WO2011046063A1 - タービン翼 - Google Patents

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Definitions

  • the present invention relates to a turbine blade that can be cooled by a cooling gas supplied to a hollow region.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2009-239124 for which it applied to Japan on October 16, 2009, and uses the content here.
  • Patent Document 1 has been proposed as a technique that exhibits the same cooling performance as impingement cooling while compensating for such drawbacks of impingement cooling. Specifically, in the process of introducing the cooling gas from the front edge side to the rear edge side of the turbine blade, the configuration in which the cooling gas is repeatedly meandered between the back side wall surface and the abdominal side wall surface to improve the cooling efficiency is patented. It is disclosed in Document 1.
  • the meandering flow path is formed by installing alternately the slot part extended from the hub side of a turbine blade to the chip
  • a slot portion is cantilevered on either the abdominal side wall surface or the back side wall surface and extends long in the height direction of the turbine blade (the direction connecting the hub side and the tip side). Is formed.
  • a turbine blade having such a hollow region is manufactured by casting using a core formed of ceramics or the like. For this reason, when a plurality of slot portions are formed inside the hollow region as described above, it is necessary to form a plurality of projecting portions extending in the turbine height direction similar to the slot portions with respect to the core. is there.
  • the core is formed of ceramics or the like, and the protruding portion is long in the height direction of the turbine in a cantilevered state on a surface corresponding to the back side wall surface of the turbine blade or a surface corresponding to the abdominal side wall surface of the turbine blade. Since it is extended, stress is particularly easily applied to the bent portion. Therefore, there is a possibility that the shape is restricted from the viewpoint of core strength. Moreover, even if it can be manufactured, the yield of the core may be deteriorated.
  • the present invention has been made in view of the above-described problems, and proposes a structure that increases the rigidity of the core, increases the degree of freedom in designing the internal structure, and by using an optimal structure, and consequently, the turbine blade.
  • the purpose is to further improve the cooling efficiency.
  • the present invention adopts the following configuration as means for solving the above-described problems.
  • a first aspect of the present invention is a turbine blade that can be cooled by a cooling gas supplied to a hollow region, and a meandering channel that guides the cooling gas by meandering between a back side wall surface and an abdominal side wall surface from the hub side.
  • a configuration is adopted in which the cooling gas is meandered in a repeating pattern in which a plurality of the meandering channels adjacent to each other are continuously arranged toward the side and the adjacent meandering channels are different.
  • a configuration is adopted in which the repeating patterns of the adjacent meandering channels have the same period and the phase is shifted by a half period.
  • a configuration is adopted in which the repeating pattern of the adjacent meandering channels has the same period and the phase is shifted by a quarter period.
  • the width of the protruding portion protruding from the back side wall surface and the abdominal side wall surface is a part of the wall portion constituting the meandering flow path.
  • a plurality of meandering channels are continuously arranged in the turbine blade height direction (the direction connecting the hub side and the tip side), and the adjacent meandering channels meander the cooling gas in different repeating patterns.
  • the arrangement patterns of the protruding portions (slot portions) protruding from the back side wall surface or the abdominal side wall surface in the adjacent meandering flow paths are different.
  • the protrusions are discretely arranged in the height direction of the turbine blade, and are cantilevered on the back side wall surface or the abdominal side wall surface and extend long in the height direction like conventional turbine blades. There is no need to provide a slot portion to be used.
  • the core used for manufacturing such a turbine blade it is not necessary to form a protrusion that extends long in a straight line in the height direction on the surface corresponding to the abdominal wall surface. That is, it is not necessary to form a particularly fragile portion in the conventional core. Therefore, for example, in the case where the core is allowed to have the same degree of brittleness as in the prior art, it is possible to make the core finer, for example, by narrowing the interval between the protrusions in the core.
  • a structure that increases the rigidity of the core is proposed, the degree of freedom in designing the internal structure is increased, and the optimum structure is used, thereby further improving the cooling efficiency of the turbine blades. It becomes possible.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a configuration of a turbine blade in the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a view of the turbine blade according to the first embodiment of the present invention as seen from the abdomen side and omitting the abdomen.
  • 3 is a cross-sectional view taken along line AA in FIG. 4 is a cross-sectional view taken along line BB in FIG.
  • FIG. 5 is a schematic view of a ventral protrusion and a back protrusion provided in the turbine blade according to the first embodiment of the present invention as seen from the height direction of the turbine blade.
  • FIG. 6 is an arrow view of the turbine blade according to the second embodiment of the present invention as viewed from the ventral side and omitting the abdomen.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a configuration of a turbine blade in the first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a view of the turbine blade according to the first embodiment of the present invention as seen from the abdomen side and omitting the abdomen.
  • 3
  • FIG. 7 is a schematic view of the ventral side protrusion and the back side protrusion provided in the turbine blade according to the second embodiment of the present invention as seen from the height direction of the turbine blade.
  • FIG. 8 is an arrow view of the turbine blade according to the third embodiment of the present invention as viewed from the ventral side and omitting the abdominal part.
  • FIG. 9 is a schematic view of the ventral side protrusion and the back side protrusion included in the turbine blade according to the third embodiment of the present invention as seen from the height direction of the turbine blade.
  • FIG. 10 is an arrow view of the turbine blade according to the fourth embodiment of the present invention as viewed from the ventral side and the abdomen is omitted.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a configuration of a turbine blade 10 of the present embodiment.
  • the turbine blade 10 shown in FIG. 1 is a turbine blade formed of metal, but the turbine blade of the present invention is not limited to a turbine blade, and can be applied to a turbine stationary blade. .
  • the turbine blade 10 is exposed to a fluid flowing from the front edge portion 1 toward the rear edge portion 2, and is abdomen 3 that is curved so as to be recessed in front of the paper surface, and a back portion 4 that is curved so as to swell on the back side of the paper surface. have.
  • the direction (indicated by arrows in FIG. 1) connecting the hub side, which is the inner diameter side with respect to the rotating shaft of the turbine, and the tip side, which is the outer diameter side with respect to the rotating shaft is the height direction of the turbine blades.
  • the hub side which is the inner diameter side with respect to the rotating shaft of the turbine
  • the tip side which is the outer diameter side with respect to the rotating shaft
  • the turbine blade 10 includes a hollow region 5 inside and a plurality of meandering channels 6 formed in the hollow region 5.
  • the hollow region 5 is an internal space of the turbine blade 10 formed from a substantially central portion in the direction from the front edge portion 1 to the rear edge portion 2 to the vicinity of the rear edge portion 2.
  • a supply flow path 7 for supplying a cooling gas to the hollow region 5 is connected to the front edge 1 side of the hollow region 5.
  • the rear edge 2 side of the hollow region 5 is an opening end 51 formed toward the rear edge 2.
  • the meandering channel 6 causes the cooling gas supplied to the hollow region 5 through the supply channel 7 to meander repeatedly between the back side wall surface 5b and the abdominal side wall surface 5a (see FIG. 3), thereby leading the front edge 1 side. It leads toward the rear edge portion 2 side (rear edge side) from the (front edge side).
  • a plurality of meandering channels 6 are continuously arranged in the height direction of the turbine blade 10, and the adjacent meandering channels are cooled by different repeating patterns (meandering patterns). Let the gas meander. Specifically, in the turbine blade 10 of the present embodiment, the repeating patterns of the adjacent meandering channels 6 are shifted in the same cycle and the phase is shifted by a half cycle.
  • FIG. 2 is an arrow view in which the abdomen 3 is omitted while the turbine blade 10 is viewed from the abdominal side.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line AA in FIG. 2, and is a cross-sectional view of the serpentine flow path 6a on the hub side of two adjacent meandering flow paths 6.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line BB in FIG. 2, and is a cross-sectional view of the meandering flow path 6b on the chip side among two adjacent meandering flow paths 6.
  • the meandering flow path 6 includes a ventral protrusion 6 c that protrudes from the abdominal wall surface 5 a in the hollow region 5 and has a distal end surface that is separated from the back side wall surface 5 b, and a back in the hollow region 5.
  • the rear side protruding portions 6d that protrude from the side wall surface 5b and whose front end surface is separated from the abdominal side wall surface 5a are alternately arranged.
  • FIG. 2 shows a plurality of points on the ventral protrusion 6c and the back protrusion 6d that constitute the meandering flow path 6a.
  • the ventral protrusion 6c and the back protrusion 6d constituting the meandering flow path 6b are shown without a dot.
  • the back side protrusion part 6d which comprises the meandering flow path 6b is filled and shown.
  • FIG. 2 is an arrow view in which the abdomen 3 is omitted while the turbine blade 10 is viewed from the abdomen as described above, and the surface of the abdomen protrusion 6c connected to the abdomen 3 is shown with hatching.
  • the arrangement interval between the abdominal projection 6c and the dorsal projection 6d is set equal in the meandering channel 6a and the meandering channel 6b (that is, adjacent meandering flow).
  • the repetitive pattern of the path 6 has the same period), and further, the ventral protrusions 6c and the back protrusions 6d are alternately arranged in the height direction of the turbine blades 10 (that is, adjacent meandering channels 6).
  • the phase of the repetitive pattern is shifted by half a cycle).
  • FIG. 5 is a schematic view of the ventral protrusion 6 c and the back protrusion 6 d as viewed from the height direction of the turbine blade 10. And as shown in this figure, the abdominal side protrusion part 6c and the back
  • the cooling gas supplied to the hollow region 5 via the supply flow path 7 flows from the front edge side to the rear edge side, and the back wall surface in the meandering flow path 6. After being meandered repeatedly between 5b and the abdominal wall surface 5a, it is discharged outside.
  • the repeating pattern of the meandering channel 6a and the repeating pattern of the meandering channel 6b adjacent to the meandering channel 6a are shifted in phase by a half cycle. . Therefore, as shown in FIG. 5, when the cooling gas Y1 flows from the back side wall surface 5b toward the abdominal wall surface 5a in the meandering channel 6a, the abdominal side wall surface 5a and the back side wall surface 5b in the serpentine channel 6b. The cooling gas Y2 flows toward.
  • a plurality of meandering flow paths 6 are continuously arranged in the height direction of the turbine blade 10, and adjacent meandering flow paths 6 meander the cooling gas in different repeating patterns.
  • the arrangement patterns of the ventral protrusions 6c and the back protrusions 6d are different in the adjacent meandering flow paths 6.
  • the abdominal projection 6c and the dorsal projection 6d are discretely arranged in the height direction of the turbine blade 10, and the back side wall surface or the abdominal side wall surface is separated as in the conventional turbine blade. It is not necessary to provide a slot portion that is held and extends long in the height direction.
  • the core used for manufacturing such a turbine blade it is not necessary to form a protrusion that extends long in a straight line in the height direction on the surface corresponding to the abdominal wall surface. That is, it is not necessary to form a particularly fragile portion in the conventional core. Therefore, for example, in the case where the core is allowed to have the same degree of brittleness as in the prior art, it is possible to make the core finer, for example, by narrowing the interval between the protrusions in the core.
  • a structure that increases the rigidity of the core is proposed, the degree of freedom in designing the internal structure is increased, and the optimum structure is used, thereby cooling the turbine blade. Efficiency can be further improved.
  • FIG. 6 is an arrow view in which the abdomen 3 is omitted while the turbine blade 10 of this embodiment is viewed from the abdomen side.
  • FIG. 7 is a schematic view of the ventral protrusion 6 c and the back protrusion 6 d provided in the turbine blade 10 as viewed from the height direction of the turbine blade 10.
  • the repeating patterns of the adjacent meandering flow paths 6a and 6b have the same period and the phase is shifted by a quarter period.
  • a meandering flow is formed between the ventral protrusion 6c and the back protrusion 6d of the meandering passage 6a.
  • the ventral protrusion 6c and the dorsal protrusion 6d of the path 6b are arranged.
  • FIG. 8 is an arrow view in which the abdomen 3 is omitted while the turbine blade 10 of this embodiment is viewed from the abdomen side.
  • FIG. 9 is a schematic view of the ventral protrusion 6 c and the back protrusion 6 d provided in the turbine blade 10 as viewed from the height direction of the turbine blade 10.
  • the repeating pattern of the adjacent meandering channels 6a and 6b has the same period and the phase is shifted by a quarter period, and further, the ventral protrusion 6c.
  • the width of the back projecting portion 6d is the width d of the flow path from the back side wall surface 5b of the meandering flow path 6 to the abdominal side wall face 5a and the flow path from the abdominal side wall face 5a of the meandering flow path 6 to the back side wall face 5b.
  • FIG. 10 is a view of the turbine blade 10 of the present embodiment as viewed from the abdomen side and omitting the abdomen 3.
  • the turbine blade 10 of this embodiment includes the meandering flow path 6 (meandering flow path 61) of the first embodiment in the area A on the tip side of the hollow area 5, and the center of the hollow area 5
  • the region B is provided with the meandering channel 6 (meandering channel 62) of the second embodiment
  • the region C on the hub side of the hollow region 5 is provided with the meandering channel 6 (meandering channel 63) of the third embodiment. ing.
  • the cooling efficiency varies depending on the region in the height direction, and cooling according to the heating state of the turbine blade 10 can be realized.
  • the repeating pattern of the meandering channel 6 shown in the above embodiment that is, the arrangement pattern of the back side wall surface 5b and the abdominal side wall surface 5a is an example, and can be arbitrarily changed according to the cooling performance required for the turbine blade. .

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Abstract

　中空領域に供給される冷却ガスによって冷却可能なタービン翼であって、冷却ガスを背側壁面と腹側壁面との間において繰り返し蛇行させて導く蛇行流路がハブ側からチップ側に向けて連続して複数配列され、隣り合う前記蛇行流路が異なる繰り返しパターンにて前記冷却ガスを蛇行させるタービン翼。

Description

タービン翼
　本発明は、中空領域に供給される冷却ガスによって冷却可能なタービン翼に関するものである。
　本願は、２００９年１０月１６日に日本国に出願された特願２００９－２３９１２４号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
ジェットエンジン等に搭載されるタービンが備えるタービン翼は、燃焼器で生成された燃焼ガス等の高温ガス中に晒されるために、種々の熱対策が施されている。
　このような対策の１つに、タービン翼を中空に形成し、この中空領域に冷却ガスを供給することによってタービン翼の過熱を抑制する方法がある。その冷却方式の一つにインピンジ冷却方式がある。インピンジ冷却方式は高い冷却性能が得られる冷却方式として知られているが、インサートと呼ばれる部品を翼内部に挿入する必要があるため、インピンジ冷却方式を用いる場合は、翼形状が制限される。現在の空力設計では翼素性能を高めるために、複雑な三次元形状となることが一般的であり、インサートを挿入可能なように翼形状を制限されることは、空力設計の観点から見てデメリットとなる。
特許文献１に示された技術は、このようなインピンジ冷却の欠点を補いつつ、インピンジ冷却と同等の冷却性能を発揮する技術として提案されている。
具体的には、タービン翼の前縁側から後縁側に向けて冷却ガスを導く過程において、冷却ガスを背側壁面と腹側壁面との間において繰り返し蛇行させることによって冷却効率を向上させる構成が、特許文献１に開示されている。
国際特許出願公開公報ＷＯ２００７／０９４２１２Ａ１（第１９頁、第１０図）
ところで、特許文献１では、タービン翼のハブ側からチップ側に延在するスロット部を、腹側壁面と背側壁面とに交互に設置することによって蛇行流路が形成されている。
　そして、このようなスロット部は、腹側壁面あるいは背側壁面のいずれか一方に片持ちされた状態で、かつ、タービン翼の高さ方向（ハブ側とチップ側とを結ぶ方向）に長く延在して形成されている。
このような中空領域を有するタービン翼は、セラミックス等によって形成された中子を用いた鋳造によって製造される。このため、上述のようにスロット部を中空領域の内部に複数形成する場合には、中子に対して、スロット部と同様のタービン高さ方向に長く延在する突出部を複数形成する必要がある。
　しかしながら、中子は、セラミックス等によって形成され、上記突出部は、タービン翼の背側壁面に相当する面あるいはタービン翼の腹側壁面に相当する面に片持ち状態でタービンの高さ方向に長く延在しているため、特に曲がり部に応力がかかりやすい。
　したがって、中子強度の観点から形状の制約を受ける可能性がある。また、製造可能であったとしても中子の歩留まりが悪くなる可能性がある。
　本発明は、上述する問題点に鑑みてなされたもので、中子の剛性を高めるような構造を提案し、内部構造の設計自由度を高め、最適な構造を用いることにより、ひいてはタービン翼の冷却効率をより向上させることを目的とする。
本発明は、上記課題を解決するための手段として、以下の構成を採用する。
第１の発明は、中空領域に供給される冷却ガスによって冷却可能なタービン翼であって、冷却ガスを背側壁面と腹側壁面との間において繰り返し蛇行させて導く蛇行流路がハブ側からチップ側に向けて連続して複数配列され、隣り合う上記蛇行流路が異なる繰り返しパターンにて上記冷却ガスを蛇行させるという構成を採用する。
第２の発明は、上記第１の発明において、隣り合う上記蛇行流路の繰り返しパターンが同周期で位相が半周期ずれているという構成を採用する。
第３の発明は、上記第１の発明において、隣り合う上記蛇行流路の繰り返しパターンが同周期で位相が４分の１周期ずれているという構成を採用する。
第４の発明は、上記第１～第３いずれかの発明において、上記蛇行流路を構成する壁部の一部であり上記背側壁面と腹側壁面から突出する突出部の幅が、上記蛇行流路の上記背側壁面から上記腹側壁面に向かう流路の幅及び上記蛇行流路の上記腹側壁面から上記背側壁面に向かう流路の幅よりも広く設定されているという構成を採用する。
本発明によれば、蛇行流路が、タービン翼の高さ方向（ハブ側とチップ側とを結ぶ方向）に連続して複数配列され、隣り合う蛇行流路が異なる繰り返しパターンで冷却ガスを蛇行させる。
つまり、本発明によれば、隣り合う蛇行流路において、背側壁面あるいは腹側壁面から突出される突出部（スロット部）の配置パターンが、異なることとなる。このため、突出部がタービン翼の高さ方向において離散化して配置されることとなり、従来のタービン翼のように、背側壁面あるいは腹側壁面に片持ちされると共に高さ方向に長く延在するスロット部を備える必要がなくなる。
したがって、このようなタービン翼の製造に用いられる中子において、腹側壁面に相当する面に高さ方向に一直線で長く延在する突出部を形成する必要がなくなる。すなわち、従来の中子のうち、特に脆い箇所を形成する必要がなくなる。よって、例えば、従来と同じ程度の脆性を中子に許容する場合には、より中子における突出部間隔を狭める等の微細化が可能となる。
このように、本発明によれば、中子の剛性を高めるような構造を提案し、内部構造の設計自由度を高め、最適な構造を用いることにより、ひいてはタービン翼の冷却効率をより向上させることが可能となる。
図１は、本発明の第１実施形態におけるタービン翼の構成を示す斜視図である。 図２は、本発明の第１実施形態におけるタービン翼を腹側から見ると共に腹部を省略した矢視図である。 図３は、図２におけるＡ－Ａ線断面図である。 図４は、図２におけるＢ－Ｂ線断面図である。 図５は、本発明の第１実施形態におけるタービン翼が備える腹側突出部と背側突出部とをタービン翼の高さ方向から見た模式図である。 図６は、本発明の第２実施形態におけるタービン翼を腹側から見ると共に腹部を省略した矢視図である。 図７は、本発明の第２実施形態におけるタービン翼が備える腹側突出部と背側突出部とをタービン翼の高さ方向から見た模式図である。 図８は、本発明の第３実施形態におけるタービン翼を腹側から見ると共に腹部を省略した矢視図である。 図９は、本発明の第３実施形態におけるタービン翼が備える腹側突出部と背側突出部とをタービン翼の高さ方向から見た模式図である。 図１０は、本発明の第４実施形態におけるタービン翼を腹側から見ると共に腹部を省略した矢視図である。
以下、図面を参照して、本発明に係るタービン翼の一実施形態について説明する。なお、以下の図面において、各部材を認識可能な大きさとするために、各部材の縮尺を適宜変更している。
（第１実施形態）
図１は、本実施形態のタービン翼１０の構成を示す斜視図である。
なお、図１に示すタービン翼１０は、金属によって形成されるタービン動翼であるが、本発明のタービン翼はタービン動翼に限られるものではなく、タービン静翼に適用することも可能である。
タービン翼１０は、前縁部１から後縁部２に向けて流れる流体中に晒され、紙面手前において凹むように湾曲された腹部３と、紙面奥側において膨らむように湾曲された背部４とを有している。なお、図１において、タービンの回転軸に対して内径側であるハブ側と回転軸に対して外径側のチップ側とを結ぶ方向（図１に矢印で表示）をタービン翼の高さ方向とする。
　そして、タービン翼１０は、内部に中空領域５と、該中空領域５に形成される複数の蛇行流路６とを備えている。
　中空領域５は、前縁部１から後縁部２に向かう方向における略中央部から後縁部２の近傍まで形成されたタービン翼１０の内部空間である。この中空領域５の前縁部１側には、中空領域５に冷却ガスを供給するための供給流路７が接続されている。また、中空領域５の後縁部２側は、後縁部２に向けて形成された開口端５１とされている。
蛇行流路６は、供給流路７を介して中空領域５に供給された冷却ガスを、背側壁面５ｂと腹側壁面５ａ（図３参照）との間において繰り返し蛇行させて前縁部１側（前縁側）から後縁部２側（後縁側）に向けて導くものである。
そして、本実施形態のタービン翼１０においては、蛇行流路６がタービン翼１０の高さ方向に連続して複数配列されており、隣り合う蛇行流路が異なる繰り返しパターン（蛇行パターン）にて冷却ガスを蛇行させる。
具体的には、本実施形態のタービン翼１０においては、隣り合う蛇行流路６の繰り返しパターンが同周期で位相が半周期ずらされている。
より詳細に説明する。図２は、タービン翼１０を腹側から見ると共に腹部３を省略した矢視図である。また、図３は、図２におけるＡ－Ａ線断面図であり、隣り合う２つの蛇行流路６のうちハブ側の蛇行流路６ａの断面図である。また、図４は、図２におけるＢ－Ｂ線断面図であり、隣り合う２つの蛇行流路６のうちチップ側の蛇行流路６ｂの断面図である。
図３及び図４に示すように、蛇行流路６は、中空領域５における腹側壁面５ａから突出すると共に先端面が背側壁面５ｂから離間した腹側突出部６ｃと、中空領域５における背側壁面５ｂから突出すると共に先端面が腹側壁面５ａから離間した背側突出部６ｄとが交互に配列されることによって構成されている。
なお、視認を容易とするために、図２（後の図５も同様）においては、蛇行流路６ａを構成する腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとに複数の点を入れて示し、蛇行流路６ｂを構成する腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとには点を入れずに示している。また、蛇行流路６ｂを構成する背側突出部６ｄは、塗りつぶして示している。
図２は、上述のようにタービン翼１０を腹側から見ると共に腹部３を省略した矢視図であり、腹部３に接続されている腹側突出部６ｃの面を、ハッチングを入れて示している。
そして、図２～図４に示すように、腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとの配置間隔が蛇行流路６ａと蛇行流路６ｂとにおいて等しく設定されており（すなわち隣り合う蛇行流路６の繰り返しパターンが同周期とされている）、さらに腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとがタービン翼１０の高さ方向に交互に設置されている（すなわち隣り合う蛇行流路６の繰り返しパターンの位相が半周期ずらされている）。
図５は、腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとをタービン翼１０の高さ方向から見た模式図である。そして、この図に示すように、腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとは、タービン翼１０の高さ方向から見て重ねて配置されている。
このような構成を有する本実施形態のタービン翼１０においては、供給流路７を介して中空領域５に供給された冷却ガスは、前縁側から後縁側に流れ、蛇行流路６において背側壁面５ｂと腹側壁面５ａとの間において繰り返し蛇行されてから外部に排出される。
ここで、本実施形態のタービン翼１０においては、蛇行流路６ａの繰り返しパターンと、当該蛇行流路６ａと隣り合う蛇行流路６ｂの繰り返しパターンとが同周期で位相が半周期ずらされている。
このため、図５に示すように、蛇行流路６ａにおいて背側壁面５ｂから腹側壁面５ａに向けて冷却ガスＹ１が流れる場合には、蛇行流路６ｂにおいて腹側壁面５ａから背側壁面５ｂに向けて冷却ガスＹ２が流れる。一方、蛇行流路６ａにおいて腹側壁面５ａから背側壁面５ｂに向けて冷却ガスＹ１が流れる場合には、蛇行流路６ｂにおいて背側壁面５ｂから腹側壁面５ａに向けて冷却ガスが流れる。
　このような本実施形態のタービン翼１０によれば、蛇行流路６が、タービン翼１０の高さ方向に連続して複数配列され、隣り合う蛇行流路６が異なる繰り返しパターンで冷却ガスを蛇行させる。
　つまり、本実施形態のタービン翼１０によれば、隣り合う蛇行流路６において、腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとの配置パターンが、異なることとなる。このため、腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとがタービン翼１０の高さ方向において離散化して配置されることとなり、従来のタービン翼のように、背側壁面あるいは腹側壁面に片持ちされると共に高さ方向に長く延在するスロット部を備える必要がなくなる。
　したがって、このようなタービン翼の製造に用いられる中子において、腹側壁面に相当する面に高さ方向に一直線で長く延在する突出部を形成する必要がなくなる。すなわち、従来の中子のうち、特に脆い箇所を形成する必要がなくなる。よって、例えば、従来と同じ程度の脆性を中子に許容する場合には、より中子における突出部間隔を狭める等の微細化が可能となる。
　このように、本実施形態のタービン翼１０によれば、中子の剛性を高めるような構造を提案し、内部構造の設計自由度を高め、最適な構造を用いることにより、ひいてはタービン翼の冷却効率をより向上させることが可能となる。
（第２実施形態）
次に、本発明の第２実施形態について説明する。なお、本実施形態の説明において、上記第１実施形態と同様の部分については、その説明を省略あるいは簡略化する。
図６は、本実施形態のタービン翼１０を腹側から見ると共に腹部３を省略した矢視図である。また、図７は、タービン翼１０が備える腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとをタービン翼１０の高さ方向から見た模式図である。
　そして、これらの図に示すように、本実施形態のタービン翼１０においては、隣り合う蛇行流路６ａ，６ｂの繰り返しパターンが同周期で位相が４分の１周期ずれている。
　このような構成を採用することによって、図７に示すように、タービン翼１０の高さ方向から見て、蛇行流路６ａの腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄと間に、蛇行流路６ｂの腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとが配置されることとなる。
このため、隣り合う蛇行流路６ａ，６ｂ間において冷却ガスが移動することを抑制することができる。例えば、タービン翼１０が動翼の場合、タービン翼１０に遠心力等が作用し、中空領域５において冷却ガスが偏る虞がある。これに対して、本実施形態のタービン翼１０によれば、隣り合う蛇行流路６ａ，６ｂ間において冷却ガスが移動することを抑制することができるため、冷却ガスの偏りを抑制することができ、確実にタービン翼１０全体を冷却することが可能となる。
（第３実施形態）
次に、本発明の第３実施形態について説明する。なお、本実施形態の説明においては、上記第１、２実施形態と同様の部分については、その説明を省略あるいは簡略化する。
図８は、本実施形態のタービン翼１０を腹側から見ると共に腹部３を省略した矢視図である。また、図９は、タービン翼１０が備える腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとをタービン翼１０の高さ方向から見た模式図である。
そして、これらの図に示すように、本実施形態のタービン翼１０においては、隣り合う蛇行流路６ａ，６ｂの繰り返しパターンが同周期で位相が４分の１周期ずれ、さらに腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄの幅が、蛇行流路６の背側壁面５ｂから腹側壁面５ａに向かう流路の幅ｄ及び蛇行流路６の腹側壁面５ａから背側壁面５ｂに向かう流路の幅ｄよりも広く設定されている
このような構成を採用することによって、図９に示すように、タービン翼１０の高さ方向から見て、蛇行流路６ａの腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄと間に、蛇行流路６ｂの腹側突出部６ｃと背側突出部６ｄとが重ねて配置されることとなる。
このため、上記第２実施形態のタービン翼１０よりもさらに、隣り合う蛇行流路６ａ，６ｂ間において冷却ガスが移動することを抑制することができる。
したがって、本実施形態のタービン翼１０によれば、隣り合う蛇行流路６ａ，６ｂ間において冷却ガスが移動することを抑制することができるため、冷却ガスの偏りを抑制することができ、確実にタービン翼１０全体を冷却することが可能となる。
（第４実施形態）
次に、本発明の第４実施形態について説明する。なお、本第４実施形態の説明において、上記第１～第３実施形態と同様の部分については、その説明を省略あるいは簡略化する。
図１０は、本実施形態のタービン翼１０を腹側から見ると共に腹部３を省略した矢視図である。
この図に示すように、本実施形態のタービン翼１０は、中空領域５のチップ側の領域Ａに上記第１実施形態の蛇行流路６（蛇行流路６１）を備え、中空領域５の中央領域Ｂに上記第２実施形態の蛇行流路６（蛇行流路６２）を備え、中空領域５のハブ側の領域Ｃに上記第３実施形態の蛇行流路６（蛇行流路６３）を備えている。
このような構成を有する本実施形態のタービン翼１０によれば、高さ方向の領域ごとに異なる冷却効率となり、タービン翼１０の加熱状態に応じた冷却を実現することが可能となる。
以上、添付図面を参照しながら本発明の好適な実施形態について説明したが、本発明は、上記実施形態に限定されないことは言うまでもない。上述した実施形態において示した各構成部材の諸形状や組み合わせ等は一例であって、本発明の主旨から逸脱しない範囲において設計要求等に基づき種々変更可能である。
　例えば、上記実施形態において示した蛇行流路６の繰り返しパターン、すなわち背側壁面５ｂと腹側壁面５ａとの配置パターンは一例であり、タービン翼に求められる冷却性能に応じて任意に変更可能である。
　また、上記実施形態において示した例は翼後縁部の冷却通路に本発明を適用した事例を示した物だが、翼のその他の部位について適用してもよい。
本発明によれば、中子の剛性を高めるような構造を提案し、内部構造の設計自由度を高め、最適な構造を用いることにより、ひいてはタービン翼の冷却効率をより向上させることが可能となる。
１０……タービン翼
１……前縁部
２……後縁部
３……腹部
４……背部
５……中空領域
５ａ……腹側壁面
５ｂ……背側壁面
６（６ａ，６ｂ）……蛇行流路
６ｃ……腹側突出部（突出部）
６ｄ……背側突出部（突出部）
Ｙ１，Ｙ２……冷却ガス

Claims (4)

  1. 　中空領域に供給される冷却ガスによって冷却可能なタービン翼であって、
    　冷却ガスを背側壁面と腹側壁面との間において繰り返し蛇行させて導く蛇行流路がハブ側からチップ側に向けて連続して複数配列され、隣り合う前記蛇行流路が異なる繰り返しパターンにて前記冷却ガスを蛇行させるタービン翼。
  2. 　隣り合う前記蛇行流路の繰り返しパターンが同周期で位相が半周期ずれている請求項１記載のタービン翼。
  3. 　隣り合う前記蛇行流路の繰り返しパターンが同周期で位相が４分の１周期ずれている請求項１記載のタービン翼。
  4. 　前記蛇行流路を構成する壁部の一部であり前記背側壁面と腹側壁面から突出する突出部の幅が、前記蛇行流路の前記背側壁面から前記腹側壁面に向かう流路の幅及び前記蛇行流路の前記腹側壁面から前記背側壁面に向かう流路の幅よりも広く設定されている請求項１～３いずれかに記載のタービン翼。
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