(57)【要約】【課題】タービン翼（特に翼の前縁部）を効果的に冷却することができ、かつ従来と比較して冷却空気量を削減することができるタービン翼の冷却構造を提供する。【解決手段】高温ガス１に曝されるタービン翼１０を高温ガスより低温の冷却空気２で冷却するタービン翼の冷却構造。タービン翼１０は、外面１１と、外面に対向する内面１２と、内面から冷却空気を外面に噴出してフィルム冷却するための複数のフィルム冷却穴１３と、内面に一体的に形成され内方に突出した複数の伝熱促進突起部１４とを有する。さらに内面より内側に位置し内部に冷却空気が供給される中空筒形のインサート２０を備え、インサートは内面１２をインピンジ冷却するための複数のインピンジ穴２１を有する。【選択図】図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
高温ガスに曝されるタービン翼を高温ガスより低温の冷却空気で冷却するタービン翼の冷却構造であって、
前記タービン翼は、高温ガスに曝される外面と、該外面の内側に対向し前記冷却空気で冷却される内面と、前記内面から外面まで貫通し内面から冷却空気を外面に噴出してフィルム冷却するための複数のフィルム冷却穴と、内面に一体的に形成され内方に突出した複数の伝熱促進突起部とを有し、
タービン翼の前記内面より内側に位置し内部に前記冷却空気が供給される中空筒形のインサートを備え、該インサートは前記内面をインピンジ冷却するための複数のインピンジ穴を有する、ことを特徴とするタービン翼の冷却構造。
【請求項２】
前記伝熱促進突起部は、円筒形又は角部が円弧状に形成された円筒形である、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼の冷却構造。
【請求項３】
前記フィルム冷却穴は、高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ２で設けられ、
前記インピンジ穴は、高温ガスの流れに沿って隣接するフィルム冷却穴の中間に位置するように高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ１で設けられ、
前記伝熱促進突起部は、インピンジ穴からこれに隣接するフィルム冷却穴へ流れる流路と干渉しない位置に、高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ３で設けられる、ことを特徴とする請求項１に記載のタービン翼の冷却構造。
【請求項４】
前記フィルム冷却穴のピッチＰ２は、インピンジ穴のピッチＰ１の１〜２倍であり、
前記伝熱促進突起部のピッチＰ３は、インピンジ穴のピッチＰ１の半分以下であり、かつインピンジ穴から高温ガスの流れに沿って半ピッチ以上ずれて位置する、ことを特徴とする請求項３に記載のタービン翼の冷却構造。
【請求項５】
前記フィルム冷却穴とインピンジ穴は、高温ガスの流れに沿って整合して位置し、
前記伝熱促進突起部は、前記フィルム冷却穴とインピンジ穴に対し、高温ガスの流れに直交する方向にずれて位置する、ことを特徴とする請求項３に記載のタービン翼の冷却構造。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空用または産業用のガスタービンにおけるタービン翼の冷却構造に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空用または産業用のガスタービンのタービン翼は、運転中に外面が高温ガス（例えば１０００℃以上）に曝されるため、タービン翼の過熱を防ぐため、その内側に冷却ガス（例えば冷却用空気）を流しタービン翼を内側から冷却する場合がある。
そこでタービン翼の冷却性能を高めるため、種々の提案が既に行われている（例えば、特許文献１〜３）。
【０００３】
特許文献１のガスタービン翼では、図５に示すように、翼５０内のチューブ５６から冷却空気を供給する。チューブ５６の流路開口６８は、翼内面５４に向けて冷却空気６９を向ける。細長い小片の形態の突起部６１が翼内面５４の流路開口６８と少なくとも同じ位置に設けられる。チューブ５６と翼内面５４間の流路５８の流路面積は、出口６０側が広くなっているものである。
【０００４】
特許文献２のガスタービン翼は、図６に示すように、前縁７４と後縁７６で連結された第１側面７０および第２側面７２と、その間に隔壁で分離された第１空洞７７およぶ第２空洞７８とを有する。後部ブリッジ８０が第１空洞７７に沿って延び、そこに出口穴８４の列を有する。隔壁８８は、入口穴８２の列を有する。乱流促進体８６が第１空洞７７の内側に列状に配置され、第１側面から第２側面に向かって延びる。乱流促進体８６は、入口穴８２に対して傾いており、マルチインピンジ冷却をするようになっている。
【０００５】
特許文献３のガスタービン翼は、図７に示すように、燃焼ガス９０に面する外面９１と冷却空気が衝突する内面９２とを有する。多数の凸溝９４と凹溝９６が内面９２に設けられ、インピンジ冷却による熱伝達を増大させるようになっている。
【０００６】
【特許文献１】米国特許第５３５２０９１号明細書、“ＧＡＳ  ＴＵＲＢＩＮＥ  ＡＩＲＦＯＩＬ”
【特許文献２】米国特許第６１７４１３４号明細書、“ＭＵＬＴＩＰＬＥ  ＩＭＰＩＮＧＥＭＥＮＴ  ＡＩＲＦＯＩＬ  ＣＯＯＬＩＮＧ”
【特許文献３】米国特許第６１４２７３４号明細書、“ＩＮＴＥＲＮＡＬＬＹ  ＧＲＯＯＶＥＤ  ＴＵＲＢＩＮＥ  ＷＡＬＬ”
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
一般的に、ガスタービンのタービン翼前縁部は、その大きな曲率のために、高温ガスにさらされる高温側面積に対して、冷却ガスの接する冷却側面積が小さい。このため、翼前縁部では冷却側面での対流冷却だけでは必要な冷却効果が得られない場合が多く、通常はタービン翼の表面から冷却空気を噴出させるフィルム孔を多数設け、孔での吸熱効果で冷却していた。
【０００８】
吸熱効果で冷却するには相当量の孔を開口する必要があるが、一方で、孔の開口面積が広がると孔での逆流が発生しやすくなる。そのため、これまでは、インピンジ孔の開口面積を増やし、逆流に対する適切な圧力差を確保していた。しかし、この場合、冷却空気流量が多くなり、エンジン性能が低下する問題点があった。
【０００９】
本発明は、上述した問題点を解決するために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（特に翼の前縁部）を効果的に冷却することができ、かつ従来と比較して冷却空気量を削減することができるタービン翼の冷却構造を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明によれば、高温ガスに曝されるタービン翼を高温ガスより低温の冷却空気で冷却するタービン翼の冷却構造であって、
前記タービン翼は、高温ガスに曝される外面と、該外面の内側に対向し前記冷却空気で冷却される内面と、前記内面から外面まで貫通し内面から冷却空気を外面に噴出してフィルム冷却するための複数のフィルム冷却穴と、内面に一体的に形成され内方に突出した複数の伝熱促進突起部とを有し、
タービン翼の前記内面より内側に位置し内部に前記冷却空気が供給される中空筒形のインサートを備え、該インサートは前記内面をインピンジ冷却するための複数のインピンジ穴を有する、ことを特徴とするタービン翼の冷却構造が提供される。
【００１１】
本発明の好ましい実施形態によれば、前記伝熱促進突起部は、円筒形又は角部が円弧状に形成された円筒形である。
【００１２】
前記フィルム冷却穴は、高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ２で設けられ、
前記インピンジ穴は、高温ガスの流れに沿って隣接するフィルム冷却穴の中間に位置するように高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ１で設けられ、
前記伝熱促進突起部は、インピンジ穴からこれに隣接するフィルム冷却穴へ流れる流路と干渉しない位置に、高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ３で設けられる。
【００１３】
また、前記フィルム冷却穴のピッチＰ２は、インピンジ穴のピッチＰ１の１〜２倍であり、
前記伝熱促進突起部のピッチＰ３は、インピンジ穴のピッチＰ１の半分以下であり、かつインピンジ穴から高温ガスの流れに沿って半ピッチ以上ずれて位置する。
【発明の効果】
【００１４】
上記本発明の構成によれば、冷却空気がインサートのインピンジ穴を通ってタービン翼の内面に衝突することにより、タービン翼の内面をインピンジ冷却することができる。
また、フィルム冷却穴から冷却空気をタービン翼の外面に噴出して穴を吸熱効果で冷却すると共に外面をフィルム冷却することができる。
【００１５】
さらに、伝熱促進突起部がタービン翼の内面に一体的に形成され内方に突出しているので、その分、内面（冷却側面）の伝熱面積が拡大し、フィルム孔の必要数を削減することができる。
従って、タービン翼（特に翼の前縁部）を効果的に冷却することができ、かつ従来と比較して冷却空気量を削減することができる。
【００１６】
また、前記フィルム冷却穴を、高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ２で設け、
前記インピンジ穴を、高温ガスの流れに沿って隣接するフィルム冷却穴の中間に位置するように高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ１で設け、
前記伝熱促進突起部を、インピンジ穴からこれに隣接するフィルム冷却穴へ流れる流路と干渉しない位置に、高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ３で設ける構成により、タービン翼の内面の伝熱面積を拡大し、かつ圧力損失の増大を抑えることができることが、後述する冷却性能試験により確認された。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１７】
以下、本発明の好ましい実施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、重複した説明は省略する。
【００１８】
図１は本発明による冷却構造を構成するタービン翼の断面図であり、図２は図１のＡ部の拡大図である。
本発明による冷却構造は、高温ガス１に曝されるタービン翼１０を高温ガス１より低温の冷却空気２で冷却するタービン翼の冷却構造である。
【００１９】
図１および図２に示すように、タービン翼１０は、外面１１、内面１２、複数のフィルム冷却穴１３、および複数の伝熱促進突起部１４を有する。
外面１１は、高温ガス１に曝され、高温ガス１からの熱伝達で加熱される。
内面１２は、外面１１の内側に対向して位置し、インサート２０（後述する）から供給される高温ガス１より低温の冷却空気２で冷却される。
複数のフィルム冷却穴１３は、内面１２から外面１１まで貫通しており、内面１２から冷却空気２を外面に噴出して、外面１１をフィルム冷却する。
複数の伝熱促進突起部１４は、内面１２に一体的に形成され、内方に突出した内面の伝熱面積を増大する。
【００２０】
本発明による冷却構造は、さらにタービン翼１０の内面１２より内側に位置し、内部に冷却空気２が供給される中空筒形のインサート２０を備える。
このインサート２０はタービン翼１０の内面１２をインピンジ冷却するための複数のインピンジ穴２１を有する。タービン翼１０の内面１２とインサート２０の外面とは、隙間を隔てている。
【００２１】
図３（Ａ）は、本発明による冷却構造を平面に展開し、タービン翼１０の内面側から見た模式図であり、図３（Ｂ）はそのＢ−Ｂ線における断面図である。
【００２２】
図３（Ａ）において、フィルム冷却穴１３とインピンジ穴２１は、高温ガス１の流れに沿って整合して位置しており、フィルム冷却穴１３とインピンジ穴２１の高温ガス１の流れ方向の間隔をこの例でＰｘとする。
また、フィルム冷却穴１３とインピンジ穴２１は、それぞれ同一面内において、高温ガス１の流れに直交する方向（この図で上下方向）に所定のピッチＰｙで配列されている。
さらに、伝熱促進突起部１４は、フィルム冷却穴１３とインピンジ穴２１に対し、高温ガス１の流れに直交する方向（この図で上下方向）にこの例ではＰｙ／２のピッチでずれて位置している。
【００２３】
図３（Ａ）および図３（Ｂ）において、フィルム冷却穴１３は、直径ｄ１の貫通穴であり、外面１１に沿った高温ガス１の流れに沿って所望のピッチＰ２で設けられている。
フィルム冷却穴１３のピッチＰ２は、この例ではフィルム冷却穴１３とインピンジ穴２１の間隔Ｐｘの２倍であり、インピンジ穴２１のピッチＰ１と一致する。なお、本発明はこれに限定されず、フィルム冷却穴１３のピッチＰ２は、インピンジ穴２１のピッチＰ１の１〜２倍であるのがよい。
【００２４】
また、インピンジ穴２１は、直径ｄ２の貫通穴であり、外面１１に沿った高温ガス１の流れに沿って隣接するフィルム冷却穴１３の中間に位置するように高温ガスの流れに沿って所望のピッチＰ１で設けられている。ピッチＰ１は、この例では間隔Ｐｘの２倍であり、フィルム冷却穴１３のピッチＰ２と一致する。
【００２５】
さらに、伝熱促進突起部１４は、インピンジ穴２１からこれに隣接するフィルム冷却穴１３へ流れる流路と干渉しない位置に、高温ガス１の流れに沿って所望のピッチＰ３で設けられている。ピッチＰ３は、この例ではピッチＰｘと同一であり、インピンジ穴２１のピッチＰ１の半分以下である。
また、伝熱促進突起部１４は、インピンジ穴２１から高温ガスの流れに沿って半ピッチ以上ずれて位置する。
図３（Ｂ）に示すように、伝熱促進突起部１４は、直径ｄ３、高さｈの円筒形又は角部が円弧状に形成された円筒形である。高さｈは、タービン翼１０の内面１２とインサート２０の外面との間隔Ｈと同一、またはこれよりわずかに低く形成されている。
なお、伝熱促進突起部１４の形状はこの例に限定されず、内面１２に一体的に形成され内方に突出している限りで、その他の形状、例えば円錐形、ピラミッド形、平板形、等であってもよい。
【実施例】
【００２６】
図３の構成において、Ｐｘ＝１０ｍｍ、Ｐｙ＝１０ｍｍ、ｄ１＝４ｍｍ、ｄ２＝４ｍｍ、ｄ３＝４ｍｍ、ｈ＝Ｈの場合について、冷却性能試験を実施した。
図４はこの実験結果を示す図であり、（Ａ）は冷却効率、（Ｂ）は冷却空気量である。
図４（Ａ）において、横軸は冷却空気／高温ガスの質量流量比、縦軸は有効冷却効率、図中の実線は本発明、破線は伝熱促進突起部１４のない比較例である。
また、図４（Ｂ）において、横軸は冷却空気／高温ガスの圧力比、縦軸は冷却空気量、図中の実線は本発明、破線は伝熱促進突起部１４のない比較例である。
【００２７】
これらの結果から、本発明は、伝熱促進突起部１４のない比較例と比較して、同一差圧における冷却空気量はほとんど同一であるにもかかわらず、冷却効率が大幅に向上することがわかる。
従って、冷却効率を同一とした場合には、必要な冷却空気量を大幅に低減でき、本発明の冷却構造により、タービン翼（特に翼の前縁部）を効果的に冷却することができ、かつ従来と比較して冷却空気量を削減することができることがわかる。
【００２８】
上述したように、本発明の構成によれば、冷却空気２がインサート２０のインピンジ穴２１を通ってタービン翼１０の内面１２に衝突することで内面をインピンジ冷却することができ、さらにフィルム冷却穴１３から冷却空気２をタービン翼の外面１１に噴出して穴を吸熱効果で冷却すると共に外面をフィルム冷却することができる。
また、伝熱促進突起部１４がタービン翼の内面１２に一体的に形成され内方に突出しているので、その分、内面１２（冷却側面）の伝熱面積を拡大し、フィルム孔の必要数を削減することができる。
従って、タービン翼１０（特に翼の前縁部）を効果的に冷却することができ、かつ従来と比較して冷却空気量を削減することができる。
【００２９】
また、フィルム冷却穴１３を、高温ガス１の流れに沿って所望のピッチＰ２で設け、
インピンジ穴２１を、高温ガス１の流れに沿って隣接するフィルム冷却穴１３の中間に位置するように高温ガス１の流れに沿って所望のピッチＰ１で設け、
伝熱促進突起部１４を、インピンジ穴２１からこれに隣接するフィルム冷却穴１３へ流れる流路と干渉しない位置に、高温ガス１の流れに沿って所望のピッチＰ３で設ける構成により、タービン翼１０の内面１２の伝熱面積を拡大し、かつ圧力損失の増大を抑えることができることが、上述したように、冷却性能試験により確認された。
【００３０】
なお、本発明は上述した実施形態に限定されず、本発明の要旨を逸脱しない範囲で種々に変更することができることは勿論である。
例えば、上述した例と相違し、以下の構成であってもよい。
（１）伝熱促進突起部１４を配置する内面１２は、タービン翼１０の前縁部のみに限定されない。個々の設計にあわせて、前縁部以外に配置してもよい。
（２）伝熱促進突起部１４の形状は好ましくは円筒形であるが、製造上の制約により、適切なＲを取ったり、円筒の軸方向が必ずしも内面１２に対し垂直でなくてもよい。
（３）また、冷却対象は、好ましくはタービン翼であるがこれに限定されず、バンド、シュラウド面の冷却にも適用することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３１】
【図１】本発明による冷却構造を構成するタービン翼の断面図である。
【図２】図１のＡ部の拡大図である。
【図３】タービン翼１０の内面から見た模式図（Ａ）とそのＢ−Ｂ線における断面図（Ｂ）である。
【図４】解析結果を示す冷却効率（Ａ）と冷却空気量（Ｂ）である。
【図５】特許文献１のガスタービン翼の模式図である。
【図６】特許文献２のガスタービン翼の模式図である。
【図７】特許文献３のガスタービン翼の模式図である。
【符号の説明】
【００３２】
１  高温ガス、２  冷却空気、
１０  タービン翼、１１  外面、１２  内面、
１３  フィルム冷却穴、１４  伝熱促進突起部、
２０  インサート、２１  インピンジ穴
【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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