報告書番号

M11002

タイトル（和文）

ガスタービン動翼の膜冷却効率に及ぼす内部冷却リブと孔後方突起の影響

タイトル（英文）

Effects of internal ribs and bumps on film effectiveness of gas turbine blade

概要 （図表や脚注は「報告書全文」に掲載しております）

膜冷却孔出口を拡げたシェイプト孔の膜冷却を対象に，ガスタービン動翼内部に特徴的に見られるリブ構造が膜冷却性能に及ぼす影響についてスケールアップモデルを用いた風洞実験により調べた．前報の丸孔の膜冷却と同様に，リブの向きが膜冷却効率に特に大きな影響を及ぼすことが明らかになった．シェイプト孔の膜冷却効率は丸孔に比べて1.0-1.6倍に向上した．従来よりも高性能な膜冷却手法の構築を目的に，孔後方突起が膜冷却性能に及ぼす影響についても調べたところ，突起が膜冷却効率を大幅に向上することが明らかになった．数値流体解析により流れ構造を調べたところ，突起が作る縦渦が膜冷却効率向上の主要因であることがわかった．

概要 （英文）

This report presents detailed measurements of film cooling effectiveness for a scaled up film cooled hole with a expanded exit fed by ribbed secondary flow channel, an arrangement typical of turbine blades. Similar to the previous results with a cylindrical hole, rib orientation was found to have a strong influence on film effectiveness. Film effectiveness increased 1.0-1.6 times higher than the cylindrical hole results. For developing a highly efficient film cooling technique, effects of bump structure just after the hole on the film effectiveness was also investigated. The bump provided better spreading of ejected cooling flow, led to a drastically higher film effectiveness compared to no-bump conditions. From numerical simulations, longitudinal vortex caused by the bump was found to be a essential mechanism of the improved film effectiveness.

報告者

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