(57)【要約】【課題】翼底流路における冷却空気の流れの剥離を抑制し、圧力損失を低減させることができるガスタービンを提供する。【解決手段】外周面に翼溝が形成されるディスク部１１ａと、翼溝に嵌め合わされる翼根１０ａを有する動翼１０と、翼根１０ａと前記翼溝とが嵌め合わされることで、ディスク部１１ａの軸方向に沿って翼溝内に形成される翼底流路１１ｅと、ディスク部１１ａの軸方向の端面に形成され、ディスク部１１ａの径方向内側から径方向外側に延びて翼底流路１１ｅに連通する溝１Ａと、を備えた。【選択図】図１
2014167281.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
外周面に翼溝が形成されるディスク部と、
前記翼溝に嵌め合わされる翼根を有する動翼と、
前記翼根と前記翼溝とが嵌め合わされることで、前記ディスク部の軸方向に沿って前記翼溝内に形成される翼底流路と、
前記ディスク部の軸方向の端面に形成され、前記ディスク部の径方向内側から径方向外側に延びて前記翼底流路に連通する溝と、
を備えることを特徴とするガスタービン。
【請求項２】
前記溝が形成される前記ディスク部の端面に当接するサイドプレートを、さらに備えることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン。
【請求項３】
前記溝は、前記ディスク部の径方向に直交する面で切った断面積が、前記ディスク部の径方向内側から径方向外側に向かって広くなることを特徴とする請求項１または２に記載のガスタービン。
【請求項４】
前記溝と前記翼底流路との接続部分における連通口の開口面積は、前記接続部分における前記翼底流路の流路断面積に比して広くなっていることを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のガスタービン。
【請求項５】
前記溝は、前記ディスク部の径方向に直交する面で切った断面形状が正方形であることを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービン。
【請求項６】
前記溝の底面から前記翼底流路の内面に連なる面は、曲面となっていることを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載のガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、ルート（翼根）を有するタービンブレード（動翼）と、タービンブレードのルートが取り付けられるスロット（翼溝）が形成されるロータディスクと、を備えるガスタービンのためのロータ装置が知られている（例えば、特許文献１参照）。このロータ装置において、タービンブレードのルートとロータディスクのスロットとにより形成されるロータ冷却通路（翼底流路）には、タービンブレードを冷却するための冷却空気が供給されている。ロータ冷却通路は、ロータディスクの軸方向に形成されており、ロータ冷却通路の軸方向の入口側には、メイン冷却通路の外側部が接続されている。外側部は、周方向に形成されるキャビティである。このため、外側部を流通する冷却空気は、ロータディスクにより周方向の速度成分を付与された状態でロータ冷却通路へ軸方向に流入する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特許第４０９８４７３号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
しかしながら、特許文献１のロータ装置では、翼底流路に流入する冷却空気は、ロータディスクにより周方向の速度成分を付与された状態で流入する。このため、翼底流路の入口側における相対系の周方向の冷却空気の流速は、翼底流路内を流れる冷却空気の流速と比べて極端に速くなるため、冷却空気は、所定の流入角をもって翼底流路に流入することになる。これにより、翼底流路の入口側において冷却空気の剥離が発生し、圧力損失が大きくなっていた。この場合、冷却空気が、翼底流路内を流通し難くなることから、動翼の翼根近傍に供給されにくくなり、冷却効率が低下する可能性があった。
【０００５】
本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、翼底流路における冷却空気の流れの剥離を抑制し、圧力損失を低減させることができるガスタービンを提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明に係るガスタービンは、外周面に翼溝が形成されるディスク部と、前記翼溝に嵌め合わされる翼根を有する動翼と、前記翼根と前記翼溝とが嵌め合わされることで、前記ディスク部の軸方向に沿って前記翼溝内に形成される翼底流路と、前記ディスク部の軸方向の端面に形成され、前記ディスク部の径方向内側から径方向外側に延びて前記翼底流路に連通する溝と、を備えることを特徴とする。
【０００７】
したがって、本発明に係るガスタービンによれば、溝に沿って流通する冷却空気を翼底流路に流入させることができるため、冷却空気を径方向から軸方向へ向けて流通させることができる。このとき、溝に沿って流通する冷却空気は、径方向へ流通することから、冷却空気の周方向への流動を抑制することができ、流れの方向に直交する成分である周方向速度成分をほぼ０とした状態で翼底流路へ流入させることができる。これにより、翼底流路における冷却空気の流れの剥離を抑制し、圧力損失を低減させることができる。また、ディスク部が回転することで生じる遠心力によるポンピング効果により、冷却空気は、径方向内側から径方向外側に向かって加圧される。なお、連通とは、他の流路を介さず、また分岐することなく、直接繋がっていることである。つまり、翼底流路に連通する溝とは、翼底流路と溝とが直接接続されていることである。
【０００８】
本発明に係るガスタービンは、前記溝が形成される前記ディスク部の端面に当接するサイドプレートを、さらに備えることを特徴とする。
【０００９】
したがって、サイドプレートに冷却空気を径方向に流通させるためのキャビティを形成する必要がないため、サイドプレートの板厚を薄くし、重量を軽減することができる。これにより、サイドプレートを含む回転部材全体の重量を軽減することができ、これに伴い回転部材を覆う静止部材の重量も軽減することができるため、ガスタービン全体の重量を軽減することができる。このことは、特に、より軽量なガスタービンが要求される航空機用のガスタービンにおいて有効である。
【００１０】
本発明に係るガスタービンは、前記溝は、前記ディスク部の径方向に直交する面で切った断面積が、前記ディスク部の径方向内側から径方向外側に向かって広くなることを特徴とする。
【００１１】
したがって、溝の径方向内側の断面積よりも径方向外側の断面積の方が大きくなるため、溝の径方向外側における冷却空気の流速を低下させることができる。このため、溝の径方向外側における冷却空気の動圧を低下させることができ、翼底流路へ流れ込む冷却空気の圧力損失を低減することができる。加えて、動圧が低下した分、静圧上昇が見込めるため、翼底流路入口部での静圧を高くすることができる。
【００１２】
本発明に係るガスタービンは、前記溝と前記翼底流路との接続部分における連通口の開口面積は、前記接続部分における前記翼底流路の流路断面積に比して広くなっていることを特徴とする。
【００１３】
したがって、翼底流路の流路断面積よりも連通口の開口面積が大きくなるため、連通口における冷却空気の流速に比して、翼底流路内における冷却空気の流速を速くすることができ、冷却空気を加速させて翼底流路内に流入させることができる。このため、翼底流路の連通口側における冷却空気の剥離をより好適に抑制することができる。
【００１４】
本発明に係るガスタービンは、前記溝は、前記ディスク部の径方向に直交する面で切った断面形状が正方形であることを特徴とする。
【００１５】
したがって、溝の摩擦抵抗をより小さくすることができるため、溝の内部における冷却空気の圧力損失を低減することができる。
【００１６】
本発明に係るガスタービンは、前記溝の底面から前記翼底流路の内面に連なる面は、曲面となっていることを特徴とする。
【００１７】
したがって、溝から翼底流路への冷却空気の流入をよりスムーズにすることができるため、翼底流路における冷却空気の流れの剥離をさらに抑制し、より一層圧力損失を低減させることができる。
【発明の効果】
【００１８】
本発明に係るガスタービンによれば、翼溝内に形成される翼底流路における冷却空気の流れの剥離を抑制し、圧力損失を低減させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】図１は、本発明に係るガスタービンの実施例１の概略構成を示した断面図である。
【図２】図２は、図１にＩ−Ｉで示した断面における断面図である。
【図３】図３は、図１にＩＩ−ＩＩで示した断面における断面図である。
【図４】図４は、溝の径方向外側の端部における角部を丸くした場合の、図２にＩＩＩ−ＩＩＩで示した断面における断面図である。
【図５】図５は、本発明に係るガスタービンの実施例２の概略構成を示した断面図である。
【図６】図６は、図５にＩＶ−ＩＶで示した断面における断面図である。
【図７】図７は、図５にＶ−Ｖで示した断面における断面図である。
【図８】図８は、従来のガスタービンにおける冷却空気の流れを示した模式図である。
【発明を実施するための形態】
【００２０】
以下、本発明に係るガスタービンの実施例を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施例によりこの発明が限定されるものではない。
【実施例１】
【００２１】
以下、本発明に係るガスタービンの実施例１について説明する。
はじめに、実施例１に係るガスタービンの構成について説明する。図示は省略するが、実施例１に係るガスタービンは航空機用のガスタービンエンジンであり、圧縮機と燃焼器とタービンとを備えている。ガスタービンは、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスがタービンを駆動する。ガスタービンを構成するタービンは、ケーシング内に複数の静翼及び動翼が交互に配設されて構成されており、燃焼ガスにより動翼を駆動することで回転駆動力を得て、圧縮機を駆動している。なお、実施例１においては、航空機用のガスタービンエンジンに適用して説明するが、他の産業用のガスタービンにおいても適用することが可能である。
【００２２】
図１は、本発明に係るガスタービンの実施例１の概略構成を示した断面図である。図１においては、軸方向における断面を示し、矢印Ｃは軸方向外側方向を、矢印Ｒは径方向外側を、矢印θは周方向をそれぞれ示すものとする。図２は、図１にＩ−Ｉで示した断面における断面図である。図２においては、矢印Ｃは軸方向外側方向を、矢印θは周方向をそれぞれ示すものとする。図３は、図１にＩＩ−ＩＩで示した断面における断面図である。図３においては、Ｒは径方向を、矢印θは周方向をそれぞれ示すものとする。図４は、溝の径方向外側の端部における角部を丸くした場合の、図２にＩＩＩ−ＩＩＩで示した断面における断面図である。図４においては、Ｒは径方向を示すものとする。
【００２３】
図１に示すように、実施例１に係るガスタービン３０Ａは、動翼１０と静翼２０とを備えている。静翼２０は、静翼２０の径方向内側の端部において第１の静止部材２１に支持されている。また、静翼２０は、静翼２０の径方向外側の端部においてケーシング３１に支持されている。第１の静止部材２１の径方向内側の部分２１ａの壁面には、第１の静止部材２１の内部に形成された第１の空間Ｓ１側から冷却空気を供給するための穴２１ｂが形成されている。
【００２４】
動翼１０は、動翼１０の径方向内側の端部に翼根１０ａが形成されている。動翼１０は、動翼１０の径方向内側の端部において回転軸である第１の回転部材１１に鍔状に形成されたディスク部１１ａに支持されている。そして、動翼１０は、翼根１０ａにおいてディスク部１１ａの外周面に翼根１０ａに対応する形状に形成された翼溝１１ｂ（図２参照）に嵌め込まれて固定されている。この翼溝１１ｂは、ディスク部１１ａの軸方向に延びて形成されている。なお、実施例１においては、ディスク部１１ａは、第１の回転部材１１に一体に形成されているが、これ以外にも、ディスク部１１ａを別の部材として形成し、第１の回転部材１１に一体に回転するように取り付けられる構成とすることも可能である。
【００２５】
第１の回転部材１１は、第１の回転部材１１の軸方向外側の端部において軸受２２により回転可能に支持されている。軸受２２は、第２の静止部材２３により支持されている。第１の回転部材１１の径方向外側には、第２の回転部材１２が設置されている。第２の回転部材１２には冷却空気を供給するための穴１２ａが形成されている。第１の静止部材２１と第２の回転部材１２との間には第２の空間Ｓ２が形成されている。
【００２６】
また、第１の回転部材１１と第２の回転部材１２との間には、ディスク部１１ａ側へ軸方向に沿って冷却空気を流すための第３の空間Ｓ３が形成されている。また、第１の回転部材１１には、第３の空間Ｓ３に供給された冷却空気がディスク部１１ａ側と反対側の方向に流出することを防ぐための突起１１ｃが形成されている。
【００２７】
第２の回転部材１２とディスク部１１ａとの間には、板状のサイドプレート２が設置されている。サイドプレート２は、サイドプレート２の径方向外側の端部において第３の回転部材１３と、サイドプレート２の径方向内側の端部において第２の回転部材１２とディスク部１１ａとにより挟まれることにより支持されている。つまり、サイドプレート２は、ディスク部１１ａの燃焼ガスＧの流れの方向における上流側の端面１１ｄに取り付けられている。第１の静止部材２１と第２の回転部材１２との間には、第２の空間Ｓ２に供給された冷却空気が燃焼ガスＧの流れ方向における下流側に流れることを防ぐためのシール２４が設置されている。
【００２８】
図１，２に示すように、ディスク部１１ａには、径方向内側において第３の空間Ｓ３に接続し径方向外側に延びるように断面形状が長方形状の溝１Ａが形成されている。つまり、溝１Ａは、ディスク部１１ａの燃焼ガスＧの流れの方向における上流側の端面１１ｄ（図２参照）に形成されている。溝１Ａは、ディスク部１１ａの端面側から見たときに、径方向内側から外側まで同じ幅に形成されている。つまり、溝１Ａの入口部１Ａａの幅と、出口部１Ａｂの幅は、同じ幅に形成されている。なお、実施例１においては、加工が容易であることから溝１Ａの断面形状は長方形状としているが、これ以外の形状、例えば、正方形状や半円形状や半楕円形状の他の形状を適用することも可能である。また、ディスク部１１ａには、ディスク部１１ａの内部に軸方向に沿うように冷却空気を通すための翼底流路１１ｅが形成されている。つまり、翼底流路１１ｅは、翼根１０ａと翼溝１１ｂとが嵌め込まれることで、翼溝１１ｂ内に形成される。動翼１０は、翼根１０ａの底部に動翼１０内部に冷却空気を流入させる（取り込む）ための穴１０ｂ，１０ｃが形成されている。この穴１０ｂ，１０ｃは、翼底流路１１ｅに連通している。穴１０ｂ，１０ｃは、冷却空気の流量を均等にするために上流側の穴１０ｂを下流側の穴１０ｃよりも小さく形成されている。翼底流路１１ｅには、冷却空気が動翼１０の穴１０ｂ，１０ｃ以外に流出することを防ぐシール１４が設置されている。
【００２９】
図２に示すように、溝１Ａは、ディスク部１１ａの側面に放射状に動翼１０と同じ数だけ形成されている。溝１Ａは、溝１Ａの径方向内側の端部において第３の空間Ｓ３と接続するように形成されている。また、溝１Ａは、溝１Ａの径方向外側の端部において翼底流路１１ｅと接続するように形成されている。つまり、溝１Ａは、翼底流路１１ｅに連通して接続されている。なお、翼底流路１１ｅと溝１Ａとの連通とは、他の流路を介さず、また分岐することなく、翼底流路１１ｅと溝１Ａとが直接繋がっていることである。これにより、第１の回転部材１１と第２の回転部材１２の間を通った冷却空気が、溝１Ａを通じ翼底流路１１ｅに供給される。すなわち、実施例１に係るガスタービン３０Ａにおいては、ディスク部１１ａに形成した溝１Ａとサイドプレート２とにより、冷却流路を形成している。なお、実施例１においては、サイドプレート２は平坦な形状としているが、この他にも、サイドプレート２の翼底流路１１ｅに当たる部分に凹部を形成し、この凹部を周方向に連通して円周状のキャビティを形成することとしてもよい。
【００３０】
次に、実施例１に係るガスタービン３０Ａにおける冷却空気の流れについて説明する。
図１に示すように、第１の静止部材２１の内部の第１の空間Ｓ１から穴２１ｂを通して供給された冷却空気Ｃ０は、第１の静止部材２１と第２の回転部材１２との間の第２の空間Ｓ２において２つの流れに分流される。このうち、一方は、第２の回転部材１２に形成された穴１２ａを通り、第１の回転部材１１と第２の回転部材１２との間の第３の空間Ｓ３を通ってディスク部１１ａ側に流れる冷却空気Ｃ１となる。また、他方は、第１の静止部材２１と第３の回転部材１３との間の第２の空間Ｓ２を通って動翼１０側へ流れる冷却空気Ｃ２となる。
【００３１】
冷却空気Ｃ１は、回転部材１１に設置された穴１２ａを通過する際に回転部材１１の回転速度と同じ速度まで加速される。そして、冷却空気Ｃ１は、ディスク部１１ａに形成された溝１Ａを通って翼底流路１１ｅへ流れ込む。このとき、溝１Ａを流通する冷却空気Ｃ１は、ディスク部１１ａが周方向に回転することで生じる遠心力によるポンピング効果により、径方向内側から径方向外側に向かって加圧される。翼底流路１１ｅへ流れ込んだ冷却空気Ｃ１は、動翼１０に形成された穴１０ｂ、１０ｃから冷却空気Ｃ３として動翼１０の内部に供給される。
【００３２】
そして、実施例１に係るガスタービン３０Ａにおいては、溝１Ａに沿って流通する冷却空気Ｃ１が、径方向内側から外側へ流れる際に、周方向における流動が抑制され、回転部材１１と同じ回転速度で翼底流路１１ｅへ流入することから、冷却空気Ｃ１の翼底流路１１ｅへの流入角を軸方向に沿った方向にすることができる。
【００３３】
したがって、従来のガスタービンにおいては、図８に示すように、矢印αで示すような流入角をもって翼底流路１１ｅに流入するため、矢印βで示すように翼底流路１１ｅの入口において冷却空気の剥離が発生し、圧力損失が大きくなる可能性があったが、実施例１に係るガスタービン３０Ａによれば、図３に矢印で示すように、翼底流路１１ｅにおける冷却空気Ｃ１の流れの剥離を抑制し、圧力損失を低減させることができる。
【００３４】
なお、実施例１においては、図１に示すように、溝１Ａの出口部１Ａｂにおける溝１Ａの底面と翼底流路１１ｅの内面とにより形成される角部は角張った形状となっているが、図４中に矢印ｒで示すように、溝１Ａの底面から翼底流路１１ｅの内面に連なる面を、内側に凸となる曲面に形成してもよい。この場合、冷却空気Ｃ１の翼底流路１１ｅへの流入をよりスムーズにすることができる。したがって、翼底流路１１ｅにおける冷却空気Ｃ１の流れの剥離をさらに抑制し、より一層圧力損失を低減させることができる。
【００３５】
また、実施例１においては、サイドプレート２は平坦な円盤状の板として説明したが、これ以外にも、例えば、サイドプレート２の翼底流路１１ｅと対向する位置に周状の凹部を形成するようにしてもよい。この場合、冷却空気の周方向における圧力を均一にすることができるため、冷却空気Ｃ１を翼底流路１１ｅへ流入しやすくすることができる。
【００３６】
このように、実施例１に係るガスタービン３０Ａにおいては、外周面に翼溝１１ｂが形成されるディスク部１１ａと、翼溝１１ｂに嵌め合わされる翼根１０ａを有する動翼１０と、翼根１０ａと前記翼溝１１ｂとが嵌め合わされることで、ディスク部１１ａの軸方向に沿って翼溝１１ｂ内に形成される翼底流路１１ｅと、ディスク部１１ａの軸方向の端面１１ｄに形成され、ディスク部１１ａの径方向内側から径方向外側に延びて翼底流路１１ｅに連通する溝１Ａと、を備えている。したがって、溝１Ａに沿って流通する冷却空気Ｃ１を翼底流路１１ｅに流入させることができるため、冷却空気Ｃ１を径方向から軸方向へ向けて流通させることができる。このとき、溝１Ａに沿って流通する冷却空気Ｃ１は、径方向へ流通することから、冷却空気Ｃ１の周方向への流動を抑制することができ、流れの方向に直交する成分である周方向速度成分をほぼ０とした状態で翼底流路１１ｅへ流入させることができる。これにより、翼底流路１１ｅにおける冷却空気Ｃ１の流れの剥離を抑制し、圧力損失を低減させることができる。また、ディスク部１１ａが回転することで生じる遠心力によるポンピング効果により、冷却空気Ｃ１は、径方向内側から径方向外側に向かって加圧される。
【００３７】
また、実施例１に係るガスタービン３０Ａにおいては、溝１Ａが形成されるディスク部１１ａの端面１１ｄに当接するサイドプレート２を、さらに備えている。したがって、サイドプレート２に冷却空気Ｃ１を径方向に流通させるためのキャビティを形成する必要がないため、サイドプレート２の板厚を薄くし、重量を軽減することができる。これにより、サイドプレート２を含む回転部材全体の重量を軽減することができ、これに伴い回転部材を覆う静止部材の重量も軽減することができるため、ガスタービン３０Ａ全体の重量を軽減することができる。このことは、特に、より軽量なガスタービン３０Ａが要求される航空機用のガスタービン３０Ａにおいて有効である。
【００３８】
また、実施例１に係るガスタービン３０Ａにおいては、溝１Ａの底面から翼底流路１１ｅの内面に連なる面は、曲面としている。したがって、溝１Ａから翼底流路１１ｅへの冷却空気Ｃ１の流入をよりスムーズにすることができるため、翼底流路１１ｅにおける冷却空気Ｃ１の流れの剥離をさらに抑制し、より一層圧力損失を低減させることができる。
【実施例２】
【００３９】
以下、本発明に係るガスタービンの実施例２について説明する。ここで、実施例１で説明したものと同じ構成要素には同一の符号を付すこととし、重複する説明については省略することとする。図５は、本発明に係るガスタービンの実施例２の概略構成を示した断面図である。図６は、図５にＩＶ−ＩＶで示した断面における断面図である。図７は、図５にＶ−Ｖで示した断面における断面図である。
【００４０】
図５，６に示すように、実施例２に係るガスタービン３０Ｂにおいては、ディスク部１１ａの端面側から見たときに、ディスク部１１ａの径方向内側から外側にゆくにしたがい幅の広さが広くなる溝１Ｂが形成されている。言い換えれば、溝１Ｂは、ディスク部１１ａの端面側から見たときに、末広がりの形状となっている（この溝１Ｂの形状をディフューザー形状という）。図７に示すように、溝１Ｂは、入口部１Ｂａの断面形状は正方形状であり、出口部１Ｂｂの形状も正方形状に形成されている。すなわち、溝１Ｂは、径方向におけるいずれの断面においても断面形状が正方形状となっている。そして、溝１Ｂの出口部１Ｂｂの断面積は、入口部１Ｂａの断面積よりも大きく形成されている。したがって、溝１ｂの出口部１Ｂｂ、すなわち、径方向外側における冷却空気Ｃ１の流れにより生ずる動圧を低下させ、翼底流路１１ｅへ流れ込む冷却空気Ｃ１の圧力損失を低減することができる。
【００４１】
ここで、溝１Ｂの内部を流れる冷却空気Ｃ１に働く溝１Ｂ内の摩擦抵抗（以下、管摩擦抵抗という）について説明する。
溝１Ｂの内部を流れる冷却空気Ｃ１に作用する管摩擦抵抗を下げるには、溝１Ｂの内部を流れる冷却空気Ｃ１のレイノルズ数Ｒｅを大きくすればよい。レイノルズ数Ｒｅは、下記式（１）により求めることができる。
【００４２】
【数１】
2014167281.tif 000003
【００４３】
式（１）において、ρは溝１Ｂの内部の冷却空気Ｃ１の密度、Ｄｈは溝１Ｂの断面における水力直径、ｖは溝１Ｂの内部の冷却空気Ｃ１の平均速度、μは溝１Ｂの内部の冷却空気Ｃ１の粘性係数を意味する。
【００４４】
仮に、溝１Ｂの断面積が一定で、冷却空気Ｃ１の流量も一定とした場合、ρ×ｖは一定となる。また、冷却空気Ｃ１の温度が変わらなければμも一定である。このため、式（１）より、レイノルズ数Ｒｅを大きくするためには、溝１Ｂの断面における水力直径Ｄｈを大きくする必要があることが分かる。
【００４５】
そして、溝１Ｂの断面における水力直径Ｄｈは、下記式（２）により求めることができる。
【００４６】
【数２】
2014167281.tif 000004
【００４７】
式（２）において、Ｓは溝１Ｂの断面積、Ｌは溝１Ｂの断面における溝１Ｂの壁面と冷却空気Ｃ１とが接する部分の長さである濡れ線長さを意味する。
【００４８】
ここで、溝１Ｂの断面形状を正方形状にした場合の水平直径Ｄｈと、この溝１Ｂの断面形状を正方形状にした場合と同じ断面積Ｓで形状を長方形状とした場合の水力直径Ｄｈについて比較する。
溝１Ｂの断面形状を正方形状にした場合、１辺の長さを「２ａ」とすると、Ｓは「２ａ×２ａ＝４ａ２」となり、Ｌは「２ａ＋２ａ＋２ａ＋２ａ＝８ａ」となる。このため、式（２）より、溝１Ｂの断面形状を正方形状にした場合、Ｄｈは「（４×４ａ２）／８ａ＝２ａ」となる。これに対し、溝１Ｂの断面形状を長方形状にした場合、短辺の長さを「ａ」とし、長辺の長さを「４ａ」とすると、Ｓは「ａ×４ａ＝４ａ２」となり、Ｌは「ａ＋ａ＋４ａ＋４ａ＝１０ａ」となる。このため、式（２）より、溝１Ｂの断面形状を長方形状にした場合、Ｄｈは「（８／５）ａ」となる。つまり、断面積Ｓを同一とした場合、水平直径Ｄｈは、長方形状よりも正方形状のほうが大きくなるため、断面形状を正方形状とすることで、長方形状とした場合に比べ、レイノルズ数Ｒｅを大きくすることができる。そして、実施例２に係るガスタービン３０Ｂにおいては、溝１Ｂの断面形状を正方形状としているため、長方形状とした場合に比べ、レイノルズ数Ｒｅを大きくすることができるため、管摩擦抵抗を下げることができ、溝１Ｂの内部における冷却空気Ｃ１の圧力損失を低減することができる。したがって、翼底流路１１ｅへ流れ込む冷却空気Ｃ１の圧力損失を低減することができる。
【００４９】
次に、溝１Ｂ内の冷却空気Ｃ１の周方向の速度と、溝１Ｂ内の冷却空気Ｃ１の圧力との関係について説明する。
冷却空気Ｃ１は、ディスク部１１ａの回転により生ずる遠心力により加圧される。このため、冷却空気Ｃ１に作用する遠心力と冷却空気Ｃ１の圧力がつりあうために、密度の変化しない非圧縮の流れを仮定すると、下記式（３）の関係が成立する。
【００５０】
【数３】
2014167281.tif 000005
【００５１】
式（３）において、Ｐは冷却空気Ｃ１の圧力、ｒはディスク部１１ａの半径、ρは冷却空気Ｃ１の密度、ｖθは冷却空気Ｃ１の周方向の速度を意味する。つまり、式（３）より、溝１Ｂ内の冷却空気Ｃ１の周方向の速度ｖθを速くすることで、溝１Ｂの出口部１Ｂｂにおける冷却空気Ｃ１の圧力Ｐを高めることができることが分かる。
【００５２】
そして、実施例２に係るガスタービン３０Ｂにおいては、溝１Ｂの出口部１Ｂｂにおける冷却空気Ｃ１の周方向の速度ｖθを速くすることができるため、溝１Ｂの出口部１Ｂｂにおける冷却空気Ｃ１の圧力Ｐを高めることができる。したがって、翼底流路１１ｅへ流れ込む冷却空気Ｃ１の圧力損失を低減することができる。
【００５３】
なお、実施例２においては、翼底流路１１ｅへ流れ込む冷却空気Ｃ１の圧力損失をより低減することができ、かつ、加工が容易であることから、溝１Ｂの断面形状を正方形状としたものを例として説明した。しかしながら、ディフューザー形状の溝１Ｂであれば、正方形状以外の断面形状、例えば、溝１Ｂの断面形状を長方形状とした場合であっても翼底流路１１ｅへ流れ込む冷却空気Ｃ１の圧力損失を低減する効果を得ることができる。このため、溝１Ｂの断面形状には、正方形状以外にも、長方形状や半円形状や半楕円形状の他の形状を適用することも可能である。
【００５４】
このように、実施例２に係るガスタービン３０Ｂにおいては、溝１Ｂは、ディスク部１１ａの径方向に直交する面で切った流路断面積が、ディスク部１１ａの径方向内側から径方向外側に向かって広くなっている。したがって、溝１Ｂの径方向内側の流路断面積よりも径方向外側の流路断面積の方が大きくなるため、溝１Ｂの径方向外側における冷却空気Ｃ１の流速を低下させることができる。このため、溝１Ｂの径方向外側における冷却空気Ｃ１の摩擦抵抗を低下させることができ、翼底流路１１ｅへ流れ込む冷却空気Ｃ１の圧力損失を低減することができる。
【００５５】
また、実施例２に係るガスタービン３０Ｂにおいては、溝１Ｂは、ディスク部１１ａの径方向に直交する面で切った断面形状が正方形である。したがって、溝１Ｂの摩擦抵抗をより小さくすることができるため、溝１Ｂの内部における冷却空気の圧力損失を低減することができる。
【００５６】
なお、実施例１及び実施例２においては、溝１Ｂと翼底流路１１ｅとの接続部分における連通口の開口面積を、この接続部分における翼底流路１１ｅの流路断面積に比して広くしてもよい。これにより、翼底流路１１ｅの流路断面積よりも連通口の開口面積が大きくなることから、連通口における冷却空気Ｃ１の流速に比して、翼底流路１１ｅ内における冷却空気Ｃ１の流速を速くすることができるため、冷却空気Ｃ１を加速させて翼底流路１１ｅ内に流入させることができる。
【００５７】
このように、実施例１及び実施例２に係るガスタービン３０Ｂにおいては、溝１Ｂと翼底流路１１ｅとの接続部分における連通口の開口面積は、この接続部分における翼底流路１１ｅの流路断面積に比して広くなっている。したがって、翼底流路１１ｅの流路断面積よりも連通口の開口面積が大きくできることから、連通口における冷却空気Ｃ１の流速に比して、翼底流路１１ｅ内における冷却空気Ｃ１の流速を速くすることができるため、冷却空気Ｃ１を加速させて翼底流路１１ｅ内に流入させることができる。このため、翼底流路１１ｅの連通口側における冷却空気Ｃ１の剥離をより好適に抑制することができる。
【符号の説明】
【００５８】
１Ａ，１Ｂ  溝
２  サイドプレート
１０  動翼
１０ａ  翼根
１１  第１の回転部材
１１ａ  ディスク部
１１ｂ  翼溝
１１ｅ  翼底流路
２０  静翼
３０Ａ，３０Ｂ  ガスタービン
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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