WO2018012327A1 - ガスタービンエンジンの冷却構造およびその製造方法 - Google Patents

ガスタービンエンジンの冷却構造およびその製造方法 Download PDF

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正芳 衣川
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克彦 石田
智子 都留
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Definitions

  • the present invention relates to a structure for cooling a member constituting a gas turbine engine and a manufacturing method thereof.
  • An object of the present invention is to provide a cooling structure for a gas turbine engine having unevenness capable of obtaining excellent convection cooling performance in order to solve the above-described problems.
  • Another object of the present invention is to provide a manufacturing method capable of manufacturing a cooling structure having an arbitrary uneven shape at a low cost.
  • a cooling structure for a gas turbine engine is a structure for cooling constituent members of a gas turbine engine by using a working gas of the gas turbine engine as a cooling medium.
  • the convex portion may be formed only on the upstream edge of the concave portion in the flow direction of the cooling medium. According to this structure, generation
  • the convex portion may be formed only on a peripheral edge of the concave portion on the downstream side in the flow direction of the cooling medium. According to this structure, generation
  • a method for manufacturing a cooling structure for a gas turbine engine is a method for manufacturing a structure for cooling metal components of a gas turbine engine by using a working gas of the gas turbine engine as a cooling medium. And irradiating a laser beam to a flow path wall facing the cooling medium flow path through which the cooling medium flows, formed from a part of the constituent members, and applying an assist gas to a portion irradiated with the laser beam. It includes forming a recess in the wall surface of the flow path wall by spraying to remove the molten metal. As one embodiment of such a manufacturing method, the molten metal removed by blowing the assist gas may be left on at least a part of the periphery of the concave portion to form a convex portion.
  • the concave portion can be easily formed by irradiating the laser beam and spraying the assist gas onto the molten metal, and the convex portion is formed around the concave portion by adjusting the condition for spraying the assist gas. Can be formed. Moreover, it becomes easy to obtain arbitrary concave shapes by adjusting the laser irradiation conditions. In addition, since processing is performed using a laser, it is possible to easily form irregularities on not only plate-shaped components but also various types of members such as rod-shaped components and molded products in a short time. .
  • the assist gas is blown in a direction inclined with respect to the wall surface of the flow path wall, whereby the convex portion is formed only on a part of the periphery of the concave portion. Also good. According to this configuration, by adjusting the spray direction and angle of the assist gas, it is possible to arbitrarily set the position and the protrusion height of the protrusion formed by the molten metal.
  • the flow path wall may be irradiated with the laser beam through a beam shaping member.
  • the planar shape of a recessed part can be arbitrarily set using a beam shaping member.
  • the surface of the recess may be further blasted. According to this structure, the crack generation
  • FIG. 1 is a partially broken side view showing a schematic configuration of a gas turbine engine to which a cooling structure according to an embodiment of the present invention is applied. It is sectional drawing which shows typically the schematic structure of the cooling structure which concerns on one Embodiment of this invention. It is a top view showing typically the schematic structure of the cooling structure concerning one embodiment of the present invention.
  • FIG. 1 is a side view in which a part of a gas turbine engine (hereinafter simply referred to as a gas turbine) GT having a cooling structure according to an embodiment of the present invention is broken.
  • the gas turbine GT compresses air A introduced from the outside with a compressor (not shown) and guides it to the combustor 1, and burns the fuel together with the compressed air A in the combustor 1.
  • a turbine (not shown) is driven by the combustion gas HG.
  • the combustor 1 is disposed slightly inclined with respect to the axis C of the compressor and the turbine.
  • the combustor 1 is attached to a cylindrical combustor liner 5 that forms an inward combustion chamber 3, and a top wall (wall of the most upstream portion) 5 a of the combustor liner 5. And a burner unit 7 for injecting the air-fuel mixture.
  • the combustor liner 5 and the burner unit 7 are housed in a concentric arrangement in a cylindrical combustor casing 9 that is an outer cylinder of the gas turbine combustor 1.
  • the combustor 1 is a backflow can type, and the compressed air A is formed as a space between the combustor casing 9 and the combustor liner 5 through the supply passage 11 of the compressed air A. 1 toward the head (burner unit 7 side).
  • the components of the gas turbine GT are convectively cooled by using the air A, which is the working gas of the gas turbine GT, as the cooling medium CL.
  • the air A which is the working gas of the gas turbine GT
  • CL the cooling medium
  • the peripheral wall 5 b of the combustor liner 5 forms a channel wall 13 of the supply channel 11. As shown in FIG. 2, a large number of recesses 21 are formed in the wall surface 13 a of the flow path wall 13. Further, a convex portion 23 is formed on the periphery of each concave portion 21.
  • the “concave portion” refers to a portion that is recessed with respect to the wall surface 13 a of the flow path wall 13, and the “convex portion” protrudes with reference to the wall surface 13 a of the flow path wall 13. Refers to the part.
  • a convex portion is formed on the periphery of the concave portion means that the wall surface 13 a of the flow path wall 13 is not interposed between the concave portion 21 and the convex portion 23.
  • the concave portions 21 and the convex portions 23 at the periphery of the concave portions 21 are collectively referred to as a heat transfer promoting portion 25.
  • the cooling medium CL collides with these many heat transfer promoting portions 25, the flow path wall 13 is convectively cooled. That is, the supply passage 11 (FIG. 1) forms a cooling medium passage through which the cooling medium CL flows, and the concave portion 21 and the convex portion 23 are formed on the wall surface 13a of the flow path wall 13 facing the cooling medium passage. ing.
  • each concave portion 21 is substantially circular, and a convex portion 23 indicated by cross hatching is provided over the entire periphery of the peripheral portion of the concave portion 21.
  • the cross-sectional shape of the recess 21 is substantially arcuate.
  • the planar shape of the recess 21 may be elliptical.
  • the shape of the recess 21 is not limited to this example. Examples of the planar shape of the recess 21 are shown in FIGS. Note that FIGS. 4 and 5 are diagrams showing only the planar shape of the concave portion 21 alone, and the convex portion 23 is not shown.
  • the planar shape of the recess 21 may be a teardrop shape shown in FIG.
  • the planar shape of the concave portion 21 may be a shape obtained by combining a plurality of large bent shapes such as a star shape. Even the concave portion 21 having a complicated planar shape such as a star shape can be manufactured by a manufacturing method described later.
  • each recess 21 may be an elongated groove shape.
  • the planar shape of each recess 21 may be a groove shape extending linearly as shown in FIG.
  • the planar shape of each recess 21 may be a groove shape extending in an arc shape, a wavy line shape, a sawtooth shape, or the like.
  • each recess 21 is not limited to a shape formed by a continuous (smooth) curve or a straight contour, but is formed by an irregularly bent contour as shown in FIG. The shape may be different.
  • the planar contour line of each recess 21 so as to be irregularly bent, the generation of the turbulent flow of the cooling medium is further promoted as compared with the recess 21 having a continuous contour line.
  • each recess 21 is not limited to the arc shape shown in FIG. 2, but may be, for example, a mortar shape or a teardrop shape shown in FIG.
  • the plurality of recesses 21 may be arranged in a matrix in two directions orthogonal to each other on the wall surface 13a.
  • the plurality of recesses 21 are formed in the flow direction of the cooling medium CL (hereinafter simply referred to as “flow direction”) F and the width direction of the flow path perpendicular to the flow direction F (hereinafter simply referred to as “width direction”). ) W is arranged in a matrix.
  • flow direction the cooling medium
  • W is arranged in a matrix.
  • sequence aspect of the some recessed part 21 is not restricted to this example, For example, you may arrange the several recessed part 21 in zigzag form.
  • a plurality of recesses 21 extending in the same range in the width direction W may be arranged at equal intervals along the flow direction F.
  • the positions in the width direction W of the recesses 21 may be alternately shifted along the flow direction F.
  • the extending direction of each recess 21 may be inclined with respect to the width direction W.
  • the convex portion 23 is provided over the entire circumference of the peripheral edge of the concave portion 21. But the convex part 23 should just be provided in at least one part of the periphery of the recessed part 21.
  • the convex portion 23 may be formed only at the peripheral edge of the concave portion 21 on the upstream side in the flow direction F.
  • the generation of turbulent flow is promoted inside the recess 21.
  • the convex portion 23 may be formed only on the peripheral edge of the concave portion 21 on the downstream side in the flow direction F. In the case of this example, the generation of turbulence is promoted in the downstream portion of the recess 21.
  • the convex portion 23 may be provided intermittently over the entire circumference of the peripheral edge of the concave portion 21.
  • the form of the convex part 23 when the convex part 23 is provided only in a part of the periphery of the concave part 21 is not limited to these examples.
  • the width and the protruding height of the convex portion 23 may be uniform, or may be non-uniform continuously or discontinuously. From the viewpoint of effectively generating a turbulent flow of the cooling medium CL, the ratio of the height of the convex portion to the depth of the concave portion is preferably 5% or more and 50% or less, and preferably 10% or more and 40% or less. Is more preferable.
  • the shape of the convex portion 23 has been described by taking the concave portion 21 having a substantially circular planar shape as an example.
  • the shape of such a convex portion 23 is the shape shown in FIGS. 4 to 6.
  • the present invention can be similarly applied to the recesses 21 having other planar shapes including.
  • the cooling medium flowing into the concave portion 21 and flowing out of the concave portion 21 is formed by forming the convex portion 23 around the concave portion 21 in combination with the concave portion 21. Turbulence generation is promoted and excellent cooling performance is obtained.
  • the laser beam L is applied to the wall surface 13 a of the flow path wall 13 that is formed from a part of the constituent members and faces the cooling medium flow path through which the cooling medium flows.
  • the assist gas AG is blown onto the portion irradiated with the laser beam L to remove the molten metal, thereby forming the recess 21 in the wall surface 13 a of the flow path wall 13.
  • an assist gas AG is introduced from an external gas source (not shown) into a cylindrical casing 35 that houses a laser light source 33. .
  • a gas nozzle 37 disposed concentrically with the optical path of the laser beam L is provided at the tip of the housing 35.
  • the assist gas AG is injected from an injection port 39 located at the tip of the gas nozzle 37.
  • the laser beam L is irradiated through the ejection port 39 of the gas nozzle 37.
  • a Yb fiber laser that emits laser light in the near infrared region is used as the laser light source 33.
  • the focal point of the laser beam L emitted from the laser light source 33 is adjusted to the position of the injection port 39 of the gas nozzle 37 by the condenser lens 41 disposed in the housing 35.
  • the irradiation diameter on the laser beam irradiation surface can be adjusted. it can.
  • the adjustment of the irradiation diameter on the laser beam irradiation surface may be performed by an optical system such as the condensing lens 41 in the housing 35 instead of by defocusing.
  • the planar view diameter and depth of the recess 21 can be arbitrarily adjusted.
  • the laser beam irradiation distance distance from the injection port 39 to the wall surface 13a
  • the laser output is 1000 W to 8000 W
  • the irradiation time is 30 msec. ⁇ 500msec.
  • the metal melted by the irradiation of the laser beam L is removed by the assist gas AG blown to the irradiated portion, whereby a concave portion 21 is formed in the irradiated portion. Further, the molten metal removed from the irradiated portion remains on the periphery of the concave portion 21 and solidifies, thereby forming the convex portion 23 of FIG. That is, by adjusting the flow rate of the assist gas AG, the molten metal removed by spraying the assist gas AG is allowed to remain on at least a part of the peripheral edge of the concave portion 21 to form the convex portion 23.
  • an inert gas such as argon gas is used as the assist gas AG in FIG.
  • the flow rate of the assist gas is 20 L / min. ⁇ 80 L / min.
  • the adjustment is not limited to this range.
  • an auxiliary gas nozzle 43 surrounding the gas nozzle 37 may be provided, and the laser irradiation device 31 may have a double nozzle structure.
  • the assist gas AG is further injected from the auxiliary gas nozzle 43 outside the gas nozzle 37, so that the assist gas AG injected from the gas nozzle 37 removes the surrounding air. Since air is suppressed from being mixed into the assist gas AG entrained and sprayed onto the irradiated portion, oxidation of the molten metal can be prevented.
  • the gas nozzle 37 is provided integrally with the casing 35 of the laser irradiation device 31, and the irradiation direction of the laser beam L and the injection direction of the assist gas AG are substantially perpendicular to the laser beam irradiation surface.
  • a configuration example for matching is shown.
  • the irradiation direction of the laser beam L and the irradiation direction of the assist gas AG are not limited to these examples.
  • the teardrop-shaped concave portion 21 shown in FIG. 4 can be formed.
  • the assist gas AG is blown in a direction inclined with respect to the wall surface 13 a of the flow path wall 13 from a gas nozzle 37 provided separately from the casing 35 of the laser irradiation device 31.
  • the convex portion 23 can be formed only on a part of the periphery of the concave portion 21.
  • a beam shaping member 45 such as an optical diffraction grating may be disposed on the optical path of the laser beam L to be irradiated.
  • the surface of the concave portion 21 may be subjected to blasting. Thereby, generation
  • the recess 21 can be easily formed by irradiating the laser beam L and spraying the assist gas AG on the molten metal.
  • the convex portion 23 can be formed around the concave portion 21 by adjusting the conditions for blowing the assist gas AG.
  • processing is performed using a laser, it is possible to easily form irregularities on not only plate-shaped components but also various types of members such as rod-shaped components and molded products in a short time.
  • the manufacturing method of the cooling structure according to the present embodiment can be applied to the case where only the recess 21 is provided.
  • the combustor liner 5 has been described as an example of a constituent member of the gas turbine GT that is a cooling target.
  • the constituent member that is a cooling target uses the working gas of the gas turbine engine as a cooling medium.
  • the present invention can be applied to a combustor tail pipe (transition duct) that guides combustion gas from a combustor to a turbine, a scroll, a turbine shroud that covers the outer peripheral side of a turbine blade, and the like.
  • Combustor liner (component) 13 Channel Wall 13a Channel Wall Wall 21 Recess 23 Projection A Air (Working Gas) AG assist gas CL Cooling medium F Flow direction L of cooling medium Laser beam GT Gas turbine engine

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Abstract

ガスタービンエンジン（ＧＴ）の構成部材を、当該ガスタービンエンジンの作動ガス（Ａ）を冷却媒体（ＣＬ）として冷却する構造において、前記構成部材の一部から形成された、前記冷却媒体（ＣＬ）が流れる冷却媒体流路に面した流路壁（１３）の壁面（１３ａ）に、前記流路壁の壁面に形成された凹部（２１）と、前記凹部の周縁の少なくとも一部に形成された凸部（２３）とを設ける。

Description

ガスタービンエンジンの冷却構造およびその製造方法 関連出願
　本出願は、２０１６年７月１５日出願の特願２０１６－１４０４９５の優先権を主張するものであり、その全体を参照により本願の一部をなすものとして引用する。
　本発明は、ガスタービンエンジンを構成する部材を冷却するための構造およびその製造方法に関する。
　近年、ガスタービンエンジンでは、高温燃焼によるＮＯｘ発生を抑制するために、燃焼用空気量を増大させて火炎温度の上昇を抑制することが望まれている。そこで、燃焼自体に寄与しない空気（冷却空気）を少なくするために、高温に曝される構成部材の対流冷却性能の向上が図られている。このような構成部材、例えば燃焼器ライナの冷却構造として、燃焼器ライナの外周面に、複数の窪みを形成することや、リブのような突起物を設けること（特許文献１参照）等が知られている。このように、冷却対象面に凹凸を形成すると、冷却媒体として利用される圧縮空気に効果的に乱流を生じさせ、熱伝達が促進される結果、冷却性能が向上する。
特開２００６－６３９８４号公報
　しかし、冷却対象面に単なる窪みやリブを設けるだけでは、十分な冷却性能が得られていない。また、従来は、精密鋳造、機械加工、棒状部材の追加設置などによって凹凸を形成しており、コストがかかるのみならず、複雑な形状の凹凸を形成することが困難であった。
　本発明の目的は、上記の課題を解決するために、優れた対流冷却性能が得られる凹凸を有するガスタービンエンジンの冷却構造を提供することにある。また、本発明の他の目的は、任意の凹凸形状を有する冷却構造を、低コストで製造することができる製造方法を提供することにある。
　前記した目的を達成するために、本発明に係るガスタービンエンジンの冷却構造は、ガスタービンエンジンの構成部材を、当該ガスタービンエンジンの作動ガスを冷却媒体として利用して冷却するための構造であって、
　前記構成部材の一部から形成された、前記冷却媒体が流れる冷却媒体流路に面した流路壁と、
　前記流路壁の壁面に形成された凹部と、
　前記凹部の周縁の少なくとも一部に形成された凸部と、
を有している。
　この構成によれば、凹部に組み合わせて、その周縁に凸部を形成することにより、凹部に流入し、凹部から流出する冷却媒体の乱流発生が促進され、優れた冷却性能が得られる。
　本発明の一実施形態に係る冷却構造において、前記凸部が、前記凹部の、冷却媒体の流れ方向における上流側の周縁にのみ形成されていてもよい。この構成によれば、凹部の内部において乱流の発生が促進され、壁面を効果的に冷却することができる。
　本発明の一実施形態に係る冷却構造において、前記凸部が、前記凹部の、冷却媒体の流れ方向における下流側の周縁にのみ形成されていてもよい。この構成によれば、凹部の下流部分において乱流の発生が促進され、壁面を効果的に冷却することができる。
　本発明に係るガスタービンエンジンの冷却構造の製造方法は、ガスタービンエンジンの金属製の構成部材を、当該ガスタービンエンジンの作動ガスを冷却媒体として利用して冷却するための構造を製造する方法であって、前記構成部材の一部から形成された、前記冷却媒体が流れる冷却媒体流路に面した流路壁に、レーザビームを照射するとともに、前記レーザビームが照射された部分にアシストガスを吹き付けて溶融金属を除去することにより、前記流路壁の壁面に凹部を形成することを含む。このような製造方法の一実施形態として、さらに、前記アシストガスを吹き付けて除去した溶融金属を、前記凹部の周縁の少なくとも一部に残留させることにより、凸部を形成してもよい。
　この構成によれば、レーザビームを照射し、これによって溶融した金属にアシストガスを吹き付けることにより、容易に凹部を形成できるとともに、アシストガスを吹き付ける条件を調整することで、凹部の周辺に凸部を形成することが可能となる。また、レーザ照射条件を調整することにより、任意の凹部形状を得ることが容易となる。しかも、レーザを用いて加工するので、板状の構成部材のみならず、棒状の構成部材や成形品など、種々の形態の部材に、容易にかつ短時間で凹凸を形成することが可能になる。
　本発明の一実施形態に係る製造方法において、前記アシストガスを、前記流路壁の壁面に対して傾斜した方向に吹き付けることにより、前記凹部の周縁の一部のみに前記凸部を形成してもよい。この構成によれば、アシストガスの吹き付け方向および角度を調整することにより、溶融金属によって形成される凸部の位置や突出高さを任意に設定することができる。
　本発明の一実施形態に係る製造方法において、ビーム成形部材を介して、前記レーザビームを前記流路壁に照射してもよい。この構成によれば、ビーム成形部材を利用して、凹部の平面形状を任意に設定することができる。
　本発明の一実施形態に係る製造方法において、さらに、前記凹部の表面にブラスト処理を施してもよい。この構成によれば、溶融した金属が固化して形成された凹部の表面の割れ発生を効果的に防止できる。
　請求の範囲および／または明細書および／または図面に開示された少なくとも２つの構成のどのような組合せも、本発明に含まれる。特に、請求の範囲の各請求項の２つ以上のどのような組合せも、本発明に含まれる。
　この発明は、添付の図面を参考にした以下の好適な実施形態の説明から、より明瞭に理解されるであろう。しかしながら、実施形態および図面は単なる図示および説明のためのものであり、この発明の範囲を定めるために利用されるべきものではない。この発明の範囲は添付の請求の範囲によって定まる。添付図面において、複数の図面における同一の符号は、同一または相当する部分を示す。
本発明の一実施形態に係る冷却構造が適用されるガスタービンエンジンの概略構成を示す部分破断側面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の概略構造を模式的に示す断面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の概略構造を模式的に示す平面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の凹部の形状の例を示す平面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の凹部の形状の例を示す平面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の凹部の形状の例を示す平面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の凹部および凸部の形状の例を示す断面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の凹部の配列態様の例を示す平面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の凸部の形態の例を示す平面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の凸部の形態の例を示す平面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の製造方法に用いるレーザ照射装置の例の概略構造を示す断面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の製造方法に用いるレーザ照射装置の例の概略構造を示す断面図である。 本発明の一実施形態に係る冷却構造の製造方法に用いるレーザ照射装置の例の概略構造を示す断面図である。
　以下、本発明に係る実施形態を図面に従って説明するが、本発明はこの実施形態に限定されるものではない。
　図１は、本発明の一実施形態に係る冷却構造を備えたガスタービンエンジン（以下、単にガスタービンと称する。）ＧＴの一部を破断した側面図である。ガスタービンＧＴは、外部から導入した空気Ａを圧縮機（図示せず）で圧縮して燃焼器１に導き、燃焼器１内で燃料を圧縮された空気Ａとともに燃焼させ、得られた高温高圧の燃焼ガスＨＧによりタービン（図示せず）を駆動する。燃焼器１は、圧縮機およびタービンの軸心Ｃに対して若干傾斜して配置されている。
　燃焼器１は、内方に燃焼室３を形成する筒状の燃焼器ライナ５と、燃焼器ライナ５の頂壁（最上流部の壁）５ａに取り付けられて燃焼室３に燃料と空気Ａの混合気を噴射するバーナユニット７とを備えている。これら燃焼器ライナ５とバーナユニット７とは、ガスタービン燃焼器１の外筒となる円筒状の燃焼器ケーシング９内に同心状の配置で収納されている。図示の例では、燃焼器１は、逆流缶型であり、圧縮空気Ａが、燃焼器ケーシング９と燃焼器ライナ５との間の空間として形成された圧縮空気Ａの供給流路１１を燃焼器１の頭部（バーナユニット７側）に向かって流れる。
　本実施形態では、ガスタービンＧＴの構成部材を、ガスタービンＧＴの作動ガスである空気Ａを冷却媒体ＣＬとして利用して対流冷却している。以下の説明では、対流冷却の対象となる構成部材の一例として、燃焼器ライナ５を冷却する構造について説明する。
　燃焼器ライナ５の周壁５ｂは供給流路１１の流路壁１３を形成している。図２に示すように、この流路壁１３の壁面１３ａには、多数の凹部２１が形成されている。また、各凹部２１の周縁に凸部２３が形成されている。なお、本明細書において、「凹部」とは、流路壁１３の壁面１３ａを基準として凹んでいる部分を指し、「凸部」とは、流路壁１３の壁面１３ａを基準として突出している部分を指す。また、本明細書における、「凹部の周縁に凸部が形成されている。」とは、凹部２１と凸部２３との間に流路壁１３の壁面１３ａが介在しないことを意味する。以下、各凹部２１およびこの凹部２１の周縁における凸部２３を合せて伝熱促進部２５と呼ぶ。これら多数の伝熱促進部２５に冷却媒体ＣＬが衝突することによって、流路壁１３が対流冷却される。すなわち、供給通路１１（図１）が、冷却媒体ＣＬが流れる冷却媒体通路を形成しており、この冷却媒体通路に面した流路壁１３の壁面１３ａに、凹部２１および凸部２３が形成されている。
　この例では、各凹部２１の平面形状は、図３に示すように、ほぼ円形であり、凹部２１の周縁の全周に渡って、クロスハッチングで示す凸部２３が設けられている。図２に示すように、凹部２１の断面形状はほぼ円弧状である。凹部２１の平面形状は楕円形であってもよい。
　もっとも、凹部２１の形状はこの例に限られない。凹部２１の平面形状の例を、図４，５に示す。なお、これら図４，５は、凹部２１単体の平面形状のみを示すための図であり、凸部２３は図示を省略している。凹部２１の平面形状は、図４に示す涙滴形状であってもよい。あるいは、凹部２１の平面形状は、例えば星形のような、大きな折り曲げ形状を複数組み合わせた形状であってもよい。星形のような複雑な平面形状の凹部２１であっても、後述する製造方法によって作製することが可能である。
　また、各凹部２１の平面形状は、細長く延びる溝状であってもよい。例えば、各凹部２１の平面形状は、図５に示す直線状に延びる溝状であってもよい。あるいは、各凹部２１の平面形状は、円弧状、波線状、鋸歯状等に延びる溝状であってよい。
　また、各凹部２１の平面形状は、連続的（平滑）な曲線または直線である輪郭線で形成された形状に限らず、図６に示すように、不規則に折曲する輪郭線で形成された形状であってもよい。各凹部２１の平面形状の輪郭線を不規則に折曲するように形成することにより、連続的な輪郭線を有する凹部２１に比べて、冷却媒体の乱流の発生がさらに促進される。
　各凹部２１の断面形状は、図２に示す円弧状に限らず、例えば、すり鉢形状や図７に示す涙滴形状等であってよい。
　また、複数の凹部２１の配列態様として、図８に示すように、壁面１３ａ上の互いに直交する２方向に行列状に配列してもよい。図示の例では、複数の凹部２１は、冷却媒体ＣＬの流れ方向（以下、単に「流れ方向」と呼ぶ。）Ｆおよび流れ方向Ｆに直交する流路の幅方向（以下、単に「幅方向」と呼ぶ。）Ｗに行列状に配列されている。もっとも、複数の凹部２１の配列態様はこの例に限らず、例えば、複数の凹部２１を千鳥状に配列してもよい。
　図５に示す平面形状が細長い溝状の凹部２１の配列態様として、例えば、幅方向Ｗの同一範囲に延びる複数の凹部２１を、流れ方向Ｆに沿って等間隔に配列してもよいし、各凹部２１の幅方向Ｗ位置を、流れ方向Ｆに沿って交互にずらして配列してもよい。また、各凹部２１の延設方向を幅方向Ｗに対して傾斜させてもよい。
　上述したように、本実施形態の伝熱促進部２５において、図３に示すように、各凹部２１の周縁に凸部２３が形成されている。同図に示す例では、凹部２１の周縁の全周に渡って凸部２３が設けられている。もっとも、凸部２３は、凹部２１の周縁の少なくとも一部に設けられていればよい。すなわち、凸部２３は、凹部２１の周縁の一部のみに設けられていてもよい。例えば、図９に示すように、凸部２３が、凹部２１の、流れ方向Ｆにおける上流側の周縁にのみ形成されていてもよい。この例の場合、凹部２１の内部において乱流の発生が促進される。あるいは、凸部２３が、凹部２１の、流れ方向Ｆにおける下流側の周縁にのみ形成されていてもよい。この例の場合、凹部２１の下流部分において乱流の発生が促進される。
　また、図１０に示すように、凸部２３は、凹部２１の周縁の全周に渡って間欠的に設けられていてもよい。凸部２３が凹部２１の周縁の一部のみに設けられる場合の凸部２３の形態は、これらの例に限定されない。凸部２３の幅および突出高さはそれぞれ均一でもよく、連続的にまたは不連続的に不均一であってもよい。効果的に冷却媒体ＣＬの乱流を発生させる観点から、凹部の深さに対する凸部の高さの比率は、５％以上５０％以下であることが好ましく、１０％以上４０％以下であることがより好ましい。なお、図３，９，１０では、ほぼ円形の平面形状を有する凹部２１を例として凸部２３の形態を説明したが、このような凸部２３の形態は、図４～６で示した形状を含む他の平面形状を有する凹部２１についても同様に適用することができる。
　以上説明した本実施形態に係るガスタービンエンジンの冷却構造によれば、凹部２１に組み合わせて、その周縁に凸部２３を形成することにより、凹部２１に流入し、凹部２１から流出する冷却媒体の乱流発生が促進され、優れた冷却性能が得られる。
　次に、上記の実施形態に係る冷却構造の製造方法について説明する。
　本実施形態に係る製造方法では、図１１に示すように、構成部材の一部から形成された、冷却媒体が流れる冷却媒体流路に面した流路壁１３の壁面１３ａに、レーザビームＬを照射するとともに、レーザビームＬが照射された部分にアシストガスＡＧを吹き付けて溶融金属を除去することにより、流路壁１３の壁面１３ａに凹部２１を形成する。
　同図に示す、レーザビームＬを照射するレーザ照射装置３１では、レーザ光源３３を収容する筒状の筐体３５内に、外部のガス源（図示せず。）からアシストガスＡＧが導入される。筐体３５の先端部には、レーザビームＬの光路と同心状に配置されたガスノズル３７が設けられている。このガスノズル３７の先端に位置する噴射口３９からアシストガスＡＧが噴射される。レーザビームＬはガスノズル３７の噴射口３９を通って照射される。なお、本実施形態では、レーザ光源３３として、近赤外領域のレーザ光を発光するＹｂファイバーレーザを使用している。
　図示の例では、レーザ光源３３から発光されたレーザビームＬの焦点は、筐体３５内に配置された集光レンズ４１によって、ガスノズル３７の噴射口３９の位置に合せられている。このように調整されたレーザ照射装置３１を、前記流路壁１３の壁面１３ａであるレーザビーム照射面に対する距離を調整してデフォーカスすることにより、レーザビーム照射面における照射径を調整することができる。なお、レーザビーム照射面における照射径の調整は、デフォーカスによってではなく、例えば、筐体３５内の集光レンズ４１等の光学系によって行ってもよい。照射径、照射時間およびレーザ出力を調整することにより、凹部２１の平面視径および深さを任意に調整することが可能となる。本実施形態では、レーザビームの照射距離（噴射口３９から壁面１３ａまでの距離）を２０ｍｍ～８０ｍｍ、レーザ出力を１０００Ｗ～８０００Ｗ、照射時間を３０ｍｓｅｃ．～５００ｍｓｅｃ．の範囲で調整しているが、これらの範囲に限定されない。
　レーザビームＬの照射によって溶融された金属が、照射部分に吹き付けられたアシストガスＡＧによって除去されることにより、照射部分に凹部２１が形成される。また、照射部分から除去された溶融金属は、凹部２１の周縁に残留して固化することにより、図２の凸部２３を形成する。すなわち、アシストガスＡＧの流量を調整することによって、アシストガスＡＧを吹き付けて除去した溶融金属を、凹部２１の周縁の少なくとも一部に残留させて、凸部２３を形成することができる。本実施形態では、図１１のアシストガスＡＧとして、例えばアルゴンガスのような不活性ガスを使用する。本実施形態では、アシストガスの流量を、２０Ｌ／ｍｉｎ．～８０Ｌ／ｍｉｎ．の範囲で調整しているが、この範囲に限定されない。
　なお、図１２に示すように、ガスノズル３７を囲繞する補助ガスノズル４３を設けて、レーザ照射装置３１を二重ノズル構造としてもよい。このような二重ノズル構造を有するレーザ照射装置３１を用いて、ガスノズル３７の外側の補助ガスノズル４３からさらにアシストガスＡＧを噴射することにより、ガスノズル３７から噴射されるアシストガスＡＧが周囲の空気を巻き込み、照射部分に吹き付けられるアシストガスＡＧに空気が混入することが抑制されるので、溶融金属の酸化を防止できる。
　図１１、１２では、ガスノズル３７をレーザ照射装置３１の筐体３５と一体的に設けて、レーザビームＬの照射方向とアシストガスＡＧの噴射方向を、レーザビーム照射面に対してほぼ垂直方向に一致させる構成例を示した。もっとも、レーザビームＬの照射方向およびアシストガスＡＧの照射方向は、これらの例に限定されない。例えば、レーザビームＬの照射方向を壁面１３ａに対して傾斜させることにより、図４に示した涙滴形状の凹部２１を形成することができる。また、図１３に示すように、レーザ照射装置３１の筐体３５と別体に設けたガスノズル３７から、アシストガスＡＧを流路壁１３の壁面１３ａに対して傾斜した方向に吹き付けることによって、図９に示したように、凹部２１の周縁の一部のみに凸部２３を形成することができる。
　さらに、壁面１３ａにレーザビームＬを照射しながら、レーザ照射装置３１を走査することにより、図５に一例を示した種々の平面形状を有する溝状の凹部２１を形成することが可能となる。また、図１１に一点鎖線で示すように、照射されるレーザビームＬの光路上に、光学回折格子のようなビーム成形部材４５を配置してもよい。このビーム成形部材４５を介してレーザビームＬを流路壁１３の壁面１３ａに照射することにより、任意の平面形状、例えば上述した星形の平面形状の凹部２１を形成することができる。
　また、レーザ照射装置３１によって壁面１３ａに凹部２１および凸部２３を形成した後に、凹部２１の表面にブラスト処理を施してもよい。これにより、溶融した金属が固化して形成された凹部２１の表面の割れ発生が効果的に防止される。
　以上説明したように、本実施形態に係る冷却構造の製造方法によれば、レーザビームＬを照射し、これによって溶融した金属にアシストガスＡＧを吹き付けることにより、容易に凹部２１を形成できる。しかも、アシストガスＡＧを吹き付ける条件を調整することで、凹部２１の周辺に凸部２３を形成することが可能となる。また、レーザ照射条件を調整することにより、任意の凹部２１形状を得ることが容易となる。さらに、レーザを用いて加工するので、板状の構成部材のみならず、棒状の構成部材や成形品など、種々の形態の部材に、容易にかつ短時間で凹凸を形成することが可能になる。なお、本実施形態に係る冷却構造の製造方法は、凹部２１のみを設ける場合にも適用できる。
　また、上記の各実施形態では、冷却対象であるガスタービンＧＴの構成部材として燃焼器ライナ５を例として説明したが、冷却対象である構成部材は、ガスタービンエンジンの作動ガスを冷却媒体として利用して対流冷却することが可能であれば、これに限られない。例えば、燃焼器からの燃焼ガスをタービンへ導く燃焼器尾筒（遷移ダクト）や、スクロール、タービン翼の外周側を覆うタービンシュラウドなどに適用することができる。
　以上のとおり、図面を参照しながら本発明の好適な実施形態を説明したが、本発明の趣旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能である。したがって、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
５　燃焼器ライナ（構成部材）
１３　流路壁
１３ａ　流路壁の壁面
２１　凹部
２３　凸部
Ａ　空気（作動ガス）
ＡＧ　アシストガス
ＣＬ　冷却媒体
Ｆ　冷却媒体の流れ方向
Ｌ　レーザビーム
ＧＴ　ガスタービンエンジン

Claims (8)

  1. 　ガスタービンエンジンの構成部材を、当該ガスタービンエンジンの作動ガスを冷却媒体として利用して冷却するための構造であって、
    　前記構成部材の一部から形成された、前記冷却媒体が流れる冷却媒体流路に面した流路壁と、
    　前記流路壁の壁面に形成された凹部と、
    　前記凹部の周縁の少なくとも一部に形成された凸部と、
    を有する、ガスタービンエンジンの冷却構造。
  2. 　請求項１に記載の冷却構造において、前記凸部が、前記凹部の、冷却媒体の流れ方向における上流側の周縁にのみ形成されているガスタービンエンジンの冷却構造。
  3. 　請求項１に記載の冷却構造において、前記凸部が、前記凹部の、冷却媒体の流れ方向における下流側の周縁にのみ形成されているガスタービンエンジンの冷却構造。
  4. 　ガスタービンエンジンの金属製の構成部材を、当該ガスタービンエンジンの作動ガスを冷却媒体として利用して冷却するための構造を製造する方法であって、
    　前記構成部材の一部から形成された、前記冷却媒体が流れる冷却媒体流路に面した流路壁に、レーザビームを照射するとともに、前記レーザビームが照射された部分にアシストガスを吹き付けて溶融金属を除去することにより、前記流路壁の壁面に凹部を形成することを含む、
    ガスタービンエンジンの冷却構造の製造方法。
  5. 　請求項４に記載の製造方法において、さらに、前記アシストガスを吹き付けて除去した溶融金属を、前記凹部の周縁の少なくとも一部に残留させることにより、凸部を形成することを含む、ガスタービンエンジンの冷却構造の製造方法。
  6. 　請求項５に記載の製造方法において、前記アシストガスを、前記流路壁の壁面に対して傾斜した方向に吹き付けることにより、前記凹部の周縁の一部のみに前記凸部を形成する、ガスタービンエンジンの冷却構造の製造方法。
  7. 　請求項４から６のいずれか一項に記載の製造方法において、ビーム成形部材を介して、前記レーザビームを前記流路壁に照射する、ガスタービンエンジンの冷却構造の製造方法。
  8. 　請求項４から７のいずれか一項に記載の製造方法において、さらに、前記凹部の表面にブラスト処理を施すことを含む、ガスタービンエンジンの冷却構造の製造方法。
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