン翼の先端部を効果的に軽量化することができ、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、
前記少なくとも１つの第１冷却孔（６０）は、前記翼形部（３４）のキャンバラインに沿って配列され、前記キャビティの底面（７６）に開口する複数の第１冷却孔を含み、
前記キャビティは、翼高さ方向視において、前記複数の第１冷却孔のうち、前記基準位置における前記前縁又は前記後縁（例えば後縁４４）に最も近い２つの第１冷却孔（例えば第１冷却孔６０ｈ，６０ｉ）の開口の中心同士を結ぶ直線（Ｌ２）上において、前記複数の第１冷却孔のうち、前記基準位置における前記前縁又は前記後縁に最も近い第１冷却孔（例えば第１冷却孔６０ｉ）の開口の中心と、前記キャビティの内壁面との間の距離（Ｗ_Ｌ又はＷ_Ｔ）は、前記２つの第１冷却孔の開口の中心間距離（例えばＷ３）の１．５倍以上である。

第１冷却孔が設けられる位置や第１冷却孔の大きさ（直径等）は翼形によって制限されるため、翼高さ方向視において前縁側又は後縁側に位置する２つの第１冷却孔の中心間距離は、翼先端部の翼形に応じて概ね決まる。上記（５）の構成では、翼高さ方向視において、キャンバラインに沿った方向にて前縁側又は後縁側に位置する２つの第１冷却孔の開口の中心同士の距離に対し、これらの第１冷却孔の一方の開口とキャビティの内壁面との距離が１．５倍以上となる大きなキャビティが設けられている。したがって、シュラウド部を含むタービン翼の先端部を効果的に軽量化することができ、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れかの構成において、
前記キャビティの前記翼高さ方向における深さ（Ｄ）は、前記基準位置における前記翼形部のコード方向において前記前縁（４２）から前記後縁（４４）に向かうに従い大きくなる。

上記（６）の構成によれば、キャビティの翼高さ方向における深さが、後縁に近づくに従い大きくなるようにしたので、シュラウド部を含むタービン翼の先端部を効果的に軽量化することができる。例えば、前縁側から後縁側に向かうにつれて翼高さ方向の寸法が大きくなるタービン翼において、後縁側の部位の翼高さを利用して、後縁側にてキャビティをより深く形成することで、タービン翼の先端部を効果的に軽量化することができる。よって、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減することができる。

（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、
前記シュラウド部（５２）は、前記翼高さ方向に沿って延在し、前記タービン翼に隣接するタービン翼のシュラウド部に対向するコンタクト面（例えば第１当接面６８又は第２当接面６９）を有し、
翼高さ方向視において、前記コンタクト面の延長線（Ｌ４又はＬ５）が前記キャビティを通過する。

コンタクト面はシュラウド部の周方向端部に位置しており、翼高さ方向から視たとき、コンタクト面の延長線は、通常、該シュラウドの周方向端部を通過する。この点、上記（７）の構成では、翼高さ方向視において、コンタクト面の延長線がキャビティを通過するようにしたので、翼高さ方向視においてキャビティがシュラウド部の周方向端部まで延在している。よって、上記（７）の構成によれば、このように周方向端部まで延在する大きなキャビティを設けたので、シュラウド部を含むタービン翼の先端部を効果的に軽量化することができる。これにより、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減して、タービン翼の寿命短縮を抑制することができる。

（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、
前記第２冷却孔（６２）は、前記キャビティ（７２）のうち、翼高さ方向視において前記領域の外側に位置する部分（例えば負圧面側外側部分１０２又は圧力面側外側部分１０４）に接続される。

翼高さ方向視において上述の断面上における基準翼形の投影領域からキャビティがはみ出す側（前縁側又は負圧面側）では、通常、フィレット部が比較的大きく、あるいは、シュラウド部の幅が比較的大きい。この点、上記（８）の構成によれば、キャビティのうち、翼高さ方向視において上述の断面上における基準翼形の投影領域からはみ出した部位に第２冷却孔を接続したので、シュラウド部及びフィレット部を効果的に冷却することができる。

（９）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（８）の何れかの構成において、
前記シュラウド部から前記翼先端側に突出し、周方向に沿って延在するフィン（５４）をさらに備え、
前記第２冷却孔（６２）は、翼高さ方向視において、前記フィンを跨いで前記フィンの両側に延在する。

上記（９）の構成によれば、翼高さ方向視においてフィンを跨いてフィンの両側に延在するように、比較的長い第２冷却孔を設けたので、シュラウド部及びフィレット部を効果的に冷却することができる。

（１０）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（９）の何れかの構成において、
前記第２冷却孔（６２）は、前記翼高さ方向において、前記フィレット部（４０）と少なくとも部分的に重なるように延びる。

上記（１０）の構成によれば、翼高さ方向において、フィレット部と少なくとも部分的に重なるように延びる第２冷却孔を設けたので、フィレット部を効果的に冷却することができる。

（１１）本発明の少なくとも一実施形態にかかるガスタービン（１）は、
上記（１）乃至（１０）の何れか一項に記載のタービン翼（２４，２６，３０）と、
前記タービン翼が設けられる燃焼ガス流路（２８）を流れる燃焼ガスを生成するための燃焼器（４）と、
を備える。

上記（１１）の構成によれば、タービン翼のうち、シュラウド部を含む翼先端部にキャビティを設け、該キャビティの深さが翼高さ方向においてフィレットまで及んでいるとともに、翼高さ方向に直交する断面において、キャビティが基準翼形の輪郭の投影領域の内側及び外側に亘って（即ち、基準翼形の輪郭の内側からはみ出すように）延在している。すなわち、翼高さ方向のサイズ、及び、翼高さ方向視におけるサイズが大きなキャビティを設けたので、シュラウド部を含むタービン翼の先端部を効果的に軽量化することができる。これにより、タービン翼にかかる遠心荷重を効果的に軽減して、タービン翼の寿命短縮を抑制することができる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明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。

本明細書において、「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。
また、本明細書において、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。
また、本明細書において、一の構成要素を「備える」、「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。

１ ガスタービン
２ 圧縮機
４ 燃焼器
６ タービン
８ ロータ
１０ 圧縮機車室
１２ 空気取入口
１６ 静翼
１８ 動翼
２０ ケーシング
２２ タービン車室
２４ 静翼
２６ 動翼
２８ 燃焼ガス流路
２９ 排気室
３０ タービン翼
３２ プラットフォーム
３４ 翼形部
３４Ａ 基準翼形
３６ 翼根部
３８ 基端部
３９ 先端部
４０ フィレット部
４０ａ 湾曲面
４２ 前縁
４２Ａ 前縁
４４ 後縁
４４Ａ 後縁
４６ 圧力面
４６Ａ 圧力面
４８ 負圧面
４８Ａ 負圧面
５２ シュラウド部
５２ａ 平坦面
５２ｂ 翼先端側端面
５４ フィン
５８ 入口開口
６０，６０ａ〜６０ｉ 第１冷却孔
６２ 第２冷却孔
６３ 開口
６６ 上流側端面
６７ 下流側端面
６８ 第１当接面
６９ 第２当接面
７０ 冷却キャビティ
７０Ａ 前縁側キャビティ
７０Ｂ 後縁側キャビティ
７２ キャビティ
７４ プラグ
７６ 底面
７８ 内壁面
１０２ 負圧面側外側部分
１０４ 圧力面側外側部分
Ｌｃ_Ａ キャンバライン
Ｐ_Ａ 基準位置
Ｒａ１ 延在領域
Ｒｂ１ 延在領域

Claims (11)

1. 翼高さ方向に延在し、前縁と後縁との間において延在する圧力面及び負圧面を有する翼形部と、
   前記翼形部よりも翼先端側に位置するシュラウド部と、
   湾曲面により形成され、前記シュラウド部の前記翼形部側の端部に接続されるフィレット部と、
   前記翼形部の内部において翼高さ方向に沿って延在する少なくとも１つの第１冷却孔と、
   前記シュラウド部の内部に少なくとも部分的に設けられ、前記少なくとも１つの第１冷却孔と連通する少なくとも１つの冷却キャビティと、
   前記少なくとも１つの冷却キャビティに接続されるとともに前記シュラウド部の表面に開口する第２冷却孔と、
   を備えるタービン翼であって、
   前記翼形部は、前記翼高さ方向における基準位置において最大翼厚が最小となる基準翼形を有し、
   前記少なくとも１つの冷却キャビティは、前記翼高さ方向において前記フィレット部と重なるように延在するキャビティを含み、
   前記キャビティは、該キャビティを含む前記翼高さ方向に直交する断面において、前記基準翼形の輪郭を前記断面に前記翼高さ方向に投影した領域の内側及び外側に亘って延在する
   タービン翼。
2. 前記少なくとも１つの冷却キャビティは、
   前記キャビティとしての前縁側キャビティと、
   前記基準位置における前記翼形部のコード方向において前記前縁側キャビティよりも後縁側に位置する後縁側キャビティと、を含み、
   前記断面において、前記前縁側キャビティは、前記領域から前記翼形部の負圧面側にはみ出ている
   請求項１に記載のタービン翼。
3. 前記少なくとも１つの冷却キャビティは、
   前縁側キャビティと、
   前記基準位置における前記翼形部のコード方向において前記前縁側キャビティよりも後縁側に位置する、前記キャビティとしての後縁側キャビティと、を含み、
   前記断面において、前記後縁側キャビティは、前記領域から前記翼形部の圧力面側にはみ出ている
   請求項１又は２に記載のタービン翼。
4. 前記少なくとも１つの第１冷却孔は、前記翼形部のキャンバラインに沿って配列され、前記キャビティの底面に開口する複数の前記第１冷却孔を含み、
   前記キャビティは、翼高さ方向視において、前記複数の第１冷却孔のうち前記キャンバラインに沿った方向にて両端に位置する２つの第１冷却孔の開口の中心同士を結ぶ直線上において、前記２つの第１冷却孔の少なくとも一方の開口の中心と、前記キャビティの内壁面との間の距離は、前記２つの第１冷却孔の中心間距離の０．８倍以上である
   請求項１乃至３の何れか一項に記載のタービン翼。
5. 前記少なくとも１つの第１冷却孔は、前記翼形部のキャンバラインに沿って配列され、前記キャビティの底面に開口する複数の第１冷却孔を含み、
   前記キャビティは、翼高さ方向視において、前記複数の第１冷却孔のうち、前記基準位置における前記前縁又は前記後縁に最も近い２つの第１冷却孔の開口の中心同士を結ぶ直線上において、前記複数の第１冷却孔のうち、前記基準位置における前記前縁又は前記後縁に最も近い第１冷却孔の開口の中心と、前記キャビティの内壁面との間の距離は、前記２つの第１冷却孔の開口の中心間距離の１．５倍以上である
   請求項１乃至４の何れか一項に記載のタービン翼。
6. 前記キャビティの前記翼高さ方向における深さは、前記基準位置における前記翼形部のコード方向において前記前縁から前記後縁に向かうに従い大きくなる
   請求項１乃至５の何れか一項に記載のタービン翼。
7. 前記シュラウド部は、前記翼高さ方向に沿って延在し、前記タービン翼に隣接するタービン翼のシュラウド部に対向するコンタクト面を有し、
   翼高さ方向視において、前記コンタクト面の延長線が前記キャビティを通過する
   請求項１乃至６の何れか一項に記載のタービン翼。
8. 前記第２冷却孔は、前記キャビティのうち、翼高さ方向視において前記領域の外側に位置する部分に接続された
   請求項１乃至７の何れか一項に記載のタービン翼。
9. 前記シュラウド部から前記翼先端側に突出し、周方向に沿って延在するフィンをさらに備え、
   前記第２冷却孔は、翼高さ方向視において、前記フィンを跨いで前記フィンの両側に延在する
   請求項１乃至８の何れか一項記載のタービン翼。
10. 前記第２冷却孔は、前記翼高さ方向において、前記フィレット部と少なくとも部分的に重なるように延びる
    請求項１乃至９の何れか一項に記載のタービン翼。
11. 請求項１乃至１０の何れか一項に記載のタービン翼と、
    前記タービン翼が設けられる燃焼ガス流路を流れる燃焼ガスを生成するための燃焼器と、
    を備えるガスタービン。

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