報告書番号

Q11006

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4報:多孔質セラミックコーティングのトランスピレーション冷却への適用―

タイトル（英文）

Development of Porous Ceramic Thermal Barrier Coatings for High-efficiency Cooling System in Gas Turbine Blade -Part IV:Application of Porous Ceramic Coatings to Transpiration Cooling for Gas Turbine-

概要 （図表や脚注は「報告書全文」に掲載しております）

本研究では，ガスタービン動翼のためのトランスピレーション冷却方式への多孔質セラミックコーティングの適用性について検討した。本研究によって得られた成果はつぎのようになる。ガスタービン動翼の高温曝露環境を模擬した高温ガス流試験を多孔質セラミックコーティング平板試験片を用いて実施した。これにより，試験片の表面温度は冷却孔を中心にして低減するとともに，冷却空気圧力の増加とともに高温ガス流の後流へと広がることを確認した。これまでの試験結果に基づいて，トランスピレーション冷却方式に必要となる冷却空気流量を試算した。この結果，トランスピレーション冷却方式における冷却空気流量は，ガスタービンにおける現状の冷却方式に比べて少ないことを明らかにした。

概要 （英文）

In this study, applicability of porous ceramic coatings to transpiration cooling system for gas turbine blade was examined. The results obtained in this study can be summarized as follows. Hot gas flow test simulating the exposure environment in gas turbine blade was conducted using porous ceramic coated plate-shaped sample. It was recognized that the surface temperature of the sample was considerable reduced at a center of the cooling hole and then along a rear field in a hot gas flow with the increase of the coolant gas pressure. Based on our experimental results, amount of coolant gas needed in transpiration cooling system was calculated roughly. The calculation revealed that amount of coolant gas in transpiration cooling system is very few in comparison with current cooling system in gas turbine under the same level of the blade metal temperature.

報告者

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