JP2008248733A - High temperature member for gas turbine - Google Patents

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信一郎 眞崎
Masaaki Matsuura
正昭 松浦
Takeshi Kitamura
剛 北村
Masamitsu Kuwabara
正光 桑原
Hideyuki Uechi
英之 上地
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Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To blow cooling medium from outlet holes along a surface of a high temperature member for a gas turbine, and to uniformly form a film of the cooling medium at a position close to the surface of the high temperature member for the gas turbine. <P>SOLUTION: In the high temperature member 10 for a gas turbine, a film of the cooling medium is formed on the surface 10a by the cooling medium which is blown from a plurality of film cooling holes 14, to suppress heat transmission from high temperature gas. An outlet part 16 of the film cooling hole 14 is formed to be widen toward the end in a width direction along the surface 10a, an angle made by a bottom wall 16b of the outlet part 16 and the surface 10a is an acute angle, and a recess portion 17 having an upstream end connected with a downstream end of the bottom wall 16b and having a predetermined depth t over a predetermined length is formed to the surface 10a positioned downstream of the film cooling hole 14. <P>COPYRIGHT: (C)2009,JPO&INPIT

Description

本発明はガスタービンに関し、さらに詳しくはタービンブレード（動翼・静翼）や燃焼器等、高温ガスに晒されるガスタービン用高温部材に関するものである。   The present invention relates to a gas turbine, and more particularly to a high-temperature member for a gas turbine that is exposed to a high-temperature gas, such as a turbine blade (moving blade and stationary blade) or a combustor.

ガスタービンの熱効率を向上させるためには、タービン入口における作動高温ガスの温度を高くすることが効果的である一方、タービンブレード（動翼・静翼）を始めとする、高温ガスに晒されるガスタービン用高温部材の耐熱性能は、その材料の物理的特性によって規定されるため、単純にタービン入口温度を高めることはできない。   In order to improve the thermal efficiency of the gas turbine, it is effective to raise the temperature of the working hot gas at the turbine inlet, while the gas exposed to the hot gas such as turbine blades (moving blades and stationary blades) Since the heat resistance performance of the high-temperature member for turbine is defined by the physical properties of the material, the turbine inlet temperature cannot be simply increased.

そこで、上述したガスタービン用高温部材を冷却空気等の冷却媒体によって冷却しつつ、タービン入口温度を高温化することによって、ガスタービン用高温部材の耐熱性能の範囲内で熱効率を高めることが行われている。   Therefore, by increasing the temperature of the turbine inlet while cooling the above-described high-temperature member for gas turbine with a cooling medium such as cooling air, the thermal efficiency is increased within the range of the heat resistance performance of the high-temperature member for gas turbine. ing.

このようなガスタービン用高温部材の冷却方法としては、ガスタービン用高温部材の表面に、冷却媒体による膜を形成させて、高温ガスから高温部材表面への熱伝達を抑制するフィルム冷却（Film Cooling）が知られている（例えば、非特許文献１参照）。
J.E.Sargison,S.M.Guo,M.L.G.Oldfield，G.D.Lock，A.J.Rawlinson，A CONVERGING SLOT -HOLE FILM-COOLING GEOMETRY PART 1：LOW-SPEED FLAT-PLATE HEAT TRANFER AND LOSS，ASME TURBO EXPO 2001 June4-7,2001,New Orleans,Louisiana，2001-GT-0126 As a cooling method for such a high temperature member for a gas turbine, a film cooling (Film Cooling) that forms a film by a cooling medium on the surface of the high temperature member for a gas turbine and suppresses heat transfer from the high temperature gas to the surface of the high temperature member. ) Is known (see, for example, Non-Patent Document 1).
JESargison, SMGuo, MLGOldfield, GDLock, AJRawlinson, A CONVERGING SLOT -HOLE FILM-COOLING GEOMETRY PART 1: LOW-SPEED FLAT-PLATE HEAT TRANFER AND LOSS, ASME TURBO EXPO 2001 June4-7,2001, New Orleans, Louisiana, 2001- GT-0126

しかしながら、上記文献に開示されているようなフィルム冷却孔では、その流出口から噴き出された冷却媒体が、ガスタービン用高温部材の表面に沿って上流側から流れてきた高温ガスによる影響を受けやすく、その流出口からガスタービン用高温部材の表面に沿うように冷却媒体を噴き出させることが難しく、ガスタービン用高温部材の表面に冷却媒体による膜を均一に形成させることができないといった問題点があった。   However, in the film cooling hole as disclosed in the above document, the cooling medium ejected from the outlet is affected by the hot gas flowing from the upstream side along the surface of the high temperature member for gas turbine. It is easy to cause the cooling medium to be ejected from the outlet along the surface of the high temperature member for gas turbine, and the film of the cooling medium cannot be uniformly formed on the surface of the high temperature member for gas turbine. was there.

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたもので、ガスタービン用高温部材の表面に沿うように冷却媒体を流出口から噴き出させることができ、かつ、ガスタービン用高温部材の表面により近い位置に、冷却媒体による膜を均一に形成させることができるフィルム冷却孔を備えたガスタービン用高温部材を提供することを目的とする。   The present invention has been made in view of the above circumstances, and allows the cooling medium to be ejected from the outlet along the surface of the high-temperature member for gas turbine, and closer to the surface of the high-temperature member for gas turbine. An object of the present invention is to provide a high-temperature member for a gas turbine provided with a film cooling hole capable of uniformly forming a film of a cooling medium at a position.

本発明は、上記の課題を解決するため、下記の手段を採用した。
本発明に係るガスタービン用高温部材は、複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、前記フィルム冷却孔よりも下流側に位置する前記表面に、その上流端が前記底壁の下流端と接続され、かつ、所定の長さにわたって所定の深さを有する凹所が形成されている。 In order to solve the above problems, the present invention employs the following means.
The high temperature member for a gas turbine according to the present invention has a high temperature for a gas turbine in which a cooling medium film is formed on a surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed. The outflow part of the film cooling hole is formed so as to be widened in the width direction along the surface, and the angle formed by the bottom wall of the outflow part and the surface is an acute angle. The surface formed downstream of the film cooling hole is formed with a recess having an upstream end connected to the downstream end of the bottom wall and having a predetermined depth over a predetermined length. Is formed.

本発明に係るガスタービン用高温部材によれば、流出部の下流側において、上流側から表面に沿って流れてきた高温ガスと、表面（より詳しくは、凹所の表面）との間に、高温ガスの流れを妨げない（高温ガスの流れの影響を受けない）、冷却媒体による膜が形成されることとなる。すなわち、流出部の下流側に位置する表面（より詳しくは、凹所の表面）に、持続性の高い冷却媒体による膜が均一に形成されることとなる。
これにより、高温ガスから表面（より詳しくは、凹所の表面）への熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。
また、表面に沿って流れてきた高温ガスと、流出部から噴き出された冷却媒体との干渉（混合）を最小限に抑えることができ、表面における空力損失を低減させることができる。 According to the high temperature member for a gas turbine according to the present invention, on the downstream side of the outflow portion, between the high temperature gas flowing along the surface from the upstream side and the surface (more specifically, the surface of the recess), A film made of a cooling medium is formed without hindering the flow of the hot gas (not affected by the flow of the hot gas). That is, a film made of a highly durable cooling medium is uniformly formed on the surface (more specifically, the surface of the recess) located on the downstream side of the outflow portion.
Thereby, the heat transfer from the hot gas to the surface (more specifically, the surface of the recess) can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.
In addition, interference (mixing) between the hot gas flowing along the surface and the cooling medium ejected from the outflow portion can be minimized, and aerodynamic loss on the surface can be reduced.

上記ガスタービン用高温部材において、前記底壁が、少なくとも２つの平面を備えてなり、かつ、上流側から下流側にいくにしたがって、各平面と前記表面とのなす角が、漸次小さくなるように構成されているとさらに好適である。   In the high-temperature member for a gas turbine, the bottom wall has at least two planes, and an angle formed by each plane and the surface gradually decreases as going from the upstream side to the downstream side. More preferably, it is configured.

このようなガスタービン用高温部材によれば、最も下流側に位置する平面と表面（より詳しくは、凹所の表面）とのなす角がより小さくなるように設定されているので、表面（より詳しくは、凹所の表面）に沿うように冷却媒体を流出部から噴き出させることができて、表面（より詳しくは、凹所の表面）により近い位置に、より均一な冷却媒体による膜を形成させることができる。   According to such a high temperature member for a gas turbine, since the angle formed by the plane located on the most downstream side and the surface (more specifically, the surface of the recess) is set to be smaller, the surface (more Specifically, the cooling medium can be ejected from the outflow portion along the surface of the recess, and a film with a more uniform cooling medium can be formed at a position closer to the surface (more specifically, the surface of the recess). Can be formed.

本発明に係るガスタービン用高温部材は、複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、前記底壁が、少なくとも２つの平面を備えてなり、かつ、上流側から下流側にいくにしたがって、各平面と前記表面とのなす角が、漸次小さくなるように構成されている。   The high temperature member for a gas turbine according to the present invention has a high temperature for a gas turbine in which a cooling medium film is formed on a surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed. The outflow part of the film cooling hole is formed so as to be widened in the width direction along the surface, and the angle formed by the bottom wall of the outflow part and the surface is an acute angle. The bottom wall is provided with at least two planes, and the angle between each plane and the surface is gradually decreased from the upstream side to the downstream side. Yes.

本発明に係るガスタービン用高温部材によれば、最も下流側に位置する平面と表面とのなす角がより小さくなるように設定されているので、表面に沿うように冷却媒体を流出部から噴き出させることができて、表面により近い位置に、より均一な冷却媒体による膜を形成させることができる。   According to the high temperature member for a gas turbine according to the present invention, the angle formed between the plane located on the most downstream side and the surface is set to be smaller, so that the cooling medium is sprayed from the outflow portion along the surface. Therefore, a film with a more uniform cooling medium can be formed at a position closer to the surface.

上記ガスタービン用高温部材において、前記底壁の中央部に、リブが設けられているとさらに好適である。   In the high temperature member for a gas turbine, it is more preferable that a rib is provided in a central portion of the bottom wall.

このようなガスタービン用高温部材によれば、リブにより流出部の中央部を流れる冷却媒体が、流出部の両端部の方へ振り分けられるとともに、下流側に大きく拡散させられることとなるので、冷却媒体をガスタービン用高温部材の高さ方向、幅方向、あるいは周方向に均一に拡げることができる。   According to such a high temperature member for a gas turbine, the cooling medium flowing through the central portion of the outflow portion is distributed to the both end portions of the outflow portion by the ribs, and is greatly diffused downstream. The medium can be spread uniformly in the height direction, the width direction, or the circumferential direction of the high-temperature member for gas turbine.

本発明に係るガスタービン用高温部材は、複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、前記底壁に、所定の深さを有する段部が形成されている。   The high temperature member for a gas turbine according to the present invention has a high temperature for a gas turbine in which a cooling medium film is formed on a surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed. The outflow part of the film cooling hole is formed so as to be widened in the width direction along the surface, and the angle formed by the bottom wall of the outflow part and the surface is an acute angle. A step having a predetermined depth is formed on the bottom wall.

本発明に係るガスタービン用高温部材によれば、段部の後流側に、例えば、図７（ａ）および図７（ｂ）中に実線矢印で示すような、平面に向かって流れる渦流が発生することとなり、表面に、持続性の高い圧縮空気膜が形成されることとなる。
これにより、高温ガスから表面への熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。 According to the high temperature member for a gas turbine according to the present invention, for example, a vortex flowing toward a plane as shown by a solid line arrow in FIGS. 7A and 7B is formed on the downstream side of the stepped portion. It will generate | occur | produce and a highly sustainable compressed air film will be formed in the surface.
Thereby, the heat transfer from the hot gas to the surface can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.

上記ガスタービン用高温部材において、前記段部が、平面視円弧状に形成され、かつ、その両端部が、その中央部よりも下流側に位置するように形成されているとさらに好適である。   In the gas turbine high-temperature member, it is more preferable that the stepped portion is formed in an arc shape in plan view, and both end portions thereof are formed on the downstream side of the central portion.

このようなガスタービン用高温部材によれば、段部の後流側に発生した渦流が、段部に沿ってガスタービン用高温部材の高さ方向にスムーズに導かれる（拡がる）こととなるので、冷却媒体をガスタービン用高温部材の高さにより均一に拡げることができる。   According to such a high temperature member for a gas turbine, the vortex generated on the downstream side of the step portion is smoothly guided (expanded) along the step portion in the height direction of the high temperature member for the gas turbine. The cooling medium can be spread uniformly depending on the height of the high-temperature member for gas turbine.

本発明に係るガスタービン用高温部材は、複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、前記底壁の中央部に、凹部が設けられている。   The high temperature member for a gas turbine according to the present invention has a high temperature for a gas turbine in which a cooling medium film is formed on a surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed. The outflow part of the film cooling hole is formed so as to be widened in the width direction along the surface, and the angle formed by the bottom wall of the outflow part and the surface is an acute angle. It is formed and the recessed part is provided in the center part of the said bottom wall.

本発明に係るガスタービン用高温部材によれば、底壁に設けられた凹部のところで、例えば、図９（ｂ）中に実線矢印で示すような、凹部の底面に向かって流れる渦流が発生することとなり、表面に、持続性の高い圧縮空気膜が形成されることとなる。
これにより、高温ガスから表面への熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。
また、底壁に設けられた凹部のところで、例えば、図９（ａ）中に実線矢印で示すような、ガスタービン用高温部材の高さ方向に拡がる渦流が発生することとなるので、冷却媒体をガスタービン用高温部材の高さにより均一に拡げることができる。 According to the high-temperature member for a gas turbine according to the present invention, a vortex flow that flows toward the bottom surface of the recess is generated at the recess provided in the bottom wall, for example, as indicated by a solid arrow in FIG. 9B. As a result, a highly durable compressed air film is formed on the surface.
Thereby, the heat transfer from the hot gas to the surface can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.
Further, at the concave portion provided in the bottom wall, for example, a vortex that extends in the height direction of the high-temperature member for gas turbine as shown by a solid arrow in FIG. 9A is generated. Can be spread uniformly depending on the height of the high-temperature member for gas turbine.

本発明によるガスタービンは、表面に均一な冷却媒体の膜が形成されるガスタービン用高温部材を備えている。
このようなガスタービンによれば、タービン入口における作動高温ガスの温度を高めることができて、ガスタービンの熱効率を向上させることができる。 The gas turbine according to the present invention includes a gas turbine high-temperature member having a uniform cooling medium film formed on the surface thereof.
According to such a gas turbine, the temperature of the working hot gas at the turbine inlet can be increased, and the thermal efficiency of the gas turbine can be improved.

本発明によれば、ガスタービン用高温部材の表面に沿うように冷却媒体を流出口から噴き出させることができ、かつ、ガスタービン用高温部材の表面により近い位置に、冷却媒体による膜を均一に形成させることができるという効果を奏する。   According to the present invention, the cooling medium can be ejected from the outlet along the surface of the high-temperature member for gas turbine, and the film made of the cooling medium is evenly located at a position closer to the surface of the high-temperature member for gas turbine. The effect that it can be formed is produced.

以下、本発明に係るガスタービン用高温部材の第１実施形態について、図１および図２を参照しながら説明する。
図１は本実施形態に係るガスタービン用高温部材の斜視断面図であり、図２は図１のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＩ−ＩＩ矢視断面図である。 Hereinafter, a first embodiment of a high-temperature member for a gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIGS. 1 and 2.
FIG. 1 is a perspective sectional view of a high temperature member for a gas turbine according to the present embodiment, FIG. 2 is an enlarged view of a film cooling hole of FIG. 1, (a) is a plan view, and (b) is (a) It is II-II arrow sectional drawing of).

図１に示すように、本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）１０は、その内部１１，１２，１３に導入された冷却空気（冷却媒体）Ｃをタービンブレード１０の表面１０ａに形成されたフィルム冷却孔１４から噴き出させて、冷却空気Ｃでタービンブレード１０の表面１０ａに圧縮空気膜を形成させ、それにより高温ガスＦからタービンブレード１０の表面１０ａへの熱伝達が抑制されるように構成されたものである。   As shown in FIG. 1, a high-temperature member for gas turbine (hereinafter referred to as “turbine blade”) 10 according to the present embodiment uses cooling air (cooling medium) C introduced into its interiors 11, 12, and 13 as turbine blades. 10 is ejected from the film cooling holes 14 formed on the surface 10a of the turbine 10, and the compressed air film is formed on the surface 10a of the turbine blade 10 by the cooling air C, whereby the hot gas F is applied to the surface 10a of the turbine blade 10. The heat transfer is configured to be suppressed.

図２（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔１４は、その一端における中心軸線とタービンブレード１０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角αが鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード１０の表面１０ａとのなす角βが鋭角（例えば、２５°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード１０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード１０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード１０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード１０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード１０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図２（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 2 (b), each film cooling hole 14 has an acute angle (for example, 30 °) formed by an angle α between the central axis at one end thereof and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 10, and the others. An inflow portion (flow path) located inside the turbine blade 10 is a through hole formed so that an angle β formed between the central axis at the end and the surface 10a of the turbine blade 10 is an acute angle (for example, 25 °). 15 and the outflow part (flow path) 16 located on the surface 10a side of the turbine blade 10 are configured as main elements.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 10, and the other end is a plate thickness intermediate portion of the turbine blade 10 (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 10 and the surface 10a of the turbine blade 10). Further, the inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード１０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図２（ａ）に示すような等脚台形を呈するものであり、平行な二辺のうち、短い方の一辺が上流側（図２において左側）に位置するとともに、長い方の他辺が下流側に（図２において右側）に位置するように形成されている。また、これら平行な二辺を結ぶ別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって末広がりとなっている。 The outflow portion 16 is connected to the other end of the inflow portion 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 10. A slot with a path.
The outflow port 16a has an isosceles trapezoidal shape as shown in FIG. 2A, and one of the two parallel sides is located on the upstream side (left side in FIG. 2). In addition, the other side of the longer side is formed on the downstream side (right side in FIG. 2). Further, another two sides (side sides) connecting these two parallel sides spread from the upstream side toward the downstream side.

一方、図２（ａ）および図２（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺よりも後流側には、タービンブレード１０の表面１０ａから内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに向かって所定の深さ（流入部１５の直径（内径）ｄの１／２以下、より好ましくは０．１mm〜０．２mm）ｔだけ掘り下げられた（凹まされた）凹所１７が形成されている。
また、図２（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺につながる壁面（底壁：レイドバック面）１６ｂとタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）とのなす角（例えば、２０°）は、流出口１６ａの一辺につながる壁面１６ｃとタービンブレード１０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、壁面１６ｂがタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）に対して滑らかに接続されるようになっている。 On the other hand, as shown in FIGS. 2 (a) and 2 (b), a predetermined distance is provided from the surface 10a of the turbine blade 10 toward the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a on the downstream side of the other side of the outlet 16a. A recess 17 that is dug down (recessed) by a depth t (less than 1/2 of the diameter (inner diameter) d of the inflow portion 15, more preferably 0.1 mm to 0.2 mm) is formed.
Further, as shown in FIG. 2B, a wall surface (bottom wall: raidback surface) 16b connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 10 (more specifically, the surface of the recess 17). The angle formed (for example, 20 °) is smaller than the angle (for example, 30 °) formed by the wall surface 16c connected to one side of the outlet 16a and the inner wall surfaces 11a, 12a, 13a of the turbine blade 10, and the wall surface 16b is the turbine blade. 10 is smoothly connected to the surface 10a (more specifically, the surface of the recess 17).

本実施形態によるタービンブレード１０によれば、流出口１６ａの他辺につながる壁面１６ｂとタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）とのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）に沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード１０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード１０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 10 according to the present embodiment, the angle formed by the wall surface 16b connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 10 (more specifically, the surface of the recess 17) is set to be smaller. Therefore, the cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along the surface 10a of the turbine blade 10 (more specifically, the surface of the recess 17). A more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand toward the downstream side from the upstream side, the cooling air C is moved in the height (span) direction of the turbine blade 10 (vertical direction in FIG. 1). Can be spread evenly.

さらに、流出口１６ａの他辺よりも下流側において、流出口１６ａの一辺よりも上流側に位置するタービンブレード１０の表面１０ａに沿って流れてきた高温ガスＦ（図１参照）と、タービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）との間に、高温ガスＦの流れを妨げない（高温ガスＦの流れの影響を受けない）厚みｔの冷却空気Ｃによる圧縮空気膜が形成されることとなる。すなわち、流出口１６ａの他辺よりも下流側に位置するタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）に、持続性の高い圧縮空気膜が形成されることとなる。
これにより、高温ガスＦからタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）への熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。
さらにまた、タービンブレード１０の表面１０ａに沿って流れてきた高温ガスＦと、流出口１６ａから噴き出された冷却空気Ｃとの干渉（混合）を最小限に抑えることができ、タービンブレード１０の表面１０ａにおける空力損失を低減させることができる。 Further, on the downstream side of the other side of the outlet 16a, the hot gas F (see FIG. 1) flowing along the surface 10a of the turbine blade 10 located on the upstream side of one side of the outlet 16a, and the turbine blade Compressed air film by the cooling air C having a thickness t that does not obstruct the flow of the high temperature gas F (not affected by the flow of the high temperature gas F) with the surface 10a (more specifically, the surface of the recess 17). Will be formed. That is, a highly durable compressed air film is formed on the surface 10a (more specifically, the surface of the recess 17) of the turbine blade 10 located on the downstream side of the other side of the outlet 16a.
Thereby, the heat transfer from the hot gas F to the surface 10a of the turbine blade 10 (more specifically, the surface of the recess 17) can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.
Furthermore, interference (mixing) between the hot gas F flowing along the surface 10a of the turbine blade 10 and the cooling air C ejected from the outlet 16a can be minimized, and the turbine blade 10 Aerodynamic loss at the surface 10a can be reduced.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第２実施形態について、図３を参照しながら説明する。図３は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＩＩ−ＩＩＩ矢視断面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）２０は、フィルム冷却孔１４の代わりにフィルム冷却孔２１が設けられているという点で前述した第１実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第１実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第１実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 A second embodiment of the high-temperature member for gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 3 is an enlarged view of a film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment, where (a) is a plan view and (b) is a cross-sectional view taken along the line III-III of (a).
The gas turbine high temperature member (hereinafter referred to as “turbine blade”) 20 according to the present embodiment is the same as that of the first embodiment described above in that a film cooling hole 21 is provided instead of the film cooling hole 14. Different. Since other components are the same as those of the first embodiment described above, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as 1st Embodiment mentioned above.

図３（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔２１は、その一端における中心軸線とタービンブレード２０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角αが鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード２０の表面１０ａとのなす角βが鋭角（例えば、２５°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード２０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード２０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード２０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード２０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード２０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図３（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 3 (b), each film cooling hole 21 has an acute angle (for example, 30 °) between the central axis at one end thereof and the inner wall surface 11a, 12a, 13a of the turbine blade 20, and the others. An inflow portion (flow path) located inside the turbine blade 20 is a through hole formed so that an angle β formed between the central axis at the end and the surface 10a of the turbine blade 20 is an acute angle (for example, 25 °). 15 and the outflow part (flow path) 16 located in the surface 10a side of the turbine blade 20 are comprised as a main element.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 20, and the other end is a plate thickness intermediate portion of the turbine blade 20 (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 20 and the surface 10a of the turbine blade 20). The inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード２０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図３（ａ）に示すような等脚台形を呈するものであり、平行な二辺のうち、短い方の一辺が上流側（図３において左側）に位置するとともに、長い方の他辺が下流側に（図３において右側）に位置するように形成されている。また、これら平行な二辺を結ぶ別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって末広がりとなっている。
一方、図３（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺につながる壁面（レイドバック面）１６ｂとタービンブレード２０の表面１０ａとのなす角（例えば、２０°）は、流出口１６ａの一辺につながる壁面１６ｃとタービンブレード２０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、壁面１６ｂがタービンブレード２０の表面１０ａに対して滑らかに接続されるようになっている。 The outflow portion 16 is connected to the other end of the inflow portion 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 20. A slot with a path.
The outflow port 16a has an isosceles trapezoidal shape as shown in FIG. 3A, and one of the parallel sides is located on the upstream side (left side in FIG. 3). In addition, the other side of the longer side is formed on the downstream side (right side in FIG. 3). Further, another two sides (side sides) connecting these two parallel sides spread from the upstream side toward the downstream side.
On the other hand, as shown in FIG. 3B, the angle (for example, 20 °) formed between the wall surface (raid back surface) 16b connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 20 is the same as that of the outlet 16a. It is smaller than an angle (for example, 30 °) formed by the wall surface 16c connected to one side and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 20, so that the wall surface 16b is smoothly connected to the surface 10a of the turbine blade 20. It has become.

流出口１６ａの他端部（平行な二辺のうち、長い方の他辺が位置する側の端部）中央部には、リブ２２が設けられている。
このリブ２２は、平面視略二等辺三角形状を有し、かつ、その頂点部分が上流側に位置するように形成された頂面２２ａと、平面視略馬蹄形状を有し、かつ、頂面２２ａの頂点部分および斜辺に沿うように形成された側面２２ｂとを備えている。
頂面２２ａは、タービンブレード２０の表面１０ａと面一になる（同一平面上に位置する）ように形成されており、また、頂面２２ａの頂点部分は、平面視略半球形状を有するように形成されている。
一方、側面２２ｂは、頂面２２ａの周縁から壁面１６ｂに向かって末広がりとなるように形成されている。
その結果、リブ２２は、その上流端（より詳しくは側面２２ｂの上流端）から頂面２２ａの頂点にかけてその高さが漸次高くなり、頂面２２ａの頂点から底辺にかけてその高さが漸次低くなるように形成されていることとなる。 A rib 22 is provided at the center of the other end of the outflow port 16a (the end on the side where the longer side of the two parallel sides is located).
The rib 22 has a substantially isosceles triangle shape in plan view, and has a top surface 22a formed so that the apex portion is located on the upstream side, a substantially horseshoe shape in plan view, and the top surface. And a side surface 22b formed along the oblique side.
The top surface 22a is formed to be flush with the surface 10a of the turbine blade 20 (located in the same plane), and the apex portion of the top surface 22a has a substantially hemispherical shape in plan view. Is formed.
On the other hand, the side surface 22b is formed so as to expand toward the wall surface 16b from the periphery of the top surface 22a.
As a result, the height of the rib 22 gradually increases from the upstream end (more specifically, the upstream end of the side surface 22b) to the top of the top surface 22a, and gradually decreases from the top of the top surface 22a to the bottom. It will be formed as follows.

本実施形態に係るタービンブレード２０によれば、流出口１６ａの他辺につながる壁面１６ｂとタービンブレード２０の表面１０ａとのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード２０の表面１０ａに沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード２０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード２０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。
さらに、リブ２２の側面２２ｂにより流出部１６の中央部を流れる冷却空気Ｃを、流出口１６ａの両側辺の方へ振り分け、拡散させることができるので、冷却空気Ｃをタービンブレード２０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）により均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 20 according to the present embodiment, since the angle formed by the wall surface 16b connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 20 is set to be smaller, the surface of the turbine blade 20 The cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along 10a, and a more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a of the turbine blade 20.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand from the upstream side toward the downstream side, the cooling air C is directed to the height (span) direction of the turbine blade 20 (the vertical direction in FIG. 1). Can be spread evenly.
Further, the cooling air C flowing through the central portion of the outflow portion 16 by the side surface 22b of the rib 22 can be distributed and diffused toward both sides of the outlet 16a. (Span) direction (vertical direction in FIG. 1) can be expanded uniformly.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第３実施形態について、図４を参照しながら説明する。図４は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＶ−ＩＶ矢視断面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）３０は、フィルム冷却孔１４，２１の代わりにフィルム冷却孔３１が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 A third embodiment of the high-temperature member for gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 4 is an enlarged view of the film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment, where (a) is a plan view and (b) is a cross-sectional view taken along the line IV-IV in (a).
The gas turbine high temperature member (hereinafter referred to as “turbine blade”) 30 according to the present embodiment is the same as that of the above-described embodiment in that film cooling holes 31 are provided instead of the film cooling holes 14 and 21. Different. Since other components are the same as those in the above-described embodiment, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as embodiment mentioned above.

図４（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔３１は、その一端における中心軸線とタービンブレード３０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角αが鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード３０の表面１０ａとのなす角γが鋭角（例えば、２０°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード３０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード３０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード３０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード３０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード３０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図４（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 4B, each film cooling hole 31 has an acute angle (for example, 30 °) formed by an angle α between the central axis at one end thereof and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 30. An inflow portion (flow path) located inside the turbine blade 30 is a through hole formed so that an angle γ formed between the central axis at the end and the surface 10a of the turbine blade 30 is an acute angle (for example, 20 °). 15 and the outflow part (flow path) 16 located in the surface 10a side of the turbine blade 30 are comprised as a main element.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 30, and the other end is a plate thickness intermediate portion of the turbine blade 30 (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 30 and the surface 10a of the turbine blade 30). Further, the inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード３０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図４（ａ）に示すような等脚台形を呈するものであり、平行な二辺のうち、短い方の一辺が上流側（図４において左側）に位置するとともに、長い方の他辺が下流側に（図４において右側）に位置するように形成されている。また、これら平行な二辺を結ぶ別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって末広がりとなっている。
一方、図４（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺につながる壁面（底壁：平面：第１のレイドバック面）１６ｄとタービンブレード３０の表面１０ａとのなす角（例えば、１５°）は、流出口１６ａの一辺につながる壁面１６ｃとタービンブレード３０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、かつ、流入部１５および壁面１６ｄを接続する壁面（底壁：平面：第２のレイドバック面）１６ｂとタービンブレード３０の表面１０ａとのなす角（例えば、２０°）よりも小さく、そして、壁面１６ｄがタービンブレード３０の表面１０ａに対して滑らかに接続されるようになっている。 The outflow part 16 is connected to the other end of the inflow part 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 30. A slot with a path.
The outflow port 16a has an isosceles trapezoidal shape as shown in FIG. 4A, and one of the two parallel sides is located on the upstream side (left side in FIG. 4). In addition, the other side of the longer side is formed on the downstream side (right side in FIG. 4). Further, another two sides (side sides) connecting these two parallel sides spread from the upstream side toward the downstream side.
On the other hand, as shown in FIG. 4B, an angle (for example, 15) formed by a wall surface (bottom wall: plane: first raidback surface) 16d connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 30 is formed. Is smaller than an angle (for example, 30 °) formed by the wall surface 16c connected to one side of the outlet 16a and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 30, and connects the inflow portion 15 and the wall surface 16d. The wall surface (bottom wall: plane: second laid back surface) 16b is smaller than an angle (for example, 20 °) formed by the surface 10a of the turbine blade 30, and the wall surface 16d is relative to the surface 10a of the turbine blade 30. It is designed to be connected smoothly.

本実施形態に係るタービンブレード３０によれば、流出口１６ａの他辺につながる壁面１６ｄとタービンブレード３０の表面１０ａとのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード３０の表面１０ａに沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード３０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード３０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 30 according to the present embodiment, the angle formed by the wall surface 16d connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 30 is set to be smaller, so the surface of the turbine blade 30 The cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along the line 10a, and a more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a of the turbine blade 30.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand from the upstream side toward the downstream side, the cooling air C is supplied to the turbine blade 30 in the height (span) direction (vertical direction in FIG. 1). Can be spread evenly.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第４実施形態について、図５を参照しながら説明する。図５は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＶ−Ｖ矢視断面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）４０は、フィルム冷却孔１４，２１，３１の代わりにフィルム冷却孔４１が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 A fourth embodiment of a high temperature member for a gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 5 is an enlarged view of the film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment, in which (a) is a plan view and (b) is a cross-sectional view taken along line VV in (a).
The high temperature member for a gas turbine (hereinafter referred to as “turbine blade”) 40 according to the present embodiment has the film cooling hole 41 instead of the film cooling holes 14, 21, and 31. Different from the one. Since other components are the same as those in the above-described embodiment, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as embodiment mentioned above.

図５（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔４１は、その一端における中心軸線とタービンブレード４０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角αが鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード４０の表面１０ａとのなす角γが鋭角（例えば、２０°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード４０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード４０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード４０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード４０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード４０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図５（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 5 (b), each film cooling hole 41 has an acute angle (for example, 30 °) formed by an angle α between the central axis at one end thereof and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 40. An inflow portion (flow path) that is a through hole formed so that an angle γ formed by the central axis at the end and the surface 10a of the turbine blade 40 is an acute angle (for example, 20 °) and is located inside the turbine blade 40 15 and the outflow part (flow path) 16 located in the surface 10a side of the turbine blade 40 are comprised as a main element.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 40, and the other end is a plate thickness intermediate portion of the turbine blade 40 (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 40 and the surface 10a of the turbine blade 40). In addition, the inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード４０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図５（ａ）に示すような等脚台形を呈するものであり、平行な二辺のうち、短い方の一辺が上流側（図５において左側）に位置するとともに、長い方の他辺が下流側に（図５において右側）に位置するように形成されている。また、これら平行な二辺を結ぶ別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって末広がりとなっている。
一方、図５（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺につながる壁面（第１のレイドバック面）１６ｄとタービンブレード４０の表面１０ａとのなす角（例えば、１５°）は、流出口１６ａの一辺につながる壁面１６ｃとタービンブレード４０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、かつ、流入部１５および壁面１６ｄを接続する壁面（第２のレイドバック面）１６ｂとタービンブレード４０の表面１０ａとのなす角（例えば、２０°）よりも小さく、そして、壁面１６ｄがタービンブレード４０の表面１０ａに対して滑らかに接続されるようになっている。 The outflow part 16 is connected to the other end of the inflow part 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 40. A slot with a path.
The outflow port 16a has an isosceles trapezoidal shape as shown in FIG. 5A, and one of the two parallel sides is located on the upstream side (left side in FIG. 5). In addition, the other side of the longer side is formed on the downstream side (right side in FIG. 5). Further, another two sides (side sides) connecting these two parallel sides spread from the upstream side toward the downstream side.
On the other hand, as shown in FIG. 5B, the angle (for example, 15 °) formed by the wall surface (first laid back surface) 16d connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 40 is the flow rate. A wall surface (second wall) that is smaller than an angle (for example, 30 °) formed by the wall surface 16c connected to one side of the outlet 16a and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 40 and that connects the inflow portion 15 and the wall surface 16d (Raidback surface) 16b is smaller than an angle (for example, 20 °) formed by the surface 10a of the turbine blade 40, and the wall surface 16d is smoothly connected to the surface 10a of the turbine blade 40. .

流出口１６ａの他端部（平行な二辺のうち、長い方の他辺が位置する側の端部）中央部で、かつ、壁面１６ｄ上には、リブ４２が設けられている。
このリブ４２は、平面視略二等辺三角形状を有し、かつ、その頂点部分が上流側に位置するように形成された頂面４２ａと、平面視略馬蹄形状を有し、かつ、頂面４２ａの頂点部分および斜辺に沿うように形成された側面４２ｂとを備えている。
頂面４２ａは、タービンブレード４０の表面１０ａと面一になる（同一平面上に位置する）ように形成されており、また、頂面４２ａの頂点部分は、平面視略半球形状を有するように形成されている。
一方、側面４２ｂは、頂面４２ａの周縁から壁面１６ｂに向かって末広がりとなるように形成されている。
その結果、リブ４２は、その上流端（より詳しくは、側面４２ｂの上流端）から頂面４２ａの頂点にかけてその高さが漸次高くなり、頂面４２ａの頂点から底辺にかけてその高さが漸次低くなるように形成されていることとなる。 A rib 42 is provided on the center of the other end of the outflow port 16a (the end on the side where the longer side of the two parallel sides is located) and on the wall surface 16d.
The rib 42 has a substantially isosceles triangle shape in plan view, and has a top surface 42a formed so that the apex portion is located on the upstream side, a substantially horseshoe shape in plan view, and the top surface. 42a, and a side surface 42b formed along the oblique side.
The top surface 42a is formed to be flush with the surface 10a of the turbine blade 40 (located on the same plane), and the apex portion of the top surface 42a has a substantially hemispherical shape in plan view. Is formed.
On the other hand, the side surface 42b is formed so as to expand from the periphery of the top surface 42a toward the wall surface 16b.
As a result, the height of the rib 42 gradually increases from its upstream end (more specifically, the upstream end of the side surface 42b) to the top of the top surface 42a, and gradually decreases from the top of the top surface 42a to the bottom. It will be formed so that.

本実施形態に係るタービンブレード４０によれば、流出口１６ａの他辺につながる壁面１６ｄとタービンブレード４０の表面１０ａとのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード４０の表面１０ａに沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード４０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード４０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。
さらに、リブ４２の側面４２ｂにより流出部１６の中央部を流れる冷却空気Ｃを、流出口１６ａの両側辺の方へ振り分け、拡散させることができるので、冷却空気Ｃをタービンブレード４０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）により均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 40 according to the present embodiment, the angle formed between the wall surface 16d connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 40 is set to be smaller. The cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along the line 10a, and a more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a of the turbine blade 40.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand from the upstream side toward the downstream side, the cooling air C is moved in the height (span) direction of the turbine blade 40 (the vertical direction in FIG. 1). Can be spread evenly.
Further, the cooling air C flowing through the central portion of the outflow portion 16 by the side surface 42b of the rib 42 can be distributed and diffused toward the both sides of the outlet 16a, so that the cooling air C is at the height of the turbine blade 40 ( (Span) direction (vertical direction in FIG. 1) can be expanded uniformly.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第５実施形態について、図６を参照しながら説明する。図６は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＶＩ−ＶＩ矢視断面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）５０は、フィルム冷却孔１４，２１，３１，４１の代わりにフィルム冷却孔５１が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 5th Embodiment of the high temperature member for gas turbines which concerns on this invention is described, referring FIG. 6A and 6B are enlarged views of a film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment. FIG. 6A is a plan view, and FIG. 6B is a cross-sectional view taken along the line VI-VI in FIG.
The high-temperature member for gas turbine (hereinafter referred to as “turbine blade”) 50 according to the present embodiment is the implementation described above in that the film cooling holes 51 are provided instead of the film cooling holes 14, 21, 31, 41. Different from that of form. Since other components are the same as those in the above-described embodiment, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as embodiment mentioned above.

図６（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔５１は、その一端における中心軸線とタービンブレード５０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角αが鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード５０の表面１０ａとのなす角βが鋭角（例えば、２５°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード５０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード５０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード５０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード５０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード５０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図６（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 6B, each film cooling hole 51 has an acute angle (for example, 30 °) formed by an angle α between the central axis at one end thereof and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 50. An inflow portion (flow path) located inside the turbine blade 50 is a through hole formed so that an angle β formed by the central axis at the end and the surface 10a of the turbine blade 50 is an acute angle (for example, 25 °). 15 and the outflow part (flow path) 16 located in the surface 10a side of the turbine blade 50 are comprised as a main element.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 50, and the other end is a plate thickness intermediate portion of the turbine blade 50 (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 50 and the surface 10a of the turbine blade 50). Further, the inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード５０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図６（ａ）に示すような等脚台形を呈するものであり、平行な二辺のうち、短い方の一辺が上流側（図６において左側）に位置するとともに、長い方の他辺が下流側に（図６において右側）に位置するように形成されている。また、これら平行な二辺を結ぶ別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって末広がりとなっている。 The outflow part 16 is connected to the other end of the inflow part 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 50. A slot with a path.
The outflow port 16a has an isosceles trapezoidal shape as shown in FIG. 6A, and the shorter one of the two parallel sides is located on the upstream side (left side in FIG. 6). In addition, the other side of the longer side is formed on the downstream side (right side in FIG. 6). Further, another two sides (side sides) connecting these two parallel sides spread from the upstream side toward the downstream side.

一方、図６（ａ）および図６（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺よりも後流側には、タービンブレード５０の表面１０ａから内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに向かって所定の深さ（流入部１５の直径（内径）ｄの１／２以下、より好ましくは０．１mm〜０．２mm）ｔだけ掘り下げられた（凹まされた）凹所１７が形成されている。
また、図２（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺につながる壁面（レイドバック面）１６ｂとタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）とのなす角（例えば、２０°）は、流出口１６ａの一辺につながる壁面１６ｃとタービンブレード１０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、壁面１６ｂがタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）に対して滑らかに接続されるようになっている。 On the other hand, as shown in FIGS. 6 (a) and 6 (b), a predetermined distance is provided from the surface 10a of the turbine blade 50 toward the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a on the downstream side of the other side of the outlet 16a. A recess 17 that is dug down (recessed) by a depth t (less than 1/2 of the diameter (inner diameter) d of the inflow portion 15, more preferably 0.1 mm to 0.2 mm) is formed.
Further, as shown in FIG. 2B, an angle formed by a wall surface (raid back surface) 16b connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 10 (more specifically, the surface of the recess 17) ( For example, 20 ° is smaller than an angle (for example, 30 °) formed by the wall surface 16c connected to one side of the outlet 16a and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 10, and the wall surface 16b is the surface of the turbine blade 10. 10a (more specifically, the surface of the recess 17) is connected smoothly.

流出口１６ａの他端部（平行な二辺のうち、長い方の他辺が位置する側の端部）中央部で、かつ、凹所１７上には、リブ５２が設けられている。
このリブ５２は、平面視二等辺三角形状、断面視略直角三角形状を有し、かつ、その頂点部分が上流側に位置するように形成されるとともに、上流側から下流側にかけてその高さが漸次高くなる分流部５２ａと、平面視矩形状、断面視略直角三角形状を有し、かつ、その上流端に位置する頂点がタービンブレード５０の表面１０ａと同一平面上に位置するように形成されるとともに、上流側から下流側にかけてその高さが漸次低くなる、基底部５２ｂとを備えている。
また、分流部５２ａの頂点部分は、平面視略半球形状を有するように形成されている。 A rib 52 is provided at the center of the other end of the outflow port 16a (the end on the side where the longer side of the two parallel sides is located) and on the recess 17.
The rib 52 has an isosceles triangle shape in a plan view and a substantially right triangle shape in a sectional view, and is formed so that its apex portion is located on the upstream side, and the height thereof increases from the upstream side to the downstream side. The progressively higher flow dividing portion 52a has a rectangular shape in plan view and a substantially right-angled triangle shape in cross section, and is formed so that the apex located at the upstream end thereof is located on the same plane as the surface 10a of the turbine blade 50. And a base portion 52b whose height gradually decreases from the upstream side to the downstream side.
Further, the apex portion of the flow dividing portion 52a is formed to have a substantially hemispherical shape in plan view.

本実施形態によるタービンブレード５０によれば、流出口１６ａの他辺につながる壁面１６ｂとタービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）とのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード１０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）に沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード１０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード１０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。
さらに、リブ５２の分流部５２ａにより流出部１６の中央部を流れる冷却空気Ｃを、流出口１６ａの両側辺の方へ振り分け、拡散させることができるので、冷却空気Ｃをタービンブレード５０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）により均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 50 according to the present embodiment, the angle formed by the wall surface 16b connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 10 (more specifically, the surface of the recess 17) is set to be smaller. Therefore, the cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along the surface 10a of the turbine blade 10 (more specifically, the surface of the recess 17). A more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand toward the downstream side from the upstream side, the cooling air C is moved in the height (span) direction of the turbine blade 10 (vertical direction in FIG. 1). Can be spread evenly.
Further, the cooling air C flowing through the central portion of the outflow portion 16 by the diversion portion 52a of the rib 52 can be distributed and diffused toward both sides of the outflow port 16a. It can be expanded uniformly in the (span) direction (vertical direction in FIG. 1).

さらにまた、流出口１６ａの他辺よりも下流側において、流出口１６ａの一辺よりも上流側に位置するタービンブレード５０の表面１０ａに沿って流れてきた高温ガスＦ（図１参照）と、タービンブレード５０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）との間に、高温ガスＦの流れを妨げない（高温ガスＦの流れの影響を受けない）厚みｔの冷却空気Ｃによる圧縮空気膜が形成されることとなる。すなわち、流出口１６ａの他辺よりも下流側に位置するタービンブレード５０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）に、持続性の高い圧縮空気膜が形成されることとなる。
これにより、高温ガスＦからタービンブレード５０の表面１０ａ（より詳しくは、凹所１７の表面）への熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。
さらにまた、タービンブレード５０の表面１０ａに沿って流れてきた高温ガスＦと、流出口１６ａから噴き出された冷却空気Ｃとの干渉（混合）を最小限に抑えることができ、タービンブレード５０の表面１０ａにおける空力損失を低減させることができる。 Furthermore, on the downstream side of the other side of the outlet 16a, the hot gas F (see FIG. 1) flowing along the surface 10a of the turbine blade 50 located on the upstream side of one side of the outlet 16a, and the turbine Compressed air by the cooling air C having a thickness t that does not obstruct the flow of the high temperature gas F (not affected by the flow of the high temperature gas F) between the blade 50 and the surface 10a (more specifically, the surface of the recess 17). A film will be formed. That is, a highly durable compressed air film is formed on the surface 10a (more specifically, the surface of the recess 17) of the turbine blade 50 located downstream of the other side of the outlet 16a.
Thereby, the heat transfer from the hot gas F to the surface 10a of the turbine blade 50 (more specifically, the surface of the recess 17) can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.
Furthermore, interference (mixing) between the hot gas F flowing along the surface 10a of the turbine blade 50 and the cooling air C ejected from the outlet 16a can be minimized. Aerodynamic loss at the surface 10a can be reduced.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第６実施形態について、図７を参照しながら説明する。図７は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＶＩＩ−ＶＩＩ矢視断面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）６０は、フィルム冷却孔１４，２１，３１，４１，５１の代わりにフィルム冷却孔６１が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 A sixth embodiment of the high-temperature member for gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 7 is an enlarged view of the film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment, where (a) is a plan view and (b) is a cross-sectional view taken along the line VII-VII in (a).
The gas turbine high temperature member (hereinafter referred to as “turbine blade”) 60 according to the present embodiment is described above in that a film cooling hole 61 is provided instead of the film cooling holes 14, 21, 31, 41, 51. It differs from that of the embodiment. Since other components are the same as those in the above-described embodiment, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as embodiment mentioned above.

図７（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔６１は、その一端における中心軸線とタービンブレード６０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角α（例えば、図２（ｂ）参照）が鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード６０の表面１０ａとのなす角γ（例えば、図４（ｂ）参照）が鋭角（例えば、２０°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード６０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード６０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード６０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード６０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード６０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図６（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 7B, each film cooling hole 61 has an angle α (for example, see FIG. 2B) formed by the central axis at one end thereof and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 60. An acute angle (for example, 30 °) is formed, and an angle γ (for example, see FIG. 4B) formed by the central axis at the other end and the surface 10a of the turbine blade 60 is formed to be an acute angle (for example, 20 °). The main part is an inflow part (flow path) 15 located inside the turbine blade 60 and an outflow part (flow path) 16 located on the surface 10a side of the turbine blade 60. It is.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 60, and the other end is a plate thickness intermediate portion of the turbine blade 60 (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 60 and the surface 10a of the turbine blade 60). Further, the inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード６０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図７（ａ）に示すような等脚台形を呈するものであり、平行な二辺のうち、短い方の一辺が上流側（図７において左側）に位置するとともに、長い方の他辺が下流側に（図７において右側）に位置するように形成されている。また、これら平行な二辺を結ぶ別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって末広がりとなっている。
一方、図７（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺と流入部１５の他端とは、壁面（底壁：レイドバック面）６２を介して接続されている。この壁面６２は、流入部１５の他端の側から流出口１６ａの他辺の側に向かって、その表面とタービンブレード６０の表面１０ａとのなす角が漸次小さくなるように設定された複数（本実施形態では３つ）の平面６２ａ，６２ｂ，６２ｃを有している。また、平面６２ａと平面６２ｂとの間、平面６２ｂと平面６２ｃとの間にはそれぞれ、タービンブレード６０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に沿うとともに、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに向かって所定の深さだけ掘り下げられた段部６３が形成されている。
そして、流出口１６ａの他辺につながる平面６２ｃとタービンブレード６０の表面１０ａとのなす角（例えば、１５°）は、流出口１６ａの一辺につながる壁面１６ｃとタービンブレード６０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、かつ、平面５２ｃがタービンブレード６０の表面１０ａに対して滑らかに接続されるようになっている。 The outflow part 16 is connected to the other end of the inflow part 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 60. A slot with a path.
The outflow port 16a has an isosceles trapezoidal shape as shown in FIG. 7A, and one of the two parallel sides is located on the upstream side (left side in FIG. 7). In addition, the other side of the longer side is formed on the downstream side (right side in FIG. 7). Further, another two sides (side sides) connecting these two parallel sides spread from the upstream side toward the downstream side.
On the other hand, as shown in FIG. 7B, the other side of the outlet 16 a and the other end of the inflow portion 15 are connected via a wall surface (bottom wall: laid back surface) 62. A plurality of wall surfaces 62 are set so that the angle formed between the surface and the surface 10a of the turbine blade 60 gradually decreases from the other end side of the inflow portion 15 toward the other side of the outlet 16a. In this embodiment, it has three planes 62a, 62b, 62c. Further, between the plane 62a and the plane 62b, and between the plane 62b and the plane 62c, respectively, along the height (span) direction (up and down direction in FIG. 1) of the turbine blade 60, the inner wall surfaces 11a, 12a, A stepped portion 63 is formed which is dug down to a predetermined depth toward 13a.
The angle (for example, 15 °) between the plane 62c connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 60 is such that the wall surface 16c connected to one side of the outlet 16a and the inner wall surfaces 11a and 12a of the turbine blade 60. , 13a is smaller than an angle (for example, 30 °), and the flat surface 52c is smoothly connected to the surface 10a of the turbine blade 60.

本実施形態に係るタービンブレード６０によれば、流出口１６ａの他辺につながる平面６２ｃとタービンブレード６０の表面１０ａとのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード６０の表面１０ａに沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード６０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード６０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。
さらに、図７（ａ）および図７（ｂ）中に実線矢印で示すように、段部６３の後流側に、平面６２ａ，６２ｂ，６２ｃに向かって流れる渦流が発生することとなり、タービンブレード６０の表面１０ａに、持続性の高い圧縮空気膜が形成されることとなる。
これにより、高温ガスＦからタービンブレード６０の表面１０ａへの熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。 According to the turbine blade 60 according to the present embodiment, the angle between the flat surface 62c connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 60 is set to be smaller. The cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along the line 10a, and a more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a of the turbine blade 60.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand from the upstream side toward the downstream side, the cooling air C is directed to the height (span) direction of the turbine blade 60 (up and down direction in FIG. 1). Can be spread evenly.
Further, as indicated by solid arrows in FIGS. 7A and 7B, vortex flows flowing toward the flat surfaces 62a, 62b, and 62c are generated on the downstream side of the step portion 63, and the turbine blades are generated. A highly sustainable compressed air film is formed on the surface 10 a of 60.
Thereby, the heat transfer from the hot gas F to the surface 10a of the turbine blade 60 can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第７実施形態について、図８を参照しながら説明する。図８は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した平面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）７０は、平面視直線状を呈する段部６３の代わりに、平面視円弧状を呈する段部７１を備えたフィルム冷却孔７２が設けられているという点で前述した第６実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した第６実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した第６実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 A seventh embodiment of the high temperature member for a gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 8 is an enlarged plan view of the film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment.
A gas turbine high temperature member (hereinafter referred to as “turbine blade”) 70 according to the present embodiment has a film cooling hole provided with a step portion 71 having a circular arc shape in plan view, instead of the step portion 63 having a straight line shape in plan view. It differs from the thing of 6th Embodiment mentioned above by the point that 72 is provided. Since other components are the same as those of the sixth embodiment described above, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as 6th Embodiment mentioned above.

本実施形態に係るタービンブレード７０によれば、流出口１６ａの他辺につながる平面６２ｃとタービンブレード７０の表面１０ａとのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード７０の表面１０ａに沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード７０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード７０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。
さらに、段部７１の後流側に、平面６２ａ，６２ｂ，６２ｃに向かって流れる渦流が発生することとなり、タービンブレード７０の表面１０ａに、持続性の高い圧縮空気膜が形成されることとなる。
これにより、高温ガスＦからタービンブレード７０の表面１０ａへの熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。
さらにまた、段部７１は、その平面視形状が円弧状を呈するとともに、段部７１の後流側に発生した渦流が、段部７１に沿ってタービンブレード７０の高さ方向にスムーズに拡がるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード７０の高さにより均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 70 according to the present embodiment, the angle between the plane 62c connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 70 is set to be smaller. The cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along the line 10a, and a more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a of the turbine blade 70.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand from the upstream side toward the downstream side, the cooling air C is supplied to the turbine blade 70 in the height (span) direction (vertical direction in FIG. 1). Can be spread evenly.
Furthermore, a vortex flow that flows toward the flat surfaces 62a, 62b, and 62c is generated on the downstream side of the step portion 71, and a highly durable compressed air film is formed on the surface 10a of the turbine blade 70. .
Thereby, the heat transfer from the hot gas F to the surface 10a of the turbine blade 70 can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.
Further, the stepped portion 71 has an arc shape in plan view, and the vortex generated on the wake side of the stepped portion 71 spreads smoothly along the stepped portion 71 in the height direction of the turbine blade 70. Therefore, the cooling air C can be spread uniformly depending on the height of the turbine blade 70.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第８実施形態について、図９を参照しながら説明する。図９は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＸ−ＩＸ矢視断面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）８０は、フィルム冷却孔１４，２１，３１，４１，５１，６１，７２の代わりにフィルム冷却孔８１が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 An eighth embodiment of the high temperature member for gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 9 is an enlarged view of the film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment, where (a) is a plan view and (b) is a cross-sectional view taken along the line IX-IX in (a).
The high temperature member for gas turbine (hereinafter referred to as “turbine blade”) 80 according to the present embodiment is provided with a film cooling hole 81 instead of the film cooling holes 14, 21, 31, 41, 51, 61, 72. This is different from the above-described embodiment. Since other components are the same as those in the above-described embodiment, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as embodiment mentioned above.

図９（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔８１は、その一端における中心軸線とタービンブレード８０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角α（例えば、図２（ｂ）参照）が鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード８０の表面１０ａとのなす角β（例えば、図２（ｂ）参照）が鋭角（例えば、２５°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード８０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード８０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード８０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード８０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード８０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図９（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 9 (b), each film cooling hole 81 has an angle α (for example, see FIG. 2 (b)) formed by the central axis at one end thereof and the inner wall surfaces 11a, 12a, 13a of the turbine blade 80. An acute angle (for example, 30 °) is formed, and an angle β (for example, see FIG. 2B) formed by the central axis at the other end and the surface 10a of the turbine blade 80 is formed to be an acute angle (for example, 25 °). The main part is an inflow part (flow path) 15 located inside the turbine blade 80 and an outflow part (flow path) 16 located on the surface 10a side of the turbine blade 80. It is.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 80, and the other end is an intermediate plate thickness portion of the turbine blade 80 (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 80 and the surface 10a of the turbine blade 80). Further, the inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード８０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図９（ａ）に示すような等脚台形を呈するものであり、平行な二辺のうち、短い方の一辺が上流側（図９において左側）に位置するとともに、長い方の他辺が下流側に（図９において右側）に位置するように形成されている。また、これら平行な二辺を結ぶ別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって末広がりとなっている。
一方、図９（ｂ）に示すように、流出口１６ａの他辺につながる壁面（レイドバック面）１６ｂとタービンブレード８０の表面１０ａとのなす角（例えば、２０°）は、流出口１６ａの一辺につながる壁面１６ｃとタービンブレード８０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、壁面１６ｂがタービンブレード８０の表面１０ａに対して滑らかに接続されるようになっている。 The outflow part 16 is connected to the other end of the inflow part 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 80. A slot with a path.
The outflow port 16a has an isosceles trapezoidal shape as shown in FIG. 9A, and the shorter one of the two parallel sides is located on the upstream side (left side in FIG. 9). In addition, the other side of the longer side is formed on the downstream side (right side in FIG. 9). Further, another two sides (side sides) connecting these two parallel sides spread from the upstream side toward the downstream side.
On the other hand, as shown in FIG. 9B, the angle (for example, 20 °) formed by the wall surface (raid back surface) 16b connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 80 is equal to that of the outlet 16a. It is smaller than an angle (for example, 30 °) formed by the wall surface 16c connected to one side and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 80 so that the wall surface 16b is smoothly connected to the surface 10a of the turbine blade 80. It has become.

流出口１６ａの他端部（平行な二辺のうち、長い方の他辺が位置する側の端部）中央部には、少なくとも一つの凹部８２が設けられている。
この凹部８２は、その平面視形状が、例えば、図９（ａ）に示すような円形を呈するとともに、その断面視形状が、図９（ｂ）に示すような略半球形を呈するディンプル、あるいは、その平面視形状およびその断面視形状が、矩形を呈するキャビティである。 At the center of the other end of the outflow port 16a (the end on the side where the longer side of the two parallel sides is located) is provided with at least one recess 82.
The concave portion 82 has a circular shape as shown in FIG. 9 (a), for example, and a dimple having a substantially hemispherical shape as shown in FIG. 9 (b). The planar view shape and the cross-sectional view shape are cavities having a rectangular shape.

本実施形態に係るタービンブレード８０によれば、流出口１６ａの他辺につながる平面６２ｃとタービンブレード８０の表面１０ａとのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード８０の表面１０ａに沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード８０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード８０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。
さらに、図９（ｂ）中に実線矢印で示すように、壁面１６ｂに設けられた凹部８２のところで、凹部８２の底面に向かって流れる渦流が発生することとなり、タービンブレード８０の表面１０ａに、持続性の高い圧縮空気膜が形成されることとなる。
これにより、高温ガスＦからタービンブレード８０の表面１０ａへの熱伝達をより低減させることができて、フィルム効率をさらに向上させることができる。
さらにまた、図９（ａ）中に実線矢印で示すように、壁面１６ｂに設けられた凹部８２のところで、タービンブレード８０の高さ方向に拡がる渦流が発生することとなるので、冷却空気Ｃをタービンブレード８０の高さにより均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 80 according to the present embodiment, the angle between the plane 62c connected to the other side of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 80 is set to be smaller. The cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a along the line 10a, and a more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a of the turbine blade 80.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand from the upstream side toward the downstream side, the cooling air C is moved in the height (span) direction of the turbine blade 80 (up and down direction in FIG. 1). Can be spread evenly.
Furthermore, as shown by a solid arrow in FIG. 9B, a vortex flowing toward the bottom surface of the concave portion 82 is generated at the concave portion 82 provided on the wall surface 16b, and on the surface 10a of the turbine blade 80, A highly durable compressed air film will be formed.
Thereby, the heat transfer from the hot gas F to the surface 10a of the turbine blade 80 can be further reduced, and the film efficiency can be further improved.
Furthermore, as indicated by the solid line arrow in FIG. 9A, a vortex spreading in the height direction of the turbine blade 80 is generated at the recess 82 provided in the wall surface 16b. Depending on the height of the turbine blade 80, it can be expanded uniformly.

本発明に係るガスタービン用高温部材の第９実施形態について、図１０を参照しながら説明する。図１０は本実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＸ−Ｘ矢視断面図である。
本実施形態に係るガスタービン用高温部材（以下、「タービンブレード」という）９０は、フィルム冷却孔１４，２１，３１，４１，５１，６１，７２，８１の代わりにフィルム冷却孔９１が設けられているという点で前述した実施形態のものと異なる。その他の構成要素については前述した実施形態のものと同じであるので、ここではそれら構成要素についての説明は省略する。
なお、前述した実施形態と同一の部材には同一の符号を付している。 A ninth embodiment of a high temperature member for gas turbine according to the present invention will be described with reference to FIG. FIG. 10 is an enlarged view of the film cooling hole of the high-temperature member for gas turbine according to the present embodiment, where (a) is a plan view and (b) is a cross-sectional view taken along the line XX of (a).
A gas turbine high temperature member (hereinafter referred to as “turbine blade”) 90 according to the present embodiment is provided with a film cooling hole 91 instead of the film cooling holes 14, 21, 31, 41, 51, 61, 72, 81. This is different from the above-described embodiment. Since other components are the same as those in the above-described embodiment, description of these components is omitted here.
In addition, the same code | symbol is attached | subjected to the member same as embodiment mentioned above.

図１０（ｂ）に示すように、各フィルム冷却孔９１は、その一端における中心軸線とタービンブレード９０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角α（例えば、図２（ｂ）参照）が鋭角（例えば、３０°）となり、その他端における中心軸線とタービンブレード９０の表面１０ａとのなす角γ（例えば、図４（ｂ）参照）が鋭角（例えば、２０°）となるように形成された貫通孔であり、タービンブレード９０の内側に位置する流入部（流路）１５と、タービンブレード９０の表面１０ａの側に位置する流出部（流路）１６とを主たる要素として構成されたものである。
流入部１５は、その一端がタービンブレード９０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａに開口する流入口１５ａとされ、かつ、その他端がタービンブレード９０の板厚中間部（すなわち、内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとタービンブレード９０の表面１０ａとの中間位置）において流出部１６の一端に接続された、断面視円形の流路を有する丸孔である。また、流入口１５ａは、その平面視形状が図１０（ａ）に示すような楕円形を呈するものである。 As shown in FIG. 10B, each film cooling hole 91 has an angle α (for example, see FIG. 2B) formed by the central axis at one end thereof and the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 90. An acute angle (for example, 30 °) is formed, and an angle γ (for example, see FIG. 4B) formed by the central axis at the other end and the surface 10a of the turbine blade 90 is formed to be an acute angle (for example, 20 °). The main part is an inflow part (flow path) 15 located inside the turbine blade 90 and an outflow part (flow path) 16 located on the surface 10a side of the turbine blade 90. It is.
One end of the inflow portion 15 is an inlet 15a that opens to the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a of the turbine blade 90, and the other end is a plate thickness intermediate portion (that is, the inner wall surfaces 11a, 12a, and 13a and an intermediate position between the turbine blade 90 and the surface 10a of the turbine blade 90). In addition, the inflow port 15a has an elliptical shape in plan view as shown in FIG.

流出部１６は、一端が流入部１５の他端に接続され、かつ、他端がタービンブレード９０の表面１０ａに開口する流出口１６ａとされた、平面視略二等辺三角形、断面視矩形の流路を有するみぞ穴である。
流出口１６ａは、その平面視形状が図１０（ａ）に示すような略二等辺三角形を呈するものであり、頂点部分が上流側（図１０において左側）に位置するとともに、底辺が下流側に（図１０において右側）に位置するように形成されている。また、頂点部分と底辺とを別の二辺（側辺）は、上流側から下流側に向かって段階的に（徐々に）末広がりとなるように形成されている。
一方、図１０（ｂ）に示すように、流出口１６ａの底辺と流入部１５の他端とは、壁面（底壁：レイドバック面）９２を介して接続されている。この壁面９２は、流入部１５の他端の側から流出口１６ａの底辺の側に向かって、その表面とタービンブレード９０の表面１０ａとのなす角が漸次小さくなるように、かつ、その両側辺が上流側から下流側に向かって段階的に（徐々に）拡がっていくように設定された複数（本実施形態では４つ）の平面９２ａ，９２ｂ，９２ｃ，９２ｄを有している。
そして、流出口１６ａの底辺につながる平面９２ｄとタービンブレード９０の表面１０ａとのなす角（例えば、１５°）は、流出口１６ａの頂点部分につながる壁面１６ｃとタービンブレード９０の内壁面１１ａ，１２ａ，１３ａとのなす角（例えば、３０°）よりも小さく、かつ、平面９２ｄがタービンブレード９０の表面１０ａに対して滑らかに接続されるようになっている。 The outflow portion 16 is connected to the other end of the inflow portion 15, and the other end is an outlet 16 a that opens to the surface 10 a of the turbine blade 90. A slot with a path.
The outflow port 16a has a substantially isosceles triangle shape as shown in FIG. 10 (a), the apex portion is located on the upstream side (left side in FIG. 10), and the bottom side is on the downstream side. It is formed so as to be located on the right side in FIG. Further, the two sides (sides), which are different from the apex and the base, are formed so as to gradually widen gradually from the upstream side toward the downstream side.
On the other hand, as shown in FIG. 10B, the bottom of the outlet 16 a and the other end of the inflow portion 15 are connected via a wall surface (bottom wall: laid back surface) 92. The wall surface 92 is formed so that the angle formed by the surface thereof and the surface 10a of the turbine blade 90 gradually decreases from the other end side of the inflow portion 15 toward the bottom side of the outlet 16a, and on both sides thereof. Has a plurality of (four in the present embodiment) planes 92a, 92b, 92c, and 92d set so as to expand stepwise (gradually) from the upstream side to the downstream side.
The angle (for example, 15 °) between the plane 92d connected to the bottom of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 90 is such that the wall surface 16c connected to the apex of the outlet 16a and the inner wall surfaces 11a and 12a of the turbine blade 90. , 13a is smaller than an angle (for example, 30 °), and the flat surface 92d is smoothly connected to the surface 10a of the turbine blade 90.

本実施形態に係るタービンブレード９０によれば、流出口１６ａの底辺につながる平面９２ｄとタービンブレード９０の表面１０ａとのなす角がより小さくなるように設定されているので、タービンブレード９０の表面１０ａに沿うように冷却空気Ｃ（図１参照）を流出口１６ａから噴き出させることができて、タービンブレード９０の表面１０ａにより近い位置に、より均一な圧縮空気膜を形成させることができる。
また、流出口１６ａの側辺が、上流側から下流側に向かって末広がりとなるように形成されているので、冷却空気Ｃをタービンブレード９０の高さ（スパン）方向（図１において上下方向）に均一に拡げることができる。 According to the turbine blade 90 according to the present embodiment, since the angle formed by the plane 92d connected to the bottom of the outlet 16a and the surface 10a of the turbine blade 90 is set to be smaller, the surface 10a of the turbine blade 90 is reduced. Then, the cooling air C (see FIG. 1) can be ejected from the outlet 16a so that a more uniform compressed air film can be formed at a position closer to the surface 10a of the turbine blade 90.
Further, since the side of the outlet 16a is formed so as to expand from the upstream side toward the downstream side, the cooling air C is directed to the height (span) direction of the turbine blade 90 (vertical direction in FIG. 1). Can be spread evenly.

なお、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、上述した実施形態を適宜必要に応じて組み合わせて実施することもできる。
また、上述した実施形態においては、ガスタービン用高温部材としてタービンブレードを例に挙げて説明してきたが、本発明はこれに限定されるものではなく、ガスタービンにおいて高温ガスに晒され、フィルム冷却孔を有する部材であればどのようなものであってもよい。そのような部材としては、例えば、タービン動翼のプラットフォーム、タービン静翼の内側シュラウドおよび外側シュラウド、タービンの燃焼器等がある。 In addition, this invention is not limited to embodiment mentioned above, It can also implement combining embodiment mentioned above suitably as needed.
In the above-described embodiment, the turbine blade has been described as an example of the high-temperature member for the gas turbine. However, the present invention is not limited to this, and the film is cooled by being exposed to the high-temperature gas in the gas turbine. Any member having a hole may be used. Such members include, for example, turbine blade platforms, turbine vane inner and outer shrouds, turbine combustors, and the like.

本発明の第１実施形態に係るガスタービン用高温部材の斜視断面図である。It is a perspective sectional view of the high temperature member for gas turbines concerning a 1st embodiment of the present invention. 図２は図１のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＩ−ＩＩ矢視断面図である。2 is an enlarged view of the film cooling hole of FIG. 1, wherein (a) is a plan view and (b) is a cross-sectional view taken along the line II-II of (a). 本発明の第２実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＩＩ−ＩＩＩ矢視断面図である。It is the figure which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 2nd Embodiment of this invention, Comprising: (a) is a top view, (b) is III-III arrow sectional drawing of (a). . 本発明の第３実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＶ−ＩＶ矢視断面図である。It is the figure which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 3rd Embodiment of this invention, Comprising: (a) is a top view, (b) is IV-IV arrow sectional drawing of (a). . 本発明の第４実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＶ−Ｖ矢視断面図である。It is the figure which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 4th Embodiment of this invention, Comprising: (a) is a top view, (b) is a VV arrow sectional drawing of (a). . 本発明の第５実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＶＩ−ＶＩ矢視断面図である。It is the figure which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 5th Embodiment of this invention, Comprising: (a) is a top view, (b) is VI-VI arrow sectional drawing of (a). . 本発明の第６実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＶＩＩ−ＶＩＩ矢視断面図である。It is the figure which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 6th Embodiment of this invention, Comprising: (a) is a top view, (b) is a VII-VII arrow sectional drawing of (a). . 本発明の第７実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した平面図である。It is the top view which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 7th Embodiment of this invention. 本発明の第８実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＩＸ−ＩＸ矢視断面図である。It is the figure which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 8th Embodiment of this invention, Comprising: (a) is a top view, (b) is IX-IX arrow sectional drawing of (a). . 本発明の第９実施形態に係るガスタービン用高温部材のフィルム冷却孔を拡大した図であって、（ａ）は平面図、（ｂ）は（ａ）のＸ−Ｘ矢視断面図である。It is the figure which expanded the film cooling hole of the high temperature member for gas turbines concerning 9th Embodiment of this invention, Comprising: (a) is a top view, (b) is XX arrow sectional drawing of (a). .

符号の説明Explanation of symbols

１０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
１０ａ 表面
１４ フィルム冷却孔
１６ 流出部
１６ｂ 壁面（底壁：平面）
１６ｄ 壁面（底壁：平面）
１７ 凹所
２０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
２１ フィルム冷却孔
２２ リブ
３０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
３１ フィルム冷却孔
４０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
４１ フィルム冷却孔
４２ リブ
５０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
５１ フィルム冷却孔
５２ リブ
６０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
６１ フィルム冷却孔
６２ 壁面（底壁）
６２ａ 平面
６２ｂ 平面
６２ｃ 平面
６３ 段部
７０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
７１ 段部
７２ フィルム冷却孔
８０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
８１ フィルム冷却孔
８２ 凹部
９０ タービンブレード（ガスタービン用高温部材）
９１ フィルム冷却孔
９２ 壁面（底壁）
９２ａ 平面
９２ｂ 平面
９２ｃ 平面
９２ｄ 平面
Ｃ 冷却空気（冷却媒体）
Ｆ 高温ガス 10 Turbine blade (high temperature member for gas turbine)
10a Surface 14 Film cooling hole 16 Outflow part 16b Wall surface (bottom wall: plane)
16d Wall surface (bottom wall: plane)
17 recess 20 turbine blade (high temperature member for gas turbine)
21 Film cooling hole 22 Rib 30 Turbine blade (high temperature member for gas turbine)
31 Film cooling hole 40 Turbine blade (high temperature member for gas turbine)
41 Film cooling hole 42 Rib 50 Turbine blade (high temperature member for gas turbine)
51 Film Cooling Hole 52 Rib 60 Turbine Blade (High Temperature Member for Gas Turbine)
61 Film cooling hole 62 Wall surface (bottom wall)
62a plane 62b plane 62c plane 63 step 70 turbine blade (high temperature member for gas turbine)
71 Step 72 Film cooling hole 80 Turbine blade (high temperature member for gas turbine)
81 Film cooling hole 82 Recess 90 Turbine blade (high temperature member for gas turbine)
91 Film cooling hole 92 Wall surface (bottom wall)
92a plane 92b plane 92c plane 92d plane C Cooling air (cooling medium)
F Hot gas

Claims (8)

複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、
前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、
前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、
前記フィルム冷却孔よりも下流側に位置する前記表面に、その上流端が前記底壁の下流端と接続され、かつ、所定の長さにわたって所定の深さを有する凹所が形成されていることを特徴とするガスタービン用高温部材。 A high temperature member for a gas turbine in which a film of a cooling medium is formed on the surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed,
The outflow part of the film cooling hole is formed so as to end in the width direction along the surface,
The angle formed between the bottom wall of the outflow part and the surface is formed to be an acute angle,
A recess having an upstream end connected to the downstream end of the bottom wall and having a predetermined depth over a predetermined length is formed on the surface located downstream of the film cooling hole. A high-temperature member for a gas turbine characterized by 前記底壁が、少なくとも２つの平面を備えてなり、かつ、上流側から下流側にいくにしたがって、各平面と前記表面とのなす角が、漸次小さくなるように構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用高温部材。   The bottom wall is provided with at least two planes, and an angle formed by each plane and the surface is gradually reduced as going from the upstream side to the downstream side. The high temperature member for a gas turbine according to claim 1. 複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、
前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、
前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、
前記底壁が、少なくとも２つの平面を備えてなり、かつ、上流側から下流側にいくにしたがって、各平面と前記表面とのなす角が、漸次小さくなるように構成されていることを特徴とするガスタービン用高温部材。 A high temperature member for a gas turbine in which a film of a cooling medium is formed on the surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed,
The outflow part of the film cooling hole is formed so as to end in the width direction along the surface,
The angle formed between the bottom wall of the outflow part and the surface is formed to be an acute angle,
The bottom wall is provided with at least two planes, and an angle formed by each plane and the surface is gradually reduced as going from the upstream side to the downstream side. High temperature member for gas turbine. 前記底壁の中央部に、リブが設けられていることを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載のガスタービン用高温部材。   The high temperature member for a gas turbine according to any one of claims 1 to 3, wherein a rib is provided at a central portion of the bottom wall. 複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、
前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、
前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、
前記底壁に、所定の深さを有する段部が形成されていることを特徴とするガスタービン用高温部材。 A high temperature member for a gas turbine in which a film of a cooling medium is formed on the surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed,
The outflow part of the film cooling hole is formed so as to end in the width direction along the surface,
The angle formed between the bottom wall of the outflow part and the surface is formed to be an acute angle,
A high temperature member for a gas turbine, wherein a step portion having a predetermined depth is formed on the bottom wall. 前記段部が、平面視円弧状に形成され、かつ、その両端部が、その中央部よりも下流側に位置するように形成されていることを特徴とする請求項５に記載のガスタービン用高温部材。   6. The gas turbine according to claim 5, wherein the stepped portion is formed in an arc shape in a plan view, and both end portions thereof are formed on the downstream side of the central portion. High temperature member. 複数のフィルム冷却孔から噴き出された冷却媒体により、表面に冷却媒体の膜を形成させて、高温ガスからの熱伝達が抑制されるガスタービン用高温部材であって、
前記フィルム冷却孔の流出部が、前記表面に沿って幅方向に末広がりとなるように形成され、
前記流出部の底壁と前記表面とのなす角が、鋭角となるように形成されており、
前記底壁の中央部に、凹部が設けられていることを特徴とするガスタービン用高温部材。 A high temperature member for a gas turbine in which a film of a cooling medium is formed on the surface by a cooling medium ejected from a plurality of film cooling holes, and heat transfer from a high temperature gas is suppressed,
The outflow part of the film cooling hole is formed so as to end in the width direction along the surface,
The angle formed between the bottom wall of the outflow part and the surface is formed to be an acute angle,
A high temperature member for a gas turbine, wherein a concave portion is provided in a central portion of the bottom wall. 請求項１から７のいずれか１項に記載のガスタービン用高温部材を備えてなることを特徴とするガスタービン。   A gas turbine comprising the high-temperature member for a gas turbine according to any one of claims 1 to 7.
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