JP5761763B2 - タービン動翼 - Google Patents

Description

本発明はタービン動翼に係わり、特に、ケーシング側からの気体の混入を考慮したタービン動翼に関する。

図２は、タービン動翼のチップ側の翼断面における翼面マッハ数を示した図である。動翼のチップにおける負圧面の翼前縁から翼後縁までの翼面マッハ数をＭｓで示し、圧力面の翼前縁から翼後縁までの翼面マッハ数をＭｐで示している。図２に示すように、負圧面の翼面マッハ数は、翼前縁と翼後縁の中間部で最大翼面マッハ数Ｍ_maxを指示し、中間部から翼後縁にかけて大きく減少している。この負圧面と圧力面での翼面マッハ数の差が圧力面と負圧面との間に圧力差が発生させ、動翼を回転させることになる。

しかし、動翼の更に外周側であるケーシング側から冷却空気が混入して来る場合、動翼と冷却空気が干渉することで、図３に示すように、負圧面の翼面マッハ数がＭ_max′のように小さくなり動翼に作用する圧力差が小さくなる。これは主流流体に冷却空気が干渉することによりエネルギーが失われ、ガス膨張が行われないためである。その結果、翼形部のチップの翼断面における全圧損失が大きくなる。

特許文献１や特許文献２には、この全圧損失が大きくなる理由が圧力面からチップとケーシングの間を経由して負圧面に向かう低速空気であるとし、チップとケーシングの間において低速空気の流れをシールする技術が開示されている。

また、特許文献３には、チップでのシールを強化する技術の他に、動翼の前縁への流入角を翼高さ方向に変化させることでチップにおける翼負荷を小さくし、負圧面と圧力面の圧力差を小さくすることで圧力面から負圧面に向かう低速空気流量を減らし、損失削減を図る技術が提案されている。

特開２００２−２２７６０６号公報 特開２００８−５１０９６号公報 特開２０１０−１１２３７９号公報

特許文献１や特許文献２に記載の技術は、ケーシング側から混入する冷却空気量が小さい場合には流れの整流化に大きく寄与するが、冷却空気の混合量が大きい場合には十分な整流化を行うことが困難となり、冷却空気が前縁１８から二次流れを誘起する。その結果、チップ側での翼面マッハ数が小さくなり、動翼に作用する圧力差は激減することとなる。

また、特許文献３に記載の技術は、翼高さが小さい場合に翼のねじれが大きくなるといった理由から、技術適用が不可能となる場合が多く存在する。また、翼表面が湾曲することで、チップ１５側だけでなくプラットホーム部４４側の低速流体が平均径付近に巻き上がる恐れがある。そのため、冷却空気の混入量が増えた場合、動翼の性能劣化が却って増幅することが懸念される。

このように、従来適用されてきた技術は、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ると共に、適用範囲も翼高さ等に大きく影響を受ける。また、高温ガスの場合には、チップ側での流れ場の乱れは翼部に大きな影響を与える。即ち、流れ場の乱れによる流体側から翼部側への熱流速の増加に起因する、翼にかかる熱負荷の増大である。このような熱負荷の増大は、翼の破損の原因となる。

そこで本発明の目的は、タービン効率の向上を実現するタービン翼を提供することにある。

ロータに取り付けられて、回転するタービン翼列を形成するタービン動翼であって、主流ガスの流れるガス通路を形成するプラットホーム部と、前記プラットホーム部の前記ガス通路を形成する面であるガス通路面から、前記ロータの回転軸からの距離が大きくなる方向である径方向に延びる翼形部とを有し、前記翼形部のチップ側端面における前記翼前縁と前記翼形部の負圧面上のスロート位置との間に段差を備え、前記翼形部の前記径方向についての長さである翼高さは、前記翼形部の負圧面上のスロート位置における翼高さよりも、前記翼形部の翼前縁における翼高さが小さく形成され、前記翼形部の前記段差によって形成される前縁部の曲率が、前記主流ガス流れ方向上流側に位置する前縁部の曲率よりも大きくなるように形成されたことを特徴とする。

本発明によれば、タービン効率の向上を実現するタービン翼を提供することができる。

一般的なタービン動翼を示す斜視図である。 タービン翼のチップ側表面におけるマッハ数分布を示した説明図である。 冷却空気の混入の影響を考慮した、タービン翼のチップ側表面におけるマッハ数分布を示した説明図である。 ガスタービンの一部断面図である。 ガスタービンの冷却翼の子午面断面図を示した説明図である。 ガスタービンの冷却翼の半径位置での断面図を示した説明図である。 従来のタービン翼の子午面図を示した説明図である。 本発明の第一の実施例であるタービン翼の子午面図を示した説明図である。 本発明の第二の実施例であるタービン翼の子午面図を示した説明図である。 本発明の第二の実施例であるタービン翼の半径位置での断面図を示した説明図である。 本発明の第三の実施例であるタービン翼の子午面図を示した説明図である。 本発明の第三の実施例であるタービン翼の半径位置での断面図を示した説明図である。 本発明の第四の実施例であるタービン翼の子午面断面図を示した説明図である。 本発明の第五の実施例であるタービン翼の子午面断面図を示した説明図である。 タービン翼の全圧損失分布を示した説明図である。

はじめに、図１を用いて、タービン動翼の基本的な構成について説明する。図１に示すタービン動翼は、回転軸に対して軸対称である上面４６によって主流ガスが流れるガス通路を形成するプラットホーム部４４と、プラットホーム部４４の上面４６から半径位置が大きくなる方向に延びる翼形部４１とを有している。翼形部４１は、翼弦方向に凹形状をなす圧力面１４と、翼弦方向に凸形状をなす負圧面１６と、翼前縁１８と、翼後縁２０とを有する。

また、プラットホーム部４４の上面４６と隣接した翼形部４１のハブ１３は、翼厚みが前縁側より中央側に向かうにしたがって徐々に大きくなり、かつ、その途中より後縁側に向かうにしたがい徐々に翼厚みが小さくなるように形成された翼形部を構成している。また、前記翼形部の内部に中空部を有し、前記中空部に冷却媒体を流して翼を内部から冷却するように形成された翼形部４１を構成している場合もある。

次に、図４を用いてガスタービンの基本的な構成について説明する。図４は、ガスタービンの概要を示す一部断面図である。ガスタービンは、主にロータ１とステータ２から構成される。ロータ１は、主として動翼４および圧縮機５の動翼とを備え、回転軸３を軸として回転する。また、ステータ２は、主としてケーシング７、このケーシングに支持され前記動翼に対向するように配置された燃焼器６、それに燃焼器のノズルの役をなす静翼８等を備えた静止部材である。

このように構成されているガスタービンの概略動作を説明する。まず、圧縮機５からの圧縮空気と燃料が燃焼器６に与えられ、この燃焼器内でこれら燃料が燃焼し高温ガスを発生する。そして発生した高温ガスは静翼８を介して動翼４に吹きつけられ、動翼を介してロータを駆動する。ガスタービンにおいては、高温ガス中にさらされている動翼４や静翼８を特に冷却する必要があり、その冷却媒体には前記圧縮機５の圧縮空気の一部が用いられている。

動翼４はロータ１の周方向に複数設置されてタービン翼列を構成し、互いに隣接する動翼４同士の間が作動ガスの流路となる。動翼４の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、冷却空気はロータ１に設けられた冷却空気導入孔を用いて動翼４に導入される。

図５に具体的な冷却構造を備えた動翼の一例を示す。中線矢印は冷却空気の流れを示し、枠どり矢印は主流の高温ガス、すなわち主流作動ガスの流れを示している。冷却空気導入孔を用いて動翼４に導入された冷却空気は、翼部の内部に設置された冷却流路９ａ，９ｂを通過し、最終的には排出孔１１などから主流作動ガス流路に排出され、主流の高温ガスと混合する。

図６に、図５で示した動翼の断面図を示す。１４は圧力面（翼腹側部）、１６は負圧面（翼背側部）、１８はその前縁、２０は後縁である。図中９ａ，９ｂが図５に示した冷却流路である。図６に示す動翼においては、冷却流路９ａ，９ｂに熱変換を良好にするためにフィン９ｆ₁，９ｆ₂が設けられている。図５に示す通り、冷却後の冷却空気は排気孔より排出され、やがてはガスパス路に排出される。なお、この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。重要なのはこのような冷却空気が排出されるタービン動翼のチップ側の輪郭形状である。

ここで、図７を用いて、ケーシング側から混入した冷却空気３０が動翼の翼形部４１に与える影響について説明する。図７において、中線矢印は冷却空気の流れを示す。Ｒ軸はロータの回転軸３からの距離を表す座標であり、正は半径位置が大きくなる方向を示す。Ｒ_tipはケーシング７のＲ軸上の位置を示す。ｘ軸はタービン回転軸に平行な座標であり正は主流ガス２２の上流から下流へ向かう方向を示す。図７は、Ｒ軸とｘ軸によって定義される座標平面に動翼を投影した図であり、動翼の子午面図という。

図７に示すタービン動翼は、タービン動翼をロータに取り付けるためのタブテール形の翼根部１０と、この翼根部１０の上に配置されたプラットホーム部４４と、プラットホーム部４４の上面４６からＲ軸方向に延びる翼形部４１とを有している。また、翼形部４１は、プラットホーム部４４の上面４６に隣接したハブ（根元）１３と、翼先端に位置するチップ（先端）１５とを構成し、翼弦方向に凹形状をなす圧力面（腹面）１４と、翼弦方向に凸形状をなす負圧面（背面）１６と、翼前縁１８と、翼後縁２０とを有している。

ケーシング７側から冷却空気３０が混入する場合、混入した冷却空気３０は動翼のチップ側の端面１２とケーシング７との間隙ｇを通過せず、動翼の負圧面１６側の点Ａで巻き上がることとなる。中線矢印に動翼の負圧面１６側で巻き上がった冷却空気３０′の流れを示す。図７に示すように、巻き上がった冷却空気３０′は、動翼の翼間の半径位置が小さくなる方向へ移動しながら主流ガス通路を流下する。

この巻き上がった冷却空気の流れ３０′により、主流ガス２２は流れを遮られ、冷却空気３０と混合することでエネルギー損失が発生する。このような冷却空気が主流ガスを遮る効果をブロッケージ効果という。ブロッケージ効果により、巻き上がった冷却空気の流れ３０′と動翼のチップ型の端面１２で囲まれた領域２１は流体のエネルギーが低い領域となる。そのため、この領域が大きいほど主流ガス２２のエネルギーが動翼の翼形部４１の回転エネルギーに変換される割合が小さくなる。

このように高温の主流ガスと低温の冷却空気が混合することで主流ガスのエンタルピーが減少し、動翼で回転エネルギーに変換されるエネルギーの割合が減少する。したがって、重要なのは、冷却空気と主流ガス２２が混合する領域２１を小さくすることである。

図８に第一の実施例であるタービン動翼の子午面図を示す。図８に示すように、本実施例のタービン動翼は、上流側における動翼チップ側の端面１２とケーシング７との間隙ｇ′が下流側の間隙ｇと比べて大きくなるよう形成されている。具体的には、タービン動翼のチップ側端面１２とケーシング７との間隙が下流側に向かって小さくなるように、チップ側端面１２に傾斜を設けることでｘ軸に対する傾きを変化させている。また、ｘ軸に対する傾きを変化させることで、負圧面上のスロート位置である点Ｓにおける翼形部のＲ軸方向の長さである翼高さは、前縁１８における翼形部の高さよりも高くなるよう構成されている。

このようにして、間隙ｇ′が間隙ｇよりも大きく形成されることで、冷却空気３０が翼形部４１に接触して巻き上がる位置を点Ａから点Ａ′へと下流側に移動させることが可能となり、領域２１を小さくすることができる。ただし、間隙ｇ′を大きく設定しすぎると冷却空気の影響を受けない領域まで小さくなる恐れがある。そのため、翼の大きさや冷却空気の混入量によって最適値は異なるが、間隙ｇ′はｇの２〜３倍程度とすることが望ましい。

即ち、本実施例のタービン動翼によれば、動翼チップ側の端面１２とケーシング７との間隙が、主流ガス２２の流れ方向の上流側よりも下流側の方が小さくなるように形成されるため、主流ガス２２と冷却空気３０との混合領域２１が小さくなり、タービン動翼で主流ガス２２のエネルギーが動翼の回転エネルギーに変換する割合が増加する。また、冷却空気の影響によるブロッケージ効果を小さくし、タービン動翼の翼形部４１での膨張仕事をＲ軸方向について平滑化することも可能となる。

このように、本実施例に示すタービン動翼によれば、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、冷却空気が混入した場合にも性能劣化を抑えることができるため、タービン効率の向上が可能となる。また、流れ場が乱れる領域を減少させることができるため、翼の熱負荷も低減することができる。

図９に第二の実施例を示す。本実施例では、第一の実施例の傾斜を段差とし、翼形部４１のチップ側端面１２の半径位置が、ｘ軸方向にステップ状に変化するよう構成されている。そして、それに伴い、ケーシング７と動翼チップ側の端面１２との間隙が主流ガスの流れ方向の上流側ほど大きく、下流に行くに従い間隙が小さくなる構造をとる。このような構造とすることで、本実施例のタービン動翼においても第一の実施例のタービン動翼同様、タービン動翼のチップ側の翼断面における全圧損失や翼の熱負荷を低減することが可能である。

また、本実施例に係るタービン動翼は、翼根部側から供給された冷却空気をチップ側に流下させて翼形部４１を冷却する冷却流路９ａ，９ｂ，９ｃを内部に備えている。また、図９に示す通り、冷却流路９ａ，９ｂ，９ｃを流下した冷却空気は、チップ側端面１２に設けられた排出孔から、主流ガス通路に排出され、主流ガス２２と混合する。

図９の冷却流路９ａを流下して翼形部４１を冷却した後の冷却空気の流れを９ａ′で示す。Ｒ軸はタービン動翼の翼形部４１の回転軸からの距離を表す座標であり、正は半径位置が大きくなる方向を示す。Ｒ_tipはケーシング７の半径位置を示し、Ｒ′_tipは翼形部４１のチップ側の端面１２のうち、半径位置が最も小さい面の半径位置を示す。

図９に示すように、冷却流路９ａから排出された冷却空気の流れ９ａ′が存在する領域はＲ_tipとＲ′_tipに挟まれた領域（ｇ′の範囲）に含まれることとなる。これは、図８で示した通り、冷却空気３０と主流ガス２２の混合領域が小さくなることで、翼表面を冷却空気が流れるためである。これにより、冷却空気が翼表面を冷却する、また、冷却空気は主流ガス２２から翼形部４１へ向かう熱流速を遮蔽する効果がある。

図１０は、図９に示す翼形部４１をケーシング７側から見たチップ側の端面１２の図である。１１ａ，１１ｂ，１１ｃは、それぞれ、冷却流路９ａ，９ｂ，９ｃを流下して翼形部４１を冷却した冷却空気を排出する排出孔であり、３個の空気排出孔のうち９ａはＲ軸の半径位置が最も低い位置に存在し、９ｃはＲ軸の最も半径位置が高い位置に存在する。９ｂは半径位置でみて９ａと９ｃの中間に存在する。なお、空気排出孔の大きさは任意であり、翼内部の冷却構造によっては各段毎に孔が存在しない場合も考えられる。

本実施例において重要なのは、各段の断面形状において最上流に位置する各段の前縁形状である。本実施例では、９ｃが位置する半径位置が最も高い位置に存在する断面が翼負圧面と接する点を２５ａ、圧力面と接する点を２５ｂとする。２５ａは翼負圧面上のスロート位置である点Ｓ、若しくはその上流に設定されている。また、段差の位置は冷却空気と主流空気の混入後の空気の流入角に合わせて決定される。各段の上流側の形状は任意であり、図１０に示す様に滑らかな曲線で結んである場合もあるが、直線で結ばれて頂点が存在する場合もある。

本実施例のようにチップ側端面に段差を備えた構造とすることにより、各段の前縁形状を任意に設定することが可能となる。そのため、例えば上述の構成に加え、段差によって形成される前縁部の曲率を、前縁１８の曲率よりも大きい形状に形成することにより、冷却空気の混入に起因する流入角の変動に対するロバスト性を確保し、冷却空気の巻き上がりの発生を抑制することができる。また、冷却空気の混入による流入角の変動を考慮した設計とすることで、翼のチップ側の損傷リスクの低減や仕事量の最適化も可能となる。

なお、図９，図１０から明らかなように、本実施例はチップ側端面１２の段の数を３段とした場合の例であるが、段の数は３段以上でも３段より少なくてもよい。

図１１に第三の実施例を示す。本実施例では、タービン動翼のチップ側端面１２の半径位置が、タービン回転軸方向に階段状に変化する。この時、図１１の様に上流側の間隙が大きく、下流に行くに従い間隙が小さくなる構造をとる。本実施例におけるチップ側端面１２の段数は、第二の実施例よりも１段少ない２段である。このような構造とすることで、本実施例のタービン動翼においても第一の実施例のタービン動翼同様、タービン動翼のチップ側の翼断面における全圧損失や翼の熱負荷を低減することが可能である。

図１１の冷却流路９ａを流下して翼形部４１を冷却した後の空気の流れを９ａ′で示す。Ｒ軸はタービン動翼の翼形部４１の回転軸からの距離を表す座標であり、正は半径位置が大きくなる方向を示す。Ｒ_tipはケーシング７の翼形部４１側の半径位置を示し、Ｒ′_tipは翼形部４１のチップ側の端面１２のうち、半径位置が最も小さい端面の半径位置を示す。空気の流れ９ａ′が存在する領域はＲ_tipとＲ′_tipに挟まれた領域（ｇ′の範囲）に含まれる。これは前述の通り、冷却空気３０と主流ガス２２の混合領域が小さくなり翼表面を冷却空気が流れるためである。これにより、冷却空気が翼表面を冷却する、また、冷却空気は主流ガス２２から翼形部４１へ向かう熱流速を遮蔽する効果がある。

図１２に、図１１に示す翼形部４１をケーシング７側から見たチップ側の端面１２の図を示す。１１ａ，１１ｂは翼部を冷却した冷却空気を主流に排出する排出孔であり、２個の空気排出孔のうち１１ａは半径位置が最も低い位置に存在し、１１ｂは最も半径位置が高い位置に存在する。空気排出孔の大きさは任意であり、翼内部の冷却構造により各段に孔が存在しない場合もある。

ここで重要なのは、各段の断面形状のうち最上流の先端形状である。１１ｂが存在する半径位置の最も高いチップ側端面１２の断面が翼負圧面と接する点を２５ａ、圧力面と接する点を２５ｂとする。本実施例において、２５ａはスロートの上流に位置する。一方、段差の位置は冷却空気と主流空気の混入後の空気の流入角に合わせて決定される。各段の上流側の形状は任意であり図１２の様に滑らかな曲線で結んである場合もあるが、直線で結び頂点が存在する場合もある。

図１３に、本発明の第四の実施例に係るタービン動翼を示す。中線矢印は冷却空気の流れを示し、枠どり矢印は高温ガス、すなわち主流作動ガスの流れを示している。本実施例に係る動翼は、図１２に示す動翼において排出孔１１ａが設けられていない代わりに、冷却流路９ｃが設けられた場合に相当する。

図１３に示すとおり、冷却に用いられた冷却空気は主流ガス通路に排出され、高温の主流ガス２２と混合する。このとき、第二の実施例等で説明したように、点線内部のチップ側端面１２ａの段差がケーシング７側から混入する冷却空気３０に干渉し、平均径の方向に巻き上げられるのを抑制する。そのため、冷却空気は矢印３０′に示すように翼に沿って流れることとなるため、翼のチップ側の冷却に寄与する。

図１４に、本発明の第五の実施例として、更に別の動翼の例を示す。中線矢印は冷却空気の流れを示し、枠どり矢印は高温ガス、すなわち主流作動ガスの流れを示している。図１２において排出孔１１ａのみ備えた場合に相当する。なお、冷却流路９ｂを流下した冷却空気はピンフィン冷却に用いられ、翼の後縁側から主流ガス通路に排出される。

点線内部のチップ側端面１２ａの段差において、ケーシング７側から混入する冷却空気３０と排出孔１１ａから混入する冷却空気が動翼と干渉するが、動翼翼形部のチップ側端面１２ａの段差によって冷却空気が平均径の方向に巻き上げられるのを抑制されることにより、翼のチップ側の翼冷却にも寄与することができる。本実施例の場合には、第四の実施例である図１３の場合と比較して、冷却流路９ａを流下して主流ガス中に排出される冷却空気が翼表面に沿って流れる効果により翼表面の冷却効果が強まる。

図１４に示すとおり、冷却排気口の下流に段差を設けることにより、排気される冷却空気を翼のチップ１５側の翼部冷却に利用することができる。

図１５は、翼形部の上下方向にわたる翼断面の全圧損失を示す図である。従来技術では、実線で示すように、翼のチップ側において、特に顕著な翼断面全圧損失が見られた。一方、本実施形態によれば、破線で示すように、チップ側のエンドウォールの翼断面における全圧損失が低減され、翼形部の上下方向にわたってより均一な全圧損失が達成されている。これは、翼形部の上下方向にわたってより均等な膨張仕事が達成されていることを意味しており、それにより、タービン効率、蒸気タービンの効率を向上させ、ガスタービンの燃費を削減することができる。

なお、本発明は上記実施形態に限らず、特許請求の範囲に基づいて当業者が容易に想到し得る実施形態は本発明の範囲内にある。例えば、以上の実施例では簡単のため、翼形部のチップ側端面とケーシングとの間に生じる間隙を例に説明を行ったが、この間隙を翼形部のチップ側端面とケーシングに取り付けられたシュラウド等の静止部材との間に生じる間隙とした場合も本発明の効果が得られることは明らかである。

１ ロータ
２ ステータ
３ 回転軸
４ 動翼
５ 圧縮機
６ 燃焼器
７ ケーシング
８ 静翼
９ａ，９ｂ，９ｃ 冷却流路
９ｆ₁，９ｆ₂ フィン
１０ 翼根部
１１ａ，１１ｂ，１１ｃ 排出孔
１２ 動翼チップ側端面
１３ ハブ
１４ 圧力面
１５ チップ
１６ 負圧面
１８ 前縁
２０ 後縁
２２ 主流ガス
４１ 翼形部
４４ プラットホーム部

Claims (6)

1. ロータに取り付けられて、回転するタービン翼列を形成するタービン動翼であって、
   主流ガスの流れるガス通路を形成するプラットホーム部と、
   前記プラットホーム部の前記ガス通路を形成する面であるガス通路面から、前記ロータの回転軸からの距離が大きくなる方向である径方向に延びる翼形部とを有し、
   前記翼形部のチップ側端面における前記翼前縁と前記翼形部の負圧面上のスロート位置との間に段差を備え、
   前記翼形部の前記径方向についての長さである翼高さは、前記翼形部の負圧面上のスロート位置における翼高さよりも、前記翼形部の翼前縁における翼高さが小さく形成され、
   前記翼形部の前記段差によって形成される前縁部の曲率が、前記主流ガス流れ方向上流側に位置する前縁部の曲率よりも大きくなるように形成されたことを特徴とするタービン動翼。
2. 請求項１に記載のタービン動翼であって、
   前記翼形部の内部に、冷却媒体を流すための冷却流路を備えたことを特徴とするタービン動翼。
3. 請求項２に記載のタービン動翼であって、
   前記翼形部のチップ側端面に該冷却流路を流下した冷却媒体を排出する排出孔を備え、該排出孔が前記段差よりも、前記主流ガスの流れ方向の上流側に設けられていることを特徴とするタービン動翼。
4. 請求項１に記載のタービン動翼であって、
   前記翼形部のチップ側端面が複数の段差を有することを特徴とするタービン動翼。
5. 静止部材であるケーシングと、前記ケーシング内部で回転するロータと、前記ロータに取り付けられて前記静止部材の内部で回転するタービン翼列を形成するタービン動翼とを備えたガスタービンにおいて、
   前記タービン動翼は、主流ガスが流れるガス通路を形成するプラットホーム部と、前記プラットホーム部の前記ガス通路を形成する面であるガス通路面から前記ロータの回転軸に垂直な径方向に延びる翼形部とを有し、
   前記翼形部のチップ側端面に段差を備え、
   前記翼形部の先端側の端面であるチップ側端面と該チップ側端面に対向する前記静止部材との間隙は、前記翼形部の負圧面上のスロート位置における間隙よりも、前記翼形部の翼前縁における間隙が大きくなるよう構成され、
   前記翼形部の前記段差によって形成される前縁部の曲率が、前記主流ガス流れ方向上流側に位置する前縁部の曲率よりも大きくなるように形成されたことを特徴とするガスタービン。
6. ロータに取り付けられて静止部材の内部で回転するタービン翼列を形成するタービン動翼であって、主流ガスが流れるガス通路を形成するプラットホーム部と、前記プラットホーム部の前記ガス通路を形成する面であるガス通路面から前記ロータの回転軸に垂直な径方向に延びる翼形部とを有し、前記翼形部のチップ側端面に段差を備え、前記翼形部の前記径方向についての長さである翼高さが、前記主流ガスの流れ方向上流側よりも下流側の方が高くなるよう構成されて、前記翼形部の先端側の端面であるチップ側端面と該チップ側端面に対向する前記静止部材との間隙が、前記主流ガスの流れ方向についてステップ状に小さくなるように形成され、前記翼形部の前記段差によって形成される前縁部の曲率が、前記主流ガス流れ方向上流側に位置する前縁部の曲率よりも大きくなるように形成されたタービン動翼の冷却方法であって、
   前記段差に冷却媒体を供給して前記翼形部のチップ側を冷却することを特徴とするタービン動翼の冷却方法。

Images