JPH07145702A - タービン冷却翼 - Google Patents

タービン冷却翼

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JPH07145702A
JPH07145702A JP5292116A JP29211693A JPH07145702A JP H07145702 A JPH07145702 A JP H07145702A JP 5292116 A JP5292116 A JP 5292116A JP 29211693 A JP29211693 A JP 29211693A JP H07145702 A JPH07145702 A JP H07145702A
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隆成 岡村
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Abstract

(57)【要約】 【目的】インピンジメント冷却の冷却効率の低下の原因
となっていた衝突後の冷却空気との干渉を緩和する。 【構成】中空構造の冷却翼本体５にインサートコア７を
収納し、このインサートコア７にインピンジメント冷却
孔９を穿設し、この冷却孔９から冷却空気を供給して冷
却翼本体５の内面をインピンジメント冷却するタービン
冷却翼において、インサートコア７に冷却翼本体５側に
突出する突起２０を形成するとともに、この突起にイン
ピンジメント冷却孔９を穿設した。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は発電用および産業用のガ
スタービンにおけるタービン冷却翼に係り、特に冷却翼
本体の内部を中空構造とし、その内部にインサートコア
を収納したタービン冷却翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】発電プラントに利用するガスタービン
は、一般に図１１に示すように構成されており、ガスタ
ービン１と同軸に設けられた圧縮機２の駆動によって圧
縮された圧縮空気を燃焼器３に供給し、この燃焼器３の
ライナ部分３ａで燃料を燃焼させ、その燃焼による高温
の燃焼ガスをトランジションピース４およびガスタービ
ン１の静翼５を経て動翼６に案内し、この動翼６を回転
駆動させてガスタービン１の仕事をさせるように構成さ
れている。
【０００３】ところで、ガスタービンの熱効率を向上さ
せるためには、タービン入口温度を高くすることが望ま
しく、実際、そのためにタービン入口温度を上昇させ高
温化が図られている。この入口温度の上昇に伴い、ガス
タービン１の燃焼器３や静翼５、動翼６にも高温に耐え
得る材料を使用する必要性が高まり、耐熱性超合金材料
がガスタービン部品として用いられるようになってきて
いる。
【０００４】しかし、現在タービンの高温部品として使
用されている耐熱性超合金材料の限界温度は、８００〜
９００℃であるものの、タービン入口温度は約１３００
℃程度に達し、上記限界温度を遥かに越えている。した
がって、翼を限界温度まで冷却しガスタービン１の信頼
性を維持するためには、冷却構造を採用した冷却翼の使
用が必須となっている。
【０００５】翼の限界温度までの冷却には作動流体とし
て空気を用いることが多く、その空気源は圧縮機２の途
中または吐出部から燃焼器３に至る前で一部、抽出され
たものが使用される。冷却空気の量が多ければ、当然、
翼の温度を低くすることが可能であり、冷却空気はガス
通路部に回収されるまで出力を発生せず、またガス通路
部に回収されてもそのガス温度を低下させるため、ガス
タービンの効率は低下し、入口温度の上昇による効率向
上を相殺する。したがって、いかに少ない冷却空気流量
で効果的な冷却を行うかが重要な課題である。
【０００６】そして、現状では図１２および図１３に示
すような空冷翼がタービン入口温度約１３００℃級のガ
スタービンに採用されている。図１３は図１２における
Ｂ−Ｂ線断面図である。なお、以下の説明を分かり易く
するために、ｘ方向、ｙ方向、ｚ方向を図１２および図
１３に示すように定義しておく。
【０００７】図１２および図１３に示すように、静翼
（以下、冷却翼本体という。）５には中空構造のインサ
ートコア７が収納されており、冷却空気８はまずこのイ
ンサートコア７の内部に供給され、インサートコア７に
穿設された多数のインピンジメント孔９を通過してイン
ピンジメント冷却空気９ａとなり、冷却翼本体５の内面
に衝突する。このように高速度で固定壁に衝突する流体
は、一般的に非常に高い熱伝達率を有しており、冷却効
果を高める効果が高いことが従来より知られており、イ
ンピンジメント冷却と呼ばれている。
【０００８】この冷却方法は冷却翼本体５の内面の冷却
効果、すなわち内面熱伝達率を支配する重要な冷却技術
である。このように、一旦冷却翼本体５の内面を冷却し
た空気は、次にフィルム孔１０から流出し、冷却翼本体
５の外面をフィルム状に覆うような形態で外部に流れて
いく。この冷却空気のフィルムは、冷却翼本体５の外面
を高温ガスから保護する効果を有している。
【０００９】このように冷却空気８は、インサートコア
７、インピンジメント孔９、フィルム孔１０の順に通過
して外部に流れていくが、インサートコア７と冷却翼本
体５との間の空間１１では前縁１２から後縁１３へと流
れていく。そして、ピンフィン１４は熱伝達率の上昇と
伝熱面の拡大のフィン効果を得るために設置されてい
る。
【００１０】図１４は図１２のＣ方向矢視図であり、シ
ュラウドセグメント１５の冷却方法を示し、ガスタービ
ンでは冷却翼本体５のみならず、シュラウドセグメント
１５もインピンジメント冷却が行われている。すなわ
ち、仕切板１６には多数のインピンジメント孔９が穿設
され、このインピンジメント冷却によりシュラウドセグ
メント１５の冷却を行っている。なお、図１４は翼根元
部のインピンジメント冷却を示すが、翼先端部のシュラ
ウドセグメントにも同様の冷却技術が採用されている。
【００１１】
【発明が解決しようとする課題】以下に、従来の技術に
おけるインピンジメント冷却の問題点を述べる。なお、
インピンジメント冷却は前述のように冷却翼本体５およ
びシュラウドセグメント１５の双方に採用されている
が、構造的には同一であるため、以下冷却翼本体５につ
いてのみ述べる。
【００１２】ガスタービン翼では、冷却翼本体５の全表
面を平均的に冷却する必要があるため、多数のインピン
ジメント孔９を穿設する必要があり、図１５および図１
６に示すように冷却空気８はインサートコア７に穿設さ
れたインピンジメント孔９から流出し、インピンジメン
ト冷却空気９ａとなり、冷却翼本体５の内面に衝突す
る。このインピンジメントによる冷却は、固体面に垂直
に衝突するのが最も熱伝達率を大きくし、冷却効果が高
くなることが知られており、図１５および図１６に示す
状態が理想的である。
【００１３】ところが、実際の冷却空気の流れは図１７
および図１８に示すようになる。つまり、インピンジメ
ント冷却空気９ａは、冷却翼本体５の内面に衝突後、イ
ンサートコア７と冷却翼本体５との空間１１において、
前縁１２から後縁１３のｘ方向へと流れ、空間１１の冷
却空気１１ａとなるが、この流れはインピンジメント冷
却空気９ａの流れと干渉することになる。したがって、
インピンジメント冷却空気９ａは必ずしも冷却翼本体５
の内面に垂直には衝突しておらず、理想的な状態の実現
は不可能である。
【００１４】すなわち、インサートコア７からのインピ
ンジジェットで翼内壁を冷却する場合、ジェット流に対
してインサートコア７と翼内壁との間を流れるクロスフ
ローが多くなるに従い、インピンジメント冷却効果は減
少する。従来技術の内部冷却構造では、前縁１２から後
縁１３における下流側のインピンジメント孔列にいくに
従い、上流でインピンジメント冷却した冷却空気のクロ
スフローが多くなり、望ましいインピンジメント冷却効
果が得られ難くなる問題点がある。
【００１５】また、ガスタービンの入口温度の上昇に伴
い、当然ながら必要な冷却空気量は増大し、特に１３０
０℃以上になると冷却空気は著しく増大する。しかも翼
内部の対流冷却だけでは対応できなくなり、上記のよう
に翼表面に形成したフィルム孔１０から翼外に冷却空気
を吹出すフィルム冷却方式を併用する必要がある。
【００１６】このフィルム冷却方式は冷却上有効なだけ
ではなく、翼メタル部に生ずる熱応力が高温化によって
一段と増加するのを抑えるのにも効果を発揮する。この
ようにガスタービンの冷却翼にフィルム冷却方式を用い
ることは有効であり、さらなる高温化に対しては翼面全
面に吹出すＦＣＦＣ（Full Coverage Film Cooling）方
式を採用する必要がある。
【００１７】しかしながら、このフィルム冷却は主流へ
の吹出し条件（密度比、質量流量比、運動量比）によ
り、その効果が大きく変化する（すなわち最適条件があ
る）ため、ＦＣＦＣ方式にしても最大限の冷却効果が得
られない可能性がある。タービン静翼の場合、その特性
上、冷却空気を吹出す翼面の静圧は位置によって大きく
差がある。
【００１８】それにも拘らず、従来技術の内部冷却構造
では、インサートコア７と中空内壁によって形成される
空間１１の圧力は一定であり、吹出す位置によって吹出
す直前の冷却空気の圧力を最適化することができず、最
適な吹出し条件（密度比、質量流量比、運動量比）を得
ることができない問題点がある。
【００１９】本発明は上述した事情を考慮してなされた
もので、インピンジメント冷却の冷却効率の低下の原因
となっていた衝突後の冷却空気との干渉を緩和し、ガス
タービンの入口温度の高温化に対処できるようにし、ガ
スタービンの効率向上を達成可能なタービン冷却翼を提
供することを目的とする。
【００２０】また、他の目的とするところは、冷却翼本
体のフィルム冷却性能を向上させ、さらなるガス温度の
高温化においても良好な冷却を行うことのできるタービ
ン冷却翼を提供することにある。
【００２１】
【課題を解決するための手段】上述した課題を解決する
ために、本発明の請求項１は、中空構造の冷却翼本体に
インサートコアを収納し、このインサートコアにインピ
ンジメント冷却孔を穿設し、この冷却孔から冷却空気を
供給して上記冷却翼本体の内面をインピンジメント冷却
するタービン冷却翼において、上記インサートコアに上
記冷却翼本体側に突出する突起を形成するとともに、こ
の突起に上記インピンジメント冷却孔を穿設したことを
特徴とする。
【００２２】請求項２は、請求項１記載のインピンジメ
ント冷却孔を穿設した突起が、列状に形成されたことを
特徴とする。
【００２３】請求項３は、請求項１または２記載の冷却
翼本体とインサートコアとの空間が、冷却空気の下流側
に従って大きくしたことを特徴とする。
【００２４】請求項４は、中空構造の冷却翼本体にイン
サートコアを収納し、このインサートコアにインピンジ
メント冷却孔を穿設し、この冷却孔から冷却空気を供給
して上記冷却翼本体の内面をインピンジメント冷却する
タービン冷却翼において、上記冷却翼本体と上記インサ
ートコアとで形成される空間を複数の隔室に分割すると
ともに、それぞれの隔室から冷却空気を吹出すフィルム
冷却孔を上記冷却翼本体の径方向に複数穿設したことを
特徴とする。
【００２５】請求項５は、請求項４記載のインサートコ
アの長手方向表面に複数の凸部を形成するとともに、こ
の凸部が当接する冷却翼本体に凹部を形成し、この凹部
にインサートコアの凸部を嵌合させたことを特徴とす
る。
【００２６】請求項６は、請求項４記載の冷却翼本体の
長手方向表面に複数の凸部を形成するとともに、この凸
部が当接するインサートコアに凹部を形成し、この凹部
に冷却翼本体の凸部を嵌合させたことを特徴とする。
【００２７】
【作用】上記の構成を有する本発明の請求項１において
は、インサートコアに冷却翼本体側に突出する突起を形
成するとともに、この突起にインピンジメント冷却孔を
穿設したことにより、インサートコアと冷却翼本体との
空間の面積を広くすることが可能となる。その結果、イ
ンピンジメント冷却後の冷却空気の流れの流速が遅くな
り、インピンジメント冷却の冷却効率の低下の原因とな
っていた衝突後の冷却空気との干渉を緩和することがで
きる。
【００２８】請求項２においては、突起を列状に形成し
たことにより、空間の面積を大きくすることができると
ともに、製作が容易になる。
【００２９】請求項３においては、インサートコアとの
空間が、冷却空気の下流側に従って大きくし、また請求
項５ではシュラウドセグメントと仕切板との空間が、冷
却空気の下流側に従って大きくすることで、空間の冷却
空気の流速が均一化することとなり、インピンジメント
冷却の熱伝達率の分布を一段と均一化することができ
る。
【００３０】請求項４においては、冷却翼本体とインサ
ートコアとで形成される空間を複数の隔室に分割すると
ともに、それぞれの隔室から冷却空気を吹出すフィルム
冷却孔を冷却翼本体の径方向に複数穿設したことによ
り、隔室毎の冷却空気の圧力を翼面静圧に応じた最適な
圧力に維持することができ、最大限のフィルム効果を得
ることが可能となる。
【００３１】また、インサートコアから翼内壁をインピ
ンジメント冷却するジェットに対してのクロスフローの
影響を抑えることが可能となり、インピンジメント冷却
の効果も増大する。
【００３２】請求項５においては、冷却翼本体の凹部に
冷却翼本体の凸部を嵌合させる一方、請求項６ではイン
サートコアの凹部に冷却翼本体の凸部を嵌合させること
により、隔室の冷却空気のシール性が高まる。
【００３３】
【実施例】以下、本発明の実施例を図面に基づいて説明
する。
【００３４】図１は本発明に係るタービン冷却翼の第１
実施例の要部を示す拡大斜視図、図２は図１のＡ方向矢
視図である。なお、従来の構成と同一または対応する部
分には同一の符号を用いて説明する。そして、冷却翼本
体の全体構成は図１２および図１３に示す従来のものと
同様であるのでその説明を省略する。
【００３５】図１および図２に示すように、冷却翼本体
５には中空構造のインサートコア７が収納されており、
冷却空気８はまずこのインサートコア７の内部に供給さ
れ、インサートコア７に穿設された多数のインピンジメ
ント孔９を通過し、このインピンジメント冷却空気９ａ
は冷却翼本体５の内面に衝突する。
【００３６】ここで、本実施例ではインサートコア７に
冷却翼本体５側に突出する円筒状の突起２０が多数形成
され、これらの突起２０の先端部にそれぞれ円形のイン
ピンジメント孔９が穿設されている。これにより、空間
１１の面積が大きくなり、空間の冷却空気１１ａの流路
が広く形成される。
【００３７】なお、本実施例においては、インサートコ
ア７を仕切板、冷却翼本体５をシュラウドセグメントと
考えれば、シュラウドセグメントに対しても全く同様に
適用できる構造である。
【００３８】すなわち、シュラウドセグメントに仕切板
を設置し、この仕切板にインピンジメント孔９を穿設
し、このインピンジメント孔９から冷却空気９ａを供給
してシュラウドセグメントを冷却するものにおいて、仕
切板にシュラウドセグメント側に突出する突起２０を形
成するとともに、この突起２０にインピンジメント孔９
を穿設するようにしてもよい。
【００３９】次に、本実施例の作用について説明する。
【００４０】本実施例は、インピンジメント冷却空気９
ａと空間の冷却空気１１ａとの干渉を緩和するものであ
って、インピンジメント冷却空気９ａが冷却翼本体５の
内面に垂直に衝突する理想的な状態が実現できないの
は、明らかに空間の冷却空気１１ａが有するｘ方向の運
動量によりインピンジメント冷却空気９ａがｘ方向に曲
げられるためである。
【００４１】このインピンジメント冷却空気９ａのｘ方
向への曲がりを小さくするには、空間の冷却空気１１ａ
の質量流量を少なくするか、あるいはその流速を遅くす
ればよい。しかし、空間の冷却空気１１ａはインピンジ
メント冷却空気９ａが冷却翼本体５の内面に衝突した後
の空気であるので、質量流量を少なくするにはインピン
ジメント冷却空気９ａの流量自体を少なくする必要があ
り、この方策はインピンジメント冷却自体の効率を低下
させてしまうことになり、得策ではない。
【００４２】そこで、本実施例のように突起２０を形成
して空間１１の面積を大きくすれば、冷却空気１１ａの
専用の通路を設けることができ、流量を減じることな
く、流速のみを遅くすることができる。
【００４３】図３（Ａ），（Ｂ）は本実施例の局所熱伝
達率と従来例の局所熱伝達率とを定性的に比較した図で
ある。なお、図３（Ａ），（Ｂ）における等熱伝熱率線
は内側が高い熱伝達率を表す。図３（Ｂ）に示す従来例
では、空間の冷却空気１１ａの流速が速いため、インピ
ンジメント冷却のジェットは曲げられ、冷却翼本体５の
内面に対し傾斜して衝突する。その結果、熱伝達率は低
くなり、且つ等熱伝熱率線は偏平な楕円形状となる。
【００４４】一方、空間の冷却空気１１ａの流速を遅く
した本実施例では、図３（Ａ）に示すようにインピンジ
メント冷却空気９ａは冷却翼本体５の内面に対し垂直且
つ接近して衝突するため、熱伝達率は高くなり、等熱伝
熱率線は偏平度の小さな楕円形状となる。したがって、
本実施例の方が平均熱伝達率は大きく、より有効な冷却
効果が得られる。
【００４５】ここで、D,M,KERCHER,W.TABAKOFF,Heat Tr
anser by a Square Array of RoundAir Jets Impinging
Perpendicular to a Flat Surface Including the Eff
ectof Spent Air,Transaction of AMSE,Journal of Eng
ineering for Power,Janua-ry 1970 Ｐ７３−Ｐ８２に
は、インピンジメント冷却空気９ａと空間の冷却空気１
１ａとの干渉による熱伝達率の低下を系統的に実験し、
無次元処理をした実験式を示している。それによれば、
空間の冷却空気１１ａを考慮した熱伝達率は無次元数Ｎ
ｕD,X （ヌッセルト数）の形で表すと、次式になる。
【００４６】
【数１】ＮｕD,X ＝ｈＤ／ｋ…（１） （１）式において、ＮｕD,X は空間の冷却空気を考慮し
たヌッセルト数、ｈは熱伝達率（Ｋｃａｌ／ｍ2 ｈｒ
℃）、ｋは熱伝導率（Ｋｃａｌ／ｍｈｒ℃）、Ｄはイン
ピンジメント孔直径（ｍ）である。
【００４７】この実験結果は次式で整理される。
【００４８】
【数２】 ここで、ＲeDはレイノルズ数で、ＲeD＝ρＶＤ／μであ
る。ρは密度（Ｋｇ／ｍ3 ）、Ｖは速度（ｍ／ｓ）、μ
は粘性係数（Ｋｇ／ｍｓ）、Ｐｒはプラントル数、Ｙｉ
はインピンジメント孔と冷却翼本体５の距離（ｍ）であ
る。レイノルズ数の指数ｍは実験により定まる量で、ｍ
＝ｆ（Ｐｉ／Ｄ，ＲeD）の形となり、Ｐｉ／ＤとＲeDの
関数である。Ｐｉはインピンジメント孔のピッチ
（ｍ）、φ1 も実験により定まる量で、φ1 ＝ｆ（Ｐｉ
／Ｄ，ＲeD）の形となり、Ｐｉ／ＤとＲeDとの関数であ
る。
【００４９】また、最後のφ2 が空間の冷却空気が存在
することによる熱伝達率の低下の補正係数であり、
【数３】 の形で整理され、無次元数（Ｗx,i ／Ｗi ）（Ｙi/Ｄ）
とＲeDとの関数となる。Ｗx,i は空間の冷却空気の単位
面積当たりの質量（Ｋｇ／ｍ2 ｓ）、Ｗi はインピンジ
メント冷却空気の単位面積当たりの質量流量（Ｋｇ／ｍ
2 ｓ）、ＮuDは空間の冷却空気がない時のヌッセルト数
である。
【００５０】上記文献での実験結果によれば、無次元数
（Ｗx,i ／Ｗi ）（Ｙi/Ｄ）が大きくなるほど、熱伝達
率の低下は大きくなる。すなわち、空間の冷却空気１１
の単位面積当たりの質量流量Ｗx,i が増加すれば熱伝達
率は低下し、妥当な結果である。また、インピンジメン
ト孔９と冷却翼本体５の距離Ｙi が増加しても定性的に
は同じ結果となり、これは距離Ｙi が大きいと、インピ
ンジメント冷却空気９ａが曲げられる量が大きくなるこ
とからも理解できる現象である。したがって、距離Ｙi
は従来例と同程度に維持し、空間１１の流速を減じる必
要がある。
【００５１】今、図１において前縁側からｉ番目のイン
ピンジメント孔９において突起２０を形成したことによ
り、インピンジメント孔９と冷却翼本体５の距離Ｙi お
よびインピンジメント冷却空気９ａの単位面積当たりの
質量流量Ｗi を従来例と同程度に維持し、空間１１を大
きくした場合を考えてみると、空間１１の面積の増加に
よって空間の冷却空気１１ａの単位面積当たりの質量流
量Ｗx,i が小さくなり、熱伝達率の低下を防止すること
ができる。
【００５２】図４は空間１１の面積を従来例の１．５倍
として６個のインピンジメント孔に対して熱伝達率の低
下を計算して従来例と比較した図であり、横軸はインピ
ンジメント孔番号を、縦軸は従来例のｉ＝１のインピン
ジメント孔における熱伝達率ｈD,1 にて熱伝達率を無次
元化して示す。
【００５３】図４において、従来例の熱伝達率は６番目
（ｉ＝６）のインピンジメント孔では、空間の冷却空気
１１ａが次第に増加してくるため、最初（ｉ＝１）のイ
ンピンジメント孔に対し、２０％近く熱伝達率が低下し
ているが、本実施例では１２％程度の低下に止まってお
り、大きな効果が得られている。
【００５４】このように本実施例によれば、インピンジ
メント孔９を突起２０に穿設したことにより、インピン
ジメント孔９と冷却翼本体５の距離Ｙi を従来例と同等
に維持しつつ、空間１１の面積が大きくなる。その結
果、空間の冷却空気１１ａの単位面積当たりの質量流量
Ｗx,i を小さくし、インピンジメント冷却空気９ａと空
間の冷却空気１１ａとの干渉を防止し、インピンジメン
ト冷却の熱伝達率の低下を小さくすることができる。
【００５５】なお、本実施例では、シュラウドセグメン
トについても仕切板に突起２０を形成し、この突起２０
にインピンジメント冷却孔９を穿設すれば、上記と全く
同様の作用、効果を得ることができる。
【００５６】図５は本発明に係るタービン冷却翼の第１
実施例の第１変形例の要部を示す拡大斜視図である。な
お、前記第１実施例と同一の部分には同一の符号を付し
て説明する。この第１変形例では、インサートコア７に
冷却翼本体５側に突出する列状の突起２１が複数形成さ
れ、これらの突起２１にそれぞれ円形のインピンジメン
ト孔９が穿設されている。
【００５７】この第１変形例でもインピンジメント孔９
と冷却翼本体５の距離Ｙi を従来例と同等に維持しつ
つ、空間１１の面積を大きくすることができる。また、
第１変形例は突起２１を列状に形成したことにより、前
記第１実施例と比較して製作が容易になる。
【００５８】図６は本発明に係るタービン冷却翼の第１
実施例の第２変形例を示す縦断面図である。なお、前記
第１実施例と同一の部分には同一の符号を付して説明す
る。空間の冷却空気１１ａはインピンジメント冷却空気
９ａが下流側にいくに従って集積してくるものであるか
ら、後縁９側になるに従ってその量は多くなる。
【００５９】そこで、この第２変形例ではインサートコ
ア７と冷却翼本体５との空間１１を後縁９側になる程広
く形成している。このように第２変形例によれば、空間
の冷却空気１１ａの流速が均一化することとなり、イン
ピンジメント冷却の熱伝達率の分布を一段と均一化する
ことができる。
【００６０】なお、上記第１、第２変形例においても、
インサートコア７を仕切板、冷却翼本体５をシュラウド
セグメントと考えれば、シュラウドセグメントに対して
も全く同様に適用できる構造である。
【００６１】図７は本発明に係るタービン冷却翼の第２
実施例を示す縦断面図、図８は第２実施例の要部を示す
拡大斜視図である。
【００６２】図７に示すように、冷却翼本体３０の翼有
効部は、内部が中空に形成され、仕切壁３１により２室
に分割されている。各室にはインサートコア３２ａ，３
２ｂが収納されている。このインサートコア３２ａ，３
２ｂはそれぞれ周囲に翼のスパン方向に延びる凸部３３
が数箇所形成され、この凸部３３を翼中空内壁３４に当
接させることにより隔室３５を形成している。そして、
凸部３３と接触する部分の翼中空内壁３４は、図８に示
すように逆に凹形状に形成され、この中空内壁凹部３６
に凸部３３が嵌合する構造となっている。
【００６３】インサートコア３２ａ，３２ｂは、内部か
ら外部に貫通するインピンジメント孔３７が凸部３３を
回避する部分全面に穿設されている。各隔室３５からは
翼外表面に貫通するフィルム冷却孔３８が穿設されてい
る。また、翼の後縁側の中空内部にはピンフィン３９お
よび後縁吹出し孔４０が穿設されている。
【００６４】次に、本実施例の作用を説明する。
【００６５】インサートコア３２ａ，３２ｂの内部に供
給された冷却空気３１ａは、インピンジメント孔３７か
ら各隔室３５内に流入し、同時に翼中空内壁３４をジェ
ットにより衝突冷却する。インサートコア３２ａ，３２
ｂは内外圧力差により凸部３３が中空内壁凹部３６に押
圧されるため、各隔室３５間での冷却空気の流れは抑え
られ圧力的に隔離される。
【００６６】そして、隔室３５内に流入した冷却空気３
１ａは、フィルム冷却孔３８から翼面に吹出すフィルム
冷却空気３１ｂとなり、フィルム冷却する。一方、イン
サートコア３２ｂからインピンジメント冷却した冷却空
気３１ａの一部は、ピンフィン３９および後縁吹出し孔
４０を経て後縁部を対流冷却した後、翼外に放出され
る。
【００６７】フィルム冷却の場合、吹出す位置の主流側
の流体条件に対して冷却空気側（隔室３５）を最適な流
体条件となるように配慮する必要がある。そのため隔室
３５の圧力はインサートコア３２ａ，３２ｂの内圧、隔
室からのフィルム冷却空気３１ｂ、吹出し位置の翼面圧
力、インピンジメント孔３７の形状（個数、径）および
フィルム冷却孔３８の形状（個数、径）により決定され
る。
【００６８】したがって、翼外壁面の静圧分布およびフ
ィルム冷却空気３１ｂの吹出す位置によって隔室３５の
個数、配置および各隔室３５に対応するインピンジメン
ト孔３７、フィルム冷却孔３８の形状を選定することに
より、最適な吹出し条件を得ることができる。また、こ
のような構造とすることで、同時にインピンジジェット
３１ａに対するクロスフローの影響を抑えることが可能
となり、インピンジ冷却効果も向上する。
【００６９】図９は本発明に係るタービン冷却翼の第２
実施例の変形例を示す縦断面図、図１０は変形例の要部
を示す拡大斜視図である。なお、前記第２実施例と同一
の部分には同一の符号を付して説明する。
【００７０】この変形例では、インサートコア３２ａ，
３２ｂと中空内壁３４間の空気室とを隔室化する手段と
して中空内壁３４の内周に翼のスパン方向に延びる中空
内壁凸部４１を所定間隔をおいて数箇所形成し、この中
空内壁凸部４１をインサートコア３２ａ，３２ｂの表面
に当接させることにより、隔室３５が形成されている。
【００７１】また、中空内壁凸部４１と接触する部分の
インサートコア３２ａ，３２ｂは逆に凹形状に形成さ
れ、この凹部４２に中空内壁凸部４１が嵌合する構造と
なっている。このように構成することにより前記第２実
施例と同様の効果が得られる。なお、その他の構造およ
び作用は前記第２実施例と同一であるのでその説明を省
略する。
【００７２】前記中空内壁凹部３６および中空内壁凸部
４１は、精密鋳造で冷却翼本体３０と一体で製造可能で
あり、それに対応する凸部３３と凹部４２はプレス成形
によりインサートコア３２ａ，３２ｂと一体で製造可能
である。
【００７３】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の請求項１
によれば、インサートコアに冷却翼本体側に突出する突
起を形成するとともに、この突起にインピンジメント冷
却孔を穿設したことにより、インサートコアと冷却翼本
体との空間の面積を広くすることが可能となる。その結
果、インピンジメント冷却後の冷却空気の流れの流速が
遅くなり、インピンジメント冷却の冷却効率の低下の原
因となっていた衝突後の冷却空気との干渉を緩和するこ
とができる。
【００７４】したがって、インピンジメント冷却の熱伝
達率が干渉により低下する量を少なくすることができる
ため、冷却効率が高くなる。
【００７５】請求項２によれば、突起を列状に形成した
ことにより、空間の面積を大きくすることができるとと
もに、製造が容易になる。
【００７６】請求項３によれば、インサートコアとの空
間が、冷却空気の下流側に従って大きくしたことによ
り、空間の冷却空気の流速が均一化することとなり、イ
ンピンジメント冷却の熱伝達率の分布を一段と均一化す
ることができる。
【００７７】請求項４によれば、冷却翼本体とインサー
トコアとで形成される空間を複数の隔室に分割するとと
もに、それぞれの隔室から冷却空気を吹出すフィルム冷
却孔を冷却翼本体の径方向に複数穿設したことにより、
隔室毎の冷却空気の圧力を翼面静圧に応じた最適な圧力
に維持することができ、最大限のフィルム効果を得るこ
とが可能となる。また、インサートコアから翼内壁をイ
ンピンジメント冷却するジェットに対してのクロスフロ
ーの影響を抑えることが可能となり、インピンジメント
冷却の効果も増大する。
【００７８】その結果、冷却翼本体を十分冷却すること
ができ、高効率のガスタービンが得られ、発電プラント
に適用した場合には熱効率を向上させることができる。
【００７９】請求項５によれば、冷却翼本体の凹部に冷
却翼本体の凸部を嵌合させる一方、請求項６ではインサ
ートコアの凹部に冷却翼本体の凸部を嵌合させることに
より、隔室の冷却空気のシール性が高まり、信頼性が向
上する。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係るタービン冷却翼の第１実施例の要
部を示す拡大斜視図。
【図２】図１のＡ方向矢視図。
【図３】（Ａ），（Ｂ）は第１実施例の局所熱伝達率と
従来例の局所熱伝達率とを定性的に比較した図。
【図４】第１実施例と従来例の熱伝達率の低下を比較し
たグラフ図。
【図５】第１実施例の第１変形例の要部を示す拡大斜視
図。
【図６】第１実施例の第２変形例を示す縦断面図。
【図７】本発明に係るタービン冷却翼の第２実施例を示
す横断面図。
【図８】第２実施例の要部を示す拡大斜視図。
【図９】第２実施例の変形例を示す横断面図。
【図１０】第２実施例の変形例の要部を示す拡大斜視
図。
【図１１】一般のガスタービンの概略構成を示す断面
図。
【図１２】従来のガスタービン冷却翼を示す縦断面図。
【図１３】図１２におけるＢ−Ｂ線断面図。
【図１４】図１２おけるＣ方向矢視図。
【図１５】理想的なインピンジメント冷却を示す拡大斜
視図。
【図１６】図１５におけるＤ方向矢視図。
【図１７】実際のインピンジメント冷却を示す拡大斜視
図。
【図１８】図１７におけるＥ方向矢視図。
【符号の説明】
５ 冷却翼本体 ７ インサートコア ８ 冷却空気 ９ インピンジメント孔 ９ａ インピンジメント冷却空気 １０ フィルム孔 １１ 空間 １１ａ 空間の冷却空気 １２ 前縁 １３ 後縁 １４ ピンフィン １５ シュラウドセグメント １６ 仕切板 ２０ 突起 ２１ 列状の突起

Claims (6)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 中空構造の冷却翼本体にインサートコア
    を収納し、このインサートコアにインピンジメント冷却
    孔を穿設し、この冷却孔から冷却空気を供給して上記冷
    却翼本体の内面をインピンジメント冷却するタービン冷
    却翼において、上記インサートコアに上記冷却翼本体側
    に突出する突起を形成するとともに、この突起に上記イ
    ンピンジメント冷却孔を穿設したことを特徴とするター
    ビン冷却翼。
  2. 【請求項２】 インピンジメント冷却孔を穿設した突起
    は、列状に形成したことを特徴とする請求項１記載のタ
    ービン冷却翼。
  3. 【請求項３】 冷却翼本体とインサートコアとの空間
    は、冷却空気の下流側に従って大きくしたことを特徴と
    する請求項１または２記載のタービン冷却翼。
  4. 【請求項４】 中空構造の冷却翼本体にインサートコア
    を収納し、このインサートコアにインピンジメント冷却
    孔を穿設し、この冷却孔から冷却空気を供給して上記冷
    却翼本体の内面をインピンジメント冷却するタービン冷
    却翼において、上記冷却翼本体と上記インサートコアと
    で形成される空間を複数の隔室に分割するとともに、そ
    れぞれの隔室から冷却空気を吹出すフィルム冷却孔を上
    記冷却翼本体の径方向に複数穿設したことを特徴とする
    タービン冷却翼。
  5. 【請求項５】 インサートコアの長手方向表面に複数の
    凸部を形成するとともに、この凸部が当接する冷却翼本
    体に凹部を形成し、この凹部にインサートコアの凸部を
    嵌合させたことを特徴とする請求項４記載のタービン冷
    却翼。
  6. 【請求項６】 冷却翼本体の長手方向表面に複数の凸部
    を形成するとともに、この凸部が当接するインサートコ
    アに凹部を形成し、この凹部に冷却翼本体の凸部を嵌合
    させたことを特徴とする請求項４記載のタービン冷却
    翼。
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