(57)【要約】【課題】拡大部での拡大角を大きくすることができ、平均フィルム冷却効率を向上させることができるフィルム冷却構造を提供する。【解決手段】フィルム冷却孔１４の拡大部１４ｂの流路が、表面１２に向う全域にわたって、燃焼ガス１の流れ方向に対して直交方向の両側方向に指数関数的に拡大する。また、拡大部１４ｂの流路が、表面１２に向う全域にわたって、燃焼ガス１の流れ方向下流側に指数関数的に拡大する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼ガスに曝される表面と該表面の反対側に位置する内面と有する構造壁を備え、該構造壁に前記内面側の冷却空気を表面側へと導き表面のフィルム冷却を行なうためのフィルム冷却孔が形成されたフィルム冷却構造において、
前記フィルム冷却孔は、前記内面から前記表面に向って前記構造壁内の途中位置まで延びる導入部と、該導入部の表面側端部から前記表面に向って断面積が漸増し前記表面で開口する拡大部とを有し、
該拡大部は、前記表面に向う全域にわたって、前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の両側壁面が滑らかな曲面で構成されて流路が拡大することを特徴とするフィルム冷却構造。
【請求項２】
前記フィルム冷却孔の軸線は、前記燃焼ガスの流れに沿う方向に前記冷却空気が前記フィルム冷却孔から吹き出されるように前記構造壁の表面に対して所定角度傾斜しており、
前記拡大部は、前記表面に向う全域にわたって、燃焼ガスの流れ方向上流側を向く壁面が滑らかな曲面で構成されて流路が拡大する請求項１記載のフィルム冷却構造。
【請求項３】
燃焼ガスに曝される表面と該表面の反対側に位置する内面と有する構造壁を備え、該構造壁に前記内面側の冷却空気を表面側へと導き表面のフィルム冷却を行なうためのフィルム冷却孔が形成されたフィルム冷却構造において、
前記フィルム冷却孔は、前記内面から前記表面に向って前記構造壁内の途中位置まで延びる導入部と、該導入部の表面側端部から前記表面に向って断面積が漸増し前記表面で開口する拡大部と、該拡大部の内部を燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向に複数に仕切る仕切り部とを有する、ことを特徴とするフィルム冷却構造。
【請求項４】
前記仕切り部は、フィルム冷却孔の内部において前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の中間位置に形成され前記燃焼ガスの流れ方向上流側を向く壁面と下流側を向く壁面のいずれか一方から他方に向って突出し前記構造壁の前記内面から前記表面に向って孔内部の全域にわたって延びる請求項３記載のフィルム冷却構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジンの構成部品（タービン翼等）の表面をフィルム冷却するのに好適なフィルム冷却構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンの効率は燃焼ガス温度の上昇に伴って増大するが、この燃焼ガスは、燃焼ガスの流路に配置された構成部品（燃焼器ライナ、タービン翼、タービンシュラウド等）の構造壁を高温に加熱する。したがって、そのような構成部品の構造壁を効率的に冷却するために、内部に冷却通路を設け、冷却空気を流して対流冷却するとともに、フィルム冷却孔から冷却空気を高温の燃焼ガスに曝される表面にフィルム状に噴出させてフィルム冷却を行うフィルム冷却構造が採用される（例えば下記特許文献１〜５を参照）。
【０００３】
図６に、従来のフィルム冷却構造３０の一例を示す。図６において、（ｂ）は（ａ）の６ｂ−６ｂ線断面図であり、（ｃ）は（ｂ）の６ｃ−６ｃ線断面図である。
図６において、構造壁３１は燃焼ガス１に曝される表面３２とこの表面３２の反対側に位置する内面３３と有する。構造壁３１には、内面３３側の冷却空気５を表面３２側へと導き表面３２のフィルム冷却を行なうためのフィルム冷却孔３４が表面３２に対して所定角度傾斜して形成されている。フィルム冷却孔３４は、内面３３から表面３２に向って構造壁３１内の途中位置まで延びる導入部３４ａと、この導入部３４ａの表面３２側端部から表面３２に向って断面積が漸増し表面３２で開口する拡大部３４ｂ（ディフューザ）とを有する。図６（ｂ）に示すように、拡大部３４ｂにおいて、燃焼ガス１の流れ方向上流側を向く壁面３５は直線的に形成されている。また、図６（ｃ）に示すように、拡大部３４ｂにおいて、燃焼ガス１の流れ方向に対して直交方向の両側壁面３６，３６は直線的に形成されている。
【０００４】
【特許文献１】特開２００６−９７８５号公報
【特許文献２】特開２００５−９０５１１号公報
【特許文献３】特開２００３−４１９０２号公報
【特許文献４】特開２００１−１７３４０５号公報
【特許文献５】特開平１０−８９００５号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
フィルム冷却では、冷却空気５を冷却すべき表面３２になるべく薄く広く展開し、且つなるべくその表面３２上に付着させることが望ましい。したがって、表面３２において冷却空気５を薄く広く展開ためには、拡大部３４ｂでの拡大角をできるだけ大きくすることが効果的である。
しかし、上述した従来のフィルム冷却構造３０の拡大部３４ｂでは孔断面積が直線的に拡大するため、拡大部３４ｂでの拡大角を大きくし過ぎると、孔内部で冷却空気５の剥離が生じ、このため、冷却空気５を効果的に拡散することがでず、平均フィルム冷却効率を向上させることが困難であるという問題があった。
【０００６】
本発明は、このような問題に鑑みてなされものであり、拡大部での拡大角を大きくすることができ、平均フィルム冷却効率を向上させることができるフィルム冷却構造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】
【０００７】
上記の課題を解決するため、本発明のフィルム冷却構造は、以下の手段を採用する。
（１）すなわち、本発明は、燃焼ガスに曝される表面と該表面の反対側に位置する内面と有する構造壁を備え、該構造壁に前記内面側の冷却空気を表面側へと導き表面のフィルム冷却を行なうためのフィルム冷却孔が形成されたフィルム冷却構造において、前記フィルム冷却孔は、前記内面から前記表面に向って前記構造壁内の途中位置まで延びる導入部と、該導入部の表面側端部から前記表面に向って断面積が漸増し前記表面で開口する拡大部とを有し、該拡大部は、前記表面に向う全域にわたって、前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の両側壁面が滑らかな曲面で構成されて流路が拡大することを特徴とする。
【０００８】
このように、フィルム冷却孔の拡大部の流路が、表面に向う全域にわたって、燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の両側壁面が滑らかな曲面で構成されて流路が拡大するため、拡大部の横方向の拡大角を大きくしても、コアンダ効果により冷却空気の剥離が抑制される。したがって、従来技術と比較して冷却空気を効果的に拡散することができるので、拡大部の横方向の拡大角を大きくすることができ、これにより冷却空気を構造壁の表面に薄く広く展開し、平均フィルム冷却効率を向上させることができる。なお、平均フィルム冷却効率の定義については後述する。
また、従来技術と比較して構造壁の表面に冷却空気をより薄く広く展開できるので、構造壁に形成するフィルム冷却孔の数を減らすことができる。このため、フィルム冷却構造の製作工程を少なくすることができる。また、フィルム冷却孔の数の減少に伴いガスタービンエンジンの圧縮機から抽気する冷却空気量を減らすことができるので、エンジン効率を向上させることができる。
【０００９】
（２）また、上記（１）のフィルム冷却構造において、前記フィルム冷却孔の軸線は、前記燃焼ガスの流れに沿う方向に前記冷却空気が前記フィルム冷却孔から吹き出されるように前記構造壁の表面に対して所定角度傾斜しており、該拡大部は、前記表面に向う全域にわたって、前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の両側壁面が滑らかな曲面で構成されて流路が拡大する。
【００１０】
このように、拡大部は、表面に向う全域にわたって、燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の両側壁面が滑らかな曲面で構成されて流路が拡大するため、拡大部における燃焼ガスの流れ方向下流側の拡大角を大きくしても、コアンダ効果により冷却空気の剥離が抑制される。したがって、従来技術と比較して冷却空気を燃焼ガスの流れ方向にも効果的に拡散できるので、構造壁の表面において燃焼ガスの流れ方向に冷却空気をより薄く展開することができる。
【００１１】
（３）また、本発明は、燃焼ガスに曝される表面と該表面の反対側に位置する内面と有する構造壁を備え、該構造壁に前記内面側の冷却空気を表面側へと導き表面のフィルム冷却を行なうためのフィルム冷却孔が形成されたフィルム冷却構造において、前記フィルム冷却孔は、前記内面から前記表面に向って前記構造壁内の途中位置まで延びる導入部と、該導入部の表面側端部から前記表面に向って断面積が漸増し前記表面で開口する拡大部と、該拡大部の内部を燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向に複数に仕切る仕切り部とを有する、ことを特徴とする。
【００１２】
このように、フィルム冷却孔が上記のように構成された仕切り部を有するので、実効の面積拡大率が抑えられるので、拡大部の横方向の拡大角を大きくしても、冷却空気の剥離が抑制される。したがって、従来技術と比較して冷却空気を効果的に拡散することができるので、拡大部の横方向の拡大角を大きくすることができ、これにより冷却空気を構造壁の表面に薄く広く展開し、平均フィルム冷却効率を向上させることができる。
【００１３】
（４）また、上記（３）のフィルム冷却構造において、前記仕切り部は、フィルム冷却孔の内部において前記燃焼ガスの流れ方向に対して直交する孔幅方向の中間位置に形成され前記燃焼ガスの流れ方向上流側を向く壁面と下流側を向く壁面のいずれか一方から他方に向って突出し前記構造壁の前記内面から前記表面に向って孔内部の全域にわたって延びる。
【００１４】
このように、仕切り部がフィルム冷却孔を横方向に完全に仕切らず、構造壁の厚さ方向の全域にわたって延びるので、フィルム冷却孔の加工が容易である。
【発明の効果】
【００１５】
本発明によれば、拡大部での拡大角を大きくすることができ、平均フィルム冷却効率を向上させることができるという優れた効果が得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１６】
以下、本発明の好ましい実施形態を添付図面に基づいて詳細に説明する。なお、各図において共通する部分には同一の符号を付し、重複した説明を省略する。
【００１７】
本発明のフィルム冷却構造は、ガスタービンエンジンにおける燃焼ガスの流路に配置された構成部品に適用される。この構成部品としては、燃焼器ライナ、タービンノズルベーン、タービンノズルバンド、タービン動翼、タービン静翼、タービンシュラウド、タービン排気口ライナ等がある。
【００１８】
図１に、本発明のフィルム冷却構造１０を適用したタービン動翼２の斜視図を示す。このタービン動翼２は、燃焼ガス１に曝される表面１２を有する構造壁としての翼部３と、翼部３をエンジンのロータに装着するベース部４とを備えている。翼部３の内部には、冷却空気を流す冷却回路（図示せず）が形成されている。この冷却空気は、ガスタービンエンジンの圧縮機から抽気され、ベース部４に形成された流路（図示せず）を経由して、冷却回路内に流入する。冷却回路内に流入した冷却空気は、翼部３の表面１２に多数設けられたフィルム冷却孔１４から噴出し、翼部３の表面１２をフィルム冷却する。以下、本発明のフィルム冷却構造１０の実施形態を説明する。
【００１９】
［第１実施形態］
図２に、本発明の第１実施形態にかかるフィルム冷却構造１０を示す。図２において、（ａ）はフィルム冷却構造１０を示す平面図であり、（ｂ）は（ａ）の２ｂ−２ｂ線断面図であり、（ｃ）は（ｂ）の２ｃ−２ｃ線断面図である。
上述したように、このフィルム冷却構造１０は、ガスタービンエンジンにおける燃焼ガス１の流路に配置されたタービン動翼などの構成部品に適用される。図２において、フィルム冷却構造１０は、燃焼ガス１に曝される表面１２とこの表面１２の反対側に位置する内面１３と有する構造壁１１を備える。ガスタービンにおける上記の構成部品が例えばタービン動翼である場合、タービン動翼の翼部を構成する壁が、構造壁１１となる。構造壁１１の内面１３側には、冷却空気５が流れている。
【００２０】
構造壁１１には、内面１３側の冷却空気５を表面１２側へと導き表面１２のフィルム冷却を行なうためのフィルム冷却孔１４が形成されている。図２（ｂ）に示すように、フィルム冷却孔１４の軸線は、燃焼ガス１の流れに沿う方向に冷却空気５がフィルム冷却孔１４から吹き出されるように構造壁１１の表面１２に対して所定角度傾斜している。
【００２１】
図２（ｂ）及び（ｃ）に示すように、フィルム冷却孔１４は、内面１３から表面１２に向って構造壁１１内の途中位置まで延びる導入部１４ａと、導入部１４ａの表面１２側端部から表面１２に向って断面積が漸増し表面１２で開口する拡大部１４ｂとを有している。
図２（ｃ）に示すように、拡大部１４ｂは、表面１２に向う全域にわたって、燃焼ガス１の流れ方向に対して直交する孔幅方向の両側壁面１５ａ，１５ａが滑らかな曲面で構成されて流路が拡大している。この拡大は、表面１２に向って徐々に勾配が大きくなるような、例えば指数関数的な拡大とするのが好ましい。
ここで、「燃焼ガス１の流れ方向に対して直交する孔幅方向」は、図２（ｂ）では紙面に垂直な方向であり、図２（ｃ）では左右方向である。
上記の両側壁面１５ａ，１５ａに関しての、表面１２に向って徐々に勾配が大きくなるような拡大は、上記の孔幅方向の両側壁面１５ａ，１５ａの母線を、導入部１４ａの表面１２側端部から表面１２に至る間、孔幅方向の外側に向かう滑らかな曲線とすることにより実現できる。すなわち、この曲線は、その接線方向と上記の孔幅方向とのなす角が、表面１２に向って徐々に小さくなる曲線であり、このような曲線であれば、指数関数で表現される曲線のほか、円弧であっても、曲率が途中で変化するものであってもよい。
【００２２】
また、拡大部１４ｂは、図２（ｂ）に示すように、表面１２に向う全域にわたって、燃焼ガス１の流れ方向上流側を向く壁面１５ｂが滑らかな曲面で構成されて流路が拡大している。この拡大は、表面１２に向って徐々に勾配が大きくなるような、例えば指数関数的な拡大とするのが好ましい。
上記の壁面１５ｂに関しての、表面１２に向って徐々に勾配が大きくなるような拡大は、燃焼ガス１の上流側を向く壁面１５ｂの母線を、導入部１４ａの表面１２側端部から表面１２に至る間、燃焼ガス１の下流側に向かう滑らかな曲線とすることにより実現できる。すなわち、この曲線は、その接線方向と燃焼ガス１の流れ方向とのなす角が、表面１２に向って徐々に小さくなる曲線であり、このような曲線であれば、指数関数で表現される曲線のほか、円弧であっても、曲率が途中で変化するものであってもよい。
【００２３】
本実施形態によれば、以下のような作用効果を奏する。
フィルム冷却孔１４の拡大部１４ｂの流路が、表面１２に向う全域にわたって、燃焼ガス１の流れ方向に対して直交する孔幅方向の両側壁面１５ａ，１５ａが滑らかな曲面で構成されて流路が拡大しているため、拡大部１４ｂの横方向の拡大角を大きくしても、コアンダ効果により冷却空気５の剥離が抑制される。したがって、従来技術と比較して冷却空気５を効果的に拡散することができるので、拡大部１４ｂの横方向の拡大角することができ、これにより冷却空気５を構造壁１１の表面１２に薄く広く展開し、平均フィルム冷却効率を向上させることができる。ここで、平均フィルム冷却効率は、（燃料ガス温度−構造壁の表面温度）／（燃焼ガス温度−冷却空気温度）で与えられる。
【００２４】
また、従来技術と比較して構造壁１１の表面１２に冷却空気５をより薄く広く展開できるので、構造壁１１に形成するフィルム冷却孔１４の数を減らすことができる。このため、フィルム冷却構造１０の製作工程を少なくすることができる。また、フィルム冷却孔１４の数の減少に伴いガスタービンエンジンの圧縮機から抽気する冷却空気量を減らすことができるので、エンジン効率を向上させることができる。
【００２５】
また、本実施形態によれば、拡大部１４ｂの流路が、表面１２に向う全域にわたって、燃焼ガス１の流れ方向上流側を向く壁面１５ｂが滑らかな曲面で構成されて流路が拡大しているため、拡大部１４ｂにおける燃焼ガス１の流れ方向下流側の拡大角を大きくしても、コアンダ効果により冷却空気５の剥離が抑制される。したがって、従来技術と比較して冷却空気５を燃焼ガス１の流れ方向にも効果的に拡散できるので、構造壁１１の表面１２において燃焼ガス１の流れ方向に冷却空気５をより薄く展開することができる。
【００２６】
［第２実施形態］
図３に、本発明の第２実施形態にかかるフィルム冷却構造１０を示す。図３において、（ａ）はフィルム冷却構造１０を示す平面図であり、（ｂ）は（ａ）の３ｂ−３ｂ線断面図であり、（ｃ）は（ｂ）の３ｃ−３ｃ線断面図である。また、図４は、本発明の第２実施形態にかかるフィルム冷却構造１０におけるフィルム冷却孔１４の形状を示す斜視図である。
【００２７】
本実施形態は、表面１２と内面１３を有する構造壁１１に、表面１２に対して所定角度傾斜したフィルム冷却孔１４が形成されている点は、上述した第１実施形態と同様であるが、フィルム冷却孔１４の形状が以下の点で異なる。
本実施形態において、フィルム冷却孔１４は、内面１３から表面１２に向って構造壁１１内の途中位置まで延びる導入部１４ａと、この導入部１４ａの表面１２側端部から表面１２に向って断面積が漸増し表面１２で開口する拡大部１４ｂとを有する。この点は、第１実施形態のフィルム冷却孔１４と共通する。
【００２８】
本実施形態のフィルム冷却孔１４は、さらに、拡大部１４ｂの内部を燃焼ガス１の流れ方向に対して直交する孔幅方向に複数に仕切る仕切り部１６を有する。図３及び図４に示した構成例では、仕切り部１６は、フィルム冷却孔１４の内部において燃焼ガス１の流れ方向に対して直交する孔幅方向の中間位置に形成され燃焼ガス１の流れ方向上流側を向く壁面から燃焼ガス１の流れ方向上流側に向って突出し構造壁１１の内面１３から表面１２に向って孔内部の全域にわたって延びている。仕切り部１６と燃焼ガス１の流れ方向下流側を向く壁面との間には隙間が形成されている。
【００２９】
仕切り部１６は、図３及び図４の構成例では１つ設けられているが、上記の孔幅方向に間隔をおいて複数設けられてもよい。
また、仕切り部１６は、図３及び図４の構成例では、燃焼ガス１の流れ方向上流側を向く壁面から燃焼ガス１の流れ方向上流側に向って突出して設けられているが、これとは逆に、燃焼ガス１の流れ方向下流側を向く壁面から燃焼ガス１の流れ方向下流側に向って突出して設けられてもよい。この場合、仕切り部１６と燃焼ガス１の流れ方向上流側を向く壁面との間には隙間が形成される。
【００３０】
本実施形態によれば、以下のような作用効果を奏する。
図５に、ディフューザについて、長さ比を対数目盛で横軸に、入口出口面積比から１を引いたものを対数目盛で縦軸にとり、圧力回復率（減速率）Ｃｐをパラメータとしたグラフを示す。このとき、同じ入口出口面積比の場合、長さ比が大きい方が拡大角が小さい。また、圧力回復率が高い方が剥離が起こりにくい。図中の圧力回復率Ｃｐ＊＊で示される直線は、ディフューザ入口出口面積比が一定の場合に最大の圧力回復率が得られる点を結んだ線である。一方、Ｃｐ＊の直線は、長さ比が一定の場合に最大の圧力回復率が得られる線である。したがって、入口出口面積比が一定ならば、拡大角が小さいほうが圧力回復率が高く、剥離が起こりにくいことがわかる。ディフューザの通路を２等分あるいは３等分すれば、各小通路の拡大角は全体の拡がり角の１／２あるいは１／３となり、Ｃｐ＊で定まる拡大角よりも小さくなって通路全体として高い圧力回復率が得られる。
【００３１】
したがって、本実施形態によれば、フィルム冷却孔１４が上記のように構成された仕切り部１６を有することにより実効の面積拡大率が抑えられるため、拡大部１４ｂの横方向の拡大角を大きくしても、冷却空気５の剥離が抑制される。このため、従来技術と比較して冷却空気５を効果的に拡散することができるので、拡大部１４ｂの横方向の拡大角を大きくすることができ、これにより冷却空気５を構造壁１１の表面１２に薄く広く展開し、平均フィルム冷却効率を向上させることができる。
【００３２】
フィルム冷却孔１４を放電加工などの方法で加工する場合、仕切り部１６がフィルム冷却孔１４を横方向に完全に仕切るものであると、分割された孔ごとに放電加工電極を挿入し、孔を加工する必要がある。また、仕切り部１６が、構造壁１１の厚さ方向のある位置で途切れる形状であると、１つのフィルム冷却孔１４を加工するのに複数工程を要する（例えば、表面１２側と内面１３側から放電加工電極を挿入して加工する必要がある）。また、他の加工手段においても同様に加工工程が複雑となる。
これに対し、本実施形態では、仕切り部１６がフィルム冷却孔１４を横方向に完全に仕切らず、構造壁１１の厚さ方向の全域にわたって延びるので、図３及び図４に示したフィルム冷却孔１４を加工するように構成された放電加工電極を表面１２側から挿入することにより、単一の工程でフィルム冷却孔１４を加工することができる。したがって、フィルム冷却孔１４の加工が容易である。
【００３３】
なお、上記において、本発明の実施形態について説明を行ったが、上記に開示された本発明の実施の形態は、あくまで例示であって、本発明の範囲はこれら発明の実施の形態に限定されない。例えば、上記の実施形態ではタービン動翼２に本発明を適用したが、ガスタービンエンジンにおける燃焼ガスの流路に配置された燃焼器ライナ、タービンノズルベーン、タービンノズルバンド、タービン静翼、タービンシュラウド、タービン排気口ライナその他の構成部品にも適用できる。
本発明の範囲は、特許請求の範囲の記載によって示され、さらに特許請求の範囲の記載と均等の意味および範囲内でのすべての変更を含むものである。
【図面の簡単な説明】
【００３４】
【図１】本発明のフィルム冷却構造を適用したタービン動翼の斜視図である。
【図２】本発明の第１実施形態にかかるフィルム冷却構造を示す図である。
【図３】本発明の第２実施形態にかかるフィルム冷却構造を示す図である。
【図４】本発明の第２実施形態にかかるフィルム冷却構造におけるフィルム冷却孔の形状を示す斜視図である。
【図５】仕切り部の物理的作用を説明するための図である。
【図６】従来技術のフィルム冷却構造を示す図である。
【符号の説明】
【００３５】
１  燃焼ガス
２  タービン動翼
３  翼部
４  ベース部
５  冷却空気
１０  フィルム冷却構造
１１  構造壁
１２  表面
１３  内面
１４  フィルム冷却孔
１４ａ  導入部
１４ｂ  拡大部
１６  仕切り部
【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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