JPH0941903A - ガスタービン冷却動翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】ガスタービンのタービン通路部の半径方向主流
ガス温度分布および翼流れ方向翼面熱伝達率分布に対し
て、冷却媒体を効果的に配分できる冷却構造とすること
により、最小限の冷却媒体で翼を冷却し、もってガスタ
ービンの効率を向上し、しかも均一なメタル温度分布を
実現することにより、熱効率を緩和して翼の信頼性を向
上させる。 【解決手段】冷却媒体を流通させる冷却通路９ａ，９
ｂ，９ｃが翼根部８側から翼先端部側に向い翼内部を貫
通して設けられる。冷却通路９ａ，９ｂ，９ｃは翼有効
部７において断面積が縮小する絞り流路部１１ａ，１１
ｂ，１１ｃとされている。絞り流路部１１ａ，１１ｂ，
１１ｃは、翼有効部のうち低温の主流ガスと接触する翼
根部側を除いた部位に形成する。翼有効部の翼根部側表
面および翼台部の外周側表面に遮熱コーティングを施
す。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、翼内部に冷却通路
を形成してその冷却通路に翼根元部側から翼先端側に向
けて冷却媒体を導入して翼の冷却を行うようにしたガス
タービン冷却動翼に係り、特に冷却通路を改良したガス
タービン冷却動翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】図７は、発電用として利用されるガスタ
ービンプラントの一般的な構成例を示している。概略的
に説明すると、ガスタービン１と同軸的に設けられた圧
縮器２の駆動により圧縮空気が燃焼器３に供給され、燃
焼器３のライナ部分３ａで燃料が燃焼する。この燃焼器
３での燃焼による高温の燃焼ガスが、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
内され、この動翼６が回転駆動されることにより、ガス
タービン１が仕事をする。

【０００３】このような構成において、ガスタービン１
の熱効率を向上させるためには、タービン入口温度を高
温にすることが好ましいことは周知の事実であり、実機
においてもタービン入口温度の上昇が図られている。

【０００４】タービン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および動翼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い
る。

【０００５】ところが、現在タービンの高温部材として
適用されている耐熱超合金材料の限界温度は８００〜９
００℃程度であるのに対し、タービン入口温度は約１３
００℃程度に達し、材料の限界温度をはるかに越えてい
る。したがって、翼を限界温度内に保持し、ガスタービ
ンの信頼性を維持するためには、翼を内部から冷却する
構造、すなわち冷却翼とすることが必須となっている。

【０００６】一般に翼の冷却は圧縮器２の途中段や吐出
空気の一部を抽出し、燃焼器３をバイパスして温度が低
い状態で静翼５や動翼６に送ることが多い。ガス通路部
の温度が高くなればなるほど、多くの冷却媒体が必要に
なるが、冷却媒体は燃焼器とガス通路部とをバイパスす
るため、翼冷却後にガス通路部に混合するまでは出力の
発生に寄与しない。したがって、この冷却媒体の量が多
いほどガスタービンの熱効率は低下し、ガス通路部の入
口温度の上昇で得られたより高い熱効率を冷却媒体の増
加によって相殺する場合も有り得る。したがって、ガス
タービンの熱効率の上昇のためには、可能な限り少ない
冷却媒体で効率的な翼冷却を実施することが重要であ
る。

【０００７】図８は、従来知られている１３００℃級の
代表的な動翼（冷却動翼）６の縦断面形状を示してい
る。すなわち、動翼６は翼有効部７、翼根部８および翼
有効部７取付け用の翼台１０から構成されている。この
動翼６に冷却通路として、前縁部冷却通路９ａ、軸方向
中央部冷却通路９ｂ、後縁部冷却通路９ｃが分割して形
成されており、これらの冷却通路９ａ，９ｂ，９ｃに冷
却媒体が供給されるようになっている。

【０００８】各冷却通路９ａ，９ｂ，９ｃは、それぞれ
翼根部８においては略一定断面積とされているが、翼有
効部７においては対流冷却効果を高めるために断面積を
縮小した絞り流路１１ａ，１１ｂ，１１ｃとされ、これ
により冷却媒体の流速を高めるようになっている。ま
た、絞り流路１１ａ，１１ｂ，１１ｃには、流れの乱れ
を促進するための凸条、すなわちタービュレンスプロモ
ータ１２が設けられている。

【０００９】前縁部冷却通路９ａに流入した冷却媒体
は、図８に矢印で示すように、翼有効部７の内径側から
外径側に向って流れながら、翼内部の対流冷却を行う。
また、前縁側の翼壁にはフィルム冷却孔１３が多数あけ
てあり、これらのフィルム冷却孔１３から冷却媒体が外
部に吹き出し、高温の主流ガスから翼を保護する。

【００１０】軸方向中央部冷却通路９ｂに流入した冷却
媒体は、翼有効部７の内径側から外径側に流動した後、
再び内径側に流れるというように、いわゆるサーペンタ
インと呼ばれる曲がりくねった流路に沿って流れて対流
冷却を行い、前記同様に翼先端側にあけたフィルム冷却
孔１３から外部に吹出し、高温の主流ガスから翼を保護
する。

【００１１】後縁部冷却通路９ｃにおいても冷却媒体は
同様に、翼の外径側に向って流れながら翼内面の対流冷
却を行い、後縁吹出し孔１４から外部に流出する。

【００１２】

【発明が解決しようとする課題】図９は、上述した従来
の構成における動翼６の半径方向温度分布を示すグラフ
である。この図９に示したように、一般にガスタービン
のガス通路部の温度分布は半径方向で一定ではなく、平
均径付近（５０〜７０％高さ）で最も高く、翼根部およ
び翼先端側で低くなる傾向があり、特に翼根側で最も低
くなる傾向がある。１３００℃級のガスタービンにおい
ては、この最大温度と最低温度との差が第一段静翼入口
で２５０℃程度に達する場合もある。

【００１３】図１０は、翼外表面の流れ方向主流ガス熱
伝達率の分布を示すグラフである。この図１０に示した
ように、翼面の熱伝達率も翼面全域で一定ではなく、特
に翼の流れ方向においては、主流ガスが直接衝突する前
縁部で最も大きく、次に背側の境界層内部の流れが層流
から乱流に遷移した直後と腹側後縁部で大きい。また、
腹側の前縁部から中間部にかけては比較的小さい。

【００１４】一般に翼内部の対流冷却において、主流ガ
ス温度Ｔｇに対して翼のメタル部をある許容温度Ｔｍに
冷却するためには次式に示す単位面積当たり熱量ｑを翼
内部の冷却媒体で吸収する必要がある。ｈｇは翼面の熱
伝達率である。

【００１５】

【数１】ｑ＝ｈｇ（Ｔｇ−Ｔｍ） （１） この（１）式において、（Ｔｇ−Ｔｍ）を大きく設定す
ると、すなわちより高温の燃焼ガス温度に対しても翼の
メタル温度を低く抑えるには、より多くの熱量を冷却媒
体で吸収できるだけの冷却効果を得る必要がある。

【００１６】なお（１）式は、同じ主流ガス温度でも翼
面の熱伝達率ｈｇにより冷却媒体側で吸収する熱量が変
わることを示している。また、この熱量ｑは次式のよう
に表すこともできる。ここで、ｔはそれぞれメタル部の
厚み、λは熱伝導率である。

【００１７】

【数２】 この（２）式において、大きい冷却効果を得るためには
冷却側の熱伝達率ｈｃを大きくすること、および冷却媒
体の温度Ｔｃを主流ガスに対してできるだけ低く保つこ
とである。熱伝達率と冷却媒体との流速は比例関係にあ
り、流速が大きければ熱伝達率は大きくなり、冷却効果
も大きい。ところが、冷却媒体の温度上昇ΔＴｃは熱量
ｑに対して以下の関係がある。

【００１８】

【数３】ΔＴｃ＝ｑ・ｓ／（ｍｃ・ｃｐ） （３） ここでｍｃは冷却媒体量、ｓは冷却側伝熱面積、ｃｐは
冷却媒体の比熱である。冷却効果が大きいほど、冷却媒
体の温度上昇も大きいことを示している。

【００１９】また、冷却媒体は圧縮機の途中段から抽気
して翼冷却後タービン通路部内に供給されるが、ガスタ
ービンのサイクル効率上、可能な限り圧縮機の低圧側か
ら抽気して、タービンの高圧段から放出したほうがよい
（圧縮機側の動力を小さくし、タービンでの発生出力を
大きくする）。したがって、冷却翼内部での冷却媒体の
圧力損失を小さく抑えることと、冷却効果を大きくする
こととは、互いに相反する現象である。

【００２０】ところで、翼の冷却においては、半径方向
の各断面の平均メタル温度を、断面に生じる機械的応力
（動翼では遠心応力等）と翼材料の耐熱特性から制限さ
れる平均許容メタル温度以下に保つことと、翼表面の酸
化や劣化を防止する観点から制限される局所温度もその
翼材料の持つ許容温度以下にする必要がある。

【００２１】このため、ガス温度が高い部位には温度の
低い冷却媒体を供給するとともに、流速を増大させて冷
却効果を大きくする必要がある。また、逆の意味では、
ガス温度が低い部位では、冷却効果が比較的小さくと
も、翼面温度は十分低く保つことができる。なお、以上
のことは、翼面の熱伝達率についても同様に言えるもの
である。

【００２２】したがって、前述した主流ガスの半径方向
温度分布および翼面の熱伝達率分布に対して、理想的に
は冷却効果が小さくても十分メタル温度の許容値以内に
抑えられる部位に関しては、冷却効果を抑えて冷却媒体
の温度上昇、圧力損失を極力防止し、大きい冷却効果を
必要とする部位（主流ガス温度、翼面熱伝達率が大き
い）に冷却媒体の冷却能力を集中的に供給するのが望ま
しい。これが実現できれば、翼面全面に亘って均一な温
度分布にすることができ、かつ最小の冷却媒体で翼を冷
却できるため、ガスタービンの効率を挙げるのみなら
ず、翼内部の熱応力も小さくすることができ、翼の信頼
性向上にも繋がる。

【００２３】しかしながら、上述した従来のガスタービ
ン冷却動翼の構成、および冷却方法では、以下の二つの
問題があった。

【００２４】第１に、燃焼器にて発生した図９の主流ガ
スの半径方向温度分布に対して、必ずしも最適な冷却方
法となっていない。すなわち、従来の構成においては、
ガス温度が最も高い翼通路平均径部で断面の冷却構造を
設定し、その冷却通路の設定上、通路内径部および通路
外径部もほぼ同様な冷却構造となっている。

【００２５】この構造の場合、翼根部から供給された冷
却媒体は、最も大きい冷却効果を必要とする平均径部に
到達する前に、内径部で温度上昇および圧力損失を生じ
てしまい、冷却効果が低下するとともに、フィルム冷却
用の冷却媒体吹き出しのための内圧も減少してしまう。

【００２６】このため、冷却効果の低下を補うために
は、冷却媒体量および供給圧力を増大させている。この
結果、翼通路内径部のメタル温度はさらに低くなり、平
均メタル温度および局所メタル温度ともに許容温度に対
してかなり余裕ができる。なお、翼通路外径部において
も主流ガス温度は平均径部より低いが、冷却媒体の温度
が上昇するため、メタル温度の余裕はそれほどない（図
５参照）。

【００２７】第２に、翼通路流れ方向において、翼中央
部は翼厚みが最も大きい部分であり、内部冷却通路を構
成するためには冷却媒体量を多くして、流速を大きくす
る必要がある。また、この部位の翼面の熱伝達率は図１
０に示したように、背側と腹側とで、かなりの差があ
る。したがって、背側のメタル温度を許容温度以下に冷
却しようとすると、腹側は許容温度に対してかなり余裕
ができることになる。

【００２８】また、以上の第１、第２の問題点により翼
メタル温度分布が不均一となり、高い熱応力を招く結果
となっている。

【００２９】このようなことから、本発明が解決しよう
とする課題は、ガスタービンのタービン通路部の半径方
向主流ガス温度分布および翼流れ方向翼面熱伝達率分布
に対して、冷却媒体を効果的に配分できる冷却構造とす
ることにより、最小限の冷却媒体で翼を冷却し、もって
ガスタービンの効率を向上し、しかも均一なメタル温度
分布を実現することにより、熱効率を緩和して翼の信頼
性を向上させることができるガスタービン冷却動翼を提
供することにある。

【００３０】

【課題を解決するための手段】上記の課題を解決するた
めに、請求項１の発明は、冷却媒体を流通させる冷却通
路が翼根部側から翼先端部側に向い翼内部を貫通して設
けられ、前記冷却通路は翼有効部において断面積が縮小
する絞り流路部とされているガスタービン冷却動翼であ
って、前記絞り流路部は、前記翼有効部のうち低温の主
流ガスと接触する翼根部側を除いた部位に形成する一
方、この翼有効部の翼根部側表面および翼台部の外周側
表面に遮熱コーティングを施したことを特徴とする。

【００３１】請求項２の発明は、冷却媒体を流通させる
冷却通路が翼根部側から翼先端部側に向い翼内部を貫通
して設けられ、前記冷却通路内には乱流促進用のリブが
形成されているガスタービン冷却動翼であって、前記乱
流促進用のリブは、前記翼有効部のうち低温の主流ガス
と接触する翼根部側を除いた部位に形成する一方、この
翼有効部の翼根部側表面および翼台部の外周側表面に遮
熱コーティングを施したことを特徴とする。

【００３２】請求項３の発明は、冷却媒体を流通させる
冷却通路が翼根部側から翼先端部側に向い翼内部を貫通
して設けられ、前記翼有効部に翼壁を貫通し冷却通路か
ら冷却媒体を吹き出すフィルム冷却孔を有するガスター
ビン冷却動翼であって、前記フィルム冷却孔を翼有効部
の一定の範囲に設ける一方、他の範囲については翼面に
遮熱コーティングを施したことを特徴とする。

【００３３】請求項４の発明は、冷却媒体を流通させる
冷却通路が翼根部側から翼先端部側に向い翼内部を貫通
して設けられ、翼内部から冷却媒体を翼後縁下流の主流
ガスに吹き出す後縁吹き出し部を有するガスタービン冷
却動翼であって、後縁吹き出し部は、前記翼有効部のう
ち低温の主流ガスと接触する翼根部側を除いた部位に形
成する一方、この翼有効部の翼根部側表面および翼台部
の外周側表面に遮熱コーティングを施したことを特徴と
する。

【００３４】請求項５の発明は、冷却媒体を流通させる
冷却通路が翼根部側から翼先端部側に向い翼内部を貫通
して設けられ、前記冷却通路を構成する翼の一方の内側
面が翼の背側冷却用とされるとともに、相対する内側面
が翼の腹側冷却用とされているガスタービン冷却動翼で
あって、前記各内側面に対する冷却媒体の流速をそれぞ
れ独立に設定したことを特徴とする。

【００３５】請求項６の発明は、請求項５記載のガスタ
ービン冷却動翼において、翼有効部内の冷却通路を仕切
壁によって翼の背側と腹側とに対応する二つの独立した
冷却通路（背側冷却通路，腹側冷却通路）に区分すると
ともに、その背側冷却通路および腹側冷却通路の少なく
ともいずれか一方の入口部に流量調整用絞り部を設けた
ことを特徴とする。

【００３６】請求項７の発明は、請求項５記載のガスタ
ービン冷却動翼において、冷却通路の翼有効部について
仕切壁を設け、背側、腹側の二つの独立した冷却通路に
分けるとともに、翼有効部内の冷却通路を仕切壁によっ
て翼の背側と腹側とに対応する二つの独立した冷却通路
（背側冷却通路，腹側冷却通路）に区分するとともに、
その背側冷却通路および腹側冷却通路の少なくともいず
れか一方の出口部に流量調整用絞り部を設けたことを特
徴とする。

【００３７】

【発明の実施の形態】以下、本発明の実施の形態につい
て図面を参照して説明する。

【００３８】図１は本実施の形態によるガスタービン冷
却動翼の構成を示す縦断面図であり、図２は図１のＡ−
Ａ線に沿う横断面図である。図３はガスタービン冷却動
翼の外観を示す斜視図であり、図４は図１のＢ−Ｂ線に
沿う縦断面図である。

【００３９】これらの図に示すように、本実施形態では
動翼６が高温の主流ガスを通過させて膨脹させる翼型を
形成する翼有効部７と、ディスクに動翼を固定する翼根
部８とで構成される。

【００４０】動翼６の内部は中空形状であり、それぞれ
３個の独立した冷却流路９ａ，９ｂ，９ｃを有する。こ
れらの冷却流路９ａ，９ｂ，９ｃにおいて、冷却媒体は
翼根部８側から供給され、半径方向外径側に向かって流
れ、翼有効部７を含む動翼６全体を冷却する。

【００４１】まず、冷却媒体は前縁部冷却通路９ａに独
立して供給され、翼有効部７の半径方向に穿設されたフ
ィルム冷却孔１３から主流ガス１５側へ流出する。ま
た、この冷却通路９ａは翼有効部７で内部からの対流冷
却効果を増大するため、流路が絞られて前縁部絞り流路
１１ａを形成している。この前縁部絞り流路１１ａは、
翼有効部７の半径方向位置約２５％よりも外径側に位置
している。

【００４２】次に、中間部冷却通路９ｂは翼有効部７に
おいて、同様に絞り流路１１ｂを形成し、この中間部絞
り流路１１ｂは翼有効部７の半径方向に蛇行するサーペ
ンタイン流路形状となっている。

【００４３】この絞り流路１１ｂは、前縁部絞り流路１
１ａと同様に、翼有効部７の半径位置約２５％よりも外
径側に位置している。中間部冷却通路９ｂに流入した冷
却媒体は翼内部を対流冷却し、かつ翼有効部７の半径方
向に穿設されたフィルム冷却孔１３から主流ガス１５に
流出する。後縁部冷却通路９ｃも同様に、絞り流路１１
ｃは翼有効部７の半径位置約２５％より外径側に位置
し、冷却媒体は翼の半径方向に流れながら、後縁吹出し
孔１４から主流ガス１５に吹出す。

【００４４】各冷却通路９ａ，９ｂ，９ｃに対応する各
絞り流路１１ａ，１１ｂ，１１ｃには、冷却媒体の流れ
の乱れを促進するためのタービュレンスプロモータ１２
が設けられており、このタービュレンスプロモータ１２
は、翼有効部７の半径方向位置２０％よりも外径側に位
置している。

【００４５】冷却通路９ａ，９ｂから冷却媒体を翼外に
吹出して翼面を膜冷却するフィルム冷却孔１３と、後縁
冷却通路９ｃから後縁部を冷却して翼外に冷却媒体を吹
出す後縁吹き出し部１４とは、それぞれ翼有効部７の半
径方向位置の約２５％より外径側に穿設されている。

【００４６】さらに、これらフィルム冷却孔１３および
後縁吹出し部１４が設けられていない翼台１０を含む翼
有効部７の２５％以内の半径位置には、翼外表面全域に
遮熱コーティング１６が施されている。この遮熱コーテ
ィング１６は、例えば熱伝導率の小さいセラミックスの
粉末を、翼表面にプラズマ溶射すること等によって行っ
たものである。

【００４７】中間部冷却通路９ｂの絞り流路１１ｂは、
翼有効部７内で半径方向に沿って蛇行しており、内径側
から外径側への流路および外径側から内径側への流路の
各々について、流路内に設けた仕切壁１７によって、背
側流路１８ａと腹側流路１８ｂとに分岐している。ま
た、各腹側流路１８ｂの冷却媒体の流入部には腹側流量
調整用絞り１９が設けられている。なお、流量調整絞り
１９は、各腹側流路１８ｂの流出部に設けても同様の効
果が得られる。

【００４８】次に作用を説明する。翼根部８から各冷却
通路９ａ，９ｂ，９ｃに流入した冷却媒体は、外径側に
向って翼内部を対流冷却しながら流れ、翼有効部の各絞
り流路１１ａ，１１ｂ，１１ｃで流速が増大され、かつ
タービュレンスプロモータ１２による乱流促進により、
冷却孔の熱伝達率が増加し、対流冷却効果がさらに大き
くなる。反面、流速の増大および流れの乱れ増加により
冷却媒体は温度上昇し、圧力損失も大きくなり、冷却能
力が低下する。

【００４９】しかしながら、本実施形態では、主流のガ
ス温度が比較的低い翼有効部７の半径位置約２５％まで
には絞り流路１１ａ，１１ｂ，１１ｃおよびタービュレ
ンスプロモータ１２が設けられていないため、この部分
での冷却能力の低下は最小限度に抑えられ、最も主流ガ
ス温度の高い平均径近傍においても十分な冷却能力を保
持している。

【００５０】また、特に前縁部冷却通路９においては、
冷却媒体がフィルム冷却孔１３から前縁の主流ガス１５
側の翼面圧力が最も大きいよどみ点に吹出すシャワーヘ
ッド構造であり、冷却媒体にはよどみ点圧力より大きい
圧力が要求されるとともに、吹出し圧力が大きいほどフ
ィルム冷却孔１３を通過する流速が高められ、冷却孔１
３での対流冷却効果が増大する。したがって、本実施形
態では、冷却媒体が平均径近傍に達するまでの圧力エネ
ルギを無駄に消費しないため、主流ガス温度の最も高い
平均径近傍においても吹出し圧力に十分余裕がある。

【００５１】翼台１０を含む翼有効部７の約２５％内の
半径位置には、遮熱コーティング１６が施されており、
高温の主流ガス１５からの入熱量を小さく抑えることが
可能となり、遮熱コーティング１６部での冷却媒体の温
度上昇を抑える効果がある。

【００５２】また、本実施形態では、前述のように、主
流ガス温度の比較的低い翼有効部７の約２５％内の半径
位置においては、内部の対流冷却効果を意図的に抑えて
いるが、この部分に遮熱コーティング１６を施すことに
より、メタル温度の上昇を抑える効果が期待できる。

【００５３】加えて、フィルム冷却孔１３および後縁吹
出し部１４を翼有効部７の前記遮熱コーティング１６施
工部を除く部位にのみ設けることにより、主流ガス１５
の温度の高い半径位置に対向する部位を効果的に冷却で
き、冷却媒体の消費流量を減少することができる。

【００５４】以上の作用により、翼有効部７の半径方向
の断面平均メタル温度分布は、主流ガス１５が半径方向
に大きい温度分布があったとしても、図５に示すように
従来に比して最高メタル温度は低く保つことが可能とな
り、かつ冷却媒体の消費流量も少なくすることが可能と
なる。

【００５５】次に、中間部冷却通路９ｂに流入した冷却
媒体は、中間部絞り流路１１ｂにおいて背側流路１８ａ
と腹側流路１８ｂとに分かれる。この部位に対応する翼
面の翼流れ方向の熱伝達率は、図９に示すように背側に
比べて腹側でかなり小さい値である。したがって、背側
のメタル温度を許容温度以下に冷却しようとすると、腹
側は許容温度に対してかなり余裕ができることとなる。
このことは、腹側に対して過冷却となり、熱応力発生の
原因となっている。

【００５６】本実施形態では、腹側流路１８ｂの入口部
に流量調整用絞り１９が設けられており、これにより背
側流路１８ａに流入する流量に対して、相対的に腹側流
路１８ｂに流入する流量を絞ることができ、翼面の熱伝
達率に応じて冷却側の最適な熱伝達率を得ることが可能
となる。したがって、図６に示したように、背側および
腹側ともに同程度のメタル温度分布となり、熱応力の低
減になるとともに、冷却媒体消費量の低減にも寄与でき
る。

【００５７】以上の実施形態のほか、本発明において
は、種々の実施形態が可能である。例えば各請求項で記
載した要件を個々に単独で実施することで対応する効果
が奏されるものである。また必要に応じて、各要件を組
合わせて実施することも可能である。この場合には種々
の組合せに対応した効果が奏される。なお、翼の冷却の
目的が、より少ない冷却媒体で許容メタル温度以下に均
一に冷却することであれば、前記の実施形態で示す構成
が最も効果的である。

【００５８】

【発明の効果】以上のように、本発明に係るガスタービ
ン冷却動翼によれば、以下の優れた作用効果が奏され
る。

【００５９】請求項１の発明によれば、絞り流路部を翼
有効部のうち低温の主流ガスと接触する翼根部側を除い
た部位に形成することで、この範囲で冷却媒体の流速の
増加および主流ガスからの流入熱量を抑制することがで
き、冷却能力の無駄な消費である冷却媒体の温度上昇、
圧力損失が改善され、これ以降の半径位置で有効に冷却
効果を得ることができる。また、翼有効部の翼根部側表
面および翼台部の外周側表面に遮熱コーティングを施し
たことにより、高温の主流ガスからの入熱量を小さく抑
えることが可能となり、遮熱コーティング部での冷却媒
体の温度上昇を抑える効果が奏される。

【００６０】請求項２の発明によれば、乱流促進用のリ
ブを翼有効部のうち低温の主流ガスと接触する翼根部側
を除いた部位に形成したことにより、この範囲で冷却媒
体の乱れの促進および主流ガスからの流入熱量が抑制さ
れ、有効に冷却効果を得ることができる。

【００６１】請求項３の発明によれば、フィルム冷却孔
を翼有効部の一定の範囲に設ける一方、他の範囲につい
ては翼面に遮熱コーティングを施したことにより、フィ
ルム冷却による冷却媒体の翼外への吹出しを減少させる
ことができ、かつ圧力損失を減少させることができる。

【００６２】請求項４の発明によれば、後縁吹き出し部
を翼有効部のうち低温の主流ガスと接触する翼根部側を
除いた部位に形成することで、冷却媒体の翼外への流出
を抑制することができ、冷却媒体量を必要最小限に抑制
することができる。

【００６３】請求項５の発明によれば、翼内側面に対す
る冷却媒体の流速をそれぞれ独立に設定したことで、翼
面の背側と腹側とで熱伝達率にかなりの差がある場合で
も冷却側の熱伝達率を翼外面に対応した形で調整するこ
とができる。

【００６４】請求項６および７の発明によれば、翼有効
部内の冷却通路を仕切壁によって背側冷却通路と腹側冷
却通路とに区分するとともに、その背側冷却通路および
腹側冷却通路の少なくともいずれか一方の入口部または
出口部に流量調整用絞り部を設けたことにより、冷却効
果を大きくしたい側に冷却媒体を多量にに供給して増そ
くさせる等、的確な冷却調整が行えるようになる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明に係るガスタービン冷却動翼の実施形態
の構成を示す縦断面図。

【図２】図１のＡ−Ａ線に沿う横断面図。

【図３】本発明に係るガスタービン冷却動翼の実施形態
の構成を示す斜視図。

【図４】図１のＢ−Ｂ線に沿う縦断面図。

【図５】上記の実施形態による半径方向平均メタル温度
分布を示すグラフ。

【図６】上記の実施形態による平均径断面の流れ方向メ
タル温度分布を示すグラフ。

【図７】一般的なガスタービンの概略構成を示す図。

【図８】従来のガスタービン冷却動翼の構成を示す縦断
面図。

【図９】燃焼ガスの半径方向温度分布を示すグラフ。

【図１０】翼外表面の流れ方向主流ガス熱伝達率分布を
示すグラフ。

【符号の説明】 ６ 動翼 ７ 翼有効部 ８ 翼根部 ９ａ，９ｂ，９ｃ 冷却流路 １３ フィルム冷却孔 １５ 主流ガス ７ 翼有効部 １１ａ，１１ｂ，１１ｃ 中間絞り流路 １５ 主流ガス ９ｃ 後縁部絞り流路 １６ 遮熱コーティング １７ 仕切壁 １８ａ，１８ｂ，１８ｃ 背側流路 １９ 腹側流量調整用絞り

Claims (7)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 冷却媒体を流通させる冷却通路が翼根部
   側から翼先端部側に向い翼内部を貫通して設けられ、前
   記冷却通路は翼有効部において断面積が縮小する絞り流
   路部とされているガスタービン冷却動翼であって、前記
   絞り流路部は、前記翼有効部のうち低温の主流ガスと接
   触する翼根部側を除いた部位に形成する一方、この翼有
   効部の翼根部側表面および翼台部の外周側表面に遮熱コ
   ーティングを施したことを特徴とするガスタービン冷却
   動翼。
2. 【請求項２】 冷却媒体を流通させる冷却通路が翼根部
   側から翼先端部側に向い翼内部を貫通して設けられ、前
   記冷却通路内には乱流促進用のリブが形成されているガ
   スタービン冷却動翼であって、前記乱流促進用のリブ
   は、前記翼有効部のうち低温の主流ガスと接触する翼根
   部側を除いた部位に形成する一方、この翼有効部の翼根
   部側表面および翼台部の外周側表面に遮熱コーティング
   を施したことを特徴とするガスタービン冷却動翼。
3. 【請求項３】 冷却媒体を流通させる冷却通路が翼根部
   側から翼先端部側に向い翼内部を貫通して設けられ、前
   記翼有効部に翼壁を貫通し冷却通路から冷却媒体を吹き
   出すフィルム冷却孔を有するガスタービン冷却動翼であ
   って、前記フィルム冷却孔を翼有効部の一定の範囲に設
   ける一方、他の範囲については翼面に遮熱コーティング
   を施したことを特徴とするガスタービン冷却動翼。
4. 【請求項４】 冷却媒体を流通させる冷却通路が翼根部
   側から翼先端部側に向い翼内部を貫通して設けられ、翼
   内部から冷却媒体を翼後縁下流の主流ガスに吹き出す後
   縁吹き出し部を有するガスタービン冷却動翼であって、
   後縁吹き出し部は、前記翼有効部のうち低温の主流ガス
   と接触する翼根部側を除いた部位に形成する一方、この
   翼有効部の翼根部側表面および翼台部の外周側表面に遮
   熱コーティングを施したことを特徴とするガスタービン
   冷却動翼。
5. 【請求項５】 冷却媒体を流通させる冷却通路が翼根部
   側から翼先端部側に向い翼内部を貫通して設けられ、前
   記冷却通路を構成する翼の一方の内側面が翼の背側冷却
   用とされるとともに、相対する内側面が翼の腹側冷却用
   とされているガスタービン冷却動翼であって、前記各内
   側面に対する冷却媒体の流速をそれぞれ独立に設定した
   ことを特徴とするガスタービン冷却動翼。
6. 【請求項６】 請求項５記載のガスタービン冷却動翼に
   おいて、翼有効部内の冷却通路を仕切壁によって翼の背
   側と腹側とに対応する二つの独立した冷却通路（背側冷
   却通路，腹側冷却通路）に区分するとともに、その背側
   冷却通路および腹側冷却通路の少なくともいずれか一方
   の入口部に流量調整用絞り部を設けたことを特徴とする
   ガスタービン冷却動翼。
7. 【請求項７】 請求項５記載のガスタービン冷却動翼に
   おいて、冷却通路の翼有効部について仕切壁を設け、背
   側、腹側の二つの独立した冷却通路に分けるとともに、
   翼有効部内の冷却通路を仕切壁によって翼の背側と腹側
   とに対応する二つの独立した冷却通路（背側冷却通路，
   腹側冷却通路）に区分するとともに、その背側冷却通路
   および腹側冷却通路の少なくともいずれか一方の出口部
   に流量調整用絞り部を設けたことを特徴とするガスター
   ビン冷却動翼。