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(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】公開特許公報(A)
(11)【公開番号】P2022112329
(43)【公開日】2022-08-02
(54)【発明の名称】タービン動翼及びガスタービン
(51)【国際特許分類】
F01D 5/18 20060101AFI20220726BHJP
F02C 7/24 20060101ALI20220726BHJP
【ＦＩ】
F01D5/18
F02C7/24 A
【審査請求】未請求
【請求項の数】10
【出願形態】ＯＬ
(21)【出願番号】P 2021008122
(22)【出願日】2021-01-21
(71)【出願人】
【識別番号】000006208
【氏名又は名称】三菱重工業株式会社
(74)【代理人】
【識別番号】110000785
【氏名又は名称】ＳＳＩＰ弁理士法人
(72)【発明者】
【氏名】岡本 拓也
(72)【発明者】
【氏名】小薮 豪通
(72)【発明者】
【氏名】西澤 和人
(72)【発明者】
【氏名】岡矢 尚俊
【テーマコード（参考）】
3G202
【Ｆターム（参考）】
3G202CB07
(57)【要約】 （修正有）
【課題】ガスタービンにおけるタービン動翼の耐久性を向上させる。
【解決手段】一実施形態に係るタービン動翼４０は、タービンに用いられるタービン動翼であって、翼体４２の表面に形成された遮熱コーティングを備える。遮熱コーティングは、膜厚が第１膜厚である第１領域１０１と、翼体の翼高さ方向における翼体のハブ側に存在し、第１領域よりもハブ側に位置し、膜厚が第１膜厚よりも大きい第２膜厚である第２領域１０２と、を含む。
【選択図】図６
【解決手段】一実施形態に係るタービン動翼４０は、タービンに用いられるタービン動翼であって、翼体４２の表面に形成された遮熱コーティングを備える。遮熱コーティングは、膜厚が第１膜厚である第１領域１０１と、翼体の翼高さ方向における翼体のハブ側に存在し、第１領域よりもハブ側に位置し、膜厚が第１膜厚よりも大きい第２膜厚である第２領域１０２と、を含む。
【選択図】図６
【特許請求の範囲】
【請求項1】
タービンに用いられるタービン動翼であって、
翼体の表面に形成された遮熱コーティングを備え、
前記遮熱コーティングは、
膜厚が第１膜厚である第１領域と、
前記翼体の翼高さ方向における前記翼体のハブ側に存在し、前記第１領域よりも前記ハブ側に位置し、膜厚が前記第１膜厚よりも大きい第２膜厚である第２領域と、
を含む
タービン動翼。
翼体の表面に形成された遮熱コーティングを備え、
前記遮熱コーティングは、
膜厚が第１膜厚である第１領域と、
前記翼体の翼高さ方向における前記翼体のハブ側に存在し、前記第１領域よりも前記ハブ側に位置し、膜厚が前記第１膜厚よりも大きい第２膜厚である第２領域と、
を含む
タービン動翼。
【請求項2】
前記第２領域は、前記翼体の前記ハブ側の基端から前記翼高さの２０％の高さまでの領域の少なくとも一部に存在する
請求項１に記載のタービン動翼。
請求項１に記載のタービン動翼。
【請求項3】
前記遮熱コーティングは、前記翼体の前記ハブ側の基端から前記翼高さの２０％の高さまでの領域における平均厚さが、該領域よりも前記翼体のチップ側に位置する領域における平均厚さよりも大きい
請求項１又は２に記載のタービン動翼。
請求項１又は２に記載のタービン動翼。
【請求項4】
前記遮熱コーティングは、前記翼体のコード方向における中央位置よりも後縁側において、前記第１領域および前記第２領域を有する
請求項１乃至３の何れか一項に記載のタービン動翼。
請求項１乃至３の何れか一項に記載のタービン動翼。
【請求項5】
前記遮熱コーティングは、前記翼体のコード方向における中央位置よりも後縁側において、前記翼高さ方向において、前記第１領域と前記第２領域との間に位置し、前記ハブ側から前記翼体のチップ側に向かって厚さが漸減する第３領域を含む
請求項４に記載のタービン動翼。
請求項４に記載のタービン動翼。
【請求項6】
前記遮熱コーティングは、前記翼体の前記ハブ側の基端からの高さが前記翼高さの５０％以上となるチップ側領域内において、
前縁側領域と、
前記翼体のコード方向において前記前縁側領域よりも後縁側に位置し、前記前縁側領域よりも厚さが小さい後縁側領域と、
を含む
請求項１乃至５の何れか一項に記載のタービン動翼。
前縁側領域と、
前記翼体のコード方向において前記前縁側領域よりも後縁側に位置し、前記前縁側領域よりも厚さが小さい後縁側領域と、
を含む
請求項１乃至５の何れか一項に記載のタービン動翼。
【請求項7】
前記遮熱コーティングは、前記コード方向において前記前縁側領域と前記後縁側領域の間に位置し、前記コード方向における前縁から後縁に向かって厚さが漸減する中間領域を含む
請求項６に記載のタービン動翼。
請求項６に記載のタービン動翼。
【請求項8】
前記翼体は、前記翼体の表面と前記翼体の内部とを連通し、前記翼高さ方向に沿って配置された複数の孔を有し、
前記第１領域は、前記複数の孔のうち第１孔を取り囲むように配置され、
前記第２領域は、前記複数の孔のうち前記第１孔よりも前記ハブ側に位置する第２孔を取り囲むように配置される
請求項１乃至７の何れか一項に記載のタービン動翼。
前記第１領域は、前記複数の孔のうち第１孔を取り囲むように配置され、
前記第２領域は、前記複数の孔のうち前記第１孔よりも前記ハブ側に位置する第２孔を取り囲むように配置される
請求項１乃至７の何れか一項に記載のタービン動翼。
【請求項9】
前記複数の孔は、前記翼体における後縁端に配置されている
請求項８に記載のタービン動翼。
請求項８に記載のタービン動翼。
【請求項10】
請求項１乃至９の何れか一項に記載のタービン動翼を備える
ガスタービン。
ガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本開示は、タービン動翼及びガスタービンに関する。
【背景技術】
【0002】
例えばガスタービンにおけるタービン動翼には、翼体の圧力面側と負圧面側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因して、翼体のハブ側に曲げ荷重が作用する。また、タービン動翼では、燃焼ガス流路に露出している翼体は高温の燃焼ガス流れに曝される一方、ロータに植設される翼根部は、燃焼ガスに曝されず比較的低温であるため、翼高さ方向における温度差によりタービン動翼において熱変形が生じ得る。
これらの要因により、タービン動翼に応力が生じ、特に、翼体のハブ側の応力が大きくなり易い（例えば特許文献１参照）。
これらの要因により、タービン動翼に応力が生じ、特に、翼体のハブ側の応力が大きくなり易い（例えば特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0003】
【特許文献1】特開２０１９－０５６３５９号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【0004】
そこで、例えば特許文献１では、翼体とプラットフォーム部との接続部にフィレット部を形成する等して応力集中の緩和を図っているが、タービン動翼の耐久性のさらなる向上が求められている。
【0005】
本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、ガスタービンにおけるタービン動翼の耐久性を向上することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【0006】
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼は、
タービンに用いられるタービン動翼であって、
翼体の表面に形成された遮熱コーティングを備え、
前記遮熱コーティングは、
膜厚が第１膜厚である第１領域と、
前記翼体の翼高さ方向における前記翼体のハブ側に存在し、前記第１領域よりも前記ハブ側に位置し、膜厚が前記第１膜厚よりも大きい第２膜厚である第２領域と、
を含む。
タービンに用いられるタービン動翼であって、
翼体の表面に形成された遮熱コーティングを備え、
前記遮熱コーティングは、
膜厚が第１膜厚である第１領域と、
前記翼体の翼高さ方向における前記翼体のハブ側に存在し、前記第１領域よりも前記ハブ側に位置し、膜厚が前記第１膜厚よりも大きい第２膜厚である第２領域と、
を含む。
【0007】
（２）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、上記（１）の構成のタービン動翼を備える。
【発明の効果】
【0008】
本開示の少なくとも一実施形態によれば、ガスタービンにおけるタービン動翼の耐久性を向上できる。
【図面の簡単な説明】
【0009】
【図1】幾つかの実施形態に係るタービン動翼が適用されるガスタービンの概略構成図である。
【図2】幾つかの実施形態に係る動翼（タービン動翼）を背側から見た図である。
【図5】幾つかの実施形態に係る遮熱コーティングを備えるタービン部材の断面の模式図である。
【図6】幾つかの実施形態に係るタービン動翼における遮熱コーティングの特徴について説明するための図である。
【図7】幾つかの実施形態に係るタービン動翼における遮熱コーティングの特徴について説明するための図である。
【図8A】幾つかの実施形態に係るタービン動翼における遮熱コーティングの特徴について説明するための図である。
【図8B】幾つかの実施形態に係るタービン動翼における遮熱コーティングの特徴について説明するための図である。
【図9】幾つかの実施形態に係るタービン動翼における遮熱コーティングの特徴について説明するための図である。
【図10】幾つかの実施形態に係るタービン動翼における遮熱コーティングの特徴について説明するための図である。
【発明を実施するための形態】
【0010】
以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
【0011】
（ガスタービン１）
まず、幾つかの実施形態に係るタービン動翼が適用されるガスタービンについて説明する。
まず、幾つかの実施形態に係るタービン動翼が適用されるガスタービンについて説明する。
【0012】
図１は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼が適用されるガスタービンの概略構成図である。図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結される。
【0013】
圧縮機２は、圧縮機車室１０側に固定された複数の静翼１６と、静翼１６に対して交互に配列されるようにロータ８に植設された複数の動翼１８と、を含む。
圧縮機２には、空気取入口１２から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
圧縮機２には、空気取入口１２から取り込まれた空気が送られるようになっており、この空気は、複数の静翼１６及び複数の動翼１８を通過して圧縮されることで高温高圧の圧縮空気となる。
【0014】
燃焼器４には、燃料と、圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給されるようになっており、該燃焼器４において燃料が燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。燃焼器４は、図１に示すように、ケーシング２０内にロータを中心として周方向に沿って複数配置されていてもよい。
【0015】
タービン６は、タービン車室２２内に形成される燃焼ガス流路２８を有し、該燃焼ガス流路２８に設けられる複数の静翼２４及び動翼２６を含む。
静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。
タービン６では、燃焼ガス流路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室３０を介して外部へ排出される。
静翼２４はタービン車室２２側に固定されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の静翼２４が静翼列を構成している。また、動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数の動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸方向において交互に配列されている。
タービン６では、燃焼ガス流路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数の静翼２４及び複数の動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、これにより、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気室３０を介して外部へ排出される。
【0016】
幾つかの実施形態において、タービン６の動翼２６は、以下に説明するタービン動翼４０であってもよい。
【0017】
（タービン動翼４０）
図２は、幾つかの実施形態に係る動翼２６（タービン動翼４０）を背側から見た図であり、図３は、図２のＡ－Ａ断面を示す図であり、図４は、図３のＢ－Ｂ断面を示す図である。
図２及び図３に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０である動翼２６は、翼部（翼体）４２と、プラットフォーム３２と、翼根部３４と、を備えている。翼根部３４は、ロータ８（図１参照）に埋設され、動翼２６は、ロータ８と共に回転する。プラットフォーム３２は、翼根部３４と一体的に構成されている。
図２は、幾つかの実施形態に係る動翼２６（タービン動翼４０）を背側から見た図であり、図３は、図２のＡ－Ａ断面を示す図であり、図４は、図３のＢ－Ｂ断面を示す図である。
図２及び図３に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０である動翼２６は、翼部（翼体）４２と、プラットフォーム３２と、翼根部３４と、を備えている。翼根部３４は、ロータ８（図１参照）に埋設され、動翼２６は、ロータ８と共に回転する。プラットフォーム３２は、翼根部３４と一体的に構成されている。
【0018】
翼体４２は、ロータ８の径方向（以下、単に「径方向」ということがある。）に沿って延在するように設けられており、プラットフォーム３２に固定される基端５０と、翼高さ方向（ロータ８の径方向）において基端５０とは反対側に位置する先端４８と、を有する。以下の説明では、翼体４２の翼高さ方向における先端４８側をチップ側とも称し、翼体４２の翼高さ方向における基端５０側をハブ側とも称する。
また、動翼２６の翼体４２は、基端５０から先端４８にかけて前縁４４及び後縁４６を有し、該翼体４２の翼面は、基端５０と先端４８との間において翼高さ方向に沿って延在する圧力面（腹面）５６と負圧面（背面）５８とを含む。
また、動翼２６の翼体４２は、基端５０から先端４８にかけて前縁４４及び後縁４６を有し、該翼体４２の翼面は、基端５０と先端４８との間において翼高さ方向に沿って延在する圧力面（腹面）５６と負圧面（背面）５８とを含む。
【0019】
図３に示すように、翼体４２の内部には、翼体４２の翼高さ方向に沿って延在する冷却通路６０が設けられている。冷却通路６０には、タービン動翼４０を冷却するための冷却流体（例えば空気）が流れるようになっている。冷却通路６０に冷却流体を供給することにより、タービン６の燃焼ガス流路２８に設けられて高温の燃焼ガスに曝される翼体４２が冷却される。
幾つかの実施形態では、図４に示すように、冷却通路６０は、翼体４２及びプラットフォーム３２の少なくとも一部を含む翼高さ方向の範囲にわたって延在している。
なお、図３に示すように、タービン動翼４０は、複数の冷却通路６０を有していてもよい。また冷却通路６０はさらに、翼根部３４にわたって延在していてもよい。
幾つかの実施形態では、図４に示すように、冷却通路６０は、翼体４２及びプラットフォーム３２の少なくとも一部を含む翼高さ方向の範囲にわたって延在している。
なお、図３に示すように、タービン動翼４０は、複数の冷却通路６０を有していてもよい。また冷却通路６０はさらに、翼根部３４にわたって延在していてもよい。
【0020】
図４に示すように、翼体４２の後縁部４７（後縁４６を含む部分）には、翼高さ方向に沿って配列するように複数の冷却孔７５が形成されている。複数の冷却孔７５は、翼体４２の内部に形成された冷却通路６０に連通するとともに、翼体４２の後縁部４７における表面に開口している。
なお、翼体４２の内部に複数の冷却通路６０が形成されている場合、上述の冷却孔７５は、複数の冷却通路６０のうち最も後縁４６側に位置する冷却通路６０に連通するように設けられる。
なお、翼体４２の内部に複数の冷却通路６０が形成されている場合、上述の冷却孔７５は、複数の冷却通路６０のうち最も後縁４６側に位置する冷却通路６０に連通するように設けられる。
【0021】
冷却通路６０を流れる冷却流体の一部は、冷却孔７５を通過して、翼体４２の後縁部４７の出口開口７５ａからタービン動翼４０の外部の燃焼ガス流路２８に流出する。このようにして冷却流体が冷却孔７５を通過し対流冷却することにより、翼体４２の後縁部４７が冷却されるようになっている。
なお、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、上述した複数の冷却孔７５以外にも、翼体４２の内部を流通して翼体４２を冷却した冷却流体を翼体４２の外部に排出するための複数の冷却孔が形成されていて、その出口開口が翼体４２における後縁４６以外の領域に形成されていてもよい。
なお、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、上述した複数の冷却孔７５以外にも、翼体４２の内部を流通して翼体４２を冷却した冷却流体を翼体４２の外部に排出するための複数の冷却孔が形成されていて、その出口開口が翼体４２における後縁４６以外の領域に形成されていてもよい。
【0022】
翼体４２の基端５０側の部分である基端部５１には、フィレット部３６が形成されている。そして、翼体４２はフィレット部３６を介してプラットフォーム３２に接続されている。
【0023】
（遮熱コーティング９０について）
幾つかの実施形態に係る動翼２６や静翼２４等のタービン部材には、タービン部材の遮熱のための遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｃｏａｔｉｎｇ ： ＴＢＣ）９０が形成されている。
図５は、幾つかの実施形態に係る遮熱コーティング９０を備えるタービン部材の断面の模式図である。
幾つかの実施形態に係る動翼２６や静翼２４等のタービン部材の耐熱基材（母材）２９上には、金属結合層（ボンドコート層）９２と、遮熱層としてのセラミックス層９４が順に形成される。即ち、幾つかの実施形態では、遮熱コーティング９０は、ボンドコート層９２と、セラミックス層９４を含んでいる。
幾つかの実施形態に係る動翼２６や静翼２４等のタービン部材には、タービン部材の遮熱のための遮熱コーティング（Ｔｈｅｒｍａｌ Ｂａｒｒｉｅｒ Ｃｏａｔｉｎｇ ： ＴＢＣ）９０が形成されている。
図５は、幾つかの実施形態に係る遮熱コーティング９０を備えるタービン部材の断面の模式図である。
幾つかの実施形態に係る動翼２６や静翼２４等のタービン部材の耐熱基材（母材）２９上には、金属結合層（ボンドコート層）９２と、遮熱層としてのセラミックス層９４が順に形成される。即ち、幾つかの実施形態では、遮熱コーティング９０は、ボンドコート層９２と、セラミックス層９４を含んでいる。
【0024】
ボンドコート層９２は、ＭＣｒＡｌＹ合金（Ｍは、Ｎｉ，Ｃｏ，Ｆｅ等の金属元素またはこれらのうち２種類以上の組合せを示す）などで構成される。
【0025】
幾つかの実施形態におけるセラミックス層９４は、ＺｒＯ２系の材料、例えば、Ｙ２Ｏ３で部分安定化または完全安定化したＺｒＯ２であるＹＳＺ（イットリア安定化ジルコニア）で構成されているとよい。
【0026】
なお、以下の説明では、遮熱コーティング９０の厚さ、又は、遮熱コーティング９０の膜厚とは、特に説明がない場合には、遮熱層としてのセラミックス層９４の厚さ（膜厚）を指すものとする。また、以下の説明では、タービン動翼４０におけるボンドコート層９２の厚さは、タービン動翼４０の部位によらず一定であるものとする。
【0027】
幾つかの実施形態に係る動翼２６や静翼２４等のタービン部材では、遮熱コーティング９０（セラミックス層９４）の膜厚は、例えば電磁式の膜厚計や渦電流式の膜厚計等によって計測できる。
【0028】
（翼体４２に作用する応力について）
幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、以下の要因により、翼体４２のハブ側の応力が大きくなり易い。例えばガスタービン１におけるタービン動翼４０には、翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因して、翼体４２のハブ側に曲げ荷重が作用する。また、タービン動翼４０では、燃焼ガス流路２８に露出している翼体４２は高温の燃焼ガス流れに曝される一方、ロータ８に植設される翼根部３４は、燃焼ガスに曝されず比較的低温であるため、翼高さ方向における温度差が生じる。そのため、タービン動翼４０において熱変形が生じ、特に、プラットフォーム３２と翼体４２との温度差による翼体４２とプラットフォーム３２との接続部における熱応力が大きくなりやすい。
これらの要因により、タービン動翼４０に応力が生じ、翼体４２のハブ側の応力が大きくなり易く、特に、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部には応力集中が生じやすい。
そこで、翼体４２の基端部５１にフィレット部３６を形成することにより、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部（基端部５１）における応力集中の緩和を図っている。
幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、以下の要因により、翼体４２のハブ側の応力が大きくなり易い。例えばガスタービン１におけるタービン動翼４０には、翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因して、翼体４２のハブ側に曲げ荷重が作用する。また、タービン動翼４０では、燃焼ガス流路２８に露出している翼体４２は高温の燃焼ガス流れに曝される一方、ロータ８に植設される翼根部３４は、燃焼ガスに曝されず比較的低温であるため、翼高さ方向における温度差が生じる。そのため、タービン動翼４０において熱変形が生じ、特に、プラットフォーム３２と翼体４２との温度差による翼体４２とプラットフォーム３２との接続部における熱応力が大きくなりやすい。
これらの要因により、タービン動翼４０に応力が生じ、翼体４２のハブ側の応力が大きくなり易く、特に、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部には応力集中が生じやすい。
そこで、翼体４２の基端部５１にフィレット部３６を形成することにより、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部（基端部５１）における応力集中の緩和を図っている。
【0029】
（遮熱コーティング９０の膜厚について）
図６は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０における遮熱コーティング９０の特徴について説明するための図である。
図６に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、遮熱コーティング９０は、膜厚が第１膜厚ｔ１である第１領域１０１と、翼体４２の翼高さ方向において第１領域１０１よりもハブ側に位置し、膜厚が第１膜厚ｔ１よりも大きい第２膜厚ｔ２である第２領域１０２と、を含むように構成されている。
なお、第１領域１０１と第２領域１０２とは、翼高さ方向に接して並んでいてもよく、離間して並んでいてもよい。すなわち、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、膜厚に関し、第１領域１０１及び第２領域１０２以外の領域が存在していてもよい。また、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、翼体４２の表面に遮熱コーティング９０が施されていない領域があってもよい。
図６は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０における遮熱コーティング９０の特徴について説明するための図である。
図６に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、遮熱コーティング９０は、膜厚が第１膜厚ｔ１である第１領域１０１と、翼体４２の翼高さ方向において第１領域１０１よりもハブ側に位置し、膜厚が第１膜厚ｔ１よりも大きい第２膜厚ｔ２である第２領域１０２と、を含むように構成されている。
なお、第１領域１０１と第２領域１０２とは、翼高さ方向に接して並んでいてもよく、離間して並んでいてもよい。すなわち、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、膜厚に関し、第１領域１０１及び第２領域１０２以外の領域が存在していてもよい。また、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、翼体４２の表面に遮熱コーティング９０が施されていない領域があってもよい。
【0030】
例えば翼体４２の圧力５６面側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重は、翼体４２のチップ側からハブ側に近づくほど大きくなる。そのため、例えば翼体４２の比較的ハブ側に近い領域におけるメタル温度を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。また、翼体４２の比較的ハブ側に近い領域におけるメタル温度を抑制することで、該領域とプラットフォーム３２との温度差を抑制して、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部における熱応力を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。
図６に示すタービン動翼４０によれば、第１領域１０１よりもハブ側に位置する第２領域１０２における遮熱コーティング９０の膜厚を第１領域１０１よりも厚くしていない場合と比べて、ガスタービン１の運転中の第２領域１０２における翼体４２のメタル温度を抑制できる。第２領域１０２におけるメタル温度を抑制することで、第２領域１０２における強度低下を抑制できるとともに、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部における熱応力を抑制できるので、タービン動翼４０の耐久性を向上できる。
図６に示すタービン動翼４０によれば、第１領域１０１よりもハブ側に位置する第２領域１０２における遮熱コーティング９０の膜厚を第１領域１０１よりも厚くしていない場合と比べて、ガスタービン１の運転中の第２領域１０２における翼体４２のメタル温度を抑制できる。第２領域１０２におけるメタル温度を抑制することで、第２領域１０２における強度低下を抑制できるとともに、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部における熱応力を抑制できるので、タービン動翼４０の耐久性を向上できる。
【0031】
したがって、幾つかの実施形態に係るガスタービン１では、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０を備えるので、タービン動翼４０の耐久性を向上でき、ガスタービン１の信頼性が向上する。
【0032】
図６に示すタービン動翼４０では、第２領域１０２は、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域の少なくとも一部に存在するとよい。なお、図６に示すタービン動翼４０では、第２領域１０２は、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの例えば１０％の高さまでの領域の全部に存在してもよい。
【0033】
例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重は、翼体４２のハブ側の基端５０に近づくほど大きくなる。そのため、例えば翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域におけるメタル温度を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。また、翼体４２の比較的ハブ側に近い領域におけるメタル温度を抑制することで、該領域とプラットフォーム３２との温度差を抑制して、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部における熱応力を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。
したがって、第２領域１０２が翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域の少なくとも一部に存在するように第２領域１０２を設定すれば、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。なお、上述したような熱応力抑制の観点から、例えば翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域内で第２領域１０２が占める割合は比較的大きいとよい。
したがって、第２領域１０２が翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域の少なくとも一部に存在するように第２領域１０２を設定すれば、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。なお、上述したような熱応力抑制の観点から、例えば翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域内で第２領域１０２が占める割合は比較的大きいとよい。
【0034】
図６に示すタービン動翼４０では、遮熱コーティング９０は、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域（例えば上記の第２領域１０２）における平均厚さｔａｖｅ２が、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域における平均厚さｔａｖｅ１よりも大きいとよい。
なお、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域と、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域とで、コード方向に沿った位置の範囲が同じである場合に、上記の平均厚さｔａｖｅ２と平均厚さｔａｖｅ１との大小関係が成立するとよい。
なお、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域と、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域とで、コード方向に沿った位置の範囲が同じである場合に、上記の平均厚さｔａｖｅ２と平均厚さｔａｖｅ１との大小関係が成立するとよい。
【0035】
上述したように、例えば翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域におけるメタル温度を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。
よって、上記のように平均厚さｔａｖｅ２を設定することで、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域における膜厚の平均厚さｔａｖｅ２が、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域における膜厚の平均厚さｔａｖｅ１よりも大きくなり、基端５０付近の翼体４２のメタル温度を抑制できるように膜厚を適切化できるので、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
よって、上記のように平均厚さｔａｖｅ２を設定することで、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域、少なくとも１０％の高さまでの領域における膜厚の平均厚さｔａｖｅ２が、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域における膜厚の平均厚さｔａｖｅ１よりも大きくなり、基端５０付近の翼体４２のメタル温度を抑制できるように膜厚を適切化できるので、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
【0036】
図７は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０における遮熱コーティング９０の特徴について説明するための図である。
図７に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、遮熱コーティング９０は、翼体４２のコード方向（図３参照）における中央位置Ｃ（図７参照）よりも後縁４６側において、第１領域１０１および第２領域１０２を有するとよい。
なお、図７に示すタービン動翼４０において、コード方向における中央位置Ｃから後縁４６側までの領域の全体が第１領域１０１又は第２領域１０２である必要はなく、コード方向における中央位置Ｃから後縁４６側までの領域の少なくとも一部が第１領域１０１又は第２領域１０２であればよい。また、図７に示すタービン動翼４０において、第１領域１０１および第２領域１０２は、後縁４６を含む領域であるとよい。
図７に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、遮熱コーティング９０は、翼体４２のコード方向（図３参照）における中央位置Ｃ（図７参照）よりも後縁４６側において、第１領域１０１および第２領域１０２を有するとよい。
なお、図７に示すタービン動翼４０において、コード方向における中央位置Ｃから後縁４６側までの領域の全体が第１領域１０１又は第２領域１０２である必要はなく、コード方向における中央位置Ｃから後縁４６側までの領域の少なくとも一部が第１領域１０１又は第２領域１０２であればよい。また、図７に示すタービン動翼４０において、第１領域１０１および第２領域１０２は、後縁４６を含む領域であるとよい。
【0037】
上述したように、例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重は、翼体４２のチップ側からハブ側に近づくほど大きくなる。また、一般的に翼体４２の翼厚は、翼体４２のコード方向における最大翼厚位置から後縁４６側に向かうにつれて小さくなる。そのため、例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重により翼体４２に作用する応力は、後縁４６側に向かうにつれて、及び、ハブ側に近づくにつれて大きくなる傾向にある。また、冷却通路６０の内、後縁４６側の冷却通路６０は、冷却流体の流れに関して冷却通路６０における下流側の通路になる。そのため、後縁４６側の冷却通路６０では、内部を流れる冷却流体の温度が比較的高くなり易く、後縁４６側の翼体４２の熱応力が高くなり易い。
図７に示すタービン動翼４０によれば、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、第１領域１０１および第２領域１０２を有するので、上記応力が比較的大きくなる傾向にある翼体４２の比較的後縁４６側、且つ、比較的ハブ側における翼体４２のメタル温度を抑制できる。
図７に示すタービン動翼４０によれば、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、第１領域１０１および第２領域１０２を有するので、上記応力が比較的大きくなる傾向にある翼体４２の比較的後縁４６側、且つ、比較的ハブ側における翼体４２のメタル温度を抑制できる。
【0038】
図８Ａ及び図８Ｂは、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０における遮熱コーティング９０の特徴について説明するための図である。
図６又は図７に示すタービン動翼４０では、図８Ａ又は図８Ｂに示すように、遮熱コーティング９０は、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、翼高さ方向において、第１領域１０１と第２領域１０２との間に位置し、ハブ側から翼体４２のチップ側に向かって厚さが漸減する第３領域１０３を含むとよい。
図６又は図７に示すタービン動翼４０では、図８Ａ又は図８Ｂに示すように、遮熱コーティング９０は、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、翼高さ方向において、第１領域１０１と第２領域１０２との間に位置し、ハブ側から翼体４２のチップ側に向かって厚さが漸減する第３領域１０３を含むとよい。
【0039】
例えば膜厚が急変する箇所が存在すると遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性が低下するおそれがある。
図８Ａ及び図８Ｂに示すタービン動翼４０によれば、第１領域１０１と第２領域１０２との膜厚の差があっても第３領域１０３において膜厚を徐々に変化させるようにすることができるので、遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性の低下を抑制できる。
図８Ａ及び図８Ｂに示すタービン動翼４０によれば、第１領域１０１と第２領域１０２との膜厚の差があっても第３領域１０３において膜厚を徐々に変化させるようにすることができるので、遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性の低下を抑制できる。
【0040】
図９は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０における遮熱コーティング９０の特徴について説明するための図である。
図６乃至図８に示すタービン動翼４０では、図９に示すように、遮熱コーティング９０は、翼体４２のハブ側の基端５０からの高さが翼高さの５０％以上となるチップ側領域１０４内において、前縁側領域１０５と、翼体４２のコード方向において前縁側領域１０５よりも後縁４６側に位置し、前縁側領域１０５よりも厚さが小さい後縁側領域１０６と、を含むとよい。
なお、前縁側領域１０５と後縁側領域１０６とは、コード方向に接して並んでいてもよく、離間して並んでいてもよい。
図６乃至図８に示すタービン動翼４０では、図９に示すように、遮熱コーティング９０は、翼体４２のハブ側の基端５０からの高さが翼高さの５０％以上となるチップ側領域１０４内において、前縁側領域１０５と、翼体４２のコード方向において前縁側領域１０５よりも後縁４６側に位置し、前縁側領域１０５よりも厚さが小さい後縁側領域１０６と、を含むとよい。
なお、前縁側領域１０５と後縁側領域１０６とは、コード方向に接して並んでいてもよく、離間して並んでいてもよい。
【0041】
上述したように、例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重は、翼体４２のチップ側からハブ側に近づくほど大きくなる。すなわち、上記曲げ荷重は、比較的チップ側の領域では、比較的小さくなる。
また、翼体４２の後縁部４７には、例えば上述した複数の冷却孔７５のように、複数の冷却孔７５の出口開口７５ａ（図４参照）が後縁４６に形成される場合がある。この場合、冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の厚さが比較的大きいと、上記複数の冷却孔７５をタービン動翼４０の出荷前に手入れをする作業において手入れ用のピンを冷却孔７５に挿通させた際に、冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の損傷を招くおそれがある。そのため、冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の厚さは、遮熱に必要な厚さを確保できていれば小さい方が望ましい。
また、翼体４２の後縁部４７には、例えば上述した複数の冷却孔７５のように、複数の冷却孔７５の出口開口７５ａ（図４参照）が後縁４６に形成される場合がある。この場合、冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の厚さが比較的大きいと、上記複数の冷却孔７５をタービン動翼４０の出荷前に手入れをする作業において手入れ用のピンを冷却孔７５に挿通させた際に、冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の損傷を招くおそれがある。そのため、冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の厚さは、遮熱に必要な厚さを確保できていれば小さい方が望ましい。
【0042】
図９に示すタービン動翼４０によれば、上記曲げ荷重が比較的小さくなるチップ側領域１０４内において、遮熱コーティング９０が前縁側領域１０５よりも膜厚が小さい後縁側領域１０６を含むので、該後縁側領域１０６における膜厚が必要以上に大きくならず、上述したような冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の損傷を抑制できる。
【0043】
図１０は、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０における遮熱コーティング９０の特徴について説明するための図である。
図９に示すタービン動翼４０では、図１０に示すように、遮熱コーティング９０は、コード方向において前縁側領域１０５と後縁側領域１０６の間に位置し、コード方向における前縁４４から後縁４６に向かって厚さが漸減する中間領域１０７を含むとよい。
図９に示すタービン動翼４０では、図１０に示すように、遮熱コーティング９０は、コード方向において前縁側領域１０５と後縁側領域１０６の間に位置し、コード方向における前縁４４から後縁４６に向かって厚さが漸減する中間領域１０７を含むとよい。
【0044】
上述したように、例えば膜厚が急変する箇所が存在すると遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性が低下するおそれがある。
図１０に示すタービン動翼４０によれば、前縁側領域１０５と後縁側領域１０６との膜厚の差があっても中間領域１０７において膜厚を徐々に変化させるようにすることができるので、遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性の低下を抑制できる。
図１０に示すタービン動翼４０によれば、前縁側領域１０５と後縁側領域１０６との膜厚の差があっても中間領域１０７において膜厚を徐々に変化させるようにすることができるので、遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性の低下を抑制できる。
【0045】
図６乃至図１０に示すタービン動翼４０のように、幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、翼体４２は、翼体４２の表面と翼体４２の内部とを連通し、翼高さ方向に沿って配置された複数の孔７０を有するとよい。第１領域１０１は、複数の孔７０のうち第１孔７１を取り囲むように配置されるとよい。第２領域は、複数の孔のうち第１孔７１よりもハブ側に位置する第２孔７２を取り囲むように配置されるとよい。
換言すると、図６乃至図１０に示すタービン動翼４０において、複数の孔７０のうち第１領域１０１に配置された孔７０が第１孔７１であってもよく、複数の孔７０のうち第２領域１０２に配置された孔７０が第２孔７２であってもよい。
なお、複数の孔７０には、上述した複数の冷却孔７５が含まれているとよい。
換言すると、図６乃至図１０に示すタービン動翼４０において、複数の孔７０のうち第１領域１０１に配置された孔７０が第１孔７１であってもよく、複数の孔７０のうち第２領域１０２に配置された孔７０が第２孔７２であってもよい。
なお、複数の孔７０には、上述した複数の冷却孔７５が含まれているとよい。
【0046】
上述したように、翼体４２の内部を流通して翼体４２を冷却した冷却流体を翼体４２の外部に排出するための複数の冷却孔（孔７０）が形成される場合がある。この場合、これら複数の孔７０を取り囲む遮熱コーティング９０の厚さが比較的大きいと、複数の孔７０をタービン動翼の出荷前に手入れをする作業において手入れ用のピンを冷却孔に挿通させた際に、孔７０を取り囲む遮熱コーティングの損傷を招く囲おそれがある。そのため、孔７０を取り囲む遮熱コーティング９０の厚さは、遮熱に必要な厚さを確保できていれば小さい方が望ましい。
上述したように、例えば翼体４２の比較的ハブ側に近い領域におけるメタル温度を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。そのため、上記複数の孔７０のうちの第１孔７１を取り囲む遮熱コーティング９０の膜厚と第２孔７２を取り囲む遮熱コーティングの膜厚とを比較した場合、第１孔７１を取り囲む遮熱コーティングの膜厚よりも、よりハブ側に位置している第２孔７２を取り囲む遮熱コーティングの膜厚の方が大きい方が望ましい。
上記の構成によれば、第１領域１０１が第１孔７１を取り囲むように配置され第２領域１０２が第２孔７２を取り囲むように配置されるので、遮熱コーティング９０の損傷を抑制する点、及び、タービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
上述したように、例えば翼体４２の比較的ハブ側に近い領域におけるメタル温度を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。そのため、上記複数の孔７０のうちの第１孔７１を取り囲む遮熱コーティング９０の膜厚と第２孔７２を取り囲む遮熱コーティングの膜厚とを比較した場合、第１孔７１を取り囲む遮熱コーティングの膜厚よりも、よりハブ側に位置している第２孔７２を取り囲む遮熱コーティングの膜厚の方が大きい方が望ましい。
上記の構成によれば、第１領域１０１が第１孔７１を取り囲むように配置され第２領域１０２が第２孔７２を取り囲むように配置されるので、遮熱コーティング９０の損傷を抑制する点、及び、タービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
【0047】
幾つかの実施形態に係るタービン動翼４０では、上記複数の孔７０は、上述した複数の冷却孔７５のように翼体４２における後縁端（後縁４６）に配置されているとよい。
これにより、翼体４２における後縁４６に配置された複数の冷却孔７５を取り囲むように配置された遮熱コーティング９０の膜厚を翼高さ方向の位置に応じて適切にすることができる。
これにより、翼体４２における後縁４６に配置された複数の冷却孔７５を取り囲むように配置された遮熱コーティング９０の膜厚を翼高さ方向の位置に応じて適切にすることができる。
【0048】
本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
【0049】
上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼４０は、タービン６に用いられるタービン動翼４０であって、翼体４２の表面に形成された遮熱コーティング９０を備える。遮熱コーティング９０は、膜厚が第１膜厚ｔ１である第１領域１０１と、翼体４２の翼高さ方向における翼体４２のハブ側に存在し、第１領域１０１よりもハブ側に位置し、膜厚が第１膜厚ｔ１よりも大きい第２膜厚ｔ２である第２領域１０２と、を含む。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン動翼４０は、タービン６に用いられるタービン動翼４０であって、翼体４２の表面に形成された遮熱コーティング９０を備える。遮熱コーティング９０は、膜厚が第１膜厚ｔ１である第１領域１０１と、翼体４２の翼高さ方向における翼体４２のハブ側に存在し、第１領域１０１よりもハブ側に位置し、膜厚が第１膜厚ｔ１よりも大きい第２膜厚ｔ２である第２領域１０２と、を含む。
【0050】
上記（１）の構成によれば、第１領域１０１よりもハブ側に位置する第２領域１０２における遮熱コーティング９０の膜厚を第１領域１０１よりも厚くしていない場合と比べて、ガスタービン１の運転中の第２領域１０２における翼体４２のメタル温度を抑制できる。第２領域１０２におけるメタル温度を抑制することで、第２領域１０２における強度低下を抑制できるとともに、翼体４２とプラットフォーム３２との接続部における熱応力を抑制できるので、タービン動翼４０の耐久性を向上できる。
【0051】
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、第２領域１０２は、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域の少なくとも一部に存在するとよい。
【0052】
例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重は、翼体４２のハブ側の基端５０に近づくほど大きくなる。そのため、例えば翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域におけるメタル温度を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。
上記（２）の構成によれば、膜厚が第１膜厚ｔ１よりも大きい第２膜厚ｔ２である第２領域１０２が翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域の少なくとも一部に存在するように第２領域１０２を設定することで、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
上記（２）の構成によれば、膜厚が第１膜厚ｔ１よりも大きい第２膜厚ｔ２である第２領域１０２が翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域の少なくとも一部に存在するように第２領域１０２を設定することで、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
【0053】
（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）の構成において、遮熱コーティング９０は、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域における平均厚さｔａｖｅ２が、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域における平均厚さｔａｖｅ１よりも大きいとよい。
【0054】
上述したように、例えば翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域におけるメタル温度を抑制することがタービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましい。
上記（３）の構成によれば、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域における膜厚の平均厚ｔａｖｅ２さが、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域における膜厚の平均厚さｔａｖｅ１よりも大きいので、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
上記（３）の構成によれば、翼体４２のハブ側の基端５０から翼高さの２０％の高さまでの領域における膜厚の平均厚ｔａｖｅ２さが、該領域よりも翼体４２のチップ側に位置する領域における膜厚の平均厚さｔａｖｅ１よりも大きいので、耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
【0055】
（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかの構成において、遮熱コーティング９０は、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、第１領域１０１および第２領域１０２を有するとよい。
【0056】
上述したように、例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重は、翼体４２のチップ側からハブ側に近づくほど大きくなる。また、一般的に翼体４２の翼厚は、翼体４２のコード方向における最大翼厚位置から後縁４６側に向かうにつれて小さくなる。そのため、例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重により翼体４２に作用する応力は、後縁４６側に向かうにつれて、及び、ハブ側に近づくにつれて大きくなる傾向にある。
上記（４）の構成によれば、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、第１領域１０１および第２領域１０２を有するので、上記応力が比較的大きくなる傾向にある翼体４２の比較的後縁４６側、且つ、比較的ハブ側における翼体４２のメタル温度を抑制できる。
上記（４）の構成によれば、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、第１領域１０１および第２領域１０２を有するので、上記応力が比較的大きくなる傾向にある翼体４２の比較的後縁４６側、且つ、比較的ハブ側における翼体４２のメタル温度を抑制できる。
【0057】
（５）幾つかの実施形態では、上記（４）の構成において、遮熱コーティング９０は、翼体４２のコード方向における中央位置Ｃよりも後縁４６側において、翼高さ方向において、第１領域１０１と第２領域１０２との間に位置し、ハブ側から翼体４２のチップ側に向かって厚さが漸減する第３領域１０３を含むとよい。
【0058】
上記（５）の構成によれば、第１領域１０１と第２領域１０２との膜厚の差があっても第３領域１０３において膜厚を徐々に変化させるようにすることができるので、遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性の低下を抑制できる。
【0059】
（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れかの構成において、遮熱コーティング９０は、翼体４２のハブ側の基端５０からの高さが翼高さの５０％以上となるチップ側領域１０４内において、前縁側領域１０５と、翼体４２のコード方向において前縁側領域１０５よりも後縁４６側に位置し、前縁側領域１０５よりも厚さが小さい後縁側領域１０６と、を含むとよい。
【0060】
上記（６）の構成によれば、例えば翼体４２の圧力面５６側と負圧面５８側とに作用する燃焼ガスの圧力の差に起因する曲げ荷重が比較的小さくなるチップ側領域１０４内において、遮熱コーティング９０が前縁側領域１０５よりも膜厚が小さい後縁側領域１０６を含むので、該後縁側領域１０６における膜厚が必要以上に大きくならず、冷却孔７５を取り囲む遮熱コーティング９０の損傷を抑制できる。
【0061】
（７）幾つかの実施形態では、上記（６）の構成において、遮熱コーティング９０は、コード方向において前縁側領域１０５と後縁側領域１０６の間に位置し、コード方向における前縁４４から後縁４６に向かって厚さが漸減する中間領域１０７を含むとよい。
【0062】
上記（７）の構成によれば、前縁側領域１０５と後縁側領域１０６との膜厚の差があっても中間領域１０７において膜厚を徐々に変化させるようにすることができるので、遮熱コーティング９０の熱サイクル耐久性の低下を抑制できる。
【0063】
（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（７）の何れかの構成において、翼体４２は、翼体４２の表面と翼体４２の内部とを連通し、翼高さ方向に沿って配置された複数の孔７０を有するとよい。第１領域１０１は、複数の孔７０のうち第１孔７１を取り囲むように配置されるとよい。第２領域１０２は、複数の孔７０のうち第１孔７１よりもハブ側に位置する第２孔７２を取り囲むように配置されるとよい。
【0064】
上記（８）の構成によれば、第１領域１０１が第１孔７１を取り囲むように配置され第２領域１０２が第２孔７２を取り囲むように配置されるので、遮熱コーティング９０の損傷を抑制する点、及び、タービン動翼４０の耐久性を向上させる点で望ましいタービン動翼４０を提供できる。
【0065】
（９）幾つかの実施形態では、上記（８）の構成において、複数の孔７０は、翼体４２における後縁端（後縁４６）に配置されているとよい。
【0066】
上記（９）の構成によれば、翼体４２における後縁４６に配置された複数の冷却孔７５を取り囲むように配置された遮熱コーティング９０の膜厚が翼高さ方向の位置に応じて適切にすることができる。
【0067】
（１０）本開示の少なくとも一実施形態に係るガスタービン１は、上記（１）乃至（９）の何れかの構成のタービン動翼４０を備える。
【0068】
上記（１０）の構成によれば、タービン動翼４０の耐久性を向上でき、ガスタービン１の信頼性が向上する。
【符号の説明】
【0069】
１ ガスタービン
２６ 動翼
４０ タービン動翼
４４ 前縁
４６ 後縁
５０ 基端
７０ 孔
７１ 第１孔
７２ 第２孔
７５ 冷却孔
９０ 遮熱コーティング
９２ 金属結合層（ボンドコート層）
９５ セラミックス層
１０１ 第１領域
１０２ 第２領域
１０３ 第３領域
１０４ チップ側領域
１０５ 前縁側領域
１０６ 後縁側領域
１０７ 中間領域
２６ 動翼
４０ タービン動翼
４４ 前縁
４６ 後縁
５０ 基端
７０ 孔
７１ 第１孔
７２ 第２孔
７５ 冷却孔
９０ 遮熱コーティング
９２ 金属結合層（ボンドコート層）
９５ セラミックス層
１０１ 第１領域
１０２ 第２領域
１０３ 第３領域
１０４ チップ側領域
１０５ 前縁側領域
１０６ 後縁側領域
１０７ 中間領域
【図1】
【図2】
【図3】
【図4】
【図5】
【図6】
【図7】
【図8A】
【図8B】
【図9】
【図10】