(57)【要約】【課題】タービン翼を軽量化し、タービンの回転速度を向上させることによりガスタービンの性能向上を図ることができる薄肉軽量冷却タービン翼を提供する。【解決手段】翼１０の前方を構成し、その内部に冷却空気を通す前翼部冷却空気流路１２ａと該前翼部冷却空気流路１２ａに導入された冷却空気を前記翼１０の背側と腹側に噴き出すための前側フィルム冷却孔７ａとを有する前翼部１０ａと、前記翼１０の後方を構成する後翼部１０ｂと、前記前翼部と後翼部との間に位置し前記翼１０の中間部を構成する中実構造の中翼部１０ｃとから構成され、該中翼部１０ｃの腹側は背側に向かって凹部を形成し、前記翼１０の腹側を流れる高温ガスが、前縁部で一旦後縁部方向と腹側に沿う方向とに分岐して剥離し、後縁部でこの剥離した高温ガスが再付着することにより、剥離領域Ｓを形成するようにした。【選択図】      図１
2004162603.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼（１０）の前方を構成し、その内部に冷却空気を通す前翼部冷却空気流路（１２ａ）と該前翼部冷却空気流路（１２ａ）に導入された冷却空気を前記翼（１０）の背側と腹側に噴き出すための前側フィルム冷却孔（７ａ）とを有する前翼部（１０ａ）と、前記翼（１０）の後方を構成する後翼部（１０ｂ）と、前記前翼部と後翼部との間に位置し前記翼（１０）の中間部を構成する中実構造の中翼部（１０ｃ）とから構成され、
該中翼部（１０ｃ）の腹側は背側に向かって凹部を形成し、
前記翼（１０）の腹側を流れる高温ガスが、前縁部で一旦後縁部方向と腹側に沿う方向とに分岐して剥離し、後縁部でこの剥離した高温ガスが再付着することにより、剥離領域（Ｓ）を形成するようにした、
ことを特徴とする薄肉軽量冷却タービン翼
【請求項２】
前記後翼部（１０ｂ）は、その内部に冷却空気を通す後翼部冷却空気流路（１２ｂ）と該後翼部冷却空気流路（１２ｂ）に導入された冷却空気を前記翼（１０）の背側と腹側に噴き出すための後側フィルム冷却孔（７ｂ）とを有する、ことを特徴とする請求項１に記載の薄肉軽量冷却タービン翼。
【請求項３】
前記中翼部（１０ｃ）と前記後翼部（１０ｂ）は、前記前側フィルム冷却孔（７ａ）から噴き出された冷却空気の一部を前記翼（１０）の腹側から背側に供給するための連通孔（８）を有している、ことを特徴とする請求項１に記載の薄肉軽量冷却タービン翼。
【請求項４】
前記中翼部は、前記前側フィルム冷却孔（７ａ）から噴き出された冷却空気の一部を前記翼（１０）の腹側から背側に供給するための連通孔（８）を有している、ことを特徴とする請求項２に記載の薄肉軽量冷却タービン翼。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、タービン部材の表面に冷却空気の薄いフィルムを形成するためのフィルム冷却孔を備えた冷却タービン翼に関する。
【０００２】
【従来の技術】
図３はターボジェットエンジンの模式的構成図であり、空気取入口１、圧縮機２、燃焼器３、ガスタービン４、アフターバーナ５、ジェットノズル６、を備えている。かかるターボジェットエンジンでは、空気を空気取入口から１から導入し、圧縮機２でこの空気を圧縮し、燃焼器３内で燃料を燃焼させて高温の燃焼ガスを発生させ、発生した燃焼ガスでガスタービン４を駆動し、このガスタービン４で圧縮機２を駆動し、アフターバーナ５でタービンを出た排ガスにより燃料を再度燃焼させ、高温の燃焼排ガスをジェットノズル６で膨張させて後方に噴出し、推力を発生するようになっている。この構成は、ターボジェットエンジン以外のジェットエンジンでも同様である。
【０００３】
上述したジェットエンジンやその他のガスタービンにおいて、ガスタービンのタービン翼を冷却することによって、より高いタービン入口温度を採用することができ、これにより、ガスタービンの性能が向上することが、従来から知られている。また、このため、通常の対流冷却以外にインピンジ冷却、フィルム冷却、トランスピレーション冷却、等の冷却手段がタービン翼を冷却するために設けられていた。
【０００４】
図４は、従来の冷却タービン翼の一例を示す断面図である。この例では、タービン翼４ａの内部に冷却空気流路を設け、この冷却空気流路を通りタービン翼４ａの内面をインピンジ冷却した冷却空気が、タービン翼４ａの背側、腹側に設けられた空気冷却孔７（フィルム冷却孔）から吹き出してタービン翼４ａの表面に冷却空気の薄い膜（フィルム）を形成し、フィルム冷却するようになっている（例えば、特許文献１参照）。
【０００５】
【特許文献１】
特開平８−２８２０３号公報
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
タービン翼は高速で回転しており、その回転速度を上げるほど効率よく動力を取り出すことができるが、タービン翼を支えるタービンディスクの強度で回転速度の限度が定まっていた。すなわち、ディスクに加わる力の大部分は、回転するタービン翼に作用する遠心力によるもので、タービン翼の総重量が結果的に回転速度の限界を決めている。したがってタービン翼はその重量が軽量であるほど有利であるが、前述のようにタービン翼の冷却手段を設ける必要性から、タービン翼の内部に冷却空気を流通させる通路を確保するため一定の厚みが必要であり、このためタービン翼の重量を増大させる要因となっていた。また、空気力学的に良好な性能を発揮するためにはタービン翼の背側と腹側との流速の差を大きくとる必要があり、一定の厚みを確保しなければならず、タービン翼の軽量化、薄肉化を実現することが困難であった。
【０００７】
本発明は、かかる事情に鑑みて創案されたものである。すなわち、本発明の目的は、タービン翼を軽量化し、タービンの回転速度を向上させることによりガスタービンの性能向上を図ることができる薄肉軽量冷却タービン翼を提供することにある。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
本発明によれば、翼（１０）の前方を構成し、その内部に冷却空気を通す前翼部冷却空気流路（１２ａ）と該前翼部冷却空気流路（１２ａ）に導入された冷却空気を前記翼（１０）の背側と腹側に噴き出すための前側フィルム冷却孔（７ａ）とを有する前翼部（１０ａ）と、前記翼（１０）の後方を構成する後翼部（１０ｂ）と、前記前翼部と後翼部との間に位置し前記翼（１０）の中間部を構成する中実構造の中翼部（１０ｃ）とから構成され、該中翼部（１０ｃ）の腹側は背側に向かって凹部を形成し、前記翼（１０）の腹側を流れる高温ガスが、前縁部で一旦後縁部方向と腹側に沿う方向とに分岐して剥離し、後縁部でこの剥離した高温ガスが再付着することにより、剥離領域（Ｓ）を形成するようにした、
ことを特徴とする薄肉軽量冷却タービン翼が提供される。
【０００９】
本発明の薄肉軽量冷却タービン翼によれば、中翼部（１０ｃ）と後翼部（１０ｂ）を薄肉中軸構造とすることができるので、これによりタービン翼を軽量化し、タービンの回転速度を向上させることによりガスタービンの性能向上を図ることができる。
【００１０】
本発明の好ましい実施の形態によれば、前記後翼部（１０ｂ）は、その内部に冷却空気を通す後翼部冷却空気流路（１２ｂ）と該後翼部冷却空気流路（１２ｂ）に導入された冷却空気を前記翼（１０）の背側と腹側に噴き出すための後側フィルム冷却孔（７ｂ）とを有している。
【００１１】
これにより、後側フィルム冷却孔（７ｂ）から噴き出される冷却空気により後縁部をフィルム冷却するので、後縁部の冷却性能を向上させることができる。
【００１２】
また、前記中翼部（１０ｃ）と前記後翼部（１０ｂ）のうちいずれか一方又は両方は、前記前側フィルム冷却孔（７ａ）から噴き出された冷却空気の一部を前記翼（１０）の腹側から背側に供給するための連通孔（８）を有している。
【００１３】
これにより、連通孔（８）から噴き出される冷却空気により翼（１０）の背側をフィルム冷却することができるので、翼（１０）の背側の冷却性能を向上させることができる。
【００１４】
タービン翼の冷却手段としては、上述したように翼内部に冷却空気を流す他に、翼表面に冷却空気を噴き出してフィルム冷却する手段があり、翼厚を十分に確保できない翼の後縁部では、スロット状の冷却孔から空気を噴き出す形態が主流であることから、翼を中空構造とせず薄肉の中実構造としてもフィルム冷却で冷却することが可能と考えられる。
【００１５】
また、空気力学的観点から一定の翼厚を確保することが必要であることは上述した通りであるが、本発明者は、かかる点を解決するため、翼の前縁部腹側において高温ガスの流れを一旦剥離させ、後縁部で再付着させることにより、流れが剥離している区間は、あたかも肉厚の翼形状があるかのような流れ場を実現できることが近年の研究により明らかとなっていることにヒントを得て、流れが剥離している区間を従来より非常に薄い翼厚にすることにより軽量化を実現する薄肉軽量冷却タービン翼を創案した。
【００１６】
従って、上記本発明によれば、タービン翼の一部分ないし大部分を薄肉中軸構造とすることができ、これによりタービン翼を軽量化し、タービンの回転速度を向上させることによりガスタービンの性能向上を図ることができる。
【００１７】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施の形態を図面を参照して説明する。なお、各図において、共通する部分には同一の符号を付して使用する。
【００１８】
図１は、本発明の第１の実施形態における薄肉軽量冷却タービン翼の模式的断面図であり、翼１０の前方を構成し、その内部に冷却空気を通す前翼部冷却空気流路１２ａとこの前翼部冷却空気流路１２ａに導入された冷却空気を翼１０の背側と腹側に噴き出すための前側フィルム冷却孔７ａとを有する前翼部１０ａと、翼１０の後方を構成する後翼部１０ｂと、前翼部と後翼部との間に位置し翼１０の中間部を構成する中実構造の中翼部１０ｃとから構成されている。
【００１９】
この薄肉中実構造の翼部には前側フィルム冷却孔７ａから吹き出された冷却空気の一部を翼１０の腹側から背側に供給するための連通孔８が複数設けられている。
【００２０】
また、本実施形態において前翼部冷却空気流路１２ａは３つの空気流路からなっているが、その数は適宜変更することが可能である。前側フィルム冷却孔７ａは、前縁部、背側及び腹側に複数設けられている。
【００２１】
翼１０の腹側は、図４に示すような従来のタービン翼４ａの腹側を削り取ったような形状をしている。すなわち、中翼部の腹側は背側に向かって凹部を形成しが薄肉となっている。このような形状をなすことにより、燃焼器から流入する高温ガスはタービン翼の前縁部腹側で一旦後縁部方向と腹側に沿う方向とに分岐して剥離し、後縁部腹側で再付着する。そしてこの流れが剥離している領域（剥離領域Ｓ）は、あたかも肉厚の翼形状があるかのような流れ場を実現する。
【００２２】
したがって、高温ガスの流れが剥離している区間では従来のような肉厚の翼形状は必要でなく、翼厚を従来より非常に薄くすることができ、これにより最大で約５０％の軽量化が可能となる。そして、タービン翼が５０％軽量化できた場合、軽量化前と同じ遠心力がタービンディスクに作用するまでタービンの回転速度を上げることが可能であるとすれば、従来に比べてタービンの回転速度を４０％上げることが可能となり、タービンから取り出せる仕事も同じ割合で増加させることができる。
【００２３】
一方、同様にタービン翼の重量を５０％軽量化できた場合であって、回転速度を維持した場合は、タービン翼を支えるタービンディスクに作用する遠心力が半減するため、タービンディスクの重量も半減することが可能となる。これにより、タービンディスクを支えるシャフト、シャフトを支えるケースを軽量化することができる。
【００２４】
いずれにしても、一定のタービン仕事で考えると、航空エンジンの軽量化を大幅に図ることが可能となり、エンジンを支える航空機の構造重量もその数倍減少させることが可能となって、航空機積載総重量を増やすことが可能となるため、運航費の低減が図ることができる。
【００２５】
また、前縁部、腹側及び背側に前側フィルム冷却孔７ａを設け、この前側フィルム冷却孔７ａから吹き出される冷却空気によりフィルム冷却を行うと共に、翼１０の腹側に設けられた前側フィルム冷却孔７ａから吹き出される冷却空気の一部を連通孔８を通して翼１０の腹側から背側に供給することにより、背側をフィルム冷却する。これにより、翼１０全体をフィルム冷却することが可能となる。
【００２６】
図２は本発明の第２の実施形態における薄肉軽量冷却タービン翼の模式的断面図であり、翼１０の前方を構成し、その内部に冷却空気を通す前翼部冷却空気流路１２ａとこの前翼部冷却空気流路１２ａに導入された冷却空気を翼１０の背側と腹側に噴き出すための前側フィルム冷却孔７ａとを有する前翼部１０ａと、翼１０の後方を構成する後翼部１０ｂと、前翼部と後翼部との間に位置し翼１０の中間部を構成する中実構造の中翼部１０ｃとから構成されている。後翼部１０ｂは、その内部に冷却空気を通す後翼部冷却空気流路１２ｂとこの後翼部冷却空気流路１２ｂに導入された冷却空気を翼１０の背側と腹側に噴き出すための後側フィルム冷却孔７ｂとを有している。中翼部は薄肉の中実構造となっており、翼１０の腹側の前側フィルム冷却孔７ａから吹き出された冷却空気の一部を翼１０の腹側から背側に供給するための連通孔８が複数設けられている。翼１０の腹側は背側に向かって凹部を形成している。
【００２７】
本実施形態は、前記第１の実施形態における薄肉軽量冷却タービン翼の後翼部１０ｂに後翼部冷却空気流路１２ｂを設けたものであり、このような構成によっても、燃焼器から流入する高温ガスはタービン翼の前縁部腹側で一旦後縁部方向と腹側に沿う方向とに分岐して剥離し、後縁部腹側で再付着する。そしてこの流れが剥離している領域（剥離領域Ｓ）は、あたかも肉厚の翼形状があるかのような流れ場を実現する。そして、このような構成によれば、後縁部の冷却性能を向上させることができる。
【００２８】
この構成を採用した場合、タービン翼の軽量化という観点からは第１の実施形態におけるタービン翼よりも劣るものの、タービン翼の冷却性能という観点からは優れていており、後縁部のフィルム冷却を十分に行うと共にタービン翼の軽量化を図ることができる。
【００２９】
また、翼１０の腹側に設けられた前側フィルム冷却孔７ａから吹き出される冷却空気の一部を連通孔８を通して翼１０の腹側から背側に供給することにより、背側をフィルム冷却する。これにより、翼１０全体をフィルム冷却することが可能となる。
【００３０】
尚、本発明のタービン翼は、上述の図示例にのみ限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲において種々変更を加え得ることは勿論である。
【００３１】
【発明の効果】
以上、説明したように本発明のタービン翼によれば、タービン翼の一部分ないし大部分を薄肉中実構造とすることができ、これによりタービン翼を軽量化し、タービンの回転速度を向上させることによりガスタービンの性能向上を図ることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明によるタービン翼の第１の実施形態を示す模式的断面図である。
【図２】本発明によるタービン翼の第２の実施形態を示す模式的断面図である。
【図３】ターボジェットエンジンの模式的構成図である。
【図４】従来のタービン翼の模式的断面図である。
【符号の説明】
１  空気取入口
２  圧縮機
３  燃焼器
４  ガスタービン
４ｂ  タービン翼
５  アフターバーナ
６  ジェットノズル
７ａ  前側フィルム冷却孔
７ｂ  後側フィルム冷却孔
８  連通孔
１０  翼
１０ａ  前翼部
１０ｂ  後翼部
１０ｃ  中翼部
１２ａ  前翼部冷却空気流路
１２ｂ  後翼部冷却空気流路
Ｓ  剥離領域
【図１】
2004162603.tif 000003
【図２】
2004162603.tif 000004
【図３】
2004162603.tif 000005
【図４】
2004162603.tif 000006