JPH09133001A

JPH09133001A - ガスタービン空冷翼

Info

Publication number: JPH09133001A
Application number: JP29127695A
Authority: JP
Inventors: Yoshio Hashidate; 立良夫橋
Original assignee: Toshiba Corp
Current assignee: Toshiba Corp
Priority date: 1995-11-09
Filing date: 1995-11-09
Publication date: 1997-05-20

Abstract

(57)【要約】【課題】ガスタービン空冷翼の冷却空気による冷却効
率を向上させる。【解決手段】ガスタービン空冷翼１は、冷却空気Ａを
流す３つの冷却通路２Ａ，２Ｂ，２Ｃを内部に備えてい
る。冷却通路２Ｂは、翼中央部１ｇにおいて根元方向通
路１３と先端方向通路１０との間を繋ぐ翼中央リターン
４を有し、冷却通路２Ｃは、翼中央部１ｇにおいて先端
方向通路１１と根元方向通路１４との間を繋ぐ翼中央リ
ターン４を有している。各冷却通路２Ｂ，２Ｃの翼中央
リターン４は、翼中央部１ｇにおいて冷却空気Ａの流れ
方向を翼先端部１ｆ方向と翼根元部１ｅ方向との間で反
転させるようになっている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、冷却空気を流す冷
却通路を内部に備えたガスタービン空冷翼に係り、とり
わけ、冷却通路の冷却空気による冷却効率を向上させる
ようにしたガスタービン空冷翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に、自力駆動方式のガスタービンの
出力効率を高める最も有効な方法は、ガスタービン入口
部での燃焼ガス温度を高めることである。しかし、この
ガス温度は、ガスタービンのタービン翼材料の耐熱応力
性、高温下での耐酸化・耐腐食性によって制限される。
このため近年、タービン翼用の耐熱合金や耐熱コーティ
ング等の材料の改良が行われるとともに、タービン翼自
体を空気冷却するようにしたガスタービン空冷翼が採用
されている。

【０００３】このような従来のガスタービン空冷翼の例
として、図４及び図５にリターンフロー方式の超耐熱合
金製ガスタービン空冷翼（動翼）が示されている。図４
及び図５において、ガスタービン空冷翼２０は内部に冷
却空気Ａを流すための、前縁部１ｃ側の冷却通路２２Ａ
と後縁部１ｄ側の冷却通路２２Ｂとを備えている。図４
に示すように、各冷却通路２２Ａ，２２Ｂは、その翼根
元部１ｅ側の入口部２３Ａ，２３Ｂから冷却空気（圧縮
機（図示せず）からの抽気空気）Ａが流入し、先端方向
通路２４を通って翼先端部（チップ部）１ｆ側に流れる
ようになっている。

【０００４】各冷却通路２２Ａ，２２Ｂの先端方向通路
２４内を翼先端部１ｆ側に流れた冷却空気Ａは、翼先端
リターン１６で折り返し、根元方向通路２７を通って翼
根元部１ｅ側に流れ、翼根元リターン１５で再び折り返
すようになっている。このうち、冷却通路２２Ａの翼根
元リターン１５で折り返した冷却空気Ａは、先端方向通
路２５を通って翼先端部１ｆ側まで流れ、翼先端部１ｆ
に形成された流出孔１７から外部に流出する。一方、冷
却通路２Ｂの翼根元リターン１５で折り返した冷却空気
Ａは、後縁部１ｄに形成されたピンフィン冷却通路１８
を通って外部に流出するとともに、その一部は先端方向
通路２６を通って翼先端部１ｆの流出孔１７から外部に
流出する。また、図５に示すように、ガスタービン空冷
翼２０の腹側面１ａおよび背側面１ｂの外面熱伝達率の
高い箇所には、フィルム孔８が形成されており、このフ
ィルム孔８から冷却通路２２Ａ，２２Ｂ内の冷却空気の
一部（フィルム冷却用空気）８Ａが外部に流出するよう
になっている。

【０００５】また、各冷却通路２２Ａ，２２Ｂは略矩形
状の断面を有している。すなわち、各冷却通路２２Ａ，
２２Ｂは、ガスタービン空冷翼２０の腹側面１ａ、背側
面１ｂ、前縁部１ｃおよび後縁部１ｄにそれぞれ対応す
る、腹側壁面２ａ、背側壁面２ｂ、前縁側壁面２ｃおよ
び後縁側壁面２ｄによって囲まれている。このうち、各
冷却通路２２Ａ，２２Ｂの腹側壁面２ａおよび背側壁面
２ｂには、各々複数のリブ状のタービュランス・プロモ
ータ５が所定間隔を置いて突設されている（図４および
図５参照）。

【０００６】

【発明が解決しようとする課題】上述したように、ガス
タービン空冷翼２０は冷却空気Ａとして圧縮機からの抽
気空気を用いているため、冷却空気Ａの流量の増加はガ
スタービン空冷翼２０を備えたガスタービンの出力効率
の低下につながる。このため、ガスタービン入口部の燃
焼ガス温度を高めて出力効率の改善を図っても、それに
伴ってガスタービン空冷翼２０の温度上昇を防ぐために
冷却空気Ａの流量を大幅に増加させる必要があれば、ガ
スタービンの出力効率の改善効果は小さくなってしま
う。従って、冷却通路２２Ａ，２２Ｂの冷却空気Ａによ
る冷却効率を向上させ、より少ない冷却空気Ａの量でガ
スタービン空冷翼２０の温度上昇を押さえるようにする
必要がある。

【０００７】ところで、ガスタービンの入口部の燃焼ガ
スはガスタービン空冷翼２０の回転半径（高さ）方向に
変化する温度分布を有し、翼中央部（翼の高さ方向中央
部）１ｇにおける燃焼ガス温度が最も高く、翼先端部１
ｆと翼根元部１ｅにおける燃焼ガス温度はそれより低く
なっている。このため、ガスタービン空冷翼２０におい
ては熱的条件の厳しい翼中央部１ｇの冷却効率を特に向
上させる必要がある。しかし、上述した従来のガスター
ビン空冷翼２０では、翼先端部１ｆや翼根元部１ｅに対
して翼中央部１ｇの冷却効率を特に向上させるようには
なっていない。

【０００８】また、冷却通路２２Ａ，２２Ｂ内に流入し
た冷却空気Ａは、下流に行くに従って壁面２ａ〜２ｄに
沿う境界層が発達するため、冷却空気Ａの温度は冷却通
路２２Ａ，２２Ｂの断面中央部に比べ壁面２ａ〜２ｄ付
近の方が高温になる。このため、特に冷却の必要性の高
い腹側壁面２ａおよび背側壁面２ｂにおいては、上記タ
ービュランス・プロモータ５により壁面２ａ，２ｂ近傍
の冷却空気Ａの流れを乱し、境界層の発達を抑制するよ
うにしている。しかし、壁面２ａ，２ｂにタービュラン
ス・プロモータ５が設けられた冷却通路２２Ａ，２２Ｂ
であっても、下流側へ行くに従ってその壁面２ａ〜２ｄ
に沿う境界層が発達し、冷却空気Ａによる冷却効率が次
第に低下して行くことは避けられない。また、タービュ
ランス・プロモータ５の後流部においては、境界層再付
着点までの循環流領域の存在により、熱伝達率の低下が
起きている。このため、翼２０のタービュランス・プロ
モータ５の後流部に対応する部分の冷却効率が低下する
が、このことは、ガスタービン空冷翼２０の冷却効率の
低下と、翼メタル温度分布の不均一化に繋がる。

【０００９】また、図６に模式的に示すように、冷却通
路２２Ａ，２２Ｂの各通路２４〜２７内の冷却空気Ａに
は、ガスタービン空冷翼２０の回転半径Ｒ方向（翼の高
さ方向）への冷却空気Ａの流れと翼２０の回転Ｔとによ
って、遠心力Ｆとコリオリの力Ｃとが作用するため、こ
れらの力Ｆ，Ｃの相互作用によって各通路２４〜２７の
横断面において冷却空気Ａの２次流れＳが誘起される。
この２次流れＳの通路２４〜２７の横断面中央部におけ
る流れ方向（以下、単に「２次流れ方向」という。）
は、上記コリオリの力Ｃの作用方向と一致する。そし
て、この２次流れＳのために、冷却通路２２Ａ，２２Ｂ
の各壁面２ａ〜２ｄのうち、２次流れ方向とは反対側の
壁面における熱伝達率は、２次流れ方向側の壁面におけ
る熱伝達率よりも低くなる。

【００１０】ここで、冷却通路２２Ａ，２２Ｂの各通路
２４〜２７のうち冷却空気Ａを翼先端部１ｆ方向に流す
先端方向通路２４〜２６と、冷却空気Ａを翼根元部１ｅ
方向に流す根元方向通路２７とでは、通路内の冷却空気
Ａに作用するコリオリの力Ｃの作用方向は反対向きとな
る。すなわち、冷却空気Ａは先端方向通路２４〜２６内
を翼の回転半径Ｒ外側方向へ流れ、根元方向通路２７内
を翼の回転半径Ｒ内側方向（回転軸Ｏ方向）へ流れる。
このため、コリオリの力Ｃは、根元方向通路２７内の冷
却空気Ａには翼の回転Ｔの接線方向（背側壁面２ｂ側方
向）に作用し、先端方向通路２４〜２６内の冷却空気Ａ
にはその反対方向（腹側壁面２ａ側方向）に作用する。

【００１１】そして、上述したように、通路２４〜２７
内の２次流れ方向はコリオリの力Ｃの作用方向と一致
し、また２次流れ方向とは反対側の壁面における熱伝達
率は、２次流れ方向側の壁面における熱伝達率よりも低
くなるから、先端方向通路２４〜２６では背側壁面２ｂ
における熱伝達率が、また根元方向通路２７では腹側壁
面２ａにおける熱伝達率が、それぞれ他側の壁面におけ
る熱伝達率よりも低くなる。このため、翼２０の腹側面
１ａおよび背側面１ｂの各部における冷却効率が、その
部分に対応する冷却通路が先端方向通路２４〜２６であ
るか根元方向通路２７であるかによって異なることとな
り、このことは翼メタル温度分布の不均一化に繋がる。

【００１２】本発明は以上のような点を考慮してなされ
たものであり、冷却通路の冷却空気による冷却効率を向
上させることができ、また、翼メタル温度分布の均一化
を図ることのできるガスタービン空冷翼を提供すること
を目的とする。

【００１３】

【課題を解決するための手段】第１の手段は、冷却空気
を流す冷却通路を内部に備えたガスタービン空冷翼にお
いて、前記冷却通路は、翼の高さ方向中央部において冷
却空気の流れ方向を翼先端部方向と翼根元部方向との間
で反転させる翼中央リターンを有することを特徴とす
る。

【００１４】この第１の手段によれば、冷却通路の翼中
央リターンにおいて、冷却通路内の高温の冷却空気と低
温の冷却空気との混合が行われるとともに、冷却通路内
の境界層が乱される。このことにより、翼中央リターン
およびその後流域における熱伝達率が高くなるので、翼
の高さ方向中央部の冷却効率を向上させることができ
る。

【００１５】第２の手段は、冷却空気を流す冷却通路を
内部に備えたガスタービン空冷翼において、前記冷却通
路は、翼の略回転半径方向へ前記冷却空気を流すととも
に、それぞれ翼の回転方向の前方側と後方側とに配置さ
れ各々タービュランス・プロモータが突設された一対の
壁面を有し、この一対の壁面のうち、翼の略回転半径方
向への前記冷却空気の流れと翼の回転とによって前記冷
却空気に作用するコリオリの力の作用方向とは反対の側
となる一側の壁面のタービュランス・プロモータの高さ
が、他側の壁面のタービュランス・プロモータの高さよ
り高くなっていることを特徴とする。

【００１６】この第２の手段によれば、冷却空気に作用
するコリオリの力の作用方向とは反対の側となる一側の
壁面のタービュランス・プロモータの高さが、他側の壁
面のタービュランス・プロモータの高さより高くなって
いるので、一側の壁面のタービュランス・プロモータに
よる冷却効率の向上効果は、他側の壁面に比べて大きく
なる。このことにより、冷却通路内にコリオリの力の影
響で誘起される冷却空気の２次流れのために低下する一
側の壁面の冷却効率を、タービュランス・プロモータに
よる冷却効率の向上で補うことができる。

【００１７】第３の手段は、冷却空気を流す冷却通路を
内部に備え、この冷却通路の壁面にタービュランス・プ
ロモータが突設されたガスタービン空冷翼において、前
記タービュランス・プロモータの後流部に対応する翼表
面部分に沿ってフィルム冷却空気を流すためのフィルム
孔を更に備えたことを特徴とする。

【００１８】この第３の手段によれば、フィルム孔から
タービュランス・プロモータの後流部に対応する翼表面
部分に沿ってフィルム冷却空気を流すことにより、冷却
通路内の熱伝達率が低下するタービュランス・プロモー
タの後流部の冷却を補うことができる。

【００１９】

【発明の実施の形態】次に、図面を参照して本発明の実
施の形態について説明する。図１乃至図３は本発明の実
施形態を示す図である。なお、図１乃至図３に示す本発
明の実施形態において、図４乃至図６に示す従来のガス
タービン空冷翼２０と同一の構成部分には同一符号を付
して説明する。

【００２０】第１の実施形態まず、図１により本発明の第１の実施形態について説明
する。図１において、ガスタービン空冷翼（動翼）１
は、冷却空気Ａを流す３つの独立した冷却通路２Ａ，２
Ｂ，２Ｃを内部に備えている。このうち、冷却通路２Ａ
は冷却通路２Ａ翼１の前縁部１ｅ側に、冷却通路２Ｃは
翼１の後縁部１ｄ側に、冷却通路２Ｂは冷却通路２Ａと
冷却通路２Ｃとの間にそれぞれ形成されている。

【００２１】各冷却通路２Ａ〜２Ｃは、それぞれ翼根元
部１ｅ側に形成された冷却空気入口部３Ａ〜３Ｃと、翼
先端部１ｆに形成された流出孔１７とを有している。ま
た、冷却通路２Ｂは、冷却空気Ａを翼先端部１ｆ方向に
流す先端方向通路９，１０と、冷却空気Ａを翼根元部１
ｅ方向に流す根元方向通路１３と、翼先端部１ｆにおい
て先端方向通路９と根元方向通路１３との間を繋ぐ翼先
端リターン１６と、翼中央部１ｇにおいて根元方向通路
１３と先端方向通路１０との間を繋ぐ翼中央リターンと
を有している。また、冷却通路２Ｃは、先端方向通路１
１，１２と、根元方向通路１４と、翼中央部１ｇにおい
て先端方向通路１１と根元方向通路１４との間を繋ぐ翼
中央リターン４と、翼根元部１ｅ側において根元方向通
路１４と先端方向通路１２との間を繋ぐ翼根元リターン
１５と、先端方向通路１２から後縁部１ｄ側に延びるピ
ンフィン冷却通路１８とを有している。

【００２２】そして、冷却通路２Ｂは、その入口部３Ｂ
から冷却空気（圧縮機からの抽気空気）Ａが流入し、先
端方向通路９を通って翼先端部１ｆ側に流れ、翼先端リ
ターン１６で折り返し、根元方向通路１３を通って翼中
央部１ｇまで流れ、翼中央リターン４で再び折り返すよ
うになっている。そして、翼中央リターン４で折り返し
た冷却空気Ａは、先端方向通路１０を通って流出孔１７
から外部に流出するようになっている。

【００２３】また、冷却通路２Ｃは、その入口部３Ｃか
ら冷却空気Ａが流入し、先端方向通路１１を通って翼中
央部１ｇまで流れ、翼中央リターン４で折り返し、根元
方向通路１４を通って翼根元部１ｅ側に流れ、翼根元リ
ターン１５で再び折り返すようになっている。そして、
翼根元リターン１５で折り返した冷却空気Ａは、ピンフ
ィン冷却通路１８を通って後縁部１ｄから外部に流出す
るとともに、その一部は先端方向通路１２を通って流出
孔１７から外部に流出するようになっている。

【００２４】このように、上記冷却通路２Ｂ，２Ｃの翼
中央リターン４は、翼中央部１ｇにおいて冷却空気Ａの
流れ方向を翼先端部１ｆ方向と翼根元部１ｅ方向との間
で反転させるようになっている。なお、ガスタービン空
冷翼１の各冷却通路２Ａ〜２Ｃは、図４および図５に示
す従来のガスタービン空冷翼２０の冷却通路２２Ａ，２
２Ｂと同様、壁面２ａ〜２ｄを有している。

【００２５】次に、このような構成よりなる本実施形態
の作用について説明する。本実施形態によれば、冷却通
路２Ｂ，２Ｃの翼中央リターン４において、通路の壁面
２ａ〜２ｄ近房の高温の冷却空気Ａと通路中央寄りの低
温の冷却空気Ａとの混合が行われるとともに、冷却通路
２Ｂ，２Ｃ内の境界層が乱される。このことにより、翼
中央リターン４およびその後流域における熱伝達率が高
くなるので、翼中央部１ｇの冷却効率を向上させること
ができる。

【００２６】また、ガスタービン空冷翼１の冷却通路２
Ｂの翼先端リターン１６から翼中央リターン４までの距
離と、冷却通路２Ｃの翼中央リターン４から翼根元リタ
ーン１５までの距離は、図４に示す従来のガスタービン
空冷翼２０の冷却通路２２Ａ，２２Ｂの翼先端リターン
１６から翼根元リターン１５までの距離より短くなって
いる。このため、冷却通路２Ｂ，２Ｃのリターン４，１
５，１６同士の間での境界層の発達が押さえられる（一
旦、リターン１６，４で乱された境界層が再び発達しよ
うとしても、すぐに再びリターン４，１５で乱される）
ので、冷却通路２Ｂ，２Ｃの冷却空気Ａによる冷却効率
を向上させることができる。

【００２７】なお、図１に示す本実施形態のガスタービ
ン空冷翼１においては、冷却通路２Ａ〜２Ｃの壁面にタ
ービュランス・プロモータは図示されていないが、もち
ろん、図４および図５に示す従来のガスタービン空冷翼
２０と同様、各冷却通路の壁面２ａ，２ｂにリブ状のタ
ービュランス・プロモータ５を突設してもよい。

【００２８】第２の実施形態次に、図２により本発明の第２の実施形態について説明
する。図２には、図４および図５に示す冷却通路２２
Ａ，２２Ｂの各通路２４〜２７のうち冷却空気Ａを翼先
端部１ｆ方向に流す先端方向通路２４〜２６の一部が示
されている。この先端方向通路２４〜２６は、翼の回転
Ｔ方向の前方側に配置された背側壁面２ｂと、この背側
壁面２ｂに向い合って、翼の回転Ｔ方向の後方側に配置
された腹側壁面２ａとを有している。また、先端方向通
路２４〜２６の腹側壁面２ａには複数のリブ状のタービ
ュランス・プロモータ５ａが、背側壁面２ｂには複数の
リブ状のタービュランス・プロモータ５ｂが突設されて
いる。そして、背側壁面２ｂ側のタービュランス・プロ
モータ５ｂの高さｈ₂は、腹側壁面２ａ側のタービュラ
ンス・プロモータ５ａの高さｈ₁より高くなっている。

【００２９】次に、図２および図６により、このような
構成よりなる本実施形態の作用について説明する。本実
施形態において、冷却空気Ａは先端方向通路２４〜２６
内を翼の回転半径Ｒ外側方向へ流れるので、コリオリの
力Ｃは翼の回転Ｔの接線方向とは反対方向（腹側壁面２
ａ側方向）に作用する。そして、このコリオリの力Ｃの
影響で通路２４〜２６の横断面方向に２次流れＳが誘起
されるが、その２次流れ方向はコリオリの力Ｃの作用方
向と一致する。また、この２次流れＳのために、２次流
れ方向とは反対側の壁面における熱伝達率が、２次流れ
方向側の壁面における熱伝達率よりも低くなるから、背
側壁面２ｂにおける熱伝達率が腹側壁面２ａにおける熱
伝達率よりも低くなることになる。

【００３０】ところが、背側壁面２ｂ側のタービュラン
ス・プロモータ５ｂの高さｈ₂は、腹側壁面２ａ側のタ
ービュランス・プロモータ５ａの高さｈ₁より高くなっ
ているので、タービュランス・プロモータ５ａ，５ｂで
冷却空気Ａの流れを乱すことよる冷却効率の向上効果
は、背側壁面２ｂ側の方が腹側壁面２ａ側より大きくな
る。このことにより、上記冷却空気Ａの２次流れＳのた
めに低下する背側壁面２ｂ側の冷却効率を、タービュラ
ンス・プロモータ５ｂによる冷却効率の向上で補うこと
ができる。

【００３１】以上、図２において、先端方向通路２４〜
２６の場合について説明したが、冷却空気Ａを翼根元部
１ｅ方向に流す根元方向通路２７（図４および図５参
照）の場合は、図２に示す先端方向通路２４〜２６の場
合とは逆に、腹側壁面２ａ側のタービュランス・プロモ
ータ５ａの高さｈ₁の方を、背側壁面２ｂ側のタービュ
ランス・プロモータ５ｂの高さｈ₂より高くする。すな
わち、根元方向通路２７においては、通路内の冷却空気
Ａに作用するコリオリの力Ｃの作用方向は、図２に示す
方向とは逆に、翼の回転Ｔの接線方向（背側壁面２ｂ側
方向）となり、２次流れ方向も背側壁面２ｂ側方向とな
る。従って、この２次流れによって熱伝達率が低くなる
腹側壁面２ａ側のタービュランス・プロモータ５ａの高
さｈ₁を、背側壁面２ｂ側のタービュランス・プロモー
タ５ｂの高さｈ₂より高くすることで、腹側壁面２ａ側
の冷却効率の低下を補うことができる。このように、先
端方向通路２４〜２６と根元方向通路２７との両者にお
いて、２次流れＳによる腹側壁面２ａと背側壁面２ｂと
の冷却効率の差を少なくすることにより、翼の腹側面１
ａおよび背側面１ｂ（図５参照）の各部における冷却効
率の均一化を図り、ひいては翼メタル温度分布の均一化
を図ることができる。

【００３２】なお、図２において、タービュランス・プ
ロモータ５ａ，５ｂが冷却通路２２Ａ，２２Ｂの腹側壁
面２ａと背側壁面２ｂとで交互に位置がずれるように設
けられた、いわゆる食い違い配置になっている場合を示
したが、タービュランス・プロモータ５ａ，５ｂが腹側
壁面２ａと背側壁面２ｂとに互いに対向して設けられ
た、いわゆる正則配置となっていてもよい。

【００３３】第３の実施形態次に、図３により本発明の第３の実施形態について説明
する。図３には、ガスタービン空冷翼の一部が、図４お
よび図５に示す冷却通路２２Ａ，２２Ｂの先端方向通路
２４〜２６に対応して示されている（通路が先端方向通
路２４〜２６ではなく根元方向通路２７である場合は、
図３に示すのとは異なり、手前側の壁面が背側壁面２
ｂ、奥側の壁面が腹側壁面２ａとなる。）。図３におい
て、通路２４〜２６の腹側壁面２ａおよび背側壁面２ｂ
には、各々リブ状のタービュランス・プロモータ５が突
設されている。なお、このタービュランス・プロモータ
５は、その長手方向が通路２４〜２６の冷却空気Ａ流れ
方向に対して斜め方向となるように配置されている。そ
して、翼１の腹側面１ａおよび背側面１ｂには、通路の
前側壁面２ｃ側においてタービュランス・プロモータの
後流部６に対応する位置に、フィルム孔７が形成されて
いる（図３には、便宜上、腹側面１ａのフィルム孔７の
みが示されている。）。このフィルム孔７は、タービュ
ランス・プロモータ５の長手方向に略平行な方向にフィ
ルム冷却用空気７Ａを流出させることにより、フィルム
冷却用空気７Ａをタービュランス・プロモータの後流部
６に対応する翼の表面（腹側面１ａおよび背側面１ｂ）
部分に沿って流すようになっている。

【００３４】なお、タービュランス・プロモータ５が、
その長手方向が冷却空気Ａの流れ方向に対して斜め方向
となるよう配置された場合について説明したが、図４に
示すタービュランス・プロモータ５と同様、タービュラ
ンス・プロモータ５はその長手方向が冷却空気Ａの流れ
方向と直交するよう配置されていてもよい。

【００３５】次に、このような構成よりなる本実施形態
の作用について説明する。本実施形態によれば、フィル
ム孔７からタービュランス・プロモータの後流部６に対
応する翼表面（腹側面１ａおよび背側面１ｂ）部分へフ
ィルム冷却空気７Ａを流すことにより、冷却通路２２
Ａ，２２Ｂ内の熱伝達率が低下するタービュランス・プ
ロモータの後流部６の冷却を補うことができる。

【００３６】以上、本発明の第１乃至第３の実施形態に
ついて説明したが、これらの実施形態のうちいずれか２
つの実施形態同士を組合わせてもよく、３つの実施形態
を全て組合わせてもよい。その場合、ガスタービン空冷
翼の翼メタル温度分布の均一化を図りつつ、冷却空気に
よる冷却効率をより一層向上させることができる。

【００３７】

【発明の効果】請求項１記載の発明によれば、翼中央リ
ターンおよびその後流域における熱伝達率が高くなるの
で、翼の高さ方向中央部の冷却効率を向上させることが
できる。このように、熱的条件の厳しい翼の高さ方向中
央部の冷却効率を向上させることで、ガスタービン空冷
翼全体の冷却空気による冷却効率を効果的に向上させ、
より少ない冷却空気の量でガスタービン空冷翼の温度上
昇を押さえることができる。

【００３８】請求項２記載の発明によれば、冷却通路内
にコリオリの力の影響で誘起される冷却空気の２次流れ
のために低下する一側の壁面の冷却効率を、タービュラ
ンス・プロモータによる冷却効率の向上で補うことがで
きる。このため、ガスタービン空冷翼の冷却通路の一側
の壁面に対応する部分と、他側の壁面に対応する部分の
冷却効率を均一化し、翼メタル温度分布の均一化を図る
ことができる。

【００３９】請求項３記載の発明によれば、フィルム孔
からタービュランス・プロモータの後流部に対応する翼
表面部分に沿ってフィルム冷却空気を流すことにより、
冷却通路内の熱伝達率が低下するタービュランス・プロ
モータの後流部の冷却を補うことができる。このため、
ガスタービン空冷翼の冷却空気による冷却効率を向上さ
せ、より少ない冷却空気の量でガスタービン空冷翼の温
度上昇を押さえることができる。また、タービュランス
・プロモータの後流部に対応する翼表面部の冷却性能と
それ以外の部分の冷却性能とを均一化し、分翼メタル温
度分布の均一化を図ることができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明によるガスタービン空冷翼の第１の実施
形態を翼の反り線に沿う断面で示す図。

【図２】（ａ）は、本発明によるガスタービン空冷翼の
第２の実施形態の要部を拡大して示す縦断面図。（ｂ）
は、同じく横断面図。

【図３】本発明によるガスタービン空冷翼の第３の実施
形態の要部を拡大して示す図。

【図４】従来のガスタービン空冷翼を、翼の反り線に沿
う断面で示す図。

【図５】図４のＶ‐Ｖ線方向断面図。

【図６】ガスタービン空冷翼の冷却通路内において冷却
空気に作用するコリオリの力の影響を模式的に示す斜視
図。

【符号の説明】

１，２０ガスタービン空冷翼１ｅ翼先端部（チップ部）１ｆ翼根元部１ｇ翼中央部（翼の高さ方向中央部）２Ａ，２Ｂ，２Ｃ，２２Ａ，２２Ｂ冷却通路２ａ〜２ｄ冷却通路の壁面４翼中央リターン５，５ａ，５ｂタービュランス・プロモータ６タービュランス・プロモータの後流部７フィルム孔７Ａフィルム冷却空気Ａ冷却空気Ｃコリオリの力Ｒ翼の回転半径Ｔ翼の回転

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】冷却空気を流す冷却通路を内部に備えたガ
スタービン空冷翼において、前記冷却通路は、翼の高さ方向中央部において冷却空気
の流れ方向を翼先端部方向と翼根元部方向との間で反転
させる翼中央リターンを有することを特徴とするガスタ
ービン空冷翼。
【請求項２】冷却空気を流す冷却通路を内部に備えたガ
スタービン空冷翼において、前記冷却通路は、翼の略回転半径方向へ前記冷却空気を
流すとともに、それぞれ翼の回転方向の前方側と後方側
とに配置され各々タービュランス・プロモータが突設さ
れた一対の壁面を有し、この一対の壁面のうち、翼の略回転半径方向への前記冷
却空気の流れと翼の回転とによって前記冷却空気に作用
するコリオリの力の作用方向とは反対の側となる一側の
壁面のタービュランス・プロモータの高さが、他側の壁
面のタービュランス・プロモータの高さより高くなって
いることを特徴とするガスタービン空冷翼。
【請求項３】冷却空気を流す冷却通路を内部に備え、こ
の冷却通路の壁面にタービュランス・プロモータが突設
されたガスタービン空冷翼において、前記タービュランス・プロモータの後流部に対応する翼
表面部分に沿ってフィルム冷却空気を流すためのフィル
ム孔を更に備えたことを特徴とするガスタービン空冷
翼。