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日本ガスタービン学会誌

Vol.46

No.4

2018.7

産業用ガスタービン開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用検討
Application of CHT Analysis to Development of Cooled Turbine Bladefor Industrial Gas Turbine
堀内 豪＊1

谷口 智紀＊2

HORIUCHI Takeshi

TANIGUCHI Tomoki

笠 正憲＊2RYU Masanori

田中 良造＊2
TANAKA Ryozo餝 雅英＊3
KAZARI Masahide

ABSTRACTWith the increase of turbine inlet temperature in recent years, turbine blade cooling requires higher effectivenesswith less amount of cooling air to improve thermal efficiency of industrial gas turbines. It is, therefore, essential toestimate temperature distribution on the blade surface as accurately as possible in turbine blade cooling design. In thispaper we investigated the applicability of CHT (Conjugate Heat Transfer) analysis for this purpose and its estimation
accuracy was evaluated by comparing with measurement results. The CHT analysis, which utilizes commercial
software STAR-CCM+ with practical mesh size, has been carried out to the first stage turbine blade which hascomplex internal cooling passages and plenty of film cooling holes. The investigation reveals that CHT analysis
results agree well with measurement results both qualitatively and quantitatively and the CHT analysis can be applied
to the blade cooling design.
Key words : 産業用ガスタービン，タービン冷却翼，メタル温度，流体・熱伝導連成解析，パイロメータ
Industrial Gas Turbine, Cooled turbine blades, Metal temperature, Conjugate Heat Transfer, Pyrometer．緒言て，Kustererら ⑴ は複雑な内部冷却構造を有する実機

産業用ガスタービンの更なる高効率化・高性能化を達タービン冷却翼に対して，CHT解析（簡易モデル化を成するためには，タービン入口温度の上昇が一つのキー一部含む）を行い，メタル温度に与える主流ガス流入角テクノロジーとなっているが，同温度はタービン翼材料の影響を調査した。また多くの研究者によって，単純対の耐酸化限界温度を遥かに超える温度となっている。そ流冷却翼（MARKⅡ，C3X）を対象に，翼メタル温度のためタービン翼には高度な冷却技術が適用されているに対するTBCの効果⑵ や乱流モデルの影響調査⑶，冷却が，ガスタービンの更なる高効率化・高性能化に貢献す丸孔配置の最適化⑷などの研究が行われてきた。最近でるためには，より少ない冷却空気量で効率的に冷却できは，複雑な内部冷却構造を有するタービン冷却翼（実機る高性能なタービン冷却翼の開発が必要不可欠である。

もしくはこれに相当するリグ試験）に対して，実形状に高性能タービン冷却翼の開発では，翼面におけるメタ沿った詳細なモデル化によるCHT解析と実機計測温度

ル温度分布をとの比較を実施した研究⑸‑⑺が行われている。

次元的に把握する必要があるため，図に示すような翼外部／翼内部流れと翼固体部の熱伝導を高性能タービン冷却翼の開発には，複雑な内部冷却連成できるCHT（Conjugate Heat Transfer：流体・熱構造を有するフィルム冷却翼に対して，実形状に沿っ伝導連成）解析をタービン冷却翼に適用することを検討た詳細なモデル化によるCHT解析の実施が必要であるする。

が，実機における詳細計測温度と比較したこのような研タービン冷却翼のCHT解析に関する過去の研究とし究例はほとんどない。そこで，本研究では当社産業用ガスタービンのフィルム冷却翼に対して，実用的な規模の＊＊＊CHT解析を実施し，パイロメータによる計測温度との原稿受付 2017年 月23日
査読完了 2018年 月13日
川崎重工業㈱ 技術開発本部 技術研究所
川崎重工業㈱ エネルギー・環境プラントカンパニー
川崎重工業㈱ 航空宇宙システムカンパニー〒673-8666 明石市川崎町１−１

比較からその解析精度を検証することで，実機開発への適用性を検討した。本稿ではこの検討結果について報告する。

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No.4

2018.7299

産業用ガスタービン開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用検討

Table 1 Characteristic feature of L30A
TypeOpen cycle 2-shaft

Rated Output

30.1MW

Thermal Eﬃciency

40.1%

Pressure Ratio

24.9EGT470degC

ISO Conditions; Gear-Box Out; Natural Gas Fuel

．研究手法
.

CHT解析手法

CHT（Conjugate Heat Transfer）解析は，流体領域
Fig. 1 CHT analysis of cooled turbine bladeと固体領域の各計算手法及び連成方法によって，大きく以下の種類の計算手法に分類される。

．研究対象（L30Aガスタービン）①CFDとFEMによるハイブリッド手法

本研究では，図②各領域で同離散化/計算手法を用いる手法に示す当社30MW級ガスタービン段①は流体・固体領域に対してそれぞれ異なる離散化/計動翼を研究対象とした。なお，以下に本ガスタービンの算手法を使用するため，インターフェイス部での接続に特徴を簡単に述べる。

工夫が必要となる。一方，②は双方の領域で同じ離散化

L30A のガス・ジェネレータ・タービン（GGT）

表に主な性能緒元を示す。出力は30.1MW，熱効率は40.1%で（いずれも発電機端），この出力クラスでは世/計算手法を使用するため，ダイレクトな接続が可能であり，上記デメリットは存在しない。

界最高効率を達成している。タービン部はガス・ジェネ

本研究では有限体積法による②の計算手法を採用

レータ・タービンとパワー・タービン（PT）に分かれし，ソルバーとしては複雑な内部冷却構造を有する冷却ており，それぞれ段で構成されている。GGT翼に対して，自動でメッシュを作成することができるパスの冷却構造を採用しており，冷却空STAR-CCM+ Ver.10.04（シーメンスPLMソフトフェアの 段動翼は段，気は前縁シャワーヘッド冷却孔，背側フィルム孔，腹側フィルム孔，翼端冷却孔，後縁から排出される。一方，PTは〜社）を使用した。なお，図には同計算手法における⑼CHT解析の概念図 を参考として示す。

段のいずれも無冷却でチップシュラウド翼となっている。⑻Fig. 2 L30A gas turbine

Fig. 3 Conjugate approach⑼ー 39 ー
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解析モデル・メッシュ（T）と基準温度（Tref）との差を示し，横軸には図に解析モデル及びメッシュを示す。解析モデルは，置を前縁（LE）とし，左側に正圧面（PS）におけるLEの位翼部に対してはフィルム冷却孔やタービュレンス・プロからの無次元翼面距離（N.S.L.）を，右側に負圧面（SS）モータなどの内部冷却構造を実形状に沿って詳細にモデにおけるLEからのN.S.L.をそれぞれ示す。図6より，両ル化したが，プラットフォームより下の部分は省略した。

メッシュで定性的な傾向が一致しており，定量的な差異

また，周方向に対してはもわずかであることが確認できたため，これよりメッピッチ分を解析領域とした。

上記の解析モデルに対して，STAR-CCM+のオートシュ密度の影響が小さいことを確認している。

メッシャーを用いることで，流体領域の壁面近傍にはプリズムレイヤーメッシュを，その他の部分にはポリヘドラルメッシュを生成した。本研究では実機開発に適用できる実用的な規模の解析とするため，メッシュ数は約1330万セル（流体領域：約1100万セル，固体領域：約230万セル）とし，流体領域におけるy+は局所的に流速が速い一部を除いて，概ねy+< 3となるように壁面近傍のセルサイズを設定した。
（平均値はy+≒1）

Fig. 5 Definition of radius location for evaluation

PSLESS⒜ Overview

Fig. 6 Comparison of metal temperature distribution underdifferent mesh density at Mean.

解析条件

主流の翼列入口・出口境界条件には，本動翼の空力設計段階で実施した FINE/Turbo（NUMECA社）によるCFD解析の結果を用いた。翼列入口には動翼に対する相対的な全圧・全温・流入角の径方向分布を，出口には静圧を境界条件としてそれぞれ与えた。これに加えて入口境界には，乱流パラメータとして冷却設計時に設定していた乱れ度と乱流の長さスケールをそれぞれ与えた。
また今回のCHT解析では，主流側周方向に周期境界条⒝ Mesh on blade surface

件を適用することで計算負荷の低減を図った。一方冷却

Fig. 4 Computational domain and mesh system

空気の境界条件には，実測の圧力から推定した流量と実測の温度をそれぞれ与えた。本研究では所定の流量に対なおメッシュ数の妥当性を確認するために，メッシュ数を約するメタル温度を把握するために流量条件とした。
乱流モデルとしては，ターボ機械に関わる流体・伝熱倍に増やした解析モデル（2570万セル）を用いて，メッシュ密度の影響を検討した。図に示すMean

解析に対して，ロバスト性や比較的高い予測精度を有し，半径位置における種類のメッシュによるメタル温度分実用的な計算時間を実現できるk-ω SSTモデル⑸を使用

布の解析結果を図に示す。この図では縦軸に解析温度した。

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No.4

2018.7301

産業用ガスタービン開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用検討

D

実機温度計測本研究では，実機における動翼表面の温度分布を詳細FAEに計測するため，翼面の広い範囲の温度を計測することができるパイロメータを用いた。

Cパイロメータとは放射温度計の一種で，翼面からの放B射光の強度を計測し，式⑴に示すプランクの式を用いて温度を求めるものである。
q (T , λ ) =ε ⋅ C1 ⋅ λ−5exp

1,

2C2−1λ ⋅T： 放射の第   ⑴Fig. 7 CHT analysis results

定数，第定数

DA： 分光放射輝度： 物体の温度λ： 波長ε： 放射率CB

使用したパイロメータはイギリスRotadata社製であり，主な仕様は表に示す通りである。当社では同社パイFロメータを用いた放射率の影響調査⑽や他計測法との比E較⑻,⑾から，動翼表面温度を精度良く計測できることを確認している。なお，計測前の黒体炉における較正試験の環境では，900℃付近の温度に対して±2℃以内の計測精度であった。⑻ 本パイロメータに関する詳細は参考文
献 を参照のこと。

Fig. 8 Pyrometer measurement results
Table 2 Major speciﬁcations of pyrometer system
Measurement Range

続いて，図600 ‑ 1200 degCに示すHub，Mean，Tipの半径位置におAccuracy±0.5%RD

ける翼メタル温度について，CHT解析と計測の比較を

Spot Size

2mm diameterat 75mm focal length

図DetectorInGaAs

る。

Wave Length

1.6μm

Sampling Rate1MHz〜 11にそれぞれ示す。なお，SSにおいて計測結果が存在しない部分は，死角のため計測できない領域であまず図を見ると，HubではN.S.L.= ‑0.8 〜 ‑0.4，0.1〜 0.2，0.7 〜 0.9において，解析結果は定量的にも計測結果と良く一致しているが，その他の部位では一部を．解析結果除いて20 〜 55℃過大評価している。次に図10を見る.

計測結果との比較と，MeanではLE付近とN.S.L.= 0.2前後において，解析にCHT解 析 に お け る 翼 面 メ タ ル 温 度 分 布 を，結果は定量的に計測結果と良く一致しているが，その他

図 にパイロメータ計測結果のメタル温度分布をそれぞの部位では両者の間に差異が見られる。PSの大部分でれ示す。ここでは，解析あるいは計測から得られた温度は，解析結果が計測結果よりも25 〜 60℃過大評価してと基準温度との差に対する分布を示す。上記の図より，いるが，温度分布は概ね同様の傾向を示している。一方

CHT解析結果の方が全体的に高い温度を示しているが，SSでは，解析と計測の間に30 〜 60℃の差異が見られる。

図

計測結果で確認された特徴的な温度分布（領域A 〜 F）

最後に図11を見ると，TipではLEからN.S.L.= 0.2の範囲が捉えられており，定性的には計測結果と良く一致してにおいて，解析結果は定量的に計測結果と良く一致している。

いるが，その他の部位では両者の間に差異が見られる。

上記領域では解析結果は比較的高いメタル温度となっPSの大部分では，解析結果が計測結果よりも25 〜 50℃ているが，実機計測によって全て許容温度以下であるこ

過大評価しているが，温度分布は概ね同様の傾向を示しとを確認している。いくつかの特徴的な温度分布についている。一方，SSでは両者の間に最大55℃程度の差異ては，4.3において詳しく考察する。

が確認できる。
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産業用ガスタービン開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用検討

日本ガスタービン学会誌

一方パイロメータでは，焦点におけるスポット径が約mmであり，この時得られる温度は同直径内の平均的な値となる。そのため，パイロメータによって計測される温度分布は，先の点線丸で囲む領域も含めて，全体的に実際の分布よりもなまったものになると考えられる。
この点も考慮すると，CHT解析は比較的良く翼面メタル温度分布を予測できていると言える。
PSLE.

SS

他研究事例との比較本研究で取り扱うような複雑な内部冷却構造を有するタービン冷却翼に対する研究事例はいくつか存在⑸‑⑺するが，その中でも本研究と同様にフィルム冷却翼を取りFig. 9 Metal temperature distribution at Hub

扱うHoらの研究事例⑺を取り上げ，これと本研究の結果を比較する。
彼らは複雑な内部冷却構造を有するフィルム冷却翼に対して，実形状に沿った詳細なモデル化によるCHT解析を実施し，エンジンリグ試験で熱電対によって計測されたメタル温度と比較を行っている。図12にはCHT解析によるメタル温度分布と計測温度との比較を示す。ここでコンターはCHT解析による無次元温度分布を，翼PSLE周りの数値は計測温度と解析温度の差をそれぞれ示す。

SS

Hoらの研究では，解析結果と計測結果が非常に良く一致している部位もあるが，最大で70℃程度の差異が確認されている。これに対して，本研究では最大60℃の差

Fig. 10 Metal temperature distribution at Mean異であったことから，彼らの研究と同等の結果であることが確認された。

PS

LE

SS

Fig. 11 Metal temperature distribution at Tip

内部流路にはタービュレンス・プロモータによる剥離・再付着やピンフィン後方の渦構造など，非常に複雑で非定常性の強い流れ場が存在するため，これに起因する解析精度の低下が解析と計測の間で20 〜 60℃の差異を生じた原因の一つと考えられる。また，メタル温度分布において解析結果が極端に過小評価していた部分（点線丸）は，フィルム冷却孔近傍あるいはその下流領域に当たる。この領域では主流へのフィルム空気の吹き出しにより，複数の渦構造が存在する非常に複雑な流れ場になっていることが推測され，この現象に起因する解析精度の低下が計測結果との差異に対する原因の一つと考えられる。

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Fig. 12 Metal temperature distribution by Ho, et al⑺Vol.46.

No.4

2018.7303

産業用ガスタービン開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用検討

メタル温度分布に対する考察

前節までにCHT解析によって比較的良く翼面メタル温度分布を予測できていることが分かったため，ある程度実現象を再現できていると考えられる。そこで，本節では4.1節で確認された特徴的な温度分布について，解析結果から考察を行う。今回は領域A・C・D・Fに着目し，冷却構造の改良という観点からこれらの温度分布の原因を明らかにする。また図〜 11より，SSの計測デー

タが存在しない領域では，Hub，Mean，TipでのCHT解析による温度分布の傾向が大きく異なるため，この原因についても解析結果から考察を行う。
図13にはLE付近のメタル温度分布と翼面熱伝達率分
布，内部流路における平均熱伝達率分布をそれぞれ示す。ここでは翼外面における局所熱伝達率をh，同平均Fig. 14 Radial temperature profile at main flow inlet andstreamlines from LE-film cooling holes

熱伝達率をhave，内部流路の任意断面における平均熱伝達率をhin，同Hub位置における平均熱伝達率をhin, Hubとし，無次元量によって各熱伝達率分布を示す。

図15に後縁カットバック部・ハブ付近の拡大図を示す。

まず翼面熱伝達率分布を見ると，メタル温度が高い領域Aにおいて，特に高い値は確認できず，径方向に対しこれを見ると，カットバック内で冷却空気がチップ側へて大きな差異は見られない。次に内部熱伝達率分布を偏流し，フィレット高温部（領域C）との間に主流ガス

見ると，MeanからTipに向かって熱伝達率が徐々に低が流れ込むことで，当該領域の流体温度が高温化してい下しており，領域Aに対応する部分では約30%低い値とることが確認できる。この現象が領域Cにおける高いメなっている。次に図14を見ると，翼列入口では主流ガスタル温度の主な原因と考えられる。また上記冷却空気の温度に分布が確認できるが，LEフィルム冷却孔からの偏流は，内部流路の形状に起因していると考えられる。

流線を見ると，径方向に対して流線上の温度（主流と混合した温度）に大きな差異がないことから，LE付近の壁面近傍ガス温度には径方向に大きな差異がないと考えられる。
以上より，領域Aにおける高いメタル温度は，低い内部熱伝達率とこれに関わる内部流路での冷却空気の流動状態に起因していると考えられる。

CA
Fig. 15 Close-up of trailing edge

s cutback near hub

図16にはPS・後縁（TE）側のCHT解析結果を示す。
ここで内部平均熱伝達率の分布は，各TEカットバック
上流の領域（以下，領域①〜⑦）における平均値を，領域①における平均熱伝達率hin, 1で除した無次元量の分布として示す。まず翼面熱伝達率分布を見ると，メタル温度が高い領域Dにおいて，特に高い値は確認できず，径Fig. 13 CHT analysis results of leading edge方向に対して大きな差異は見られない。次に内部熱伝達率分布を見ると，ハブからチップに向かって徐々に熱伝達率が低下し，領域Dに対応する領域③〜⑦では，①と比較して熱伝達率が約30 〜 50%低いことが分かった。
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産業用ガスタービン開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用検討

またフィルム冷却孔からの流線を見ると，領域③〜⑤の上流にある冷却孔からの流線の温度が高く，フィルム冷

日本ガスタービン学会誌

次に，SSで計測データが存在しない領域のCHT解析によるメタル温度分布について考察を行う。図

〜 11

却の効果が低いことが確認できた。これらより領域DにのN.S.L.= 0.2 〜 0.7のメタル温度分布を見ると，Hub，おける高いメタル温度は，低い内部熱伝達率とこれに関Meanでは一度増加し，大きく減少した後に小さく増わる内部流路での冷却空気の流動状態，且つ翼面フィル加・減少する類似の分布となっているが，Tipでは下流ム冷却性能の差に起因していると考えられる。に向かって徐々にメタル温度が減少する分布となってお図16より，領域⑦における内部熱伝達率は①と比較しり，Hub，Meanとは異なる傾向であった。て約50%低いため，これが領域Fにおける高いメタル温

この原因を探るために，まず翼外面からの入熱量の度の原因の一つと考えられる。また同領域の翼面熱伝達確認を目的として，翼壁面近傍のガス温度と熱伝達率率はPSよりも低いが，メタル温度はPSと同等であった。

について検討を実施した。図17に示すSSにおける上流

この原因として，領域Fには翼端隙間を通過したPSフィフィルム冷却孔からの流線を確認すると，Hub，Mean，ルム冷却孔からの流れがあるものの，その温度は高く，Tip位置の当該領域における流線上の温度に大きな差異

また翼面を膜状に覆っていないため，PSほど高いフィがないことから，各半径位置の壁面近傍ガス温度には大ルム冷却効果が存在していない点が考えられる。

きな差異がないと考えられる。次に，図18にはSSにおける翼面と内部流路での熱伝達率分布の比較を示す。この図ではHub，Mean，TipにおけるN.S.L.= 0.2 〜 0.7の範囲のデータを示し，翼面と内部流路での比較を行う
ため横軸には無次元軸方向距離（N.A.L.）を取った。なお，翼面に対しては局所熱伝達率をh，内部流路に対しては流路ごとの平均熱伝達率をhとし，翼面の平均熱伝達率haveで除した無次元量にて比較を行う。図18を見ると，翼面熱伝達率は軸方向に対する変化量が比較的小さいが，一方，内部熱伝達率は翼面よりも変化量が大きく，Hub，Meanでは程度の違いがあるものの，N.A.L.= 0.2〜 0.5の範囲では熱伝達率が徐々に減少し，それ以降では逆に増加するという同様の傾向となっている。これに対して，TipではN.A.L.= 0.2 〜 0.7において熱伝達率がD増加し続け，Hub，Meanとは異なる傾向となっている。
以上より，SSのN.S.L.= 0.2 〜 0.7におけるメタル温度分布の違いには，内部熱伝達率分布とこれに関わる内部流路での冷却空気の流動状態が大きく影響を与えていると考えられる。

Fig. 17 Streamlines from film cooling holes with temperature
contour near SS wallFig. 16 CHT analysis results of trailing edge sideー 44 ー
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No.4

2018.7

産業用ガスタービン開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用検討⑵

Bohn, D. E. and Tümmers, C.,

305NUMERICAL 3-D

CONJUGATE FLOW AND HEAT TRANSFERINVESTIGATION OF A TRANSONIC CONVECTIONCOOLED THERMAL BARRIER COATED TURBINEGUIDE VANE WITH REDUCED COOLING FLUID

LE

TE

Fig. 18 Heat transfer coefficient distribution on SS

図18より，翼面熱伝達率は内部流路に比べて比較的変化量が少ないものの，TipではHub，Meanとは異なり，軸方向に沿って徐々に熱伝達率が減少する分布となっていた。これは翼面付近の流速分布や乱れ度分布の違いに起因していると考えられる。

．結言本研究では，複雑な内部冷却構造を有する実機フィル
ム冷却翼に対して，実用的な規模のCHT解析及びパイロメータ計測結果との比較を実施することで，実機開発へのタービン冷却翼CHT解析の適用性を検討し，以下の知見を得た。
CHT解析結果はパイロメータによる計測結果と定性的に良く一致し，翼の部位によっては定量的にも良く一致する。
CHT解析と計測の間には最大60℃の差異が見られるが，これは過去に実施された類似の研究事例と同等の結果である。
CHT解析によって得られた翼外面及び内部冷却流路の熱伝達率分布や流線による流れの可視化より，翼各部の特徴的なメタル温度分布の原因を明らかにすることができる。
上記の結果より，本研究で実施したCHT解析手法は実機開発において有効な解析手段であることが明らかとなった。

参考文献⑴

Kusterer, K., Bohn, D., Sugimoto, T. and Tanaka, R.,
CONJUGATE CALCULATIONS FOR A FILMCOOLED BLADE UNDER DIFFERENT OPERATING
CONDITIONS , Proceedings of ASME Turbo Expo
2004, GT2004-53719,（2004）.

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GT2003-38431,（2003）.
⑶ Luo, J. and Razinsky, E. H., CONJUGATE HEATTRANSFER ANALYSIS OF A COOLED TURBINEVANE USING THE V2F TURBULENCE MODEL ,Proceedings of ASME Turbo Expo 2006, GT2006-91109,（2006）.
⑷ Nowak, G. and Wróblewski, W., APPLICATION OF
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OPTIMAIZATION OF A TURBINE AIRFOIL ,Proceedings of ASME Turbo Expo 2009, GT2009-59818,（2009）.
⑸ Ho, K., Urwiller, C., Konan, S. M., Liu, J. S. and Aguilar, B.,
CONJUGATE HEAT TRANSFER ANALYSIS FORGAS TURBINE COOLED BLADE , Proceedings ofASME Turbo Expo 2014, GT2014-25952,（2014）.
⑹ Tsukamoto, K., Horiuchi, Y., Sugimura, K. and Higuchi,S., CONJUGATE HEAT TRANSFER ANALYSISIN AN ACTUAL GAS TURBINE ROTOR BLADE
IN COMPARISON WITH PYROMETER DATA ,Proceedings of ASME Turbo Expo 2014, GT2014-26962,（2014）.
⑺ Ho, K., Liu, J. S., Elliott, T. and Aguilar, B., CONJUGATEHEAT TRANSFER ANALYSIS FOR GAS TURBINEFILM-COOLED BLADE , Proceedings of ASME TurboExpo 2016, GT2016-56688,（2016）.
⑻ Taniguchi, T., Tanaka, R., Shinoda, Y., Ryu, M.,Moritz, N. and Kusterer, K., APPLICATION OF AN
OPTICAL PYROMETER TO NEWLY DEVELOPEDINDUSTRIAL GAS TURBINE , Proceedings of ASME
Turbo Expo 2012, GT2012-68679,（2012）.
⑼ Bohn, D., Krüger, U., and Kusterer, K ., 2001, Conjugate
Heat Transfer : An Advanced Computational Method
for the Cooling Design of Modern Gas Turbine
Blades and Vanes , Heat Transfer in Gas Turbines,eds. B. Sundén and M. Faghri, pp.58-108, WIT Press,Southampton, UK.
⑽ Taniguchi, T., Sanbonsugi, K., Ozaki, Y. and Norimoto,A., TEMPERATURE MEASUREMENT OF HIGHSPEED ROTATING TURBINE BLADES USING A
PYROMETER , Proceedings of ASME Turbo Expo2006, GT2006-90247,（2006）.
⑾ Tanaka, R., Sugimoto, T., Ryu, M., Kinugawa, M. andTsuji, K., CONTINUING IMPROVEMENTS OF
20MW-CLASS GT KAWASAKI L20A , Proceedings ofASME Turbo Expo 2006, GT2006-90394,（2006）.

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