WO2008059620A1 - Structure de refroidissement par film - Google Patents

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WO2008059620A1
WO2008059620A1 PCT/JP2007/054910 JP2007054910W WO2008059620A1 WO 2008059620 A1 WO2008059620 A1 WO 2008059620A1 JP 2007054910 W JP2007054910 W JP 2007054910W WO 2008059620 A1 WO2008059620 A1 WO 2008059620A1
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film cooling
combustion gas
hole
cooling structure
film
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PCT/JP2007/054910
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Inventor
Yoji Ohkita
Original Assignee
Ihi Corporation
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/52—Outlet
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Definitions

  • the present invention relates to a film cooling structure suitable for film cooling a surface of a component (turbine blade or the like) of a gas turbine engine.
  • a gas turbine engine increases with increasing combustion gas temperature.
  • This combustion gas heats the structural walls of components (combustor liners, turbine blades, turbine shrouds, etc.) placed in the combustion gas flow path. Heat to. Therefore, in order to efficiently cool the structural walls of such components, a cooling passage is provided in the interior, and cooling air is flowed to perform convection cooling, and cooling air is exposed to high-temperature combustion gas from the film cooling holes.
  • a film cooling structure is employed in which film cooling is performed by ejecting a film on the surface (see, for example, Patent Documents:! To 5 below).
  • FIG. 1A to FIG. 1C show an example of a conventional film cooling structure 30.
  • Figure 1B is 1B of Figure 1A
  • FIG. 1B is a sectional view taken along line B
  • FIG. 1C is a sectional view taken along line 1C-1C in FIG. 1B.
  • the structural wall 31 has a surface 32 that is exposed to the combustion gas 1 and an inner surface 33 that is located on the opposite side of the surface 32.
  • film cooling holes 34 for guiding the cooling air 5 on the inner surface 33 side to the surface 32 side and cooling the film on the surface 32 are formed at a predetermined angle with respect to the surface 32.
  • the film cooling hole 34 has an introduction portion 34a extending from the inner surface 33 toward the surface 32 to a middle position in the structural wall 31, and a cross-sectional area gradually increasing from the surface 32 side end portion of the introduction portion 34a toward the surface 32. It has an enlarged portion 34b (diffuser) that opens at the surface 32. As shown in FIG.
  • Patent Document 1 Japanese Unexamined Patent Application Publication No. 2006-9785
  • Patent Document 2 JP 2005-90511
  • Patent Document 3 Japanese Patent Laid-Open No. 2003-41902
  • Patent Document 4 Japanese Patent Laid-Open No. 2001-173405
  • Patent Document 5 Japanese Patent Laid-Open No. 10-89005
  • the present invention has been made in view of such problems, and provides a film cooling structure that can increase the expansion angle at the expansion portion and can improve the average film cooling efficiency. For the purpose.
  • the film cooling structure of the present invention employs the following means.
  • the present invention comprises a structural wall having a surface exposed to combustion gas and an inner surface located on the opposite side of the surface, and the cooling air on the inner surface side is guided to the structural wall to the surface side for film cooling of the surface.
  • the film cooling holes include an introduction part extending from the inner surface toward the surface to a middle position in the structure wall, and a surface side of the introduction part.
  • An enlarged portion whose cross-sectional area gradually increases from the end toward the surface and opens at the surface, and a partition portion that divides the inside of the enlarged portion in a hole width direction perpendicular to the flow direction of the combustion gas. It is characterized by having.
  • the film cooling hole has the partition portion configured as described above, the effective area enlargement rate can be suppressed. Therefore, even if the lateral enlargement angle of the enlargement portion is increased, the cooling air can be reduced. Qi peeling is suppressed. Therefore, the cooling air can be effectively diffused compared to the conventional technology, and the enlargement angle in the lateral direction of the enlargement portion can be increased. Cooling air can be spread thinly and widely on the surface of the structural wall to improve average film cooling efficiency. The definition of the average film cooling efficiency will be described later.
  • the cooling air can be spread more thinly and widely on the surface of the structural wall as compared with the prior art, the number of film cooling holes formed in the structural wall can be reduced. For this reason, the manufacturing process of the film cooling structure can be reduced. Further, since the amount of cooling air extracted from the compressor of the gas turbine engine can be reduced as the number of film cooling holes is reduced, the engine efficiency can be improved.
  • the partition portion is formed at an intermediate position in the hole width direction perpendicular to the flow direction of the combustion gas inside the film cooling hole, and the flow direction of the combustion gas One of the wall surface facing the upstream side and the wall surface facing the downstream side.
  • the force protrudes toward the other side and extends from the inner surface of the structural wall toward the surface over the entire area inside the hole.
  • the partition portion does not completely partition the film cooling hole in the lateral direction and extends over the entire region in the thickness direction of the structural wall, so that the film cooling hole can be easily processed.
  • FIG. 1A is a plan view showing a conventional film cooling structure.
  • FIG. 1B is a cross-sectional view taken along line 1B-1B in FIG. 1A.
  • 1C is a cross-sectional view taken along line 1C-1C in FIG. 1B.
  • FIG. 2 is a perspective view of a turbine rotor blade to which the film cooling structure of the present invention is applied.
  • FIG. 3A is a plan view showing a film cooling structure that applies force to an embodiment of the present invention.
  • 3B is a cross-sectional view taken along line 3B-3B in FIG. 3A.
  • FIG. 3C is a cross-sectional view taken along line 3C-3C in FIG. 3B.
  • FIG. 4 is a perspective view showing the shape of a film cooling hole in a film cooling structure that works according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 5 is a diagram for explaining the physical action of the partition part.
  • the film cooling structure of the present invention is applied to components arranged in a combustion gas flow path in a gas turbine engine. These components include a combustor liner, a turbine nose vane, a turbine nose nore band, a turbine blade, a turbine stationary blade, a turbine shroud, and a turbine exhaust liner.
  • FIG. 2 shows a perspective view of a turbine rotor blade 2 to which the film cooling structure 10 of the present invention is applied.
  • the turbine rotor blade 2 includes a blade portion 3 as a structural wall having a surface 12 exposed to the combustion gas 1 and a base portion 4 for mounting the blade portion 3 on an engine rotor.
  • a cooling circuit (not shown) for flowing cooling air is formed inside the wing part 3. This cooling air is extracted from the compressor of the gas turbine engine and flows into the cooling circuit via a flow path (not shown) formed in the base portion 4. Cooling air that has flowed into the cooling circuit is ejected from a large number of film cooling holes 14 provided on the surface 12 of the wing 3 to cool the surface 12 of the wing 3.
  • FIGS. 3A-3C illustrate a film cooling structure 10 that works with embodiments of the present invention.
  • FIG. 3A is a plan view showing the film cooling structure 10.
  • 3B is a cross-sectional view taken along line 3B-3B of FIG. 3A.
  • 3C is a cross-sectional view taken along line 3C-3C of FIG. 3B.
  • FIG. 4 is a perspective view showing the shape of the film cooling hole 14 in the film cooling structure 10 according to the embodiment of the present invention.
  • the film cooling structure 10 is applied to components such as turbine rotor blades arranged in the flow path of the combustion gas 1 in a gas turbine engine.
  • the film cooling structure 10 includes a structural wall 11 having a surface 12 exposed to the combustion gas 1 and an inner surface 13 located on the opposite side of the surface 12.
  • the wall constituting the blade portion of the turbine rotor blade is the structural wall 11. Cooling air 5 flows on the inner surface 13 side of the structural wall 11.
  • film cooling holes 14 for guiding the cooling air 5 on the inner surface 13 side to the surface 12 side and cooling the film on the surface 12 are formed.
  • the axis of the film cooling hole 14 is inclined at a predetermined angle with respect to the surface 12 of the structural wall 11 so that the cooling air 5 is blown out in the direction along the flow of the combustion gas 1. is doing.
  • the film cooling hole 14 has an introduction portion 14a extending from the inner surface 13 toward the surface 12 to an intermediate position in the structural wall 11, and a cross-sectional area from the end of the introduction portion 14a on the surface 12 side toward the surface 12. Has an enlarged portion 14b that gradually increases and opens at the surface 12.
  • the film cooling hole 14 further includes a partitioning portion 16 that partitions the inside of the enlarged portion 14b into a plurality of holes in a hole width direction orthogonal to the flow direction of the combustion gas 1.
  • the “hole width direction perpendicular to the flow direction of the combustion gas 1” is a direction perpendicular to the paper surface in FIG. 3B, and a horizontal direction in FIG. 3C.
  • the partition 16 is formed at an intermediate position in the hole width direction perpendicular to the flow direction of the combustion gas 1 inside the film cooling hole 14. Projecting from the wall surface facing the upstream side in the flow direction toward the upstream side in the flow direction of the combustion gas 1 and extending from the inner surface 13 to the surface 12 of the structural wall 11 over the entire interior of the hole. A gap is formed between the partition portion 16 and the wall surface facing the downstream side in the flow direction of the combustion gas 1.
  • a single partitioning portion 16 may be provided at intervals in the hole width direction.
  • the partition 16 is provided so as to protrude from the wall surface facing the upstream side in the flow direction of the combustion gas 1 toward the upstream side in the flow direction of the combustion gas 1.
  • it may be provided so as to protrude from the wall surface facing the downstream side in the flow direction of the combustion gas 1 toward the downstream side in the flow direction of the combustion gas 1.
  • a gap is formed between the partition portion 16 and the wall surface facing the upstream side in the flow direction of the combustion gas 1.
  • Fig. 5 shows a graph of the diffuser with the length ratio on the logarithmic scale on the horizontal axis, the inlet / outlet area ratio minus 1 on the logarithmic scale on the vertical axis, and the pressure recovery rate (deceleration rate) Cp as a parameter. Show. At this time, in the case of the same inlet / outlet area ratio, the larger the length ratio, the smaller the enlargement angle. Further, peeling is less likely to occur when the pressure recovery rate is higher.
  • the straight line indicated by the pressure recovery rate Cp * * in the figure is a line connecting the points where the maximum pressure recovery rate is obtained when the diffuser inlet / outlet area ratio is constant.
  • the Cp * straight line is the line that provides the maximum pressure recovery rate when the length ratio is constant. Therefore, if the inlet / outlet area ratio is constant, It can be seen that the smaller the angle of enlargement, the higher the pressure recovery rate and the less likely the peeling occurs. Dividing the diffuser's passage into two or three equal parts, the expansion angle of each small passage becomes 1/2 or 1/3 of the overall expansion angle, and is smaller than the expansion angle determined by Cp *. As a result, a high pressure recovery rate can be obtained.
  • the film cooling hole 14 includes the cutting portion 16 configured as described above, the effective area enlargement ratio can be suppressed, and thus the enlargement of the enlargement portion 14b in the lateral direction. Even if the angle is increased, the separation of the cooling air 5 is suppressed. For this reason, since the cooling air 5 can be effectively diffused as compared with the prior art, the lateral expansion angle of the enlarged portion 14b can be increased. It can be spread thinly and widely to improve the average film cooling efficiency.
  • the average film cooling efficiency is given by (fuel gas temperature / structure wall surface temperature) / (combustion gas temperature / cooling air temperature).
  • the cooling air 5 can be spread more thinly and widely on the surface 12 of the structural wall 11 as compared with the prior art, the number of film cooling holes 14 formed in the structural wall 11 can be reduced. For this reason, the manufacturing process of the film cooling structure 10 can be reduced. Further, as the number of film cooling holes 14 decreases, the amount of cooling air extracted from the compressor of the gas turbine engine can be reduced, so that the engine efficiency can be improved.
  • the partition 16 When the film cooling holes 14 are processed by a method such as a discharge casing, if the partition 16 completely partitions the film cooling holes 14 in the lateral direction, the discharge casing is divided for each of the divided holes. It is necessary to insert the electrode and clean the hole. Further, if the partition 16 has a shape that is interrupted at a position in the thickness direction of the structural wall 11, a plurality of steps are required to cover one film cooling hole 14 (for example, the surface 12 side and the inner surface It is necessary to insert and process the discharge casing electrode from the 13th side). Further, the processing steps are similarly complicated in other processing means.
  • the partition 16 does not completely partition the film cooling hole 14 in the lateral direction, and extends over the entire region in the thickness direction of the structural wall 11, so that it is shown in FIGS. 3A to 3C and FIG.
  • a discharge carriage electrode configured to cover the film cooling hole 14 from the surface 12 side
  • the film cooling hole 14 can be covered in a single step. Therefore, the film cooling hole 14 can be easily processed.
  • the present invention is applied to the turbine rotor blade 2, but the combustor liner, the turbine nozle vane, the turbine nozle band, the turbine stationary blade arranged in the flow path of the combustion gas in the gas turbine engine. Also applicable to turbine shrouds, turbine exhaust liners and other components.

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Description

明 細 書
フィルム冷却構造
発明の背景
[0001] 発明の技術分野
本発明は、ガスタービンエンジンの構成部品（タービン翼等）の表面をフィルム冷却 するのに好適なフィルム冷却構造に関する。
[0002] 関連技術の説明
ガスタービンエンジンの効率は燃焼ガス温度の上昇に伴って増大する力 この燃焼 ガスは、燃焼ガスの流路に配置された構成部品（燃焼器ライナ、タービン翼、タービ ンシユラウド等）の構造壁を高温に加熱する。したがって、そのような構成部品の構造 壁を効率的に冷却するために、内部に冷却通路を設け、冷却空気を流して対流冷 却するとともに、フィルム冷却孔から冷却空気を高温の燃焼ガスに曝される表面にフ イルム状に噴出させてフィルム冷却を行うフィルム冷却構造が採用される（例えば下 記特許文献:!〜 5を参照)。
[0003] 図 1A〜図 1Cに、従来のフィルム冷却構造 30の一例を示す。図 1Bは図 1Aの 1B
1 B線断面図であり、図 1Cは図 1Bの 1C— 1 C線断面図である。
図 1B及び図 1Cにおいて、構造壁 31は燃焼ガス 1に曝される表面 32とこの表面 32 の反対側に位置する内面 33と有する。構造壁 31には、内面 33側の冷却空気 5を表 面 32側へと導き表面 32のフィルム冷却を行なうためのフィルム冷却孔 34が表面 32 に対して所定角度傾斜して形成されている。フィルム冷却孔 34は、内面 33から表面 32に向って構造壁 31内の途中位置まで延びる導入部 34aと、この導入部 34aの表 面 32側端部から表面 32に向って断面積が漸増し表面 32で開口する拡大部 34b (デ ィフューザ）とを有する。図 1Bに示すように、拡大部 34bにおいて、燃焼ガス 1の流れ 方向上流側を向く壁面 35は直線的に形成されている。また、図 1Cに示すように、拡 大部 34bにおいて、燃焼ガス 1の流れ方向に対して直交方向の両側壁面 36, 36は 直線的に形成されている。
[0004] 特許文献 1 :特開 2006— 9785号公報
特許文献 2 :特開 2005— 90511号公報 特許文献 3：特開 2003— 41902号公報
特許文献 4：特開 2001— 173405号公報
特許文献 5：特開平 10— 89005号公報
[0005] フィルム冷却では、冷却空気 5を冷却すべき表面 32になるべく薄く広く展開し、且 つなるべくその表面 32上に付着させることが望ましい。したがって、表面 32において 冷却空気 5を薄く広く展開するためには、拡大部 34bでの拡大角をできるだけ大きく することが効果的である。
しかし、上述した従来のフィルム冷却構造 30の拡大部 34bでは孔断面積が直線的 に拡大するため、拡大部 34bでの拡大角を大きくし過ぎると、孔内部で冷却空気 5の 剥離が生じ、このため、冷却空気 5を効果的に拡散することがでず、平均フィルム冷 却効率を向上させることが困難であるという問題があった。
発明の要約
[0006] 本発明は、このような問題に鑑みてなされものであり、拡大部での拡大角を大きくす ること力 Sでき、平均フィルム冷却効率を向上させることができるフィルム冷却構造を提 供することを目的とする。
[0007] 上記の課題を解決するため、本発明のフィルム冷却構造は、以下の手段を採用す る。
本発明は、燃焼ガスに曝される表面と該表面の反対側に位置する内面と有する構 造壁を備え、該構造壁に前記内面側の冷却空気を表面側へと導き表面のフィルム 冷却を行なうためのフィルム冷却孔が形成されたフィルム冷却構造において、前記フ イルム冷却孔は、前記内面から前記表面に向って前記構造壁内の途中位置まで延 びる導入部と、該導入部の表面側端部から前記表面に向って断面積が漸増し前記 表面で開口する拡大部と、該拡大部の内部を燃焼ガスの流れ方向に対して直交す る孔幅方向に複数に仕切る仕切り部とを有する、ことを特徴とする。
[0008] このように、フィルム冷却孔が上記のように構成された仕切り部を有するので、実効 の面積拡大率が抑えられるので、拡大部の横方向の拡大角を大きくしても、冷却空 気の剥離が抑制される。したがって、従来技術と比較して冷却空気を効果的に拡散 することができるので、拡大部の横方向の拡大角を大きくすることができ、これにより 冷却空気を構造壁の表面に薄く広く展開し、平均フィルム冷却効率を向上させること ができる。なお、平均フィルム冷却効率の定義については後述する。
また、従来技術と比較して構造壁の表面に冷却空気をより薄く広く展開できるので 、構造壁に形成するフィルム冷却孔の数を減らすことができる。このため、フィルム冷 却構造の製作工程を少なくすることができる。また、フィルム冷却孔の数の減少に伴 いガスタービンエンジンの圧縮機から抽気する冷却空気量を減らすことができるので 、エンジン効率を向上させることができる。
[0009] また、上記のフィルム冷却構造において、前記仕切り部は、フィルム冷却孔の内部 において前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の中間位置に形成さ れ前記燃焼ガスの流れ方向上流側を向く壁面と下流側を向く壁面のいずれか一方 力 他方に向って突出し前記構造壁の前記内面から前記表面に向って孔内部の全 域にわたって延びる。
[0010] このように、仕切り部がフィルム冷却孔を横方向に完全に仕切らず、構造壁の厚さ 方向の全域にわたって延びるので、フィルム冷却孔の加工が容易である。
[0011] 以上より、本発明によれば、拡大部での拡大角を大きくすることができ、平均フィル ム冷却効率を向上させることができるという優れた効果が得られる。
図面の簡単な説明
[0012] [図 1A]従来技術のフィルム冷却構造を示す平面図である。
[図 1B]図 1Aの 1B— 1B線断面図である。
[図 1C]図 1Bの 1C— 1C線断面図である。
[図 2]本発明のフィルム冷却構造を適用したタービン動翼の斜視図である。
[図 3A]本発明の実施形態に力、かるフィルム冷却構造を示す平面図である。
[図 3B]図 3Aの 3B— 3B線断面図である。
[図 3C]図 3Bの 3C— 3C線断面図である。
[図 4]本発明の実施形態に力かるフィルム冷却構造におけるフィルム冷却孔の形状を 示す斜視図である。
[図 5]仕切り部の物理的作用を説明するための図である。
好ましい実施例の説明 [0013] 以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、 各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
[0014] 本発明のフィルム冷却構造は、ガスタービンエンジンにおける燃焼ガスの流路に配 置された構成部品に適用される。この構成部品としては、燃焼器ライナ、タービンノズ ノレべーン、タービンノズノレバンド、タービン動翼、タービン静翼、タービンシュラウド、 タービン排気口ライナ等がある。
[0015] 図 2に、本発明のフィルム冷却構造 10を適用したタービン動翼 2の斜視図を示す。
このタービン動翼 2は、燃焼ガス 1に曝される表面 12を有する構造壁としての翼部 3と 、翼部 3をエンジンのロータに装着するベース部 4とを備えている。翼部 3の内部には 、冷却空気を流す冷却回路（図示せず）が形成されている。この冷却空気は、ガスタ 一ビンエンジンの圧縮機から抽気され、ベース部 4に形成された流路（図示せず）を 経由して、冷却回路内に流入する。冷却回路内に流入した冷却空気は、翼部 3の表 面 12に多数設けられたフィルム冷却孔 14から噴出し、翼部 3の表面 12をフィルム冷 却する。以下、本発明のフィルム冷却構造 10の実施形態を説明する。
[0016] 図 3A〜図 3Cに、本発明の実施形態に力かるフィルム冷却構造 10を示す。図 3A はフィルム冷却構造 10を示す平面図である。図 3Bは図 3Aの 3B— 3B線断面図であ る。図 3Cは図 3Bの 3C— 3C線断面図である。また、図 4は、本発明の実施形態にか 力るフィルム冷却構造 10におけるフィルム冷却孔 14の形状を示す斜視図である。
[0017] 上述したように、このフィルム冷却構造 10は、ガスタービンエンジンにおける燃焼ガ ス 1の流路に配置されたタービン動翼などの構成部品に適用される。図 3B及び図 3 Cに示すように、フィルム冷却構造 10は、燃焼ガス 1に曝される表面 12とこの表面 12 の反対側に位置する内面 13と有する構造壁 11を備える。ガスタービンにおける上記 の構成部品が例えばタービン動翼である場合、タービン動翼の翼部を構成する壁が 、構造壁 11となる。構造壁 11の内面 13側には、冷却空気 5が流れている。
[0018] 構造壁 11には、内面 13側の冷却空気 5を表面 12側へと導き表面 12のフィルム冷 却を行なうためのフィルム冷却孔 14が形成されている。図 3Bに示すように、フィルム 冷却孔 14の軸線は、燃焼ガス 1の流れに沿う方向に冷却空気 5がフィルム冷却孔 14 力 吹き出されるように構造壁 11の表面 12に対して所定角度傾斜している。 [0019] フィルム冷却孔 14は、内面 13から表面 12に向って構造壁 11内の途中位置まで延 びる導入部 14aと、この導入部 14aの表面 12側端部から表面 12に向って断面積が 漸増し表面 12で開口する拡大部 14bとを有する。
[0020] フィルム冷却孔 14は、さらに、拡大部 14bの内部を燃焼ガス 1の流れ方向に対して 直交する孔幅方向に複数に仕切る仕切り部 16を有する。ここで、「燃焼ガス 1の流れ 方向に対して直交する孔幅方向」は、図 3Bでは紙面に垂直な方向であり、図 3Cで は左右方向である。
図 3A〜図 3C及び図 4に示した構成例では、仕切り部 16は、フィルム冷却孔 14の 内部において燃焼ガス 1の流れ方向に対して直交する孔幅方向の中間位置に形成 され燃焼ガス 1の流れ方向上流側を向く壁面から燃焼ガス 1の流れ方向上流側に向 つて突出し構造壁 11の内面 13から表面 12に向って孔内部の全域にわたって延び ている。仕切り部 16と燃焼ガス 1の流れ方向下流側を向く壁面との間には隙間が形 成されている。
[0021] 仕切り部 16は、図 3A〜図 3C及び図 4の構成例では 1つ設けられている力 上記の 孔幅方向に間隔をおいて複数設けられてもよい。
また、仕切り部 16は、図 3A〜図 3C及び図 4の構成例では、燃焼ガス 1の流れ方向 上流側を向く壁面から燃焼ガス 1の流れ方向上流側に向って突出して設けられてい る力 これとは逆に、燃焼ガス 1の流れ方向下流側を向く壁面から燃焼ガス 1の流れ 方向下流側に向って突出して設けられてもよい。この場合、仕切り部 16と燃焼ガス 1 の流れ方向上流側を向く壁面との間には隙間が形成される。
[0022] 本実施形態によれば、以下のような作用効果を奏する。
図 5に、ディフューザについて、長さ比を対数目盛で横軸に、入口出口面積比から 1を引いたものを対数目盛で縦軸にとり、圧力回復率 (減速率） Cpをパラメータとした グラフを示す。このとき、同じ入口出口面積比の場合、長さ比が大きい方が拡大角が 小さレ、。また、圧力回復率が高い方が剥離が起こりにくい。図中の圧力回復率 Cp* * で示される直線は、ディフューザ入口出口面積比が一定の場合に最大の圧力回復 率が得られる点を結んだ線である。一方、 Cp*の直線は、長さ比が一定の場合に最 大の圧力回復率が得られる線である。したがって、入口出口面積比が一定ならば、 拡大角が小さいほうが圧力回復率が高ぐ剥離が起こりにくいことがわかる。ディフユ 一ザの通路を 2等分あるいは 3等分すれば、各小通路の拡大角は全体の拡がり角の 1/2あるいは 1/3となり、 Cp*で定まる拡大角よりも小さくなつて通路全体として高 い圧力回復率が得られる。
[0023] したがって、本実施形態によれば、フィルム冷却孔 14が上記のように構成された仕 切り部 16を有することにより実効の面積拡大率が抑えられるため、拡大部 14bの横 方向の拡大角を大きくしても、冷却空気 5の剥離が抑制される。このため、従来技術 と比較して冷却空気 5を効果的に拡散することができるので、拡大部 14bの横方向の 拡大角を大きくすることができ、これにより冷却空気 5を構造壁 11の表面 12に薄く広 く展開し、平均フィルム冷却効率を向上させることができる。ここで、平均フィルム冷却 効率は、（燃料ガス温度一構造壁の表面温度) / (燃焼ガス温度一冷却空気温度） で与えられる。
[0024] また、従来技術と比較して構造壁 11の表面 12に冷却空気 5をより薄く広く展開でき るので、構造壁 11に形成するフィルム冷却孔 14の数を減らすことができる。このため 、フィルム冷却構造 10の製作工程を少なくすることができる。また、フィルム冷却孔 1 4の数の減少に伴いガスタービンエンジンの圧縮機から抽気する冷却空気量を減ら すことができるので、エンジン効率を向上させることができる。
[0025] フィルム冷却孔 14を放電カ卩ェなどの方法で加工する場合、仕切り部 16がフィルム 冷却孔 14を横方向に完全に仕切るものであると、分割された孔ごとに放電カ卩ェ電極 を挿入し、孔をカ卩ェする必要がある。また、仕切り部 16が、構造壁 11の厚さ方向のあ る位置で途切れる形状であると、 1つのフィルム冷却孔 14をカ卩ェするのに複数工程 を要する（例えば、表面 12側と内面 13側から放電カ卩ェ電極を揷入して加工する必要 がある）。また、他の加工手段においても同様に加工工程が複雑となる。
これに対し、本実施形態では、仕切り部 16がフィルム冷却孔 14を横方向に完全に 仕切らず、構造壁 11の厚さ方向の全域にわたって延びるので、図 3A〜図 3C及び 図 4に示したフィルム冷却孔 14をカ卩ェするように構成された放電カ卩ェ電極を表面 12 側から揷入することにより、単一の工程でフィルム冷却孔 14をカ卩ェすることができる。 したがって、フィルム冷却孔 14の加工が容易である。 なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示さ れた本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の 実施の形態に限定されない。例えば、上記の実施形態ではタービン動翼 2に本発明 を適用したが、ガスタービンエンジンにおける燃焼ガスの流路に配置された燃焼器ラ イナ、タービンノズノレべーン、タービンノズノレバンド、タービン静翼、タービンシュラウド 、タービン排気口ライナその他の構成部品にも適用できる。
本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲 の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。

Claims

請求の範囲
[1] 燃焼ガスに曝される表面と該表面の反対側に位置する内面と有する構造壁を備え
、該構造壁に前記内面側の冷却空気を表面側へと導き表面のフィルム冷却を行なう ためのフィルム冷却孔が形成されたフィルム冷却構造において、
前記フィルム冷却孔は、前記内面から前記表面に向って前記構造壁内の途中位 置まで延びる導入部と、該導入部の表面側端部から前記表面に向って断面積が漸 増し前記表面で開口する拡大部と、該拡大部の内部を燃焼ガスの流れ方向に対し て直交する孔幅方向に複数に仕切る仕切り部とを有する、ことを特徴とするフィルム 冷却構造。
[2] 前記仕切り部は、フィルム冷却孔の内部において前記燃焼ガスの流れ方向に対し て直交する孔幅方向の中間位置に形成され前記燃焼ガスの流れ方向上流側を向く 壁面と下流側を向く壁面のいずれか一方から他方に向って突出し前記構造壁の前 記内面から前記表面に向って孔内部の全域にわたって延びる請求項 1記載のフィル ム冷却構造。
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