(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼本体と、
前記翼本体に少なくとも１つ以上内装された、翼高さ方向の冷却通路である翼高さ方向冷却通路と、
前記翼本体の表面にコーティングされる遮熱コーティング材とを備えるガスタービン冷却翼において、
前記翼本体の後縁端である翼後縁端部に最も近い前記翼高さ方向冷却通路の後端部と前記翼後縁端部との間の領域である翼後縁部では、前記遮熱コーティング材の厚みが前記翼後縁端部へ向かい漸減することを特徴とするガスタービン冷却翼。
【請求項２】
前記遮熱コーティング材の厚みは、前記翼本体のメタル温度が予め定められた制限値を超えない範囲の厚みであることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン冷却翼。
【請求項３】
前記翼後縁部の周の長さが翼面全周の長さの１０％以下であることを特徴とする請求項１又は２に記載のガスタービン冷却翼。
【請求項４】
前記翼本体のチップ側において、前記翼本体の前縁端である翼前縁端部から前記翼後縁端部へ、コーティング施工ノズルが移動しながら、前記遮熱コーティング材の溶射を行い、前記翼後縁端部まで到達すると、前記コーティング施工ノズルがハブ側に移動し、前記翼後縁端部から前記翼前縁端部へ、前記コーティング施工ノズルが移動しながら、前記溶射を行うという動作を繰り返しながら、前記チップ側から前記ハブ側へ前記溶射を行っていき、さらに、前記コーティング施工ノズルの、プラズマ強度、移動速度、溶射量、又は、移動距離のいずれか１つを、前記翼後縁部において前記遮熱コーティング材の厚みが前記翼後縁端部へ向かい漸減するように変更することで、
請求項１から３のいずれか１項に記載のガスタービン冷却翼を製造することを特徴とするガスタービン冷却翼の製造方法。
【請求項５】
請求項１から３のいずれか１項に記載のガスタービン冷却翼を備えることを特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン冷却翼に関する。
【背景技術】
【０００２】
高温の燃焼ガスにさらされるガスタービン冷却翼は、遮熱コーティングと、翼内部に形成された冷却通路を流れる冷却空気によって、長期間の運転に耐えられる冷却性能を確保している。
【０００３】
まず、後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼について図５を用いて説明する。図５（ａ）のように、後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼１０は、翼弦方向冷却通路（後縁噴出し）１、翼高さ方向冷却通路２、遮熱コーティング材３及び翼本体５を備える。図５（ｂ）は図５（ａ）のＡ‐Ａ断面図であり、図中の白抜き矢印は翼高さ方向冷却通路２及び翼弦方向冷却通路１における冷却空気の流れを示している。
【０００４】
上述の翼高さ方向冷却通路２は、翼本体５の前縁部（以下、翼前縁部と記載）６近傍から後縁部（以下、翼後縁部と記載）４近傍に亘る部分を冷却するために内装された、翼高さ方向（図５（ｂ）における上下方向）に延びる冷却通路である。
【０００５】
上述の翼弦方向冷却通路１は、特に翼後縁部４を冷却するために内装された、翼弦方向（図５（ｂ）における左右方向）の冷却通路であり、これに連通する翼高さ方向冷却通路２の後端部（以下、翼高さ方向冷却通路後端部と記載）２ａから翼本体５の後縁端（以下、翼後縁端部と記載）５ｂへ冷却空気を噴出すものである。
【０００６】
上述の遮熱コーティング材３は、翼本体５の遮熱のために表面全体にコーティングされるもので、従来は翼面全周にわたり、ほぼ一様の厚みにコーティングされる。
【０００７】
また、ガスタービン後方段の翼長の長いガスタービン冷却翼には、後縁噴出しを有しないガスタービン冷却翼が用いられるが、図６（ａ）のように、後縁噴出しを有しないガスタービン冷却翼２０は、翼高さ方向冷却通路（マルチホール）１２ａ〜１２ｆ、遮熱コーティング材３及び翼本体１５を備える。図６（ｂ）は図６（ａ）のＢ‐Ｂ断面図であり、図中の白抜き矢印は翼高さ方向冷却通路１２ａ〜１２ｆにおける冷却空気の流れを示している。
【０００８】
尚、図６（ａ）（ｂ）を見ればわかるように、後縁噴出しを有しないガスタービン冷却翼２０は、後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼１０と異なり、翼本体１５の翼後縁部１４に翼弦方向の冷却通路が設けられていない。
【０００９】
上述の翼高さ方向冷却通路１２ａ〜１２ｆは、翼本体１５の翼前縁部１６近傍から翼後縁部１４近傍に亘る部分を冷却するために内装された、複数の翼高さ方向に延びる冷却通路であり、第１翼高さ方向冷却通路１２ａが最も翼後縁部１４側、第６翼高さ方向冷却通路１２ｆが最も翼前縁部１６に設けられている。
【００１０】
上述の遮熱コーティング材３は、後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼１０における遮熱コーティング材３と同一である。
【００１１】
尚、ここでいう翼弦方向とは、翼本体５，１５の前縁端（以下、翼前縁端部と記載）５ａ，１５ａから翼後縁端部５ｂ，１５ｂにかけての翼本体５，１５の厚みの中間位置を結んだ線分で示される方向を意味し、その線分をキャンバーライン７，１７という。
【００１２】
また、翼高さ方向とは、翼本体５，１５の一方端５ｃ，１５ｃと他方端５ｄ，１５ｄとを結んだ線分で示される方向を意味する。
【００１３】
一般に、上述のようなガスタービン冷却翼の空力性能は、翼後縁部の幅（厚み）が薄いほど良いことが知られている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００１４】
【特許文献１】特開平６−１０６０８号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１５】
図７は、互いに隣接する第１ガスタービン冷却翼３０及び第２ガスタービン冷却翼４０の位置関係を示している。第１ガスタービン冷却翼３０と第２ガスタービン冷却翼４０は同一の形状である。
【００１６】
図中のｕは、第１ガスタービン冷却翼３０の翼後縁端部２５ｂから第２ガスタービン冷却翼４０までの最短距離の幅（以下、スロート幅と記載）５０であり、図中のｔTEは、第１ガスタービン冷却翼３０及び第２ガスタービン冷却翼４０の翼後縁部４４の幅（厚み）である。
【００１７】
図２に示すように、空力性能の低下を表す全圧損失係数Ｙpは、翼後縁部４４の幅ｔTEとスロート幅ｕ（５０）との比ｔTE／ｕに略比例するため、遮熱コーティング材や冷却通路による翼後縁部４４の幅（厚み）ｔTEの増加は、全圧損失係数Ｙpの増加、即ち、空力性能の低下をもたらす。例えば、ｔTE／ｕの０．０５の増加に対して、Ｙpは０．５％程度の増加となる。そのため、翼後縁部４４の幅（厚み）ｔTEが薄いほど空力性能は向上する。
【００１８】
しかし、翼本体の強度や冷却通路の幅を一定以上確保しなければならないため、翼後縁部４４の幅（厚み）ｔTEを薄くするには制約がある。
【００１９】
ここで、図５（ａ）におけるガスタービン冷却翼１０の腹側と背側（腹側と背側の境界は、図中の翼前縁端部５ａ及び翼後縁端部５ｂ）それぞれにおける翼表面上の周の長さをＳ、図５（ａ）における翼本体５の翼前縁端部５ａ（ｘ／Ｓ＝０）からの翼表面上の周方向の距離（背側は＋、腹側は−）をｘとすると、翼表面位置ｘ／Ｓと翼本体のメタル温度の関係は図８のようになる。このグラフを見ると、翼本体のメタル温度は翼表面位置ｘ／Ｓによってばらつきがあることがわかる。
【００２０】
図８中のαは、図５（ａ）における翼後縁部４の背側の長さαを、図８中のβは、図５（ａ）における翼後縁部４の腹側の長さβをそれぞれ示している。この範囲を見ればわかるように、翼後縁部４のメタル温度は予め定められた制限値を下回っているため、翼後縁部４の遮熱コーティング材３の厚みを薄くする余地がある。
【００２１】
特許文献１には、翼本体に段を設けることで翼後縁部の遮熱コーティング材の厚みを薄くする方法が挙げられているが、これでは翼本体の表面上に段差が形成されるため強度が低下してしまう可能性があるとともに、翼後縁部自体の幅（厚み）は薄くならないので空力性能は向上しない。
【００２２】
そこで本発明では、翼本体の形状はそのままで、遮熱コーティング材の厚みを変更することで、上述の問題点を解決することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００２３】
上記課題を解決する第１の発明に係るガスタービン冷却翼は、
翼本体と、
前記翼本体に少なくとも１つ以上内装された、翼高さ方向の冷却通路である翼高さ方向冷却通路と、
前記翼本体の表面にコーティングされる遮熱コーティング材とを備えるガスタービン冷却翼において、
前記翼本体の後縁端である翼後縁端部に最も近い前記翼高さ方向冷却通路の後端部と前記翼後縁端部との間の領域である翼後縁部では、前記遮熱コーティング材の厚みが前記翼後縁端部へ向かい漸減することを特徴とする。
【００２４】
上記課題を解決する第２の発明に係るガスタービン冷却翼は、
上記第１の発明に係るガスタービン冷却翼において、
前記遮熱コーティング材の厚みは、前記翼本体のメタル温度が予め定められた制限値を超えない範囲の厚みであることを特徴とする。
上記課題を解決する第３の発明に係るガスタービン冷却翼は、
上記第１又は第２の発明に係るガスタービン冷却翼において、
前記翼後縁部の周の長さが翼面全周の長さの１０％以下であることを特徴とする。
上記課題を解決する第４の発明に係るガスタービン冷却翼の製造方法は、
前記翼本体のチップ側において、前記翼本体の前縁端である翼前縁端部から前記翼後縁端部へ、コーティング施工ノズルが移動しながら、前記遮熱コーティング材の溶射を行い、前記翼後縁端部まで到達すると、前記コーティング施工ノズルがハブ側に移動し、前記翼後縁端部から前記翼前縁端部へ、前記コーティング施工ノズルが移動しながら、前記溶射を行うという動作を繰り返しながら、前記チップ側から前記ハブ側へ前記溶射を行っていき、さらに、前記コーティング施工ノズルの、プラズマ強度、移動速度、溶射量、又は、移動距離のいずれか１つを、前記翼後縁部において前記遮熱コーティング材の厚みが前記翼後縁端部へ向かい漸減するように変更することで、
上記第１から第３のいずれか１つの発明に係るガスタービン冷却翼を製造することを特徴とする。
上記課題を解決する第５の発明に係るガスタービンは、
上記第１から第３のいずれか１つの発明に係るガスタービン冷却翼を備えることを特徴とする。
【発明の効果】
【００２５】
上記第１の発明に係るガスタービン冷却翼によれば、翼後縁部における遮熱コーティング材の厚みを漸減させることにより、強度を低下させることなく空力性能を向上させることができる。
【００２６】
上記第２の発明に係るガスタービン冷却翼によれば、翼本体のメタル温度が制限値を超えない範囲で翼後縁部における遮熱コーティング材の厚みを漸減させることにより、強度を低下させることなく空力性能を向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００２７】
【図１】本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼の翼後縁部周辺の断面図である。（ａ）は後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼について、（ｂ）は後縁噴出しを有しないガスタービン冷却翼についてのものである。
【図２】本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼のｔTE／ｕとＹpとの関係を示したグラフである。
【図３】本発明の実施例２に係るガスタービン冷却翼の遮熱コーティング材の施工方法を示した概略図とグラフである。（ａ）は遮熱コーティング材の溶射量を変更して施工する方法を表す概略図、（ｂ）は（ａ）における遮熱コーティング材の溶射量とコーティング施工ノズル位置の関係を示すグラフ、（ｃ）は遮熱コーティング材の移動距離を変更して施工する方法を表した概略図である。
【図４】本発明の実施例２に係るコーティング材施工ノズルの移動方向を示した概略図である。（ａ）は翼前縁端部から翼後縁端部への方向、（ｂ）はハブ側からチップ側への方向についてのものである。
【図５】従来の後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼についての図である。（ａ）は翼高さ方向から見た断面図、（ｂ）は（ａ）のＡ‐Ａ断面図である。
【図６】従来の後縁噴出しを有しないガスタービン冷却翼についての図である。（ａ）は翼高さ方向から見た断面図、（ｂ）は（ａ）のＢ‐Ｂ断面図である。
【図７】スロート及び翼後縁部の幅を説明する概略図である。
【図８】従来のガスタービン冷却翼における翼表面位置とメタル温度との関係を示したグラフである。
【発明を実施するための形態】
【００２８】
以下、本発明に係るガスタービン冷却翼を実施例にて図面を用いて説明する。
【実施例１】
【００２９】
図１（ａ）は、本発明の実施例１に係る後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼の翼後縁部周辺の断面図である。図中の破線は従来の遮熱コーティング材の厚みを表しており、（翼面全周にわたり）ほぼ一様の厚みとなっている。一方、本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼の翼後縁部４では、図中の実線で示すように、遮熱コーティング材３の厚みが翼後縁端部５ｂへ向かい漸減する。
【００３０】
上述の翼後縁部４とは、翼高さ方向冷却通路後端部２ａと翼後縁端部５ｂとの間の領域、即ち、翼高さ方向冷却通路後端部２ａを通り翼弦方向（キャンバーライン７）に略垂直な仮想平面Ｌで区切られた、翼本体５の２つの領域のうち、翼後縁端部５ｂを含む領域を指す。このとき、翼後縁部４の周の長さは翼面全周の長さの１０％以下となる。
【００３１】
図１（ｂ）は、本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼のうち、後縁噴出しを有しないガスタービン冷却翼についての翼後縁部１４周辺の断面図である。図１（ａ）と同じく、図中の破線は従来の遮熱コーティング材の厚みを表しており、（翼面全周にわたり）ほぼ一様の厚みとなっている。一方、本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼の翼後縁部１４では、図中の実線で示すように、遮熱コーティング材３の厚みが翼後縁端部１５ｂへ向かい漸減していることがわかる。
【００３２】
上述の翼後縁部１４とは、第１翼高さ方向冷却通路後端部１２ａ‐１と翼後縁端部１５ｂとの間の領域、即ち、翼後縁端部１５ｂに最も近い第１翼高さ方向冷却通路１２ａの後端部１２ａ‐１を通り翼弦方向（キャンバーライン１７）に略垂直な仮想平面Ｌ´で区切られた、翼本体１５の２つの領域のうち、翼後縁端部１５ｂを含む領域を指す。このとき、翼後縁部１４の周の長さは翼面全周の長さの１０％以下となる。
【００３３】
勿論、遮熱コーティング材３を薄くすることで翼後縁部４，１４のメタル温度は上昇する。そのためメタル温度が予め定められた制限値を超えない範囲で最も薄くするものとする。
【００３４】
上述のような構成とすることで、翼後縁部４，１４が薄くなり、空力性能が向上する。また、翼本体５，１５を薄くするわけではないため、従来のガスタービン冷却翼と比べて強度を低下させることはなく、殊に後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼１０においては、翼弦方向冷却通路１の確保が可能となる。
【００３５】
このように、本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼は、後縁噴出しを有する（１つの翼高さ方向冷却通路が内装された）ガスタービン冷却翼１０と、後縁噴出しを有しない（複数の翼高さ方向冷却通路が内装された）ガスタービン冷却翼２０のどちらにも対応可能である。
【００３６】
言い換えれば、本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼は、翼本体と、翼本体に少なくとも１つ以上内装された翼高さ方向冷却通路と、翼本体の表面全体にコーティングされる遮熱コーティングとを備えるガスタービン冷却翼において、翼後縁端部に最も近い翼高さ方向冷却通路の後端部と、翼後縁端部との間の領域である翼後縁部では、遮熱コーティングの厚みが翼後縁端部へ向かい漸減することにより、高い空力性能を持つ形状を実現可能とするものである。
【００３７】
尚、本実施例では、翼後縁部の周の長さを翼面全周の長さの１０％以下としたが、仕様によって多少の変化があるため、１０％以下に限定されるものではない。また、翼高さ方向冷却通路２，１２ａ〜１２ｆの個数は適宜変更しても構わない。さらに、本実施例はガスタービン冷却翼であれば動翼にも静翼にも適用することができる。
【実施例２】
【００３８】
本発明の実施例２では、本発明の実施例１に係るガスタービン冷却翼のように、翼後縁部における遮熱コーティング材の厚みを翼後縁端部に向かって漸減させるコーティング方法を示す。
【００３９】
まず、図４（ａ）（ｂ）は、翼本体５を簡略化した図であるが、図の上側がチップ、下側がハブ、左側が前縁端部、右側が後縁端部である。
【００４０】
遮熱コーティング材のコーティング方法としては、例えば、図４（ａ）のように、翼本体５の腹側面について、チップ側における前縁端部（０％）から後縁端部（１００％）の方向にコーティング施工ノズルが移動しながら遮熱コーティング材の溶射を行い、後縁端部（１００％）まで到達するとコーティング施工ノズルがハブ側に移動し、今度は後縁端部（１００％）から前縁端部（０％）の方向に移動しながら溶射を行うという動作を繰り返しながら、徐々にチップ側からハブ側へ溶射していく方法がある。尚、上記は腹側の溶射についての例を示しているが、背側も同様である。
【００４１】
上述の方法において、チップ側からハブ側まで一通り溶射した時点を１回とし、１回を終えると最初の位置に戻り、同様の動作を計１０回行う場合を想定し、翼後縁部における遮熱コーティング材の厚みを翼後縁端部に向かって漸減させる方法の一例を以下に挙げる。尚、簡略化するため、腹側の溶射についてのみ言及するが、背側も同様である。
【００４２】
まず、プラズマ強度の変更を用いる場合は、１０回全てにおいて、０〜９０％の位置はプラズマ強度１００％、翼後縁部に対応する９０〜１００％の位置はプラズマ強度を１００％から５０％に漸減しながら施工する。
【００４３】
次に、コーティング施工ノズルの移動速度の変更を用いる場合は、１０回全てにおいて、０〜９０％の位置は移動速度１００％、９０〜１００％の位置は移動速度を１００〜２００％に漸増しながら施工する。
【００４４】
さらに、遮熱コーティング材の溶射量の変更を用いる場合は、１０回全てにおいて、０〜９０％の位置は溶射量１００％、９０〜１００％の位置は溶射量を１００％から５０％に漸減しながら施工する。
【００４５】
図３（ａ）（ｂ）は、後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼を例として、上述の遮熱コーティング材の溶射量の変更を用いる場合を説明するものである。図３（ａ）は翼後縁部４の概略図、図３（ｂ）は翼後縁部４におけるコーティング施工ノズルの位置と遮熱コーティング材の溶射量との関係を表しているが、図３（ａ）の矢印Ｃはコーティング施工ノズルの進行方向を示しており、図３（ａ）のＤ〜Ｅと図３（ｂ）のＤ〜Ｅとは対応している。また図３（ｂ）におけるＬは、図３（ａ）における仮想平面Ｌの位置を示している。
【００４６】
遮熱コーティング材の溶射量は、図３（ｂ）を見ると、Ｄ〜Ｌで一定（Ｄより前縁側も全て一定）である。従来はＬ〜Ｅにおいてもそのまま一定とし、翼全体の遮熱コーティング材３の厚みをほぼ一様とするが、ここでは、Ｌ〜Ｅにおいて、Ｅに近づくにつれて遮熱コーティング材の溶射量が漸減している。これにより、翼後縁部４における遮熱コーティング材３の厚みを翼後縁端部５ｂに向かって漸減させることが可能となる。
【００４７】
また、図４（ａ）において、コーティング施工ノズルの移動距離の変更を用いる場合は、溶射１〜８回目は移動距離０〜１００％で施工し、９，１０回目は移動距離０〜９０％で施工する。
【００４８】
図３（ｃ）は、後縁噴出しを有するガスタービン冷却翼を例として、上述のコーティング施工ノズルの移動距離の変更を用いる場合を説明するものである。図中のコーティング施工ノズル６０は矢印Ｆで示した方向に移動する。
【００４９】
従来であればコーティング施工ノズル６０は翼後縁端部５ｂの位置まで移動するところ、ここでは途中で停止し、翼後縁部４付近は、コーティング施工ノズル６０から溶射される遮熱コーティング材６３が翼本体５に到達するまでに拡散されることで、拡散した遮熱コーティング材がコーティングされる。距離が離れるほど遮熱コーティング材６３の拡散量が減少するため、翼後縁部４における遮熱コーティング材３の厚みを翼後縁端部５ｂに向かって漸減させることが可能となる。
【００５０】
上述の他にも、翼本体５に対するコーティング施工ノズルの溶射距離を変更する等の方法が考えられる。
【００５１】
また、図４（ｂ）のように、翼本体５の腹側面について、翼前縁端部側におけるチップ側（０％）からハブ側（１００％）の方向にコーティング施工ノズルが移動しながら遮熱コーティング材の溶射を行い、ハブ側（１００％）まで到達するとコーティング施工ノズルが後縁側に移動し、今度はハブ側（１００％）からチップ側（０％）の方向に移動しながら溶射を行うという動作を繰り返しながら、徐々に前縁端部から後縁端部へ溶射していく方法もあるが、この方法にも上述の手順を転用することができる。
【００５２】
但し、本実施例で挙げた方法は、上述の数値に限定されるものではなく、ガスタービン冷却翼の形状設計によって変化する。
【産業上の利用可能性】
【００５３】
本発明は、ガスタービン冷却翼として好適である。
【符号の説明】
【００５４】
１  翼弦方向冷却通路（後縁噴出し）
２  翼高さ方向冷却通路
２ａ  翼高さ方向冷却通路後端部
３  遮熱コーティング材
４，１４，４４  翼後縁部
５，１５  翼本体
５ａ，１５ａ  翼前縁端部
５ｂ，１５ｂ，２５ｂ  翼後縁端部
６，１６  翼前縁部
７，１７  キャンバーライン
１０  （後縁噴出しを有する）ガスタービン冷却翼
１２ａ  第１翼高さ方向冷却通路（マルチホール）
１２ａ‐１  第１翼高さ方向冷却通路（マルチホール）後端部
１２ｂ  第２翼高さ方向冷却通路（マルチホール）
１２ｃ  第３翼高さ方向冷却通路（マルチホール）
１２ｄ  第４翼高さ方向冷却通路（マルチホール）
１２ｅ  第５翼高さ方向冷却通路（マルチホール）
１２ｆ  第６翼高さ方向冷却通路（マルチホール）
２０  （後縁噴出しを有しない）ガスタービン冷却翼
３０  第１ガスタービン冷却翼
４０  第２ガスタービン冷却翼
５０  スロート幅
６０  コーティング施工ノズル
６３  （溶射される）遮熱コーティング材
【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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