(57)【要約】【課題】  翼根側での過冷却を抑制し、翼先端側を十分に冷却できるガスタービン動翼を提供する。【解決手段】  翼部３１を略全長に亘り貫通し、翼根３９側から翼先端４１側に向かって流れる冷却媒体の流路を形成する複数の冷却孔３７を備えている４段動翼２３ｄであって、冷却孔３７は、冷却媒体の進行方向中間部分の少なくとも１箇所に流路断面積が変更される接続部４９が備えられ、接続部４９に対して翼根３９側の流路断面積が翼先端４１側の流路断面積よりも大きくなるようにされていることを特徴とする。【選択図】      図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
翼部を略全長に亘り貫通し、翼根側から翼先端側に向かって流れる冷却媒体の流路を形成する複数の冷却孔を備えているガスタービン動翼であって、
前記冷却孔は、前記冷却媒体の進行方向中間部分の少なくとも１箇所に流路断面積が変更される流路変更部が備えられ、該流路変更部に対して翼根側の流路断面積が翼先端側の流路断面積よりも大きくなるようにされていることを特徴とするガスタービン動翼。
【請求項２】
前記冷却孔の翼根側部分には、複数の前記冷却孔の少なくとも一部が合流した空洞部が形成されていることを特徴とする請求項１に記載のガスタービン動翼。
【請求項３】
前記流路変更部における流路断面積は、前記進行方向に向かい漸減されることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のガスタービン動翼。
【請求項４】
前記翼部には、前記冷却孔と前記翼部表面とを連通させるフィルム孔が形成されていることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか１項に記載のガスタービン動翼。
【請求項５】
前記フィルム孔は、前記翼部の先端部に設けられ、前記翼部の先端に取り付けられたシュラウドに向けて延在することを特徴とする請求項４に記載のガスタービン動翼。
【請求項６】
空気を圧縮する圧縮機と、
該圧縮機により圧縮された空気を用いて燃料を燃焼させる燃焼器と、
該燃焼器からの燃焼ガスが導かれ、静翼および動翼を有するタービンと、を備え、
前記タービンの前記動翼は、請求項１から請求項５のいずれか１項に記載されたガスタービン動翼とされてい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、冷却構造を備えたガスタービン動翼およびガスタービンに関するものである。
【背景技術】
【０００２】
圧縮機により空気を圧縮し、圧縮された空気を用いて燃焼器にて燃料を燃焼させ、得られた燃焼ガスをタービンに導入してタービンを回転させるガスタービンが知られている。
そして、産業用のガスタービンでは、タービンにて得られる回転出力を発電機により電気エネルギーに変換することによって電力を得ている。
このようなガスタービンの効率は、燃焼ガスのタービン入口温度を上昇させることによって向上させることができる。現在では、現状の１５００℃程度から１７００℃程度のタービン入口温度を実現できるガスタービンが鋭意検討されている。
しかし、タービン入口温度が上昇すると、タービン翼の熱的環境が厳しくなり、後方段も、高温の熱的環境にさらされることになる。このため、従来冷却構造を備えなくてもよかった、言い換えれば、無冷却翼であった最終段動翼（たとえば、４段動翼）にも冷却構造を備えることが必要となる。
【０００３】
後方段の動翼（たとえば、３段動翼）の冷却構造としては、たとえば、特許文献１に示されるように、翼部に半径方向に貫通する複数の冷却孔（マルチホール）が備えられ、各マルチホールにハブ側から冷却空気を導入するマルチホール冷却がよく用いられている。
これは、小径の各マルチホールを流れる冷却空気の量に不均一が生じ易く、均一な冷却を行えない恐れがあるので、これを改善するものとして、たとえば、特許文献２に示されるように、翼内部に冷却空気が流れる大きな空洞を設け、冷却空気の不均一性をなくすものが提案されている。
【０００４】
【特許文献１】特開２００６−３１６７５０号公報
【特許文献２】特開平１１−２２３１０２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ガスタービンの高温、高出力化に伴い、ガスタービン翼列の後方段の動翼の長大化が著しくなってきているので、これらの動翼は、遠心力による応力発生を小さくするため、翼断面の厚さおよび翼の幅が翼根側から翼先端側にいくほど小さくなる形状とされている。
また、その動翼の翼端に設けられるシュラウドが、翼と一体に形成されたインテグラルシュラウド翼（ＩＳＢ）にされ、遠心力が大きく影響する翼部先端側の重量が、軽量にされるとともに、隣接する翼の振動をシュラウドで抑制して、振動強度を向上させることも行われている。
このように、後方段動翼では、翼先端部での応力低減が求められており、その一貫として効果的な冷却が求められている。
【０００６】
ところで、特許文献１に示される均一径のマルチホールを用いたものでは、この要求に十分答えることができない。
すなわち、後方段動翼（特に、最終段動翼）は、前方段に比較して熱負荷は小さいが、一方で、翼長およびコード（翼舷）長は格段に大きい。このため、最終段動翼の伝熱面積は大きくなる、特に、翼根側で大きくなるので、冷却空気との熱交換量が大きくなる。このため、マルチホールを通過する冷却空気は、熱交換量が大きな翼根側で冷熱を大きく奪われ、温度が大きく上昇するので、翼先端側において十分な冷却機能を果たさなくなる。
また、特許文献２に示されるものは、冷却効果をあげるため空洞の全長に亘りピンフィンを設置している、翼全長に亘る空洞を鋳造で形成する等、製造上の問題で実現されていないのが現状である。
【０００７】
本発明は、このような事情に鑑み、翼根側での過冷却を抑制し、翼先端側を十分に冷却できるガスタービン動翼および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】
【０００８】
上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明にかかるガスタービン動翼は、翼部を略全長に亘り貫通し、翼根側から翼先端側に向かって流れる冷却媒体の流路を形成する複数の冷却孔を備えているガスタービン動翼であって、前記冷却孔は、前記冷却媒体の進行方向中間部分の少なくとも１箇所に流路断面積が変更される流路変更部が備えられ、該流路変更部に対して翼根側の流路断面積が翼先端側の流路断面積よりも大きくなるようにされていることを特徴とする。
【０００９】
冷却孔で形成された流路を流れる冷却媒体から翼部に伝達される際の熱伝達率は、一般に冷却孔の断面積が小さくなると、大きくなる。また、冷却媒体の流量が一定であれば、単位時間あたりの冷却媒体が占める容積が一定となる。この一定容積の冷却媒体の側面積、すなわち、伝熱面積は、冷却孔の断面積が小さくなると、大きくなる。
したがって、冷却孔の断面積が小さくなると、冷却孔の断面積が大きなものと比べて翼部から冷却媒体に伝達される伝達熱量が大きくなる。
【００１０】
本発明によれば、冷却媒体の進行方向中間部分の少なくとも１箇所に流路断面積が変更される流路変更部が備えられているので、この流路変更部で冷却媒体から翼部への流量当りの熱伝達量は変更されることになる。
また、本発明では、この流路変更部に対して翼根側の流路断面積が翼先端側の流路断面積よりも大きくなるようにされているので、冷却媒体の流量当りに翼部から受け取る熱伝達量（翼部へ受け渡す冷熱量）は翼根側で小さく、翼先端側で大きくなる。
このように、翼根側の熱伝達量が小さい冷却孔としているので、冷却媒体の温度上昇を抑制することができる。これにより、翼先端部に十分な冷熱を有する冷却媒体を供給できるので、翼先端部まで十分に冷却することができ、翼先端部での温度低減をはかることができる。
【００１１】
また、本発明のガスタービン動翼では、前記冷却孔の翼根側部分には、複数の前記冷却孔の少なくとも一部が合流した空洞部が形成されていることを特徴とする。
【００１２】
このように、冷却孔の翼根側部分には、複数の冷却孔の少なくとも一部が合流した空洞部が形成されているので、空洞部は大きな容積を有することになる。
したがって、空洞部は翼部と一体として鋳造によって形成することができる。
また、冷却孔は空洞部の先端側から翼先端まで形成すればよいので、その分加工が容易となる。
これらにより、タービン動翼の製造が容易となる。
【００１３】
また、上記発明では、前記流路変更部における流路断面積は、前記進行方向に向かい漸減されることが好ましい。
これは、たとえば、翼根側の冷却孔（あるいは、空洞）から翼先端側の冷却孔に向けて適当な曲率半径を持つ湾曲した面で接続される。
このようにすると、流路変更部への応力集中を抑制できる。また、冷却媒体が滑らかに流れるので、圧力損失を少なくでき、翼先端部の冷却を一層十分に行うことができる。
【００１４】
また、本発明のガスタービン動翼では、前記翼部には、前記冷却孔と前記翼部表面とを連通させるフィルム孔が形成されていることを特徴とする。
【００１５】
このように、翼部には、冷却孔と翼部表面とを連通させるフィルム孔が形成されているので、冷却孔を通る冷却媒体はフィルム孔を通って翼部表面から噴射される。
これにより、冷却媒体は翼部を冷却するとともに翼表面を直接冷却することができる。
また、翼根側の冷却孔は、断面積が大きく構成されているので、翼部と一体として鋳造によって形成することも考えられる。このとき、この冷却孔にフィルム孔を接続する場合、このフィルム孔用の中子部分が、冷却孔の中子部分を支えることができ、中子の強度を増強することができる。
なお、フィルム孔は翼部における作用する応力が大きくない位置および／または温度環境の厳しい位置に設けるのが好ましい。
【００１６】
上記発明では、前記フィルム孔は、前記翼部の先端部に設けられ、前記翼部の先端に取り付けられたシュラウドに向けて延在するようにしてもよい。
このようにすると、冷却媒体がフィルム孔を通ってシュラウドの表面あるいは翼部とシュラウドとの境目近辺に供給され、当該部分を直接冷却することができるので、この部分を十分に冷却することができ、その応力低減をはかることができる。
【００１７】
本発明のガスタービンは、空気を圧縮する圧縮機と、該圧縮機により圧縮された空気を用いて燃料を燃焼させる燃焼器と、該燃焼器からの燃焼ガスが導かれ、静翼および動翼を有するタービンと、を備え、前記タービンの前記動翼は、上記に記載されたガスタービン動翼とされていることを特徴とする。
【００１８】
後方段動翼のように翼長の長い動翼でも、先端部まで十分に冷却できる動翼を用いているので、タービン入口温度の高温化に対応することができる。これにより、ガスタービンの効率を向上させることができる。
【発明の効果】
【００１９】
冷却孔は冷却媒体の進行方向中間部分の少なくとも１箇所に流路断面積が変更される流路変更部が備えられ、流路変更部に対して翼根側の流路断面積が翼先端側の流路断面積よりも大きくなるようにされているので、翼先端部まで十分に冷却することができ、翼先端部での温度低減をはかることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。
［第一実施形態］
以下、本発明の第一実施形態について、図１〜図６を用いて説明する。
図１は、本実施形態にかかるガスタービン１の概略構成を示す部分断面側面図である。
図１に示されるように、ガスタービン１は、圧縮機３と、燃焼器５と、タービン７と、ロータ２７と、これらを内部の所定位置に保持するハウジング９とにより構成され、このロータ２７に図示しない発電機が連結されている。
【００２１】
圧縮機３は、空気を取り込む図示しない空気取入口を有し、圧縮機車室１１内に複数の静翼１３と動翼１５が交互に配設されてなり、その外側に抽気マニホールド１７が設けられている。
燃焼器５は、圧縮機３で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、バーナで点火することで燃焼可能となっている。
【００２２】
タービン７は、タービン車室１９内に複数の静翼２１と動翼２３とが交互に設けられている。
静翼２１は、放射状に多数配置され、それぞれ外側端部がハウジング９の内側に設けられたリング状の静翼環２５に保持されている。
動翼２３は、放射状に多数配置され、ロータ２７に突出して円筒状に設けられたディスクプレート２９の外周部に強固に取り付けられている。
この隣り合う静翼２１と動翼２３とが組となって、段を形成している。段は、４段設けられており、上流側から１段、２段、３段、４段と称する。各段にかかる部材についてどの段に属するか区別する場合には、符号にサフィックス”ａ”、”ｂ”、”ｃ”、”ｄ”を付して区別する。
【００２３】
図２は、４段動翼（ガスタービン動翼）２３ｄの概略構成を示す縦断面図である。
４段動翼２３ｄには、燃焼ガス通路３２に位置する翼部３１と、ハブ３３と、翼部３１の先端に形成されたシュラウド（図示省略）と、が備えられている。
翼部３１およびハブ３３には、半径方向Ｋに延在する複数の冷却孔３７が形成されている。冷却孔３７は、ハブ３３の内側端部から、翼部３１の翼根部３を通り翼先端４１まで貫通するように形成され、冷却媒体としての圧縮空気の流路を形成する。
【００２４】
冷却孔３７は、ハブ３３側から略円筒形状で径、すなわち断面積（流路断面積）が順次小さくなる大径部４３、中径部４５および小径部４７の３部分で構成されている。
大径部４３と中径部４５との間および中径部４５と小径部４７との間は、下から径、すなわち断面積が漸減する接続部（流路変更部）４９でなめらかに接続されている。
接続部４９は、断面で一定曲率となる、あるいは、曲率が変化する凹湾曲面としてもよい。
このようにすると、接続部４９への応力集中を抑制できる。また、圧縮空気が滑らかに流れるので、圧力損失を少なくでき、翼先端４１部の冷却を一層十分に行うことができる。
【００２５】
大径部４３は、ハブ３３および翼部３１の長さ（以下、翼高さという）の略４０％を占め、その管径はたとえば、略８．５ｍｍとされている。中径部４５は、翼高さの略４０％を占め、その管径はたとえば、略６．５ｍｍとされている。小径部４７は、翼高さの略２０％を占め、その管径はたとえば、略４．５ｍｍとされている。
図５は、大径部４３、中径部４５および小径部４７の高さ位置と管径比との関係を示している。
【００２６】
図３は、翼部３１の水平断面を示す。この翼部３１の厚みは、前縁ＬＥ側が厚くなっているので、冷却孔３７は前縁ＬＥ側では２列に、後縁ＴＥ側では１列に配置されている。
図４は、別の４段動翼２９ｄの翼部３１の水平断面を示す。この翼部３１の厚みは、前縁ＬＥ側から後縁ＴＥ側にかけて略均等で薄いので、冷却孔３７は１列に配置されている。
このように、冷却孔３７は、翼部３１の厚みに応じて適宜配置される。
【００２７】
４段動翼２３ｄは、たとえば、翼部３１およびハブ３３が鋳造によって所定形状に形成された後、冷却孔３７が硝酸電解加工によって形成される。硝酸電解加工は、電極と工作物、すなわち、翼部３１あるいはハブ３３との間に電解液として硝酸を介在させ、電極と工作物との間に直流電圧をかけることによって工作物を溶解し、加工するものである。
したがって、電極の形状に加工されるので、加工精度は電極の形状精度およびその移動精度に影響される。冷却孔３７の小径部４７は、翼先端４１から加工し、大径部４３および中径部４５はハブ３３側から加工する。
【００２８】
ロータ２７は、圧縮機３、燃焼器５、タービン７等の中心部を貫通するようにハウジング９に回転自在に支持されている。
ロータ２７には、複数のディスクプレート２９が固定されており、各動翼１５，２３が連結されると共に、タービン７側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
【００２９】
上記構成により、圧縮機１１の空気取入口１５から取り込まれた空気が、複数の静翼１７と動翼１８を通過して圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給されることで燃焼する。
そして、この燃焼器１２で生成された高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼２１と動翼２２を通過することでロータ２５を駆動回転し、このロータ２５に連結された発電機１４に回転動力を付与することで発電を行う一方、排気ガスは排気室２３の排気ディフューザ２４で静圧に変換されてから大気に放出される。
【００３０】
このとき、タービン７の燃焼ガス通路３２には高温の燃焼ガスが流れるので、静翼２１および動翼２３は焼損しないようにそれぞれ冷却されている。
４段動翼２３ｄでは、圧縮機３で圧縮した圧縮空気の一部を圧縮機車室１１から抽気マニホールド１７に抽気した圧縮空気が、ハブ３３側から冷却孔３７の内側端部に導入される。この圧縮空気が、冷却孔３７を通過することによって翼部３１と熱交換され、翼部３１を冷却する。
大径部４３、中径部４５および小径部４７では、断面積が異なるので、一定流量の圧縮空気が流れる速度（流速）が異なる。図６は、大径部４３、中径部４５および小径部４７の高さ位置と管内流速比との関係を示している。
【００３１】
このとき、圧縮空気から翼部３１に伝達される冷熱量Ｑは、熱伝達率をα、伝熱面積をＡ、金属表面温度と流体温度の差をΔＴとすると、Ｑ＝αＡΔＴと表される。
熱伝達率αは、一般に冷却孔３７の断面積が小さくなると、大きくなる。
【００３２】
したがって、冷却孔３７の径、すなわち、断面積が小さくなると、冷却孔３７の断面積が大きなものと比べて圧縮空気に翼部３１から伝達される伝達熱量が大きくなる。すなわち、翼部３１はより多く冷却される。
反対に、冷却孔３７の径、すなわち、断面積が大きくなると、冷却孔３７の断面積が小さなものと比べて圧縮空気に翼部３１から伝達される伝達熱量が小さくなる。すなわち、翼部３１はより小さく冷却される。
【００３３】
このように、流量が一定であれば、圧縮空気の進行方向に伴い接続部４９で翼部３１から圧縮空気への流量当りの熱伝達量は変更されることになる。
このとき、圧縮空気は、大径部４３、中径部４５および小径部４７と順次断面積が小さくなるようにされているので、圧縮空気の流量当り翼部３１から受け取る熱伝達量は翼根３９側で小さく、翼先端４１側で大きくなる。
このように、翼根３９側の熱伝達量が小さい冷却孔３７としているので、翼根３９側で圧縮空気の温度上昇を抑制することができる。これにより、翼先端４１部に十分な冷却能力を有する圧縮空気を供給できるので、翼先端４１部まで十分に冷却することができ、翼先端４１部での温度低減をはかることができる。
【００３４】
このように、４段動翼２３ｄのように翼長の長い動翼でも、先端部４１まで十分に冷却できる動翼を用いているので、タービン入口温度の高温化に対応することができる。これにより、ガスタービン１の効率を向上させることができる。
【００３５】
［第二実施形態］
次に、本発明の第二実施形態について、図７および図８を用いて説明する。
本実施形態は、第一実施形態に比べて、冷却構造の構成が異なり、その他は同様なので、以下では、この相違点を主体として説明し、その他の重複するものについては説明を省略する。
なお、第一実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００３６】
図７は、４段動翼２３ｄの概略構成を示す縦断面図である。
本実施形態では、冷却穴３７の第一実施形態における大径部４３に相当する部分が合流され、空洞部５１が形成されている。
空洞部５１は略直方体形状、すなわち、矩形断面をしている。このため、矩形流路とされている。
空洞部５１には、図８に示されるように、適宜位置にリブ５３を設け、翼強度を補強するようにしてもよい。翼強度が十分であれば、リブ５３は設けなくてもよい。
【００３７】
このように、冷却孔の翼根３９側部分には、大きな容積を有する空洞部５１を形成しているので、空洞部５１は翼部３１等と一体として鋳造によって形成することができる。
また、冷却孔３７は空洞部５１の先端側から翼先端まで形成すればよいので、その分加工が容易となる。
これらにより、４段動翼２３ｄの製造が容易となる。
【００３８】
なお、空洞部５１の形状は、これに限定することなく任意の形状とできる。たとえば、翼部３１の表面形状に合わせた断面形状としてもよい。
また、熱交換を活性化するためにピンフィンを設けるようにしてもよい。
さらに、本実施形態では、空洞部５１は１個としているが、複数個設けるようにしてもよい。この場合、各空洞部が独立して設けられてもよいし、先端部が連通するようにしてもよい。また、連通するものが複数設けられるようにしてもよい。
【００３９】
［第三実施形態］
次に、本発明の第三実施形態について、図９および図１０を用いて説明する。
本実施形態は、第一実施形態に比べて、冷却構造の構成が異なり、その他は同様なので、以下では、この相違点を主体として説明し、その他の重複するものについては説明を省略する。
なお、第一実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００４０】
図９は、４段動翼２３ｄの概略構成を示す縦断面図である。
本実施形態では、中径部４５の下部位置に翼部３１の表面と中径部４５内とを連通させるフィルム孔５５を設けている。
【００４１】
このように、翼部３１には、冷却孔３７と翼部３１表面とを連通させるフィルム孔５５が形成されているので、冷却孔３７を通る圧縮空気はフィルム孔５５を通って翼部３１表面から噴射される。
これにより、圧縮空気は熱交換によって翼部３１を冷却するとともに翼部３１表面を直接冷却することができる。これにより、冷却効率を一層向上させることができる。
【００４２】
また、中径部４５は、断面積が大きく構成されているので、翼部３１と一体として鋳造によって形成することも考えられる。
このとき、この中径部４５にフィルム孔５５を接続する場合、このフィルム孔用中子６１が、中径部用中子５９を支えることができ、中子５７の強度を増強することができる。
なお、フィルム孔５５は翼部３１における作用する応力が大きくない位置および／または温度環境の厳しい位置に設けるのが好ましい。
【００４３】
［第四実施形態］
次に、本発明の第四実施形態について、図１１を用いて説明する。
本実施形態は、第一実施形態に比べて、冷却構造の構成が異なり、その他は同様なので、以下では、この相違点を主体として説明し、その他の重複するものについては説明を省略する。
なお、第一実施形態と同一の構成要素については、同一の符号を付してその説明を省略する。
【００４４】
図１１は、本実施形態にかかる４段動翼２３ｄの概略構成を示す縦断面図である。
本実施形態では、翼部３１の先端に設けられたシュラウド６３にシュラウド冷却通路６５が形成されている。
冷却孔３７の内部に、シュラウド冷却通路６５に冷却空気を供給する冷却空気導入管６７が挿入されている。
冷却空気導入管６７は、低熱伝導率の材料、たとえば、ジルコニア、複合材、マシナブルセラミックで構成されている。
【００４５】
このように、冷却空気導入管６７は冷却孔３７の内部に挿入されているので、翼部３１の熱量の影響を受け辛い。したがって、冷却空気は温度上昇が抑制され、低温の状態でシュラウド冷却通路６５に供給されるので、シュラウド６３の冷却性能を向上させることができる。
また、冷却空気導入管６７は、低熱伝導率の材料で構成されているので、冷却空気は一層、温度上昇が抑制されるので、シュラウド６３の冷却性能を一層向上させることができる。
【００４６】
また、本実施形態では、フィルム孔５５が、翼部３１の先端部４１近傍にシュラウド６３に向けて延在するように設けられている。
このため、冷却孔３７で運ばれる圧縮空気がフィルム孔５５を通って、応力が厳しい翼部３１とシュラウド６５との境目近辺に供給され、当該部分を直接冷却することができるので、この部分を十分に冷却することができ、その応力低減をはかることができる。
フィルム孔５５はシュラウド６３の表面に向けるようにしてもよい。
【００４７】
なお、以上説明した各実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲で種々の変形を行ってもよい。
たとえば、上記各実施形態では、冷却通路に供給する冷却媒体として圧縮機から抽気した圧縮空気を用いて説明したが、本発明はこれに限定されるものではなく、例えば排熱回収ボイラから抽気した蒸気を用いても良い。
【図面の簡単な説明】
【００４８】
【図１】本発明の第一実施形態にかかるガスタービンの概略構成を示す部分断面側面図である。
【図２】本発明の第一実施形態にかかる４段動翼の概略構成を示す縦断面図である。
【図３】本発明の第一実施形態にかかる４段動翼の翼部の水平断面図である。
【図４】本発明の第一実施形態にかかる別の４段動翼の翼部の水平断面図である。
【図５】本発明の第一実施形態にかかる大径部、中径部および小径部の高さ位置と管径比との関係を示すグラフである。
【図６】本発明の第一実施形態にかかる大径部、中径部および小径部の高さ位置と管内流速比との関係を示すグラフである。
【図７】本発明の第二実施形態にかかる４段動翼の概略構成を示す縦断面図である。
【図８】本発明の第二実施形態にかかる４段動翼の翼部の水平断面図である。
【図９】本発明の第三実施形態にかかる４段動翼の概略構成を示す縦断面図である。
【図１０】本発明の第三実施形態にかかる冷却孔用の中子を示す部分斜視図である。
【図１１】本発明の第四実施形態にかかる４段動翼の概略構成を示す部分縦断面図である。
【符号の説明】
【００４９】
１  ガスタービン
３  圧縮機
５  燃焼器
７  タービン
２３ｄ  ４段動翼
３１  翼部
３７  冷却孔
３９  翼根
４１  翼先端
４９  接続部
５１  空洞部
５５  フィルム孔
６３  シュラウド
【図１】
2009167934.tif 000003
【図２】
2009167934.tif 000004
【図３】
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【図４】
2009167934.tif 000006
【図５】
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【図６】
2009167934.tif 000008
【図７】
2009167934.tif 000009
【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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