WO2017209127A1 - ガスタービンエンジンの冷却構造 - Google Patents

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克彦 石田
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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 structure for cooling a member constituting a gas turbine engine.
  • the corners on the upstream side surface of the rib are angular, so that the compressed air strikes the heat transfer promoting ribs, effectively generating turbulence, and cooling the outer peripheral surface of the combustor liner. Promoted.
  • An object of the present invention is to provide a cooling structure for a gas turbine engine having excellent cooling performance and high reliability in order to solve the above problems.
  • a gas turbine engine cooling structure is a structure for cooling constituent members of a gas turbine engine by using a working gas of the gas turbine engine as a cooling medium.
  • a plurality of heat transfer enhancement ribs arranged such that adjacent corner wall portions of each heat transfer enhancement rib protrude alternately on the upstream side and the downstream side in the flow direction of the cooling medium.
  • the corners facing the upstream side of the heat transfer promoting ribs are formed in a square shape, the corners facing the upstream side, the corners facing the downstream side, and the surfaces facing the downstream side of the heat transfer promoting ribs At least one of the corners To have.
  • the corners facing the upstream side, the corners facing the downstream side, and the corners facing the downstream side may all be formed in a curved shape.
  • the corner facing the upstream side which is a region where the heat transfer coefficient directly collides with the cooling medium, remains angular, and the cooling effect by the heat transfer promoting rib group is maintained, while the heat transfer
  • stress concentration on the curved corners and corners is alleviated.
  • reliability can be improved, maintaining the outstanding cooling effect of the cooling structure which has a heat-transfer promotion rib group.
  • the plurality of heat transfer promotion ribs are formed so that the corner wall portions projecting upstream of the heat transfer promotion ribs and the corner wall portions projecting downstream of the cooling medium passages respectively.
  • the heat transfer promotion ribs are arranged in the same position in the transverse direction, and the corners facing the upstream side and the downstream side of the heat transfer promotion ribs are formed in a curved shape, and the heat transfer promotion
  • the corners facing the downstream side of the rib are formed in a square shape, the radius of curvature of the corner facing the upstream side is the same as the radius of curvature of the corner facing the downstream side, and adjacent
  • the distance between the heat transfer promoting ribs may be the same. According to this configuration, it is possible to form the heat transfer promoting rib capable of increasing the mechanical strength while maintaining the cooling effect by using a cutting tool such as an end mill with a very small number of steps. .
  • the component is a cylindrical combustor liner that forms a combustion chamber of a combustor inward
  • the cooling medium flow path includes the combustor liner and a combustor.
  • the working gas supply path formed between the casing and the casing may be used. According to this configuration, in the cooling structure of the combustor liner that is a member that is exposed to a high temperature among the constituent members of the gas turbine engine, the reliability can be improved without impairing the cooling effect as described above.
  • the method of forming the heat transfer enhancement rib according to the cooling structure cuts the wall surface of the flow path wall of the component member with a blade provided on an outer peripheral surface of a cylindrical rotating body. It includes forming one W-shaped groove by cutting once or a plurality of times along a predetermined W-shaped track with a cutting tool.
  • the heat transfer promotion ribs related to the cooling structure can be formed with a small number of steps by the method using the cutting tool such as an end mill.
  • the radius of curvature of the corner facing the upstream side of the heat transfer promoting rib is the same as the radius of curvature of the corner facing the downstream side, and the same as the distance between adjacent heat transfer promoting ribs.
  • one W-shaped groove is formed by cutting once along a predetermined W-shaped track with a cutting tool having a processing diameter corresponding to the distance between adjacent heat transfer promoting ribs. Since it can be formed, the heat transfer promoting rib can be formed with a very small number of steps.
  • FIG. 1 is a side view in which a part of a gas turbine engine (hereinafter simply referred to as a gas turbine) GT having a cooling structure according to an embodiment of the present invention is broken.
  • the gas turbine GT compresses air A introduced from the outside with a compressor (not shown) and guides it to the combustor 1, and burns the fuel together with the compressed air A in the combustor 1.
  • a turbine (not shown) is driven by the combustion gas G.
  • the combustor 1 is disposed slightly inclined with respect to the axis C of the compressor and the turbine.
  • the combustor 1 includes a cylindrical combustor liner 5 that forms a combustion chamber 3 inward, and a burner that is attached to the top wall 5 a of the combustor liner 5 and injects a mixture of fuel and air A into the combustion chamber 3.
  • Unit 7 is provided.
  • the combustor liner 5 and the burner unit 7 are housed in a concentric arrangement in a cylindrical combustor casing 9 that is an outer cylinder of the gas turbine combustor 1.
  • the combustor 1 is a backflow can type.
  • a supply passage 11 for compressed air A is formed between the combustor casing 9 and the combustor liner 5, and the compressed air A passes through the supply passage 11 at the head of the combustor 1 (on the burner unit 7 side). It flows toward.
  • the combustor liner 5 that is a constituent member of the gas turbine GT is cooled by using the air A that is the working gas of the gas turbine GT as the cooling medium CL.
  • this cooling structure will be described.
  • the peripheral wall 5 b of the combustor liner 5 forms a channel wall 13 of the supply channel 11.
  • a plurality of heat transfer promotion ribs 15 project on the outer periphery of the peripheral wall 5 b of the combustor liner 5.
  • the combustor liner 5 is convectively cooled when the compressed air A collides with the heat transfer promotion rib group 17 including the plurality of heat transfer promotion ribs 15. That is, the supply flow path 11 forms a cooling medium flow path 19 through which the cooling medium CL flows, and a plurality of heat transfer promotion ribs 15 project from the wall surface of the flow path wall 13 facing the cooling medium flow path 19. Has been.
  • the heat transfer promotion rib 15 has a shape in which the W shape is continuous in a plan view, and the adjacent square wall portion of the W shape is located on the upstream side in the flow direction of the cooling medium CL. It arrange
  • the “W-shape” in the present specification is not only a simple “W-shape”, but also a simple “W-shape” with a rib added in succession to the flow direction of the cooling medium CL.
  • the shape which has the square wall part which protrudes alternately in the upstream and downstream in this is included.
  • a plurality of heat transfer promotion ribs 15 are provided along the flow direction of the cooling medium CL.
  • the plurality of heat transfer promoting ribs 15 include a corner wall portion (hereinafter referred to as “convex corner wall portion”) 21 projecting upstream of the cooling medium flow path 19 and a corner wall portion (hereinafter referred to as “convex corner wall portion”) protruding downstream. 23 ”are arranged so as to be at the same position with respect to the transverse direction T of the cooling medium flow path 19.
  • the “transverse direction T of the cooling medium flow path 19” is the circumferential direction of the outer peripheral surface of the combustor liner 5 (FIG. 1).
  • the convex corner wall corner 21a that is the corner facing the upstream side of the convex corner wall 21 of the heat transfer promoting rib 15 is formed in a square shape.
  • a concave corner wall corner 23a which is a corner facing the downstream side of the concave corner wall 23 of the heat transfer promoting rib 15, is also formed in a square shape.
  • the term “square” means that the radius of curvature is 0.5 or less.
  • a convex corner wall corner portion 21b, which is a corner portion facing the downstream side of the convex corner wall portion 21 of the heat transfer promoting rib 15, is formed in a curved shape.
  • the concave corner wall corner 23b which is the corner facing the upstream side of the concave corner wall 23 of the heat transfer promoting rib 15, is also formed in a curved shape.
  • each convex corner wall portion 21 protruding from the upstream side and downstream side, the convex corner wall corner portion 21 a that is the corner portion of the concave corner wall portion 23, and the concave corner wall corner portion 23 a are provided.
  • the corners 21b and the corners 23b, which are corners on the back side of these corners, are formed in a curved shape.
  • the corner portion facing the upstream side is generally formed in a square shape, so that when the cooling medium collides with the convex corner wall portion, a violent vortex is generated and cooling is performed. Although promoted, there are no vortexes that contribute to the cooling effect at the corners facing the upstream side and the corners and corners facing the downstream side. Therefore, in the present embodiment shown in FIG. 2, the convex corner wall corner portion 21 b of the convex corner wall portion 21 and the concave corner angle of the concave corner wall portion 23 in the region near the corner portion where the contribution to the cooling effect is small in the heat transfer promotion rib 15. Curved portions are provided in the wall corners 23b, that is, the corners of the respective corner wall portions, and the stress concentration in these portions is alleviated. Therefore, the reliability of each heat transfer promoting rib 15 can be enhanced while maintaining the cooling effect of the cooling structure.
  • the curvature radius R1 of the convex-angle wall corner 21b of one heat-transfer promotion rib 15 in the heat-transfer promotion rib group 17 is the concave-angle wall corner of the other heat-transfer promotion rib 15 adjacent to this. It is the same as the curvature radius R2 of 23b, and is the same as the distance D between these adjacent heat transfer promoting ribs 15, 15.
  • the distance D between the heat transfer promoting ribs 15 and 15 refers to a distance in a direction orthogonal to two rib walls extending in parallel to each other.
  • the number of steps is reduced by using a cutting tool, for example, an end mill, that cuts with a blade provided on the outer peripheral surface of a cylindrical rotating body.
  • a cutting tool for example, an end mill
  • a predetermined W-shaped trajectory TR is cut by a cutting tool EM that cuts a wall surface constituting the flow path wall 13 of the component member with a blade provided on an outer peripheral surface of a cylindrical rotating body.
  • channel 31 by cutting once along is included.
  • the cutting tool EM in this case has a machining diameter corresponding to the distance D between adjacent heat transfer promoting ribs.
  • the curvature radius R1 of the convex wall corner 21b of one heat transfer promotion rib 15 is set to another heat transfer promotion rib 15 adjacent thereto. Since the radius of curvature R2 of the concave corner wall corner 23b is the same as the distance D between the adjacent heat transfer promoting ribs 15 and 15, the flow path wall 13 is made of a W-shaped cutting tool EM. By cutting once along the predetermined trajectory TR, the W-shaped groove 31 constituting the desired heat transfer promoting rib group 17 can be formed.
  • a first trajectory TR1 having a predetermined W shape is performed three times along the second orbit TR2 and the third TR3.
  • the first trajectory TR1 and the second trajectory TR2 are shown above the center line M
  • the third trajectory TR is shown below the center line M.
  • FIG. 5 shows a cooling structure according to another embodiment of the present invention.
  • the convex corner wall portion 21a of the convex corner wall portion 21 of each heat transfer promotion rib 15 is formed in a square shape, and other than the convex corner wall corner portion 21a of each heat transfer promotion rib 15. All the corners and corners, that is, the convex corner wall corner 21b, the concave corner corner 23a, and the concave corner 23b are formed in a curved shape.
  • the heat transfer promotion rib group 17 according to the present embodiment can also be formed using a cutting tool such as an end mill.
  • a cutting tool having a diameter capable of machining the concave corner wall portion 23 a of each concave corner wall portion 23 to a desired curvature is used. Process into a curved shape.
  • each heat transfer promoting rib 15 from the wall surface is not particularly limited, but should be in the range of 1% to 3% of the flow path height. Is preferred.
  • the angle ⁇ of each corner wall is not particularly limited, but is preferably in the range of 60 ° to 150 °.
  • portion of the heat transfer promoting rib 15 formed in a curved shape is not limited to the example described as the above embodiment, and at least one of the corner portion 23a and the corner portions 21b and 23b having a small contribution to the cooling effect is provided. Any curved shape may be used.
  • the heat transfer promotion rib group 17 is formed using a cutting tool such as an end mill that cuts with a blade provided on the outer peripheral surface of a cylindrical rotating body.
  • a cutting tool such as an end mill that cuts with a blade provided on the outer peripheral surface of a cylindrical rotating body.
  • the combustor liner 5 has been described as an example of a constituent member of the gas turbine GT that is a cooling target, but the constituent member that is a cooling target is not limited thereto.
  • Combustor liner (component) 13 Flow path wall 15 Heat transfer promotion rib 17 Heat transfer promotion rib group 19 Cooling medium flow path 21 Convex angle wall 21a Convex angle corner 21b Convex angle corner 23 Recess angle wall 23a Recess angle corner 23b Recess angle Part A Air (working gas) CL Cooling medium EM Cutting tool GT Gas turbine engine

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Abstract

ガスタービン（ＧＴ）の構成部材（５）を作動ガス（Ａ）を利用して冷却する構造において、冷却媒体（ＣＬ）が流れる冷却媒体流路（１９）に面した流路壁（１３）の壁面に、複数のＷ字形状の伝熱促進リブ（１５）を突設し、前記伝熱促進リブ（１５）の上流側に面する角部（２１ａ）が角状に形成されており、上流側に面する角部（２１ａ）以外の角部（２３ａ）および隅部（２１ｂ，２３ｂ）の、少なくともいずれかを湾曲状に形成する。

Description

ガスタービンエンジンの冷却構造 関連出願
　本出願は、２０１６年６月１日出願の特願２０１６－１０９８７４の優先権を主張するものであり、その全体を参照により本願の一部をなすものとして引用する。
　本発明は、ガスタービンエンジンを構成する部材を冷却するための構造に関する。
　近年、ガスタービンエンジンでは、高温燃焼によるＮＯｘ発生を抑制するために、燃焼用空気量を増大させて火炎温度の上昇を抑制することが望まれている。そこで、燃焼自体に寄与しない空気（冷却空気）を少なくするために、燃焼器ライナの対流冷却性能の向上が図られている。燃焼器ライナの冷却構造として、燃焼器ライナの外周面に、Ｖ字形の伝熱促進リブを並べて設けたもの（特許文献１参照）や、Ｗ字形の伝熱促進リブを連ねて設けたもの等が知られている。このような形状のリブを用いると、リブの上流側側面の角部が角状であるため、圧縮空気が伝熱促進リブに当たって効果的に乱流を生じ、燃焼器ライナの外周面の冷却が促進される。
特開２００６－６３９８４号公報
　しかし、Ｗ字形状を連ねた伝熱促進リブには信頼性の問題がある。すなわち、一般に、燃焼器ライナには、内外の温度差により大きな熱応力が発生し、さらに内外の圧力差により、作動中は常に外側から内側に対して圧力荷重が作用する。このため、Ｖ字形状やＷ字形状のような角状の角部や隅部を有する伝熱促進リブでは、角状部分に応力が集中して割れが生じ易い。
　本発明の目的は、上記の課題を解決するために、優れた冷却性能と高い信頼性を有するガスタービンエンジンの冷却構造を提供することにある。
　前記した目的を達成するために、本発明に係るガスタービンエンジンの冷却構造は、ガスタービンエンジンの構成部材を、当該ガスタービンエンジンの作動ガスを冷却媒体として利用して冷却するための構造であって、前記構成部材の一部から形成された、前記冷却媒体が流れる冷却媒体流路に面した流路壁と、前記流路壁の壁面に突設された複数のＷ字形状の伝熱促進リブであって、各伝熱促進リブの隣接する角壁部が前記冷却媒体の流れ方向における上流側と下流側とに交互に突出するように配置されている複数の伝熱促進リブとを備え、前記伝熱促進リブの上流側に面する角部が角状に形成されており、前記伝熱促進リブの、上流側に面する隅部、下流側に面する角部および下流側に面する隅部の少なくともいずれかが湾曲状に形成されている。
　前記上流側に面する隅部、下流側に面する角部および下流側に面する隅部のすべてを湾曲状に形成してもよい。
　この構成によれば、冷却媒体が直接衝突する、熱伝達率が高い領域である上流側に面する角部は角状のままとして当該伝熱促進リブ群による冷却効果を維持する一方、熱伝達率が比較的低く、冷却効果に対する影響が小さい他の角部および隅部を湾曲状とすることにより、湾曲状とした角部および隅部への応力集中が緩和される。これにより、伝熱促進リブ群を有する冷却構造の優れた冷却効果を維持しながら、信頼性を高めることができる。
　本発明の一実施形態において、前記複数の伝熱促進リブが、各伝熱促進リブの上流側に突出する前記角壁部および下流側に突出する前記角壁部が、それぞれ前記冷却媒体通路の横断方向に対して同一位置となるように配列されており、前記伝熱促進リブの上流側に面する隅部および下流側に面する隅部が湾曲状に形成されており、前記伝熱促進リブの下流側に面する角部が角状に形成されており、前記上流側に面する隅部の曲率半径が、前記下流側に面する隅部の曲率半径と同一であり、かつ、隣接する伝熱促進リブ間の距離と同一であってもよい。この構成によれば、冷却効果を維持しながら機械的強度を高めることができる伝熱促進リブを、エンドミルのような切削加工具を使用して、極めて少ない工程数で形成することが可能となる。
　本発明の一実施形態において、例えば、前記構成部材は、内方に燃焼器の燃焼室を形成する筒状の燃焼器ライナであり、前記冷却媒体流路が、前記燃焼器ライナと、燃焼器のケーシングとの間に形成された作動ガスの供給路であってもよい。この構成によれば、ガスタービンエンジンの構成部材の中でも特に高温に曝される部材である燃焼器ライナの冷却構造において、上記のように冷却効果を損なうことなく信頼性を高めることができる。
　本発明に係る、上記冷却構造に係る前記伝熱促進リブを形成する方法は、前記構成部材の前記流路壁の壁面を、円柱状の回転体の外周面に設けられた刃体によって切削する切削加工具によって、所定のＷ字形状の軌道に沿って１回または複数回切削することにより、１つのＷ字形状溝を形成することを含む。上記冷却構造に係る前記伝熱促進リブは、エンドミルのような前記切削加工具を用いる上記方法により、少ない工程数で形成することができる。
　特に、前記伝熱促進リブの前記上流側に面する隅部の曲率半径を、前記下流側に面する隅部の曲率半径と同一とし、かつ、隣接する伝熱促進リブ間の距離と同一とした場合には、隣接する伝熱促進リブ間の距離に相当する加工直径を有する切削加工具によって、所定のＷ字形状の軌道に沿って１回切削することにより、１つのＷ字形状溝を形成することができるので、極めて少ない工程数で伝熱促進リブを形成できる。
　請求の範囲および／または明細書および／または図面に開示された少なくとも２つの構成のどのような組合せも、本発明に含まれる。特に、請求の範囲の各請求項の２つ以上のどのような組合せも、本発明に含まれる。
　この発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明から、より明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、この発明の範囲を定めるために利用されるべきものではない。この発明の範囲は添付の請求の範囲によって定まる。添付図面において、複数の図面における同一の符号は、同一または相当する部分を示す。
本発明の一実施形態に係る冷却構造を備えるガスタービンエンジンの概略構成を示す部分破断側面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の概略構造を示す平面図である。 図２の冷却構造の伝熱促進リブ群を形成する方法の一例を示す模式図である。 図２の冷却構造の伝熱促進リブ群を形成する方法の他の例を示す模式図である。 本発明の他の実施形態に係る冷却構造の概略構造を示す平面図である。
　以下、本発明に係る実施形態を図面に従って説明するが、本発明はこの実施形態に限定されるものではない。
　図１は、本発明の一実施形態に係る冷却構造を備えたガスタービンエンジン（以下、単にガスタービンと称する。）ＧＴの一部を破断した側面図である。ガスタービンＧＴは、外部から導入した空気Ａを圧縮機（図示せず）で圧縮して燃焼器１に導き、燃焼器１内で燃料を圧縮された空気Ａとともに燃焼させ、得られた高温高圧の燃焼ガスＧによりタービン（図示せず）を駆動する。燃焼器１は、圧縮機およびタービンの軸心Ｃに対して若干傾斜して配置されている。
　燃焼器１は、内方に燃焼室３を形成する筒状の燃焼器ライナ５と、燃焼器ライナ５の頂壁５ａに取り付けられて燃焼室３に燃料と空気Ａの混合気を噴射するバーナユニット７とを備えている。これら燃焼器ライナ５とバーナユニット７とは、ガスタービン燃焼器１の外筒となる円筒状の燃焼器ケーシング９内に同心状の配置で収納されている。図示の例では、燃焼器１は、逆流缶型である。すなわち、燃焼器ケーシング９と燃焼器ライナ５との間に圧縮空気Ａの供給流路１１が形成されており、圧縮空気Ａは供給流路１１を燃焼器１の頭部（バーナユニット７側）に向かって流れる。
　本実施形態では、ガスタービンＧＴの一構成部材である上記燃焼器ライナ５を、ガスタービンＧＴの作動ガスである空気Ａを冷却媒体ＣＬとして利用して冷却している。以下、この冷却構造について説明する。
　燃焼器ライナ５の周壁５ｂは供給流路１１の流路壁１３を形成している。燃焼器ライナ５の周壁５ｂの外周上には、複数の伝熱促進リブ１５が突設されている。これら複数の伝熱促進リブ１５からなる伝熱促進リブ群１７に圧縮空気Ａが衝突することによって、燃焼器ライナ５が対流冷却される。すなわち、供給流路１１が、冷却媒体ＣＬが流れる冷却媒体流路１９を形成しており、冷却媒体流路１９に面した流路壁１３の壁面に、複数の伝熱促進リブ１５が突設されている。
　図２に示すように、伝熱促進リブ１５は、平面視でＷ字形状を連ねた形状を有しており、Ｗ字形状の隣接する角壁部が冷却媒体ＣＬの流れ方向における上流側と下流側とに交互に突出するように配置されている。すなわち、伝熱促進リブ１５は、全体として、前記供給流路１１からなる冷却媒体流路１９の横断方向Ｔに沿って延設されている。なお、本明細書における「Ｗ字形状」は、単純な１つの「Ｗ字形状」のほか、単純な１つの「Ｗ字形状」に連続してリブが追加されて、冷却媒体ＣＬの流れ方向における上流側と下流側とに交互に突出する角壁部を有する形状を含む。
　伝熱促進リブ１５は冷却媒体ＣＬの流れ方向に沿って複数設けられている。これら複数の伝熱促進リブ１５は、冷却媒体流路１９の上流側に突出する角壁部（以下、「凸角壁部」という。）２１および下流側に突出する角壁部（以下、「凹角壁部」という。）２３が、それぞれ、冷却媒体流路１９の横断方向Ｔに対して同一位置となるように配列されている。なお、本実施形態においては、上記「冷却媒体流路１９の横断方向Ｔ」は、燃焼器ライナ５（図１）の外周面の周方向となる。
　本実施形態では、伝熱促進リブ１５の凸角壁部２１の上流側に面する角部である凸角壁角部２１ａが角状に形成されている。また、伝熱促進リブ１５の凹角壁部２３の下流側に面する角部である凹角壁角部２３ａも角状に形成されている。なお、本明細書において「角状」とは、曲率半径が０．５以下であることを指す。一方、伝熱促進リブ１５の凸角壁部２１の下流側に面する隅部である凸角壁隅部２１ｂが湾曲状に形成されている。また、伝熱促進リブ１５の凹角壁部２３の上流側に面する隅部である凹角壁隅部２３ｂも湾曲状に形成されている。
　換言すれば、各伝熱促進リブ１５において、上流側および下流側にそれぞれ突出する各凸角壁部２１、凹角壁部２３の角部である凸角壁角部２１ａおよび凹角壁角部２３ａが角状に形成されており、これらの角部の裏側の各隅部である凸角壁隅部２１ｂおよび凹角壁隅部２３ｂが湾曲状に形成されている。
　Ｗ字形状の伝熱促進リブでは、一般的に、上流側に面する角部が角状に形成されているため、冷却媒体が凸角壁部に衝突したときに激しい渦流を生じて冷却が促進されるが、上流側に面する隅部および下流側に面する隅部、角部では冷却効果に寄与する渦流の発生はない。そこで、図２に示す本実施形態では、伝熱促進リブ１５において冷却効果に対する寄与が小さい角部付近の領域のうち、凸角壁部２１の凸角壁隅部２１ｂおよび凹角壁部２３の凹角壁隅部２３ｂ、つまり各角壁部の隅部となる部分に湾曲形状の部分を設けて、これらの部分の応力集中を緩和している。したがって、当該冷却構造の冷却効果を維持しながら、各伝熱促進リブ１５の信頼性を高めることができる。
　また、本実施形態では、伝熱促進リブ群１７における一つの伝熱促進リブ１５の凸角壁隅部２１ｂの曲率半径Ｒ１は、これに隣接する他の伝熱促進リブ１５の凹角壁隅部２３ｂの曲率半径Ｒ２と同一であり、かつ、これら隣接する伝熱促進リブ１５，１５間の距離Ｄと同一である。ここでの伝熱促進リブ１５，１５間の距離Ｄとは、互いに平行に延びる２つのリブ壁に直交する方向の距離をいう。伝熱促進リブ群１７をこのように構成することにより、後述するように、円柱状の回転体の外周面に設けられた刃体によって切削する切削加工具、例えばエンドミルを用いて、少ない工程数で伝熱促進リブ群１７を形成することができる。
　図２に示した本実施形態の冷却構造に係る伝熱促進リブ群１７を形成する方法の一例を、図３を参照しながら説明する。この形成方法は、前記構成部材の流路壁１３を構成する壁面を、円柱状の回転体の外周面に設けられた刃体によって切削する切削加工具ＥＭによって、所定のＷ字形状の軌道ＴＲに沿って１回切削することにより、１つのＷ字形状溝３１を形成する工程を含む。この場合の切削加工具ＥＭは、隣接する伝熱促進リブ間の距離Ｄに相当する加工直径を有する。このようなＷ字形状溝３１を形成する工程を繰り返して、冷却媒体ＣＬの流れ方向に沿って複数のＷ字形状溝３１を形成することにより、これらＷ字形状溝３１，３１間に伝熱促進リブ１５が形成される。
　図２に示した例では、形成対象の伝熱促進リブ群１７において、一つの伝熱促進リブ１５の凸角壁隅部２１ｂの曲率半径Ｒ１を、これに隣接する他の伝熱促進リブ１５の凹角壁隅部２３ｂの曲率半径Ｒ２と同一とし、かつ、これら隣接する伝熱促進リブ１５，１５間の距離Ｄと同一としているので、流路壁１３を、切削加工具ＥＭをＷ字形状の所定の軌道ＴＲに沿って１回切削することにより、所望の伝熱促進リブ群１７を構成するＷ字形状溝３１を形成することができる。
　なお、使用する切削加工具ＥＭの加工径と、所望の伝熱促進リブ１５，１５間の距離Ｄに応じて、１つのＷ字形状溝３１を形成するための、切削加工具ＥＭによる切削回数は、図４に示すように、１回ではなく、２回以上であってもよい。図４の例では、切削加工具ＥＭの加工径に対して２．１倍のリブ間距離Ｄの伝熱促進リブ群１７を形成するために、所定のＷ字形状の１回目の軌道ＴＲ１、２回目の軌道ＴＲ２および３回目のＴＲ３に沿って、切削を３回行っている。なお、図４では、図示の便宜上、中心線Ｍより上に１回目の軌道ＴＲ１および２回目の軌道ＴＲ２を示し、中心線Ｍより下に３回目の軌道ＴＲを示している。
　図５に、本発明の他の実施形態に係る冷却構造を示す。本実施形態では、各伝熱促進リブ１５の凸角壁部２１の凸角壁角部２１ａが角状に形成されており、かつ、各伝熱促進リブ１５の凸角壁角部２１ａ以外のすべての角部および隅部、すなわち、凸角壁隅部２１ｂ、凹角壁角部２３ａ、および凹角壁隅部２３ｂが湾曲状に形成されている。
　本実施形態に係る冷却構造では、図３に示した、冷却効果に対する寄与が小さい部分の角部および隅部のすべてを湾曲状とした。したがって、当該冷却構造の優れた冷却効果を維持しつつ、角部および隅部への応力集中を緩和することによる割れの発生を一層効果的に防止することができる。
　なお、本実施形態に係る伝熱促進リブ群１７も、エンドミルのような切削加工具を使用して形成することができる。その場合、図３，４と共に説明した方法によってＷ字形状溝３１を形成した後、各凹角壁部２３の凹角壁角部２３ａを、所望の曲率に加工できる径を有する切削加工具を用いて湾曲状に加工する。
　図２，５に示した実施形態のいずれにおいても、各伝熱促進リブ１５の壁面からの突出高さは、特に限定されないが、流路高さの１％～３％の範囲内にあることが好ましい。また、各角壁部の角度α（代表して図２にのみ示す）は、特に限定されないが、６０°～１５０°の範囲内にあることが好ましい。
　また、伝熱促進リブ１５の、湾曲状に形成する部分は、上記実施形態として説明した例に限らず、冷却効果に対する寄与が小さい角部２３ａおよび隅部２１ｂ，２３ｂのうちの少なくともいずれかが湾曲状であればよい。
　また、上記いずれの実施形態においても、円柱状の回転体の外周面に設けられた刃体によって切削するエンドミルのような切削加工具を用いて伝熱促進リブ群１７を形成した例を示したが、これ以外の方法によって伝熱促進リブ群１７を形成してもよい。
　また、上記の各実施形態では、冷却対象であるガスタービンＧＴの構成部材として燃焼器ライナ５を例として説明したが、冷却対象である構成部材は、これに限られない。
　以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
５　燃焼器ライナ（構成部材）
１３　流路壁
１５　伝熱促進リブ
１７　伝熱促進リブ群
１９　冷却媒体流路
２１　凸角壁部
２１ａ　凸角壁角部
２１ｂ　凸角壁隅部
２３　凹角壁部
２３ａ　凹角壁角部
２３ｂ　凹角壁隅部
Ａ　空気（作動ガス）
ＣＬ　冷却媒体
ＥＭ　切削加工具
ＧＴ　ガスタービンエンジン

Claims (6)

  1. 　ガスタービンエンジンの構成部材を、当該ガスタービンエンジンの作動ガスを冷却媒体として利用して冷却するための構造であって、
    　前記構成部材の一部から形成された、前記冷却媒体が流れる冷却媒体流路に面した流路壁と、
    　前記流路壁の壁面に突設された複数のＷ字形状の伝熱促進リブであって、各伝熱促進リブの隣接する角壁部が前記冷却媒体の流れ方向における上流側と下流側とに交互に突出するように配置されている複数の伝熱促進リブと、
    を備え、
    　前記伝熱促進リブの上流側に面する角部が角状に形成されており、
    　前記伝熱促進リブの、上流側に面する隅部、下流側に面する角部および下流側に面する隅部の少なくともいずれかが湾曲状に形成されている、
    ガスタービンエンジンの冷却構造。
  2. 　請求項１に記載の冷却構造において、
    　前記複数の伝熱促進リブが、各伝熱促進リブの上流側に突出する前記角壁部および下流側に突出する前記角壁部が、それぞれ前記冷却媒体通路の横断方向に対して同一位置となるように配列されており、
    　前記伝熱促進リブの上流側に面する隅部および下流側に面する隅部が湾曲状に形成されており、
    　前記伝熱促進リブの下流側に面する角部が角状に形成されており、
    　前記上流側に面する隅部の曲率半径が、前記下流側に面する隅部の曲率半径と同一であり、かつ、隣接する伝熱促進リブ間の距離と同一である、
    ガスタービンエンジンの冷却構造。
  3. 　請求項１に記載の冷却構造において、上流側に面する隅部、下流側に面する角部および下流側に面する隅部が湾曲状に形成されている、
    ガスタービンエンジンの冷却構造。
  4. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の冷却構造において、前記構成部材が、内方に燃焼器の燃焼室を形成する筒状の燃焼器ライナであり、前記冷却媒体流路が、前記燃焼器ライナと、燃焼器のケーシングとの間に形成された作動ガスの供給路であるガスタービンエンジンの冷却構造。
  5. 　請求項１から４のいずれか一項に記載の冷却構造における前記複数の伝熱促進リブを形成する方法であって、
    　前記構成部材の前記流路壁の壁面を、円柱状の回転体の外周面に設けられた刃体によって切削する切削加工具によって、所定のＷ字形状の軌道に沿って１回または複数回切削することにより、１つのＷ字形状溝を形成することを含む、
    伝熱促進リブの形成方法。
  6. 　請求項２に記載の冷却構造における前記複数の伝熱促進リブを形成する方法であって、
    　前記構成部材の前記流路壁の壁面を、前記隣接する伝熱促進リブ間の距離に相当する加工直径を有する、円柱状の回転体の外周面に設けられた刃体によって切削する切削加工具によって、所定のＷ字形状の軌道に沿って１回切削することにより、１つのＷ字形状溝を形成することを含む、
    伝熱促進リブの形成方法。
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