2.2 高効率タービンの研究

（1）技術課題

　熱効率向上のためタービン入口温度は同クラスの従来ガスタービンより高い1,200℃に設定した。高温の雰囲気からタービン翼を守るために出来るだけ少ない空気量で十分な冷却効果が得られる冷却翼の開発が必要である。このために熱流体数値計算による設計と同時に要素試験も実施することとした。

　また、高い目標性能を達成するために、ガスジェネレータ・タービンは、タービン効率が高い2段タービン構成とした。

（2）要素試験

　基本設計において決定された第1段動・静翼の翼形状、内部冷却方式について、温度分布を推定するための冷却性能試験、翼内部の冷却空気の流れを観察する内部冷却可視化試験およびフィルム冷却部のフィルム冷却性能を確認するためのフィルム冷却性能試験を行ない、冷却性能の検証と改善を行なった。この結果、設計冷却空気量で目標冷却効率を得られる目処がついた。

（3）陸上試験用ガスジェネレータ・タービン供試体

　要素試験結果より、一部前縁フィルム孔の流量バランスを見直した。また、主要部品の強度評価、構造解析を実施し、詳細設計を行なった。

（4）陸上試験

　ガスジェネレータ・タービンをF型実験機およびV型実験機に組み込み定格回転数まで陸上試験を実施し、ガスジェネレータ・タービン周辺および内部の温度・圧力等の計測値について確認を実施した。F型、V型のいずれの組合せにおいても、全回転数範囲で正常に運転試験を行なうことができた。また、定格回転数において予定通りのガスジェネレータ・タービン入口温度となり、冷却空気量バランスの修正や冷却空気の漏れ部にシールを追加する等の改良を実施したことで、ガスジェネレータ・タービン内部の温度および圧力も計画通りの値となり、正常に運転試験を行なえることが確認できた。

　ガスジェネレータ・タービンの陸上試験における断熱効率を表2.2.1−1に示す。表に示すようにタービン効率は設計目標値を達成することができた。膨張比が設計値より小さくなっているのは、ガスジェネレータ・タービンのスロート面積が少し広く、入口修正流量が設計値よりも1.3％程度増加し、圧縮機とのマッチング圧力が若干下がった影響と考えられる。

　陸上試験終了後、分解・点検を行い、特に異常は認められなかった。

　図2.2.1−8〜図2.2.1−11に陸上試験実施後の1段ノズル、1段ブレードとディスク、2段ノズル、2段ブレードとディスクを示す。