WO2023243512A1 - 動翼、及びこれを備えているガスタービン - Google Patents

動翼、及びこれを備えているガスタービン Download PDF

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WO2023243512A1
WO2023243512A1 PCT/JP2023/021164 JP2023021164W WO2023243512A1 WO 2023243512 A1 WO2023243512 A1 WO 2023243512A1 JP 2023021164 W JP2023021164 W JP 2023021164W WO 2023243512 A1 WO2023243512 A1 WO 2023243512A1
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WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
passage
cooling air
intra
passages
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/021164
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
隆志 仁内
靖夫 宮久
俊介 鳥井
Original Assignee
三菱パワー株式会社
三菱重工業株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱パワー株式会社, 三菱重工業株式会社 filed Critical 三菱パワー株式会社
Publication of WO2023243512A1 publication Critical patent/WO2023243512A1/ja

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades

Definitions

  • the present invention relates to a rotor blade and a gas turbine equipped with the same.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2022-096561 filed in Japan on June 15, 2022, the contents of which are incorporated herein.
  • a gas turbine includes a compressor that compresses air to generate compressed air, a combustor that burns fuel in the compressed air to generate combustion gas, and a turbine that is driven by the combustion gas.
  • the turbine includes a turbine rotor that rotates about an axis, a turbine casing that covers the rotor, and a plurality of rows of stationary blades.
  • the turbine rotor has a rotor shaft centered on the axis, and a plurality of rotor blade rows attached to the rotor shaft.
  • the plurality of rotor blade rows are lined up in the axial direction in which the axis extends.
  • Each rotor blade row has a plurality of rotor blades arranged in a circumferential direction with respect to the axis.
  • the plurality of stator blade rows are arranged in the axial direction and attached to the inner peripheral side of the turbine casing.
  • Each of the plurality of stator blade rows is arranged upstream of the axis of any one of the plurality of rotor blade rows.
  • Each stator blade row has a plurality of stator blades arranged in a circumferential direction with respect to the axis.
  • a rotor blade generally includes a blade body, a platform, and a blade root.
  • the wing body has an airfoil-shaped cross section perpendicular to the radial direction and extends in the radial direction.
  • a platform is disposed at a radially inward end of the wing body.
  • the blade root is provided on the radially inner side of the platform. This blade root is the part that attaches the rotor blade to the rotor shaft.
  • the rotor blades of a gas turbine are exposed to high-temperature combustion gas. For this reason, the rotor blades are generally cooled with air or the like.
  • each cooling air passage includes an introduction passage extending from the inlet of the blade root to the boundary between the platform and the blade, and a blade cooling passage having three intra-blade passages extending radially within the blade. , has.
  • the three intrawing passages are aligned along the camber line of the wing body.
  • the adjacent blade passages among the three blade passages have a radially inner end and a radially outer end. They communicate with each other at one end.
  • the first cooling air passage is arranged at the front side in the wing body
  • the second cooling air passage is arranged at the rear side in the wing body.
  • the frontmost intra-blade passage communicates with the plurality of front ejection holes as the plurality of end holes described above.
  • the plurality of front injection holes are opened around the leading edge of the blade surface including the leading edge.
  • the rearmost intra-blade passage communicates with the plurality of rear ejection holes as the plurality of end holes described above.
  • the plurality of rear injection holes open at the trailing edge of the wing body.
  • Gas turbine rotor blades that are exposed to high-temperature combustion gas are required to increase durability while reducing the amount of cooling air used.
  • an object of the present disclosure is to provide a rotor blade that can increase durability while suppressing the amount of cooling air used, and a gas turbine equipped with this rotor blade.
  • One aspect of the rotor blade according to the invention for achieving the above object includes: a wing body having an airfoil-shaped cross section and extending in the blade height direction including a directional component perpendicular to the cross section; and of the tip side and the hub side in the blade height direction, the hub side of the wing body; a platform provided at the end of the platform; a blade root provided on the hub side of the platform; a cooling air passageway formed across the blade root, the platform, and the blade body through which cooling air can flow; Equipped with The blade body has a blade surface facing in a direction having a directional component perpendicular to the blade height direction, and a tip surface facing the tip side in the blade height direction.
  • the blade surface has a leading edge and a trailing edge extending in the blade height direction, and a pressure surface and a suction surface extending from the leading edge to the trailing edge.
  • the cooling air passage includes a main passage having an inlet that opens at the surface of the blade root and allows cooling air to flow in, and a main passage that includes the leading edge in the blade surface and is located between the leading edge and the trailing edge.
  • the airfoil has a blade surface jet port that is open in the blade surface, excluding the area around the leading edge, and at least one of the pressure surface and the negative pressure surface, and has a blade surface jet port that is open through the main passage. It has a plurality of film holes through which cooling air can be ejected from the airfoil outlet to the outside along the at least one airfoil.
  • the main passage includes an introduction passage extending from the inlet to a boundary between the platform and the wing body, and an odd number of three or more intra-blade passages extending in the blade height direction within the wing body. a body cooling passage section.
  • the odd number of the intra-blade passages are lined up from the introduction passage section to the front side along the camber line of the blade body.
  • the blade body cooling passage constitutes one serpentine passage in which passages undulate in the blade height direction
  • adjacent blade passages among the odd number of said blade passages are arranged on the hub side.
  • the end and the end on the chip side communicate with each other at one end.
  • the plurality of front ejection holes communicate with the first intra-blade passage closest to the front among the odd number of the intra-blade passages.
  • the plurality of film holes communicate with at least one of the odd number of the intra-wing passages, the first intra-wing passage and a second intra-wing passage adjacent to the first intra-wing passage. ing.
  • the aperture ratio which is the area of the airfoil nozzle per unit area on the hub side, is equal to Higher than the aperture ratio, which is the area of the exit.
  • the cooling air that has flowed into the main passage from the inlet of the main passage in the cooling air passage passes through the introduction passage of the main passage and flows into the blade cooling passage of the main passage.
  • the cooling air convectively cools the surroundings of each of the intra-blade passages.
  • a portion of the cooling air flowing through the odd number of three or more intra-blade passages is blown out from the plurality of film holes along the pressure surface or the suction surface.
  • a portion of this cooling air cools the area around the film holes by convection while flowing through the plurality of film holes.
  • the cooling air blown out from the plurality of film holes performs film cooling on the pressure side or the suction side.
  • a part of the cooling air that has flowed into the first blade passage which is the most forward of the odd number of blade passages of 3 or more and is located on the downstream side of the flow of cooling air, is blown out from the plurality of front jet holes. be done.
  • a portion of this cooling air cools the area around the front nozzle by convection while flowing through the plurality of front nozzles.
  • the cooling air ejected from the plurality of front ejection holes suppresses high-temperature combustion gas from directly colliding with the area around the leading edge, which is a part of the blade surface.
  • the blade span which is the distance between the pressure surface and the suction surface, gradually increases from the tip side to the hub side of the blade body. Further, the distance between the inner surface of the intra-blade passage and the blade surface is within a predetermined range from the viewpoint of cooling the blade surface.
  • the widths of the plurality of intra-blade passages extending in the blade height direction also gradually increase from the tip side to the hub side of the blade body. If the width of the airfoil passage gradually increases from the tip side to the hub side of the airfoil, the flow velocity of the cooling air flowing through this airfoil passage will be lower on the hub side than on the tip side. .
  • the heat transfer coefficient between the cooling air flowing through the hub-side part of the blade passage and the blade body is the same as the heat transfer coefficient between the cooling air flowing through the tip-side part of the blade passage and the blade body.
  • the convection cooling effect of the cooling air flowing through the intra-blade passage becomes low in the hub-side portion of the blade body.
  • the aperture ratio which is the area of the airfoil nozzle per unit area on the hub side, is calculated based on the center position of the airfoil in the blade height direction. It is set higher than the aperture ratio, which is the area of the jet nozzle, to improve the film cooling effect on the hub side and increase the durability of the rotor blade 50.
  • the cooling air flowing into the plurality of film holes flows from the rearmost intra-blade passage among the odd number of three or more intra-blade passages to at least the downstream portion of the second intra-blade passage.
  • This is cooling air that has already been heated to some extent.
  • the downstream side here refers to the downstream side of the flow of cooling air.
  • the cooling air flowing into the plurality of front jet holes is the cooling air that has flowed from the rearmost intra-blade passage to the first intra-blade passage among the odd number of three or more intra-blade passages. , which is already considerably heated cooling air.
  • the upstream side here refers to the downstream side of the flow of cooling air.
  • the cooling air which has been heated considerably and has a low convective cooling effect, is used as air for cooling the area around the leading edge, which is a part of the wing surface, so that the cold cooling air is not wasted. Therefore, the blade surface can be efficiently cooled.
  • a gas turbine for achieving the above object includes: A rotor shaft including a plurality of rotor blades according to the one aspect, rotatable about an axis, and having a plurality of rotor blades attached in line in a circumferential direction with respect to the axis, and a plurality of rotor blades and the rotor shaft. a turbine casing that covers the outer peripheral side of the turbine.
  • the blade height direction is in the radial direction with respect to the axis
  • the hub side is the radially outer side of the radially inner side and the radially outer side in the radial direction with respect to the axis
  • the front side is the radially outer side in the radial direction with respect to the axis.
  • the rotor shaft is attached to the rotor shaft so as to be on the upstream side of the axis in the axial direction in which the axis extends and the downstream side of the axis.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine in an embodiment according to the present disclosure.
  • FIG. 2 is a perspective view of a rotor blade in a first embodiment according to the present disclosure.
  • FIG. 2 is a side view of the rotor blade in the first embodiment of the present disclosure (a side view of the rotor blade viewed from the suction surface side).
  • FIG. 2 is a cross-sectional view of a rotor blade in a first embodiment according to the present disclosure.
  • 4 is a sectional view taken along the line VV in FIG. 3.
  • FIG. 4 is a sectional view taken along the line VI-VI in FIG. 3.
  • FIG. 3 is a side view of a rotor blade in a second embodiment according to the present disclosure (a side view of the rotor blade viewed from the suction surface side).
  • 8 is a cross-sectional view taken along line VIII-VIII in FIG. 7.
  • FIG. It is a side view (side view of a rotor blade seen from a pressure surface side) cross-sectional view of a rotor blade in a third embodiment concerning the present disclosure.
  • FIG. 9 is a sectional view taken along line XX in FIG. 9;
  • stator vane of the present disclosure and a gas turbine equipped with the stator vane will be described in detail with reference to the drawings.
  • the gas turbine 10 of the present embodiment includes a compressor 20 that compresses air A, and a combustion system that combusts fuel F in the air A compressed by the compressor 20 to generate combustion gas G. 30, and a turbine 40 driven by combustion gas G.
  • the compressor 20 includes a compressor rotor 21 that rotates around an axis Ar, a compressor casing 25 that covers the compressor rotor 21, and a plurality of stator blade rows 26.
  • the turbine 40 includes a turbine rotor 41 that rotates around an axis Ar, a turbine casing 45 that covers the turbine rotor 41, and a plurality of stator blade rows 46.
  • the direction in which the axis Ar extends is referred to as an axial direction Da
  • the circumferential direction around the axis Ar is simply referred to as a circumferential direction Dc
  • the direction perpendicular to the axis Ar is referred to as a radial direction Dr.
  • one side of the axial direction Da is defined as the upstream side of the axis Dau, and the opposite side thereof is defined as the downstream side of the axis Dad.
  • the side approaching the axis Ar in the radial direction Dr is defined as the radially inner side Dri, and the opposite side thereof is defined as the radially outer side Dro.
  • the compressor 20 is arranged on the axial upstream side Dau with respect to the turbine 40.
  • Gas turbine 10 further includes an intermediate casing 14 .
  • This intermediate casing 14 is arranged between the compressor casing 25 and the turbine casing 45 in the axial direction Da.
  • Compressor casing 25, intermediate casing 14, and turbine casing 45 are connected to each other to form gas turbine casing 15.
  • the compressor rotor 21 has a rotor shaft 22 that extends in the axial direction Da centering on the axis Ar, and a plurality of rotor blade rows 23 attached to the rotor shaft 22.
  • the plural rotor blade rows 23 are arranged in the axial direction Da.
  • Each row of rotor blades 23 is composed of a plurality of rotor blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • Any one of the plurality of stator blade rows 26 is disposed on the downstream side Dad of each of the plurality of rotor blade rows 23 on the axis line.
  • Each stator blade row 26 is provided inside the compressor casing 25.
  • Each stator blade row 26 is composed of a plurality of stator blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • the turbine rotor 41 has a rotor shaft 42 that extends in the axial direction Da centering on the axis Ar, and a plurality of rotor blade rows 43 that are attached to the rotor shaft 42.
  • the plurality of rotor blade rows 43 are arranged in the axial direction Da.
  • Each row of rotor blades 43 is composed of a plurality of rotor blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • Any one of the plurality of stator blade rows 46 is arranged on the axial upstream side Dau of each of the plurality of rotor blade rows.
  • Each stationary blade row 46 is provided inside the turbine casing 45.
  • Each stator blade row 46 is composed of a plurality of stator blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • the combustor 30 is attached to the intermediate casing 14.
  • the compressor 20 compresses air A to generate compressed air.
  • This compressed air flows into the combustor 30.
  • Fuel F is supplied to the combustor 30.
  • fuel F is combusted in compressed air to generate high-temperature, high-pressure combustion gas G.
  • This combustion gas G is sent from the combustor 30 to an annular combustion gas passage 49 within the turbine casing 45 .
  • the combustion gas G rotates the turbine rotor 41 while flowing in the combustion gas flow path 49 toward the downstream side Dad of the axis.
  • This rotation of the turbine rotor 41 causes the rotor of the generator GEN connected to the gas turbine rotor 11 to rotate.
  • the generator GEN generates electricity.
  • the rotor blade 50 in this embodiment includes a blade body 51, a platform 58, a blade root 59, a first cooling air passage 60, and a second cooling air passage 80. Be prepared.
  • the blade body 51 has an airfoil-shaped cross section and extends in the blade height direction Dh including a direction component perpendicular to the cross section.
  • This blade body 51 has a blade surface 52 facing in a direction having a direction component perpendicular to the blade height direction Dh, and a blade surface 52 facing the tip side Dht of the tip side Dht and the hub side Dhh in the blade height direction Dh. It has a chip surface 55.
  • the blade surface 52 has a leading edge 53f and a trailing edge 53b extending in the blade height direction Dh, and a pressure surface 54p and a negative pressure surface 54n extending from the leading edge 53f to the trailing edge 53b.
  • the positive pressure surface 54p and the negative pressure surface 54n are placed back to back.
  • the positive pressure surface 54p is a concave curved surface
  • the negative pressure surface 54n is a convex curved surface.
  • the blade height direction Dh becomes the radial direction Dr
  • the tip side Dht becomes the radially outer Dro
  • the hub side Dhh becomes the radially inner Dri.
  • the front side Df where the leading edge 53f exists with respect to the trailing edge 53b becomes the axial upstream side Dau
  • the rear side Db where the trailing edge 53b exists with respect to the leading edge 53f becomes the axial downstream side Dad.
  • the direction in which the positive pressure surface 54p and the negative pressure surface 54n are lined up is the circumferential direction Dc.
  • the platform 58 is provided on the hub side Dhh of the wing body 51.
  • This platform 58 is a square plate-shaped member that extends in a direction including a direction component perpendicular to the radial direction Dr, which is the blade height direction Dh.
  • the blade root 59 is provided on the hub side Dhh of the platform 58. This blade root 59 is a portion for attaching the rotor blade 50 to the rotor shaft 42.
  • the wing root 59 has a Christmas tree-shaped cross section.
  • the first cooling air passage 60 and the second cooling air passage 80 are both formed across the blade root 59, platform 58, and blade body 51, and are passages through which cooling air Ac can flow.
  • the second cooling air passage 80 is arranged on the rear side Db of the first cooling air passage 60 in the moving blade 50 .
  • the first cooling air passage 60 has a main passage 61, a chip removal hole 71, a plurality of front ejection holes 72, and a plurality of film holes 74.
  • the main passage 61 opens at the bottom surface 59b of the blade root 59 and has an inlet 63 into which cooling air Ac from the rotor shaft 42 can flow.
  • the bottom surface 59b of the blade root 59 is a surface located closest to the hub side Dhh among the surfaces of the blade root 59 and facing toward the hub side Dhh.
  • the main passage 61 includes an introduction passage 62 extending from an inlet 63 in the blade height direction Dh to the boundary between the platform 58 and the blade body 51, and three passages extending in the blade height direction Dh within the blade body 51.
  • a blade body cooling passage section 65 having an intra-blade passage 66.
  • the three intra-blade passages 66 are lined up along the camber line CL of the blade body 51 from the introduction passage part 62 to the front side Df.
  • the forward-most Df intra-blade passage 66 is a first intra-blade passage 66a
  • the intra-blade passage 66 adjacent to this first intra-blade passage 66a is a second intra-blade passage 66b
  • the intra-blade passage 66 at the rearmost side Db and adjacent to the second intra-blade passage 66b is defined as a third intra-blade passage 66c.
  • the third intra-blade passage 66c extends from the introduction passage section 62 in the blade height direction Dh.
  • the blade body cooling passage section 65 has three intra-blade passages 66 that are adjacent to each other so as to constitute one serpentine passage in which the passages undulate in the blade height direction Dh.
  • the end of Dhh and the end of chip-side Dht communicate with each other at one end.
  • the end of the tip side Dht of the third intra-blade passage 66c and the end of the tip side Dh of the second intra-blade passage 66b communicate with each other, and the end of the hub side Dhh of the second intra-blade passage 66b communicates with the end of the tip side Dh of the second intra-blade passage 66b.
  • the hub-side Dhh end of the inner passage 66a communicates with the inner passage 66a.
  • the tip extraction hole 71 communicates with the tip-side Dht end of the first intra-blade passage 66a and opens at the tip surface 55.
  • Each of the plurality of front ejection holes 72 has a front ejection port 73 that opens at a portion around the leading edge 56 that includes the leading edge 53f and faces the front side Df in the blade surface 52.
  • This leading edge surrounding portion 56 extends from the leading edge 53f to the rear side Db along the pressure surface 54p to a predetermined distance in the blade surface 52, and from the leading edge 53f to the rear side Db along the suction surface 54n.
  • the predetermined distance is, for example, 1/20 of the distance from the leading edge 53f to the trailing edge 53b along the pressure surface 54p (or the negative pressure surface 54n).
  • Each of the plurality of front jet holes 72 communicates with the first intra-blade passage 66a, extends in a predetermined direction from the first intra-blade passage 66a, and opens at a portion 56 around the leading edge in the blade surface 52.
  • the predetermined direction means that the component in the direction parallel to the normal line of the blade surface 52 at the position of the front jet port 73 is greater than the component in the direction parallel to the tangent to the blade surface 52 at the position of the front jet port 73. This is the direction in which there are more people.
  • the front ejection ports 73 of each of the plurality of front ejection holes 72 are formed from the hub side Dhh to the tip side Dht in the front edge surrounding portion 56.
  • the aperture ratio which is the area of the front jet nozzle 73 per unit area in the tip side Dht portion, is the unit area in the hub side Dhh portion. This is higher than the aperture ratio, which is the area of the front ejection port 73 per area.
  • the number of front jet ports 73 on the tip side Dht is equal to the number of front jet ports 73 on the hub side Dhh based on the center position in the blade height direction Dh in the leading edge surrounding portion 56. is more than.
  • Each of the plurality of film holes 74 has a blade surface jet port 75 that opens in the blade surface 52, excluding the area around the leading edge 56, and at least one of the pressure surface 54p and the suction surface 54n. have Each of the plurality of film holes 74 communicates with at least one of the three intra-blade passages 66, extends from this intra-blade passage 66 in a predetermined direction, and extends from the above-mentioned at least one blade surface. It opens at 52.
  • the predetermined direction means that the component in the direction parallel to the tangent to the blade surface 52 at the position of the blade surface jet port 75 is greater than the component in the direction parallel to the normal line of the blade surface 52 at the position of the blade surface jet port 75.
  • the aperture ratio which is the area of the airfoil jet nozzle 75 per unit area at the hub side Dhh portion, based on the center position in the blade height direction Dh on at least one of the airfoil surfaces 52 mentioned above, is the area on the tip side Dht portion. This is higher than the aperture ratio, which is the area of the airfoil nozzle 75 per unit area.
  • the number of blade surface jet ports 75 in the hub side Dhh portion is greater than the tip side Dht, with the center position of the blade height direction Dh on at least one blade surface 52 as a reference. The number is greater than the number of airfoil nozzles 75 in the section.
  • a plurality of airfoil nozzles 75 are formed only on the hub side Dhh, and no airfoil nozzles 75 are formed on the tip side Dht.
  • the number of blade surface jet ports 75 is determined based on the center position in the blade height direction Dh on at least one blade surface 52, if the number on the hub side Dhh is greater than that on the tip side Dht. Wing surface jet ports 75 may be formed.
  • the second cooling air passage 80 has a main passage 81 and a plurality of rear ejection holes 88.
  • the main passage 81 opens at the bottom surface 59b of the blade root 59 and has an inlet 83 into which cooling air Ac from the rotor shaft 42 can flow.
  • the entrance 83 of the main passage 81 in the second cooling air passage 80 is formed on the rear side Db of the entrance 63 of the main passage 61 in the first cooling air passage 60.
  • the main passage 81 includes an introduction passage 82 extending from an inlet 83 in the blade height direction Dh to the boundary between the platform 58 and the blade body 51, and three passages extending in the blade height direction Dh within the blade body 51.
  • a blade body cooling passage section 85 having an intra-blade passage 86.
  • the three intra-blade passages 86 are lined up along the camber line CL of the blade body 51 from the introduction passage part 82 to the rear side Db.
  • the forward-most Df intra-blade passage 86 is a fourth intra-blade passage 86a
  • the intra-blade passage 86 adjacent to this fourth intra-blade passage 86a is a fifth intra-blade passage 86b
  • the intra-blade passage 86 at the rearmost side Db and adjacent to the fifth intra-blade passage 86b is defined as a sixth intra-blade passage 86c.
  • the fourth intra-blade passage 86a extends from the introduction passage section 82 in the blade height direction Dh.
  • intra-blade passages 86 are arranged on the hub side so as to constitute one serpentine passage in which passages undulate in the blade height direction Dh.
  • the end of Dhh and the end of chip-side Dht communicate with each other at one end.
  • the end of the tip side Dht of the fourth intra-blade passage 86a and the end of the tip side Dh of the fifth intra-blade passage 86b communicate with each other, and the end of the hub side Dhh of the fifth intra-blade passage 86b communicates with the end of the tip side Dh of the fifth intra-blade passage 86b.
  • the hub-side Dhh end of the inner passage 86c communicates with the inner passage 86c.
  • Each of the plurality of rear ejection holes 88 has a rear ejection port 89 that opens at the rear edge 53b.
  • the plurality of rear jet holes 88 are lined up in the blade height direction Dh.
  • Each of the plurality of rear jet holes 88 communicates with the sixth intra-blade passage 86c at the rearmost side Db among the plurality of intra-blade passages 86 in the second cooling air passage 80, in other words, the rearmost intra-blade passage 86c. , extends from this rearmost blade inner passage 86c to the trailing edge 53b.
  • the number of intra-blade passages 86 in the second cooling air passage 80 of this embodiment is three, but may be two, four or more. Further, when the number of intra-blade passages 86 in the second cooling air passage 80 is an odd number as in the present embodiment, the second cooling air passage 80 includes the rearmost intra-blade passage 86c (sixth intra-blade passage 86c). ) may have a chip extraction hole that communicates with the end of the chip side Dht and is open at the chip surface 55. Furthermore, the second cooling air passage 80 may have a plurality of film holes that communicate with any one of the plurality of intra-blade passages 86 and open on the pressure surface 54p or the suction surface 54n. .
  • the cooling air Ac flowing into the main passage 61 from the inlet 63 of the main passage 61 in the first cooling air passage 60 passes through the introduction passage part 62 of the main passage 61, and then passes through the blade body cooling passage of the main passage 61. It flows into the section 65.
  • the cooling air Ac convectively cools the surroundings of each of the blade internal passages 66 while flowing through the three internal blade passages 66 in the blade body cooling passage section 65 .
  • a portion of the cooling air Ac flowing through the three intra-blade passages 66 is blown out from the plurality of film holes 74 along the positive pressure surface 54p or the negative pressure surface 54n.
  • this cooling air Ac cools the area around the film holes 74 by convection while flowing through the plurality of film holes 74 . Furthermore, the cooling air Ac ejected from the plurality of film holes 74 cools the positive pressure surface 54p or the negative pressure surface 54n. A part of the cooling air Ac that has flowed into the first blade passage 66a, which is the frontmost Df of the three blade passages 66 and is located on the downstream side of the flow of the cooling air Ac, is discharged from the plurality of front jet holes 72. It is squirted outside. A portion of this cooling air Ac convectively cools the area around the front jet holes 72 while flowing through the plural front jet holes 72 .
  • the cooling air Ac ejected from the plurality of front ejection holes 72 suppresses high-temperature combustion gas from directly colliding with the leading edge surrounding portion 56, which is a part of the blade surface 52. Furthermore, the remainder of the cooling air Ac that has flowed into the first blade inner passage 66a is blown out from the chip removal hole 71.
  • the cooling air Ac flowing into the main passage 81 from the inlet 83 of the main passage 81 in the second cooling air passage 80 passes through the introduction passage part 82 of the main passage 81 and then passes through the blade body cooling passage of the main passage 81. It flows into the section 85.
  • the cooling air Ac convectively cools the surroundings of each of the blade internal passages 86 while flowing through the three internal blade passages 86 in the blade body cooling passage section 85 .
  • a portion of the cooling air Ac flowing through the three intra-blade passages 86 is transferred to the sixth intra-blade passage, which is the rearmost Db of the three intra-blade passages 86 and is located on the downstream side of the flow of the cooling air Ac.
  • This cooling air Ac convectively cools the area around the post-ejection holes 88 while flowing through the plurality of post-ejection holes 88 . Furthermore, the cooling air Ac ejected from the plurality of rear ejection holes 88 suppresses generation of wake of combustion gas on the rear side Db of the trailing edge 53b.
  • the blade span which is the distance between the positive pressure surface 54p and the negative pressure surface 54n, gradually increases from the tip side Dht of the blade body 51 toward the hub side Dhh.
  • the distance between the inner surface of the intra-blade passage 66 and the blade surface 52 is within a predetermined range from the viewpoint of cooling the blade surface 52.
  • the width of the plurality of intra-blade passages 66 extending in the blade height direction Dh also gradually increases from the tip side Dht of the blade body 51 toward the hub side Dhh. .
  • the width of the intra-blade passage 66 gradually increases from the tip side Dht to the hub side Dhh of the blade body 51, the flow velocity of the cooling air Ac flowing through this intra-blade passage 66 is greater than that at the tip side Dht.
  • the hub side Dhh is lower. Therefore, the heat transfer coefficient between the cooling air Ac flowing through the hub side Dhh portion of the blade internal passage 66 and the blade body 51 is the same as that between the cooling air Ac flowing through the tip side Dht portion of the blade internal passage 66 and the blade body 51. 51. Therefore, the convection cooling effect of the cooling air Ac flowing through the intra-blade passage 66 is reduced in the hub-side Dhh portion of the blade body 51.
  • the aperture ratio which is the area of the airfoil nozzle 75 per unit area of the hub side Dhh, is determined based on the center position of the airfoil 51 in the blade height direction Dh.
  • the aperture ratio is set higher than the area of the blade surface jet ports 75 per unit area to improve the film cooling effect at the hub side Dhh portion and increase the durability of the rotor blade 50.
  • the blade cooling passage section 65 of this embodiment has three intra-blade passages 66, in the first intra-blade passage 66a at the frontmost side Df, cooling air Ac is directed from the hub side Dhh to the tip side Dht. flows. Therefore, the cooling air Ac on the tip side Dht in the first intra-blade passage 66a is heated more than the cooling air Ac on the hub side Dhh in the first intra-blade passage 66a.
  • the aperture ratio which is the area of the front jet nozzle 73 per unit area of the tip side Dht, is calculated based on the center position of the blade body 51 in the blade height direction Dh, and It is set higher than the aperture ratio, which is the area of the front ejection port 73.
  • the flow rate of the cooling air Ac jetted from the front jet port 73 of the tip side Dht becomes larger than the flow rate of the cooling air Ac jetted from the front jet port 73 of the hub side Dhh, and Durability can be increased.
  • the cooling air Ac flowing into the plurality of film holes 74 flows from the third intra-blade passage 66c which is the rearmost side Db among the three intra-blade passages 66 to the downstream of the second intra-blade passage 66b.
  • the cooling air Ac that has flowed to the side portion has already been heated to some extent.
  • the downstream side here refers to the downstream side of the flow of cooling air Ac.
  • the cooling air Ac that has been heated to a certain extent and has a low convection cooling effect is used as film cooling air, the cold cooling air Ac is not wasted and the blade surface 52 is efficiently used. Can be cooled.
  • the cooling air Ac flowing into the plurality of front jet holes 72 flows from the third intra-blade passage 66c which is the most rear side Db among the three intra-blade passages 66 to the first intra-blade passage 66a.
  • the cooling air Ac that has flowed has already been heated considerably.
  • the cooling air Ac which has been heated considerably and has a low convection cooling effect, is used as air for cooling the area around the leading edge 56, which is a part of the blade surface 52, cold cooling is performed.
  • the wing surface 52 can be efficiently cooled without wasting air Ac.
  • the flow velocity of the combustion gas G flowing along the negative pressure surface 54n which is a convex curved surface, is higher than the flow velocity of the combustion gas G, which flows along the positive pressure surface 54p, which is a concave curved surface. Therefore, the heat transfer coefficient between the combustion gas G flowing along the negative pressure surface 54n and this negative pressure surface 54n is greater than the heat transfer coefficient between the combustion gas G flowing along the positive pressure surface 54p and this positive pressure surface 54p. expensive. That is, the negative pressure surface 54n is more easily heated by the combustion gas G than the positive pressure surface 54p.
  • the blade surface jet ports 75 are formed only on the suction surface 54n, and the suction surface 54n is film-cooled to improve the durability of the rotor blade 50.
  • the blade surface jet port 75 is not formed on the positive pressure surface 54p, which is difficult to be heated by G, thereby suppressing the use of cooling air Ac.
  • the durability of the rotor blade 50 can be increased while suppressing the amount of cooling air Ac used.
  • the rotor blade 50a in this embodiment includes a blade body 51, a platform 58, a first cooling air passage 60a, and a second cooling air passage 80.
  • the configuration of the rotor blade 50a in this embodiment except for the configuration of the first cooling air passage 60a is the same as the configuration of the rotor blade 50 in the first embodiment except for the configuration of the first cooling air passage 60.
  • the first cooling air passage 60a in this embodiment also includes a main passage 61, a chip punching hole 71, a plurality of front ejection holes 72, and a plurality of film holes 74a. and has.
  • the main passage 61 opens at the bottom surface 59b of the blade root 59 and has an inlet 63 into which cooling air Ac from the rotor shaft 42 can flow.
  • this main passage 61 includes an introduction passage part 62 extending from the inlet 63 in the blade height direction Dh to the boundary between the platform 58 and the blade body 51.
  • the blade cooling passage section 65 is designed to form one serpentine passage in which the passage undulates in the blade height direction Dh, similar to the blade cooling passage section 65 of the first cooling air passage 60 in the first embodiment.
  • adjacent blade passages 66 communicate with each other at one end of the hub side Dhh end and the tip side Dht end.
  • the tip extraction hole 71 communicates with the tip side Dht end of the first intra-blade passage 66a and opens at the tip surface 55, similar to the tip extraction hole 71 of the first cooling air passage 60 in the first embodiment.
  • each of the plurality of front injection holes 72 is a portion of the blade surface 52 that includes the leading edge 53f and faces the front side Df. It has a front ejection port 73 that is open around a certain leading edge portion 56 and communicates with the first intra-blade passage 66a.
  • the plurality of film holes 74a in this embodiment also have a blade surface jet port 75 that opens on the suction surface 54n in the blade surface 52 excluding the leading edge surrounding portion 56.
  • the aperture ratio which is the area of the blade surface jet ports 75 per unit area in the hub side Dhh portion, is based on the center position in the blade height direction Dh on the suction surface 54n. This is higher than the aperture ratio, which is the area of the airfoil nozzle 75 per unit area in the section.
  • the plurality of film holes 74a in this embodiment communicate with the first intra-blade passage 66a of the three intra-blade passages 66 located at the frontmost side Df.
  • the cooling air Ac flowing into the plurality of film holes 74a flows from the third intra-blade passage 66c which is the rearmost side Db of the three intra-blade passages 66 to the second intra-blade passage 66b and into the first blade.
  • This is the cooling air Ac that has flowed to the upstream portion of the passage 66a, and is already considerably heated.
  • the cooling air Ac which has been considerably heated and has a low convection cooling effect, is used as air for cooling the film, the cold cooling air Ac is not wasted, and is more efficient than the first embodiment.
  • the blade surface 52 can be efficiently cooled.
  • FIG. 9 is a side view of the rotor blade, but it is not a side view of the rotor blade viewed from the suction side, but a side view of the rotor blade viewed from the pressure side. .
  • the rotor blade 50b in this embodiment includes a blade body 51, a platform 58, a first cooling air passage 60b, and a second cooling air passage 80.
  • the configuration of the rotor blade 50b in this embodiment except for the configuration of the first cooling air passage 60b is the same as the configuration of the rotor blade 50 in the first embodiment except for the configuration of the first cooling air passage 60.
  • the first cooling air passage 60b in this embodiment also includes a main passage 61, a chip punching hole 71, a plurality of front ejection holes 72, and a plurality of film holes 74b. and has.
  • the main passage 61 opens at the bottom surface 59b of the blade root 59 and has an inlet 63 into which cooling air Ac from the rotor shaft 42 can flow.
  • this main passage 61 includes an introduction passage part 62 extending from the inlet 63 in the blade height direction Dh to the boundary between the platform 58 and the blade body 51.
  • a blade cooling passage section 65 having three intra-blade passages 66 extending in the blade height direction Dh within the blade body 51.
  • the blade cooling passage section 65 is designed to form one serpentine passage in which the passage undulates in the blade height direction Dh, similar to the blade cooling passage section 65 of the first cooling air passage 60 in the first embodiment.
  • adjacent blade passages 66 communicate with each other at one end of the hub side Dhh end and the tip side Dht end.
  • the tip extraction hole 71 communicates with the tip side Dht end of the first intra-blade passage 66a and opens at the tip surface 55, similar to the tip extraction hole 71 of the first cooling air passage 60 in the first embodiment.
  • each of the plurality of front injection holes 72 is a portion of the blade surface 52 that includes the leading edge 53f and faces the front side Df. It has a front ejection port 73 that is open around a certain leading edge portion 56 and communicates with the first intra-blade passage 66a.
  • the plurality of film holes 74b in this embodiment include a plurality of negative pressure side film holes 74bn and a plurality of positive pressure side film holes 74bp.
  • the plurality of negative pressure side film holes 74bn have suction surface jet ports 75n as blade surface jet ports that open at the negative pressure surface 54n excluding the leading edge surrounding portion 56 in the blade surface 52.
  • the plurality of positive pressure side film holes 74bp have pressure surface jet ports 75p as blade surface jet ports that open on the pressure surface 54p excluding the leading edge surrounding portion 56 in the blade surface 52.
  • the negative pressure side film hole 74bn communicates with the second intra-blade passage 66b, similar to the film hole 74 in the first embodiment.
  • the positive pressure side film hole 74bp communicates with the first intra-blade passage 66a.
  • the aperture ratio which is the area of the suction surface jet port 75n per unit area in the hub side Dhh portion, is based on the center position of the blade height direction Dh on the suction surface 54n. This is higher than the aperture ratio, which is the area of the negative pressure surface jet port 75n per unit area in the section.
  • the aperture ratio which is the area of the pressure surface jet port 75p per unit area in the hub side Dhh portion, is the unit area in the tip side Dht portion, based on the center position in the blade height direction Dh on the pressure surface 54p. This is higher than the aperture ratio, which is the area of the positive pressure surface jet port 75p.
  • the number of the plurality of positive pressure side film holes 74bp is smaller than the number of the plurality of negative pressure side film holes 74bn.
  • not only the negative pressure surface 54n but also the positive pressure surface 54p can be film-cooled.
  • not only the negative pressure surface 54n but also the positive pressure surface 54p are film-cooled, so that the amount of cooling air Ac used is greater than in each of the above embodiments. Therefore, in this embodiment, the number of positive pressure side film holes 74bp for film cooling the positive pressure side 54p, which is less likely to be heated by the combustion gas G than the negative pressure side 54n, is made smaller than the number of negative pressure side film holes 74bn.
  • the positive pressure side film hole 74bp is communicated with the first blade inner passage 66a to efficiently film-cool the positive pressure surface 54p without wasting cold cooling air Ac.
  • this embodiment is a modification of the first embodiment, in the second embodiment as well, in addition to the plurality of negative pressure side film holes, a plurality of positive pressure side film holes are provided. good.
  • the jet nozzle opening ratio at the hub side Dhh portion is made different.
  • the number of jet ports is made different from the number of jet ports in the part of the chip side Dht.
  • the opening ratio of the jet ports in the hub side Dhh portion and the tip side Dht can be changed.
  • the aperture ratio of the ejection ports may be made different between the parts.
  • each of the above embodiments targets the first-stage rotor blade.
  • the present invention may be applied to rotor blades of the second stage other than the first stage, for example.
  • the rotor blade in the first embodiment is
  • the blade body 51 has an airfoil-shaped cross section and extends in the blade height direction Dh including a directional component perpendicular to the cross section, and the blade includes a tip side Dht and a hub side Dhh in the blade height direction Dh.
  • a platform 58 provided at the end of the hub side Dhh of the body 51, a blade root 59 provided on the hub side Dhh of the platform 58, and a blade root 59, the platform 58, and the blade body 51.
  • Cooling air passages 60, 60a, and 60b are formed and through which cooling air Ac can flow.
  • the blade body 51 has a blade surface 52 facing in a direction having a directional component perpendicular to the blade height direction Dh, and a tip surface 55 facing the tip side Dht in the blade height direction Dh.
  • the blade surface 52 has a leading edge 53f and a trailing edge 53b extending in the blade height direction Dh, and a positive pressure surface 54p and a negative pressure surface 54n extending from the leading edge 53f to the trailing edge 53b.
  • the cooling air passages 60, 60a, 60b include a main passage 61 having an inlet 63 that opens at the surface of the blade root 59 and into which cooling air Ac can flow, and the leading edge 53f in the blade surface 52.
  • a front ejection port 73 that is open at a portion around the leading edge 56, which is a portion facing the front side Df, which is the side of the leading edge 53f with respect to the trailing edge 53b.
  • a plurality of front ejection holes 72 capable of ejecting air Ac from the front ejection ports 73, and at least the positive pressure surface 54p and the negative pressure surface 54n in the blade surface 52, excluding the leading edge surrounding portion 56. It has blade surface jet ports 75, 75n, and 75p that are open on one blade surface 52, and the cooling air Ac that has passed through the main passage 61 is passed through the blade surface jet ports 75, 75n, and 75p to the at least one of the blade surface jet ports 75, 75n, and 75p.
  • the main passage 61 includes an introduction passage 62 extending from the inlet 63 to the boundary between the platform 58 and the wing body 51, and an odd number of 3 or more extending in the blade height direction Dh within the wing body 51.
  • a blade body cooling passage section 65 having a number of intra-blade passages 66. The odd number of the intra-blade passages 66 are lined up along the camber line CL of the blade body 51 from the introduction passage section 62 to the front side Df.
  • the blade body cooling passage section 65 constitutes one serpentine passage whose passage is undulating in the blade height direction Dh
  • mutually adjacent intra-blade passages 66 among the odd number of said intra-blade passages 66 are as follows: One end of the end of the hub side Dhh and the end of the tip side Dht communicate with each other.
  • the plurality of front ejection holes 72 are in communication with the first intra-blade passage 66a located closest to the front side Df among the odd number of the intra-blade passages 66.
  • the plurality of film holes 74, 74a, 74b are arranged between the first intra-blade passage 66a and the second intra-blade passage 66b adjacent to the first intra-blade passage 66a among the odd number of intra-blade passages 66. It communicates with at least one intra-wing passageway 66 .
  • the aperture ratio which is the area of the blade surface jet ports 75, 75n, and 75p per unit area of the hub side Dhh, is the tip side Dht. is higher than the aperture ratio, which is the area of the blade surface jet ports 75, 75n, and 75p per unit area.
  • the cooling air Ac flowing into the main passage 61 from the inlet 63 of the main passage 61 in the cooling air passages 60, 60a, 60b passes through the introduction passage part 62 of the main passage 61, and cools the blade body of the main passage 61. It flows into the passage section 65.
  • the cooling air Ac convectively cools the surroundings of each of the blade internal passages 66 in the process of flowing through three or more odd number of blade internal passages 66 in the blade body cooling passage section 65 .
  • a portion of the cooling air Ac flowing through the odd number of three or more intra-blade passages 66 is blown out from the plurality of film holes 74, 74a, 74b along the pressure surface 54p or the negative pressure surface 54n.
  • a part of this cooling air Ac convectively cools the surroundings of the film holes 74, 74a, 74b while flowing through the plurality of film holes 74, 74a, 74b. Furthermore, the cooling air Ac ejected from the plurality of film holes 74, 74a, and 74b cools the positive pressure surface 54p or the negative pressure surface 54n. A part of the cooling air Ac that has flowed into the first blade passageway 66a located at the frontmost side Df and downstream of the flow of the cooling air Ac among the odd number of blade passageways 66 of 3 or more is a part of the cooling air Ac that flows into a plurality of front jets. It is ejected from the hole 72 to the outside.
  • this cooling air Ac convectively cools the area around the front jet holes 72 while flowing through the plural front jet holes 72 . Furthermore, the cooling air Ac ejected from the plurality of front ejection holes 72 suppresses the high-temperature combustion gas G from directly colliding with the leading edge surrounding portion 56 that is a part of the blade surface 52 .
  • the blade span which is the distance between the positive pressure surface 54p and the negative pressure surface 54n, gradually increases from the tip side Dht of the blade body 51 toward the hub side Dhh.
  • the distance between the inner surface of the intra-blade passage 66 and the blade surface 52 is within a predetermined range from the viewpoint of cooling the blade surface 52.
  • the widths of the plurality of intra-blade passages 66 extending in the blade height direction Dh also gradually increase from the tip side Dht of the blade body 51 toward the hub side Dhh.
  • the width of the intra-blade passage 66 gradually increases from the tip side Dht to the hub side Dhh of the blade body 51, the flow velocity of the cooling air Ac flowing through this intra-blade passage 66 is greater than that at the tip side Dht.
  • the hub side Dhh is lower. Therefore, the heat transfer coefficient between the cooling air Ac flowing through the hub side Dhh portion of the blade internal passage 66 and the blade body 51 is the same as that between the cooling air Ac flowing through the tip side Dht portion of the blade internal passage 66 and the blade body 51. 51. Therefore, the convection cooling effect of the cooling air Ac flowing through the intra-blade passage 66 is reduced in the hub-side Dhh portion of the blade body 51.
  • the aperture ratio which is the area of the airfoil nozzles 75, 75n, and 75p per unit area of the hub side Dhh, is determined based on the center position of the airfoil 51 in the blade height direction Dh.
  • the cooling air Ac flowing into the plurality of film holes 74, 74a, 74b is transmitted from the innermost wing passageway 66 of the rearmost side Db among the odd number of inner wing passageways 66 of three or more to at least the second wing.
  • the cooling air Ac that has flowed to the downstream portion of the inner passage 66b has already been heated to some extent.
  • the downstream side here refers to the downstream side of the flow of cooling air Ac.
  • the blade surface 52 can be efficiently cooled without wasting the cold cooling air Ac. can do.
  • the cooling air Ac flowing into the plurality of front jet holes 72 is directed from the rearmost Db intra-blade passage 66 to the first intra-blade passage 66a among the odd number of three or more intra-blade passages 66.
  • the cooling air Ac that has flowed has already been heated considerably.
  • the upstream side here refers to the downstream side of the flow of cooling air Ac.
  • the cooling air Ac which has been heated considerably and has a low convection cooling effect, is used as air for cooling the area around the leading edge 56 which is a part of the blade surface 52, the cold cooling air The blade surface 52 can be efficiently cooled without wasting Ac.
  • the durability of the rotor blade can be increased while suppressing the amount of cooling air Ac used.
  • the rotor blade in the second embodiment is In the rotor blade according to the first aspect, the number of the blade surface jet ports 75, 75n, 75p is set closer to the hub side than to the tip side Dht with respect to the center position of the blade height direction Dh in the blade body 51. There are more Dhh.
  • the rotor blade in the third aspect is In the rotor blade according to the first aspect, the blade surface jet ports 75, 75n, and 75p exist only on the hub side Dhh with respect to the center position of the blade height direction Dh in the blade body 51, and It does not exist on the side Dht.
  • the rotor blade in the fourth aspect is In the rotor blade according to any one of the first to third aspects, the plurality of film holes 74a communicate only with the first intra-blade passage 66a among the odd number of the intra-blade passages 66. are doing.
  • the cooling air Ac flowing into the plurality of film holes 74a passes through the second intra-blade passage 66b from the rearmost Db intra-blade passage 66 among the odd number of three or more intra-blade passages 66.
  • the cooling air Ac that has flowed to the upstream portion of the single-blade passage has already been heated considerably.
  • the cooling air Ac which has been heated considerably and has a low convection cooling effect, is used as film cooling air, the blade surface 52 can be efficiently cooled without wasting the cold cooling air Ac. can do.
  • the rotor blade in the fifth aspect is In the rotor blade according to any one of the first to fourth aspects, the blade surface jet port 75 is formed only on the negative pressure surface 54n.
  • the flow velocity of the combustion gas G flowing along the negative pressure surface 54n which is a convex curved surface, is higher than the flow velocity of the combustion gas G, which flows along the positive pressure surface 54p, which is a concave curved surface. Therefore, the heat transfer coefficient between the combustion gas G flowing along the negative pressure surface 54n and this negative pressure surface 54n is greater than the heat transfer coefficient between the combustion gas G flowing along the positive pressure surface 54p and this positive pressure surface 54p. expensive. That is, the negative pressure surface 54n is more easily heated by the combustion gas G than the positive pressure surface 54p.
  • the blade surface jet ports 75 are formed only on the suction surface 54n, and the suction surface 54n is film-cooled to improve the durability of the rotor blade 50.
  • No blade surface jet ports are formed on the positive pressure surface 54p, which is less likely to be heated, thereby suppressing the use of cooling air Ac.
  • the rotor blade in the sixth aspect is In the rotor blade according to any one of the first to fifth aspects, the blade per unit area of the tip side Dht is based on the center position of the blade height direction Dh in the blade body 51.
  • the aperture ratio, which is the area of the front ejection port 73, is higher than the aperture ratio, which is the area of the front ejection port 73 per unit area of the hub side Dhh.
  • the blade cooling passage section 65 of this embodiment has an odd number of three or more intra-blade passages 66, cooling air Ac flows from the hub side Dhh to the tip side Dht in the first intra-blade passage 66a on the frontmost side Df. flowing towards. Therefore, the cooling air Ac on the tip side Dht in the first intra-blade passage 66a is heated more than the cooling air Ac on the hub side Dhh in the first intra-blade passage 66a.
  • the aperture ratio which is the area of the front jet nozzle 73 per unit area of the tip side Dht, is set per unit area of the hub side Dhh based on the center position of the blade body 51 in the blade height direction Dh.
  • the aperture ratio is set higher than the area of the front ejection port 73.
  • the rotor blade in the seventh aspect is In the rotor blade according to any one of the first to sixth aspects, the cooling air passages 60, 60a, 60b communicate with the tip-side Dht end of the first intra-blade passage 66a, It has a tip extraction hole 71 through which the cooling air Ac that has passed through the first blade inner passage 66a can be ejected from the tip surface 55.
  • the blade cooling passage section 65 of this embodiment has an odd number of three or more intra-blade passages 66, cooling air Ac flows from the hub side Dhh to the tip side Dht in the first intra-blade passage 66a on the frontmost side Df. flowing towards. If the tip extraction hole 71 is not provided, the flow of cooling air Ac will be stagnation in the tip-side Dht portion of the first blade internal passage 66a, and the convection cooling effect in this tip-side Dht portion will be reduced. Therefore, in this embodiment, by providing the tip extraction hole 71, the flow of cooling air Ac is ensured in the tip side Dht portion in the first blade internal passage 66a, and the convection cooling effect in this tip side Dht portion is reduced. is suppressed.
  • the rotor blade in the eighth aspect is: In the rotor blade according to any one of the first to seventh aspects, in addition to the first cooling air passages 60, 60a, 60b which are the cooling air passages 60, 60a, 60b, the blade root 59 , a second cooling air passage 80 is formed between the platform 58 and the wing body 51 and allows cooling air Ac to flow therethrough.
  • the second cooling air passage 80 is arranged on the rear side Db, which is the side of the trailing edge 53b with respect to the leading edge 53f, with respect to the first cooling air passage 60, 60a, 60b, and a main passage 81 having an inlet 83 that opens on the surface of the main passage 59 and allows cooling air Ac to flow in; and a rear jet outlet 89 that can jet the cooling air Ac that has passed through the main passage 81 to the outside from the trailing edge 53b. and a plurality of rear ejection holes 88.
  • the main passage 81 in the second cooling air passage 80 includes an introduction passage part 82 extending from the inlet 83 in the second cooling air passage 80 to the boundary between the platform 58 and the wing body 51 , and the wing body 51 .
  • the blade body cooling passage section 85 has a blade body cooling passage section 85 having a plurality of intra-blade passages 86 extending in the blade height direction Dh.
  • the plurality of intra-blade passages 86 in the second cooling air passage 80 are arranged along the camber line CL of the blade body 51 from the introduction passage part 82 in the second cooling air passage 80 to the rear side Db. I'm here.
  • a plurality of the blades in the second cooling air passage 80 are arranged so that the blade body cooling passage section 85 in the second cooling air passage 80 constitutes one serpentine passage in which the passage undulates in the blade height direction Dh.
  • adjacent blade inner passages 86 communicate with each other at one end of the hub side Dhh end and the tip side Dht end.
  • the plurality of after-ejection holes 88 are in communication with the rearmost inner-blade passage 86c of the plurality of intra-blade passages 86 in the second cooling air passage 80, which is closest to the rear side Db.
  • the cooling air Ac flows through the plurality of intra-blade passages 86 of the second cooling air passage 80, the area around each of the intra-blade passages 86 is cooled by convection.
  • a portion of the cooling air Ac flowing through the rearmost intra-blade passage 86c at the rearmost side Db among the plurality of intra-blade passages 86 is ejected to the outside from the plurality of rear ejection holes 88.
  • a portion of this cooling air Ac convectively cools the area around the post-ejection holes 88 while flowing through the plurality of post-ejection holes 88 .
  • the cooling air Ac ejected from the plurality of rear ejection holes 88 suppresses generation of a wake of the combustion gas G on the rear side Db of the trailing edge 53b.
  • the gas turbine in the above embodiments and modifications can be understood, for example, as follows.
  • the gas turbine in the ninth aspect is: A plurality of rotor blades according to any one of the first to eighth aspects are provided, the rotor blades are rotatable around an axis Ar, and the plurality of rotor blades are installed in line in a circumferential direction Dc with respect to the axis Ar.
  • the turbine casing 45 includes a rotor shaft 42 and a turbine casing 45 that covers the plurality of rotor blades and the outer peripheral side of the rotor shaft 42.
  • the blade height direction Dh is the radial direction Dr with respect to the axis Ar
  • the hub side Dhh is the radially inner Dri and the radially outer Dro in the radial direction Dr with respect to the axis Ar. It is attached to the rotor shaft 42 so that the front side Df becomes the axial upstream side Dau of the axial upstream side Dau and the axial downstream side Dad in the axial direction Da in which the axis Ar extends. ing.

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Abstract

動翼の冷却空気通路は、冷却空気が流入可能な主通路と、翼面中で前縁周り部から冷却空気を噴出可能な複数の前噴出孔と、翼体の負圧面で開口している翼面噴出口を有し、冷却空気を前記翼面噴出口から翼面に沿って噴出可能な複数のフィルム孔と、を有する。前記主通路は、前記翼体内で前記翼高さ方向に延びる３以上の奇数個の翼内通路を有する。前記複数の前噴出孔は、奇数個の前記翼内通路のうちで最も前側の第一翼内通路に連通している。前記複数のフィルム孔は、奇数個の前記翼内通路のうち、前記第一翼内通路に隣接する第二翼内通路に連通している。前記翼体における前記翼高さ方向の中央位置を基準にして、前記ハブ側の単位面積当たりの前記翼面噴出口の面積である開口率が、前記チップ側の単位面積当たりの前記翼面噴出口の面積である開口率より高い。

Description

動翼、及びこれを備えているガスタービン
　本発明は、動翼、及びこれを備えているガスタービンに関する。
　本願は、２０２２年６月１５日に、日本国に出願された特願２０２２－０９６５６１号に基づき優先権を主張し、この内容をここに援用する。
　ガスタービンは、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、圧縮空気中で燃料を燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスで駆動するタービンと、を備える。タービンは、軸線を中心として回転するタービンロータと、このロータを覆うタービンケーシングと、複数の静翼列と、を備える。タービンロータは、軸線を中心とするロータ軸と、ロータ軸に取り付けられている複数の動翼列と、を有する。複数の動翼列は、軸線が延びる軸線方向に並んでいる。各動翼列は、いずれも、軸線に対する周方向に並ぶ複数の動翼を有する。複数の静翼列は、軸線方向に並んで、タービンケーシングの内周側に取り付けられている。複数の静翼列のそれぞれは、複数の動翼列のうちのいずれか一の動翼列の軸線上流側に配置されている。各静翼列は、いずれも、軸線に対する周方向に並ぶ複数の静翼を有する。
　動翼は、一般的に、翼体と、プラットフォームと、翼根と、を有する。翼体は、軸線に対する径方向に垂直な断面が翼形を成し、径方向に延びている。プラットフォームは、翼体の径方向内側に端に設けられている。翼根は、プラットフォームの径方向内側に設けられている。この翼根は、動翼をロータ軸に取り付ける部分である。
　ガスタービンの動翼は、高温の燃焼ガスに晒される。このため、動翼は、一般的に、空気等で冷却される。
　例えば、以下の特許文献１に記載の動翼は、静翼の翼体には、冷却空気が流通可能な二つの冷却空気通路が形成されている。二つの冷却空気通路は、いずれも、翼根の表面で開口して冷却空気が流入可能な入口を有する主通路と、主通路を通ってきた冷却空気を翼体の端部から外部に噴出可能な複数の端部孔と、を有する。各冷却空気通路の主通路は、翼根の入口からプラットフォームと翼体との境まで延びている導入通路部と、翼体内で径方向に延びる３つの翼内通路を有する翼体冷却通路部と、を有する。三つの翼内通路は、翼体のキャンバーラインに沿って並んでいる。翼体冷却通路部が径方向に通路がうねって一つのサーペンタイン通路を構成するよう、３つの翼内通路のうち、互に隣り合う翼内通路は、径方向内側の端と径方向外側の端とのうち、一方の端で互いに連通している。二つの冷却空気通路のうち、第一冷却空気通路は、翼体中の前側に配置され、第二冷却空気通路は、翼体中の後側に配置されている。第一冷却空気通路が有する３つの翼内通路のうち、最も前側の翼内通路には、前述した複数の端部孔としての複数の前噴出孔が連通している。複数の前噴出孔は、翼面中で前縁を含む前縁周り部で開口している。また、第二冷却空気通路が有する３つの翼内通路のうち、最も後側の翼内通路には、前述した複数の端部孔としての複数の後噴出孔が連通している。複数の後噴出孔は、翼体の後縁で開口している。
特開２０１４－００１６３３号公報
　高温の燃焼ガスに晒されるガスタービンの動翼には、冷却空気の使用量を抑えつつ、耐久性を高めることが求められる。
　そこで、本開示は、冷却空気の使用量を抑えつつも、耐久性を高めることができる動翼、及びこの動翼を備えるガスタービンを提供することを目的とする。
　前記目的を達成するための発明に係る一態様の動翼は、
　断面が翼形を成し、前記断面に対して垂直な方向成分を含む翼高さ方向に延びる翼体と、前記翼高さ方向におけるチップ側とハブ側とうち、前記翼体の前記ハブ側の端に設けられているプラットフォームと、前記プラットフォームの前記ハブ側に設けられている翼根と、前記翼根、前記プラットフォーム及び前記翼体にかけて形成され、冷却空気が流通可能な冷却空気通路と、を備える。前記翼体は、前記翼高さ方向に対して垂直な方向成分を有する方向を向く翼面と、前記翼高さ方向における前記チップ側を向くチップ面と、を有する。前記翼面は、前記翼高さ方向に延びる前縁及び後縁と、前記前縁から前記後縁にまで広がっている正圧面及び負圧面と、を有する。前記冷却空気通路は、前記翼根の表面で開口して冷却空気が流入可能な入口を有する主通路と、前記翼面中で、前記前縁を含み且つ前記後縁に対して前記前縁の側である前側を向く部分である前縁周り部で開口している前噴出口を有し、前記主通路を通ってきた冷却空気を前記前噴出口から噴出可能な複数の前噴出孔と、前記翼面中で、前記前縁周り部を除き、且つ前記正圧面と前記負圧面とのうち少なくとも一方の翼面で開口している翼面噴出口を有し、前記主通路を通ってきた冷却空気を前記翼面噴出口から前記少なくとも一方の翼面に沿って外部に噴出可能な複数のフィルム孔と、を有する。前記主通路は、前記入口から前記プラットフォームと前記翼体との境まで延びている導入通路部と、前記翼体内で、前記翼高さ方向に延びる３以上の奇数個の翼内通路を有する翼体冷却通路部と、を有する。奇数個の前記翼内通路は、前記翼体のキャンバーラインに沿って、前記導入通路部から前記前側に並んでいる。前記翼体冷却通路部が前記翼高さ方向に通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、奇数個の前記翼内通路のうちで互に隣り合う翼内通路は、前記ハブ側の端と前記チップ側の端とのうち、一方の端で互いに連通している。前記複数の前噴出孔は、奇数個の前記翼内通路のうちで、最も前記前側の第一翼内通路に連通している。前記複数のフィルム孔は、奇数個の前記翼内通路のうち、前記第一翼内通路と、前記第一翼内通路に隣接する第二翼内通路との少なくとも一の翼内通路に連通している。前記翼体における前記翼高さ方向の中央位置を基準にして、前記ハブ側の単位面積当たりの前記翼面噴出口の面積である開口率が、前記チップ側の単位面積当たりの前記翼面噴出口の面積である開口率より高い。
　本態様では、冷却空気通路における主通路の入口から主通路内に流入した冷却空気が、主通路の導入通路部を経て、主通路の翼体冷却通路部内に流入する。冷却空気は、この翼体冷却通路部における３以上の奇数個の翼内通路内を流れる過程で、各翼内通路周りを対流冷却する。３以上の奇数個の翼内通路内を流れる冷却空気の一部は、複数のフィルム孔から正圧面又は負圧面に沿って外部に噴出される。この冷却空気の一部は、複数のフィルム孔内を流れる過程で、フィルム孔周りを対流冷却する。さらに、複数のフィルム孔から噴出された冷却空気は、正圧面又は負圧面をフィルム冷却する。３以上の奇数個の翼内通路のうち、最も前側で、冷却空気の流れの下流側に位置する第一翼内通路に流入した冷却空気の一部は、複数の前噴出孔から外部に噴出される。この冷却空気の一部は、複数の前噴出孔内を流れる過程で、前噴出孔周りを対流冷却する。さらに、複数の前噴出孔から噴出された冷却空気は、翼面の一部である前縁周り部に高温の燃焼ガスが直接衝突するのを抑制する。
　ところで、正圧面と負圧面との間隔である翼幅は、翼体のチップ側からハブ側に向かうに連れて次第に大きくなる。また、翼内通路の内面と翼面との間隔は、翼面を冷却する観点から、所定の範囲内の間隔である。この関係で、翼高さ方向に延びる複数の翼内通路の幅も、翼体のチップ側からハブ側に向かうに連れて次第に大きくなる。翼内通路の幅が、翼体のチップ側からハブ側に向かうに連れて次第に大きくなっていると、この翼内通路を流れる冷却空気の流速は、チップ側よりもハブ側の方が低くなる。このため、翼内通路のハブ側の部分を流れる冷却空気と翼体との間の熱伝達率は、この翼内通路のチップ側の部分を流れる冷却空気と翼体との間の熱伝達率よりも低くなる。従って、翼内通路を流れる冷却空気による対流冷却効果は、翼体のハブ側の部分で低くなる。
　そこで、本態様では、翼体における前記翼高さ方向の中央位置を基準にして、ハブ側の単位面積当たりの翼面噴出口の面積である開口率を、チップ側の単位面積当たりの翼面噴出口の面積である開口率より高くして、ハブ側の部分でのフィルム冷却効果を向上させて、動翼５０の耐久性を高めている。
　また、本態様において、複数のフィルム孔に流入する冷却空気は、３以上の奇数個の翼内通路のうち、最も後側の翼内通路から少なくとも第二翼内通路の下流側部分まで流れてきた冷却空気で、既に、ある程度加熱された冷却空気である。なお、ここでの下流側とは冷却空気の流れの下流側である。本態様では、このように、ある程度加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気をフィルム冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気を無駄にせず、効率的に翼面を冷却することができる。さらに、本態様において、複数の前噴出孔に流入する冷却空気は、３以上の奇数個の翼内通路のうち、最も後側の翼内通路から第一翼内通路まで流れてきた冷却空気で、既に、かなり加熱された冷却空気である。なお、ここでの上流側とは冷却空気の流れの下流側である。本態様では、このように、かなり加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気を、翼面の一部である前縁周り部の冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気を無駄にせず、効率的に翼面を冷却することができる。
　よって、本態様では、冷却空気の使用量を抑えつつも、動翼の耐久性を高めることができる。
　前記目的を達成するための発明に係る一態様のガスタービンは、
　前記一態様における動翼を複数備えると共に、軸線を中心として回転可能で、複数の前記動翼が前記軸線に対する周方向に並んで取り付けられているロータ軸と、複数の前記動翼及び前記ロータ軸の外周側を覆うタービンケーシングと、を備える。前記動翼は、前記翼高さ方向が前記軸線に対する径方向になり、前記ハブ側が前記軸線に対する径方向における径方向内側と径方向外側とのうちの前記径方向外側になり、前記前側が前記軸線が延びる軸線方向における軸線上流側と軸線下流側とのうちの前記軸線上流側になるよう、前記ロータ軸に取り付けられている。
　本開示の一態様によれば、冷却空気の使用量を抑えつつも、動翼の耐久性を高めることができる。
本開示に係る一実施形態におけるガスタービンの模式的な断面図である。 本開示に係る第一実施形態における動翼の斜視図である。 本開示に係る第一実施形態における動翼の側面図（動翼を負圧面側から見た側面図）である。 本開示に係る第一実施形態における動翼の断面図である。 図３におけるＶ－Ｖ線断面図である。 図３におけるＶＩ－ＶＩ線断面図である。 本開示に係る第二実施形態における動翼の側面図（動翼を負圧面側から見た側面図）である。 図７におけるＶIII－ＶIII線断面図である。 本開示に係る第三実施形態における動翼の側面図（動翼を正圧面側から見た側面図）断面図である。 図９におけるＸ－Ｘ線断面図である。
　以下、本開示の静翼、及びこの静翼を備えるガスタービンの実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。
　「ガスタービンの実施形態」
　ガスタービンの実施形態について、図１を参照して説明する。
　図１に示すように、本実施形態のガスタービン１０は、空気Ａを圧縮する圧縮機２０と、圧縮機２０で圧縮された空気Ａ中で燃料Ｆを燃焼させて燃焼ガスＧを生成する燃焼器３０と、燃焼ガスＧにより駆動するタービン４０と、を備えている。
　圧縮機２０は、軸線Ａｒを中心として回転する圧縮機ロータ２１と、圧縮機ロータ２１を覆う圧縮機ケーシング２５と、複数の静翼列２６と、を有する。タービン４０は、軸線Ａｒを中心として回転するタービンロータ４１と、タービンロータ４１を覆うタービンケーシング４５と、複数の静翼列４６と、を有する。なお、以下では、軸線Ａｒが延びる方向を軸線方向Ｄａ、この軸線Ａｒを中心とした周方向を単に周方向Ｄｃとし、軸線Ａｒに対して垂直な方向を径方向Ｄｒとする。また、軸線方向Ｄａの一方側を軸線上流側Ｄａｕ、その反対側を軸線下流側Ｄａｄとする。また、径方向Ｄｒで軸線Ａｒに近づく側を径方向内側Ｄｒｉ、その反対側を径方向外側Ｄｒｏとする。
　圧縮機２０は、タービン４０に対して軸線上流側Ｄａｕに配置されている。
　圧縮機ロータ２１とタービンロータ４１とは、同一軸線Ａｒ上に位置し、互いに接続されてガスタービンロータ１１を成す。このガスタービンロータ１１には、例えば、発電機ＧＥＮのロータが接続されている。ガスタービン１０は、さらに、中間ケーシング１４を備える。この中間ケーシング１４は、軸線方向Ｄａで、圧縮機ケーシング２５とタービンケーシング４５との間に配置されている。圧縮機ケーシング２５と中間ケーシング１４とタービンケーシング４５とは、互いに接続されてガスタービンケーシング１５を成す。
　圧縮機ロータ２１は、軸線Ａｒを中心として軸線方向Ｄａに延びるロータ軸２２と、このロータ軸２２に取り付けられている複数の動翼列２３と、を有する。複数の動翼列２３は、軸線方向Ｄａに並んでいる。各動翼列２３は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の動翼で構成されている。複数の動翼列２３の各軸線下流側Ｄａｄには、複数の静翼列２６のうちのいずれか一の静翼列２６が配置されている。各静翼列２６は、圧縮機ケーシング２５の内側に設けられている。各静翼列２６は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の静翼で構成されている。
　タービンロータ４１は、軸線Ａｒを中心として軸線方向Ｄａに延びるロータ軸４２と、このロータ軸４２に取り付けられている複数の動翼列４３と、を有する。複数の動翼列４３は、軸線方向Ｄａに並んでいる。各動翼列４３は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の動翼で構成されている。複数の動翼列の各軸線上流側Ｄａｕには、複数の静翼列４６のうちのいずれか一の静翼列４６が配置されている。各静翼列４６は、タービンケーシング４５の内側に設けられている。各静翼列４６は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の静翼で構成されている。
　燃焼器３０は、中間ケーシング１４に取り付けられている。
　圧縮機２０は、空気Ａを圧縮して圧縮空気を生成する。この圧縮空気は、燃焼器３０内に流入する。燃焼器３０には、燃料Ｆが供給される。燃焼器３０内では、圧縮空気中で燃料Ｆが燃焼して、高温高圧の燃焼ガスＧが生成される。この燃焼ガスＧは、燃焼器３０からタービンケーシング４５内の環状の燃焼ガス流路４９に送られる。燃焼ガスＧは、燃焼ガス流路４９内を軸線下流側Ｄａｄへ流れる過程で、タービンロータ４１を回転させる。このタービンロータ４１の回転で、ガスタービンロータ１１に接続されている発電機ＧＥＮのロータが回転する。この結果、発電機ＧＥＮは発電する。
　以下、タービン４０の初段の動翼列４３を構成する動翼に関する実施形態、及びその変形例について説明する。
　「動翼の第一実施形態」
　動翼の第一実施形態について、図２～図６を参照して説明する。
　図２及び図３に示すように、本実施形態における動翼５０は、翼体５１と、プラットフォーム５８と、翼根５９と、第一冷却空気通路６０と、第二冷却空気通路８０と、を備える。
　翼体５１は、断面が翼形を成し、断面に対して垂直な方向成分を含む翼高さ方向Ｄｈに延びている。この翼体５１は、翼高さ方向Ｄｈに対して垂直な方向成分を有する方向を向く翼面５２と、翼高さ方向Ｄｈにおけるチップ側Ｄｈｔとハブ側Ｄｈｈとのうち、チップ側Ｄｈｔを向くチップ面５５と、を有する。翼面５２は、翼高さ方向Ｄｈに延びる前縁５３ｆ及び後縁５３ｂと、前縁５３ｆから後縁５３ｂにまで広がっている正圧面５４ｐ及び負圧面５４ｎと、を有する。正圧面５４ｐと負圧面５４ｎとは、互に背合わせの関係である。正圧面５４ｐは、凹曲面であり、負圧面５４ｎは凸曲面である。
　この動翼５０を前述のロータ軸４２に取り付けると、翼高さ方向Ｄｈが径方向Ｄｒになり、チップ側Ｄｈｔが径方向外側Ｄｒｏになり、ハブ側Ｄｈｈが径方向内側Ｄｒｉになる。また、後縁５３ｂに対して前縁５３ｆが存在する前側Ｄｆが軸線上流側Ｄａｕになり、前縁５３ｆに対して後縁５３ｂが存在する後側Ｄｂが軸線下流側Ｄａｄになる。さらに、正圧面５４ｐと負圧面５４ｎとが並んでいる方向が周方向Ｄｃになる。また、この動翼５０をロータ軸４２に取り付けると、翼体５１が燃焼ガス流路４９中に位置することになる。
　プラットフォーム５８は、翼体５１のハブ側Ｄｈｈに設けられている。このプラットフォーム５８は、翼高さ方向Ｄｈである径方向Ｄｒに垂直な方向の方向成分を含む方向に広がる四角板状の部材である。
　翼根５９は、プラットフォーム５８のハブ側Ｄｈｈに設けられている。この翼根５９は、動翼５０をロータ軸４２に取り付けるための部分である。この翼根５９は、断面形状がクリスマスツリー形状を成している。
　第一冷却空気通路６０及び第二冷却空気通路８０は、いずれも、翼根５９、プラットフォーム５８及び翼体５１にかけて形成され、冷却空気Ａｃが流通可能な通路である。第二冷却空気通路８０は、動翼５０中で、第一冷却空気通路６０よりも後側Ｄｂに配置されている。
　第一冷却空気通路６０は、主通路６１と、チップ抜き孔７１と、複数の前噴出孔７２と、複数のフィルム孔７４と、を有する。主通路６１は、翼根５９の底面５９ｂで開口し、ロータ軸４２からの冷却空気Ａｃが流入可能な入口６３を有する。なお、翼根５９の底面５９ｂとは、翼根５９の表面中で、最もハブ側Ｄｈｈに位置しハブ側Ｄｈｈを向く面である。この主通路６１は、入口６３から翼高さ方向Ｄｈにプラットフォーム５８と翼体５１との境まで延びている導入通路部６２と、翼体５１内で、翼高さ方向Ｄｈに延びる３個の翼内通路６６を有する翼体冷却通路部６５と、を有する。
　３個の翼内通路６６は、翼体５１のキャンバーラインＣＬに沿って、導入通路部６２から前側Ｄｆに並んでいる。ここで、３個の翼内通路６６のうち、最も前側Ｄｆの翼内通路６６を第一翼内通路６６ａ、この第一翼内通路６６ａに隣接する翼内通路６６を第二翼内通路６６ｂ、最も後側Ｄｂの翼内通路６６であって第二翼内通路６６ｂに隣接する翼内通路６６を第三翼内通路６６ｃとする。第三翼内通路６６ｃは、導入通路部６２から翼高さ方向Ｄｈに延びている。
　翼体冷却通路部６５は、翼高さ方向Ｄｈに通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、３個の翼内通路６６のうちで互に隣り合う翼内通路６６が、ハブ側Ｄｈｈの端とチップ側Ｄｈｔの端とのうち、一方の端で互いに連通している。具体的に、第三翼内通路６６ｃのチップ側Ｄｈｔの端と第二翼内通路６６ｂのチップ側Ｄｈｔの端とが連通し、第二翼内通路６６ｂのハブ側Ｄｈｈの端と第一翼内通路６６ａのハブ側Ｄｈｈの端とが連通している。
　チップ抜き孔７１は、第一翼内通路６６ａのチップ側Ｄｈｔの端と連通し、チップ面５５で開口している。
　複数の前噴出孔７２は、いずれも、翼面５２中で、前縁５３ｆを含み且つ前側Ｄｆを向く部分である前縁周り部５６で開口している前噴出口７３を有する。この前縁周り部５６は、翼面５２中で、前縁５３ｆから正圧面５４ｐに沿って後側Ｄｂに所定の距離までの範囲と、前縁５３ｆから負圧面５４ｎに沿って後側Ｄｂに所定の距離までの範囲とを合わせた範囲の部分である。ここで、所定の距離とは、例えば、正圧面５４ｐ（又は負圧面５４ｎ）に沿って前縁５３ｆから後縁５３ｂまでの距離の例えば１／２０の距離である。複数の前噴出孔７２は、いずれも、第一翼内通路６６ａに連通し、この第一翼内通路６６ａから所定の方向に延びて、翼面５２中の前縁周り部５６で開口している。ここで、所定の方向とは、前噴出口７３の位置における翼面５２の接線と平行な方向の成分よりも、前噴出口７３の位置における翼面５２の法線と平行な方向の成分の方が多い方向である。
　複数の前噴出孔７２毎の前噴出口７３は、前縁周り部５６におけるハブ側Ｄｈｈからチップ側Ｄｈｔにかけて形成されている。但し、前縁周り部５６における翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、チップ側Ｄｈｔの部分における単位面積当たりの前噴出口７３の面積である開口率は、ハブ側Ｄｈｈの部分における単位面積当たりの前噴出口７３の面積である開口率より高い。具体的に、本実施形態では、前縁周り部５６における翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、チップ側Ｄｈｔの前噴出口７３の数が、ハブ側Ｄｈｈの前噴出口７３の数より多い。
　複数のフィルム孔７４は、いずれも、翼面５２中で、前縁周り部５６を除き、且つ正圧面５４ｐと負圧面５４ｎとのうち少なくとも一方の翼面５２で開口する翼面噴出口７５を有する。複数のフィルム孔７４は、いずれも、３つの翼内通路６６のうち、少なくとも一つの翼内通路６６に連通し、この翼内通路６６から所定の方向に延びて、前述の少なくとも一方の翼面５２で開口している。ここで、所定の方向とは、翼面噴出口７５の位置における翼面５２の法線と平行な方向の成分よりも、翼面噴出口７５の位置における翼面５２の接線と平行な方向の成分の方が多い方向で、且つ後側Ｄｂに向かう方向である。なお、本実施形態における複数のフィルム孔７４は、第二翼内通路６６ｂに連通し、その翼面噴出口７５は、いずれも、負圧面５４ｎのみで開口している。
　前述の少なくとも一方の翼面５２における翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、ハブ側Ｄｈｈの部分における単位面積当たりの翼面噴出口７５の面積である開口率は、チップ側Ｄｈｔの部分における単位面積当たりの翼面噴出口７５の面積である開口率より高い。具体的に、本実施形態では、前述の少なくとも一方の翼面５２における翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、ハブ側Ｄｈｈの部分における翼面噴出口７５の数が、チップ側Ｄｈｔの部分における翼面噴出口７５の数より多い。より具体的に、本実施形態では、ハブ側Ｄｈｈの部分にのみ複数の翼面噴出口７５が形成され、チップ側Ｄｈｔの部分には翼面噴出口７５が形成されていない。なお、翼面噴出口７５の数は、前述の少なくとも一方の翼面５２における翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にしてチップ側Ｄｈｔよりもハブ側Ｄｈｈの方が多ければ、チップ側Ｄｈｔに翼面噴出口７５が形成されていてもよい。
　第二冷却空気通路８０は、主通路８１と、複数の後噴出孔８８と、を有する。主通路８１は、翼根５９の底面５９ｂで開口し、ロータ軸４２からの冷却空気Ａｃが流入可能な入口８３を有する。この第二冷却空気通路８０における主通路８１の入口８３は、第一冷却空気通路６０における主通路６１の入口６３よりも後側Ｄｂに形成されている。この主通路８１は、入口８３から翼高さ方向Ｄｈにプラットフォーム５８と翼体５１との境まで延びている導入通路部８２と、翼体５１内で、翼高さ方向Ｄｈに延びる３個の翼内通路８６を有する翼体冷却通路部８５と、を有する。
　３個の翼内通路８６は、翼体５１のキャンバーラインＣＬに沿って、導入通路部８２から後側Ｄｂに並んでいる。ここで、３個の翼内通路８６のうち、最も前側Ｄｆの翼内通路８６を第四翼内通路８６ａ、この第四翼内通路８６ａに隣接する翼内通路８６を第五翼内通路８６ｂ、最も後側Ｄｂの翼内通路８６であって第五翼内通路８６ｂに隣接する翼内通路８６を第六翼内通路８６ｃとする。第四翼内通路８６ａは、導入通路部８２から翼高さ方向Ｄｈに延びている。
　翼体冷却通路部８５は、翼高さ方向Ｄｈに通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、３個の翼内通路８６のうち、互に隣り合う翼内通路８６が、ハブ側Ｄｈｈの端とチップ側Ｄｈｔの端とのうち、一方の端で互いに連通している。具体的に、第四翼内通路８６ａのチップ側Ｄｈｔの端と第五翼内通路８６ｂのチップ側Ｄｈｔの端とが連通し、第五翼内通路８６ｂのハブ側Ｄｈｈの端と第六翼内通路８６ｃのハブ側Ｄｈｈの端とが連通している。
　複数の後噴出孔８８は、いずれも、後縁５３ｂで開口している後噴出口８９を有する。複数の後噴出孔８８は、翼高さ方向Ｄｈに並んでいる。複数の後噴出孔８８は、いずれも、第二冷却空気通路８０における複数の翼内通路８６のうち、最も後側Ｄｂの第六翼内通路８６ｃ、言い換えると最後部翼内通路８６ｃに連通し、この最後部翼内通路８６ｃから後縁５３ｂにまで延びている。
　なお、本実施形態の第二冷却空気通路８０における翼内通路８６の数は、３個であるが、２個であっても、４個以上であってもよい。また、第二冷却空気通路８０における翼内通路８６の数が本実施形態のように、奇数個である場合、第二冷却空気通路８０は、最後部翼内通路８６ｃ（第六翼内通路８６ｃ）のチップ側Ｄｈｔの端と連通し、チップ面５５で開口しているチップ抜き孔を有してもよい。さらに、第二冷却空気通路８０は、複数の翼内通路８６のうち、いずれかに翼内通路８６に連通し、正圧面５４ｐ又は負圧面５４ｎで開口する複数のフィルム孔を有してもよい。
　本実施形態では、第一冷却空気通路６０における主通路６１の入口６３から主通路６１内に流入した冷却空気Ａｃが、主通路６１の導入通路部６２を経て、主通路６１の翼体冷却通路部６５内に流入する。冷却空気Ａｃは、この翼体冷却通路部６５における３個の翼内通路６６内を流れる過程で、各翼内通路６６周りを対流冷却する。３個の翼内通路６６内を流れる冷却空気Ａｃの一部は、複数のフィルム孔７４から正圧面５４ｐ又は負圧面５４ｎに沿って外部に噴出される。この冷却空気Ａｃの一部は、複数のフィルム孔７４内を流れる過程で、フィルム孔７４周りを対流冷却する。さらに、複数のフィルム孔７４から噴出された冷却空気Ａｃは、正圧面５４ｐ又は負圧面５４ｎをフィルム冷却する。３個の翼内通路６６のうち、最も前側Ｄｆで、冷却空気Ａｃの流れの下流側に位置する第一翼内通路６６ａに流入した冷却空気Ａｃの一部は、複数の前噴出孔７２から外部に噴出される。この冷却空気Ａｃの一部は、複数の前噴出孔７２内を流れる過程で、前噴出孔７２周りを対流冷却する。さらに、複数の前噴出孔７２から噴出された冷却空気Ａｃは、翼面５２の一部である前縁周り部５６に高温の燃焼ガスが直接衝突するのを抑制する。さらに、第一翼内通路６６ａに流入した冷却空気Ａｃの残りは、チップ抜き孔７１から外部に噴出される。
　本実施形態では、第二冷却空気通路８０における主通路８１の入口８３から主通路８１内に流入した冷却空気Ａｃが、主通路８１の導入通路部８２を経て、主通路８１の翼体冷却通路部８５内に流入する。冷却空気Ａｃは、この翼体冷却通路部８５における３個の翼内通路８６内を流れる過程で、各翼内通路８６周りを対流冷却する。３個の翼内通路８６内を流れる冷却空気Ａｃの一部は、３個の翼内通路８６のうち、最も後側Ｄｂで、冷却空気Ａｃの流れの下流側に位置する第六翼内通路（最後部翼内通路）８６ｃから、複数の後噴出孔８８を経て、外部に噴出される。この冷却空気Ａｃは、複数の後噴出孔８８内を流れる過程で、後噴出孔８８周りを対流冷却する。さらに、複数の後噴出孔８８から噴出された冷却空気Ａｃは、後縁５３ｂの後側Ｄｂに燃焼ガスのウェイクが生成されるのを抑制する。
　ところで、正圧面５４ｐと負圧面５４ｎとの間隔である翼幅は、翼体５１のチップ側Ｄｈｔからハブ側Ｄｈｈに向かうに連れて次第に大きくなる。また、翼内通路６６の内面と翼面５２との間隔は、翼面５２を冷却する観点から、所定の範囲内の間隔である。この関係で、図５及び図６に示すように、翼高さ方向Ｄｈに延びる複数の翼内通路６６の幅も、翼体５１のチップ側Ｄｈｔからハブ側Ｄｈｈに向かうに連れて次第に大きくなる。翼内通路６６の幅が、翼体５１のチップ側Ｄｈｔからハブ側Ｄｈｈに向かうに連れて次第に大きくなっていると、この翼内通路６６を流れる冷却空気Ａｃの流速は、チップ側Ｄｈｔよりもハブ側Ｄｈｈの方が低くなる。このため、翼内通路６６のハブ側Ｄｈｈの部分を流れる冷却空気Ａｃと翼体５１との間の熱伝達率は、この翼内通路６６のチップ側Ｄｈｔの部分を流れる冷却空気Ａｃと翼体５１との間の熱伝達率よりも低くなる。従って、翼内通路６６を流れる冷却空気Ａｃによる対流冷却効果は、翼体５１のハブ側Ｄｈｈの部分で低くなる。
　そこで、本実施形態では、翼体５１における前記翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、ハブ側Ｄｈｈの単位面積当たりの翼面噴出口７５の面積である開口率を、チップ側Ｄｈｔの単位面積当たりの翼面噴出口７５の面積である開口率より高くして、ハブ側Ｄｈｈの部分でのフィルム冷却効果を向上させて、動翼５０の耐久性を高めている。
　本実施形態の翼体冷却通路部６５は、３個の翼内通路６６を有するため、最も前側Ｄｆの第一翼内通路６６ａ内では、冷却空気Ａｃがハブ側Ｄｈｈからチップ側Ｄｈｔに向かって流れる。このため、第一翼内通路６６ａ内のチップ側Ｄｈｔの冷却空気Ａｃは、この第一翼内通路６６ａ内のハブ側Ｄｈｈの冷却空気Ａｃよりも加熱されることになる。
　そこで、本実施形態では、翼体５１における翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、チップ側Ｄｈｔの単位面積当たりの前噴出口７３の面積である開口率を、ハブ側Ｄｈｈの単位面積当たりの前噴出口７３の面積である開口率より高くしている。この結果、本実施形態では、チップ側Ｄｈｔの前噴出口７３から噴出する冷却空気Ａｃの流量が、ハブ側Ｄｈｈの前噴出口７３からの冷却空気Ａｃの流量よりも多くなり、動翼５０の耐久性を高めることができる。
　また、本実施形態において、複数のフィルム孔７４に流入する冷却空気Ａｃは、３個の翼内通路６６のうち、最も後側Ｄｂの第三翼内通路６６ｃから第二翼内通路６６ｂの下流側部分まで流れてきた冷却空気Ａｃで、既に、ある程度加熱された冷却空気Ａｃである。なお、ここでの下流側とは冷却空気Ａｃの流れの下流側である。本実施形態では、このように、ある程度加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気Ａｃをフィルム冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気Ａｃを無駄にせず、効率的に翼面５２を冷却することができる。また、本実施形態において、複数の前噴出孔７２に流入する冷却空気Ａｃは、３個の翼内通路６６のうち、最も後側Ｄｂの第三翼内通路６６ｃから第一翼内通路６６ａまで流れてきた冷却空気Ａｃで、既に、かなり加熱された冷却空気Ａｃである。本実施形態では、このように、かなり加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気Ａｃを、翼面５２の一部である前縁周り部５６の冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気Ａｃを無駄にせず、効率的に翼面５２を冷却することができる。
　凸曲面である負圧面５４ｎに沿って流れる燃焼ガスＧの流速は、凹曲面である正圧面５４ｐに沿って流れる燃焼ガスＧの流速よりも高い。このため、負圧面５４ｎに沿って流れる燃焼ガスＧとこの負圧面５４ｎとの間の熱伝達率は、正圧面５４ｐに沿って流れる燃焼ガスＧとこの正圧面５４ｐとの間の熱伝達率より高い。すなわち、負圧面５４ｎの方が正圧面５４ｐよりも、燃焼ガスＧにより加熱され易い。
　そこで、本実施形態では、翼面噴出口７５を負圧面５４ｎのみに形成し、負圧面５４ｎをフィルム冷却して、動翼５０の耐久性の向上を図る一方で、負圧面５４ｎよりも燃焼ガスＧにより加熱されにくい正圧面５４ｐに翼面噴出口７５を形成せず、冷却空気Ａｃの使用を抑えている。
　よって、本実施形態では、冷却空気Ａｃの使用量を抑えつつも、動翼５０の耐久性を高めることができる。
　「動翼の第二実施形態」
　動翼の第二実施形態について、図７及び図８を参照して説明する。
　本実施形態における動翼５０ａは、第一実施形態における動翼５０と同様、翼体５１と、プラットフォーム５８と、第一冷却空気通路６０ａと、第二冷却空気通路８０と、を備える。本実施形態における動翼５０ａで第一冷却空気通路６０ａの構成を除く構成は、第一実施形態における動翼５０で第一冷却空気通路６０の構成を除く構成と同じである。
　本実施形態における第一冷却空気通路６０ａも、第一実施形態における第一冷却空気通路６０と同様、主通路６１と、チップ抜き孔７１と、複数の前噴出孔７２と、複数のフィルム孔７４ａと、を有する。主通路６１は、翼根５９の底面５９ｂで開口し、ロータ軸４２からの冷却空気Ａｃが流入可能な入口６３を有する。この主通路６１は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０の主通路６１と同様、入口６３から翼高さ方向Ｄｈにプラットフォーム５８と翼体５１との境まで延びている導入通路部６２と、翼体５１内で、翼高さ方向Ｄｈに延びる３個の翼内通路６６を有する翼体冷却通路部６５と、を有する。翼体冷却通路部６５は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０の翼体冷却通路部６５と同様、翼高さ方向Ｄｈに通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、３個の翼内通路６６のうち、互に隣り合う翼内通路６６が、ハブ側Ｄｈｈの端とチップ側Ｄｈｔの端とのうち、一方の端で互いに連通している。チップ抜き孔７１は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０のチップ抜き孔７１と同様、第一翼内通路６６ａのチップ側Ｄｈｔの端と連通し、チップ面５５で開口している。複数の前噴出孔７２は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０の複数の前噴出孔７２と同様、いずれも、翼面５２中で、前縁５３ｆを含み且つ前側Ｄｆを向く部分である前縁周り部５６で開口している前噴出口７３を有し、第一翼内通路６６ａと連通している。
　本実施形態における複数のフィルム孔７４ａも、第一実施形態における複数のフィルム孔７４と同様、翼面５２中で、前縁周り部５６を除く負圧面５４ｎで開口する翼面噴出口７５を有する。本実施形態においても、負圧面５４ｎにおける翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、ハブ側Ｄｈｈの部分における単位面積当たりの翼面噴出口７５の面積である開口率は、チップ側Ｄｈｔの部分における単位面積当たりの翼面噴出口７５の面積である開口率より高い。但し、本実施形態における複数のフィルム孔７４ａは、３個の翼内通路６６のうち、最も前側Ｄｆの第一翼内通路６６ａに連通している。
　このため、複数のフィルム孔７４ａに流入する冷却空気Ａｃは、３個の翼内通路６６のうち、最も後側Ｄｂの第三翼内通路６６ｃから第二翼内通路６６ｂを経て第一翼内通路６６ａの上流側部分まで流れてきた冷却空気Ａｃであり、既に、かなり加熱された冷却空気Ａｃである。本実施形態では、このように、かなり加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気Ａｃをフィルム冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気Ａｃを無駄にせず、第一実施形態よりも、効率的に翼面５２を冷却することができる。
　「動翼の第三実施形態」
　動翼の第三実施形態について、図９及び図１０を参照して説明する。なお、図９は、図３及び図７と同様、動翼の側面図であるが、負圧面側から見た動翼の側面図ではなく、正圧面側から見た動翼の側面図である。
　本実施形態における動翼５０ｂは、第一実施形態における動翼５０と同様、翼体５１と、プラットフォーム５８と、第一冷却空気通路６０ｂと、第二冷却空気通路８０と、を備える。本実施形態における動翼５０ｂで第一冷却空気通路６０ｂの構成を除く構成は、第一実施形態における動翼５０で第一冷却空気通路６０の構成を除く構成と同じである。
　本実施形態における第一冷却空気通路６０ｂも、第一実施形態における第一冷却空気通路６０と同様、主通路６１と、チップ抜き孔７１と、複数の前噴出孔７２と、複数のフィルム孔７４ｂと、を有する。主通路６１は、翼根５９の底面５９ｂで開口し、ロータ軸４２からの冷却空気Ａｃが流入可能な入口６３を有する。この主通路６１は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０の主通路６１と同様、入口６３から翼高さ方向Ｄｈにプラットフォーム５８と翼体５１の境まで延びている導入通路部６２と、翼体５１内で、翼高さ方向Ｄｈに延びる３個の翼内通路６６を有する翼体冷却通路部６５と、を有する。翼体冷却通路部６５は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０の翼体冷却通路部６５と同様、翼高さ方向Ｄｈに通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、３個の翼内通路６６のうち、互に隣り合う翼内通路６６が、ハブ側Ｄｈｈの端とチップ側Ｄｈｔの端とのうち、一方の端で互いに連通している。チップ抜き孔７１は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０のチップ抜き孔７１と同様、第一翼内通路６６ａのチップ側Ｄｈｔの端と連通し、チップ面５５で開口している。複数の前噴出孔７２は、第一実施形態における第一冷却空気通路６０の複数の前噴出孔７２と同様、いずれも、翼面５２中で、前縁５３ｆを含み且つ前側Ｄｆを向く部分である前縁周り部５６で開口している前噴出口７３を有し、第一翼内通路６６ａと連通している。
　本実施形態における複数のフィルム孔７４ｂは、複数の負圧側フィルム孔７４ｂｎと、複数の正圧側フィルム孔７４ｂｐと、を有する。複数の負圧側フィルム孔７４ｂｎは、翼面５２中で、前縁周り部５６を除く負圧面５４ｎで開口する翼面噴出口としての負圧面噴出口７５ｎを有する。また、複数の正圧側フィルム孔７４ｂｐは、翼面５２中で、前縁周り部５６を除く正圧面５４ｐで開口する翼面噴出口としての正圧面噴出口７５ｐを有する。負圧側フィルム孔７４ｂｎは、第一実施形態におけるフィルム孔７４と同様、第二翼内通路６６ｂに連通している。一方、正圧側フィルム孔７４ｂｐは、第一翼内通路６６ａに連通している。
　本実施形態においても、負圧面５４ｎにおける翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、ハブ側Ｄｈｈの部分における単位面積当たりの負圧面噴出口７５ｎの面積である開口率は、チップ側Ｄｈｔの部分における単位面積当たりの負圧面噴出口７５ｎの面積である開口率より高い。また、正圧面５４ｐにおける翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、ハブ側Ｄｈｈの部分における単位面積当たりの正圧面噴出口７５ｐの面積である開口率は、チップ側Ｄｈｔの部分における単位面積当たりの正圧面噴出口７５ｐの面積である開口率より高い。但し、複数の正圧側フィルム孔７４ｂｐの数は、複数の負圧側フィルム孔７４ｂｎの数より少ない。
　本実施形態では、負圧面５４ｎのみならず正圧面５４ｐをフィルム冷却することができる。このように、本実施形態では、負圧面５４ｎのみならず正圧面５４ｐをフィルム冷却する関係で、以上の各実施形態よりも冷却空気Ａｃの使用量が増えることになる。そこで、本実施形態では、負圧面５４ｎより燃焼ガスＧで加熱されにくい正圧面５４ｐをフィルム冷却するための正圧側フィルム孔７４ｂｐの数を、負圧側フィルム孔７４ｂｎの数より少なくしている。さらに、本実施形態では、正圧側フィルム孔７４ｂｐを第一翼内通路６６ａに連通して、冷たい冷却空気Ａｃを無駄にせず、効率的に正圧面５４ｐをフィルム冷却している。
　なお、本実施形態は、第一実施形態の変形例であるが、第二実施形態においても、本実施形態と同様、複数の負圧側フィルム孔の他に、複数の正圧側フィルム孔を設けてよい。
　「動翼のその他の変形例」
　以上の各実施形態及び各変形例では、ハブ側Ｄｈｈの部分における噴出口の開口率とチップ側Ｄｈｔの部分における噴出口の開口率とを異ならせるために、ハブ側Ｄｈｈの部分における噴出口の数とチップ側Ｄｈｔの部分における噴出口の数とを異ならせている。しかしながら、ハブ側Ｄｈｈの部分における各噴出口の開口面積とチップ側Ｄｈｔの部分における各噴出口の開口面積とを異ならせることで、ハブ側Ｄｈｈの部分における噴出口の開口率とチップ側Ｄｈｔの部分における噴出口の開口率とを異ならせてもよい。
　また、以上の各実施形態は、いずれも、初段の動翼を対象にしている。しかしながら、本発明は、初段を以外の例えば第二段の動翼を対象にしてもよい。
　本開示は、以上で説明した実施形態及び変形例に限定されるものではない。特許請求の範囲に規定された内容及びその均等物から導き出される本発明の概念的な思想と趣旨を逸脱しない範囲において、種々の追加、変更、置き換え、部分的削除等が可能である。
「付記」
　以上の実施形態及び変形例における動翼は、例えば、以下のように把握される。
（１）第一態様における動翼は、
　断面が翼形を成し、前記断面に対して垂直な方向成分を含む翼高さ方向Ｄｈに延びる翼体５１と、前記翼高さ方向Ｄｈにおけるチップ側Ｄｈｔとハブ側Ｄｈｈとうち、前記翼体５１の前記ハブ側Ｄｈｈの端に設けられているプラットフォーム５８と、前記プラットフォーム５８の前記ハブ側Ｄｈｈに設けられている翼根５９と、前記翼根５９、前記プラットフォーム５８及び前記翼体５１にかけて形成され、冷却空気Ａｃが流通可能な冷却空気通路６０，６０ａ，６０ｂと、を備える。前記翼体５１は、前記翼高さ方向Ｄｈに対して垂直な方向成分を有する方向を向く翼面５２と、前記翼高さ方向Ｄｈにおける前記チップ側Ｄｈｔを向くチップ面５５と、を有する。前記翼面５２は、前記翼高さ方向Ｄｈに延びる前縁５３ｆ及び後縁５３ｂと、前記前縁５３ｆから前記後縁５３ｂにまで広がっている正圧面５４ｐ及び負圧面５４ｎと、を有する。前記冷却空気通路６０，６０ａ，６０ｂは、前記翼根５９の表面で開口して冷却空気Ａｃが流入可能な入口６３を有する主通路６１と、前記翼面５２中で、前記前縁５３ｆを含み且つ前記後縁５３ｂに対して前記前縁５３ｆの側である前側Ｄｆを向く部分である前縁周り部５６で開口している前噴出口７３を有し、前記主通路６１を通ってきた冷却空気Ａｃを前記前噴出口７３から噴出可能な複数の前噴出孔７２と、前記翼面５２中で、前記前縁周り部５６を除き、且つ前記正圧面５４ｐと前記負圧面５４ｎとのうち少なくとも一方の翼面５２で開口している翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐを有し、前記主通路６１を通ってきた冷却空気Ａｃを前記翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐから前記少なくとも一方の翼面５２に沿って外部に噴出可能な複数のフィルム孔７４，７４ａ，７４ｂと、を有する。前記主通路６１は、前記入口６３から前記プラットフォーム５８と前記翼体５１との境まで延びている導入通路部６２と、前記翼体５１内で、前記翼高さ方向Ｄｈに延びる３以上の奇数個の翼内通路６６を有する翼体冷却通路部６５と、を有する。奇数個の前記翼内通路６６は、前記翼体５１のキャンバーラインＣＬに沿って、前記導入通路部６２から前記前側Ｄｆに並んでいる。前記翼体冷却通路部６５が前記翼高さ方向Ｄｈに通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、奇数個の前記翼内通路６６のうちで互に隣り合う翼内通路６６は、前記ハブ側Ｄｈｈの端と前記チップ側Ｄｈｔの端とのうち、一方の端で互いに連通している。前記複数の前噴出孔７２は、奇数個の前記翼内通路６６のうちで、最も前記前側Ｄｆの第一翼内通路６６ａに連通している。前記複数のフィルム孔７４，７４ａ，７４ｂは、奇数個の前記翼内通路６６のうち、前記第一翼内通路６６ａと、前記第一翼内通路６６ａに隣接する第二翼内通路６６ｂとの少なくとも一の翼内通路６６に連通している。前記翼体５１における前記翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、前記ハブ側Ｄｈｈの単位面積当たりの前記翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐの面積である開口率が、前記チップ側Ｄｈｔの単位面積当たりの前記翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐの面積である開口率より高い。
　本態様では、冷却空気通路６０，６０ａ，６０ｂにおける主通路６１の入口６３から主通路６１内に流入した冷却空気Ａｃが、主通路６１の導入通路部６２を経て、主通路６１の翼体冷却通路部６５内に流入する。冷却空気Ａｃは、この翼体冷却通路部６５における３以上の奇数個の翼内通路６６内を流れる過程で、各翼内通路６６周りを対流冷却する。
３以上の奇数個の翼内通路６６内を流れる冷却空気Ａｃの一部は、複数のフィルム孔７４，７４ａ，７４ｂから正圧面５４ｐ又は負圧面５４ｎに沿って外部に噴出される。この冷却空気Ａｃの一部は、複数のフィルム孔７４，７４ａ，７４ｂ内を流れる過程で、フィルム孔７４，７４ａ，７４ｂ周りを対流冷却する。さらに、複数のフィルム孔７４，７４ａ，７４ｂから噴出された冷却空気Ａｃは、正圧面５４ｐ又は負圧面５４ｎをフィルム冷却する。３以上の奇数個の翼内通路６６のうち、最も前側Ｄｆで、冷却空気Ａｃの流れの下流側に位置する第一翼内通路６６ａに流入した冷却空気Ａｃの一部は、複数の前噴出孔７２から外部に噴出される。この冷却空気Ａｃの一部は、複数の前噴出孔７２内を流れる過程で、前噴出孔７２周りを対流冷却する。さらに、複数の前噴出孔７２から噴出された冷却空気Ａｃは、翼面５２の一部である前縁周り部５６に高温の燃焼ガスＧが直接衝突するのを抑制する。
　ところで、正圧面５４ｐと負圧面５４ｎとの間隔である翼幅は、翼体５１のチップ側Ｄｈｔからハブ側Ｄｈｈに向かうに連れて次第に大きくなる。また、翼内通路６６の内面と翼面５２との間隔は、翼面５２を冷却する観点から、所定の範囲内の間隔である。この関係で、翼高さ方向Ｄｈに延びる複数の翼内通路６６の幅も、翼体５１のチップ側Ｄｈｔからハブ側Ｄｈｈに向かうに連れて次第に大きくなる。翼内通路６６の幅が、翼体５１のチップ側Ｄｈｔからハブ側Ｄｈｈに向かうに連れて次第に大きくなっていると、この翼内通路６６を流れる冷却空気Ａｃの流速は、チップ側Ｄｈｔよりもハブ側Ｄｈｈの方が低くなる。このため、翼内通路６６のハブ側Ｄｈｈの部分を流れる冷却空気Ａｃと翼体５１との間の熱伝達率は、この翼内通路６６のチップ側Ｄｈｔの部分を流れる冷却空気Ａｃと翼体５１との間の熱伝達率よりも低くなる。従って、翼内通路６６を流れる冷却空気Ａｃによる対流冷却効果は、翼体５１のハブ側Ｄｈｈの部分で低くなる。
　そこで、本態様では、翼体５１における前記翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、ハブ側Ｄｈｈの単位面積当たりの翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐの面積である開口率を、チップ側Ｄｈｔの単位面積当たりの翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐの面積である開口率より高くして、ハブ側Ｄｈｈの部分でのフィルム冷却効果を向上させて、動翼５０の耐久性を高めている。
　また、本態様において、複数のフィルム孔７４，７４ａ，７４ｂに流入する冷却空気Ａｃは、３以上の奇数個の翼内通路６６のうち、最も後側Ｄｂの翼内通路６６から少なくとも第二翼内通路６６ｂの下流側部分まで流れてきた冷却空気Ａｃで、既に、ある程度加熱された冷却空気Ａｃである。なお、ここでの下流側とは冷却空気Ａｃの流れの下流側である。本態様では、このように、ある程度加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気Ａｃをフィルム冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気Ａｃを無駄にせず、効率的に翼面５２を冷却することができる。さらに、本態様において、複数の前噴出孔７２に流入する冷却空気Ａｃは、３以上の奇数個の翼内通路６６のうち、最も後側Ｄｂの翼内通路６６から第一翼内通路６６ａまで流れてきた冷却空気Ａｃで、既に、かなり加熱された冷却空気Ａｃである。なお、ここでの上流側とは冷却空気Ａｃの流れの下流側である。本態様では、このように、かなり加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気Ａｃを、翼面５２の一部である前縁周り部５６の冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気Ａｃを無駄にせず、効率的に翼面５２を冷却することができる。
　よって、本態様では、冷却空気Ａｃの使用量を抑えつつも、動翼の耐久性を高めることができる。
（２）第二態様における動翼は、
　前記第一態様における動翼において、前記翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐの数は、前記翼体５１における前記翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして前記チップ側Ｄｈｔよりも前記ハブ側Ｄｈｈの方が多い。
（３）第三態様における動翼は、
　前記第一態様における動翼において、前記翼面噴出口７５，７５ｎ，７５ｐは、前記翼体５１における前記翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして前記ハブ側Ｄｈｈにのみ存在し、前記チップ側Ｄｈｔには存在しない。
（４）第四態様における動翼は、
　前記第一態様から前記第三態様のうちのいずれか一態様における動翼において、前記複数のフィルム孔７４ａは、奇数個の前記翼内通路６６のうち、前記第一翼内通路６６ａのみに連通している。
　本態様において、複数のフィルム孔７４ａに流入する冷却空気Ａｃは、３以上の奇数個の翼内通路６６のうち、最も後側Ｄｂの翼内通路６６から第二翼内通路６６ｂを経て、第一翼通路部の上流側の部分まで流れてきた冷却空気Ａｃで、既に、かなり加熱された冷却空気Ａｃである。本態様では、このように、かなり加熱されて対流冷却効果が低くなった冷却空気Ａｃをフィルム冷却用の空気として利用するため、冷たい冷却空気Ａｃを無駄にせず、効率的に翼面５２を冷却することができる。
（５）第五態様における動翼は、
　前記第一態様から前記第四態様のうちのいずれか一態様における動翼において、前記翼面噴出口７５は、前記負圧面５４ｎのみに形成されている。
　凸曲面である負圧面５４ｎに沿って流れる燃焼ガスＧの流速は、凹曲面である正圧面５４ｐに沿って流れる燃焼ガスＧの流速よりも高い。このため、負圧面５４ｎに沿って流れる燃焼ガスＧとこの負圧面５４ｎとの間の熱伝達率は、正圧面５４ｐに沿って流れる燃焼ガスＧとこの正圧面５４ｐとの間の熱伝達率より高い。すなわち、負圧面５４ｎの方が正圧面５４ｐよりも、燃焼ガスＧにより加熱され易い。
　そこで、本態様では、翼面噴出口７５を負圧面５４ｎのみに形成し、負圧面５４ｎをフィルム冷却して、動翼５０の耐久性の向上を図る一方で、負圧面５４ｎよりも燃焼ガスＧにより加熱されにくい正圧面５４ｐに翼面噴出口を形成せず、冷却空気Ａｃの使用を抑えている。
（６）第六態様における動翼は、
　前記第一態様から前記第五態様のうちのいずれか一態様における動翼において、前記翼体５１における前記翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、前記チップ側Ｄｈｔの単位面積当たりの前記前噴出口７３の面積である開口率が、前記ハブ側Ｄｈｈの単位面積当たりの前記前噴出口７３の面積である開口率より高い。
　本態様の翼体冷却通路部６５は、３以上の奇数個の翼内通路６６を有するため、最も前側Ｄｆの第一翼内通路６６ａ内では、冷却空気Ａｃがハブ側Ｄｈｈからチップ側Ｄｈｔに向かって流れる。このため、第一翼内通路６６ａ内のチップ側Ｄｈｔの冷却空気Ａｃは、この第一翼内通路６６ａ内のハブ側Ｄｈｈの冷却空気Ａｃよりも加熱されることになる。
　そこで、本態様では、翼体５１における翼高さ方向Ｄｈの中央位置を基準にして、チップ側Ｄｈｔの単位面積当たりの前噴出口７３の面積である開口率を、ハブ側Ｄｈｈの単位面積当たりの前噴出口７３の面積である開口率より高くしている。この結果、本態様では、チップ側Ｄｈｔの前噴出口７３から噴出する冷却空気Ａｃの流量が、ハブ側Ｄｈｈの前噴出口７３からの冷却空気Ａｃの流量よりも多くなり、動翼５０の耐久性を高めることができる。
（７）第七態様における動翼は、
　前記第一態様から前記第六態様のうちのいずれか一態様における動翼において、前記冷却空気通路６０，６０ａ，６０ｂは、前記第一翼内通路６６ａの前記チップ側Ｄｈｔの端と連通し、前記第一翼内通路６６ａ内を通ってきた冷却空気Ａｃを前記チップ面５５から噴出可能なチップ抜き孔７１を有する。
　本態様の翼体冷却通路部６５は、３以上の奇数個の翼内通路６６を有するため、最も前側Ｄｆの第一翼内通路６６ａ内では、冷却空気Ａｃがハブ側Ｄｈｈからチップ側Ｄｈｔに向かって流れる。仮に、チップ抜き孔７１がない場合、第一翼内通路６６ａ内のチップ側Ｄｈｔの部分で、冷却空気Ａｃの流れが滞り、このチップ側Ｄｈｔの部分における対流冷却効果が低下する。そこで、本態様では、チップ抜き孔７１を設けることで、第一翼内通路６６ａ内のチップ側Ｄｈｔの部分における冷却空気Ａｃの流れを確保し、このチップ側Ｄｈｔの部分における対流冷却効果の低下を抑えている。
（８）第八態様における動翼は、
　前記第一態様から前記第七態様のうちのいずれか一態様における動翼において、前記冷却空気通路６０，６０ａ，６０ｂである第一冷却空気通路６０，６０ａ，６０ｂの他に、前記翼根５９、前記プラットフォーム５８及び前記翼体５１にかけて形成され、冷却空気Ａｃが流通可能な第二冷却空気通路８０を備える。前記第二冷却空気通路８０は、前記第一冷却空気通路６０，６０ａ，６０ｂを基準にして、前記前縁５３ｆに対して前記後縁５３ｂの側である後側Ｄｂに配置され、前記翼根５９の表面で開口して冷却空気Ａｃが流入可能な入口８３を有する主通路８１と、前記主通路８１を通ってきた冷却空気Ａｃを、前記後縁５３ｂから外部に噴出可能な後噴出口８９を有する複数の後噴出孔８８と、を有する。前記第二冷却空気通路８０における前記主通路８１は、前記第二冷却空気通路８０における前記入口８３から前記プラットフォーム５８と前記翼体５１の境まで延びている導入通路部８２と、前記翼体５１内で、前記翼高さ方向Ｄｈに延びる複数個の翼内通路８６を有する翼体冷却通路部８５と、を有する。前記第二冷却空気通路８０における複数個の前記翼内通路８６は、前記翼体５１のキャンバーラインＣＬに沿って、前記第二冷却空気通路８０における前記導入通路部８２から前記後側Ｄｂに並んでいる。前記第二冷却空気通路８０における前記翼体冷却通路部８５が前記翼高さ方向Ｄｈに通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、前記第二冷却空気通路８０における複数個の前記翼内通路８６のうち、互に隣り合う翼内通路８６は、前記ハブ側Ｄｈｈの端と前記チップ側Ｄｈｔの端とのうち、一方の端で互いに連通している。前記複数の後噴出孔８８は、前記第二冷却空気通路８０における複数個の前記翼内通路８６のうちで、最も前記後側Ｄｂの最後部翼内通路８６ｃに連通している。
　本態様では、第二冷却空気通路８０の複数の翼内通路８６を冷却空気Ａｃが流れる過程で、この冷却空気Ａｃにより、各翼内通路８６周りが対流冷却される。複数の翼内通路８６のうち、最も後側Ｄｂの最後部翼内通路８６ｃ内を流れる冷却空気Ａｃの一部は、複数の後噴出孔８８から外部に噴出される。この冷却空気Ａｃの一部は、複数の後噴出孔８８内を流れる過程で、後噴出孔８８周りを対流冷却する。さらに、複数の後噴出孔８８から噴出された冷却空気Ａｃは、後縁５３ｂの後側Ｄｂに燃焼ガスＧのウェイクが生成されるのを抑制する。
　以上の実施形態及び変形例におけるガスタービンは、例えば、以下のように把握される。
（９）第九態様におけるガスタービンは、
　前記第一態様から前記第八態様のうちのいずれか一態様における動翼を複数備えると共に、軸線Ａｒを中心として回転可能で、複数の前記動翼が前記軸線Ａｒに対する周方向Ｄｃに並んで取り付けられているロータ軸４２と、複数の前記動翼及び前記ロータ軸４２の外周側を覆うタービンケーシング４５と、を備える。前記動翼は、前記翼高さ方向Ｄｈが、前記軸線Ａｒに対する径方向Ｄｒになり、前記ハブ側Ｄｈｈが前記軸線Ａｒに対する径方向Ｄｒにおける径方向内側Ｄｒｉと径方向外側Ｄｒｏとのうちの前記径方向外側Ｄｒｏになり、前記前側Ｄｆが、前記軸線Ａｒが延びる軸線方向Ｄａにおける軸線上流側Ｄａｕと軸線下流側Ｄａｄとのうちの前記軸線上流側Ｄａｕになるよう、前記ロータ軸４２に取り付けられている。
　本開示の一態様によれば、冷却空気の使用量を抑えつつも、動翼の耐久性を高めることができる。
１０：ガスタービン
１１：ガスタービンロータ
１４：中間ケーシング
１５：ガスタービンケーシング
２０：圧縮機
２１：圧縮機ロータ
２２：ロータ軸
２３：動翼列
２５：圧縮機ケーシング
２６:静翼列
３０：燃焼器
４０：タービン
４１：タービンロータ
４２：ロータ軸
４３：動翼列
４５：タービンケーシング
４９：燃焼ガス流路
５０，５０ａ，５０ｂ：動翼
５１：翼体
５２：翼面
５３ｆ：前縁
５３ｂ：後縁
５４ｎ：負圧面
５４ｐ：正圧面
５５：チップ面
５６：前縁周り部
５８：プラットフォーム
５９：翼根
５９ｂ：底面
６０，６０ａ，６０ｂ：第一冷却空気通路（又は単に冷却空気通路）
６１：主通路
６２：導入通路部
６３：入口
６５：翼体冷却通路部
６６：翼内通路
６６ａ：第一翼内通路
６６ｂ：第二翼内通路
６６ｃ：第三翼内通路
７１：チップ抜き孔
７２：前噴出孔
７３：前噴出口
７４，７４ａ，７４ｂ：フィルム孔
７４ｂｎ：負圧側フィルム孔
７４ｂｐ：正圧側フィルム孔
７５：翼面噴出口
７５ｎ：負圧面噴出口（翼面噴出口）
７５ｐ：正圧面噴出口（翼面噴出口）
８０：第二冷却空気通路
８１：主通路
８２：導入通路部
８３：入口
８５：翼体冷却通路部
８６：翼内通路
８６ａ：第四翼内通路
８６ｂ：第五翼内通路
８６ｃ：第六翼内通路（最後部翼内通路）
８８：後噴出孔
８９：後噴出口
Ａ：空気
Ａｃ：冷却空気
Ｆ：燃料
Ｇ：燃焼ガス
Ａｒ：軸線
ＣＬ：キャンバーライン
Ｄａ：軸線方向
Ｄａｕ：軸線上流側
Ｄａｄ：軸線下流側
Ｄｃ：周方向
Ｄｒ：径方向
Ｄｒｉ：径方向内側
Ｄｒｏ：径方向外側
Ｄｈ：翼高さ方向
Ｄｈｈ：ハブ側
Ｄｈｔ：チップ側
Ｄｆ：前側
Ｄｂ：後側

Claims (9)

  1. 　断面が翼形を成し、前記断面に対して垂直な方向成分を含む翼高さ方向に延びる翼体と、
    　前記翼高さ方向におけるチップ側とハブ側とうち、前記翼体の前記ハブ側の端に設けられているプラットフォームと、
    　前記プラットフォームの前記ハブ側に設けられている翼根と、
    　前記翼根、前記プラットフォーム及び前記翼体にかけて形成され、冷却空気が流通可能な冷却空気通路と、
    　を備え、
    　前記翼体は、前記翼高さ方向に対して垂直な方向成分を有する方向を向く翼面と、前記翼高さ方向における前記チップ側を向くチップ面と、を有し、
    　前記翼面は、前記翼高さ方向に延びる前縁及び後縁と、前記前縁から前記後縁にまで広がっている正圧面及び負圧面と、を有し、
    　前記冷却空気通路は、
    　前記翼根の表面で開口して冷却空気が流入可能な入口を有する主通路と、
    　前記翼面中で、前記前縁を含み且つ前記後縁に対して前記前縁の側である前側を向く部分である前縁周り部で開口している前噴出口を有し、前記主通路を通ってきた冷却空気を前記前噴出口から噴出可能な複数の前噴出孔と、
    　前記翼面中で、前記前縁周り部を除き、且つ前記正圧面と前記負圧面とのうち少なくとも一方の翼面で開口している翼面噴出口を有し、前記主通路を通ってきた冷却空気を前記翼面噴出口から前記少なくとも一方の翼面に沿って外部に噴出可能な複数のフィルム孔と、
    　を有し、
    　前記主通路は、前記入口から前記プラットフォームと前記翼体との境まで延びている導入通路部と、前記翼体内で、前記翼高さ方向に延びる３以上の奇数個の翼内通路を有する翼体冷却通路部と、を有し、
    　奇数個の前記翼内通路は、前記翼体のキャンバーラインに沿って、前記導入通路部から前記前側に並び、
    　前記翼体冷却通路部が前記翼高さ方向に通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、奇数個の前記翼内通路のうちで互に隣り合う翼内通路は、前記ハブ側の端と前記チップ側の端とのうち、一方の端で互いに連通し、
    　前記複数の前噴出孔は、奇数個の前記翼内通路のうちで、最も前記前側の第一翼内通路に連通し、
    　前記複数のフィルム孔は、奇数個の前記翼内通路のうち、前記第一翼内通路と、前記第一翼内通路に隣接する第二翼内通路との少なくとも一の翼内通路に連通し、
    　前記翼体における前記翼高さ方向の中央位置を基準にして、前記ハブ側の単位面積当たりの前記翼面噴出口の面積である開口率が、前記チップ側の単位面積当たりの前記翼面噴出口の面積である開口率より高い、
    　動翼。
  2. 　請求項１に記載の動翼において、
    　前記翼面噴出口の数は、前記翼体における前記翼高さ方向の中央位置を基準にして前記チップ側よりも前記ハブ側の方が多い、
    　動翼。
  3. 　請求項１に記載の動翼において、
    　前記翼面噴出口は、前記翼体における前記翼高さ方向の中央位置を基準にして前記ハブ側にのみ存在し、前記チップ側には存在しない、
    　動翼。
  4. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の動翼において、
    　前記複数のフィルム孔は、奇数個の前記翼内通路のうち、前記第一翼内通路のみに連通している、
    　動翼。
  5. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の動翼において、
    　前記翼面噴出口は、前記負圧面のみに形成されている、
    　動翼。
  6. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の動翼において、
    　前記翼体における前記翼高さ方向の中央位置を基準にして、前記チップ側の単位面積当たりの前記前噴出口の面積である開口率が、前記ハブ側の単位面積当たりの前記前噴出口の面積である開口率より高い、
    　動翼。
  7. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の動翼において、
    　前記冷却空気通路は、前記第一翼内通路の前記チップ側の端と連通し、前記第一翼内通路内を通ってきた冷却空気を前記チップ面から噴出可能なチップ抜き孔を有する、
    　動翼。
  8. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の動翼において、
    　前記冷却空気通路である第一冷却空気通路の他に、前記翼根、前記プラットフォーム及び前記翼体にかけて形成され、冷却空気が流通可能な第二冷却空気通路を備え、
    　前記第二冷却空気通路は、
    　前記第一冷却空気通路を基準にして、前記前縁に対して前記後縁の側である後側に配置され、
    　前記翼根の表面で開口して冷却空気が流入可能な入口を有する主通路と、
    　前記主通路を通ってきた冷却空気を、前記後縁から外部に噴出可能な後噴出口を有する複数の後噴出孔、
    　を有し、
    　前記第二冷却空気通路における前記主通路は、前記第二冷却空気通路における前記入口から前記プラットフォームと前記翼体の境まで延びている導入通路部と、前記翼体内で、前記翼高さ方向に延びる複数個の翼内通路を有する翼体冷却通路部と、を有し、
    　前記第二冷却空気通路における複数個の前記翼内通路は、前記翼体のキャンバーラインに沿って、前記第二冷却空気通路における前記導入通路部から前記後側に並び、
    　前記第二冷却空気通路における前記翼体冷却通路部が前記翼高さ方向に通路がうねっている一つのサーペンタイン通路を構成するよう、前記第二冷却空気通路における複数個の前記翼内通路のうち、互に隣り合う翼内通路は、前記ハブ側の端と前記チップ側の端とのうち、一方の端で互いに連通し、
    　前記複数の後噴出孔は、前記第二冷却空気通路における複数個の前記翼内通路のうちで、最も前記後側の最後部翼内通路に連通している、
    　動翼。
  9. 　請求項１から３のいずれか一項に記載の動翼を複数備えると共に、
    　軸線を中心として回転可能で、複数の前記動翼が前記軸線に対する周方向に並んで取り付けられているロータ軸と、
    　複数の前記動翼及び前記ロータ軸の外周側を覆うタービンケーシングと、
    　を備え、
    　前記動翼は、前記翼高さ方向が、前記軸線に対する径方向になり、前記ハブ側が前記軸線に対する径方向における径方向内側と径方向外側とのうちの前記径方向外側になり、前記前側が、前記軸線が延びる軸線方向における軸線上流側と軸線下流側とのうちの前記軸線上流側になるよう、前記ロータ軸に取り付けられている、
    　ガスタービン。
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