報告書番号

M10010

タイトル（和文）

ガスタービン動翼の膜冷却性能に及ぼす内部冷却構造の影響評価―膜冷却効率による評価―

タイトル（英文）

Effects of inner structure of gas turbine blades on film cooling performance -evaluation of film effectiveness-

概要 （図表や脚注は「報告書全文」に掲載しております）

ガスタービン動翼の温度推定手法の高精度化，および従来よりも優れた冷却手法の提言を目的として，ガスタービン動翼に特徴的に見られる内部冷却リブ構造が膜冷却効率に及ぼす影響を実験と数値解析により調べた．その結果，リブの向きによって，特に吹き出し比が小さい条件において，膜冷却効率を大幅に向上できることがわかり，実機ガスタービンの冷却空気流量低減に寄与できる可能性が示された．数値解析の結果から，この膜冷却効率の違いは，リブによって誘起される膜冷却孔内の流速分布の違いに由来することがわかった．

概要 （英文）

For improving the temperature estimation method and a proposal of new cooling strategy for gas turbine blades, this report presents experimental and numerical results for film cooling effectiveness for a film cooled hole fed by a smooth and ribbed secondary flow channel, an arrangement typical of turbine blades. It was shown that the internal ribs had positive effects on the film effectiveness, when the ribs were forward-oriented. Decisive improvement was observed particularly at low blowing ratio conditions. This means that the internal rib has a potential to improve the blade cooling performance without increasing of cooling air. From the simulation the improvement was found to come from the flow structure in the cooling hole.

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