(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
内部に空洞が形成された翼本体表面の翼高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却孔と、前記空洞内に設置され内部側に案内した冷却媒体を冷却孔から前記空洞内壁面に向けて噴出してインピンジメント冷却を行う複数のインサートとを備えたタービン冷却翼において、翼後側の前記インサートが翼後縁側部分に後縁方向に延長して小孔を形成した延長部を有し、この延長部によって翼後縁部の背側あるいは腹側の一方をインピンジメント冷却もしくはインピンジメントフィルム冷却し、他方を対流冷却もしくは対流フィルム冷却するようにしたことを特徴とするタービン冷却翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】
本発明は、冷却媒体を翼内に流通させて冷却するようにしたガスタービンや水素燃焼タービン等のタービン冷却翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
一般にガスタービンエンジンでは、燃焼ガスにより駆動されるタービン自体が燃焼器へ空気を供給する送風機または圧縮機を駆動するようにした自力的駆動方式が採用されている。このような方式を採用しているものでのタービン出力効率を高める有効な方法としては、タービン入口における燃焼ガス温度を高めることである。
【０００３】
しかし、この燃焼ガス温度は、タービンの翼、特に第１段の動翼および静翼を構成する材料の耐熱応力性、あるいは高温下での酸化、腐食等の耐性により上限が制限されている。例えば高温で強度の高い材料（耐熱性超合金材料）が使用されるが、現状では、ガスタービンの使用条件でこれら耐熱性超合金材料の使用限界温度は、８００℃〜９００℃で、高温ガスタービンのタービン入口燃焼ガス温度は約１３００℃程度に達している。
【０００４】
そこで従来から翼を冷却して用いることでガス温度を上げるようにし、例えば翼内部を冷却媒体を用いて強制的に冷却等することにより翼表面平均温度を８００℃〜９００℃程度に保つようにして、１０００℃〜１３００℃程度の主流ガス温度でタービンの運転が行われている。
【０００５】
以下、従来技術について図面を参照して説明する。
先ず、第１の従来技術を図３１及び図３２により説明する。図３１は横断面図であり、図３２は縦断面図である。
【０００６】
図３１及び図３２においてタービン冷却翼１は、翼前縁部２で翼根元部３から供給される冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路４に導かれて翼前縁５内壁面をインピンジメント冷却すると共に、冷却通路４の翼背部及び腹側部の翼面６，７に形成されたフィルム孔８から放出されてフィルム冷却を行う。また、翼前縁５もシャワーヘッド９が形成されフィルム冷却を行う。
【０００７】
同様に翼の中間から後縁にかけては、リターンフロー流路１０、ピンフィン１１による強制対流冷却が行われる。つまり冷却媒体が翼スパン方向に伸びる冷却通路１２に導かれ、さらに冷却通路１２と平行して翼後縁側に形成されたリターンフロー流路１０を順次通過し、最終流路１３の壁面に形成されているオリフィス孔１４を通過して、ピンフィン１１が設けられた翼後縁部１５に流入する。
【０００８】
冷却媒体はさらにピンフィン１１において対流冷却をした後、翼後縁端１６から吹き出される。なお、１７は最終流路の腹側翼面に形成されたフィルム孔であり、１８は冷却通路４，１２及びリターンフロー流路１０の内壁面に複数形成されたリブである。
【０００９】
このような構成であると、主流ガス温度が１０００℃〜１３００℃程度のタービン冷却翼の場合、主流ガス流量の数パーセントの冷却空気量により翼表面平均温度を８５０℃に保つことが可能である。ところが近年は熱効率をより大きくするため主流ガス温度が１３００℃〜１５００℃級、さらに高効率型水素燃焼タービンにあっては１５００℃〜２０００℃級程度の雰囲気で動作させることが考えられるようになってきた。
【００１０】
そして上述の構成で翼表面平均温度を８５０℃に保つようにして主流ガス温度を上げるためには冷却空気量が多大になり、システム全体の熱効率を著しく低下し、実現が困難なものとなっていた。
【００１１】
また、最近では冷却空気を抽気して強制冷却させることが考えられているが、１５００℃を越えるような超高温タービンにあっては従来の冷却翼で冷却設計条件を満たすことは不可能である。
【００１２】
また一方、多列フィルム冷却法、全面フィルム冷却法を積極的に用いたり、従来冷却媒体として用いてきた空気から冷却性能の優れた水や蒸気、水噴霧空気、不活性ガスなどの冷却媒体に変えたり、また空気冷却であっても強制冷却させて翼の冷却に用いることで１５００℃を越えるような超高温タービンの翼を冷却できるようになった。しかし、翼の冷却は十分に行なえるようになったが、翼の冷却効率が大きくなるため、これが翼メタルを通過する熱流束を大きくし、翼メタル部に大きな熱応力を発生させるという問題も新たに出てきた。
【００１３】
いずれにしても従来の冷却構造をしたタービン冷却翼では、冷却媒体が通過する翼内部の流路では充分な熱交換ができず有効的な対流冷却が成されていない、フィルム冷却効果が充分に発揮されていない、翼メタル部に発生する大きな熱応力を緩和できないなどの問題があった。
【００１４】
次に、第２の従来技術を図３３により説明する。図３３は横断面図であり、これはガスタービンの主に静翼に採用されている、インサートインピンジメントフィルム冷却翼構造の一例である。
【００１５】
図３３においてタービン冷却翼２１は、中空翼本体２２にインピンジメント冷却用のインサート２３ａ，２３ｂを収納し冷却媒体により翼を内部からインピンジメント冷却２４するとともに、翼表面に小孔列２５を構成し、冷却媒体を吹出して翼表面を燃焼ガスに比較して低温の冷却媒体の膜で覆う、いわゆるフィルム冷却を併用する方法で材料温度を限界温度以下に保持し、しかも、翼に発生する熱応力を低減する構造となっている。
【００１６】
インサート２３ａ，２３ｂと中空翼本体２２の間は特に細かく区切られているものではなく、翼高さ方向に延在する小数のシール部材２６を設置し冷却媒体の流量配分を維持する構成となっている。
【００１７】
また、翼後縁部分２７は後縁端２８に至るまで翼厚みを減少し、前部と中間部のインサート２３ａ，２３ｂと同様の形状のインサートが挿入できないため、ピンフィン２９列が設置されるか、翼高さ方向に延在するタービュレンスプロモータ列３０を設置するか又は図示しないが翼面に沿った方向の多数の小孔を翼高さ方向に配置する構造が使用される。そして、後縁部分を内部から対流冷却する冷却媒体は後縁端の開口部３１から翼列下流に放出される。
【００１８】
しかしながら、発電熱効率の向上を目指してガスタービン入口温度を上昇しようとする場合、図３３に示す構成で同じ材料を使用するならば、当然ながら必要となる冷却媒体量が増大する。ガスタービン入口温度が１３００℃以上となるとガスタービン部分全体で必要となる冷却媒体は著しく増大し、空気冷却の場合、空気圧縮機入口空気量の１０％以上にも達するが、冷却媒体使用量の増大は発電熱効率とガスタービン動力出力の低下に結びつく問題でありできるだけ少ない冷却媒体量で所定の設計条件を満たす冷却方法が要求される。
【００１９】
上記した様にガスタービン冷却翼の寿命は材料温度と共に材料に発生する熱応力に依存する。翼内部の対流冷却を増進する方法だけでは、翼材料を通過する熱流束は燃焼ガスと翼面許容温度の差に比例するため、ガスタービン入口温度の上昇に伴い増加し、翼材料に発生する熱応力の増大を招くため、前記した従来例の様に翼表面に形成した小孔から翼外面に沿って冷却空気を吹出すフィルム冷却方式を併用する必要が生じる。
【００２０】
このように高温ガスタービンの冷却翼にフィルム冷却方式を用いることは翼寿命の観点から非常に有効であり、近い将来の開発目標である１５００℃〜１７００℃級ガスタービン冷却翼では、翼面のほぼ全面にフィルム冷却孔が配置されるＦＣＦＣ（FULL COVERAGE FILM COOLING）方式を採用する必要があると考えられている。
【００２１】
さて、ＦＣＦＣ冷却翼においては従来型フィルム冷却翼に比較して大幅に冷却媒体吹き出し孔数が増加する。しかし、冷却空気使用量は無制限に増加を許される訳ではなく前記した通りできるだけ少ない冷却空気量で効率の良い冷却を行う必要がある。よって、フィルム冷却性能と配置の最適化とともにフィルム冷却孔内部やインピンジメント冷却、タービュレンスプロモータの対流冷却効果やフィン効果を狙った拡大伝熱面の利用等総合的に冷却性能向上を考える必要がある。
【００２２】
フィルム冷却では、密度比、質量流速比、運動量比、冷却孔形状等の主流への吹き出し条件により、冷却効率と分布が大きく変化する。タービン翼では翼表面位置によって翼外表面静圧や熱伝達率が変化する為、局所局所でフィルム冷却には最適な条件が存在し、少ない冷却空気で高いフィルム冷却性能を発揮させようとするならばフィルム吹き出し条件の翼面分布を外部条件に沿ってきめ細かに制御する必要がある。
【００２３】
それにもかかわらず、上記したような従来技術の内部冷却構造では、フィルム冷却孔の数だけを増加したとしても、インサートと中空翼本体内面によって成る空気室の圧力をフィルム冷却孔位置によって変わる最適な値に調整することが不可能であるため、翼全面に渡って最適な吹き出し条件を得ることができない。
【００２４】
また、インサートコアからのインピンジメントジェットで翼内壁を冷却する場合、ジェット流に対してほぼ直角方向に、インサートコアと翼内壁の間を流れるクロスフローが多くなるに従い、インピンジメント冷却の効果は急速に減少する事が知られている。従来技術の内部冷却構造では、フィルム冷却孔が存在しても翼前縁から後縁に至るに従い、下流側のインピンジメント状列に行くに従い、上流でインピンジメントした冷却空気のクロスフローが必然的に多くなり、インピンジメント冷却の効果が得られなくなる難点がある。
【００２５】
さらに、翼後縁部分では翼厚さが前縁や中間部分に比較して大幅に薄くなる為、従来の冷却翼では前縁や中間部分では冷却効果の高いインサートインピンジメントフィルム冷却方法を活用できても後縁部分に関してはピンフィン冷却方式や細孔冷却方式を併用する事が多く、異なった冷却方式の繋ぎの部分で冷却性能の低下が発生する原因ともなっていた。これは従来型の冷却翼では後縁流路に図３３で示すような略矩形状のインサートが設置できない為であり、この後縁部分にもでき得る限りインサートインピンジメントフィルム冷却を適用すればより高い冷却性能を得ることが可能である。
【００２６】
この様にインサートインピンジメントフィルム冷却翼はインピンジメント冷却とフィルム冷却をペアとした制御可能な隔室構造を翼内部に形成する方法で高い冷却性能を実現する可能性が考えられるが、インサートと翼内面で構成される隔室隔壁の気密性の悪化が適切な冷却媒体の流量配分を困難とする問題点を有する。上記の様なシール構造は一見翼高さ方向に線状のシール構造が実現される様に考えがちであるが翼の熱変形が生じる場合必ずしも翼高さ方向全ての場所で十分なシール性能を有する保証はない。
【００２７】
【発明が解決しようとする課題】
上記のような状況に鑑みて本発明はなされたもので、本発明及び参考として例示する参考形態の目的とするところは、
参考形態の１つは、少ない冷却媒体により効率的に冷却が行え、局所冷却も充分に行うようにして冷却効率を高めてシステム全体の熱効率の向上を可能にしたタービン冷却翼を提供することを目的とし、
参考形態のまた１つは、少ない冷却媒体により効率的に冷却が行え、局所冷却も充分に行うようにして冷却効率を高めてシステム全体の熱効率の向上を可能にし、さらに翼メタル部に発生する大きな熱応力を低減できるようにしたタービン冷却翼を提供することを目的とし、
本発明及び参考形態のさらに１つは、
（１）フィルム冷却を多用したインサートインピンジメント型のガスタービン冷却翼のフィルム冷却性能を局所的に制御・向上し、さらに気密性の高い隔室に分割されクロスフローの影響の少ないインピンジメント冷却とフィルム冷却とフィルム冷却孔内部の対流冷却効果を利用し翼の冷却効果を高め、
（２）翼後縁部分に特徴的な狭い冷却流路を、インサートインピンジメント冷却を利用し、冷却効果を高め、
（３）インサートと翼本体内面間のシール性能を向上する事でより高いガス温度の条件でも良好な冷却を行えるタービン冷却翼を提供し、冷却媒体の増加を抑えることでタービンの作動温度の高温化と併せて発電システムでの熱効率の向上を実現するタービン冷却翼を提供することにある。
【００２８】
【課題を解決するための手段】
本発明のタービン冷却翼は、内部に空洞が形成された翼本体表面の翼高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却孔と、空洞内に設置され内部側に案内した冷却媒体を冷却孔から空洞内壁面に向けて噴出してインピンジメント冷却を行うインサートとを備えたタービン冷却翼において、翼後側のインサートが翼後縁側部分に後縁方向に延長して小孔を形成した延長部を有し、この延長部によって翼後縁部の背側あるいは腹側の一方をインピンジメント冷却もしくはインピンジメントフィルム冷却し、他方を対流冷却もしくは対流フィルム冷却するようにしたことを特徴とするものであり、
また、参考形態のタービン冷却翼は、翼内部を仕切板で仕切って冷却媒体の複数の冷却通路を翼スパン方向に形成して対流冷却を行うタービン冷却翼において、前記冷却通路が、隣接するもの同士同一の翼スパン方向に前記冷却媒体を流通させるものであり、また前記冷却通路の腹側と背側の少なくとも一方の翼壁に冷却媒体吹出孔を備え、該冷却媒体吹出孔から前記冷却通路流通後の前記冷却媒体を翼外に吹き出させる構成となっていると共に、前記冷却通路に面する前記仕切板の総伝熱面積が、前記仕切板の板厚部分を含む翼内側壁面の総伝熱面積の１．５倍以上であることを特徴としており、
さらに、前記冷却通路内に伝熱促進体を設けたことを特徴とし、
また、翼内部に冷却媒体の複数の冷却通路を翼スパン方向に形成したタービン冷却翼において、前記冷却通路が、翼内部の翼中心線方向に略周期的に配置された複数の主冷却通路と、隣接する前記主冷却通路の近傍に少なくとも１つ設けられた副冷却流路とを備え、前記冷却媒体を前記副冷却流路では前記主冷却通路の流量より少なく流す、もしくは該副冷却流路内に滞留させるようにし、前記副冷却流路によって前記主冷却通路の翼面近傍での熱変形を吸収するようにしたことを特徴としており、
また、内部に空洞が形成された翼本体表面の翼高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却孔と、前記空洞内に設置され内部側に案内した冷却媒体を冷却孔から前記空洞内壁面に向けて噴出してインピンジメント冷却を行うインサートとを備えたタービン冷却翼において、前記翼本体内面に前記インサートを保持するよう翼高さ方向に延在する突起壁を形成し、且つ前記翼本体と前記インサートとの間に略独立した隔室を構成し、前記隔室から翼外面に冷却媒体を吹き出す前記フィルム冷却孔の少なくとも一部が前記突起壁を貫通して翼表面に開口するよう形成されていることを特徴としており、
さらに、前記突起壁がインサートとの当接面に延在方向のシール凹部を有することを特徴とし、
また、内部に空洞が形成された翼本体表面の翼高さ方向に形成された複数列のフィルム冷却孔と、前記空洞を翼前側と翼後側とに仕切る仕切壁と、この仕切壁によって仕切られた前記空洞内に設置され内部側に案内した冷却媒体を冷却孔から前記空洞内壁面に向けて噴出してインピンジメント冷却を行う複数のインサートとを備えたタービン冷却翼において、前記仕切壁が中央部に翼高さ方向に延在する前記インサートを気密支持する突起部を有することを特徴としている。
【００２９】
【作用】
上記のように構成されたタービン冷却翼は、
参考形態の１つにおいては、翼有効部を冷却するために翼スパン方向に形成した冷却通路に供給された冷却媒体は、翼内壁面および冷却通路間を仕切っている多数の仕切板とで対流冷却した後、翼面に形成したフィルム孔から吹き出して翼面をフィルム冷却していて、冷却通路に面する仕切板の総伝熱面積Ａｆと翼内側壁面の総伝熱面積Ａｏとの比Ａｆ／Ａｏを１．５以上にとって伝熱量Ｑｆを最適なものとしている。このため、タービン冷却翼の温度をより下げることができると共に翼面温度分布を均一なものとすることができ、冷却効率を高くすることができる。そしてタービン冷却翼を動作させるガス温度を高いものとすることができて、システム全体の熱効率を向上させることができる。
【００３０】
参考形態のまた１つにおいては、タービン冷却翼の冷却通路が、翼内部の翼中心線方向に略周期的に配置された複数の主冷却通路と、隣接する前記主冷却通路の近傍に少なくとも１つ設けられた副冷却流路とを備え、副冷却流路での冷却媒体が主冷却通路より少ない流量、もしくは該副冷却流路内に滞留するものであり、これによって翼温度分布が均一となり冷却効率の大きいタービン冷却翼が提供できると共に、このタービン冷却翼の翼表面近傍に発生する熱変形を空隙として機能する副冷却通路で吸収し大きな熱応力発生を抑えることができる。
【００３１】
本発明及び参考形態のさらに１つにおいては、タービン冷却翼を翼表面下を翼面に沿った方向に複数の隔室に分けそれぞれをインピンジメント冷却とフィルム冷却する構成では、インピンジメント冷却孔とフィルム冷却孔形状や数を場所により最適化することにより、主に翼面上流れ方向に生じる翼面静圧分布や熱伝達率分布に対応して、冷却媒体の吹き出し量や速度を調整し、最大限のフィルム冷却効果を得ることが可能となり、同時に、隔壁がクロスフローによるインピンジメント冷却の冷却性能低下を防止する働きを持つ。さらに、隔室を構成するに当たり翼本体から延在する突起により隔室を形成する構成は、この部分が冷却媒体に面する伝熱表面積を増加し、インピンジメント冷却の効果を高め、肉厚となった突起部分内部にフィルム冷却孔を形成すること及びこのフィルム冷却孔を翼高さ方向にも傾斜させることは、フィルム冷却孔内部の伝熱面積を増大しこの部分の対流冷却性能を向上する働きを持つ。また、翼高さ方向に隔室を分割する構成では、上記の作用に加えてガス温度の翼高さ方向分布に対応したフィルム冷却の最適化を計る効果が得られる。またさらに、フィルム冷却孔を内部に持つ矩形突起を市松状に配置した構成ではインピンジメント冷却フィルム冷却部分が互いの冷却性能の低い部分を補う形で配置されるため全体として高い冷却性能が維持でき、各隔室が独立しているためそれぞれへ供給される冷却媒体の流量制御も容易となる。また、翼後縁部分では従来のインサート形状ではインピンジメント冷却は不可能であったものが、後縁に近い部分までインピンジメント冷却が利用でき対流冷却やフィルム冷却と併用する構成でより高い冷却性能が得られる。さらに、上記のようなインサートインピンジメントフィルム冷却のタービン冷却翼において、インサートと翼内部仕切構造間のリークを低減する構造は、特に、翼面の背側と腹側で翼面静圧に相違の大きい部分で設計された冷却空気の流量配分を確実にする効果が高い。この結果、例えばタービン入口温度１３００℃以上の高温ガスタービンにも適用できる十分な冷却性能が実現できる。
【００３２】
【実施例】
以下、本発明の実施例と、本発明に係る参考例を、図面を参照して説明する。なお、図中の矢印は冷却媒体の概略の流れを示す。
【００３３】
先ず、本発明に関する参考形態の１つについて、それに係る第１の参考例を図１乃至図３により説明する。図１は横断面図であり、図２は縦断面図であり、図３は仕切板の総伝熱面積と翼内側壁面の総伝熱面積との比に対する伝熱量を示す特性図である。
【００３４】
図１及び図２において、４１は動翼として用いられるタービン冷却翼で、このタービン冷却翼４１は翼有効部４２の翼内部が翼スパン方向に伸びる仕切板４３によって区画され、多数の冷却通路４４が形成されている。そしてタービン冷却翼４１は翼根元部４５に供給された冷却媒体が冷却通路４４を通過することにより対流冷却される。
【００３５】
仕切板４３は、その冷却通路４４に面する総伝熱面積Ａｆと、仕切板４３の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚ｔを含む翼内側壁面４６の総伝熱面積Ａｏとの比Ａｆ／Ａｏの１．５倍以上に形成されている。これは図３に横軸に冷却通路４４に面する仕切板の総伝熱面積Ａｆと仕切板４３の板厚ｔを含む翼内側壁面４６の総伝熱面積Ａｏとの比Ａｆ／Ａｏを取り、縦軸に伝熱量Ｑｆを取って示す特性曲線Ｘのようになっていることに基づいて設定している。
【００３６】
すなわち、特性曲線Ｘによれば伝熱量Ｑｆが総伝熱面積の比Ａｆ／Ａｏが増加するにしたがい小さい状態では増加率が小さく、増加するにしたがい急激に増し、さらに大きい状態では増加率は鈍化するが増加傾向を示す。このため伝熱量Ｑｆを大きくするためには仕切板４３の枚数を増加させればよいが、伝熱量Ｑｆの増加は線形でなく最適な総伝熱面積の比Ａｆ／Ａｏが存在し、それ故、仕切板４３による冷却効果を効率的に得、それ水準以上の伝熱量Ｑｆを維持するには総伝熱面積の比Ａｆ／Ａｏを１．５以上とすることが必要となる。
【００３７】
さらに翼面には冷却通路４４の内壁面側より貫通して設けられるフィルム孔４７が１つの冷却通路４４に対し少なくとも１か所以上設けられており、また翼後縁には吹き出し孔４８が設けられていて、これらから冷却媒体が吹き出され超多列のフィルム冷却および対流冷却が行われる。
【００３８】
これによりタービン冷却翼４１の温度をより下げることができると共に翼面温度分布を均一なものとすることができ、冷却効率を高くすることができる。これによりタービン冷却翼４１を動作させるガス温度を高いものとすることができて、システム全体の熱効率を向上させることができる。
【００３９】
さらに、タービン冷却翼４１の内部を多数の仕切板４３で区画したことにより、剛性が増し、稼働中の熱応力や遠心力に対する耐性が大幅に増すため大型、高温、高負荷タービンに広く適用可能である。
【００４０】
なお、図示してないが複数の冷却通路４４を翼先端部分や翼根元側部分で順次屈曲して形成させた場合には、冷却媒体の吹き出し部は少なくとも連通する冷却通路４４の１か所以上に形成されて対流冷却される。また翼内側壁面４６には伝熱促進体であるリブ４９が冷却媒体の流通方向に交差するように設けられていて対流冷却が行われる。
【００４１】
さらに本参考例の冷却構造の変形構成としては、他の冷却要素を持つタービン冷却翼と部分的に組み合わせるように構成してもよい。
【００４２】
また、冷却通路４４を翼の背側と腹側とに区画する翼中心線方向の隔壁を設けるよう変形構成することで、翼内部の対流冷却効果をより一層高めることができる。
【００４３】
また参考例は動翼について示したが、静翼についても同様に適用できるものであり、冷却媒体についても空気以外の水蒸気、不活性ガス、液体、その他の媒体であっても良い。
【００４４】
さらには、上記の各変形構成を組み合わせることで、他の各種タービン冷却翼を組み合わせることができる。
【００４５】
次に、第２の参考例を図４により説明する。図４は横断面図であり、図４においてタービン冷却翼５０は翼有効部５１の翼内部が翼スパン方向に伸びる仕切板５２によって区画され、多数の冷却通路５３が形成されている。
【００４６】
仕切板５２には冷却通路５３に伸びる突起５４が多数突出していて、翼根元部側から供給されてフィルム孔４７から吹き出すよう流通する冷却媒体と交差し対流冷却が行われる。
【００４７】
また仕切板５２は、第１の参考例と同様に、その冷却通路５３に面する総伝熱面積と、仕切板５２の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されている。
【００４８】
これにより、本参考例においても第１の参考例と同様の作用・効果が得られ、突起５４により仕切板５２の総伝熱面積が増すと共に対流冷却が促進され、さらに効果的に冷却が行われる。
【００４９】
次に、第３の参考例を図５により説明する。図５は横断面図であり、図５においてタービン冷却翼５５は翼有効部５６の翼内部が翼スパン方向に伸びる仕切板５７によって区画され、多数の冷却通路５８が形成されている。
【００５０】
仕切板５７には冷却通路５８に突出し翼スパン方向に伸びる突条５９が多数設けられていて、翼根元部側から供給されてフィルム孔４７から吹き出すよう流通する流通する冷却媒体による対流冷却が行われる。
【００５１】
また仕切板５７は、第１の参考例と同様に、その冷却通路５８に面する総伝熱面積と、仕切板５７の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されている。
【００５２】
これにより、本参考例においても第１の参考例と同様の作用・効果が得られ、突条５９により仕切板５７の総伝熱面積が増すと共に対流冷却が促進され、さらに効果的に冷却が行われる。
【００５３】
次に、第４の参考例を図６により説明する。図６は横断面図であり、図６においてタービン冷却翼６０は翼有効部６１の翼内部が翼スパン方向に伸びる仕切板６２によって区画され、多数の冷却通路６３が形成されている。
【００５４】
仕切板６２には冷却通路６３に突出し冷却媒体の流れとほぼ直交して配置されるピンフィン６４が多数設けられていて、翼根元部側から供給されてフィルム孔４７から吹き出すよう流通する冷却媒体による対流冷却が行われる。
【００５５】
また仕切板６２は、第１の参考例と同様に、その冷却通路６３に面する総伝熱面積と、仕切板６２の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されている。
【００５６】
これにより、本参考例においても第１の参考例と同様の作用・効果が得られ、ピンフィン６４により仕切板６２の総伝熱面積が増すと共に対流冷却が促進され、さらに効果的に冷却が行われる。
【００５７】
次に、第５の参考例を図７により説明する。図７は横断面図であり、図７においてタービン冷却翼６５は翼有効部６６の翼内部が翼スパン方向に伸びる仕切板６７によって区画され、多数の冷却通路６８が形成されている。
【００５８】
仕切板６７には、その板厚が翼内部中央部分に向かって徐々に厚くなっていると共に、中央部分に冷却媒体が流れず内部に滞留する翼根元側が開放された空胴６９が翼スパン方向に延在するように形成されている。これにより冷却通路６８の翼スパン方向の断面積は、翼内部中央部分で狭く翼内側壁面に近い部分で大きくなるようになっている。そして、このような冷却通路６８を翼根元部側から供給されてフィルム孔４７から吹き出すよう流通する冷却媒体によって対流冷却が行われる。
【００５９】
また仕切板６７は、第１の参考例と同様に、その冷却通路６８に面する総伝熱面積と、仕切板６７の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されている。
【００６０】
これにより、本参考例においても第１の参考例と同様の作用・効果が得られ、仕切板６７の板厚を空胴６９を設けて見掛上厚くしているので、熱応力の集中が軽減され軽量化が図れる。
【００６１】
次に、第６の参考例を図８により説明する。図８は縦断面図であり、図８においてタービン冷却翼７０は翼有効部７１の翼内部が翼スパン方向に伸びる仕切板７２によって区画され、リターン流路を構成するようにして多数の冷却通路７３が形成されている。また翼面には多数のフィルム孔４７が形成されている。
【００６２】
また仕切板７２は、第１の参考例と同様に、その冷却通路７３に面する総伝熱面積と、仕切板７２の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されている。
【００６３】
また上記のように構成されたタービン冷却翼７０は、翼有効部７１と翼根元部７４を形成する翼形筒状の翼本体７５の先端部分を先端部材７６で閉塞し、ここに翼根元部７４側から仕切板７２によって区画し冷却通路７３を形成する本体内部部材７７を収納し、その後、同じく翼根元部７４側から冷却媒体の供給口７８が形成された挿入体７９を挿入し固着して翼本体７５の翼根元部分を閉塞するようにして製造される。
【００６４】
そして、冷却通路７３には翼根元部７４の供給口７８から供給され、フィルム孔４７から吹き出すよう流通する冷却媒体によってタービン冷却翼７０の対流冷却が行われる。
【００６５】
このように製造され構成された本参考例においても第１の参考例と同様の作用・効果が得られる。
【００６６】
次に、第７の参考例を図９及び図１０により説明する。図９は縦断面図であり、図１０は本参考例の変形例の縦断面図である。
【００６７】
図９において８０は動翼であるタービン冷却翼であり、これは翼有効部８１を間に挟むように翼上部シュラウド８２と翼下部シュラウド８３とを備え、翼有効部８１内部は翼スパン方向に伸びる仕切板８４によって区画され、翼面に多数のフィルム孔４７を有する多数の冷却通路８５が形成されている。
【００６８】
これらの冷却通路８５には、翼上部シュラウド８２の冷却媒体供給口８６から空隙８７を介し、また翼下部シュラウド８３の冷却媒体供給口８８から空隙８９を介して冷却媒体が供給される。そして冷却通路８５に供給された冷却媒体はフィルム孔４７から吹き出すよう流通して対流冷却が行われる。
【００６９】
また仕切板８４は、第１の参考例と同様に、その冷却通路８５に面する総伝熱面積と、仕切板８４の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されている。
【００７０】
これにより、本参考例においても第１の参考例と同様の作用・効果が得られる。
【００７１】
なお、図９に示したものでは冷却通路８５は冷却通路断面積が一定のものであるが、図１０に示すようにタービン冷却翼８０ａにおける仕切板９０によって区画される冷却通路９１が、冷却媒体の流れに沿って冷却通路断面積を徐々に狭くなるよう形成してもよい。ただし、この場合においても仕切板９０は、冷却通路９１に面する総伝熱面積と、仕切板９０の翼内側壁面４６に固着されている部位の板厚を含む翼内側壁面４６の総伝熱面積との比が１．５倍以上となるように形成されている。
【００７２】
この変形例では、冷却通路９１が冷却媒体の流れに沿って冷却通路断面積を徐々に狭くするものであるため、フィルム冷却等の冷却媒体の翼面からの吹き出しで冷却媒体流量低下による翼内部流速低下を抑えられるため冷却通路の広い範囲に渡って十分な対流冷却効果が得られる。
【００７３】
次に、本発明に関する参考形態の他の１つについて、それに係る第８の参考例を図１１乃至図１９により説明する。図１１は横断面図であり、図１２乃至図１９は各変形例の部分拡大して示す横断面図である。
【００７４】
図１１において、タービン冷却翼１０１は冷却媒体を供給するために翼内部に翼スパン方向に延在する複数の主冷却通路１０２，１０３，１０４が翼面に沿ってほぼ周期的に配置されており、ここを冷却媒体が流れることにより対流冷却され、さらにフィルム孔１０５，１０６から翼外面に冷却媒体を吹き出すことによりフィルム冷却される。翼後端部の主冷却通路１０３からは吹出し孔１０７からの冷却媒体の吹き出しが行われる。
【００７５】
さらにタービン冷却翼１０１には、主冷却通路１０２，１０３，１０４の間に、どの主冷却通路１０２，１０３，１０４よりも少ない冷却流量とした、または冷却媒体を流さない、さらにまたは冷却媒体は流さないが冷却媒体が充満・滞留している副冷却通路１０８，１０９が複数平行に設けられている。
【００７６】
このように構成されているため、翼温度分布が均一となり冷却効率の大きいタービン冷却翼１０１が提供できると共に、このタービン冷却翼１０１の翼表面近傍に発生する熱変形を空隙として機能する副冷却通路１０８，１０９で吸収し、大きな熱応力発生を抑えることができる。また、このような翼内部構造は比較的単純であり、従来技術で十分製作可能である。
【００７７】
さらに、副冷却通路１０８，１０９が多く形成されることになり、例えば動翼に採用した場合、翼有効部の質量増加を抑えることができるので回転による遠心応力の低減が可能となる。
【００７８】
なお、図１１に示すものに限ることなく、図１２に示す本参考例の第１の変形例のようにフィルム孔を有しない通路断面形状が円形の主冷却通路１０４ａ同士の間の翼内部側に、翼表面１２０側に略三角形状の通路断面の頂点側が位置するようにした副冷却通路１０８ａが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ａや、頭１３に示す本参考例の第２の変形例のようにフィルム孔１０５ｂを有する通路断面形状が円形の主冷却通路１０４ｂ同士の間の翼内部側に、翼表面１２０側に略三角形状の通路断面の頂点側が位置するようにした副冷却通路１０８ｂが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｂでもよい。
【００７９】
また、図１４に示す本参考例の第３の変形例のようにフィルム孔を有しない通路断面形状が楕円形の主冷却通路１０４ｃ同士の間の翼表面１２０側に、円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｃが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｃや、図１５に示す本参考例の第４の変形例のようにフィルム孔１０５ｄを有する通路断面形状が楕円形の主冷却通路１０４ｄ同士の間の翼表面１２０側に、円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｄが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｄでもよい。
【００８０】
さらに、図１６に示す本参考例の第５の変形例のように、主冷却通路１０４ｅがフィルム孔を有しない通路断面形状が長楕円形で長軸が翼表面１２０に沿う様に設けられ、主冷却通路１０４ｅと翼表面１２０との間に円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｅが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｅや、図１７に示す本参考例の第６の変形例のように、主冷却通路１０４ｆがフィルム孔１０５ｆを有する通路断面形状が長楕円形で、長軸が翼表面１２０に沿う様に設けられ、主冷却通路１０４ｆと翼表面１２０との間に円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｆが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｆでもよい。
【００８１】
またさらに、図１８に示す本参考例の第７の変形例のようにフィルム孔を有しない通路断面形状が円形の主冷却通路１０４ｇ同士の間に、略同径の円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｇが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｇや、図１９に示す本参考例の第８の変形例のようにフィルム孔１０５ｈを有する通路断面形状が円形の主冷却通路１０４ｄ同士の間に、略同径の円形の通路断面を有する副冷却通路１０８ｈが設けられるようにしたタービン冷却翼１０１ｈでもよい。
【００８２】
次に、本発明に関する参考形態のさらに他の１つについて、それに係る第９の参考例を図２０乃至図２７により説明する。図２０は翼中央の横断面図であり、図２１は部分拡大斜視図であり、図２２乃至図２７は各変形例を示す部分拡大斜視図である。
【００８３】
図２０及び図２１において、タービン冷却翼１２１は中空翼本体１２２内が翼スパン方向に設けられた仕切壁１２３によって翼前部１２４側と翼中間部１２５側とに仕切られている。仕切られた各部１２４、１２５内にはインピンジメント冷却用のインサート１２６ａ，１２６ｂが翼内壁面に対し所定間隔をおくようにして収納されている。
【００８４】
そして、例えば翼根元部からインサート１２６ａ，１２６ｂ内に供給された冷却媒体により中空翼本体１２２を内部側からインサート１２６ａ，１２６ｂに形成された小孔１２７によってインピンジメント冷却１２８するとともに、翼表面に貫通するように穿設された小孔列１２９を通じて冷却媒体である冷却空気を吹出して翼表面を燃焼ガスに比較して低温の冷却媒体の膜で覆う、いわゆるフィルム冷却１３０を併用する方法で材料温度を限界温度以下に保持し、しかも、翼に発生する熱応力を低減する構造となっている。
【００８５】
翼内壁面に対しインサート１２６ａ，１２６ｂを所定間隔をおくようにして収納するために、中空翼本体１２２の内壁からは断面形状が略台形状（上流側が内壁に対し垂直で、下流側が傾斜している）で翼高さ方向に延在する多数の突起壁１３１が突出するように設けられており、その平坦に形成された頂部１３２でインサート１２６ａ，１２６ｂをその対向面を圧接するようにして保持するようになっている。これにより隣接する突起壁１３１間に隔室１３３が翼面方向に沿って多数形成され、各隔室１３３は隣接する隔室１３３との間での冷却媒体の流通が少なくなるように形成される。
【００８６】
そして各隔室１３３に対応する中空翼本体１２２内面は、それぞれの隔室１３３に隔てられた小孔１２７によりインピンジメント冷却１２８され、冷却媒体は各隔室１３３に設けられたフィルム冷却孔１２９から翼外部に吹き出される。フィルム冷却１３０では、冷却媒体の吹き出し方向を翼表面に平行に近づけることが冷却効果の向上に有効であることが知られており、本参考例でもフィルム冷却孔１２９は翼外面ガス流れの下流方向に斜めに噴出させる。
【００８７】
またフィルム冷却孔１２９は、隔室１３３内の突起壁１３１の一方の翼内面に略垂直な側壁１３４から突起壁１３１内部を貫通し、翼外面方向に開口するように穿設されている。このため、フィルム冷却孔１２９内の内部伝熱表面積が大きくなっており、ここを流通する冷却媒体による対流冷却能力が高いものとなっている。さらに隔室１３３内の他方の突起壁１３１の傾斜壁１３５によってインピンジメント冷却１２８で隔室１３３内に吹き出された冷却媒体は、一方の略垂直な側壁１３４方向に反射し、フィルム冷却孔１２９に効率よく供給される。
【００８８】
なお、フィルム冷却１３０の吹き出しに影響の大きい翼面静圧分布や熱伝率分布は主に翼面に沿った方向に変化するため、本参考例のように中空翼本体１２２下部に翼面に沿った方向の分割された隔室１３３を設ける構造は各隔室１３３から噴出させるフィルム冷却１３０を行う冷却媒体の分布をきめ細かく制御することができ、結果として高い冷却性能と冷却媒体の有効利用に寄与することになる。
【００８９】
またさらに本参考例では翼内部に２個のインサート１２６ａ，１２６ｂを設置し、翼後部１３６は後縁端１３９に至るまでの翼厚みが減少する部分にピンフィン列１４０を設置し冷却しているが、翼高さ方向に延在するタービュレンスプロモータ列又は翼面に沿った方向の多数の小孔を翼高さ方向に配置する構造でももちろん良い。後端部分の対流冷却媒体は本参考例では後縁端１３９の開口部１４１から翼列下流に放出される。
【００９０】
次いで本参考例の変形例を説明する。図２２はインサート１２６ａ，１２６ｂを省略して示す第１の変形例で、これは中空翼本体１２２ａ内部の突起壁１３１間に、略翼面に沿った方向に延在する突条壁１４２を付加した構造となっている。突条壁１４２を付加することによって翼高さ方向に分割された隔室１３３ａが形成される。そして、フィルム冷却１３０の吹き出しに影響の大きい翼面静圧分布や熱伝達率分布は主に翼面に沿った方向に変化するが、ガス温度は翼高さ方向に数１００℃の強い分布を有する。よって、このような翼高さ方向の分割を実現する突条壁１４２を加えて利用すればよりきめ細かな冷却媒体流量配分を実現できる冷却媒体使用量のさらなる減少に寄与する。
【００９１】
また、突条壁１４２は同時に翼表面から隔室１３３ａに延びる拡大伝熱面（フィン）としても機能するから、隔室１３３ａ内面からの対流冷却効果の向上に寄与することは明白である。突条壁１４２はもちろん必要な部分にだけ設ければ良く、設置位置も翼高さ方向に一定の位置とする必要はなく図示するように互い違いの位置に配置しても良い。
【００９２】
さらに、１つの隔室１３３ａに３個のフィルム冷却孔１２９を有するが、この数はもちろんこれに限定されるものではなく、最も細かい構成では各隔室１３３ａに１個のフィルム冷却孔を有する構成でもよい。また、図示していないが中空翼本体１２２ａ表面で突起壁１３１が存在しない場所にも、フィルム冷却孔１２９を形成し、フィルム冷却孔１２９の数を増加することがもちろん可能である。この様な場合においても中空翼本体１２２ａ内面を複数の隔室１３３ａに仕切った冷却構造であれば翼の他の部分（隔室）の冷却性能への影響を最小限とする設計が容易に行える。言い替えればフィルム冷却孔１２９の数を翼面の一部分だけ増加する構成で、この一部分の冷却性能を簡単に向上することが可能となる。
【００９３】
図２３は同じくインサート１２６ａ，１２６ｂを省略して示す第２の変形例で、中空翼本体１２２ｂの内壁からは主部の断面形状が略矩形状で翼高さ方向に延在する多数の突起壁１３１ｂが突出するように設けられていて、突起壁１３１ｂには、さらに翼面に沿った後縁方向に三角形状の櫛歯状部１４３，１４４が形成されている。櫛歯状部１４３は突起壁１３１ｂの主部から下流に向けての高さは同じであるが、櫛歯状部１４４は高さを減じるものとなっている。
【００９４】
そして突起壁１３１ｂ内部にフィルム冷却孔１２９を構成している。この構成によれば隔室１３３ａを形成する中空翼本体１２２ｂの表面部材の肉厚が突起壁１３１ｂの近くまで薄く形成でき、翼部材の熱抵抗が減少する。また、これはフィルム冷却孔１２９の形成密度が低くインピンジメント冷却の冷却効果が高い場合に有効な構成である。
【００９５】
さらに、櫛歯状部１４３，１４４が形成されていることで中空翼本体１２２ｂの表面部材の拡大伝熱面（フィン）としても機能する。つまり、図示しないインピンジメント冷却孔１２９を櫛歯状部１４３，１４４に挟まれた部分を中心に配置すれば、中空翼本体１２２ｂの表面部材の翼内表面に衝突した冷却媒体は櫛歯状部１４３，１４４に導かれ図中右側に流れ、櫛歯状部１４３，１４４に衝突した後フィルム冷却孔１２９から翼外部へ噴出され、図中右側に流れ、突起壁１３１ｂの主部に衝突した後フィルム冷却孔１２９から翼外部へ噴出され、突起壁１３１ｂの主部及び櫛歯状部１４３，１４４はいずれも良好な拡大伝熱面となることは明らかである。
【００９６】
図２４は同じくインサート１２６ａ，１２６ｂを省略して示す第３の変形例で、中空翼本体１２２ｃの内壁からは主部の断面形状が略台形状（上流側が内壁に対し垂直で、下流側が傾斜している）で翼高さ方向に延在する多数の突起壁１３１ｃが突出するように設けられていて、突起壁１３１ｃには、翼面に沿った前縁方向に三角形状の櫛歯状部１４５，１４６が形成されている。櫛歯状部１４５は突起壁１３１ｃの主部から上流に向けての高さは同じであるが、櫛歯状部１４６は高さを減じるものとなっている。
【００９７】
そして突起壁１３１ｃ内部にフィルム冷却孔１２９を構成していて、さらに櫛歯状部１４５，１４６に挟まれた部分にフィルム冷却孔１２９が開口している。このため、冷却媒体の流れを確実にフィルム冷却孔１２９に導入流入する効果があり、さらに、加速しながらフィルム冷却孔１２９に流入する高速の流れで比較的フィルム冷却効率が低下しているフィルム冷却孔１２９の直上流の部分を櫛歯状部１４５，１４６のフィン効果を加味して冷却する作用がある。
【００９８】
図２５は同じくインサート１２６ａ，１２６ｂを省略して示す第４の変形例で、中空翼本体１２２ｄの内壁からは主部の断面形状が略矩形状で翼高さ方向に延在する多数の突起壁１３１ｄが突出するように設けられていて、突起壁１３１ｄには翼面に沿った後縁方向に三角形状の櫛歯状部１４３，１４４が形成されており、また前縁方向に三角形状の櫛歯状部１４５，１４６が形成されている。
【００９９】
このため、第２、第３の変形例と同様の効果が得られる。
【０１００】
図２６は第５の変形例で、中空翼本体１２２ｅに形成した突起壁１３１を貫通するフィルム冷却孔１２９ｅを、隔室１３３内の突起壁１３１の一方の翼内面に略垂直な側壁１３４から突起壁１３１内部を翼高さ方向に傾けて貫通し、翼外面方向に開口するように穿設されている。
【０１０１】
そしてＦＣＦＣに代表される多数のフィルム冷却孔１２９ｅを有するタービン冷却翼ではフィルム冷却孔１２９ｅの内部表面積が増加するため対流冷却効果を高め，より高い冷却性能を実現する構成が重要である。本構成によればフィルム冷却孔１２９ｅを翼高さ方向に４５度傾斜させることにより内部伝熱表面積は約４０％増加し、結果としてフィルム冷却孔１２９ｅ直上流のフィルム冷却効果の比較的低い部分の冷却性能を向上する効果がある。
【０１０２】
図２７は第６の変形例で、中空翼本体１２２ｆの内壁からは断面形状が略台形状（上流側が内壁に対し垂直で、下流側が傾斜している）で翼高さ方向に延在する多数の突起壁１３１ｆが突出するように設けられており、その頂部１４７には多数条の微細な溝、窪み等で形成されるシール凹部１４８が延在方向に形成されていて、この頂部１４７でインサート１２６ａ，１２６ｂをその対向面を圧接するようにして保持するようになっている。これにより隣接する突起壁１３１ｆ間に隔室１３３が翼面方向に沿って多数形成され、各隔室１３３は隣接する隔室１３３との間でのシール性能が向上し冷却媒体の流通が少なくなるように形成される。
【０１０３】
シール凹部１４８を形成することにより突起壁１３１ｆとインサート１２６ａ，１２６ｂの間の微小空間を通した冷却媒体のリークを低減する構造を実現している。このシール凹部１４８はリーク流れの発生し易い方向に直角に形成した微細なもので、リーク流れが発生しようとする場合に流れを剥離させ圧力損失を増大することでリーク流量を低減する効果がある。
【０１０４】
次に、本発明の一実施例を図２８により説明する。図２８は要部の横断面図であり、図２８においてタービン冷却翼１５１は中空翼本体１５２の図示しない翼前部と翼中間部１５３は、例えば上述の第９の参考例と同様に夫々インピンジメント冷却用のインサートが収納されて構成され、インピンジメント冷却及びフィルム冷却が行われている。
【０１０５】
また、翼後部１５４は仕切壁１５５によって翼中間部１５３と隔離でされている。隔離された翼後部１５４には後縁端１５６に至るまで厚みが減少する中空部分が形成されていて、その中空部分にはインサート１５７が、翼内壁に翼高さ方向に延在する多数の突起壁１３１によって、翼内壁面に対し所定間隔を設け突起壁１３１間に隔室１３３を設けるようにして収納されている。
【０１０６】
そして、インサート１５７内に冷却媒体が翼根元部から供給され、冷却媒体により中空翼本体１５２の翼後部１５４で肉厚が厚い翼前方側の一部は翼背側１５８と翼腹側１５９が内部側からインサート１５７に形成された図示しない小孔によってインピンジメント冷却１２８するとともに、翼表面に貫通するように穿設された小孔列１２９を通じて翼表面をフィルム冷却１３０を行うようになっている。
【０１０７】
さらに、インサート１５７は、翼腹側１５９の面を後縁方向に延長した延長部１６０を有し、途中でインサート１５７が途切れる翼背側１５８の方向から、略矩形状のインサート１５７の後縁端に形成した冷却媒体通路１６１を通して後縁端のインピンジメント通路１６２に冷却媒体を供給するようになっている。そしてインピンジメント通路１６２に供給された冷却媒体によって、インサート１５７の延長部１６０に形成された図示しない小孔を通してインピンジメント冷却１２８が施される。なお、翼後部の腹側にインピンジメント通路１６２にはクロスフローが形成される虞があり、その場合冷却媒体の一部を表面に形成したフィルム冷却孔１２９から翼外面に噴出させても良い。
【０１０８】
また、翼後部の腹側インピンジメント冷却通路１６２に供給された冷却媒体、冷却された冷却媒体の一部又は全部は後縁端吹き出し口１４１から翼列後流に放出される。本実施例ではこの後縁端部分に一列のピンフィン列１４０を設置しインサート１５７の位置決めを行っている。さらに翼背側後縁部分に形成するインピンジメント通路１６２の内部壁面には、例えば突起状のタービュレンスプロモータ１６３を設置し、対流伝熱の促進を行っている。
【０１０９】
この結果、タービン冷却翼１５１は翼後部１５４もインピンジメント冷却１２８を行うことができ、より冷却効果が向上したものとなる。
【０１１０】
次に、本発明の第１０の参考例を図２９及び図３０により説明する。図２９は翼中央の横断面図であり、図３０は要部の拡大斜視図である。
【０１１１】
図２９及び図３０において、タービン冷却翼１７１は中空翼本体１７２内が翼スパン方向に設けられた仕切壁１７３によって翼前部１２４側と翼中間部１２５側とに仕切られている。仕切られた各部１２４、１２５内にはインピンジメント冷却用のインサート１７４ａ，１７４ｂが翼内壁面に対し所定間隔をおくようにして収納されている。
【０１１２】
そして仕切壁１７３には、その中央部分に翼高さ方向に延在する平滑な凹曲面部１７５をもって突出する突起１７６が翼前部１２４側と翼中間部１２５側とに設けられている。また一方、仕切壁１７３に接するインサート１７４ａ，１７４ｂの先端部分１７７は、その弾性変形と復元力及びインサート１７４ａ，１７４ｂ内部に供給される冷却媒体の圧力と、この圧力より低い隔室１３３内部の圧力差で凹曲面部１７５に押しつけられて気密なシール構造を実現するようなっている。これによりタービン冷却翼１７１は、その材料温度が使用条件では最高８００℃〜９００℃に達するがインサート１７４ａ，１７４ｂは冷却媒体温度に近い低温に保たれ、結果として中空翼本体１７２とインサート１７４ａ，１７４ｂの間には熱膨張差によるギャップが生じ易くなるが、このギャップの形成が防止される。
【０１１３】
また先端部分１７７には、翼面に沿った方向の切り込み１７８が多数設けられている。これにより仕切壁１７３が何らかの３次元的変形を生じても、インサート１７４ａ，１７４ｂの先端部分１７７は切り込み１７８により短い部分毎に変形に追従でき、よって、先端部分１７７と凹曲面部１７５の接する部分に発生する予期できない冷却媒体のリークを防止する働きを持ち、結果として冷却媒体の有効利用につながる。なお、中空翼本体１７２の熱変形が少ない条件ではインサート１７４ａ，１７４ｂの先端部分１７７に切り込み１７８がなくても、十分なシール性能が得られる。
【０１１４】
以上説明したように、本発明の一実施例や、第９、第１０の参考例によって示した本発明に関する参考形態のさらに他の１つによれば、フィルム冷却、インピンジメント冷却と対流冷却効果をそれぞれ確実に実現でき、例えばガスタービンの高温化においても、翼温度と熱応力は充分低く抑えることができ、冷却媒体の使用量の少ない高温ガスタービンの製造が可能になる。また、当該ガスタービンを用いた単純サイクル或いはコンバインサイクルの発電プラント等のシステムの熱効率も向上する。
【０１１５】
【発明の効果】
以上の説明から明らかなように、本発明及び本発明に関する参考形態により次のような効果が得られる。すなわち、本発明に関する参考形態の１つによれば、より少ない冷却媒体によって効率的に冷却が行え、且つ局所冷却を充分に行うことができ、また冷却効率も高くできてシステム全体の熱効率を向上させることが可能となり、
本発明に関する参考形態の他の１つによれば、より少ない冷却媒体によって効率的に冷却が行え、且つ局所冷却を充分に行うようにして冷却効率を高めシステム全体の熱効率の向上を可能にし、さらに翼メタル部に発生する熱応力を低減できものであり、
本発明及び本発明に関する参考形態のさらに他の１つによれば、（１）フィルム冷却を多用したインサートインピンジメント型のガスタービン冷却翼のフィルム冷却性能を局所的に制御・向上し、さらに気密性の高い隔室に分割されクロスフローの影響の少ないインピンジメント冷却とフィルム冷却とフィルム冷却孔内部の対流冷却効果を利用し翼の冷却効果を高め、（２）翼後縁部分に特徴的な狭い冷却流路を、インサートインピンジメント冷却を利用し、冷却効果を高め、（３）インサートと翼本体内面間のシール性能を向上することで、より高いガス温度の条件でも良好な冷却を行え、また、冷却媒体の増加を抑えることでタービンの作動温度の高温化と併せて発電システムでの熱効率の向上が実現できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の第１の参考例を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【図２】  本発明の第１の参考例を示すタービン冷却翼の縦断面図である。
【図３】  本発明の第１の参考例に係る仕切板の総伝熱面積と翼内側壁面の総伝熱面積との比に対する伝熱量を示す特性図である。
【図４】  本発明の第２の参考例を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【図５】  本発明の第３の参考例を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【図６】  本発明の第４の参考例を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【図７】  本発明の第５の参考例を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【図８】  本発明の第６の参考例を示すタービン冷却翼の縦断面図である。
【図９】  本発明の第７の参考例を示すタービン冷却翼の縦断面図である。
【図１０】  本発明の第７の参考例に係るタービン冷却翼の変形例を示す縦断面図である。
【図１１】  本発明の第８の参考例を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【図１２】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第１の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１３】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第２の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１４】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第３の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１５】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第４の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１６】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第５の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１７】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第６の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１８】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第７の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図１９】  本発明の第８の参考例に係るタービン冷却翼の第８の変形例を示す部分拡大横断面図である。
【図２０】  本発明の第９の参考例を示すタービン冷却翼の翼中央の横断面図である。
【図２１】  本発明の第９の参考例を示すタービン冷却翼の部分拡大斜視図である。
【図２２】  本発明の第９の参考例に係るタービン冷却翼の第１の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２３】  本発明の第９の参考例に係るタービン冷却翼の第２の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２４】  本発明の第９の参考例に係るタービン冷却翼の第３の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２５】  本発明の第９の参考例に係るタービン冷却翼の第４の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２６】  本発明の第９の参考例に係るタービン冷却翼の第５の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２７】  本発明の第９の参考例に係るタービン冷却翼の第６の変形例を示す部分拡大斜視図である。
【図２８】  本発明の一実施例を示すタービン冷却翼の要部横断面図である。
【図２９】  本発明の第１０の参考例を示すタービン冷却翼の翼中央の横断面図である。
【図３０】  本発明の第１０の参考例を示すタービン冷却翼の要部の拡大斜視図である。
【図３１】  第１の従来技術を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【図３２】  第１の従来技術を示すタービン冷却翼の縦断面図である。
【図３３】  第２の従来技術を示すタービン冷却翼の横断面図である。
【符号の説明】
４２…翼有効部
４３…仕切板
４４…冷却通路
４６…翼内側壁面
４７…フィルム孔
【図１】
0003651490.tif 000002
【図２】
0003651490.tif 000003
【図３】
0003651490.tif 000004
【図４】
0003651490.tif 000005
【図５】
0003651490.tif 000006
【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【図２８】
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【図２９】
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【図３０】
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【図３１】
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【図３２】
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【図３３】
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