報告書番号

Q10008

タイトル（和文）

ガスタービン翼高効率冷却のための多孔質セラミック遮熱コーティングの開発（第3報：多孔質セラミックコーティングのための解析モデル）

タイトル（英文）

Development of Porous Ceramic Thermal Barrier Coatings for High-efficiency Cooling System in Gas Turbine Blade(PartIII: Model for Porous Ceramic Coating)

概要 （図表や脚注は「報告書全文」に掲載しております）

本報告では、多孔質セラミックコーティングのための熱伝導・熱応力問題を定式化する。本研究で注目するモデルは、規則的に配置した球孔を含む連続体であり、冷却ガスがコーティングを透過している。温度場と熱応力場がこの理論に基づいて得られた閉じた解から計算された。ここで示したモデルから推定された温度はすでに得られている測定結果とよく一致することを示した。計算結果から、基材温度と熱応力は冷却ガス流量と気孔率の増加に伴って顕著に低下することがわかった。この理論予測は、多孔質セラミックコーティングとトランスピレーション冷却を組み合わせたハイブリッド冷却システムが基材温度の低下にきわめて有効であることを示すものである。

概要 （英文）

In this report, we formulate heat transfer and thermal stress problems for porous ceramic coating. The model interested in this study is the continuum media with spherical pore spacing regularly and infiltrating cooling gas via gas path, which is subjected simultaneously to a hot gas temperature at the surface. Temperature and thermal stress solutions were calculated with the closed form obtained from the theory. It was found that the temperature estimated from our model was coincident with that obtained from our experiment which was done previously. The calculation indicated that substrate temperature and associated thermal stress are decreased remarkably with increase of cooling gas flow rate and porosity. The theoretical results revealed that hybrid cooling system combined with porous ceramic coating and transpiration cooling is available to reduce metal temperature in gas turbine blade in comparison with combination of current TBC and other cooling system.

報告者

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