JP5730418B2 - 翼体及びガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、翼体及びガスタービンに関するものである。

周知のように、ガスタービンのタービン部における動翼は、高温燃焼ガスに晒されるために、クリープ、高温酸化減肉、熱疲労等の対策が重要となる。このような対策の一つとしては、動翼内部に形成した冷却孔に冷却空気を流して、動翼の温度上昇を抑止するものがある。

例えば、下記特許文献１には、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前縁から後縁に向けて複数配列された動翼が記載されている。

このような動翼は、必要強度、加工精度、熱負荷等の設計条件により、冷却孔から翼表面までの肉厚を相当程度確保する必要がある。しかしながら、前縁近傍と後縁近傍においては、前縁と後縁とに向けてそれぞれ次第に肉薄となっているため、必要肉厚を確保可能な位置が、前縁と後縁とから相当程度離間した位置になってしまう。このような事情により、上記動翼は、前縁近傍及び後縁近傍が中央側よりも冷却され難く、前縁近傍及び後縁近傍が相対的に高温となる。換言すると、中央側が前縁近傍及び後縁近傍よりも必要以上に冷却され過ぎてしまう。

この翼のコード長方向（翼弦方向）における温度の偏分布によって、前縁及び後縁近傍が相対的に延び、中央側が相対的に縮むこととなる。そして、正圧面が凹面状で、負圧面が凸面状であるために、負圧面側の熱変形が大きくなって、動翼に負圧面の法線方向へ曲がる変形が生じる。

特開平３−１８２６０２号公報

ところで、燃焼ガスのエネルギー回収率を向上させる一つの手段として、動翼の翼高さを大きくすることが考えられる。しかしながら、従来の技術では、翼高さを大きくすると翼高さ方向の基端側から先端側に向かうほど、上記熱変形が加算されて相対的に大きくなり、翼が負圧面側に倒れることで、巨大な曲げ応力が発生してしまうという問題がある。
このような動翼は、高温であるガスタービンで長時間運転に耐える寿命が不足することから、使用することができないという問題がある。

本発明は、このような事情を考慮してなされたもので、その目的は、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる翼体を提供することにある。
また、本発明の別の目的は、動翼の翼高さを大きくしたとしても十分な寿命を確保することができ、エネルギー回収率を向上させることができるガスタービンを提供することにある。

上記目的を達成するために、本発明は以下の手段を採用している。
すなわち、本発明に係る翼体は、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて複数配列された翼体であって、前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、前記負圧面側よりも前記正圧面側のほうが冷却されるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間において、他の前記冷却孔が形成されており、前記他の冷却孔の全てが、基端から先端まで前記翼高さ方向の全てにおいてキャンバーラインよりも前記正圧面側にのみ形成されていることを特徴とする。

また、本発明に係る翼体は、凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる複数の冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて一列に配列された翼体であって、前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、前記負圧面側よりも前記正圧面側のほうが冷却されるように、前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間において、他の前記冷却孔が形成されており、前記他の冷却孔の全てが、基端から先端まで前記翼高さ方向の全てにおいてキャンバーラインよりも前記正圧面側に形成されていることを特徴とする。

これらの構成によれば、他の冷却孔の全てが、キャンバーラインよりも正圧面側に形成されているので、負圧面側よりも正圧面側が冷却され、正圧面側がより熱収縮し、負圧面側がより熱膨張する。これにより、負圧面の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。従って、翼高さ方向の基端側から先端側に向かって積み重なり次第に大きくなる曲げ変形が抑止され、発生する曲げ応力が微小なものとなる。

また、複数の前記他の冷却孔は、前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域と、前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域との間に位置する中央領域の内側に位置する程、キャンバーラインよりも前記正圧面側に形成されていることを特徴とする。

そして、本発明に係るガスタービンは、上記いずれかの翼体を用いたことを特徴とする。
この構成によれば、上記いずれかの翼体を用いたので、動翼の翼高さを大きくしたとしても長時間運転に耐える十分な寿命を確保することができ、エネルギー回収率を向上させることができる。

本発明に係る翼体によれば、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。

また、本発明に係るガスタービンによれば、動翼の翼高さを大きくしたとしても長時間運転に耐える十分な寿命を確保することができ、エネルギー回収率を向上させることができる。

本発明の第一実施形態に係るガスタービン１の概略構成を示す半断面図である。 本発明の第一実施形態に係るガスタービン１の要部拡大断面図である。 本発明の第一実施形態に係るタービン動翼６Ｄの要部拡大断面図であり、図２におけるＩ−Ｉ線断面図である。 本発明の第一実施形態に係る冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の疎密比を示した第一のグラフであって、相互に隣接する冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の各間隔位置を横軸に、等間隔中心間距離ＬＥに対する実際の中心間距離Ｌの比率を縦軸に示したものである。 本発明の第一実施形態に係る冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の疎密比を示した第二のグラフであって、相互に隣接する冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の各間隔位置を横軸に、冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の孔径ｄに対する中心間距離Ｌの比率を縦軸に示したグラフである。 本発明の第一実施形態に係るタービン動翼６Ｄのある翼高さ位置における翼表面の温度分布図であり、横軸に翼表面周り上の位置を示し、縦軸に温度を示したものである。なお、比較対象として冷却孔２５の中心間距離Ｌを等間隔中心間距離ＬＥとした場合おけるタービン動翼６Ｄ´の翼表面の温度分布図を破線で示している。 本発明の第二実施形態に係るタービン動翼６Ｅの要部断面図であって、第一実施形態の図３に相当する図である。 本発明の第三実施形態に係るタービン動翼６Ｆの要部断面図であって、第一実施形態の図３に相当する図である。 本発明の第四実施形態に係るタービン動翼６Ｇの外観構成図である。 本発明の第五実施形態に係るタービン動翼６Ｈの要部断面図であって、第一実施形態の図３に相当する図である。 本発明の第六実施形態に係るタービン動翼６Ｉの概略構成斜視図である。 本発明の第六実施形態に係るタービン動翼６Ｉの概略構成図であって、図１１におけるII矢視図である。

以下、図面を参照し、本発明の実施の形態について説明する。
（第一実施形態）
図１は、本発明の実施形態に係るガスタービン１の概略構成を示す半断面図である。図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気ｃを生成する圧縮機２と、圧縮機２から供給される圧縮空気ｃに燃料を供給して作動流体である燃焼ガスＧ１を生成する複数の燃焼器３と、一組一段となったタービン静翼１０及びタービン動翼６を四段有し、燃焼器３から供給される燃焼ガスＧ１により回転動力を発生させるタービン４とを備えている。

また、ガスタービン１には、軸線方向Ｄに延びるロータ７が、圧縮機２からタービン４まで一体的に取り付けられており、このロータ７は、一端が圧縮機２の上流側に設けられた軸受部７ａによって軸線Ｏ回りであるタービン４の周方向Ｒに回転可能に支持されると共に、他端がタービン４の下流側に設けられた軸受部７ｂによってタービン４の周方向Ｒに回転可能に支持されている。以下、ロータ７の軸線方向Ｄにおいて圧縮機２側を前側とし、タービン４側を後側とする。

圧縮機２は、空気を取り込む空気取入口２ａを前側に配設した圧縮機ケーシング２ｂと、この圧縮機ケーシング２ｂ内に配設された複数の圧縮機静翼２ｃ及び複数の圧縮機動翼２ｄとを備えている。圧縮機静翼２ｃは、それぞれ圧縮機ケーシング２ｂの内周面に固定されると共にロータ７側に向けて延設され、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。また、圧縮機動翼２ｄは、ロータ７の外周面に固定されると共に圧縮機ケーシング２ｂの内周面に向けて延設され、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。そして、これら圧縮機静翼２ｃと圧縮機動翼２ｄとは、軸線方向Ｄに沿って交互になるように多段に配置されている。

燃焼器３は、内部に図示しないバーナを有する内筒３ａと、圧縮機２から供給される圧縮空気ｃを内筒３ａに導く外筒３ｂと、内筒３ａに燃料を供給する図示しない燃料噴射器と、内筒３ａからの燃焼ガスＧ１をタービン４に導く尾筒３ｃとを備えている。複数の燃焼器３は、タービン４の周方向Ｒに配置されると共に、前端部が圧縮機ケーシング２ｂの後端部に連結された燃焼器ケーシング３ｄの内部に配設されている。

タービン４は、前端部が燃焼器ケーシング３ｄの後端部に連結されたタービンケーシング５と、タービンケーシング５内に軸方向に交互に四段に配設されたタービン静翼１０及びタービン動翼６とを備えている。各段のタービン静翼１０は、周方向Ｒに環状に等しい間隔をあけて配列され、それぞれタービンケーシング５側に固定されると共にロータ７側に向けて放射状に複数延設されている。同様に、各段のタービン動翼６も、周方向Ｒに環状に等しい間隔をあけて配列され、ロータ７側に固定されると共にタービンケーシング５側に向けて放射状に延設されている。
このタービン４のタービンケーシング５の後端部には、後側に向けて開口した排気室８が連結されている。この排気室８には、タービン静翼１０及びタービン動翼６を通過した燃焼ガスＧ１の動圧を静圧に変換する排気ディフューザ８ａが備えられている。

以上のように構成されたガスタービン１においては、まず、圧縮機２の空気取入口２ａから取り込まれた空気が、多段に配置された圧縮機静翼２ｃ及び圧縮機動翼２ｄを通過して圧縮空気ｃが生成される。次いで、燃焼器３にて、前述したように圧縮空気ｃに燃料を供給して燃焼させることにより燃焼ガスＧ１が生成され、この燃焼ガスＧ１がタービン４に導かれる。そして、この燃焼ガスＧ１がタービン静翼１０及びタービン動翼６が配列する範囲を燃焼ガス流路として通過することでロータ７が回転駆動される。そして、ロータ７を回転駆動した後の排気ガスは、排気室８の排気ディフューザ８ａで静圧に変換された後、大気に放出される。

図２は、ガスタービン１の要部拡大断面図である。
図２に示すように、ロータ７は、その外周に第１段〜第４段のタービン動翼６Ａ〜６Ｄを固定するロータディスク７Ａ〜７Ｄを備えている。そして、この第１段のロータディスク７Ａの上流側には、シールディスク１１が同軸に接続されている。このシールディスク１１には、上流側からの圧縮空気ｃの一部を、各タービン動翼６Ａ〜６Ｄに向かって供給するために貫通したディスクホール１１ａが、その軸線を中心として互いに等角度間隔をおいて複数形成されている。

また、第１段のロータディスク７Ａには、各ディスクホール１１ａを通って流れ込んできた圧縮空気ｃのうち一部を取り込んで、各タービン動翼６Ａの内部に形成された冷却流路へと導くラジアルホール７Ａ１が、互いに等角度間隔をおいて複数形成されている。さらに、ロータディスク７Ａには、残りの圧縮空気ｃを第２段に向かって供給するためのディスクホール７Ａ２が、互いに等角度間隔をおいて複数形成されている。

ロータディスク７Ａと同様に、各ロータディスク７Ｂ，７Ｃのそれぞれにも、ラジアルホール７Ｂ１，７Ｃ１と、ディスクホール７Ｂ２，７Ｃ２がそれぞれ複数形成されている。ロータディスク７Ｄには、ラジアルホール７Ｄ１のみが複数形成されている。

図３は、タービン動翼６Ｄの要部拡大断面図であり、図２におけるＩ−Ｉ線断面図である。
図３に示すように、タービン動翼６Ｄは、凹面状の正圧面２１と凸面状の負圧面２２とが前縁２０ａと後縁２０ｂとを介して連続してなる翼型断面となっており、翼高さＨが比較的に大きく形成されたものである。このタービン動翼６Ｄには、上記翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、圧縮空気ｃの流路となる冷却孔２５が複数形成されている。

冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）は、ラジアルホール７Ｄ１に連通しており、翼根底面６ｄから基端６ａを介して先端６ｂまで穿孔されたものである（図２及び図９参照）。冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）は、同一の孔径ｄ１で合計１１個形成されており、前縁２０ａから後縁２０ｂに向けて一列に配列されている。

これら複数の冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）は、両端に基準冷却孔（第一の基準冷却孔）２５ａ、基準冷却孔（第二の基準冷却孔）２５ｋを有しており、これら基準冷却孔２５ａ，２５ｋに挟まれるようにして他の冷却孔２５ｂ〜２５ｊが形成されている。

基準冷却孔２５ａは、最も前縁２０ａ側に形成されており、基準冷却孔２５ｋは、最も後縁２０ｂ側に形成されている。
これら基準冷却孔２５ａと基準冷却孔２５ｋとは、正圧面２１及び負圧面２２までの肉厚が所定の厚み以上となる範囲において、それぞれ前縁２０ａと後縁２０ｂとに最も近接する位置に形成されている。
なお、所定の厚みとは、遠心力やガス圧等に対する必要強度、放電加工や鋳造、鍛造、機械加工等の加工精度、燃焼ガスＧ１や冷却空気による熱負荷等の設計条件によって定められたものである。

冷却孔２５ｂ〜２５ｊは、基準冷却孔２５ａが含まれる前領域Ｔ１及び基準冷却孔２５ｋが含まれる後領域Ｔ２に対し、前領域Ｔ１と後領域Ｔ２との間に位置する中央領域Ｔ３の温度差が小さくなるように、配設されている。
具体的には、冷却孔２５は、相互に隣接する冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の密度が中央領域Ｔ３で疎（冷却孔の間隔が大）となり、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２で密（間隔が小）となるように形成されている。

図４は、冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の疎密比を示した第一のグラフであって、相互に隣接する冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の各間隔位置を横軸に、等間隔中心間距離ＬＥに対する実際の中心間距離Ｌの比率（Ｌ／ＬＥ）を縦軸に示したものである。なお、等間隔中心間距離ＬＥは、相互に隣接する冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の各間隔を等間隔に形成した仮定における中心間距離をいう。

図４に示すように、前領域Ｔ１に含まれる一番目の冷却孔２５ａ（第一の基準冷却孔２５ａ）から五番目の冷却孔２５ｅまでの各中心間距離Ｌ、及び、七番目の冷却孔２５ｇから十一番目の冷却孔２５ｋ（第二の基準冷却孔２５ｋ）までの各中心間距離Ｌが、等間隔中心間距離ＬＥに対して、０．５以上１以下となるように設定されている（０．５≦Ｌ／ＬＥ≦１）。また、中央領域Ｔ３に含まれる五番目の冷却孔２５ｅから七番目の冷却孔２５ｇまでの各中心間距離Ｌが、等間隔中心間距離ＬＥに対して、１以上３以下に設定されている（１≦Ｌ／ＬＥ≦３）。
なお、前領域Ｔ１，後領域Ｔ２におけるＬ／ＬＥは、０．５よりも小さく設定することが可能であるが、相互に隣接する冷却孔２５ｅが連通しないように（Ｌ／ＬＥ＝０）、０よりも大きくすることが望ましい。
また、中央領域Ｔ３におけるＬ／ＬＥは、３よりも大きくすることが可能であるが、中央領域Ｔ３が過熱状態となることを防ぐために、１０以下に設定することが望ましい。

図５は、冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の疎密比を示した第二のグラフであって、相互に隣接する冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の各間隔位置を横軸に、冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の孔径ｄに対する中心間距離Ｌの比率（Ｌ／ｄ）を縦軸に示したグラフである。
図５に示すように、前領域Ｔ１に含まれる一番目の冷却孔２５ａ（第一の基準冷却孔２５ａ）から五番目の冷却孔２５ｅまでの各中心間距離Ｌ、及び、七番目の冷却孔２５ｇから十一番目の冷却孔２５ｋ（第二の基準冷却孔２５ｋ）までの各中心間距離Ｌが、孔径ｄ１に対して、３〜８に設定されている（３≦Ｌ／ｄ≦８）。また、中央領域Ｔ３に含まれる五番目の冷却孔２５ｅから七番目の冷却孔２５ｇまでの各中心間距離Ｌが、孔径ｄ１に対して、９〜２０に設定されている（９≦Ｌ／ｄ≦２０）。
なお、前領域Ｔ１，後領域Ｔ２におけるＬ／ｄは、３よりも小さく設定することが可能であるが、相互に隣接する冷却孔２５ｅが連通しないように（Ｌ／ｄ＝１）、２以上とすることが望ましい。
また、中央領域Ｔ３におけるＬ／ｄは、２０よりも大きくすることが可能であるが、中央領域Ｔ３が過熱状態となることを防ぐために、５０以下に設定することが望ましい。

次に、ガスタービン１の動作について、図を用いて説明する。
まず、図２に示すように、圧縮機２から抽気されて供給される圧縮空気ｃのうち一部が、回転するシールディスク１１に向かって供給され、各ディスクホール１１ａを通り抜けてから第１段のロータディスク７Ａへと供給される。そして、この供給された圧縮空気ｃは、順次ディスクホール７Ａ２〜７Ｃ２を経て、ロータディスク７Ｄのラジアルホール７Ｄ１に到達する。

ラジアルホール７Ｄ１に到達した圧縮空気ｃは、冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）を翼根底面６ｄ側から基端６ａ側を介して先端６ｂ側に向けて流れる。この際、冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）を流れる圧縮空気ｃは、冷却孔２５（２５ａ〜２５ｋ）の各内周面からタービン動翼６Ｄと熱交換を行う。

図３に示すように、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２においては、冷却孔２５の密度が大きく単位面積当たりにおいて、冷却孔２５の開口面積が多く、圧縮空気ｃの流量が多くなる。
一方、中央領域Ｔ３においては、冷却孔２５の密度が小さく単位面積当たりにおいて、冷却孔２５の開口面積が少なく、圧縮空気ｃの流量が少なくなる。タービン動翼６Ｄから熱を吸熱した圧縮空気ｃは、先端６ｂから流出して燃焼ガスＧ１に合流する。

図６は、タービン動翼６Ｄのある翼高さ位置における翼表面の温度分布図であり、横軸に翼表面周り上の位置を示し、縦軸に温度を示したものである。なお、比較対象として冷却孔２５の中心間距離Ｌを等間隔中心間距離ＬＥとした場合おけるタービン動翼６Ｄ´の翼表面の温度分布図を破線で示している。
また、図６の横軸において、０が前縁（２０ａ）を、１及び−１が後縁（２０ｂ）を、＋が正圧面２１を、−が負圧面２２をそれぞれ示している。

図６に示すように、タービン動翼６Ｄ，６Ｄ´の双方とも、前縁（２０ａ）及び後縁（２０ｂ）が高温となっている。これは、必要な肉厚を確保するには第一の基準冷却孔（２５ａ）及び第二の基準冷却孔（２５ｋ）をそれぞれ肉厚の薄い前縁（２０ａ）及び後縁（２０ｂ）に近接させることができないためであり、冷却効果が小さくなるためである。
ここで、図６に示すように、タービン動翼６Ｄ´においては、正圧面及び負圧面において温度が上昇せずに、概略一定であり、翼表面周りにおける前縁及び後縁の高温部と中央部との温度差がΔＴ２となっている。
一方、図６に示すように、タービン動翼６Ｄの正圧面２１及び負圧面２２においては、温度が上昇しており、翼表面周りにおける前縁及び後縁の高温部と中央部との温度差がΔＴ１となっており、ΔＴ２と比較して、温度差が小さくなっている。

すなわち、動翼６Ｄのコード長方向における温度分布がタービン動翼６Ｄ´よりも均一的なものとなって、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２と、中央領域Ｔ３との熱変形の差分が小さくなり、負圧面２２の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。つまり、翼高さ方向の基端６ａ側から先端６ｂ側に向かって、曲げ変形が積み重なって次第に大きくなることがなく、発生する曲げ応力が微小なものとなる。

このようにして、タービン動翼６Ｄの翼高さが大きくなっても要求される強度を満足することができる。このようなガスタービン１は、タービン動翼６Ｄの翼高さが大きくなっているために、燃焼ガスＧ１のエネルギーを高効率で回収する。

以上説明したように、ガスタービン１によれば、複数の冷却孔２５が、必要な肉厚を確保可能な範囲において前縁２０ａ側に形成された基準冷却孔２５ａと後縁２０ｂ側に形成された基準冷却孔２５ｋとを有し、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２に対し、前領域Ｔ１と後領域Ｔ２との間に位置する中央領域Ｔ３の温度差が小さくなるように、他の冷却孔２５ｂ〜２５ｊが形成されているので、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。

すなわち、動翼６Ｄの温度分布がより均一的なものとなって、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２と、中央領域Ｔ３との熱変形の差分が小さくなり、負圧面２２の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。つまり、曲げ変形が翼高さ方向の基端６ａ側から先端６ｂ側に向かって積み重なって次第に大きくなることがなく、発生する曲げ応力が微小なものとなる。
従って、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。

また、複数の冷却孔２５が、冷却孔２５の密度が中央領域Ｔ３で疎となり、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２で密となるように形成されているので、中央領域Ｔ３における冷却効果が小さなものとなり、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２における冷却効果が大きなものとなる。これにより、局所的に冷却効果を得ることができる。すなわち、様々な使用条件に対応させることができ、タービン動翼６Ｄのコード長方向における温度分布を均一化させることが可能となる。

また、冷却孔２５ａ〜２５ｋの孔径ｄ１に対して、冷却孔２５ａ〜２５ｋの各中心間距離Ｌが、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２において３〜８、中央領域Ｔ３において９〜２０の比率で形成されている。
また、等間隔中心間距離ＬＥに対して、実際の中心間距離Ｌが、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２において０．５以上１以下、中央領域Ｔ３において１以上３以下の比率で形成されているので、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２において強度等に影響を与えない範囲で効果的に冷却効果を高めることができる一方、中央領域Ｔ３の冷却効果を適度に確保する。これにより、タービン動翼６Ｄのコード長方向における温度分布を容易に均一化させることが可能となる。

なお、この第一実施形態では、各領域Ｔ１，Ｔ２，Ｔ３内における各々の冷却孔は不等間隔で形成したが、同じ領域内であれば、そのうちの一部または全ての冷却孔が等間隔に形成された領域があってもよい。

また、第一実施形態では、冷却孔２５の数を１１個としたが、他の数であってもよいのは勿論である。
また、第一実施形態では、圧縮空気ｃを冷却空気としたが、この圧縮空気ｃを冷却する機構を介して冷却孔２５に供給する構成としてもよいし、圧縮機２に代えて外部から冷却空気を供給する構成にしてもよい。
また、第一実施形態では、タービン動翼６Ｄに本発明を適用したが、タービン動翼６Ａ〜６Ｃに適用してもよく、タービン静翼１０に適用してもよい。また、圧縮機静翼２ｃ及び圧縮機動翼２ｄに本発明を適用してもよい。
また、第一実施形態では、Ｌ／ｄ及びＬ／ＬＥに関する望ましい数値について述べたが、上述した数値に限定する趣旨ではない。例えば、翼の翼高さが大きくなるに従って中央領域Ｔ３におけるＬ／ｄ及びＬ／ＬＥの上限の数値は大きくなる。

（第二実施形態）
図７は、本発明の第二実施形態に係るタービン動翼６Ｅの要部断面図であって、第一実施形態の図３に相当する図である。なお、図１から図６と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。

図７に示すように、タービン動翼６Ｅは、冷却孔２５ａ〜２５ｋのうち、前領域Ｔ１に含まれる冷却孔２５ｂ，２５ｃと、後領域Ｔ２に含まれる冷却孔２５ｉ，２５ｊとが、基準冷却孔２５ａ，２５ｋの孔形ｄ１よりも大きい孔径ｄ２で形成されている。

この構成によれば、冷却孔２５ｂ，２５ｃ，２５ｉ，２５ｊに流れる圧縮空気ｃの流量が増加すると共に、圧縮空気ｃの伝熱面積が増加するので、タービン動翼６Ｅと圧縮空気ｃとの間における伝熱量が大きくなる。これにより、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２の冷却効果を大きくすることができ、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２と、中央領域Ｔ３との温度差をさらに小さくすることができる。これにより、タービン動翼６Ｅのコード長方向における温度分布を、さらに容易に均一化することができる。

なお、本第二実施形態のように、前領域Ｔ１と後領域Ｔ２とに含まれる基準冷却孔２５ａ，２５ｋを除く冷却孔２５ｂ〜２５ｅ及び冷却孔２５ｇ〜２５ｊの全てについて、孔径ｄ２で形成される必要はなく、例えば、冷却孔２５ｄ，２５ｈのみを孔径ｄ２に形成しても前領域Ｔ１と後領域Ｔ２とのそれぞれの冷却効果を高めることができる。
また、本第二実施形態のように、冷却孔２５ｂ，２５ｃ，２５ｉ，２５ｊの全てが同じ孔径ｄ２で形成される必要はなく、例えば、冷却孔２５ｂ，２５ｊを孔径ｄ２とし、冷却孔２５ｃ，２５ｉの孔径は孔径ｄ２より大きくしてもよい。

（第三実施形態）
図８は、本発明の第三実施形態に係るタービン動翼６Ｆの要部断面図であって、第一実施形態の図３に相当する図である。なお、図１から図７と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。

図８に示すように、タービン動翼６Ｆは、冷却孔２５ａ〜２５ｋのうち、中央領域Ｔ３に含まれる冷却孔２５ｅ，２５ｆ，２５ｇが、基準冷却孔２５ａ，２５ｋよりも小さい孔径ｄ３で形成されている。

これらの冷却孔２５ｅ，２５ｆ，２５ｇは、冷却孔２５ｆが温度を相対的に高く設定した中央領域Ｔ３内部に位置し、冷却孔２５ｅ，２５ｇが前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２との領域境界において中央領域Ｔ３に属している。

この構成によれば、冷却孔２５ｅ，２５ｆ，２５ｇに流れる圧縮空気ｃの流量が減少すると共に、圧縮空気ｃの伝熱面積が減少するので、タービン動翼６Ｆと圧縮空気ｃとの間における伝熱量が小さくなる。これにより、中央領域Ｔ３の冷却効果を小さくすることができ中央領域Ｔ３の温度を相対的に高くすることができる。
従って、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２と、中央領域Ｔ３との温度差をさらに小さくすることができ、タービン動翼６Ｆのコード長方向における温度分布をさらに容易に均一化することができる。

なお、この第三実施形態のように、他の冷却孔２５ｂ〜２５ｊのうち中央領域Ｔ３に含まれる冷却孔２５ｅ〜２５ｇの全てが小径である必要はなく、例えば、冷却孔２５ｆの孔径のみ、又は、冷却孔２５ｆと２５ｇとの孔径を小さくしても、上記と同様に、中央領域Ｔ３の温度を相対的に高くすることができる。
また、冷却孔２５ｅ〜２５ｇの全てが同じ孔径ｄ３で形成される必要はなく、例えば、冷却孔２５ｅ，２５ｇを孔径ｄ３とし、冷却孔２５ｆの孔径は孔径ｄ３より小さくてもよい。

（第四実施形態）
図９は、本発明の第四実施形態に係るタービン動翼６Ｇの外観構成図である。なお、図１から図８と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。

図９に示すように、タービン動翼６Ｇは、基端６ａから先端６ｂに向かうに従って、コード長（翼弦）が次第に小さくなっている。
このタービン動翼６Ｇは、冷却孔２５ｂ〜２５ｊが、基端６ａから先端６ｂまでの翼高さＨ（径方向）の全てにおいて延在している。

一方、基準冷却孔２５ａ，２５ｋは、前縁２０ａ及び後縁２０ｂにそれぞれ近接しており、基端６ａから正圧面２１に貫通している。この基準冷却孔２５ａ，２５ｋは、翼高さ方向において１／３Ｈ程度、延在している。
なお、各冷却孔２５は、図９に示すように、翼根底面６ｄから基端６ａまでは、径方向に略平行に延在し、基端６ａから先端６ｂに向かってコード長方向の中央側に向かうようにそれぞれ傾きを持って延在している。

この構成によれば、上述した基準冷却孔２５ａ，２５ｋから正圧面２１及び負圧面２２までの肉厚を薄くすることが可能である。すなわち、基準冷却孔２５ａ，２５ｋが途中で正圧面２１に貫通し、翼高さ方向において１／３Ｈ程度のみ延在するだけであるので、放電加工の加工誤差による基準冷却孔２５ａ，２５ｋの形成位置の振れ幅が小さくなり、必用肉厚を大きく取る必要がなくなる。これにより、基準冷却孔２５ａ，２５ｋを前縁２０ａと、後縁２０ｂとに近接させることができる。

また、この構成によれば、少なくとも基端６ａから１／３Ｈは、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２の冷却効果を高めることができ、相対的に温度を低くすることができる。これにより、少なくとも基端６ａから１／３Ｈは、さらにタービン動翼６Ｇのコード長方向における温度分布が均一的なものとなって、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２と、中央領域Ｔ３との熱変形の差分が小さくなる。そして、負圧面２２の法線方向への曲げ変形が微小なものとなる。つまり、少なくとも基端６ａから１／３Ｈは、曲げ変形が効果的に抑止されるので、翼高さ方向の基端６ａ側から先端６ｂ側に向かって積み重なって次第に大きくなる曲げ変形が緩和され、発生する曲げ応力を非常に小さくすることができる。
また、この構成によれば、コード長が翼高さ方向の基端６ａ側から先端６ｂ側に向かって次第に小さくなるタービン動翼６Ｇにおいて、全ての冷却孔２５を先端６ｂまで貫通した場合に先端６ｂ側において隣接する冷却孔２５が接近しすぎて必要な肉厚の確保が困難となったり、冷却孔２５の孔径を十分大きくすることができなくなったりすることを回避することができる。よって、各翼高さのコード長に合わせて冷却孔２５の数や孔径を最適化して必要な肉厚を確保しつつ、熱変形や熱応力、曲げ応力を緩和することができる。
従って、熱変形に起因する曲げ応力を効果的に抑止することができる。

なお、この第四実施形態では、冷却孔２５ａ，２５ｋを、正圧面２１に貫通させる構成としたが、負圧面２２に貫通させてもよい。また、必ずしも冷却孔２５ａ，２５ｋの双方を貫通させる必要はないし、一方を正圧面２１に他方を負圧面２２に貫通させる構成としてもよい。
また、冷却孔２５ａ，２５ｋに限定されることはなく、他の冷却孔２５ｂ〜２５ｊのうち少なくとも一部を正圧面２１及び／または負圧面２２に貫通させてもよい。
また、この第四実施形態では、翼高さ方向における貫通孔の位置を１／３程度としたが、１／３〜１／２程度とすると、放電加工の加工誤差による振れ幅を小さいものとし、かつ、熱変形を効果的に抑止することができる。

（第五実施形態）
図１０は、本発明の第五実施形態に係るタービン動翼６Ｈの要部断面図であって、第一実施形態の図３に相当する図である。なお、図１から図９と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。

図１０に示すように、タービン動翼６Ｈは、冷却孔２５ｂ〜２５ｊが、翼型断面において内接円の中心を結んだキャンバー線Ｐよりも正圧面２１側に位置している。また、冷却孔２５ｂ〜２５ｊは、前領域Ｔ１及び後領域Ｔ２においては、中央領域Ｔ３に近いものほどキャンバー線Ｐから離間して正圧面２１側に寄っており、中央領域Ｔ３内に含まれる冷却孔２５ｅ，２５ｆがキャンバー線Ｐから最も離間して正圧面２１に近接している。

この構成によれば、冷却孔２５ｂ〜２５ｊは、キャンバーラインＰよりも正圧面２１側に形成されているので、負圧面２２側よりも正圧面２１側が冷却され、正圧面側がより熱収縮し、負圧面側がより熱膨張する。これにより、負圧面２２の法線方向への曲げ変形が小さなものとなる。従って、翼高さ方向の基端６ａ側から先端６ｂ側に向かって積み重なって次第に大きくなる曲げ変形が抑止され、発生する曲げ応力が微小なものとなる。
従って、熱変形に起因する曲げ応力をより効果的に抑止することができる。

なお、この第五実施形態では、冷却孔２５ｂ〜２５ｊの全てを、一列に配置させる構成としたが、散在的に配置させる構成でもよい。
また、第五実施形態では、冷却孔２５ｂ〜２５ｊを、キャンバーラインＰよりも正圧面２１側に形成したが、一部のみをキャンバーラインＰよりも正圧面２１側に形成してもよい。

（第六実施形態）
図１１は、本発明の第六実施形態に係るタービン動翼６Ｉの概略構成斜視図であり、図１２は、図１１におけるII矢視図である。なお、図１から図１０と同様の構成要素を示すものには同一の符号を付して、説明を省略する。

図１１に示すように、タービン動翼６Ｉは、ロータディスク７Ａ〜７Ｄに固定するための取付部６ｃを有している。この取付部６ｃの中心軸線（取付基準線）Ｑ１は、ロータディスク７Ａ〜７Ｄの固定時において径方向に向くように設定されている。
図１２に示すように、このようなタービン動翼６Ｉは、取付基準線Ｑ１に対して翼高さ方向が正圧面２１側に角度α傾いている（一点鎖線Ｑ２に沿った方向）。

この構成によれば、径方向に対して翼高さ方向が正圧面２１側に傾いているので、仮にタービン動翼６Ｉに負圧面２２の法線方向への曲げ変形が生じたとしても、翼高さ方向が径方向に向く。すなわち、タービン動翼６Ｉの曲げ変形を打ち消すことができる。
換言すると、タービン動翼６Ｉの各断面毎の曲げ変形量、および、各曲げ変形量を翼高さ方向に積み重ねた結果、負圧面２２側に倒れるタービン動翼６Ｉの傾斜角を予め計算や実験によって求めておき、この傾斜角をαとして取付基準線Ｑ１に対してタービン動翼６Ｉを逆の正圧面２１側に傾斜させる（一点鎖線Ｑ２に沿った方向）。これにより、運転中のタービン動翼６Ｉに生じる負圧面２２側への曲げ変形により、傾斜角αは略０度、すなわち、タービン動翼６Ｉは取付基準線Ｑ１に沿った方向に戻る。よって、運転中の遠心力の働く方向にタービン動翼６Ｉは略一致するため、遠心力により動翼６Ｉの基端６ａ近傍に主に生じる曲げ応力を緩和できると共に、所望の性能を発揮できる設計点での所定の位置（取付基準線Ｑ１方向に沿った位置）にタービン動翼６Ｉを配置することができる。

なお、上述した実施の形態において示した動作手順、あるいは各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。

１…ガスタービン、６（６Ａ〜６Ｉ）…タービン動翼（翼体）、６ａ…基端、６ｂ…先端、２０ａ…前縁、２０ｂ…後縁、２１…正圧面、２２…負圧面、２５（２５ａ〜２５ｋ）…冷却孔、２５ａ…基準冷却孔（第一の基準冷却孔）、２５ｋ…基準冷却孔（第二の基準冷却孔）、２５ｂ〜２５ｊ…他の冷却孔、Ｈ…翼高さ、Ｌ…中心間距離、Ｐ…キャンバー線、ｃ…圧縮空気、ｃｄ（ｄ１〜ｄ３）…孔径、ＬＥ…等間隔中心間距離、Ｔ１…前領域、Ｔ２…後領域、Ｔ３…中央領域

Claims (4)

1. 凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて複数配列された翼体であって、
   前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、
   前記負圧面側よりも前記正圧面側のほうが冷却されるように、
   前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間において、他の前記冷却孔が形成されており、
   前記他の冷却孔の全てが、基端から先端まで前記翼高さ方向の全てにおいてキャンバーラインよりも前記正圧面側にのみ形成されていることを特徴とする翼体。
2. 凹面状の正圧面と凸面状の負圧面とが前縁と後縁とを介して連続してなる翼型断面を有し、この翼型断面に交差する翼高さ方向に延在し、冷却流体の流路となる複数の冷却孔が前記前縁から前記後縁に向けて一列に配列された翼体であって、
   前記複数の冷却孔は、必要な肉厚を確保可能な範囲において最も前記前縁側に形成された第一の基準冷却孔と最も前記後縁側に形成された第二の基準冷却孔とを有し、
   前記負圧面側よりも前記正圧面側のほうが冷却されるように、
   前記第一の基準冷却孔と第二の基準冷却孔との間において、他の前記冷却孔が形成されており、
   前記他の冷却孔の全てが、基端から先端まで前記翼高さ方向の全てにおいてキャンバーラインよりも前記正圧面側に形成されていることを特徴とする翼体。
3. 複数の前記他の冷却孔は、前記第一の基準冷却孔が含まれる前領域と、前記第二の基準冷却孔が含まれる後領域との間に位置する中央領域の内側に位置する程、キャンバーラインよりも前記正圧面側に形成されていることを特徴とする請求項１又は２に記載の翼体。
4. 請求項１から３のうちいずれか一項に記載の翼体を用いたことを特徴とするガスタービン。

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