JPH11200805A - 構造要素の冷却方法、冷却用流路付構造要素および冷却用流路付ガスタービン翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】冷媒の温度上昇や流量不足によって引き起こさ
れる冷却不足を解消でき、局所的な対流冷却効果を大に
して冷却効率を高めることができる構造要素の冷却方
法、冷却流路付構造要素および冷却用流路付ガスタービ
ン翼を提供する。 【解決手段】冷却用流路１０２の途中に該冷却用流路を
分断するように隔壁１０６を複数設け、これら隔壁１０
６に冷却用流路１０２の壁面に向けて冷媒を送り出す対
流冷却促進用のインピンジメント冷却孔１１０を設け、
さらに各隔壁１０６に冷却用流路１０２の延びる方向に
向けて冷媒を送り出して冷媒温度を制御する流量調整用
の孔１１１を設けている。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、冷却効率の向上を
図れるようにした構造要素の冷却方法、冷却用流路付構
造要素および冷却用流路付ガスタービン翼に関する。

【０００２】

【従来の技術】一般に、ガスタービンでは、燃焼ガスに
より駆動されるタービン自身が燃焼器へ空気を供給する
ための送風機または圧縮機を駆動する自立的駆動方式を
採用している。このため、ガスタービンの出力効率を高
める最も有効な方法は、タ一ビン入口における燃焼ガス
温度を高めることである。

【０００３】しかし、この燃焼ガス温度の上限は、タ一
ビン翼、特に第一段の動翼や静翼を構成している材料の
耐熱応力性や高温下での酸化、腐食等の耐性によって制
限される。

【０００４】そこで従来は、図６および図７に示すよう
に、タービン翼を内側から冷却空気で強制的に冷却する
リターンフロータイプの翼を用いるようにしている。な
お、これらの図は動翼の一例を示すもので、図６は翼の
縦断面図を示し、図７は同じく翼の横断面図を示してい
る。

【０００５】この動翼は、翼本体１と、この翼本体１を
支持する翼根部２と、プラットホーム部３とから構成さ
れている。翼根部２内と翼本体１内には、翼本体１の高
さ方向に延びる２つの冷却流路１１、１２が仕切壁１３
によって形成されており、これら冷却流路１１、１２の
翼根部２内に位置する端部は図示しない回転軸に設けら
れた冷却空気供給路に接続されている。

【０００６】冷却流路１１は、翼根部２から翼本体１の
先端部近傍まで延びるように仕切壁１３と前縁部１４側
に設けられた仕切壁１５とによって形成された流路１６
と、仕切壁１５と前縁部１４との間に形成された空洞１
７と、仕切壁１５に複数設けられた小孔１８と、空洞１
７と前縁部１４との間に存在する前縁壁１９に複数設け
られたフィルム冷却用の噴出し孔２０と、流路１６を構
成する壁で腹側および背側の壁２１、２２に複数設けら
れたフィルム冷却用の噴出し孔２３で構成されている。

【０００７】したがって、この冷却流路１１に供給され
た冷却空気は、翼根部２から流入し、流路１６を翼の高
さ方向に流れて先端壁付近に達し、その間に、一部が噴
出し孔２３から翼外に噴き出して翼本体１における前縁
部の腹側表面および背側表面をフィルム冷却する。ま
た、残りの冷却空気が仕切壁１５に設けられた複数の小
孔１８から空洞１７内に噴射流入して前縁壁１９に衝突
し、この前縁壁１９の内面をインピンジメント冷却し、
さらに前縁壁１９に設けられた複数の噴出し孔２０を通
過して、翼外部に流出して前縁部１４の表面をフィルム
冷却する。

【０００８】この冷却流路１１の冷却性能は、主に、流
路１６における対流冷却効果と、流路１６から小孔１８
を通過して前縁壁１９の内面に噴流として衝突すること
によるインピンジメント冷却効果と、噴出し孔２０を介
して翼外に噴き出した冷却空気が翼本体１の前縁部１４
ならびに前縁部の背側、腹側に沿って流れることによる
フィルム冷却効果と、噴出し孔２３を介して翼外に噴き
出した冷却空気が翼本体１の背側、腹側に沿って流れる
ことによるフィルム冷却効果との相乗効果で与えられ
る。

【０００９】一方、冷却流路１２は、仕切壁１３と仕切
壁２４との間に形成されて翼本体１の先端壁近傍まで延
びた流路２５と、この流路２５に続いて一旦、後縁部２
６側回りにリターンしてプラットホーム部３の近くまで
延びた後に再び後縁部２６側回りにリターンして先端壁
の近傍まで延びる屈折流路２７と、この屈折流路２７の
最終流路部分の壁２８に複数設けられた噴出し孔２９
と、この噴出し孔２９から噴き出された冷却空気と接触
する複数のピンフィン３０を備えた冷却路３１と、屈折
流路２７を構成する腹側の壁２１に複数設けられた噴出
し孔３２（図６参照）とを主体にして構成されている。

【００１０】したがって、この冷却流路１２に導かれた
冷却空気は、流路２５内を翼根部２から翼本体１の先端
部へ向けて流れた後、後縁部２６側回りにリターンして
屈折流路２７を流れ、壁２８に設けられた噴出し孔２９
から冷却路３１へと流れる。また、屈折流路２７を流れ
る間に、一部が屈折流路２７を構成する腹側の壁２１に
設けられた噴出し孔３２から翼外へと流れる。なお、図
７中、３３は乱流促進リブを示している。

【００１１】この冷却流路１２の冷却性能は、屈折流路
２７での対流冷却効果と、噴出し孔２９、３２内での対
流冷却効果と、噴出し孔３２から吹出した冷却空気が翼
の腹側外面に沿って流れることによるフィルム冷却効果
と、ピンフィン３０による対流冷却効果との相乗作用と
して与えられる。

【００１２】このような冷却構造であると、主流ガス温
度（燃焼ガス温度）が１２００℃級のガスタービンの場
合、主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量でタービ
ン翼の表面平均温度を８５０℃程度に保つことが可能で
ある。

【００１３】しかしながら、最近では出力効率を一層向
上させるために、主流ガス温度を１３００℃〜１５００
℃級、もしくはそれ以上に高めることが望まれている。
このような高温条件、たとえば主流ガス温度が１３００
℃級の条件で従来のガスタービン翼を用いた場合、翼の
温度を設計条件に抑え込むことはできるが、抑え込むた
めに多量の冷却空気が必要となる。このため、システム
全体の出力効率を著しく低下させてしまい、主流ガス温
度を上昇させた意味がなくなる。なお、最近では冷却空
気を抽気して強制冷却することも考えられているが、こ
の方式でも１５００℃級もしくはそれ以上の超高温ガス
タービンの冷却設計を満たすことは極めて困難である。

【００１４】さらに、翼の平均温度や最高局所温度の設
計条件を満たしている１２００℃級程度のガスタービン
翼にあっても、翼面温度分布の不均一性が翼本体の寿命
に大きく影響することが文献（ＡＳＭＥ９４−ＧＴ−６
５）等によって明らかとなっており、次世代の高温ガス
タービンの翼だけではなく、従来のガスタービン翼にお
いても翼面温度の均一化が冷却設計上重要な問題となっ
ている。これは、特に冷却媒体通過流量が少なくなる翼
先端部や翼外面の熱伝達率が高くなる翼後縁腹側におい
て冷却が不充分になり易く、局所的に高温になるためで
ある。

【００１５】いずれにしても、従来の冷却構造を採用し
たガスタービン翼では充分な熱伝達が得られず、対流冷
却や冷却媒体噴出しによる冷却を十分に発揮できないと
いう問題があった。

【００１６】さらに、ガスタービン用部材として使用で
きる耐熱性超合金材料の限界温度は、現在のところ８０
０〜９００℃程度である。最近のガスタービンにおける
タービン入口温度は先に説明したように、約１３００℃
にも達しており、耐熱性超合金材料の限界温度を遥かに
越えている。圧縮機から吐出された空気の一部で翼を冷
却する空冷方式は、冷却媒体として空気を使っているの
で本質的に冷却特性が低い。このため、ガスタービン入
口温度が１３００℃を越えるものでは翼の冷却に必要な
冷却空気流量が著しく増大する。しかも、翼内部での対
流冷却だけでは十分な冷却効果が得られず、翼有効部の
翼表面に形成した小孔から翼外に向けて冷却用空気を噴
出すフィルム冷却方式を併用せざるを得ない。このフィ
ルム冷却方式を採用すると、噴出された冷却空気と主流
ガスとが混合するため、主流ガスの温度が低下する。こ
のため、燃焼器の出口温度をより高い温度にするための
設計を余儀なくされるばかりか、高温度場でも低ＮＯｘ
型の新たな燃焼器の開発も要求され、しかも燃焼器で消
費される空気と燃料の増大は免れない。

【００１７】このように、ガスタービン翼を空気冷却す
る方式では、ガスタービンの熱効率の低下を招き、これ
が原因して複合発電システム全体の熱効率の低下を招く
という問題があった。また、不純物が混在するような粗
悪燃料に対しては、翼表面に形成した小孔に目詰まりの
生じる恐れがあるため適用できない問題もあった。

【００１８】そこで、このような不具合を解消するため
に、最近、特公昭６３−４０２４４号公報や、特開平４
−１２４４１４号公報に示されているように、空気に較
べて比熱が約２倍と大きい蒸気を冷却媒体として使用す
ることが考えられている。すなわち、蒸気タービン系で
用いる蒸気の一部をガスタービン翼に設けられている冷
却流路に通流させて翼を冷却するように構成している。

【００１９】しかしながら、蒸気を冷却媒体として使用
する方式を採用したものにあっても冷却効率の面では十
分とはいえない問題があった。このように、より少ない
冷媒流量で効率良く冷却でき、そのうえ翼の冷却に用い
た冷媒を回収して別の熱機関で熱回収が図れ、また主流
ガスの温度を低下させることがなく、燃焼器での燃料お
よび空気の増加を抑制でき、しかも粗悪燃料にも対応で
き、また多様化した冷却媒体にも対応でき、かつ良好な
冷却性能を得ることができるガスタービン翼の冷却方式
の出現が強く望まれている。

【００２０】これは、ガスタービン燃焼器の開発に関し
ても同様である。上述の背景からも分かるように、サイ
クル熱効率向上の観点から燃焼器出口温度が益々高くな
ってきており、燃焼器ライナや燃焼器尾筒等について高
冷却特性を発揮できる新たな冷却構造の出現が強く望ま
れている。

【００２１】

【発明が解決しようとする課題】上述の如く、特にガス
タービンシステム及びこれに関連するシステムでは、シ
ステムを構成する構造要素に対して高冷却性能を発揮で
きる新たな冷却構造の出現が強く望まれている。

【００２２】そこで本発明は、内部を対流冷却する過程
において、冷却媒体の温度上昇や冷却媒体の流量不足に
よって引き起こされる冷却不足を解消でき、冷却媒体が
通過することによる局所対流冷却効果を大きくして冷却
効率を高めることができ、また冷却媒体温度の流れ方向
の均一化を図ることができ、システム全体の熱効率向上
に寄与できるとともに多様化する冷却媒体や燃料の違い
にも対応できる構造要素の冷却方法、冷却流路付構造要
素および冷却用流路付ガスタービン翼を提供することを
目的としている。

【００２３】

【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、請求項１に係る発明では、構造要素本体内に冷却
用流路を設け、該冷却用流路に冷媒を通流させて前記構
造要素本体を冷却するに当たり、前記冷却用流路の途中
の少なくとも一箇所に該冷却用流路の壁面に向けて前記
冷媒を送り出す対流冷却促進用の冷媒案内部を設けて冷
媒を通流させるようにしている。

【００２４】上記の目的を達成するために、請求項２に
係る発明では、構造要素本体内に冷却用流路を設け、該
冷却用流路に冷媒を通流させて前記構造要素本体を冷却
するに当たり、前記冷却用流路の途中の少なくとも一箇
所に該冷却用流路の壁面に向けて前記冷媒を送り出す対
流冷却促進用の第１の冷媒案内部と、この第１の冷媒案
内部と対をなして前記冷却用流路の延びる方向に上記冷
媒を送り出して冷媒温度を制御する冷媒流量調整用の第
２の冷媒案内部とを設けて冷媒を通流させるようにして
いる。

【００２５】なお、対流冷却促進用の冷媒案内部は、イ
ンピンジメント冷却に供されるものであることが好まし
い。上記目的を達成するために、請求項４に係る発明で
は、構造要素本体内に冷却用流路を設け、該冷却用流路
に冷媒を通流させて構造要素本体を冷却するようにした
冷却用流路付構造要素において、前記冷却用流路の途中
の少なくとも一箇所に該冷却用流路を分断するように設
けられた隔壁と、この隔壁に設けられて前記冷却用流路
の壁面に向けて前記冷媒を送り出す対流冷却促進用の冷
媒案内部とを具備してなることを特徴としている。

【００２６】上記目的を達成するために、請求項５に係
る発明では、構造要素本体内に冷却用流路を設け、該冷
却用流路に冷媒を通流させて前記構造要素本体を冷却す
るようにした冷却流路付構造要素において、前記冷却用
流路の途中の少なくとも一箇所に該冷却用流路を分断す
るように設けられた隔壁と、この隔壁に設けられて前記
冷却用流路の壁面に向けて前記冷媒を送り出す対流冷却
促進用の第１の冷媒案内部と、前記隔壁に設けられて前
記冷却用流路の延びる方向に前記冷媒を送り出して冷媒
温度を制御する冷媒流量調整用の第２の冷媒案内部とを
具備してなることを特徴としている。

【００２７】なお、請求項４または５の冷却流路付構造
要素において、前記隔壁は、前記構造要素本体に形成さ
れた隔壁要素と、前記構造要素本体とは別体に形成され
て該構造要素本体内に挿設されたインサートプレートと
の組合せで構成されていてもよい。

【００２８】また、請求項４または５の冷却流路付構造
要素において、前記第１の冷媒案内部は、インピンジメ
ント冷却機能を発揮するものであることが好ましい。上
記目的を達成するために請求項８に係る発明は、翼本体
内に冷却用流路を設け、該冷却用流路に冷媒を通流させ
て前記翼素本体を冷却するようにした冷却流路付ガスタ
ービン翼において、前記翼本体の後縁端から前縁端側に
向けて所定の深さ延びて前記翼本体の後縁側を腹側翼壁
部と背側翼壁部とに区分する空隙部と、この空隙部の最
奥部で前記腹側翼壁部の基端と前記背側翼壁部の基端と
を繋ぐ壁に設けられて前記冷却用流路を介して導かれた
前記冷媒を前記腹側翼壁部の内面に向けて吹き付ける複
数のインピンジメント冷却孔とを具備してなることを特
徴としている。

【００２９】上記目的を達成するために請求項９に係る
発明は、翼本体内に冷却用流路を設け、該冷却用流路に
冷媒を通流させて前記翼素本体を冷却するようにした冷
却流路付ガスタービン翼において、前記翼本体の後縁端
から前縁端側に向けて所定の深さ延びて前記翼本体の後
縁側を腹側翼壁部と背側翼壁部と先端側翼壁部とに区分
する空隙部と、この空隙部の最奥部で前記腹側翼壁部の
基端と前記背側翼壁部の基端とを繋ぐ壁に設けられて前
記冷却用流路を介して導かれた前記冷媒を少なくとも前
記先端側翼壁部の内面に向けて吹き付ける複数のインピ
ンジメント冷却孔とを具備してなることを特徴としてい
る。

【００３０】上記のように、本発明では、基本的には冷
却用流路を分断するように設けられた隔壁に、対流冷却
促進用の冷媒案内部と冷媒温度を制御する冷媒流量調整
用の冷媒案内部とを設けた構成を採用しているので、よ
り少ない冷媒流量で局所対流冷却効果を大きくでき、ま
た冷媒温度の流れ方向の均一化を実現でき、この結果、
例えばガスタービン翼の冷却効率を高めたり、システム
全体の熱効率を向上させることが可能となる。また、多
様化する冷却媒体やガスタービン燃料の違いにも対応で
き、かつ翼面温度均一化によって翼本体の長寿命化にも
寄与できる。なお、膜吹き出しを伴う膜冷却法と組み合
わせることにより、少ない冷却流量でより一層効果的な
冷却を実施できる。勿論、ガスタービン翼の冷却だけに
限らず、燃焼器ライナや燃焼器尾筒等の冷却にも適用で
きる。

【００３１】

【発明の実施の形態】以下、図面を参照しながら発明の
実施形態を説明する。図１には本発明の第１の実施形態
に係る冷却流路付構造要素、ここには本発明を冷却流路
付ガスタービン翼１００に適用した例を局部的に取り出
した断面図が示されている。

【００３２】同図において、１０１は翼本体を示してい
る。翼本体１０１内には冷却用流路１０２が形成されて
いる。この冷却用流路１０２は、外面が高温ガスに触れ
る翼形状形成壁１０３に沿って設けられている。冷却用
流路１０２の一端側１０４は冷媒としての蒸気を供給す
る図示しない冷媒供給系に接続され、他端側１０５は蒸
気を回収する図示しない冷媒回収系に接続される。

【００３３】冷却用流路１０２内には、この流路の途中
の少なくとも一箇所、この例では上流側から下流側にか
けて所定間隔毎に複数箇所を分断する形に隔壁１０６が
それぞれ設けられている。これら隔壁１０６は、翼形状
形成壁１０３の内面側から上記内面に対して例えばほぼ
直角に冷媒用流路１０２の中央部近傍まで延びた部分１
０７と、この部分１０７の先端から翼形状形成壁１０３
と例えばほぼ平行に下流側に向けて延びる部分１０８
と、この部分１０８の先端部から翼形状形成壁１０３の
内面に対して例えばほぼ直角に延びる部分１０９とで構
成されている。すなわち、この例の場合、隔壁１０６
は、翼形状形成壁１０３に最も近い部分１０７が上流側
で、かつ翼形状形成壁１０３に対してほぼ直角に位置
し、翼形状形成壁１０３に最も遠い部分１０９が部分１
０７より下流側で、かつ翼形状形成壁１０３に対してほ
ぼ直角に位置するように、縦断面がクランク状をなすよ
うに設けられている。

【００３４】各隔壁１０６の部分１０８には軸心線の延
びる方向が翼形状形成壁１０３の内面に向かうように対
流冷却促進用の冷媒案内部としてのインピンジメント冷
却孔１１０が複数設けられており、また各隔壁１０６の
部分１０９には軸心線の延びる方向が翼形状形成壁１０
３の内面とほぼ平行、つまり軸心線を冷却用流路１０２
の延びる方向に向けて流量の調整で冷媒温度を制御する
冷媒案内部としての比較的大径な孔１１１が設けられて
いる。

【００３５】なお、孔１１１は、下流側に向かうにした
がって例えば徐々に小径となるように設けられている。
また、翼形状形成壁１０３には、膜冷却用の小孔１１２
が必要に応じて設けられている。

【００３６】このような構成であると、冷却用流路１０
２の一端側１０４から冷媒１１３が供給されると、この
冷媒１１３は図中実線矢印で示すように、その一部１１
４が隔壁１０６の部分１０８に設けられたインピンジメ
ント冷却孔１１０を通して翼形状形成壁１０３の内面に
衝突して対流冷却を行う。衝突冷却後の冷媒は、一部が
翼形状形成壁１０３に設けられた小孔１１２から翼形状
形成壁１０３の外面に噴出して膜冷却を行う。しかし、
衝突冷却後の大部分の冷媒１１５は、下流側に位置して
いる隔壁１０６における部分１０９の上流側へと流れ
る。

【００３７】一方、隔壁１０６の部分１０９には孔１１
１が設けられているので、この孔１１１を通して残りの
冷媒１１６が下流側へと流れる。孔１１１は、軸心線が
翼形成壁１０３とほぼ平行に形成されている。このた
め、孔１１１を通過する冷媒１１６は、格別な対流冷却
は行わず、低温に保たれる。孔１１１を通して流れた低
温の冷媒１１６は先に説明した衝突冷却後の冷媒１１５
と混合する。

【００３８】混合した冷媒は、下流に設けられている隔
壁１０６まで流れ、上記と同様な冷却過程を複数回経
て、最終的に冷却用流路１０２の他端側１０５を介して
回収される。

【００３９】このように、冷却用流路１０２を分断する
ように隔壁１０６を設け、この隔壁１０６に対流冷却促
進用のインピンジメント冷却孔１１０を設け、これらイ
ンピンジメント冷却孔１１０を使って翼形状形成壁１０
３の内面を衝突対流冷却するようにしているので、より
少ない冷媒流量で局所対流冷却効果を大きくできる。ま
た、隔壁１０６に流量調整で冷媒温度を制御する孔１１
１を設け、この孔１１１から対流冷却を行わない冷媒を
対流冷却後の冷媒に混合するように流しているので、冷
媒温度の上昇を極力抑制することが可能となり、この結
果、翼形状形成壁１０３の温度を均一化することができ
る。

【００４０】図２には本発明の第２の実施形態に係る冷
却流路付構造要素、ここには本発明をリターンフロータ
イプの冷却流路付ガスタービン翼１００ａに適用した例
を局部的に取り出した断面図が示されている。

【００４１】なお、この図では図１と同一機能部分が同
一符号で示されている。したがって、重複する部分の詳
しい説明は省略する。この例に係る冷却流路付ガスター
ビン翼１００ａでは、翼本体１０１内に冷却用流路１０
２ａがリターンフロー形態に形成されている。この冷却
用流路１０２ａは、外面が高温ガスに触れる翼形状形成
壁１０３と該翼形状形成壁１０３の中心部に設けられた
仕切壁１２０との間に設けられており、翼本体１０１の
根元部に一端側１０４を位置させ、この一端側１０４か
ら翼本体１０１の先端部側に一旦延びた後に先端部側で
折り返して翼本体１０１の根元部に他端側１０５を位置
させている。そして、冷却用流路１０２ａの一端側１０
４は冷媒としての蒸気を供給する図示しない冷媒供給系
に接続され、他端側１０５は蒸気を回収する図示しない
冷媒回収系に接続される。

【００４２】冷媒用流路１０２ａ内には、先の例と同様
に、上流側から下流側にかけて所定間隔毎に複数箇所を
分断する形に隔壁１０６がそれぞれ設けられている。こ
れら隔壁１０６は、翼形状形成壁１０３の内面側から上
記内面に対して例えばほぼ直角に冷媒用流路１０２ａの
中央部近傍まで延びる部分１０７と、この部分１０７の
先端から翼形状形成壁１０３と例えばほぼ平行に下流側
に向けて延びる部分１０８と、この部分１０８の先端部
から翼形状形成壁１０３の内面に対して例えばほぼ直角
に延びる部分１０９とで構成されている。すなわち、こ
の例の場合、隔壁１０６は、翼形状形成壁１０３に最も
近い部分１０７が上流側で、かつ翼形状形成壁１０３に
対してほぼ直角に位置し、翼形状形成壁１０３に最も遠
い部分１０９が部分１０７より下流側で、かつ翼形状形
成壁１０３に対してほぼ直角に位置するように、縦断面
がクランク状をなすように設けられている。

【００４３】各隔壁１０６の部分１０８には軸心線の延
びる方向が翼形状形成壁１０３の内面に向かうように対
流冷却促進用の冷媒案内部としてのインピンジメント冷
却孔１１０が複数設けられており、また各隔壁１０６の
部分１０９には軸心線の延びる方向が翼形状形成壁１０
３の内面とほぼ平行するように流量調整で冷媒温度を制
御する冷媒案内部としての比較的大径な孔１１１が設け
られている。ただし、最下流側に位置している隔壁１０
６には孔１１１は設けられていない。

【００４４】このような構成であると、図１の例と同様
な冷却作用が行われ、図１の例と同様の効果が得られ
る。図３には本発明の第３の実施形態に係る冷却流路付
構造要素、ここにも本発明を冷却流路付ガスタービン翼
１００ｂに適用した例を局部的に取り出した断面図が示
されている。

【００４５】なお、この図では図１と同一機能部分が同
一符号で示されている。したがって、重複する部分の詳
しい説明は省略する。この例は、基本的には図１の構成
を採用し、製作性を改善したものである。図１に示す例
では、隔壁の縦断面形状がクランク状をなしており、こ
の隔壁にインピンジメント冷却孔等が設けられている。
この形状は、製作に長時間を要する。この製作性の問題
を解決したのが、この例に係る冷却流路付ガスタービン
翼１００ｂである。

【００４６】すなわち、この例に係る冷却流路付ガスタ
ービン翼１００ｂでは、図１に示される隔壁１０６の部
分１０７，１０９に相当する部分１０７ａ，１０９ａを
翼本体１０１側に一体的に形成し、隔壁１０６の部分１
０８に相当する部分をインサートプレート１３０として
翼本体１０１とは別体に形成し、このインサートプレー
ト１３０を部分１０７ａ，１０９ａ間に装着している。
したがって、インサートプレート１３０には、インピン
ジメント冷却孔に相当する孔１３１及びインピンジメン
ト冷却後の冷媒を隣接する部分１０９ａ間に導くための
孔１３２が設けられている。そして、インサートプレー
ト１３０は、部分１０７ａ，１０９ａと支持壁１３３と
によって固定されている。

【００４７】このような構成であると、前記各例と同様
の効果が得られるとともに、翼本体１０１の製作の容易
化を図ることができる。図４（ａ）には本発明の第４の
実施形態に係る冷却流路付構造要素、ここにも本発明を
冷却流路付ガスタービン翼１００ｃに適用した例を局部
的、特に後縁部を取り出した横断面図が示されている。

【００４８】翼本体１４０の内部で中央部には翼本体１
４０の高さ方向に延びる冷却用流路１４１が設けられて
いる。この冷却用流路１４１は図示しない冷媒供給源に
通じている。一方、翼本体１４０の後縁部１４２には、
後縁端から前縁端側に向けて所定の深さ延びて翼本体１
４０の後縁側を腹側翼壁部１４３と背側翼壁部１４４と
に区分する空隙部１４５が設けられている。なお、空隙
部１４５は、腹側翼壁部１４３の後端部と背側翼壁部１
４４との間に翼本体１４０の高さ方向に延びるスリット
部１４６が形成されるように設けられている。そして、
空隙部１４５の最奥部で腹側翼壁部１４３の基端と背側
翼壁部１４４の基端とを繋ぐ壁１４７には、冷却用流路
１４１を介して導かれた冷媒を腹側翼壁部１４３の内面
に向けて吹き付けるインピンジメント冷却孔１４８が翼
本体１４０の高さ方向に所定の間隔で複数設けられてい
る。

【００４９】このような構成であると、冷却用流路１４
１に導かれた冷媒は、壁１４７に設けられたインピンジ
メント冷却孔１４８を介して腹側翼壁部１４３の内面に
向かって吹き付けられ、衝突冷却による強制対流冷却に
供される。衝突冷却後の冷媒は、空隙部１４５内で拡散
される。拡散された冷媒は最終的にスリット部１４６か
らシート状の膜噴流１４９となって翼外部へと流出す
る。

【００５０】このように、翼本体１４０の後縁部１４２
を空隙部１４５によって腹側翼壁部１４３と背側翼壁部
１４４とに区分し、高温となる腹側翼壁部１４３に対し
て複数のインピンジメント冷却孔１４８を介して冷媒を
吹き付け、衝突冷却し、その後に膜噴流１４９で背側翼
壁部１４４を冷却するようにしている。したがって、翼
本体の後縁部に冷媒噴出し孔を翼本体の高さ方向に複数
設けて対流冷却するようにしたものとは違って、少ない
冷却媒体流量で効率よく冷却できる。すなわち、衝突冷
却による熱伝達率増大とシート状の膜噴流１４９による
良好なフィルム冷却とが行えるため、図４（ｂ）に示す
ように、後縁部１４２における腹側翼壁部１４３及び背
側翼壁部１４４の温度を低下させることができるととも
に、これらの高さ方向の温度を均一化することが可能と
なる。また、噴き出し噴流の後流ウエーク幅も小さくな
り、空気力学的損失も低く抑えることが可能となる。

【００５１】図５（ａ）には本発明の第５の実施形態に
係る冷却流路付構造要素、ここにも本発明を冷却流路付
ガスタービン翼１００ｄに適用した例を局部的、特に先
端部を取り出した縦断面図が示されている。

【００５２】翼本体１５０の内部で中央部には、冷媒を
翼本体１５０の根元部から高さ方向の先端部近傍まで導
く冷却用流路１５１と、この冷却用流路１５１に繋がる
とともに後縁部側回りに折り返して冷媒を根元部へと導
く冷却用流路１５２とが形成されている。なお、冷却用
流路１５２を介して根元部まで導かれた冷媒は、ピンフ
ィン１５３を有した後縁冷却用流路１５４を介して翼後
縁１５５ら翼外に噴出される。上記構成から判るよう
に、後縁冷却用流路１５４は、翼本体１５０の後縁端か
ら前縁端側に向けて所定の深さ延びて翼本体１５０の後
縁側を腹側翼壁部１５６（図５（ｂ）参照）と、背側翼
壁部１５７と、先端側翼壁部１５８とに区分する空隙部
と同じ機能を果たしている。

【００５３】一方、冷却用流路１５２と後縁冷却用流路
１５４とを仕切る仕切１５９の翼先端近傍位置には冷却
用流路１５２を通流する冷媒の一部を先端側翼壁部１５
８の内面に向けて噴き付けるインピンジメント冷却孔１
６０が複数形成されている。

【００５４】このような構成であると、冷却用流路１５
１，１５２，後縁冷却用流路１５４を冷媒が通流するこ
とによって対流冷却が行われる。このとき、冷媒の一部
がインピンジメント冷却孔１６０を介して先端部翼壁部
１５８の内面に向けて噴出し、この内面を衝突冷却によ
って強制対流冷却する。

【００５５】このような構成であると、冷媒流量の不足
や冷媒温度の上昇に起因する、冷却性能低下を未然に防
止でき、先端翼壁部１５８を効率よく冷却することが可
能となる。また、この例のように、インピンジメント冷
却孔１６０の噴き出し方向を種々の方向、つまり先端翼
壁部１５８の内面側ばかりでなく、腹側翼壁部１５６や
背側翼壁部１５７へも向けることによって、これらも良
好に冷却することができる。

【００５６】なお、上述した各例は、本発明を冷却流路
付ガスタービン翼に適用した例であるが、本発明はこれ
らの例に限られるものではなく、ガスタービンシステム
で用いられる燃焼器ライナや燃焼器尾筒等の冷却を必要
とする構造要素にも適用できる。

【００５７】

【発明の効果】以上のように、本発明によれば、少ない
冷媒量で、局所冷却効率を向上でき、しかも温度分布の
均一化を実現できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の第１の実施形態に係るガスタービン翼
を局部的に示す断面図

【図２】本発明の第２の実施形態に係るガスタービン翼
を局部的に示す断面図

【図３】本発明の第３の実施形態に係るガスタービン翼
を局部的に示す断面図

【図４】（ａ）は本発明の第４の実施形態に係るガスタ
ービン翼を局部的に示す横断面図で、（ｂ）は同翼にお
ける各部の温度分布等を示す図

【図５】（ａ）は本発明の第５の実施形態に係るガスタ
ービン翼を局部的に示す縦断面図で、（ｂ）は（ａ）に
おけるＡ−Ａ線切断矢視図

【図６】内部に冷却用流路を備えた従来のガスタービン
翼の縦断面図

【図７】同ガスタービン翼の横断面図

【符号の説明】

１００，１００ａ、１００ｂ、１００ｃ、１００ｄ…ガ
スタービン翼 １０１，１４０，１５０…翼本体 １０２，１０２ａ，１４１，１５１，１５２…冷却用流
路 １０６…隔壁 １０７，１０７ａ，１０８，１０９，１０９ａ…部分 １１０，１３１，１４８，１６０…インピンジメント冷
却孔 １１１…流量調整で冷媒温度を制御する孔 １１２…膜冷却用の小孔 １３０…隔壁の一部を構成するインサートプレート １３１…インピンジメント冷却用の孔 １４２…後縁部 １４３, １５６…腹側翼壁部 １４４，１５７…背側翼壁部 １４５…空隙部 １５３…ピンフィン １５４…後縁冷却用流路 １５９…仕切壁

Claims (9)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】構造要素本体内に冷却用流路を設け、該冷
   却用流路に冷媒を通流させて前記構造要素本体を冷却す
   るに当たり、前記冷却用流路の途中の少なくとも一箇所
   に該冷却用流路の壁面に向けて前記冷媒を送り出す対流
   冷却促進用の冷媒案内部を設けて冷媒を通流させること
   を特徴とする構造要素の冷却方法。
2. 【請求項２】構造要素本体内に冷却用流路を設け、該冷
   却用流路に冷媒を通流させて前記構造要素本体を冷却す
   るに当たり、前記冷却用流路の途中の少なくとも一箇所
   に該冷却用流路の壁面に向けて前記冷媒を送り出す対流
   冷却促進用の第１の冷媒案内部と、この第１の冷媒案内
   部と対をなして前記冷却用流路の延びる方向に上記冷媒
   を送り出して冷媒温度を制御する冷媒流量調整用の第２
   の冷媒案内部とを設けて冷媒を通流させることを特徴と
   する構造要素の冷却方法。
3. 【請求項３】前記対流冷却促進用の冷媒案内部は、イン
   ピンジメント冷却に供されることを特徴とする請求項１
   または２に記載の構造要素の冷却方法。
4. 【請求項４】構造要素本体内に冷却用流路を設け、該冷
   却用流路に冷媒を通流させて前記構造要素本体を冷却す
   るようにした冷却用流路付構造要素において、前記冷却
   用流路の途中の少なくとも一箇所に該冷却用流路を分断
   するように設けられた隔壁と、この隔壁に設けられて前
   記冷却用流路の壁面に向けて前記冷媒を送り出す対流冷
   却促進用の冷媒案内部とを具備してなることを特徴とす
   る冷却流路付構造要素。
5. 【請求項５】構造要素本体内に冷却用流路を設け、該冷
   却用流路に冷媒を通流させて前記構造要素本体を冷却す
   るようにした冷却流路付構造要素において、前記冷却用
   流路の途中の少なくとも一箇所に該冷却用流路を分断す
   るように設けられた隔壁と、この隔壁に設けられて前記
   冷却用流路の壁面に向けて前記冷媒を送り出す対流冷却
   促進用の第１の冷媒案内部と、前記隔壁に設けられて前
   記冷却用流路の延びる方向に前記冷媒を送り出して冷媒
   温度を制御する冷媒流量調整用の第２の冷媒案内部とを
   具備してなることを特徴とする冷却流路付構造要素。
6. 【請求項６】前記隔壁は、前記構造要素本体に形成され
   た隔壁要素と、前記構造要素本体とは別体に形成されて
   該構造要素本体内に挿設されたインサートプレートとの
   組合せで構成されていることを特徴とする請求項４また
   は５に記載の冷却流路付構造要素。
7. 【請求項７】前記第１の冷媒案内部は、インピンジメン
   ト冷却機能を発揮するものであることを特徴とする請求
   項４または５に記載の冷却流路付構造要素。
8. 【請求項８】翼本体内に冷却用流路を設け、該冷却用流
   路に冷媒を通流させて前記翼素本体を冷却するようにし
   た冷却流路付ガスタービン翼において、前記翼本体の後
   縁端から前縁端側に向けて所定の深さ延びて前記翼本体
   の後縁側を腹側翼壁部と背側翼壁部とに区分する空隙部
   と、この空隙部の最奥部で前記腹側翼壁部の基端と前記
   背側翼壁部の基端とを繋ぐ壁に設けられて前記冷却用流
   路を介して導かれた前記冷媒を前記腹側翼壁部の内面に
   向けて吹き付ける複数のインピンジメント冷却孔とを具
   備してなることを特徴とする冷却流路付ガスタービン
   翼。
9. 【請求項９】翼本体内に冷却用流路を設け、該冷却用流
   路に冷媒を通流させて前記翼素本体を冷却するようにし
   た冷却流路付ガスタービン翼において、前記翼本体の後
   縁端から前縁端側に向けて所定の深さ延びて前記翼本体
   の後縁側を腹側翼壁部と背側翼壁部と先端側翼壁部とに
   区分する空隙部と、この空隙部の最奥部で前記腹側翼壁
   部の基端と前記背側翼壁部の基端とを繋ぐ壁に設けられ
   て前記冷却用流路を介して導かれた前記冷媒を少なくと
   も前記先端側翼壁部の内面に向けて吹き付ける複数のイ
   ンピンジメント冷却孔とを具備してなることを特徴とす
   る冷却流路付ガスタービン翼。