WO2013089255A1 - タービン翼 - Google Patents

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耕造 仁田
大北　洋治
千由紀 仲俣
一男 米倉
世志 久保
渡辺　修
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株式会社Ihi
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    • F23R2900/03043—Convection cooled combustion chamber walls with means for guiding the cooling air flow
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    • F23R2900/03045—Convection cooled combustion chamber walls provided with turbolators or means for creating turbulences to increase cooling

Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2011-274336 for which it applied to Japan on December 15, 2011, and uses the content here.
  • Patent Documents 1 to 4 disclose a turbine blade that diverts cooling air ejected from a cooling air hole using a protrusion.
  • Patent Document 3 the upper part of the protrusion is opened, and the cooling air that has traveled on the protrusion is blown away by the mainstream gas (combustion gas) flowing above the protrusion. That is, part of the cooling air is blown away without being along the outer wall surface of the wing body. For this reason, the cooling efficiency cannot be sufficiently improved.
  • the present invention has been made in view of the above-described problems, and an object thereof is to further increase the cooling efficiency of a turbine blade provided in a gas turbine engine or the like.
  • the present invention adopts the following configuration.
  • a first aspect of the present invention is a turbine blade having a cooling air hole penetrating from an inner wall surface to an outer wall surface of a hollow blade body, the cooling blade being disposed inside the cooling air hole and the cooling air hole. And a protrusion provided so as to protrude from the inner wall surface.
  • the convex portion is provided on the inner wall surface of the cooling air hole located on the downstream side in the flow direction of the mainstream gas flowing on the outer wall surface of the blade body. It has been.
  • the cooling air hole is provided on the inner wall surface side of the wing body, and the diameter is increased on the outer wall surface side of the wing body.
  • the convex part is provided in the connection part of the straight pipe part or the straight pipe part and the enlarged diameter part.
  • the cooling air hole is provided on the inner wall surface side of the wing body and the diameter is increased on the outer wall surface side of the wing body.
  • the convex portion is provided continuously from the end portion of the straight pipe portion on the inner wall surface side of the wing body to the end portion on the outer wall surface side of the wing body.
  • the cooling air which got on the convex part is not influenced by other flows, such as mainstream gas. For this reason, most of the cooling air blown out from the cooling air holes can be contributed to the film cooling without being partly blown away by the mainstream gas. Further, since the cooling air spreads while flowing on the convex portion, the cooling air can be ejected in a wider range. Thus, according to the present invention, the cooling air can be ejected over a wide range without reducing the cooling air contributing to the cooling of the outer wall surface of the blade body, and the cooling efficiency of the turbine blade can be increased. .
  • FIG. 1 It is a perspective view which shows schematic structure of the turbine blade in 1st Embodiment of this invention. It is a longitudinal cross-sectional view of the schematic of the film cooling part with which the turbine blade in 1st Embodiment of this invention is provided. It is a top view including the convex part of the schematic of the film cooling part with which the turbine blade in 1st Embodiment of this invention is provided. It is the front view seen from the inner wall surface side of the wing
  • FIG. 4 is a schematic diagram showing absolute velocities and flow directions in cross sections A to J in FIG. It is a schematic diagram which shows the absolute speed and the flow direction in the vicinity of the convex part in FIG. It is a longitudinal cross-sectional view of the schematic of the film cooling part with which the turbine blade in 2nd Embodiment of this invention is provided. It is a top view including the convex part of the schematic of the film cooling part with which the turbine blade in 2nd Embodiment of this invention is provided. It is the front view seen from the inner wall surface side of the wing
  • FIG. 1 is a perspective view showing a schematic configuration of a turbine blade 1 of the present embodiment.
  • the turbine blade 1 of the present embodiment is a turbine stationary blade, and includes a blade body 2, a band portion 3 that sandwiches the blade body 2, and a film cooling portion 4.
  • the blade body 2 is disposed on the downstream side of a combustor (not shown), and is disposed in the flow path of the combustion gas G (see FIG. 2A) generated by the combustor.
  • the wing body 2 has a wing shape having a front edge 2a, a rear edge 2b, a pressure surface 2c, and a suction surface 2d.
  • the wing body 2 is hollow and has an internal space for introducing cooling air therein.
  • a cooling air flow path (not shown) is connected to the internal space of the wing body 2. For example, air extracted from a compressor installed on the upstream side of the combustor is introduced as cooling air.
  • the band part 3 is provided by sandwiching the blade body 2 from the height direction of the blade body 2, and functions as a part of the flow path wall of the combustion gas G. These band portions 3 are integrated on the tip side and the hub side of the wing body 2.
  • FIG. 2A is a longitudinal sectional view of a schematic view of the film cooling unit 4.
  • FIG. 2B is a plan view including convex portions 6 described later in the schematic view of the film cooling unit 4.
  • 2C is a front view of the film cooling unit 4 as viewed from the inner wall surface 2e side of the wing body 2 in the schematic view. As shown in these drawings, the film cooling unit 4 includes cooling air holes 5 and convex portions 6.
  • the cooling air hole 5 is a through-hole penetrating from the inner wall surface 2e of the wing body 2 to the outer wall surface 2f, and is composed of a straight pipe portion 5a on the inner wall surface 2e side and an enlarged diameter portion 5b on the outer wall surface 2f side.
  • the straight pipe portion 5a is a portion extending in a straight line, and the cross section shown in FIG. 2A has a long hole shape. Further, the straight pipe portion 5a is inclined so that the end on the outer wall surface 2f side is disposed downstream of the main wall gas G flowing along the outer wall surface 2f of the blade body 2 from the end portion on the inner wall surface 2e side. Yes.
  • the enlarged diameter portion 5b is a portion where the cross section of the flow path becomes larger toward the outer wall surface 2f.
  • the enlarged diameter portion 5b has a shape in which the side wall surface 5c shown in FIGS. 2A, 2B, and 2C expands in the height direction of the wing body 2 from the inner wall surface 2e side to the outer wall surface 2f side. Yes.
  • Such a cooling air hole 5 guides the cooling air Y supplied from the inner space of the wing body 2 toward the outer wall surface 2f, and also causes the cooling air Y to extend in the height direction of the wing body 2 in the enlarged diameter portion 5b. After being dispersed and spread, it is ejected along the outer wall surface 2f.
  • the convex portion 6 is disposed inside the cooling air hole 5 and is provided so as to protrude from the inner wall surface of the cooling air hole 5. As shown in FIGS. 2A, 2B, and 2C, the convex portion 6 has a triangular pyramid shape in which the inner wall surface 2e side of the wing body 2 is a triangular collision surface 6a. Moreover, the convex part 6 is provided in the site
  • the turbine blade 1 of this embodiment many film cooling parts 4 comprised as mentioned above are provided.
  • the cooling air Y ejected from the film cooling unit 4 flows along the outer wall surface 2f of the wing body 2, and thereby the outer wall surface 2f of the wing body 2 is film-cooled.
  • cooling air flows from the inside of the blade body 2 into the cooling air hole 5 of the film cooling unit 4.
  • the cooling air Y flowing into the cooling air hole 5 is guided straight by the straight pipe portion 5a where the flow passage area does not change, and spreads in the height direction of the blade body 2 by the enlarged diameter portion 5b in which the flow passage area continuously increases. It flows while. Therefore, according to the cooling air hole 5 with which the turbine blade 1 of this embodiment is provided, compared with the cooling air hole which consists only of a straight pipe
  • the outer wall surface 2f of the wing body 2 can be cooled in a wider range.
  • the convex portion 6 is provided inside the cooling air hole 5. For this reason, the cooling air Y riding on the convex portion 6 is not affected by the flow of the combustion gas G. For this reason, a part of the cooling air Y can be contributed to the film cooling without being blown away by the combustion gas G, and most of the cooling air Y ejected from the cooling air hole 5. Furthermore, since the cooling air Y rides on the convex portion 6 and spreads while flowing, the cooling air Y can be ejected in a wider range.
  • the cooling air Y can be ejected over a wide range without reducing the cooling air Y that contributes to the cooling of the outer wall surface 2 f of the blade body 2. It becomes possible to increase the cooling efficiency.
  • the convex portion 6 is disposed on the downstream side in the flow direction of the combustion gas G flowing through the outer wall surface 2 f of the blade body 2 among the inner wall surfaces of the cooling air holes 5.
  • the cooling air Y can be spread out in the height direction of the blade body 2 and ejected.
  • a convex portion 6 is provided at a connection portion between the straight pipe portion 5a and the enlarged diameter portion 5b. Since the enlarged diameter portion 5b is spatially wider than the straight pipe portion 5a, the convex portion 6 is provided at the connecting portion between the straight pipe portion 5a and the enlarged diameter portion 5b, so that the enlarged diameter portion 5b may be widened by riding on the convex portion 6.
  • the space for the cooling air Y to spread can be secured. Therefore, the spread of the cooling air Y is not hindered, and the cooling air Y can be ejected in a wider range.
  • FIGS. 3 to 5 are diagrams schematically showing the results of simulating the flow in the film cooling section 4 of the turbine blade 1 of the present embodiment.
  • 3 shows the distribution of the absolute velocity of the cooling air Y in the film cooling section 4
  • FIG. 4 shows the absolute velocity and the local flow direction of the cooling air Y in the section A to the section J in FIG. 3, and
  • FIG. The absolute velocity and the local flow direction in the vicinity of the part 6 are shown.
  • the cooling air Y flows from the straight pipe part 5a side toward the enlarged diameter part 5b. 4 and 5
  • the local flow direction of the cooling air Y inside the cooling air hole 5 is indicated by a thick arrow.
  • the cooling air Y riding on the convex portion 6 is not affected by the combustion gas G and the blade body 2 is not affected. It can be confirmed that it spreads in the height direction. Moreover, as shown in FIG. 5, it turns out that the secondary vortex is formed in the downstream of the convex part 6. FIG. By forming such a secondary vortex, the pressure loss inside the cooling air hole 5 increases, and the flow velocity of the cooling air Y can be reduced. As a result, the cooling air Y is likely to spread over a wider range.
  • FIG. 6A is a longitudinal sectional view of a schematic view of a film cooling unit 4A provided in the turbine blade of the present embodiment.
  • FIG. 6B is a plan view including a convex portion 7 described later in the schematic diagram of the film cooling unit 4A provided in the turbine blade of the present embodiment.
  • FIG. 6C is a front view seen from the inner wall surface 2e side of the blade body 2 in the schematic view of the film cooling section 4A provided in the turbine blade of the present embodiment.
  • the film cooling unit 4A of the present embodiment has a long convex portion 7 in the direction connecting the inner wall surface 2e and the outer wall surface 2f of the wing body 2 instead of the convex portion 6 of the above embodiment. I have.
  • the protrusion 7 is disposed inside the cooling air hole 5 and is provided so as to protrude from the inner wall surface of the cooling air hole 5. Moreover, the convex part 7 is made into the triangular prism shape by which the inner wall surface 2e side of the wing
  • the cooling air Y riding on the convex portion 7 is not affected by the flow of the combustion gas G. For this reason, a part of the cooling air Y can be contributed to the film cooling without being blown away by the combustion gas G, and most of the cooling air Y ejected from the cooling air hole 5. Furthermore, since the cooling air Y spreads while flowing on the convex portion 7, the cooling air Y can be ejected in a wider range. Thus, also in the turbine blade of the present embodiment, the cooling air Y can be ejected over a wide range without reducing the cooling air Y contributing to the cooling of the outer wall surface 2f of the blade body 2, and the cooling efficiency of the turbine blade Can be increased.
  • the arrangement position and the number of the film cooling units 4 in the blade body 2 of the above embodiment are examples, and can be appropriately changed according to the cooling performance required for the turbine blade.
  • the structure whose turbine blade is a stationary blade was demonstrated.
  • this invention is not limited to this,
  • the structure which installs a film cooling part with respect to a moving blade is not excluded.
  • the shape of the convex parts 6 and 7 in the said embodiment is an example, For example, it can change into other shapes, such as a prism and a semi-cylinder shape.
  • the cooling air can be blown out over a wide range without reducing the cooling air that contributes to the cooling of the outer wall surface of the hollow blade body, thereby improving the cooling efficiency of the turbine blade. It becomes possible.

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Abstract

　冷却空気孔の内部に配置されると共に冷却空気孔（５）の内壁面から突出して設けられる凸部（６）を備えることにより、ガスタービンエンジン等が備えるタービン翼の冷却効率をさらに高める。

Description

タービン翼
　本発明は、タービン翼に関する。
　本願は、２０１１年１２月１５日に日本国に出願された特願２０１１－２７４３３６号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　ガスタービンエンジン等が備えるタービン翼は、燃焼器によって生成された燃焼ガスに晒されて高温となる。このため、タービン翼の耐熱性を向上させるために、特許文献１～４に示すような、様々な対策が施されている。例えば、特許文献３には、冷却空気孔から噴き出された冷却空気を突起部によって分流するタービン翼が開示されている。
日本国特許第３９９７９８６号公報 日本国特許第４７５２８４１号公報 日本国特開平１０－８９００５号公報 日本国特開平６－０９３８０２号公報
　しかしながら、特許文献３においては、突起部の上方が開放されており、突起部に乗り上げた冷却空気は、その上方を流れる主流ガス（燃焼ガス）によって吹き飛ばされてしまう。つまり、冷却空気の一部が翼体の外壁面に沿うことなく吹き飛ばされてしまう。このため、十分に冷却効率を向上させることができない。
　近年においてはガスタービンエンジン等のさらなる出力の向上が求められており、これによって燃焼器で生成される燃焼ガスの温度が、以前にも増して高温化される傾向にある。
　このため、ガスタービンエンジン等が備えるタービン翼には、冷却効率のさらなる向上が求められている。
　本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、ガスタービンエンジン等が備えるタービン翼の冷却効率をさらに高めることを目的とする。
　本発明は、以下の構成を採用する。
　本発明の第１の態様は、中空とされた翼体の内壁面から外壁面に貫通する冷却空気孔を備えるタービン翼であって、上記冷却空気孔の内部に配置されると共に上記冷却空気孔の内壁面から突出して設けられる凸部を備える。
　本発明の第２の態様は、上記第１の態様において、上記凸部が、上記翼体の上記外壁面を流れる主流ガスの流れ方向の下流側に位置する上記冷却空気孔の内壁面に設けられている。
　本発明の第３の態様は、上記第１または第２の態様において、上記冷却空気孔が上記翼体の内壁面側に設けられる直管部と上記翼体の外壁面側に設けられる拡径部とを有し、上記直管部または上記直管部と上記拡径部との接続部位に上記凸部が設けられている。
　本発明の第４の態様は、上記第１または第２の態様において、上記冷却空気孔が上記翼体の内壁面側に設けられる直管部と上記翼体の外壁面側に設けられる拡径部とを有し、上記直管部の上記翼体の内壁面側の端部から上記翼体の外壁面側の端部まで連続して上記凸部が設けられている。
　本発明においては、凸部が冷却空気孔の内部に設けられているため、凸部に乗り上げた冷却空気は、主流ガス等の他の流れに影響されることがない。このため、冷却空気の一部が主流ガスによって吹き飛ばされることなく、冷却空気孔から噴き出される冷却空気の多くをフィルム冷却に寄与させることができる。さらに、冷却空気が凸部に乗り上げることによって、流れながら広がるため、より広範囲に冷却空気を噴き出すことが可能となる。
　このように本発明によれば、翼体の外壁面の冷却に寄与する冷却空気を減少させることなく、広い範囲に冷却空気を噴き出すことができ、タービン翼の冷却効率を高めることが可能となる。
本発明の第１実施形態におけるタービン翼の概略構成を示す斜視図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼が備えるフィルム冷却部の概略図の縦断面図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼が備えるフィルム冷却部の概略図の凸部を含む平面図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼が備えるフィルム冷却部の概略図の翼体の内壁面側から見た正面図である。 本発明の第１実施形態におけるタービン翼が備えるフィルム冷却部をモデルとしたシミュレーションによって得られた絶対速度の分布を示す模式図である。 図３における断面Ａ～断面Ｊにおける絶対速度及び流れ方向を示す模式図である。 図３における凸部の近傍における絶対速度及び流れ方向を示す模式図である。 本発明の第２実施形態におけるタービン翼が備えるフィルム冷却部の概略図の縦断面図である。 本発明の第２実施形態におけるタービン翼が備えるフィルム冷却部の概略図の凸部を含む平面図である。 本発明の第２実施形態におけるタービン翼が備えるフィルム冷却部の概略図の翼体の内壁面側から見た正面図である。
　以下、図面を参照して、本発明に係るタービン翼の一実施形態について説明する。なお、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。
（第１実施形態）
　図１は、本実施形態のタービン翼１の概略構成を示す斜視図である。本実施形態のタービン翼１は、タービン静翼であり、翼体２と、翼体２を挟み込むバンド部３と、フィルム冷却部４とを備えている。
　翼体２は、不図示の燃焼器の下流側に配置されており、燃焼器によって生成された燃焼ガスＧ（図２Ａ参照）の流路に配置されている。この翼体２は、前縁２ａと、後縁２ｂと、正圧面２ｃと、負圧面２ｄとを有する翼形状とされている。翼体２は、中空とされており、内部に冷却空気を導入するための内部空間を有している。翼体２の内部空間には、不図示の冷却空気流路が接続されており、例えば燃焼器の上流側に設置される圧縮機から抽気された空気が冷却空気として導入される。バンド部３は、翼体２を翼体２の高さ方向から挟み込んで設けられおり、燃焼ガスＧの流路壁の一部として機能する。これらのバンド部３は、翼体２のチップ側とハブ側に一体化されている。
　図２Ａは、フィルム冷却部４の概略図の縦断面図である。図２Ｂは、フィルム冷却部４の概略図の後述の凸部６を含む平面図である。図２Ｃは、フィルム冷却部４の概略図の翼体２の内壁面２ｅ側から見た正面図である。これらの図に示すように、フィルム冷却部４は、冷却空気孔５と、凸部６とを備えている。
　冷却空気孔５は、翼体２の内壁面２ｅから外壁面２ｆに貫通する貫通孔であり、内壁面２ｅ側の直管部５ａと、外壁面２ｆ側の拡径部５ｂとから構成されている。直管部５ａは、直線状に延びる部位であり、図２Ａに示す断面が長孔形状とされている。また、直管部５ａは、内壁面２ｅ側の端部より外壁面２ｆ側の端部が翼体２の外壁面２ｆに沿って流れる主流ガスＧの下流側に配置されるように傾斜されている。拡径部５ｂは、外壁面２ｆに向かうに連れて流路断面が大きくなる部位である。なお、拡径部５ｂは、内壁面２ｅ側から外壁面２ｆ側に向かうに連れて、図２Ａ、図２Ｂ，図２Ｃに示す側壁面５ｃが翼体２の高さ方向に広がる形状とされている。
　このような冷却空気孔５は、翼体２の内部空間から供給される冷却空気Ｙを外壁面２ｆに向けて案内すると共に、拡径部５ｂにおいて冷却空気Ｙを翼体２の高さ方向に分散させて広げてから外壁面２ｆに沿って噴き出す。
　凸部６は、冷却空気孔５の内部に配置されると共に冷却空気孔５の内壁面から突出して設けられている。この凸部６は、図２Ａ、図２Ｂ，図２Ｃに示すように、翼体２の内壁面２ｅ側が三角形状の衝突面６ａとされた三角錐形状とされている。また、凸部６は、冷却空気孔５の内壁面のうち、燃焼ガスＧ（主流ガス）の流れ方向の下流側に位置する部位に設けられている。さらに凸部６は、直管部５ａと拡径部５ｂとの接続部位に設けられている。
　なお、図１に示すように、本実施形態のタービン翼１においては、上述のように構成されたフィルム冷却部４が多数設けられている。このようなフィルム冷却部４から噴出された冷却空気Ｙが翼体２の外壁面２ｆに沿って流れ、これによって翼体２の外壁面２ｆがフィルム冷却される。
　このような構成を有する本実施形態のタービン翼１によれば、翼体２の内部から冷却空気がフィルム冷却部４の冷却空気孔５に流れ込む。冷却空気孔５に流れ込んだ冷却空気Ｙは、流路面積が変化しない直管部５ａで真っ直ぐと案内され、流路面積が連続的に広がる拡径部５ｂで翼体２の高さ方向に広がりながら流れる。よって、本実施形態のタービン翼１が備える冷却空気孔５によれば、直管部のみからなる冷却空気孔と比較して、翼体２の高さ方向において、より広範囲に冷却空気Ｙを噴き出すことができ、翼体２の外壁面２ｆをより広範囲に冷却することができる。
　また、本実施形態のタービン翼１においては、凸部６が冷却空気孔５の内部に設けられている。このため、凸部６に乗り上げた冷却空気Ｙは、燃焼ガスＧの流れに影響されることがない。このため、冷却空気Ｙの一部が燃焼ガスＧによって吹き飛ばされることなく、冷却空気孔５から噴き出される冷却空気Ｙの多くをフィルム冷却に寄与させることができる。さらに、冷却空気Ｙが凸部６に乗り上げることによって、流れながら広がるため、より広範囲に冷却空気Ｙを噴き出すことが可能となる。
　このように本実施形態のタービン翼１によれば、翼体２の外壁面２ｆの冷却に寄与する冷却空気Ｙを減少させることなく、広い範囲に冷却空気Ｙを噴き出すことができ、タービン翼１の冷却効率を高めることが可能となる。
　また、本実施形態のタービン翼１において凸部６は、冷却空気孔５の内壁面のうち、翼体２の外壁面２ｆを流れる燃焼ガスＧの流れ方向の下流側に配置されている。これによって、冷却空気Ｙを翼体２の高さ方向に広げて噴き出すことが可能となる。
　また、本実施形態のタービン翼１においては、直管部５ａと拡径部５ｂとの接続部位に凸部６が設けられている。拡径部５ｂは直管部５ａよりも空間的に広いため、凸部６が直管部５ａと拡径部５ｂとの接続部位に設けられることによって、凸部６に乗り上げることによって広がろうとする冷却空気Ｙが広がるための空間を確保することができる。したがって、冷却空気Ｙの広がりが阻害されず、より広範囲に冷却空気Ｙを噴き出すことができる。
　図３～図５は、本実施形態のタービン翼１のフィルム冷却部４における流れをシミュレーションした結果を模式的に示す図である。図３はフィルム冷却部４における冷却空気Ｙの絶対速度の分布を示し、図４は図３における断面Ａ～断面Ｊにおける冷却空気Ｙの絶対速度及び局所的な流れ方向を示し、図５は凸部６の近傍における絶対速度及び局所的な流れ方向を示している。なお、図３及び図５に示すように、冷却空気Ｙは、直管部５ａ側から拡径部５ｂに向かって流れている。また、図４及び図５においては、冷却空気孔５内部における冷却空気Ｙの局所的な流れ方向を太い矢印にて示している。
　これらの図（特に図４のＥ～Ｊ）に示すように、本実施形態のタービン翼１においては、凸部６に乗り上げた冷却空気Ｙが、燃焼ガスＧの影響を受けることなく翼体２の高さ方向に広がっていることが確認できる。
　また、図５に示すように、凸部６の下流側には二次渦が形成されていることが分かる。
　このような二次渦が形成されることによって冷却空気孔５の内部の圧力損失が高まり、冷却空気Ｙの流速を低下させることができる。この結果、冷却空気Ｙがより広範囲に広がりやすくなる。
（第２実施形態）
　次に、本発明の第２実施形態について説明する。なお、本実施形態の説明において、上記第１実施形態と同様の部分については、その説明を省略あるいは簡略化する。
　図６Ａは、本実施形態のタービン翼が備えるフィルム冷却部４Ａの概略図の縦断面図である。図６Ｂは、本実施形態のタービン翼が備えるフィルム冷却部４Ａの概略図の後述の凸部７を含む平面図である。図６Ｃは、本実施形態のタービン翼が備えるフィルム冷却部４Ａの概略図の翼体２の内壁面２ｅ側から見た正面図である。これらの図に示すように、本実施形態のフィルム冷却部４Ａは、上記実施形態の凸部６に換えて、翼体２の内壁面２ｅと外壁面２ｆとを結ぶ方向に長い凸部７を備えている。
　この凸部７は、冷却空気孔５の内部に配置されると共に冷却空気孔５の内壁面から突出して設けられている。また、凸部７は、図６Ａ、図６Ｂ，図６Ｃに示すように、翼体２の内壁面２ｅ側が三角形状とされた三角柱形状とされている。また、凸部７は、直管部５ａの翼体２の内壁面２ｅ側の端部から翼体２の外壁面２ｆ側の端部まで連続して設けられている。　
　このような構成を有する本実施形態のタービン翼１においても、凸部７に乗り上げた冷却空気Ｙは、燃焼ガスＧの流れに影響されることがない。このため、冷却空気Ｙの一部が燃焼ガスＧによって吹き飛ばされることなく、冷却空気孔５から噴き出される冷却空気Ｙの多くをフィルム冷却に寄与させることができる。さらに、冷却空気Ｙが凸部７に乗り上げることによって、流れながら広がるため、より広範囲に冷却空気Ｙを噴き出すことが可能となる。
　このように本実施形態のタービン翼においても、翼体２の外壁面２ｆの冷却に寄与する冷却空気Ｙを減少させることなく、広い範囲に冷却空気Ｙを噴き出すことができ、タービン翼の冷却効率を高めることが可能となる。
　以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は、上記実施形態に限定されない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の趣旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
　例えば、上記実施形態の翼体２におけるフィルム冷却部４の配置位置及び個数は一例であり、タービン翼に要求される冷却性能に応じて適宜変更可能である。
　また、上記実施形態においては、タービン翼が静翼である構成について説明した。しかしながら、本発明はこれに限定されず、動翼に対してフィルム冷却部を設置する構成を排除しない。
　また、上記実施形態における凸部６，７の形状は一例であり、例えば、角柱や半円柱形状等の他の形状に変更可能である。
　また、上記実施形態における凸部６を直管部５ａの内部に設置しても良い。
　ガスタービンエンジン等が備えるタービン翼において、中空の翼体の外壁面の冷却に寄与する冷却空気を減少させることなく、広い範囲に冷却空気を噴き出すことができ、タービン翼の冷却効率を高めることが可能となる。
　１……タービン翼
　２……翼体
　２ａ……前縁
　２ｂ……後縁
　２ｃ……正圧面
　２ｄ……負圧面
　２ｅ……内壁面
　２ｆ……外壁面
　３……バンド部
　４，４Ａ……フィルム冷却部
　５……冷却空気孔
　５ａ……直管部
　５ｂ……拡径部
　６……凸部
　６ａ……衝突面
　Ｇ……燃焼ガス（主流ガス）
　Ｙ……冷却空気　

Claims (5)

  1. 　中空とされた翼体の内壁面から外壁面に貫通する冷却空気孔を備えるタービン翼であって、
    　前記冷却空気孔の内部に配置されると共に前記冷却空気孔の内壁面から突出して設けられる凸部を備えるタービン翼。
  2. 　前記凸部は、前記翼体の前記外壁面を流れる主流ガスの流れ方向の下流側に位置する前記冷却空気孔の内壁面に設けられている請求項１に記載のタービン翼。
  3. 　前記冷却空気孔が前記翼体の内壁面側に設けられる直管部と前記翼体の外壁面側に設けられる拡径部とを有し、前記直管部に前記凸部が設けられている請求項１または２に記載のタービン翼。
  4. 　前記冷却空気孔が前記翼体の内壁面側に設けられる直管部と前記翼体の外壁面側に設けられる拡径部とを有し、前記直管部と前記拡径部との接続部位に前記凸部が設けられている請求項１または２に記載のタービン翼。
  5. 　前記冷却空気孔が前記翼体の内壁面側に設けられる直管部と前記翼体の外壁面側に設けられる拡径部とを有し、前記直管部の前記翼体の内壁面側の端部から前記翼体の外壁面側の端部まで連続して前記凸部が設けられている請求項１または２に記載のタービン翼。
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