WO2010109954A1 - タービン翼およびガスタービン - Google Patents

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羽田　哲
卓 一柳
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三菱重工業株式会社
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    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade and a gas turbine, in particular, a turbine blade suitable for use in a stationary blade and a moving blade of a turbine, and a gas turbine using the turbine blade.
  • Patent Document 1 discloses a technology for performing pin fin cooling by disposing an insert plate in a cavity formed inside a blade body in a turbine blade and performing impingement cooling, and providing a pin fin protruding from the inner wall of the above-described cavity. It is disclosed.
  • Patent Document 2 film cooling that blows out a cooling fluid from a film hole or a shower head, or a flow path through which the cooling fluid flows inside the blade trailing edge, and pin fins that protrude from the flow path are provided to perform pin fin cooling.
  • Technology is disclosed.
  • the cooling fluid flowing through the region where the pin fin is provided (hereinafter referred to as the pin fin region) is increased to increase the cooling efficiency.
  • Methods are generally known.
  • the cooling capacity at the entrance of the pin fin region cannot be increased, and the cooling efficiency of the entire pin fin region is reduced.
  • the inlet portion of the pin fin region has a problem that the cooling capacity of the inlet portion is insufficient because the flow rate of the cooling fluid cannot be increased despite the large heat load received from the combustion gas.
  • the present invention has been made to solve the above-described problem, and is a turbine capable of improving the cooling performance on the trailing edge side of the turbine blade by improving the flow velocity of the cooling fluid on the inlet side of the pin fin region.
  • An object is to provide a blade and a gas turbine.
  • the turbine blade according to the present invention includes an airfoil portion, a supply passage that extends in the span direction inside the airfoil portion, a cooling fluid flows, and the blade from the supply passage along a center line of the airfoil portion.
  • a pair of pin fin channels that extend toward the trailing edge of the shape portion and open to the outside of the airfoil portion at the trailing edge, and the pin fin channel in a region on the supply channel side of the pin fin channel
  • a plurality of intermittent pin fins that protrude from the opposing inner walls and that form a gap extending in the span direction therebetween, a pin fin that connects the pair of opposing inner walls in the rear edge side region of the pin fin channel, and the gap
  • an insertion portion that reduces the flow area of the cooling fluid in a region on the supply flow path side of the pin fin flow path.
  • the cooling fluid on the supply flow channel side of the pin fin passage flows compared to the case where the insertion portion is not disposed.
  • the channel cross-sectional area is reduced, and the flow rate of the cooling fluid in the region on the supply channel side is increased.
  • the cross-sectional area of the insertion portion decreases as it goes from the supply flow path to the trailing edge.
  • the cross-sectional area of the pin fin channel itself decreases as it goes from the supply channel toward the rear edge
  • the cross-sectional area of the insertion unit also decreases, so cooling in the region where the insertion unit is arranged A change in the flow path cross-sectional area of the fluid is suppressed.
  • the tip of the intermittent pin fin is in contact with the insertion portion.
  • the cooling fluid flowing between the inner wall of the pin fin channel and the insertion portion flows between the intermittent pin fins. Therefore, the tip fin and the insertion portion are separated from each other, and the cooling performance by the pin fins is improved as compared with the case where a part of the cooling fluid flows between the intermittent pin fin and the insertion portion.
  • the gas turbine of the present invention is provided with the turbine blade of the present invention.
  • the cooling performance of the turbine blade can be improved and the deterioration of productivity can be suppressed.
  • the insertion portion is disposed in the gap formed between the intermittent pin fins, thereby cooling the pin fin passage on the supply passage side as compared with the case where the insertion portion is not disposed.
  • the cross-sectional area of the flow path through which the fluid flows decreases, and the flow speed of the cooling fluid in the region on the supply flow path side increases.
  • the cooling capacity in the region on the supply flow path side is improved, and the cooling capacity related to the pin fin flow path, and hence the cooling performance of the turbine blades can be improved.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view illustrating a schematic configuration of the stationary blade of FIG. 2. It is a schematic diagram explaining the structure in the vicinity of the pin fin channel of FIG. It is a schematic diagram explaining another structure in the vicinity of the pin fin channel of FIG.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view for explaining another schematic configuration of the stationary blade of FIG. 3. It is the elements on larger scale explaining the structure of the edge part in the rear part insert of FIG.
  • a gas turbine according to an embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS.
  • the turbine blade of the present invention will be described as applied to the first-stage stationary blade and the second-stage stationary blade in the turbine section 4 of the gas turbine 1.
  • FIG. 1 is a schematic diagram illustrating the configuration of a gas turbine according to the present embodiment. As shown in FIG. 1, the gas turbine 1 is provided with a compression unit 2, a combustion unit 3, a turbine unit 4, and a rotating shaft 5.
  • a compression unit 2 As shown in FIG. 1, the gas turbine 1 is provided with a compression unit 2, a combustion unit 3, a turbine unit 4, and a rotating shaft 5.
  • the compression unit 2 sucks and compresses air, and supplies the compressed air to the combustion unit 3.
  • a rotational driving force is transmitted from the turbine unit 4 to the compression unit 2 via the rotary shaft 5, and the compression unit 2 sucks and compresses air by being driven to rotate.
  • a compression part 2 a well-known thing can be used and it does not specifically limit.
  • the combustion unit 3 mixes fuel supplied from the outside and supplied compressed air, burns the air-fuel mixture to generate a high-temperature gas, and generates the generated high-temperature gas to the turbine unit 4. To supply.
  • a combustion part 3 a well-known thing can be used and it does not specifically limit.
  • the turbine unit 4 extracts a rotational driving force from the supplied high-temperature gas and rotationally drives the rotary shaft 5.
  • a stationary blade (turbine blade) 10 attached to a casing (not shown) of the gas turbine 1 and a moving blade attached to the rotating shaft 5 and rotating together with the rotating shaft 5 are equally spaced in the circumferential direction. Are arranged side by side.
  • the stationary blades 10 and the moving blades are alternately arranged in the order of the stationary blades 10 and the moving blades in the downstream direction of the high-temperature gas flow from the combustion unit 3 side.
  • a pair of the stationary blade 10 and the moving blade is referred to as a stage, and is counted as a first stage and a second stage from the combustion unit 3 side.
  • the rotating shaft 5 transmits a rotational driving force from the turbine unit 4 to the compression unit 2.
  • the rotary shaft 5 is provided with a compression unit 2 and a turbine unit 4.
  • a rotating shaft 5 a well-known thing can be used and it does not specifically limit.
  • the stationary blade 10 provided in the first stage and the second stage which is a feature of the present invention, that is, the first stage stationary blade and the second stage stationary blade will be described.
  • FIG. 2 is a perspective view illustrating a schematic configuration of the stationary blade of FIG.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view illustrating a schematic configuration of the stationary blade of FIG.
  • the stationary blade 10 is provided with an airfoil portion 11, a front insert 12, and a rear insert 13.
  • the airfoil portion 11 is formed in a wing shape in cross section and extends in the span direction (vertical direction in FIG. 2).
  • the airfoil 11 includes a front cavity 14 which is a cavity formed in the span direction on the leading edge LE side, and a rear cavity (a supply flow) which is a cavity formed in the span direction on the trailing edge TE side. Path) 15 and a film cooling hole 16 communicating with the front cavity 14 are provided.
  • a cavity extending in the span direction is formed inside the airfoil part 11, and a partition wall 17 that divides the cavity into a front cavity 14 and a rear cavity 15 is provided in the cavity.
  • the front cavity 14 and the rear cavity 15 are cavities through which the cooling fluid supplied from the outside to the stationary blade 10 flows, and a structure related to impingement cooling that cools the airfoil portion 11 together with the front cavity 14 and the rear cavity 15. It constitutes.
  • An example of the cooling fluid is compressed air extracted from the compression unit 2 or the like.
  • the front insert 12 is disposed at a predetermined distance from the inner wall of the front cavity 14.
  • the rear insert 13 is disposed in the rear cavity 15 at a predetermined distance from the inner wall of the rear cavity 15.
  • the film cooling hole 16 is a through hole that connects the front cavity 14 and the outside of the airfoil part 11, and is formed on the suction surface SS that is a convexly protruding curved surface in the airfoil part 11. These are through holes provided side by side in the span direction. Furthermore, the film cooling hole 16 is formed as an oblique hole inclined from the front edge LE toward the rear edge TE toward the outside from the front cavity 14.
  • the rear cavity 15 is a cavity extending from the rear cavity 15 along the center line CL of the airfoil portion 11 toward the rear edge TE, and is an area where the intermittent pin fins 19 and the pin fins 20 are provided.
  • a pin fin channel 18 is provided.
  • the pin fin channel 18 is a channel through which the cooling fluid after being used for impingement cooling in the rear cavity 15 flows, and constitutes a structure related to pin fin cooling that cools the vicinity of the trailing edge TE in the airfoil portion 11. is there.
  • the pin fin channel 18 is a channel that extends from the rear cavity 15 to the rear edge TE of the airfoil 11 and opens to the outside at the rear edge TE.
  • intermittent pin fins 19 and pin fins 20 are provided in the pin fin channel 18.
  • the intermittent pin fin 19 is a region on the rear cavity 15 side in the pin fin channel 18, and is a plurality of substantially cylindrical members formed to protrude from a pair of inner walls constituting the pin fin channel 18.
  • the protruding amount of the intermittent pin fin 19 from the inner wall is set such that a gap is formed between the intermittent pin fin 19 so that the end 22 of the rear insert 13 is inserted.
  • the pin fin 20 is a region on the trailing edge TE side in the pin fin channel 18 and is a plurality of substantially cylindrical members that connect a pair of inner walls constituting the pin fin channel 18.
  • a known shape or the like can be used as the shape and arrangement method of the pin fins 20 and are not particularly limited.
  • the front insert 12 and the front cavity 14 constitute a structure related to impingement cooling for cooling the front edge LE side of the airfoil 11.
  • the front insert 12 is a substantially cylindrical member having a cross-sectional shape similar to that of the front cavity 14. Further, the front insert 12 is formed with a plurality of ejection holes 21 through which the cooling fluid flowing through the interior is ejected toward the inner wall of the front cavity 14.
  • the rear insert 13 similarly to the front insert 12, constitutes a structure related to impingement cooling that cools the rear edge side of the airfoil 11.
  • the rear insert 13 is a substantially cylindrical member having a cross-sectional shape substantially similar to the cross-sectional shape of the rear cavity 15. Further, the rear insert 13 is formed with a plurality of ejection holes 21 through which the cooling fluid flowing through the rear insert 13 is ejected toward the inner wall of the rear cavity 15.
  • FIG. 4 is a schematic diagram illustrating a configuration in the vicinity of the pin fin channel of FIG.
  • the end portion (insertion portion) 22 on the rear edge TE side of the rear insert 13 is disposed in a gap formed between the intermittent pin fins 19, and at least the front end and the rear portion of the intermittent pin fins 19.
  • the end portion 22 of the insert 13 is in contact.
  • the end 22 is disposed so as to fill the gap between the intermittent pin fins 19, the end 22 is formed to have a predetermined length.
  • the length of the end 22 is the longest and is about half of the total length of the pin fin channel 18.
  • the rear insert 13 is formed by forming a single plate member into a cylindrical shape, and a portion where both ends of the plate member are in contact with each other is an end portion 22.
  • the above-mentioned contacted part is longer than the end 22 and extends not only to the gap between the intermittent pin fins 19 but also to the region of the rear cavity 15.
  • the above-mentioned contact portion, in particular, the end 22 portion is formed to have the same thickness from the rear cavity 15 toward the rear edge TE.
  • the cooling fluid flowing between the inner wall of the pin fin channel 18 and the end 22 flows between the intermittent pin fins 19. Therefore, the tip fin end 19 and the end portion 22 are separated from each other, and the cooling performance of the pin fin cooling is improved as compared with the case where a part of the cooling fluid flows between the intermittent pin fin 19 and the end portion 22.
  • the end 22 of the rear insert 13 may be formed so that its cross-sectional area becomes narrower toward the rear edge TE, and is not particularly limited.
  • the cross-sectional area of the pin fin channel 18 itself may be formed such that the cross-sectional area of the end portion 22 decreases as the cross-sectional area decreases from the rear insert 13 toward the rear edge TE.
  • FIG. 5 is a schematic diagram illustrating another configuration in the vicinity of the pin fin channel of FIG. 3.
  • the end portion 22 on the rear edge TE side of the rear insert 13 gradually approaches the plate member of the rear insert 13 from the rear cavity 15 toward the intermittent pin fins 19. 22, the plate member may be in close contact with each other, and as shown in FIG. 5, the plate member of the rear insert 13 that has been separated in the rear cavity 15 approaches smoothly between the intermittent pin fins 19.
  • the plate member may be in close contact with the end portion (insertion portion) 22 ⁇ / b> A, and is not particularly limited.
  • the ejection hole 21 in the rear insert 13 is formed in a region where the intermittent pin fins 19 in the rear cavity 15 are not provided, in other words, in a portion that is not the end 22 in the rear cavity 15. In other words, the ejection hole 21 is not formed in the end 22 facing the intermittent pin fin 19 in the rear insert 13.
  • a cooling fluid for cooling the stationary blade 10 is supplied from the outside of the stationary blade 10 to the front cavity 14 and the rear cavity 15.
  • the compressed air extracted from the compression unit 2 is used as a cooling fluid
  • the extracted compressed air flows from the hub (root) side of the stationary blade 10 to the inside of the front insert 12 in the front cavity 14. And it is supplied to the inside of the rear insert 13 in the rear cavity 15.
  • the cooling fluid supplied to the inside of the front insert 12 and the rear insert 13 flows in the span direction and is ejected toward the inner walls of the front cavity 14 and the rear cavity 15 through the ejection holes 21.
  • the cooling fluid ejected from the ejection holes 21 collides with the inner walls of the front cavity 14 and the rear cavity 15, and cools the collided inner wall and the surrounding airfoil part 11 (impinge cooling).
  • the cooling fluid that has undergone impingement cooling in the front cavity 14 flows through the space between the front cavity 14 and the front insert 12 and flows into the film cooling holes 16.
  • the cooling fluid that has flowed into the film cooling hole 16 flows out from the negative pressure surface SS of the airfoil portion 11 to the outside, that is, into the high-temperature gas flowing through the turbine portion 4, and forms a film on the downstream side of the film cooling hole 16 in the negative pressure surface SS. Cover.
  • the cooling fluid covers the airfoil portion 11 in a film shape, thereby reducing the inflow of heat from the high-temperature gas flowing through the turbine portion 4 to the airfoil portion 11 (film cooling).
  • the cooling fluid that has undergone impingement cooling in the rear cavity 15 flows through the space between the rear cavity 15 and the rear insert 13 and flows into the pin fin channel 18.
  • the cooling fluid that has flowed into the pin fin channel 18 flows between the intermittent pin fins 19, then flows between the pin fins 20, and cools the trailing edge TE in the airfoil portion 11 and its surroundings (pin fin cooling).
  • the cooling fluid after performing pin fin cooling flows out from the opening on the trailing edge TE side in the pin fin channel 18 to the outside, that is, into the high-temperature combustion gas flowing through the turbine unit 4.
  • the edge part 22 compared with the case where the edge part 22 is not arrange
  • the cross-sectional area of the flow path through which the fluid flows decreases, and the flow rate of the cooling fluid in the region on the rear cavity 15 side increases. Therefore, the cooling capacity in the region on the rear cavity 15 side is improved, and the cooling capacity of the pin fin channel 18 and thus the cooling performance of the turbine blade can be improved.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view for explaining another schematic configuration of the stationary blade of FIG.
  • FIG. 7 is a partially enlarged view for explaining the structure of the end portion of the rear insert in FIG. 6.
  • the edge part of the plate member which comprises the rear part insert 13 and the edge part 22 may be aligned as shown in FIG. 3, or as shown in FIG. 6 and FIG.
  • the end of the plate member may be displaced, and the end 22B may be formed only from one plate member, and is not particularly limited.
  • the plate thickness of one plate member extending toward the trailing edge TE side is larger than the plate thickness of the other portion. It is thick. And the part where the said plate
  • the turbine blade of the present invention is applied to the first stage and second stage stationary blades 10 of the turbine unit 4.
  • the turbine blade of the present invention is applied to the first stage and second stage stationary blades 10 of the turbine unit 4.

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Abstract

ピンフィン領域の入口側の冷却流体の流速を改善して、タービン翼の後縁側の冷却性能の向上を図ることができるタービン翼およびガスタービンを提供する。翼形部（１１）と、該翼形部（１１）の内部をスパン方向に延び、冷却流体が流れる供給流路（１５）と、前記供給流路（１５）から前記翼形部（１１）の中心線（ＣＬ）に沿って前記翼形部（１１）の後縁（ＴＥ）に向かって延び、前記後縁（ＴＥ）において前記翼形部（１１）の外部に開口するピンフィン流路（１８）と、該ピンフィン流路（１８）の前記供給流路（１５）側の領域における、前記ピンフィン流路（１８）を構成する一対の対向する内壁から突出するとともに、間に前記スパン方向に延びる隙間を形成する複数の間欠ピンフィン（１９）と、前記ピンフィン流路（１８）の前記後縁（ＴＥ）側の領域における一対の対向する内壁を繋ぐピンフィン（２０）と、前記隙間に配置され、前記ピンフィン流路（１８）の前記供給流路（１５）側の領域における前記冷却流体の流路面積を減じる挿入部（２２）と、が設けられている。

Description

タービン翼およびガスタービン
　本発明は、タービン翼およびガスタービン、特にタービンの静翼や動翼に用いて好適なタービン翼、および、そのタービン翼を用いたガスタービンに関する。
　一般に、ガスタービンに用いられるタービン翼の周囲には高温の作動流体が流れるため、タービン翼に冷却流体を用いて強制的に冷却する構成を設けて、タービン翼を冷却する技術が知られている（例えば、特許文献１および２参照。）。
　特許文献１には、タービン翼における翼本体の内部に形成された空洞にインサートプレートを配置してインピンジメント冷却を行うとともに、上述の空洞の内壁から突出するピンフィンを設けてピンフィン冷却を行う技術が開示されている。
　特許文献２には、フィルム孔やシャワーヘッドから冷却流体を吹き出すフィルム冷却や、翼後縁の内部に冷却流体が流れる流路を形成し、当該流路に突出するピンフィンを設けてピンフィン冷却を行う技術が開示されている。
特開平０４－６３９０１号公報 特開平０８－２６０９０１号公報
　近年、ガスタービンの高効率化を図るために、ガスタービンに流入する作動流体の高温化や、これに対応してタービン翼の冷却効率の向上が検討されている。
　タービン翼の冷却、例えばピンフィン冷却における冷却効率の向上を図る方法としては、ピンフィンが設けられている領域（以下、ピンフィン領域と呼ぶ。）を流れる冷却流体の流速を速くして、冷却効率を上げる方法が一般的に知られている。
　しかしながら、ピンフィン冷却により翼の後縁を冷却する場合には、冷却流体が流れる流路の断面積を狭くすることが困難という問題があった。
　つまり、タービン翼は鋳造により形成される場合が多く、かかる場合に上述の流路は中子により形成される。上述のように流路の断面積を狭くするためには、中子の断面積を狭くする必要があり、中子の厚みを薄くすると、中子の強度が低下する。すると、中子の破損などによる鋳造不良が発生しやすくなり、タービン翼の製造性が悪化するという問題があった。
　その結果、流路断面積を狭くするのにも限界があり、ピンフィン領域の入口部における冷却能力が上げられず、ピンフィン領域全体の冷却効率が低下する。
　特に、ピンフィン領域の入口部は、燃焼ガスから受ける熱負荷が大きいにも拘わらず、冷却流体の流速は速くできないため、入口部の冷却能力が不足する問題があった。
　本発明は、上記の課題を解決するためになされたものであって、ピンフィン領域の入口側の冷却流体の流速を改善して、タービン翼の後縁側の冷却性能の向上を図ることができるタービン翼およびガスタービンを提供することを目的とする。
　上記目的を達成するために、本発明は、以下の手段を提供する。
　本発明のタービン翼は、翼形部と、該翼形部の内部をスパン方向に延び、冷却流体が流れる供給流路と、前記供給流路から前記翼形部の中心線に沿って前記翼形部の後縁に向かって延び、前記後縁において前記翼形部の外部に開口するピンフィン流路と、該ピンフィン流路の前記供給流路側の領域における、前記ピンフィン流路を構成する一対の対向する内壁から突出するとともに、間に前記スパン方向に延びる隙間を形成する複数の間欠ピンフィンと、前記ピンフィン流路の前記後縁側の領域における前記一対の対向する内壁を繋ぐピンフィンと、前記隙間に配置され、前記ピンフィン流路の前記供給流路側の領域における前記冷却流体の流路面積を減じる挿入部と、が設けられている。
　本発明のタービン翼によれば、間欠ピンフィンの間に形成される隙間に挿入部を配置することにより、挿入部を配置しない場合と比較して、ピンフィン流路の供給流路側における冷却流体が流れる流路断面積が減少し、前記供給流路側の領域における冷却流体の流速が速くなる。
　上記発明のタービン翼においては、前記挿入部の断面積が、前記供給流路から前記後縁に向かうに伴い減少する構成が望ましい。
　この構成によれば、例えば、ピンフィン流路自体の断面積が、供給流路から後縁に向かうに伴い減少する場合、挿入部の断面積も減少するため、挿入部が配置された領域における冷却流体の流路断面積の変化が抑制される。
　上記発明のタービン翼においては、前記間欠ピンフィンの先端と、前記挿入部とが接触する構成が望ましい。
　この構成によれば、ピンフィン流路の内壁と挿入部との間を流れる冷却流体は、間欠ピンフィンの間を流れる。そのため、間欠ピンフィンの先端と挿入部とが離れ、冷却流体の一部が間欠ピンフィンと挿入部との間を流れる場合と比較して、ピンフィンによる冷却性能が高くなる。
　本発明のガスタービンは、上記本発明のタービン翼が設けられていることを特徴とする。
　本発明のガスタービンによれば、上記本発明のタービン翼を備えることにより、タービン翼の冷却性能の向上を図るとともに、製造性悪化の抑制を図ることができる
　本発明のタービン翼およびガスタービンによれば、間欠ピンフィンの間に形成される隙間に挿入部を配置することにより、挿入部を配置しない場合と比較して、ピンフィン流路の供給流路側における冷却流体が流れる流路断面積が減少し、前記供給流路側の領域における冷却流体の流速が速くなる。そのため、前記供給流路側の領域における冷却能力が向上し、ピンフィン流路に係る冷却能力ひいてはタービン翼の冷却性能の向上を図ることができるという効果を奏する。
本発明の一実施形態に係るガスタービンの構成を説明する模式図である。 図１の静翼の概略構成を説明する斜視図である。 図２の静翼の概略構成を説明する断面視図である。 図３のピンフィン流路の近傍における構成を説明する模式図である。 図３のピンフィン流路の近傍における別の構成を説明する模式図である。 図３の静翼の別の概略構成を説明する断面視図である。 図６の後部インサートにおける端部の構成を説明する部分拡大図である。
　この発明の一実施形態に係るガスタービンについて、図１から図７を参照して説明する。なお、本実施形態では、本願発明のタービン翼をガスタービン１のタービン部４における１段静翼や２段静翼に適用して説明する。
　図１は、本実施形態に係るガスタービンの構成を説明する模式図である。
　ガスタービン１には、図１に示すように、圧縮部２と、燃焼部３と、タービン部４と、回転軸５と、が設けられている。
　圧縮部２は、図１に示すように、空気を吸入して圧縮し、圧縮された空気を燃焼部３に供給するものである。圧縮部２には、回転軸５を介してタービン部４から回転駆動力が伝達され、回転駆動されることにより圧縮部２は空気を吸入して圧縮する。
　なお、圧縮部２としては、公知のものを用いることができ、特に限定するものではない。
　燃焼部３は、図１に示すように、外部から供給された燃料と供給された圧縮空気と混合し、混合気を燃焼させて高温ガスを生成し、生成された高温ガスをタービン部４に供給するものである。
　なお、燃焼部３としては、公知のものを用いることができ、特に限定するものではない。
　タービン部４は、図１に示すように、供給された高温ガスから回転駆動力を抽出し、回転軸５を回転駆動するものである。
　タービン部４には、ガスタービン１のケーシング（図示せず）に取り付けられる静翼（タービン翼）１０と、回転軸５に取り付けられ回転軸５とともに回転する動翼と、が周方向に等間隔に並んで配置されている。
　静翼１０と動翼とは、燃焼部３側から高温ガス流れの下流方向に向かって、静翼１０、動翼の順に交互に並んで配置されている。一対の静翼１０および動翼の組を段と呼び、燃焼部３側から第１段、第２段と数える。
　回転軸５は、図１に示すように、タービン部４から圧縮部２に回転駆動力を伝達するものである。回転軸５には圧縮部２およびタービン部４が設けられている。
　なお、回転軸５としては、公知のものを用いることができ、特に限定するものではない。
　ここで、本発明の特徴である第１段および第２段に設けられた静翼１０、つまり第１段静翼および第２段静翼について説明する。
　図２は、図１の静翼の概略構成を説明する斜視図である。図３は、図２の静翼の概略構成を説明する断面視図である。
　静翼１０には、図２および図３に示すように、翼形部１１と、前部インサート１２と、後部インサート１３と、が設けられている。
　翼形部１１は、図２および図３に示すように、断面が翼形状に形成されるとともに、スパン方向（図２の上下方向）に延びるものである。
　翼形部１１には、前縁ＬＥ側にスパン方向に延びて形成された空洞である前部キャビティ１４と、後縁ＴＥ側にスパン方向に延びて形成された空洞である後部キャビティ（供給流路）１５と、前部キャビティ１４と連通するフィルム冷却孔１６と、が設けられている。言い換えると、翼形部１１の内部には、スパン方向に延びる空洞が形成され、当該空洞を前部キャビティ１４と後部キャビティ１５とに区切る隔壁１７が、当該空洞に設けられている。
　前部キャビティ１４および後部キャビティ１５は、外部から静翼１０に供給された冷却流体が流れる空洞であり、前部キャビティ１４および後部キャビティ１５などともに翼形部１１を冷却するインピンジ冷却に係る構造を構成するものである。
　冷却流体としては、圧縮部２などから抽気された圧縮空気を例示することができる。
　前部キャビティ１４には、前部インサート１２が、前部キャビティ１４の内壁と所定間隔をあけて配置されている。その一方で、後部キャビティ１５には、後部インサート１３が、後部キャビティ１５の内壁と所定間隔をあけて配置されている。
　フィルム冷却孔１６は、図３に示すように、前部キャビティ１４と翼形部１１の外部とを繋ぐ貫通孔であって、翼形部１１における凸状に突出した曲面である負圧面SSに、スパン方向に間隔をあけて並んで設けられた貫通孔である。
　さらに、フィルム冷却孔１６は、前部キャビティ１４から外部に向かって、前縁ＬＥから後縁ＴＥ側に傾斜する斜め孔として形成されている。
　後部キャビティ１５には、さらに、後部キャビティ１５から翼形部１１の中心線ＣＬに沿って後縁ＴＥに向かって延びる空洞であって、間欠ピンフィン１９と、ピンフィン２０とが設けられた領域であるピンフィン流路１８が設けられている。
　ピンフィン流路１８は、後部キャビティ１５におけるインピンジ冷却に用いられた後の冷却流体が流れる流路であって、翼形部１１における後縁ＴＥ近傍を冷却するピンフィン冷却に係る構造を構成するものである。ピンフィン流路１８は、後部キャビティ１５から翼形部１１の後縁ＴＥまで延びる流路であり、後縁ＴＥにおいて外部に開口するものである。
　ピンフィン流路１８には、図２および図３に示すように、間欠ピンフィン１９と、ピンフィン２０とが設けられている。
　間欠ピンフィン１９は、ピンフィン流路１８における後部キャビティ１５側の領域であって、ピンフィン流路１８を構成する一対の内壁から突出して形成された複数の略円柱状の部材である。間欠ピンフィン１９における上述の内壁からの突出量は、間欠ピンフィン１９の間に後部インサート１３の端部２２が挿入される隙間が形成される程度に設定されている。
　ピンフィン２０は、ピンフィン流路１８における後縁ＴＥ側の領域であって、ピンフィン流路１８を構成する一対の内壁を繋ぐ複数の略円柱状の部材である。ピンフィン２０の形状や配置方法などは、公知の形状などを用いることができ、特に限定するものではない。
　前部インサート１２は、前部キャビティ１４とともに、翼形部１１の前縁ＬＥ側を冷却するインピンジ冷却に係る構造を構成するものである。前部インサート１２は、前部キャビティ１４の断面形状と相似な断面形状を有する略筒状の部材である。さらに、前部インサート１２には、内部を流れる冷却流体が前部キャビティ１４の内壁に向かって噴出する複数の噴出孔２１が形成されている。
　後部インサート１３は、前部インサート１２と同様に、翼形部１１の後縁側を冷却するインピンジ冷却に係る構造を構成するものである。後部インサート１３は、後部キャビティ１５の断面形状と略相似な断面形状を有する略筒状の部材である。さらに、後部インサート１３には、内部を流れる冷却流体が後部キャビティ１５の内壁に向かって噴出する複数の噴出孔２１が形成されている。
　図４は、図３のピンフィン流路の近傍における構成を説明する模式図である。
　後部インサート１３における後縁ＴＥ側の端部（挿入部）２２は、図４に示すように、間欠ピンフィン１９の間に形成された隙間に配置され、少なくとも一部の間欠ピンフィン１９の先端と後部インサート１３の端部２２とは接触している。言い換えると、後部インサート１３と対向して配置された間欠ピンフィン１９の先端と、後部インサート１３とが接触していることが望ましい。
　さらに、端部２２は、間欠ピンフィン１９の隙間を埋めるように配置されるため、所定の長さを有するように形成されている。
　なお、端部２２の長さは最長でピンフィン流路１８の全長の半分程度とされている。
　後部インサート１３は１枚の板部材を筒状に形成したものであり、当該板部材の両端部が接触する部分が端部２２とされている。上述の接触する部分は、端部２２よりも長く間欠ピンフィン１９の隙間だけでなく、後部キャビティ１５の領域にまで延びている。さらに、上述の接触する部分、特に、端部２２の部分は、後部キャビティ１５から後縁ＴＥに向かって同じ厚さに形成されている。
　このようにすることで、ピンフィン流路１８の内壁と端部２２との間を流れる冷却流体は、間欠ピンフィン１９の間を流れる。そのため、間欠ピンフィン１９の先端と端部２２とが離れ、冷却流体の一部が間欠ピンフィン１９と端部２２との間を流れる場合と比較して、ピンフィン冷却の冷却性能が高くなる。
　なお、後部インサート１３の端部２２は、後縁ＴＥに向かうに伴い、その断面積が狭くなるように形成されていてもよく、特に限定するものではない。言い換えると、ピンフィン流路１８自体の断面積が、後部インサート１３から後縁ＴＥに向かうに伴い減少するのにあわせて、端部２２の断面積も減少するように形成されていてもよい。
　このようにすることで、ピンフィン流路１８の後部キャビティ１５側の領域において、冷却流体が流れる流路断面積の変化が抑制される。
　図５は、図３のピンフィン流路の近傍における別の構成を説明する模式図である。
　なお、後部インサート１３における後縁ＴＥ側の端部２２は、図４に示すように、後部キャビティ１５から間欠ピンフィン１９の間に向かって、後部インサート１３の板部材が徐々に接近し、端部２２において板部材が密着した構成であってもよいし、図５に示すように、後部キャビティ１５において離れていた後部インサート１３の板部材が、間欠ピンフィン１９の間に入るところで、滑らかに接近して間欠ピンフィン１９の隙間において、言い換えれば、端部（挿入部）２２Ａにおいて当該板部材が密着した構成であってもよく、特に限定するものではない。
　その一方、後部インサート１３における噴出孔２１は、後部キャビティ１５における間欠ピンフィン１９が設けられていない領域、言い換えると、後部キャビティ１５における端部２２でない部分に形成されている。言い換えると、後部インサート１３における間欠ピンフィン１９と対向する端部２２には、噴出孔２１が形成されていない。
　次に、上記の構成からなる静翼１０における冷却流体の流れについて説明する。
　静翼１０を冷却する冷却流体は、静翼１０の外部から前部キャビティ１４および後部キャビティ１５に供給される。例えば、圧縮部２から抽気された圧縮空気を冷却流体として利用する場合には、抽気された圧縮空気は、静翼１０のハブ（根元）側から前部キャビティ１４における前部インサート１２の内部、および、後部キャビティ１５における後部インサート１３の内部に供給される。
　前部インサート１２および後部インサート１３の内部に供給された冷却流体は、スパン方向に流れるとともに、噴出孔２１を介して前部キャビティ１４および後部キャビティ１５の内壁に向かって噴出する。
　噴出孔２１から噴出した冷却流体は、前部キャビティ１４および後部キャビティ１５の内壁と衝突し、当該衝突した内壁、および、その周囲の翼形部１１を冷却する（インピンジ冷却）。
　前部キャビティ１４においてインピンジ冷却を行った冷却流体は、前部キャビティ１４と前部インサート１２との間の空間を流れて、フィルム冷却孔１６に流入する。フィルム冷却孔１６に流入した冷却流体は、翼形部１１の負圧面SSから外部、つまりタービン部４を流れる高温ガス中に流出し、負圧面SSにおけるフィルム冷却孔１６よりも下流側を膜状に覆う。
　このように、冷却流体が翼形部１１を膜状に覆うことにより、タービン部４を流れる高温ガスから翼形部１１への熱の流入を減少させることができる（フィルム冷却）。
　後部キャビティ１５においてインピンジ冷却を行った冷却流体は、後部キャビティ１５と後部インサート１３との間の空間を流れて、ピンフィン流路１８に流入する。ピンフィン流路１８に流入した冷却流体は、間欠ピンフィン１９の間を流れた後に、ピンフィン２０の間を流れ、翼形部１１における後縁ＴＥおよびその周囲を冷却する（ピンフィン冷却）。
　ピンフィン冷却を行った後の冷却流体は、ピンフィン流路１８における後縁ＴＥ側の開口から外部、つまりタービン部４を流れる高温燃焼ガス中に流出する。
　上記の構成によれば、間欠ピンフィン１９の間に形成される隙間に端部２２を配置することにより、端部２２を配置しない場合と比較して、ピンフィン流路１８の後部キャビティ１５側における冷却流体が流れる流路断面積が減少し、後部キャビティ１５側の領域における冷却流体の流速が速くなる。そのため、後部キャビティ１５側の領域における冷却能力が向上し、ピンフィン流路１８の冷却能力ひいてはタービン翼の冷却性能の向上を図ることができる。
　図６は、図３の静翼の別の概略構成を説明する断面視図である。図７は、図６の後部インサートにおける端部の構成を説明する部分拡大図である。
　なお、上述の実施形態のように、後部インサート１３および端部２２を構成する板部材の端部が、図３に示すように揃っていてもよいし、図６および図７に示すように、板部材の端部がズレ、一方の板部材のみから端部２２Ｂが形成されていてもよく、特に限定するものではない。
　具体的には、図６および図７に示すように、後縁ＴＥ側に延びた一方の板部材は、他方の板部材よりも延びた部分の板厚が、他の部分の板厚よりも厚くなっている。そして、当該板厚が厚くなっている部分は、後縁ＴＥ側に向かって厚さが薄くなっている。
　このように構成することにより、ピンフィン領域の入口部における冷却流体が流れる流路断面積をほぼ一定にできる。
　なお、本発明の技術範囲は上記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
　例えば、上記の実施の形態においては、本発明のタービン翼をタービン部４の第１段、第２段の静翼１０に適用して説明したが、静翼１０に限られることなく、動翼に用いてもよく、特に限定するものではない。
　１　ガスタービン
　１０　静翼（タービン翼）
　１１　翼形部
　１５　後部キャビティ（供給流路）
　１８　ピンフィン流路
　１９　間欠ピンフィン
　２０　ピンフィン
　２２,２２Ａ,２２Ｂ　端部（挿入部）
　ＣＬ　中心線
　ＴＥ　後縁

Claims (4)

  1. 　翼形部と、
    　該翼形部の内部をスパン方向に延び、冷却流体が流れる供給流路と、
    　前記供給流路から前記翼形部の中心線に沿って前記翼形部の後縁に向かって延び、前記後縁において前記翼形部の外部に開口するピンフィン流路と、
    　該ピンフィン流路の前記供給流路側の領域における、前記ピンフィン流路を構成する一対の対向する内壁から突出するとともに、間に前記スパン方向に延びる隙間を形成する複数の間欠ピンフィンと、
    　前記ピンフィン流路の前記後縁側の領域における前記一対の対向する内壁を繋ぐピンフィンと、
    　前記隙間に配置され、前記ピンフィン流路の前記供給流路側の領域における前記冷却流体の流路面積を減じる挿入部と、
    が設けられているタービン翼。
  2. 　前記挿入部の断面積が、前記供給流路から前記後縁に向かうに伴い減少する請求項１記載のタービン翼。
  3. 　前記間欠ピンフィンの先端と、前記挿入部とが接触する請求項１または２に記載のタービン翼。
  4. 　請求項１から３のいずれかに記載のタービン翼が設けられているガスタービン
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