WO2012137898A1 - タービン翼 - Google Patents

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cooling
blade
turbine
film cooling
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PCT/JP2012/059459
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Inventor
大北　洋治
Original Assignee
株式会社Ihi
社団法人日本航空宇宙工業会
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    • 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
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    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
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    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade used in a turbine of a gas turbine engine such as an aircraft engine or an industrial gas turbine engine.
  • turbine blades exposed to combustion gas during operation of the gas turbine engine can be cooled by using cooling air (a part of the compressed air) extracted from the compressor or fan of the gas turbine engine.
  • a cooling passage through which cooling air can flow is formed inside the turbine blade, and a plurality of film cooling holes through which cooling air can be ejected communicate with the cooling passage on the blade surface of the turbine blade. Is formed. Therefore, during the operation of the gas turbine engine, the cooling air flowing into the cooling passage is ejected from the plurality of film cooling holes to form a film cooling layer that covers the blade surface of the turbine blade, and to the turbine blade. Film cooling can be performed.
  • JP 2009-162224 A Japanese Patent Laid-Open No. 7-63002
  • the turbine blade cooling performance is improved by improving the film efficiency of the blade surface of the turbine blade, in particular, the temperature of the member, which tends to be high due to the collision of combustion gas, in the vicinity of the blade surface on the leading edge side of the turbine blade (including the blade surface on the leading edge).
  • the turbine blade cooling performance is improved by improving the film efficiency of the blade surface of the turbine blade, in particular, the temperature of the member, which tends to be high due to the collision of combustion gas, in the vicinity of the blade surface on the leading edge side of the turbine blade (including the blade surface on the leading edge).
  • an object of the present invention is to provide a turbine blade having a novel configuration capable of sufficiently cooling the vicinity of the leading edge side blade surface.
  • One aspect of the present invention is a turbine blade that is used in a turbine of a gas turbine engine and can be cooled using cooling air, and includes a blade body having a blade surface, and the blade body includes cooling air therein. And a plurality of film cooling holes that are formed in communication with the cooling passage on the blade surface on the leading edge side of the cooling passage and blow out cooling air.
  • the hole center line of each film cooling hole is the blade In the section along the span direction, which is inclined with respect to the thickness direction of the main body, the outlet side and obtuse angle side portion of the hole wall surface of each of the film cooling holes is more in the thickness direction than the hole center line. Tilt further The gist of the Rukoto.
  • turbine blade means a turbine blade and a turbine stationary blade
  • hole cross section means a cross section perpendicular to the hole center line. That means.
  • exit side refers to the exit side as viewed from the flow direction of the cooling air
  • obtuse angle side refers to the side (region) where the angle formed with the blade surface becomes an obtuse angle.
  • the cooling air blown out from each film cooling hole is restrained from rising to the blade surface on the front edge side of the turbine, and the cooling air is moved in the span direction on the blade surface on the front edge side of the turbine blade. Since it can be sufficiently diffused, the film efficiency in the vicinity of the blade surface on the leading edge side of the turbine blade can be increased, and the cooling performance of the turbine blade can be improved to a high level.
  • FIG. 1 is a perspective view of a turbine vane according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a side view of the turbine vane according to the embodiment of the present invention, which is partially broken.
  • FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view taken along line III-III in FIG. 4A is a partial cross-sectional view along the span direction of the blade surface of the leading edge side of the turbine stationary blade according to the embodiment of the present invention
  • FIG. 4B is a line IVB-IVB in FIG. 4 (c) is an enlarged view of the arrow IVV in FIG. 4 (a)
  • FIG. 4 (d) is an enlarged view of the arrow IVD in FIG. 4 (a).
  • FIG. 1 is a perspective view of a turbine vane according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a side view of the turbine vane according to the embodiment of the present invention, which is partially broken.
  • FIG. 3 is an enlarged cross-sectional view taken along line III-III in FIG
  • FIG. 5A is a partial cross-sectional view of the front edge side of the turbine blade according to the invention example
  • FIG. 5B is a cross-sectional view taken along the line VB-VB in FIG. 6A is a partial cross-sectional view of the front edge side of the turbine blade according to Comparative Example 1
  • FIG. 6B is a cross-sectional view taken along the line VIB-VIB in FIG. 6A
  • 7A is a partial cross-sectional view of the front edge side of the turbine blade according to Comparative Example 2
  • FIG. 7B is a cross-sectional view taken along the line VIIB-VIIB in FIG. 7A
  • FIG. 8 is a schematic diagram for explaining the stagnation point and the like of the leading edge side blade surface of the turbine blade.
  • FIG. 8 is a schematic diagram for explaining the stagnation point and the like of the leading edge side blade surface of the turbine blade.
  • FIGS. 9A, FIG. 9B, and FIG. 9C are diagrams showing the temperature distribution state in the vicinity of the leading edge side blade surface of the turbine blade according to the invention example.
  • FIGS. 10A, 10 ⁇ / b> B, and 10 ⁇ / b> C are diagrams illustrating a temperature distribution state in the vicinity of the blade surface on the front edge side of the turbine blade according to the first comparative example.
  • FIGS. 11A, 11 ⁇ / b> B, and 11 ⁇ / b> C are diagrams showing a temperature distribution state in the vicinity of the front edge side blade surface of the turbine blade according to Comparative Example 2.
  • FIG. FIG. 12 is a diagram showing the relationship between the distance from the stagnation point of the blade surface on the leading edge side and the film efficiency for the turbine blade according to the invention example, the turbine blade according to Comparative Example 1, and the turbine blade according to Comparative Example 2. .
  • FF indicates the forward direction
  • FR indicates the backward direction.
  • the forward direction is an upstream direction when viewed from the mainstream flow direction
  • the rear direction is a downstream direction when viewed from the mainstream flow direction.
  • the turbine vane 1 As shown in FIG. 1, FIG. 2, and FIG. 3, the turbine vane 1 according to this embodiment is used for a turbine (not shown) of a gas turbine engine such as an aircraft engine or an industrial gas turbine engine.
  • the turbine stationary blade 1 can be cooled by cooling air (part of compressed air) CA extracted from a compressor (not shown) or a fan (not shown) of a gas turbine engine.
  • cooling air part of compressed air
  • the turbine stationary blade 1 is manufactured (molded) by lost wax precision casting, for example.
  • the turbine stationary blade 1 includes a hollow stationary blade body (blade body) 3.
  • a rib wall (partition wall) 5 is provided inside the stationary blade body 3.
  • the rib wall 5 divides the interior of the stationary blade body 3 into the front and rear, and forms a front cooling passage 7 and a rear cooling passage 9 into which cooling air CA can flow. That is, a front cooling passage 7 is formed in front of the stationary blade body 3, and a rear cooling passage 9 is formed in the rear thereof.
  • the stationary blade body 3 has a blade surface 3a on the leading edge side.
  • a plurality of film cooling holes 11 are formed in the blade surface 3 a so as to communicate with the front cooling passage 7.
  • the cooling air CA flowing into the front cooling passage 7 is ejected from these film cooling holes 11.
  • the stationary blade body 3 has a blade surface 3v on the ventral side thereof.
  • a plurality of film cooling holes 13 are formed in the blade surface 3v so as to communicate with the front cooling passage 7 or the rear cooling passage 9.
  • the cooling air CA flowing into the front cooling passage 7 or the rear cooling passage 9 is ejected from these film cooling holes 13.
  • the stationary blade body 3 has a blade surface 3p on the rear edge side.
  • a plurality of film cooling holes 15 are formed in the blade surface 3p so as to communicate with the rear cooling passage 9.
  • the cooling air CA flowing into the rear cooling passage 9 is ejected from these film cooling holes 15.
  • the stationary blade body 3 has a blade surface 3b on the back side.
  • a plurality of film cooling holes similar to the film cooling holes 11, the film cooling holes 13, and the film cooling holes 15 may be formed on the blade surface 3b.
  • the cooling air CA is formed so as to communicate with the front cooling passage 7 or the rear cooling passage 9, and the cooling air CA flowing into the front cooling passage 7 or the rear cooling passage 9 is supplied to these film cooling holes (not shown). ).
  • an arc-shaped inner band 17 is integrally formed on the base end side of the stationary blade body 3 in the span direction SD.
  • an arc-shaped outer band 19 is integrally formed on the distal end side of the stationary blade body 3 in the span direction SD.
  • a front insertion hole 21 is formed in the outer band 19 so as to align with the front cooling passage 7 of the stationary blade body 3.
  • a rear insertion hole 23 is formed in the outer band 19 so as to be aligned with the rear cooling passage 9 of the stationary blade body 3.
  • a front insertion hole 21 is formed on the front side of the outer band 19, and a rear insertion hole 23 is formed on the rear side of the outer band 19.
  • the front insertion hole 21 communicates with the front cooling passage 7 of the stationary blade body 3, and the rear insertion hole 23 communicates with the rear cooling passage 9 of the stationary blade body 3.
  • a pipe-like front insert 25 is arranged in the front cooling passage 7 of the stationary blade body 3.
  • the upper part of the front insert 25 is inserted into the front insertion hole 21 of the outer band 19.
  • a plurality of front impingement cooling holes 27 are formed on the outer peripheral surface of the front insert 25.
  • the cooling air CA is ejected from the front impingement cooling hole 27 toward the inner wall surface of the front cooling passage 7.
  • a pipe-like rear insert 29 is arranged in the rear cooling passage 9 of the stationary blade body 3.
  • the upper part of the rear insert 29 is inserted into the rear insertion hole 23 of the outer band 19.
  • a plurality of rear impingement cooling holes 31 are formed on the outer peripheral surface of the rear insert 29.
  • the cooling air CA is ejected from the rear impingement cooling hole 31 toward the inner wall surface of the rear cooling passage 9 of the stationary blade body 3.
  • each film cooling hole 11 extends in the span direction SD and are at the corners, respectively. It has a rectangular long hole shape with a radius. Further, as shown in FIGS. 4A and 4B, the hole cross section of each film cooling hole 11 extends in a direction PD parallel to the cross section along the span direction SD and has a corner with an R. It has a rectangular long hole shape. The cross section shown in FIG. 4B is perpendicular to the hole center line 11 c of the film cooling hole 11.
  • the aspect ratio of the cross section of each film cooling hole 11 (that is, the ratio of the long side to the short side when the long hole is regarded as a rectangle without R) is 1.1 to 3.0, preferably 1. It is set to 5 to 2.5. This is because if the aspect ratio is less than 1.1, it becomes difficult for the cooling air CA ejected from each film cooling hole 11 to sufficiently diffuse in the span direction SD on the blade surface 3a, and the aspect ratio is 3 If it exceeds 0.0, it is difficult to process each film cooling hole 11 (for example, electric discharge machining).
  • the hole center line 11c of each film cooling hole 11 is in the thickness direction TD of the stationary blade body 3. Is inclined.
  • the inclination angle ⁇ c of each hole center line 11c with respect to the thickness direction TD is set to 20 to 60 °, preferably 30 to 50 degrees. The reason for this is that when the tilt angle ⁇ c is less than 20 °, it becomes difficult to process the film cooling holes 11 and the stress concentration around the film cooling holes 11 becomes high, and when the tilt angle ⁇ c exceeds 60 °. This is because the rising (peeling) of the cooling air CA becomes remarkable and the cooling performance is lowered.
  • the outlet side and obtuse angle side portion (predetermined outlet side portion) 11e in the hole wall surface of each film cooling hole 11 is in the span direction from the hole center line 11c of each film cooling hole 11. It is further inclined toward SD (or blade surface 3a).
  • the inclination angle ⁇ e with respect to the span direction SD (or blade surface 3a) of the predetermined outlet side portion 11e on the hole wall surface of each film cooling hole 11 is 5 ° to 20 °, preferably 5 ° to 10 °. The reason for this is that if the inclination angle ⁇ e is less than 5 °, the cooling air CA cannot be sufficiently diffused in the span direction. If the inclination angle ⁇ e exceeds 20 °, the flow of air flows inside the film cooling hole 11. This is because peeling tends to occur and the cooling performance decreases.
  • the cooling air CA that has flowed into the front insert 25 is ejected from the plurality of front impingement cooling holes 27 toward the inner wall surface of the front cooling passage 7 of the stationary blade body 3 and the rear insert 29.
  • the cooling air CA that has flowed into the interior is ejected from the plurality of rear impingement cooling holes 31 toward the inner wall surface of the rear cooling passage 9 of the stationary blade body 3.
  • the cooling air CA that has contributed to the impingement cooling of the turbine stationary blade 1 in other words, the cooling air CA that has flowed into the front cooling passage 7 and the rear cooling passage 9 of the stationary blade body 3, has a plurality of film cooling holes 11 and a plurality of cooling air CAs. It is ejected from the film cooling hole 13 and the plurality of film cooling holes 15.
  • a film cooling layer (not shown) that covers the blade surface 3a on the leading edge side of the stationary blade body 3 and the blade surface 3v on the abdominal side of the turbine stationary blade 1 is formed, and film cooling is performed on the turbine stationary blade 1. It can be performed.
  • FIG. 5 (a) is a sectional view before the edge the blade surface 41a, along the span direction S 1 of the turbine blade 41 according to an embodiment of the present invention assumed in the above analysis.
  • FIG. 5B is a cross-sectional view taken along the line VB-VB in FIG. This cross section is perpendicular to the hole center line 43 c of the film cooling hole 43.
  • the film cooling hole 43 is formed on the blade surface 41a on the leading edge side of the turbine blade 41 (see FIG. 8).
  • the hole center line 43 c of the film cooling hole 43 is inclined with respect to the thickness direction T 1 of the turbine blade 41 by the inclination angle ⁇ c described above.
  • the film cooling hole 43 has a substantially rectangular cross section extending in a direction P 1 parallel to the cross section along the span direction S 1 .
  • the film cooling holes 43 is substantially rectangular long hole extending in the direction P 1.
  • FIG. 6 (a) is a sectional view before the edge the blade surface 51a, along the span direction S 2 of the turbine blade 51 (see FIG. 8) of Comparative Example 1 assumed in the above analysis.
  • FIG. 6B is a cross-sectional view taken along the line VIB-VIB in FIG. This cross section is perpendicular to the hole center line 53 c of the film cooling hole 53.
  • the film cooling hole 53 is formed on the blade surface 51 a on the leading edge side of the turbine blade 51.
  • the hole center line 53 c of the film cooling hole 53 is inclined by the inclination angle ⁇ c described above with respect to the thickness direction T 2 of the turbine blade 51.
  • the film cooling hole 53 has a circular cross section in a plane perpendicular to the hole center line 53c. Note that the area of this circle is equal to the cross-sectional area of the film cooling hole 43 shown in FIG.
  • FIG. 7 (a) is a sectional view before the edge the blade surface 61a, along the span direction S 3 of the turbine blade 61 (see FIG. 8) of Comparative Example 2 was assumed in the above analysis.
  • FIG.7 (b) is sectional drawing along the VIIB-VIIB line
  • the film cooling hole 63 is formed on the blade surface 61 a on the leading edge side of the turbine blade 61.
  • the hole center line 63 c of the film cooling hole 63 is inclined by the inclination angle ⁇ c described above with respect to the thickness direction T 3 of the turbine blade 61.
  • film cooling holes 63 in a plane perpendicular to the hole center line 63c, it has an elliptical cross-section with a major axis along the direction P 3.
  • the direction P 3 is parallel to the cross-section along the span direction S 3.
  • the area of this ellipse is equal to the cross-sectional area of the film cooling hole 43 shown in FIG.5 (b).
  • the outlet side openings of the film cooling holes 53 of the turbine blades 51 and the film cooling holes 63 of the turbine blades 61 are also located at positions 71 displaced 55 ° downstream from the stagnation point SP in the same manner as the film cooling holes 43. Formation was assumed.
  • FIGS. 9 (a) to (c), FIGS. 10 (a) to (c), and FIGS. 11 (a) to (c) are analysis results using a three-dimensional steady viscosity CFD.
  • FIGS. (C) is a temperature distribution in the vicinity of the leading edge side blade surface of the turbine blade 41 according to the present embodiment
  • FIGS. FIGS. 11A to 11C show the temperature distribution in the vicinity of the leading edge side blade surface of the turbine blade 61 which is the second comparative example.
  • 9A, 10A, and 11A are temperature distributions at a position 71 (see FIG. 8) that is displaced 55 ° from the stagnation point SP to the downstream side of the mainstream F.
  • FIGS. 9C, 10C, and 11C show temperature distributions at a position 75 (see FIG. 8) displaced by 75 ° downstream from the stagnation point SP.
  • the number of lay nozzles near the leading edge side blade surface is about 9 ⁇ 10 4 and the blow ratio is 2.0.
  • a region H indicates a high temperature region corresponding to the combustion gas.
  • the region M indicates a region where the mixing of the combustion gas and the cooling gas ejected from the film cooling holes 43 (53, 63) has not progressed much. That is, in the region M, the heat exchange between the combustion gas and the cooling gas is not sufficiently generated, so the temperature of the region M is lower than the temperature of the region H.
  • a region L indicates a region where the mixing of the cooling gas and the combustion gas is not advanced as compared with the region M. Therefore, the temperature of the region L is lower than the temperature of the region M.
  • Region M and region L shown in FIG. 9 (a), as compared to FIG. 10 (a) and region M and region L shown in FIG. 11 (a), are distributed longer along the span direction S 1 I understand that.
  • FIG. 9 (a) in other words, before release from edge blade surface lifting of the cooling air to the blade surface 41a while is suppressed, the cooling air along the span direction S 1 on the blade surface 41a Means that it is sufficiently diffused.
  • FIG. 9B and FIG. 10B and FIG. 11B and the comparison between FIG. 9C and FIG. 10C and FIG. It turns out that it is obtained. That is, these results indicate that the cooling of the cooling air by the film cooling holes 43 is suppressed and sufficient diffusion on the blade surface 41a is obtained.
  • FIG. 12 shows the analysis result of the average film efficiency of the cooling gas in the vicinity of the blade surface on the leading edge side along the span direction obtained by the three-dimensional steady viscosity CFD analysis.
  • the film efficiency is defined as (Tg ⁇ Tf) / (Tg ⁇ Tc) where Tf is the temperature of the combustion gas, Tf is the temperature of the film cooling layer, and Tc is the temperature of the cooling air CA.
  • the analysis conditions at this time are the same as described above. That is, it is assumed that the number of lay nozzles near the leading edge side blade surface is about 9 ⁇ 10 4 and the blow ratio is 2.0.
  • the solid line shows the change in the average film efficiency ⁇ 1 in the turbine blade 41 (see FIGS. 5A and 5B) according to the present embodiment used in this analysis.
  • a dotted line shows the change of average film efficiency (eta) 2 in the turbine blade 51 (refer FIG. 6 (a), FIG.6 (b)) of the comparative example 1.
  • FIG. Furthermore, a dashed-dotted line shows the change of the average film efficiency (eta) 3 in the turbine blade 61 (refer FIG. 7 (a), FIG.7 (b)) of the comparative example 2.
  • the average film efficiency ⁇ 1 in the turbine blade 41 of this embodiment is sufficiently higher than the average film efficiencies ⁇ 2 and ⁇ 3 in the turbine blades 51 and 61 in Comparative Example 1 and Comparative Example 2, and this tendency It can be seen that is obtained at any distance.
  • the hole cross section of each film cooling hole 11 has a long hole shape extending in the direction PD parallel to the cross section along the span direction SD.
  • the hole center line 11c of each film cooling hole 11 is inclined with respect to the thickness direction TD.
  • a predetermined outlet side portion 11e of the hole wall surface in each film cooling hole 11 is further inclined with respect to the thickness direction TD from the hole center line 11c. Therefore, compared with the case where the hole cross section of each film cooling hole 11 has a circular shape or an elliptical shape, the cooling air CA ejected from each film cooling hole 11 with respect to the blade surface 3 a of the stationary blade body 3.
  • the cooling air CA can be sufficiently diffused in the span direction SD on the blade surface 3a while suppressing the floating (peeling).
  • the film efficiency in the vicinity of the blade surface 3a of the stationary blade body 3 in the turbine stationary blade 1 can be increased, and the cooling performance of the turbine stationary blade 1 can be improved to a high level.
  • the present invention is not limited to the description of the above-described embodiment, and can be implemented in various other modes, for example, by applying the technical idea applied to the turbine stationary blade 1 to the turbine rotor blade. Further, the scope of rights encompassed by the present invention is not limited to these embodiments.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

　タービン静翼（１）における静翼本体（３）の前縁側の翼面（３ａ）に、複数のフィルム冷却孔（１１）がフロント冷却通路（７）に連通するように形成されている。各フィルム冷却孔（１１）の孔断面は、スパン方向（ＳＤ）に沿った断面に平行な方向（ＰＤ）へ延びかつ角部にＲを付けた矩形の長孔形状を呈する。スパン方向（ＳＤ）に沿った断面において、各フィルム冷却孔（１１）の孔中心線（１１ｃ）が、厚み方向（ＴＤ）に対して傾斜している。各フィルム冷却孔（１１）の孔壁面の出口側部分（１１ｅ）が、孔中心線（１１ｃ）よりも厚み方向（ＴＤ）に対して更に傾斜している。

Description

タービン翼
　本発明は、航空機エンジン、産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービンに用いられるタービン翼に関する。
　通常、ガスタービンエンジンの稼働中に燃焼ガスに曝されるタービン翼は、ガスタービンエンジンの圧縮機又はファンから抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）利用して冷却可能になっている。
　具体的には、タービン翼の内部には、冷却空気を流入可能な冷却通路が形成されており、タービン翼の翼面には、冷却空気を噴き出し可能な複数なフィルム冷却孔が冷却通路に連通して形成されている。そのため、ガスタービンエンジンの稼動中に、冷却通路に流入した冷却空気が複数のフィルム冷却孔から噴き出されることにより、タービン翼の翼面を覆うフィルム冷却層を形成して、タービン翼に対してフィルム冷却を行うことができる。
　なお、本発明に関連する先行技術として特許文献１及び特許文献２に示すものがある。
特開２００９－１６２２２４号公報 特開平７－６３００２号公報
　ところで、近年、ガスタービンエンジンの高出力化の要請に伴い、タービンの入口側において燃焼ガスの温度が非常に高くなる傾向にある。そのため、タービン翼の翼面、特に、燃焼ガスの衝突によって部材温度が高くなり易い、タービン翼の前縁側翼面付近（前縁側翼面を含む）のフィルム効率を高めて、タービン翼の冷却性能を高いレベルまで向上させることが急務になっている。
　そこで、本発明は、前縁側翼面付近を十分に冷却することができる、新規な構成のタービン翼を提供することを目的とする。
　本発明の一態様は、ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼であって、翼面を有する翼本体を備え、前記翼本体は、その内部に冷却空気を流入させる冷却通路と、その前縁側の前記翼面に前記冷却通路に連通して形成され、冷却空気を噴き出させる複数のフィルム冷却孔とを有し、各前記フィルム冷却孔の孔断面は、前記翼本体のスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、前記スパン方向に沿った前記翼面の断面において、各前記フィルム冷却孔の孔中心線は、前記翼本体の厚み方向に対して傾斜し、前記スパン方向に沿った断面において、各前記フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分が、前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜していることを要旨とする。
　ここで、本願の明細書及び特許請求の範囲において、「タービン翼」とは、タービン動翼及びタービン静翼を含む意であって、「孔断面」とは、孔中心線に垂直な断面のことをいう。また、「出口側」とは、冷却空気の流れ方向からみて出口側のことをいい、「鈍角側」とは、翼面とのなす角が鈍角になる側（領域）のことをいう。
　本発明によれば、各フィルム冷却孔から噴き出された冷却空気の前記タービンの前縁側の翼面に対する浮き上がりを抑制しつつ、前記タービン翼の前縁側の翼面において冷却空気を前記スパン方向に十分に拡散させることができるため、前記タービン翼の前縁側の翼面付近におけるフィルム効率を高めて、前記タービン翼の冷却性能を高いレベルまで向上させることができる。
図１は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の斜視図である。 図２は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の側面図であって、一部破断してある。 図３は、図２におけるIII-III線に沿った拡大断面図である。 図４（ａ）は、本発明の実施形態に係るタービン静翼の前縁側翼面のスパン方向に沿った部分断面図、図４（ｂ）は、図４（ａ）におけるIVB-IVB線に沿った拡大断面図、図４（ｃ）は、図４（ａ）における矢視部IVCの拡大図、図４（ｄ）は、図４（ａ）における矢視部IVDの拡大図である。 図５（ａ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図５（ｂ）は、図５（ａ）におけるVB-VB線に沿った断面図である。 図６（ａ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図６（ｂ）は、図６（ａ）におけるVIB-VIB線に沿った断面図である。 図７（ａ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側の部分断面図、図７（ｂ）は、図７（ａ）におけるVIIB-VIIB線に沿った断面図である。 図８は、タービン翼の前縁側翼面のよどみ点等を説明する模式的な図である。 図９（ａ）、図９（ｂ）、図９（ｃ）は、発明例に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。 図１０（ａ）、図１０（ｂ）、図１０（ｃ）は、比較例１に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。 図１１（ａ）、図１１（ｂ）、図１１（ｃ）は、比較例２に係るタービン翼の前縁側翼面付近の温度分布状態を示す図である。 図１２は、発明例に係るタービン翼、比較例１に係るタービン翼、及び比較例２に係るタービン翼について、前縁側翼面のよどみ点からの距離とフィルム効率との関係を示す図である。
　本発明の実施形態について図１から図４を参照して説明する。なお、図面中、「ＦＦ」は前方向、「ＦＲ」は後方向を指す。前方向は、主流の流れ方向からみて上流方向の意であり、後方向は主流の流れ方向からみて下流方向の意である。
　図１、図２、及び図３に示すように、本実施形態に係るタービン静翼１は、航空機エンジン又は産業用ガスタービンエンジン等のガスタービンエンジンのタービン（図示省略）に用いられる。タービン静翼１は、ガスタービンエンジンの圧縮機（図示省略）又はファン（図示省略）から抽気した冷却空気（圧縮空気の一部）ＣＡによって冷却可能である。そして、タービン静翼１の具体的な構成は次のようになる。
　タービン静翼１は、例えば、ロストワックス精密鋳造によって製造（成型）される。図１に示すように、タービン静翼１は、中空状の静翼本体（翼本体）３を備える。静翼本体３の内部には、リブ壁（隔壁）５が設けられている。リブ壁５は、静翼本体３の内部を前後に区画し、冷却空気ＣＡが流入可能なフロント冷却通路７及びリア冷却通路９を形成する。即ち、静翼本体３内の前方にはフロント冷却通路７が形成され、その後方にはリア冷却通路９が形成されている。　
　図１に示すように、静翼本体３は、その前縁側に翼面３ａを有する。この翼面３ａには、複数のフィルム冷却孔１１が、フロント冷却通路７と連通するように形成されている。フロント冷却通路７に流入した冷却空気ＣＡは、これらのフィルム冷却孔１１から噴き出される。
　静翼本体３は、その腹側に翼面３ｖを有する。この翼面３ｖには、複数のフィルム冷却孔１３が、フロント冷却通路７又はリア冷却通路９と連通するように形成されている。フロント冷却通路７又はリア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡは、これらのフィルム冷却孔１３から噴き出される。
　更に、静翼本体３は、その後縁側に翼面３ｐを有する。この翼面３ｐには、複数のフィルム冷却孔１５が、リア冷却通路９と連通するように形成されている。リア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡは、これらのフィルム冷却孔１５から噴き出される。
　静翼本体３は、その背側に翼面３ｂを有する。この翼面３ｂに、フィルム冷却孔１１、フィルム冷却孔１３、フィルム冷却孔１５と同様の複数のフィルム冷却孔（図示省略）を形成してもよい。この場合も上記と同様に、フロント冷却通路７又はリア冷却通路９と連通するように形成され、フロント冷却通路７又はリア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡは、これらのフィルム冷却孔（図示略）から噴き出される。
　図２に示すように、スパン方向ＳＤにおける静翼本体３の基端側には、円弧状のインナーバンド１７が一体形成されている。また、スパン方向ＳＤにおける静翼本体３の先端側には、円弧状のアウターバンド１９が一体形成されている。アウターバンド１９には、フロント挿通穴２１が、静翼本体３のフロント冷却通路７と整合するように形成されている。また、アウターバンド１９には、リア挿通穴２３が、静翼本体３のリア冷却通路９と整合するように形成されている。換言すれば、アウターバンド１９の前側にはフロント挿通穴２１が形成され、アウターバンド１９の後側にはリア挿通穴２３が形成されている。更に、フロント挿通穴２１は静翼本体３のフロント冷却通路７に連通し、リア挿通穴２３は静翼本体３のリア冷却通路９に連通している。
　静翼本体３のフロント冷却通路７内には、パイプ状のフロントインサート２５が配設されている。このフロントインサート２５の上部は、アウターバンド１９のフロント挿通穴２１に挿通されている。フロントインサート２５の外周面には、複数のフロントインピンジ冷却孔２７が形成されている。冷却空気ＣＡは、フロントインピンジ冷却孔２７からフロント冷却通路７の内壁面に向かって噴き出される。
　静翼本体３のリア冷却通路９内には、パイプ状のリアインサート２９が配設されている。このリアインサート２９の上部は、アウターバンド１９のリア挿通穴２３に挿通されている。リアインサート２９の外周面には、複数のリアインピンジ冷却孔３１が形成されている。冷却空気ＣＡは、リアインピンジ冷却孔３１から静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって噴き出される。
　続いて、本発明の実施形態の要部について説明する。
　図４（ａ）、図４（ｃ）、図４（ｄ）に示すように、各フィルム冷却孔１１の入口側開口部及び出口側開口部は、それぞれ、スパン方向ＳＤへ延びかつ角部にＲつけた矩形の長孔形状を呈している。また、図４（ａ）及び図４（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔１１の孔断面は、スパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びかつ角部にＲを付けた矩形の長孔形状を呈している。なお、図４（ｂ）に示す断面は、フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃに対して垂直である。そして、各フィルム冷却孔１１の孔断面のアスペクト比（即ち、この長孔をＲの無い矩形としてみたときの短辺に対する長辺の比）は、１．１～３．０、好ましくは１．５～２．５に設定されている。この理由は、アスペクト比が１．１未満だと、各フィルム冷却孔１１から噴き出された冷却空気ＣＡが翼面３ａにおいてスパン方向ＳＤへ十分に拡散することが困難になり、アスペクト比が３．０を越えると、各フィルム冷却孔１１の加工（例えば放電加工）が困難になるからである。
　図４（ａ）に示すように、スパン方向ＳＤに沿った断面（スパン方向ＳＤに平行な断面）において、各フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃは、静翼本体３の厚み方向ＴＤに対して傾斜している。そして、各孔中心線１１ｃの厚み方向ＴＤに対する傾斜角θｃは、２０～６０°、好ましくは、３０～５０度に設定されている。この理由は、傾斜角θｃが２０°未満であると、フィルム冷却孔１１の加工が困難になる上に、フィルム冷却孔１１の周辺の応力集中が高くなり、傾斜角θｃが６０°を超えると、冷却空気ＣＡの浮き上がり（剥離）が顕著になり、冷却性能が低下するからである。
　スパン方向ＳＤに沿った断面において、各フィルム冷却孔１１の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）１１ｅは、各フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃよりもスパン方向ＳＤ（又は翼面３ａ）に向けて更に傾斜してある。そして、各フィルム冷却孔１１の孔壁面における所定の出口側部分１１ｅのスパン方向ＳＤ（又は翼面３ａ）に対する傾斜角θｅは５°～２０°、好ましくは、５°～１０°である。この理由は、傾斜角θｅが５°未満であると、冷却空気ＣＡをスパン方向へ十分に拡散させることができなくなり、傾斜角θｅが２０°を超えると、フィルム冷却孔１１の内部で流れの剥離が生じ易くなって、冷却性能が低下するからである。
　続いて、本発明の実施形態の作用及び効果について説明する。
　ガスタービンエンジンの稼働中に、フロントインサート２５内に流入した冷却空気ＣＡが複数のフロントインピンジ冷却孔２７から静翼本体３のフロント冷却通路７の内壁面に向かって噴き出される共に、リアインサート２９内に流入した冷却空気ＣＡが複数のリアインピンジ冷却孔３１から静翼本体３のリア冷却通路９の内壁面に向かって噴き出される。これにより、タービン静翼１（静翼本体３）に対してインピンジ冷却（内部冷却）を行うことができる。
　また、タービン静翼１のインピンジ冷却に寄与した冷却空気ＣＡ、換言すれば、静翼本体３のフロント冷却通路７及びリア冷却通路９に流入した冷却空気ＣＡが複数のフィルム冷却孔１１、複数のフィルム冷却孔１３、及び複数のフィルム冷却孔１５から噴き出される。これにより、タービン静翼１における静翼本体３の前縁側の翼面３ａ及び腹側の翼面３ｖ等を覆うフィルム冷却層（図示省略）を形成して、タービン静翼１に対してフィルム冷却を行うことができる。
　ここで、本実施形態のフィルム冷却孔によるタービン翼の冷却に関して、３次元定常粘性ＣＦＤ（Computational Fluid Dynamics）を用いた解析結果について説明する。
　図５（ａ）は、上記解析で想定した本発明の一実施形態に係るタービン翼４１の前縁側翼面４１ａの、スパン方向Ｓ１に沿った断面図である。また、図５（ｂ）は図５（ａ）におけるVB-VB線に沿った断面図である。この断面は、フィルム冷却孔４３の孔中心線４３ｃに対して垂直である。
　図５（ａ）に示すように、フィルム冷却孔４３は、タービン翼４１（図８参照）の前縁側の翼面４１ａに形成される。また、スパン方向Ｓ１に沿った断面において、フィルム冷却孔４３の孔中心線４３ｃはタービン翼４１の厚み方向Ｔ１に対して、上述した傾斜角θｃだけ傾斜している。更にこの断面において、フィルム冷却孔４３の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分（所定の出口側部分）４３ｅは、スパン方向Ｓ１に対して、上述した傾斜角θｅだけ傾斜し、スパン方向Ｓ１に対して孔中心線４３ｃよりも傾斜している。図５（ｂ）に示すように、フィルム冷却孔４３は、スパン方向Ｓ１に沿った断面に平行な方向Ｐ１に延びた略矩形の断面を有する。換言すると、フィルム冷却孔４３は方向Ｐ１に延びた略矩形の長孔である。
　図６（ａ）は、上記解析で想定した比較例１としてのタービン翼５１（図８参照）の前縁側翼面５１ａの、スパン方向Ｓ２に沿った断面図である。また、図６（ｂ）は図６（ａ）におけるVIB-VIB線に沿った断面図である。なお、この断面はフィルム冷却孔５３の孔中心線５３ｃに対して垂直である。
　図６（ａ）に示すように、フィルム冷却孔５３は、タービン翼５１の前縁側の翼面５１ａに形成される。また、スパン方向Ｓ２に沿った断面において、フィルム冷却孔５３の孔中心線５３ｃはタービン翼５１の厚み方向Ｔ２に対して、上述した傾斜角θｃだけ傾斜している。図６（ｂ）に示すように、フィルム冷却孔５３は、その孔中心線５３ｃに垂直な面において円形の断面を有する。なお、この円の面積は、図５（ｂ）に示すフィルム冷却孔４３の断面積に等しい。
　図７（ａ）は、上記解析で想定した比較例２としてのタービン翼６１（図８参照）の前縁側翼面６１ａの、スパン方向Ｓ３に沿った断面図である。また、図７（ｂ）は図７（ａ）におけるVIIB-VIIB線に沿った断面図である。なお、この断面はフィルム冷却孔６３の孔中心線６３ｃに対して垂直である。
　図７（ａ）に示すように、フィルム冷却孔６３は、タービン翼６１の前縁側の翼面６１ａに形成される。また、スパン方向Ｓ３に沿った断面において、フィルム冷却孔６３の孔中心線６３ｃはタービン翼６１の厚み方向Ｔ３に対して、上述した傾斜角θｃだけ傾斜している。図７（ｂ）に示すように、フィルム冷却孔６３は、その孔中心線６３ｃに垂直な面において、方向Ｐ３に沿った長軸をもつ楕円の断面を有する。ここで、方向Ｐ３はスパン方向Ｓ３に沿った断面に平行である。なお、この楕円の面積は、図５（ｂ）に示すフィルム冷却孔４３の断面積に等しい。
　次に、解析条件について説明する。図８に示すように、この解析では、タービン翼４１の翼面４１ａの曲率中心ＯＲから見たよどみ点ＳＰの位置を０°と仮定し、フィルム冷却孔４３の出口側開口部は、よどみ点ＳＰから燃焼ガスの主流Ｆの下流側に５５°変位した位置７１に形成されたと仮定した。また、この解析では、タービン翼４１、５１、６１の前縁側翼面４１ａ、５１ａ、６１ａの各形状を何れも同一とした。従って、タービン翼５１のフィルム冷却孔５３及びタービン翼６１のフィルム冷却孔６３の各出口側開口部についても、フィルム冷却孔４３と同様によどみ点ＳＰから下流側に５５°変位した位置７１での形成を仮定した。
　図９（ａ）～（ｃ）、図１０（ａ）～（ｃ）、図１１（ａ）～（ｃ）は、３次元定常粘性ＣＦＤを用いた解析結果であり、図９（ａ）～（ｃ）は、本実施形態に係るタービン翼４１の前縁側翼面付近の温度分布、図１０（ａ）～（ｃ）は比較例１であるタービン翼５１の前縁側翼面付近の温度分布、図１１（ａ）～（ｃ）は、比較例２であるタービン翼６１の前縁側翼面付近の温度分布を示す。また、図９（ａ）、図１０（ａ）、図１１（ａ）は、よどみ点ＳＰから主流Ｆの下流側に５５°変位した位置７１（図８参照）の温度分布である。同様に、図９（ｂ）、図１０（ｂ）、図１１（ｂ）は、よどみ点ＳＰから下流側に６５°変位した位置７３（図８参照）の温度分布である。また、図９（ｃ）、図１０（ｃ）、図１１（ｃ）は、よどみ点ＳＰから下流側に７５°変位した位置７５（図８参照）の温度分布である。なお、この解析では前縁側翼面付近のレイノズル数を約９×１０4、ブロー比を２．０と仮定している。
　図９（ａ）から図１１（ｃ）において、領域Ｈは燃焼ガスに相当する高温の領域を示す。一方、領域Ｍは、燃焼ガスとフィルム冷却孔４３（５３、６３）から噴き出された冷却ガスとの混合があまり進んでいない領域を示す。即ち、領域Ｍでは燃焼ガスと冷却ガスの間の熱交換が十分に生じてはいないため、領域Ｍの温度は領域Ｈの温度よりも低くなっている。さらに、領域Ｌは冷却ガスと燃焼ガスとの混合が領域Ｍよりも進んでいない領域を示す。従って、領域Ｌの温度は領域Ｍの温度よりも低くなっている。
　図９（ａ）に示す領域Ｍ及び領域Ｌは、図１０（ａ）及び図１１（ａ）に示す領域Ｍ及び領域Ｌと比較して、スパン方向Ｓ１に沿ってより長く分布していることが判る。これは、図９（ａ）において、翼面４１ａに対する冷却空気の浮き上がり（換言すれば、前縁側翼面からの剥離）が抑制されつつ、冷却空気が翼面４１ａ上でスパン方向Ｓ１に沿って十分に拡散していること意味する。図９（ｂ）と、図１０（ｂ）及び図１１（ｂ）との比較、及び、図９（ｃ）と、図１０（ｃ）及び図１１（ｃ）との比較でも同様の結果が得られていることが判る。つまり、これらの結果は、フィルム冷却孔４３による冷却空気の剥離の抑制及び翼面４１ａ上の十分な拡散が得られていることを示している。
　さらに、３次元定常粘性ＣＦＤ解析によって得られた、スパン方向に沿った前縁側翼面付近の冷却ガスの平均フィルム効率の解析結果を図１２に示す。なお、フィルム効率は、燃焼ガスの温度をＴｆ、フィルム冷却層の温度をＴｆ、冷却空気ＣＡの温度をＴｃとした場合に、（Ｔｇ－Ｔｆ）／（Ｔｇ－Ｔｃ）で定義される。また、このときの解析条件は前述と同一である。即ち、前縁側翼面付近のレイノズル数を約９×１０4、ブロー比を２．０と仮定している。
　図１２において、実線は、本解析で用いた本実施形態に係るタービン翼４１（図５（ａ）及び図５（ｂ）参照）における平均フィルム効率η１の変化を示す。また、点線は、比較例１のタービン翼５１（図６（ａ）、図６（ｂ）参照）における平均フィルム効率η２の変化を示す。さらに、一点鎖線は、比較例２のタービン翼６１（図７（ａ）、図７（ｂ）参照）における平均フィルム効率η３の変化を示す。図１２のグラフの横軸は前縁側翼面のよどみ点ＳＰからの距離であるが、フィルム冷却孔の孔断面の等価直径（同じ断面積を有する円孔の直径）で除することで無次元化してある。この図から、本実施形態のタービン翼４１における平均フィルム効率η１は、比較例１及び比較例２のタービン翼５１、６１における平均フィルム効率η２、η３に比べて十分に高く、この傾向は何れの距離においても得られていることが判る。
　上述したように、本実施形態では、各フィルム冷却孔１１の孔断面が、スパン方向ＳＤに沿った断面に平行な方向ＰＤへ延びた長孔形状を呈している。また、スパン方向ＳＤに沿った断面において、各フィルム冷却孔１１の孔中心線１１ｃが、厚み方向ＴＤに対して傾斜している。さらに、スパン方向ＳＤに沿った断面において、各フィルム冷却孔１１における孔壁面の所定の出口側部分１１ｅが、孔中心線１１ｃよりも厚み方向ＴＤに対して更に傾斜している。従って、各フィルム冷却孔１１の孔断面が円形状又は楕円形状を呈している場合と比較して、各フィルム冷却孔１１から噴き出された冷却空気ＣＡの、静翼本体３の翼面３ａに対する浮き上がり（剥離）を抑制しつつ、翼面３ａにおいて冷却空気ＣＡをスパン方向ＳＤに十分に拡散させることができる。
　また、本実施形態によれば、タービン静翼１における静翼本体３の翼面３ａ付近のフィルム効率を高めて、タービン静翼１の冷却性能を高いレベルまで向上させることができる。
　なお、本発明は、前述の実施形態の説明に限るものでなく、例えばタービン静翼１に適用した技術的思想をタービン動翼に適用する等、その他、種々の態様で実施可能である。また、本発明に包含される権利範囲は、これらの実施形態に限定されないものである。
　フィルム冷却孔から噴き出した冷却空気の、タービン翼の前縁側の翼面に対する浮き上がりを抑制しつつ、翼面において冷却空気をタービン翼のスパン方向に十分に拡散させることができる。従って、タービン翼の前縁側の翼面付近におけるフィルム効率を高め、タービン翼の冷却性能を高いレベルまで向上させることができる。

Claims (5)

  1. 　ガスタービンエンジンのタービンに用いられ、冷却空気を利用して冷却可能なタービン翼であって、
    　翼面を有する翼本体を備え、
    　前記翼本体は、
    　　その内部に冷却空気を流入させる冷却通路と、
    　　その前縁側の前記翼面に前記冷却通路に連通して形成され、冷却空気を噴き出させる複数のフィルム冷却孔とを有し、
    　各前記フィルム冷却孔の孔断面は、前記翼本体のスパン方向に沿った断面に平行な方向へ延びた長孔形状を呈し、
    　前記スパン方向に沿った前記翼面の断面において、各前記フィルム冷却孔の孔中心線は、前記翼本体の厚み方向に対して傾斜し、
    　前記スパン方向に沿った断面において、各前記フィルム冷却孔の孔壁面における出口側でかつ鈍角側の部分が、前記孔中心線よりも前記厚み方向に対して更に傾斜していることを特徴とするタービン翼。
  2. 　各前記フィルム冷却孔の前記孔断面のアスペクト比が１．１～３．０に設定されていることを特徴とする請求項１に記載のタービン翼。
  3. 　各前記フィルム冷却孔の前記孔中心線の前記厚み方向に対する傾斜角は、２０°～６０°に設定されていることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載のタービン翼。
  4. 　各前記フィルム冷却孔の壁面における出口側でかつ鈍角側の部分の、前記厚み方向に対する傾斜角は、５°～２０°に設定されていることを特徴とする請求項１から請求項３のうちのいずれかの請求項に記載のタービン翼。
  5. 　前縁側翼面を除く翼面に、冷却空気を噴き出させるための複数の別のフィルム冷却孔が、前記冷却通路に連通するように形成されていることを特徴とする請求項１から請求項４のうちのいずれかの請求項に記載のタービン翼。
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