JP5422217B2 - ガスタービン翼、及びガスタービン - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービン翼、及びこのガスタービン翼を備えるガスタービンに関する。

従来ガスタービンにおいて、翼本体が周方向に複数配列して構成された静翼は、当該翼本体に連結されたシュラウドを複数有し、これらシュラウドが互いに連結することで円環状に構成されている。そして、シュラウドを隔壁として翼本体が配列した範囲に形成された燃焼ガス流路に燃焼ガスが流入する構成となっている（例えば、特許文献１参照）。また、上記のようなガスタービンにおいて、一つのシュラウドに対して二つの翼本体が連結されたものが提案されている（例えば、特許文献２参照）。ここで、これらのガスタービンの静翼において、シュラウド同士は、一般に熱応力を緩和させるために互いに軸方向及び周方向に移動可能に連結されている。また、燃焼ガス流路に流通する燃焼ガスがシュラウド同士の連結部分から外側へ流出してしまうのを防止するため、当該連結部分にはシュラウド同士を移動可能にシールするフェザーシールが設けられているとともに、シール用のガスを圧縮機側から取り出して外側から連結部分に吹き付けていた。

実開平７−１０４０１号公報 特開平７−１５０９０５号公報

しかしながら、従来のガスタービン翼では、上記のとおり連結部分から燃焼ガスが流出してしまうのを防止するために、圧縮機側からシール用のガスを取り出しているが、これにより圧縮機側から燃焼器に送り出す圧縮流体の流量が削減されてしまうこととなり、ガスタービンの効率が低下してしまう問題があった。

本発明は、上述した事情に鑑みてなされたものであって、その目的は、ガスタービンの効率の低下を抑えつつ、翼本体及びシュラウドに生じる応力の低減、並びに、燃焼ガスの燃焼ガス流路からシュラウドの外側への流出の防止を図ることが可能なガスタービン翼、及び、ガスタービンを提供するものである。

上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を提案している。
本発明に係るガスタービン翼は、周方向に三つ以上配列して設けられ、ガスタービンの上流側から下流側に向けて流通する燃焼ガスが外面を通過する翼本体と、該翼本体における高さ方向の両端部のうちの少なくとも一方に配設されて、三つ以上の前記翼本体を支持すると共に、前記燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路の隔壁の一部を構成する略円弧状に形成されたシュラウドとを備え、前記翼本体及び前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路の外側に前記高さ方向に延出された翼本体側連結部及びシュラウド側連結部がそれぞれ設けられ、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部は、冷却ガスが流通する前記燃焼ガス流路の外側に突出する互いの突端部の突端側で溶接部により連結され、前記燃焼ガス流路側に位置する基端部では連結されておらず、前記翼本体側連結部の外周面と前記シュラウド側連結部の内周面とは、互いに全周に亘って接触していることを特徴としている。

この構成によれば、シュラウドは、翼本体を少なくとも三つ以上支持するように設けられていることで、シュラウド同士の連結部分を少なくすることができる。このため、燃焼ガスの流出を防止するために圧縮機などから取り出して外側から吹き付けるシール用ガスの流量を抑えることができ、燃焼ガス流出防止に伴うガスタービンの出力の低下を抑えることができる。ここで、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部が、突端部の一部で互いに連結され、基端部では連結されていないので、燃焼ガス流路内を高温の燃焼ガスが流通しても、翼本体及びシュラウドそれぞれの熱変形を、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部において突端部より燃焼ガス流路側に位置する基端側の部分で効果的に吸収することができる。このため、一つのシュラウドによって三つ以上の翼本体を支持する構造としても、翼本体側連結部とシュラウド側連結部との連結構造によって熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することができる。また、上記のとおり連結部分を少なくすることで、シュラウドにおいてインピンジメント冷却などによって冷却することが可能な範囲を大きくすることができ、これによりさらに熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することができる。

また、上記のガスタービン翼において、前記シュラウドは、複数で互いに連結されて円環状に構成され、それぞれ三つ以上の前記翼本体を支持していることがより好ましい。

この構成によれば、複数のシュラウドが、それぞれ三つ以上の翼本体を支持しつつ、互いに連結して円環状に構成されているので、シュラウド同士の連結部分を少なくして、ガスタービンの出力の低下を抑えることができる。ここで、翼本体側連結部とシュラウド側連結部との連結構造によって、本構成としても熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することができる。

また、上記のガスタービン翼において、前記シュラウドは、円環状に形成されていて、前記翼本体の全てを支持していることがより好ましい。

この構成によれば、シュラウドを円環状に形成して翼本体の全てを支持する構成としたことで、周方向に連結部分がなくなり、これによりガスタービンの出力の低下をさらに抑えることができる。ここで、翼本体側連結部とシュラウド側連結部との連結構造によって、本構成としても熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することができる。

また、上記のガスタービン翼において、前記翼本体が前記ガスタービンの静翼を構成するとともに、前記シュラウドが該翼本体の外周側となる前記高さ方向一端部に配設されて軸方向に隣接する動翼の外周側まで延出されていることがより好ましい。

この構成によれば、シュラウドが翼本体の外周側となる高さ方向一端部に配設されて軸方向に隣接する動翼の外周側まで延出されていることで、軸方向にも連結部分を少なくすることができ、これによりガスタービンの出力の低下をさらに抑えることができる。ここで、翼本体側連結部とシュラウド側連結部との連結構造によって、本構成としても熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することができる。

また、前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第１冷却孔が設けられていても良い。

この構成によれば、シュラウドに前記第１冷却孔が設けられているので、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分を冷却することができる。従って、翼本体に作用する熱応力を更に抑制することが可能となる。ここで、第１冷却孔をシュラウド側連結部の基端部の近傍に設けた場合には第１冷却孔近傍で応力が高くなるものの、熱応力の緩和の効果と相まって応力を低減させることができる。

また、前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分には、他の部分より厚肉に形成された厚肉部が設けられていても良い。

この構成によれば、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分に前記厚肉部が設けられているので、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分の剛性を高めることが可能となる。これにより、燃焼ガスの圧力を起因として、翼本体側連結部の基端部を基点として塑性変形するガス曲げを生じさせる力が翼本体に作用した場合であっても、ガス曲げの発生を抑制することができる。ここで、厚肉部を設けることで、厚肉部近傍において熱応力が生じやすくなるものの、第１冷却孔の冷却により厚肉部における熱応力が緩和されることで応力を低減させることができる。

また、前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分の近傍には、前記第１冷却孔から放出された前記冷却ガスが導入される冷却ガス導入部が設けられていても良い。
さらに、本発明に係るガスタービン翼は、周方向に三つ以上配列して設けられ、ガスタービンの上流側から下流側に向けて流通する燃焼ガスが外面を通過する翼本体と、該翼本体における高さ方向の両端部のうちの少なくとも一方に配設されて、三つ以上の前記翼本体を支持すると共に、前記燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路の隔壁の一部を構成する略円弧状に形成されたシュラウドとを備え、前記翼本体及び前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路の外側に前記高さ方向に延出された翼本体側連結部及びシュラウド側連結部がそれぞれ設けられ、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部は、冷却ガスが流通する前記燃焼ガス流路の外側に突出する互いの突端部の一部で連結され、前記燃焼ガス流路側に位置する基端部では連結されておらず、前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第１冷却孔が設けられており、前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分の近傍には、前記第１冷却孔から放出された前記冷却ガスが導入される冷却ガス導入部が設けられていることを特徴とする。

この構成によれば、冷却ガス導入部が設けられているので、第１冷却孔から放出された冷却ガスが、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分を冷却する際に、燃焼ガス流路を流通する燃焼ガスによって前述の冷却が阻害されるのを抑制することができる。従って、翼本体に作用する熱応力を更に抑制することが可能となる。

また、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の互いに対向する面のうちの少なくとも一方には、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の基端同士の接触を抑制する逃げ部が設けられていても良い。

この構成によれば、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部の互いに対向する面のうちの少なくとも一方に前記逃げ部が設けられているので、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部の基端同士のフレッティング（摩擦力を伴い、且つ振幅が小さい繰り返し相対滑り）を抑制することができる。

また、前記翼本体の外面及び前記シュラウドの前記燃焼ガス流路側の面には、互いに厚さが異なる表面処理層がそれぞれ設けられていても良い。

この構成においては、翼本体の外面及びシュラウドの燃焼ガス流路側の面に互いに厚さが異なる表面処理層がそれぞれ設けられている。ここで、翼本体及びシュラウドそれぞれに予め表面処理層を形成した後に、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部を介して連結することで、例えば翼本体とシュラウドとが一体に形成されている場合に比べて、厚さが異なる表面処理層を容易且つ正確に形成することができる。従って、作用する応力の低減を図りつつ、翼本体及びシュラウドそれぞれの温度条件等に適した厚さを具備する表面処理層を容易に形成することができる。

また、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の間には、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第２冷却孔が設けられていても良い。

この構成によれば、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部の間に前記第２冷却孔が設けられているので、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分を冷却することができる。従って、翼本体に作用する熱応力を更に抑制して、応力を低減させることができる。

また、前記シュラウド側連結部には、前記シュラウドに対して前記翼本体を前記高さ方向に位置決めする位置決め部が設けられていても良い。

この構成によれば、シュラウドに前記位置決め部が設けられているので、ガスタービン翼の製造に際し、翼本体とシュラウドとの組み立てを容易化することができる。

また、本発明のガスタービンは、圧縮空気を生成する圧縮機と、該圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器と、上記本発明に係るガスタービン翼を有し、前記燃焼器から供給される前記燃焼ガスにより回転動力を発生させるタービンとを備えていることを特徴とするものである。

この構成によれば、タービンが、上記本発明に係るガスタービン翼を有するので、燃焼ガスが燃焼ガス流路からシュラウドの外側に流出してしまうのを確実に防止しつつ、高効率で出力することが可能である。

本発明のガスタービン翼によれば、ガスタービンの効率の低下を抑えつつ、翼本体及びシュラウドに生じる応力の低減、並びに、燃焼ガスの燃焼ガス流路からシュラウドの外側への流出の防止を図ることができる。
また、本発明に係るガスタービンによれば、このガスタービン翼を備えているので、高効率で出力することが可能である。

本発明に係る第１の実施形態のガスタービンを示す模式的な半断面図である。 本発明に係る第１の実施形態のガスタービンにおいて、１段静翼の各連結単体を示す斜視図である。 図２に示す１段静翼において、Ａ−Ａ矢視断面図である。 図２に示す１段静翼において、タービン静翼本体と各シュラウドとの連結構造の詳細を示す斜視図である。 図４に示すＢ−Ｂ矢視断面図である。 図２に示す１段静翼において、嵌合部とシール部材との取付状態の詳細を示す側面図である。 本発明に係る第２の実施形態のガスタービンの１段静翼において、シュラウドの連結構造の詳細を示す断面図である。 本発明に係る第３の実施形態の１段静翼を示す図であって、図５に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。 本発明に係る第４の実施形態の１段静翼を示す図であって、図５に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。 本発明に係る第５の実施形態の１段静翼を示す図であって、図５に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。 本発明に係る第６の実施形態の１段静翼を示す図であって、図５に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。 本発明に係る第７の実施形態の１段静翼を示す図であって、図５に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。 本発明に係る第８の実施形態の１段静翼を示す図であって、図５に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。 本発明に係る第９の実施形態の１段静翼を示す図であって、１段静翼の一部分の斜視図である。 図１４に示すＣ−Ｃ矢視断面図である。 本発明に係る第１０の実施形態の１段静翼を示す図であって、１段静翼の一部分の斜視図である。 図１６に示す１段静翼を示す図であって、図５に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。 本発明に係る１段静翼の変形例を示す断面図である。

（第１実施形態）
以下、本発明に係る第１実施形態について図面を参照して説明する。図１は、本発明に係る第１実施形態のガスタービンを示す模式的な半断面図である。
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圧縮機２と、圧縮機２から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスＧ１（図２参照）を生成する複数の燃焼器３と、少なくとも１段ずつのタービン静翼５及びタービン動翼６を有し、燃焼器３から供給される燃焼ガスＧ１により回転動力を発生させるタービン４とを備えている。

また、ガスタービン１には、軸線方向Ｄに延びるロータ７が、圧縮機２からタービン４まで一体的に取り付けられており、このロータ７は、一端が圧縮機２内に設けられた軸受部２３によって軸線Ｏ回りであるタービン４の周方向Ｒに回転可能に支持されると共に、他端がタービン４に設けられた軸受部４１によってタービン４の周方向Ｒに回転可能に支持されている。以下、ロータ７の軸線方向Ｄに沿って圧縮機２側を前側とし、タービン４側を後側とする。

圧縮機２は、空気を取り込む空気取入口２０ａを前側に向けて配設された圧縮機ケーシング２０と、この圧縮機ケーシング２０内に配設された複数の圧縮機静翼２１及び複数の圧縮機動翼２２とを備えている。
圧縮機静翼２１は、それぞれ圧縮機ケーシング２０の内周面に固定されると共にロータ７側に向けて延設される圧縮機静翼本体５１を備えている。圧縮機静翼本体５１は、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。また、圧縮機動翼２２は、ロータ７の外周面に固定されると共に圧縮機ケーシング２０の内周面に向けて延設される圧縮機動翼本体５２を備えている。圧縮機動翼本体５２は、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。そして、これら圧縮機静翼２１と圧縮機動翼２２は、軸線方向Ｄに沿って交互になるように多段配置されている。

燃焼器３は、内部に図示しないバーナを有する内筒３０と、圧縮機２から供給される圧縮空気を内筒３０に導く外筒３１と、内筒３０に燃料を供給する図示しない燃料噴射器と、内筒３０からの燃焼ガスＧ１をタービン４に導く尾筒３２とを備えている。このように構成された燃焼器３によれば、内筒３０内において、外筒３１から導かれる圧縮空気と燃焼噴射機から供給される燃料とを混合し、混合された流体をバーナにより燃焼させることで燃焼ガスＧ１を生成することが可能となり、この燃焼ガスＧ１を尾筒３２を通してタービン４に導くことができる。
複数の燃焼器３は、タービン４の周方向Ｒに配置されると共に、前端部が圧縮機ケーシング２０の後端部に連結された燃焼器ケーシング３３の内部に配設されている。

タービン４は、前端部が燃焼器ケーシング３３の後端部に連結されたタービンケーシング４０と、このタービンケーシング４０内に軸方向に交互に多段に配設された前記タービン静翼５及び前記タービン動翼６とを備えている。各段のタービン静翼５は、周方向Ｒに環状に等しい間隔をあけて配列され、それぞれタービンケーシング４０側に固定されると共にロータ７側に向けて放射状に複数延設されるタービン静翼本体５３を備えている。同様に、各段のタービン動翼６も、周方向Ｒに環状に等しい間隔をあけて配列され、ロータ７側に固定されると共にタービンケーシング４０側に向けて放射状に延設されるタービン動翼本体５４を備えている。

また、タービン４には、圧縮機２内部の空気が圧縮機２から燃焼器３を迂回（バイパス）して供給される図示しないバイパス流路が設けられている。このバイパス流路を通してタービン４に供給された空気は、冷却ガスＧ２（図２参照）としてタービン静翼本体５３及びタービン動翼本体５４それぞれの内部を流通するようになっている。
また、タービンケーシング４０の後端部には、後側に向けて開口した排気室４２が連結されている。この排気室４２には、タービン静翼５及びタービン動翼６を通過した燃焼ガスＧ１の動圧を静圧に変換する排気ディフューザ４２ａが備えられている。

以上のように構成されたガスタービン１においては、まず、圧縮機２の空気取入口２０ａから取り込まれた空気が、多段に配置された圧縮機静翼２１及び圧縮機動翼２２を通過して圧縮され圧縮空気が生成される。次いで、燃焼器３にて、前述したように圧縮空気から燃焼ガスＧ１が生成され、この燃焼ガスＧ１がタービン４に導かれる。そして、この燃焼ガスＧ１がタービン静翼５及びタービン動翼６が配列する範囲を燃焼ガス流路４ａとして通過することでロータ７が回転駆動され、ガスタービン１は、回転動力を出力することができる。そして、ロータ７を回転駆動した後の排気ガスは、排気室４２の排気ディフューザ４２ａで静圧に変換された後、大気に放出される。

次に、各タービン静翼５の詳細について説明する。各段のタービン静翼５は、基本的に同様の構造であり、本実施形態では、一例として１段静翼８について説明する。図２に示すように、１段静翼８は、三つ以上のタービン静翼本体（翼本体）５３と、これを連結し支持する略円弧状に形成された外側シュラウド６０及び内側シュラウド６１とを有する連結単体８ａを備え、連結単体８ａを円環状に複数連結して構成されている。本実施形態では、各連結単体８ａの外側シュラウド６０及び内側シュラウド６１の間には、六つのタービン静翼本体５３が連結され、支持されている。外側シュラウド６０及び内側シュラウド６１は、タービン４の半径方向と一致するタービン静翼本体５３の高さ方向Ｈの両端部にそれぞれ配設されている。また、外側シュラウド６０において、両端部には第一の連結用溝６０ａが形成されている。そして、図３に示すように、隣り合う外側シュラウド６０の端部に形成された第一の連結溝６０ａ同士にフェザーシール６２が嵌合されていることにより、互いに周方向Ｒ及び軸線方向Ｄに移動可能な連結部６３を構成しつつ、当該連結部６３の内周側と外周側との流体の流通を規制している。そして、図１に示すように、連結単体８ａを円環状に連結して構成された１段静翼８では、各連結単体８ａの外側シュラウド６０および内側シュラウド６１を隔壁とし、これら隔壁の間を燃焼ガス流路４ａとして、タービン翼本体５３同士の間を燃焼ガスＧ１流通する。なお、外側シュラウド６０において、円弧状に湾曲した両側縁部にも第二の連結用溝６０ｂが形成されている。そして、図示しないが第二の連結用溝６０ｂには、タービン動翼６の外周側を覆う図１に示す分割環６ａに形成された溝との間に連結部材が嵌合されて、当該分割環６ａと軸線方向Ｄに接続されている。

次に、タービン静翼本体５３と外側シュラウド６０及び内側シュラウド６１のそれぞれとの接続部分の詳細について説明する。図４に示すように、タービン静翼本体５３は、前記高さ方向Ｈに延在する筒状に形成されており、前記高さ方向Ｈに沿った断面視における外周面５３ａ及び内周面５３ｂが前記高さ方向Ｈと平行になるように形成されている。 また、タービン静翼本体５３には、前記高さ方向Ｈに延出されてシュラウドと連結される翼本体側連結部が設けられている。本実施形態では、翼本体側連結部として、タービン静翼本体５３の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１（前記半径方向の外側）の端部から前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１に向けて延出される第１翼本体側連結部５８と、タービン静翼本体５３の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２（前記半径方向の内側）の端部から前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に向けて延出される第２翼本体側連結部５９とを備えている。第１翼本体側連結部５８及び第２翼本体側連結部５９は、いずれもタービン静翼本体５３に連なる筒状に形成され、いずれの外周面５８ａ、５９ａ及び内周面５８ｂ、５９ｂも、それぞれに対応するタービン静翼本体５３の端部の外周面５３ａ及び内周面５３ｂと連続するように形成されている。

一方、外側シュラウド６０には、第１翼本体側連結部５８が挿通される第１挿通孔６３が形成されている。第１挿通孔６３は、第１翼本体側連結部５８の外形と同形同大に形成されており、この第１挿通孔６３内には、第１翼本体側連結部５８においてタービン静翼本体５３に接続される部分（後述する基端部７２）が隙間なく挿通されている。

同様に、内側シュラウド６１には、第２翼本体側連結部５９が挿通される第２挿通孔６５が形成されている。第２挿通孔６５は、第２翼本体側連結部５９の外形と同形同大に形成されており、この第２挿通孔６５内には、第２翼本体側連結部５９においてタービン静翼本体５３に接続される部分（後述する基端部７２）が隙間なく挿通されている。

また、外側シュラウド６０及び内側シュラウド６１において、燃焼ガス流路４ａと反対側の外側には、前記高さ方向Ｈに延出された外側シュラウド側連結部６６及び内側シュラウド側連結部６７がそれぞれ設けられている。
外側シュラウド側連結部６６は、第１挿通孔６３の輪郭をなす周壁部６３ａから前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１である燃焼ガス流路４ａに対する外側に向けて延出された筒状に形成されている。外側シュラウド側連結部６６の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１に延出された突端は、第１翼本体側連結部５８において燃焼ガス流路４ａの外側に位置する突端と、前記高さ方向Ｈの位置が一致している。また、外側シュラウド側連結部６６の内周面６６ａと第１翼本体側連結部５８の外周面５８ａとは、互いに全周に亘って隙間なく接触している。

また、内側シュラウド側連結部６７は、第２挿通孔６５の輪郭をなす周壁部６５ａから前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２である燃焼ガス流路４ａに対する外側に向けて延出された筒状に形成されている。内側シュラウド側連結部６７の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に延出された突端は、第２翼本体側連結部５９において燃焼ガス流路４ａの外側に位置する突端と、前記高さ方向Ｈの位置が一致している。また、内側シュラウド側連結部６７の内周面６７ａと第２翼本体側連結部５９の外周面５９ａとは、互いに全周に亘って隙間なく接触している。

そして、タービン静翼本体５３は、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６が互いに連結されることで、これら連結部５８、６６を介して外側シュラウド６０に支持され、また、第２翼本体側連結部５９及び内側シュラウド側連結部６７が互いに連結されることで、これら連結部５９、６７を介して内側シュラウド６１に支持されている。

ここで、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６における連結に係る構成と、第２翼本体側連結部５９及び内側シュラウド側連結部６７における連結に係る構成とは、同様の構成となっている。以下では、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６における連結に係る構成についてのみ説明し、第２翼本体側連結部５９及び内側シュラウド側連結部６７における連結に係る構成については、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６の連結に係る構成と対応する構成要素について同一の符号を付して、その説明を省略する。

第１翼本体側連結部５８と外側シュラウド側連結部６６とは、燃焼ガス流路４ａの外側に突出する互いの突端側で連結され、燃焼ガス流路４ａ側に位置する基端側では連結されていない。
詳しく説明すると、第１翼本体側連結部５８の突端部７０には、その内周面５８ｂから外周面５８ａに向かうに連れて基端側に向かうように切り欠かれて形成された切り欠き部７０ａが、その全周に亘って形成されている。また、外側シュラウド側連結部６６の突端部７１には、その外周面６６ｂから内周面６６ａに向かうに連れて基端側に向かうように切り欠かれて形成された切り欠き部７１ａが、その全周に亘って形成されている。そして、第１翼本体側連結部５８と外側シュラウド側連結部６６とが組み付けられた状態で、切り欠き部７０ａ、７１ａによりＶ字状の開先が形成されている。

そして、図４及び図５に示すように、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６は、両切り欠き部７０ａ、７１ａにより形成される開先に溶接部７５が形成されることで互いに連結されている。
なお、図３に示す例では、外側シュラウド側連結部６６が前記高さ方向Ｈに沿って外側シュラウド６０から突出した長さＬは、第１翼本体側連結部５８と外側シュラウド側連結部６６との肉厚δの２倍より大きくなっている。

また、上記のように構成された１段静翼８には、図４に示すように、例えばバイパス流路から冷却ガスＧ２が供給されている。ここで、外側シュラウド６０において、燃焼ガス流路４ａと反対側には、インピンジメントプレート６８が隙間を有して固定されている。インピンジメントプレート６８には、多数のインピンジメント冷却孔６８ａが形成されている。このため、供給された冷却ガスＧ２は、タービン静翼本体５３内部に流入してタービン静翼本体５３を冷却するとともに、インピンジメント冷却孔６８ａから外側シュラウド６０に噴射されて、外側シュラウド６０を燃焼ガス流路４ａの外側から冷却することが可能となっている。なお、各シュラウド６０、６１によって燃焼ガス流路４ａと仕切られた外側の冷却ガスＧ２の圧力Ｐ１は、燃焼ガス流路４ａ内の燃焼ガスＧ１の圧力Ｐ２よりも高くなっている。

また、図５に示すように、１段静翼８において、タービン静翼本体５３の内部には、高さ方向Ｈに沿って支持部材１０が配設されている。支持部材１０の外周側となる一端１０ａは、タービンケーシング４０に支持されている。また、支持部材１０の内周側となる他端１０ｂ側には、ロータ７との間の空間を軸線方向Ｄにシールする環状のシール部材１１を支持する嵌合部１２が設けられている。図５及び図６に示すように、嵌合部１２には、周方向Ｒに沿って形成され内周側に開口する嵌合溝１２ａが形成されており、シール部材１１の一側縁部１１ａが嵌合されている。また、嵌合部１２には、嵌合溝１２ａの側方から貫通する貫通孔１２ｂが形成されており、該貫通孔１２ｂには、嵌合溝１２ａに嵌合されたシール部材１１を貫通するようにして固定用ボルト１２ｃが挿通されている。そして、固定用ボルト１２ｃの先端側にナット１２ｄが締め込まれていることによりシール部材１１は嵌合部１２に固定されている。また、シール部材１１の他側縁部１１ｂは、支持部材１０と対向するロータ７側の嵌合溝７ａに摺動可能に挿入されており、これによりロータ７を回転可能としつつ、ロータ７と１段静翼８との間を軸線方向Ｄにシールしている。

以上に示した１段静翼８によれば、各連結単体８ａにおいて、外側シュラウド６０及び内側シュラウド６１が、タービン静翼本体５３を少なくとも三つ以上、本実施形態では六つずつ支持するように設けられていることで、外側シュラウド６０同士、また、内側シュラウド６１同士の連結部分を少なくすることができる。このため、燃焼ガスＧ１が燃焼ガス流路４ａから外側に流出してしまうのを防止するために圧縮機２などから取り出して外側から吹き付けるシール用ガスの流量を抑えることができ、燃焼ガスＧ１の流出防止に伴うガスタービン１の出力の低下を抑えることができる。ここで、各翼本体側連結部５８、５９及び各シュラウド側連結部６６、６７が、突端部７０、７１で互いに連結され、基端部７２、７３では連結されていないので、燃焼ガス流路４ａ内を高温の燃焼ガスＧ１が流通しても、タービン静翼本体５３及び各シュラウド６０、６１それぞれの熱変形を、各翼本体側連結部５８、５９及び各シュラウド側連結部６６、６７において突端部７０、７１より燃焼ガス流路４ａ側に位置する部分で効果的に吸収することができる。このため、径方向外周側及び内周側のそれぞれで一つのシュラウド６０、６１によって三つ以上のタービン静翼本体５３を支持する構造としても、翼本体側連結部５８、５９とシュラウド側連結部６６、６７との連結構造によって熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することができる。また、それ故に１段静翼８の疲労寿命の低下を防止し、さらにはその向上を図ることもできる。また、上記のとおりシュラウド６０、６１の連結部分を少なくすることで、シュラウド６０、６１においてインピンジメント冷却などによって冷却することが可能な範囲を大きくすることができ、効果的な冷却が可能となる。

なお、本実施形態では、円弧状のシュラウドが一つ当たりタービン静翼本体を六つ支持するものとしたが、これに限るものではなく、少なくとも三つ以上支持することで、シュラウド同士の連結部を少なくして、同様の効果を期待することができる。そして、各段のタービン静翼本体の総数に対して、一つのシュラウドで支持するタービン静翼本体の数を多くすることで、シュラウドを四つ以下として互いに連結し円環状に構成しても良い。このようにすることで、上記効果をより高めることができるとともに、組立部品数を少なくして組立の容易性を向上させることができる。さらには、一段の静翼において、シュラウドを一つ、すなわちシュラウド単体を円環状に形成して、全てのタービン静翼本体を支持する構成としても良い。このようにすることで、周方向に連結部分がなくなり、これによりガスタービンの出力の低下をさらに抑えることができる。

（第２の実施形態）
次に、本発明の第２の実施形態について説明する。図７は、本発明の第２の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図７に示すように、この実施形態のタービン８０では、各段のタービン静翼８１が、タービン静翼本体５３と外側シュラウド８２とを備える点では、第１の実施形態と同様であるが、当該外側シュラウド８２が軸線方向Ｄ後方側に隣接するタービン動翼６の外周側まで延設されている点で第１の実施形態と異なっている。そして、各段のタービン静翼８１の外側シュラウド８２において、軸線方向Ｄ後方側の側縁８２ａは、軸線方向Ｄ後方側のタービン動翼６と次の段のタービン静翼８１との間となる位置まで延出されており、当該次の段のタービン静翼８１の軸線方向Ｄ前方側の側縁８２ｂと対向している。外側シュラウド８２の両側縁８２ａ、８２ｂにはそれぞれ第二の連結用溝８２ｃが形成されており、隣り合う段同士のタービン静翼８１は、互いに対向する第二の連結用溝８２ｃに、タービンケーシング４０に支持された連結部材４０ａが嵌合されており、これにより連結され、また、タービンケーシング４０に支持された状態となっている。

本実施形態のタービン静翼８１では、外側シュラウド８２がタービン静翼本体５３の軸線方向Ｄに隣接するタービン動翼６の外周側まで延出され、次の段のタービン静翼８１の外側シュラウド８２と連結されていることで、タービン動翼６の外周側に分割環を別途設ける必要が無く、部材数を少なくすることができる。また、それ故に、タービン静翼８１及びタービン動翼６の外周側における軸線方向Ｄに沿って連結部分の箇所数を少なくすることができ、これによりガスタービンの出力の低下をさらに抑えることができる。

（第３の実施形態）
次に、本発明の第３の実施形態について説明する。図８は、本発明の第３の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

第１の実施形態で示したように、１段静翼９０は、外側シュラウド６０側と内側シュラウド６１側とで同様の構成要素を備えているので、本実施形態以降では、外側シュラウド６０、及びタービン静翼本体５３において外側シュラウド６０側に位置する部分（図５に示すＸ部）の構成を代表して説明し、内側シュラウド６１、及びタービン静翼本体５３において内側シュラウド６１側に位置する部分の構成の説明は省略する。

図８に示すように、本実施形態の１段静翼９０では、外側シュラウド６０には、燃焼ガス流路４ａ内に冷却ガスＧ２を放出してタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２を冷却する第１冷却孔９１が設けられている。
図示の例では、第１冷却孔９１は、外側シュラウド６０に、燃焼ガス流路４ａと外側シュラウド６０により仕切られた外部Ｎとを連通するように形成されている。また、第１冷却孔９１は、外側シュラウド６０の外側シュラウド側連結部６６に接続される部分に形成されている。
ここで、前述したように、外側シュラウド６０によって燃焼ガス流路４ａと仕切られた外部Ｎの冷却ガスＧ２の圧力Ｐ１は、燃焼ガス流路４ａ内の燃焼ガスＧ１の圧力Ｐ２よりも高くなっているので、以上のように第１冷却孔９１を形成することで、外側シュラウド６０の外部Ｎの冷却ガスＧ２が燃焼ガス流路４ａ内に放出される。

以上に示した１段静翼９０によれば、第１実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、外側シュラウド６０に第１冷却孔９１が設けられているので、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２を冷却することができる。従って、タービン静翼本体５３に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、またそれ故に１段静翼９０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
ここで、本実施形態のように外側シュラウド６０の外側シュラウド側連結部６６に接続される部分に第１冷却孔９１を設けた場合には第１冷却孔９１近傍で応力が高くなるものの、熱応力の緩和の効果と相まって応力を低減させることができる。

（第４の実施形態）
次に、本発明の第４の実施形態について説明する。図９は、本発明の第４の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図９に示すように、本実施形態の１段静翼１００では、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２には、他の部分より厚肉に形成された厚肉部１０１が設けられている。本実施形態では、厚肉部１０１は、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２から第１翼本体側連結部５８の基端部７２に亘って設けられている。図示の例では、厚肉部１０１は、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２、及び第１翼本体側連結部５８の基端部７２において、それぞれの外周面５３ａ、５８ａが面一に維持されつつ、それぞれの内周面５３ｂ、５８ｂ側が突出されることで形成されている。

以上に示した１段静翼１００によれば、第３の実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２に厚肉部１０１が設けられているので、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２の剛性を高めることが可能となる。これにより、燃焼ガスＧ１の圧力を起因として、第１翼本体側連結部５８の基端部７２を基点として塑性変形するガス曲げを生じさせる力が作用した場合であっても、ガス曲げの発生を抑制することができる。従って、１段静翼１００の疲労寿命の向上を図りつつ、ガス曲げの発生を抑制することができる。
ここで、厚肉部１０１を設けることで厚肉部１０１近傍において熱応力が生じやすくなるものの、第１冷却孔９１の冷却により厚肉部１０１における熱応力が緩和され、またそれ故に疲労寿命の向上を図ることができる。

（第５の実施形態）
次に、本発明の第５の実施形態について説明する。図１０は、本発明の第５の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図１０に示すように、本実施形態の１段静翼１２０では、外側シュラウド側連結部６６と外側シュラウド６０との間の応力集中を緩和する応力集中緩和部１２１が設けられている。
図示の例では、応力集中緩和部１２１は、外側シュラウド側連結部６６の外周面６６ｂと、外側シュラウド６０において燃焼ガス流路４ａの反対側を向く面６０ｄとを滑らかに接続する凹曲面状のフィレットにより構成されている。

以上に示した１段静翼１２０によれば、第１の実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、外側シュラウド側連結部６６と外側シュラウド６０との間の応力集中を緩和することが可能となり、またそれ故に１段静翼１２０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
ここで、本実施形態では応力集中緩和部１２１が厚肉に形成されているため熱応力が生じ易くなるものの、突端部７０、７１を連結することによる応力集中の緩和、及び応力集中緩和部１２１を設けることによる応力集中の緩和の効果と相まって、結果として応力を低減させることができ、またそれ故に疲労寿命の向上を図ることができる。

（第６の実施形態）
次に、本発明の第６の実施形態について説明する。図１１は、本発明の第６の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図１１に示すように、本実施形態の１段静翼１３０では、外側シュラウド側連結部６６の内周面６６ａ（翼本体側連結部に対向する面）には、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６の基端同士の接触を抑制する逃げ部１３１が設けられている。
図示の例では、逃げ部１３１は、外側シュラウド側連結部６６の内周面６６ａと、外側シュラウド６０の燃焼ガス流路４ａ側の面６０ｄとを滑らかに接続する凸曲面状のフィレットにより構成されている。つまり、逃げ部１３１は、外側シュラウド６０の第１挿通孔６３の輪郭をなす周壁部６３ａにおいて燃焼ガス流路４ａ側に位置する部分が、面取りされることで構成されている。

以上に示した１段静翼１３０によれば、第５実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、外側シュラウド側連結部６６の内周面６６ａに逃げ部１３１が設けられているので、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６の基端同士のフレッティング（摩擦力を伴い、且つ振幅が小さい繰り返し相対滑り）を抑制することができる。従って、フレッティング摩耗及びフレッティング疲労を抑制することが可能となり、１段静翼１３０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。

また、逃げ部１３１として本実施形態で示したフィレットを採用することで、外側シュラウド側連結部６６と、外側シュラウド６０との間の応力集中をより一層緩和することが可能となり、１段静翼１３０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
なお、本実施形態では、１段静翼１３０は、応力集中緩和部１２１を備えるものとしたが、応力集中緩和部１２１は無くても構わない。また、逃げ部は、第１翼本体側連結部５８の外周面５８ａ（シュラウド側連結部に対向する面）に設けられていても良い。

（第７の実施形態）
次に、本発明の第７の実施形態について説明する。図１２は、本発明の第７の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図１２に示すように、本実施形態の１段静翼１１０では、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２の近傍には、第１冷却孔９１から放出された冷却ガスＧ１が導入される冷却ガス導入部１１１が設けられている。
図示の例では、冷却ガス導入部１１１は、外側シュラウド６０の外側シュラウド側連結部６６に接続される部分が屈曲されることで形成されている。つまり、外側シュラウド６０は、外側シュラウド側連結部６６に接続されると共にタービン静翼本体５３から離間するに連れて前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に向かうように屈曲された第１屈曲部１１２と、第１屈曲部１１２に接続されると共に前記高さ方向Ｈと平行になるように前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に向けて屈曲された第２屈曲部１１３とを備えている。そして、第１屈曲部１１２と、第２屈曲部１１３と、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２とによって形成される空間が、冷却ガス導入部１１１となっている。また、本実施形態では、第１屈曲部１１２及び第２屈曲部１１３は、いずれもタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２と離間している。

以上に示した１段静翼１１０によれば、第３の実施形態と同様の作用効果を奏することができる。また、第１屈曲部１１２及び第２屈曲部１１３がいずれもタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２と離間しているので、これらの両屈曲部１１２、１１３によって、第６の実施形態で示した逃げ部１３１と同様の作用効果を奏することができる。

また、冷却ガス導入部１１１が設けられているので、第１冷却孔９１から放出された冷却ガスＧ１が、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２を冷却する際に、燃焼ガス流路４ａを流通する燃焼ガスＧ１によって前述の冷却が阻害されるのを抑制することができる。従って、タービン静翼本体５３に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、またそれ故に１段静翼１１０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。

なお、本実施形態では、冷却ガス導入部１１１は、第１屈曲部１１２と、第２屈曲部１１３と、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２とによって形成される空間であるとしたが、これに限られるものではなく、例えば第２屈曲部１１３は無くても良い。また、外側シュラウド６０に屈曲部を形成するのではなく、凹部を形成することで冷却ガス導入部を形成しても良い。

また、本実施形態では、屈曲部１１２、１１３は、いずれもタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２と離間しているものとしたが、冷却ガス導入部が形成されていればこれに限られず、例えば、タービン静翼本体の第１翼本体側連結部に接続される部分と屈曲部とが接触していても良い。

（第８の実施形態）
次に、本発明の第８の実施形態について説明する。図１３は、本発明の第８の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図１３に示すように、本実施形態の１段静翼１４０では、タービン静翼本体５３の外周面５３ａ、及び外側シュラウド６０の燃焼ガス流路４ａ側の面６０ｃには、互いに厚さが異なる翼部側遮熱コーティング層（表面処理層）１４１、及びシュラウド側遮熱コーティング層（表面処理層）１４２がそれぞれ設けられている。図示の例では、シュラウド側遮熱コーティング層１４２が、翼部側遮熱コーティング層１４１より厚く形成されている。

以上に示した１段静翼１４０によれば、第１の実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、このように厚さが異なる遮熱コーティング層１４１、１４２が設けられる場合であっても、タービン静翼本体５３及び外側シュラウド６０それぞれに予め遮熱コーティング層１４１、１４２を形成した後に、タービン静翼本体５３と外側シュラウド６０とを翼本体側連結部５７及び外側シュラウド側連結部６６を介して連結することで、例えばタービン静翼本体とシュラウドとが一体に形成されている場合に比べて、厚さが異なる遮熱コーディング層１４１、１４２を容易且つ正確に形成することができる。従ってこの構成によれば、１段静翼１４０の疲労寿命の向上を図りつつ、タービン静翼本体５３及び外側シュラウド６０それぞれの温度条件に適した厚さを具備する翼部側遮熱コーティング層１４１及びシュラウド側遮熱コーティング層１４２を容易に形成することができる。
なお、本実施形態では、シュラウド側遮熱コーティング層１４２が翼部側遮熱コーティング層１４１より厚く形成されているものとしたが、これに限られるものではない。

（第９の実施形態）
次に、本発明の第９の実施形態について説明する。図１４及び図１５は、本発明の第９の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図１４に示すように、本実施形態の１段静翼１５０では、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６の間には、燃焼ガス流路４ａ内に冷却ガスＧ２を放出してタービン静翼本体５３の翼本体側連結部５８に接続される部分１５５を冷却する第２冷却孔１５１が設けられている。この第２冷却孔１５１は、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６の内側に、突端側から基端側へと連通するように形成されている。
また、図１５に示すように、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６を連結する溶接部１５２は、第１翼本体側連結部５８の前側に位置する部分である前縁部１５３、及び外側シュラウド側連結部６６において前縁部１５３に対応する前側部分１５４を除くように設けられている。そして、第１翼本体側連結部５８の前縁部１５３と外側シュラウド側連結部６６の前側部分１５４との間に前記第２冷却孔１５１が設けられている。

ここで、前述したように、外側シュラウド６０によって燃焼ガス流路４ａと仕切られた外部Ｎの冷却ガスＧ２の圧力Ｐ１は、燃焼ガス流路４ａ内の燃焼ガスＧ１の圧力Ｐ２よりも高くなっているので、以上のように第２冷却孔１５１を形成することで、外側シュラウド６０の外部Ｎの冷却ガスＧ２が燃焼ガス流路４ａ内に放出される。

以上に示した１段静翼１５０によれば、第１の実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、外側シュラウド６０に第２冷却孔１５１が設けられているので、タービン静翼本体５３の翼本体側連結部５８に接続される部分１５５を冷却することができる。従って、タービン静翼本体５３に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、１段静翼１５０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。

（第１０実施形態）
次に、本発明の第１０の実施形態について説明する。図１６及び図１７は、本発明の第１０の実施形態を示したものである。この実施形態において、前述した実施形態で用いた部材と共通の部材には同一の符号を付して、その説明を省略する。

図１６及び図１７に示すように、本実施形態の１段静翼１６０では、外側シュラウド側連結部６６には、外側シュラウド６０に対してタービン静翼本体５３を前記高さ方向Ｈに位置決めする位置決め部１６１が設けられている。
外側シュラウド側連結部６６の突端部７１が、全周に亘ってタービン静翼本体５３側に向けて屈曲されて位置決め部１６１となっている。そして、位置決め部１６１は、その前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２を向く面１６２が、タービン静翼本体５３部の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１を向く面１６３と当接することで、タービン静翼本体５３を前記高さ方向Ｈに位置決めしている。また、位置決め部１６１の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２を向く面１６２には、位置決め部１６１の突端側に開口された切り欠き部１６４が設けられており、第１翼本体側連結部５８及び外側シュラウド側連結部６６は、この切り欠き部１６４にろう付部１６５が形成されることで、それぞれの突端部７０、７１において互いに連結されている。

以上のように構成された１段静翼１６０を製造するに際し、タービン静翼本体５３と外側シュラウド６０とを組み立てるときには、位置決め部１６１の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２を向く面１６２と、タービン静翼本体５３部の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１を向く面１６３とを接触させる。これにより、タービン静翼本体５３と外側シュラウド６０とを容易に位置決めし、両者の組み立てを容易化することができると共に、第１実施形態と同様の作用効果を奏することができる。

なお、本発明の技術的範囲は前記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、前記各実施形態では、１段静翼に本発明に係るガスタービン翼を採用した場合を例に説明したが、これに限られるものではなく、本発明に係るガスタービン翼を、他の段のタービン静翼５、あるいは、タービン動翼６、圧縮機静翼２１、圧縮機動翼２２に採用しても良い。しかしながら、特に高温環境となる１段目または２段目のタービン静翼５またはタービン動翼６において適用することで、シュラウドの連結部分に使用するシール用のガスを効果的に削減することができるとともに、熱応力を起因として生ずる応力集中を効果的に緩和することができる。
また、前記各実施形態では、外側シュラウド６０及び内側シュラウド６１の双方を設けるものとしたが、これに限られるものではなく、いずれか一方のみでも良い。

また、前記各実施形態では、タービン静翼本体５３は、前記高さ方向Ｈに沿った断面視における外周面５３ａ及び内周面５３ｂが前記高さ方向Ｈと平行になるように形成されているものとしたが、これに限られるものではない。図１８は、本発明に係る１段静翼の変形例を示す断面図である。例えば、図１８に示す１段静翼１７０のように、タービン静翼本体１７１が湾曲するように形成されていても良い。この場合であっても、各翼本体側連結部５８、５９及び各シュラウド側連結部６６、６７がタービン静翼本体５３の前記高さ方向Ｈに延出されているので、タービン静翼本体１７１の形状によらず各連結部５８、５９、６６、６７を容易に連結することができる。

また、前記各実施形態では、突端部７０、７１をそれぞれ連結する連結手段として、溶接部７５、１５２及びろう付部１６５を用いたが、連結手段はこれらに限られるものではなく、例えばボルト及びロックナット等を用いた機械的結合によってタービン静翼本体とシュラウドとを連結しても良い。また、いずれの場合であっても、突端部７０、７１は、それぞれの一部分のみで連結されていても良い。

また、ガスタービン１は前記実施形態で示した形態に限られるものではない。例えば、前記実施形態では、圧縮機２として軸流式の圧縮機を採用したが、遠心式の圧縮機を採用しても良い。また、前記実施形態では、ガスタービンとして１軸式を採用したが、多軸式（フリータービン）を採用しても良い。

その他、本発明の趣旨に逸脱しない範囲で、前記実施形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、前記した変形例を適宜組み合わせてもよい。

１ ガスタービン
２ 圧縮機
３ 燃焼器
４ タービン
８、９０、１００、１１０、１２０、１３０、１４０、１５０、１６０、１７０ １段静翼（ガスタービン翼）
５３、１７１ タービン静翼本体（翼本体）
５３ａ タービン静翼本体の外周面（翼本体の外面）
５８ 第１翼本体側連結部（翼本体側連結部）
５８ａ 第１翼本体連結部の外周面（シュラウド側連結部に対向する面）
５９ 第２翼本体側連結部（翼本体側連結部）
６０ 外側シュラウド（シュラウド）
６０ｂ 燃焼ガス流路側の面
６１ 内側シュラウド（シュラウド）
６６ 外側シュラウド側連結部（シュラウド側連結部）
６６ａ 外側シュラウド側連結部の内周面（翼本体側連結部に対向する面）
６７ 内側シュラウド側連結部（シュラウド側連結部）
７０、７１ 突端部
７２、７３ 基端部
９１ 第１冷却孔
９２、１５５ 第１翼本体側連結部に接続される部分
１１１ 冷却ガス導入部
１１２、１１３ 屈曲部（逃げ部）
１０１ 厚肉部
１３１ 逃げ部
１４１ 翼部側遮熱コーティング層（表面処理層）
１４２ シュラウド側遮熱コーティング層（表面処理層）
１５１ 第２冷却孔
１６１ 位置決め部
４ａ 燃焼ガス流路
Ｇ１ 燃焼ガス
Ｇ２ 冷却ガス
Ｈ 高さ方向

Claims (13)

1. 周方向に三つ以上配列して設けられ、ガスタービンの上流側から下流側に向けて流通する燃焼ガスが外面を通過する翼本体と、
   該翼本体における高さ方向の両端部のうちの少なくとも一方に配設されて、三つ以上の前記翼本体を支持すると共に、前記燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路の隔壁の一部を構成する略円弧状に形成されたシュラウドとを備え、
   前記翼本体及び前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路の外側に前記高さ方向に延出された翼本体側連結部及びシュラウド側連結部がそれぞれ設けられ、
   前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部は、冷却ガスが流通する前記燃焼ガス流路の外側に突出する互いの突端部の突端側で溶接部により連結され、前記燃焼ガス流路側に位置する基端部では連結されておらず、
   前記翼本体側連結部の外周面と前記シュラウド側連結部の内周面とは、互いに全周に亘って接触していることを特徴とするガスタービン翼。
2. 請求項１に記載のガスタービン翼において、
   前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第１冷却孔が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
3. 請求項２に記載のガスタービン翼において、
   前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分の近傍には、前記第１冷却孔から放出された前記冷却ガスが導入される冷却ガス導入部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
4. 周方向に三つ以上配列して設けられ、ガスタービンの上流側から下流側に向けて流通する燃焼ガスが外面を通過する翼本体と、
   該翼本体における高さ方向の両端部のうちの少なくとも一方に配設されて、三つ以上の前記翼本体を支持すると共に、前記燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路の隔壁の一部を構成する略円弧状に形成されたシュラウドとを備え、
   前記翼本体及び前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路の外側に前記高さ方向に延出された翼本体側連結部及びシュラウド側連結部がそれぞれ設けられ、
   前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部は、冷却ガスが流通する前記燃焼ガス流路の外側に突出する互いの突端部の一部で連結され、前記燃焼ガス流路側に位置する基端部では連結されておらず、
   前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第１冷却孔が設けられており、
   前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分の近傍には、前記第１冷却孔から放出された前記冷却ガスが導入される冷却ガス導入部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
5. 請求項２から請求項４のいずれか一項に記載のガスタービン翼において、
   前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分には、他の部分より厚肉に形成された厚肉部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
6. 請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のガスタービン翼において、
   前記シュラウドは、複数で互いに連結されて円環状に構成され、それぞれ三つ以上の前記翼本体を支持していることを特徴とするガスタービン翼。
7. 請求項１から請求項５のいずれか一項に記載のガスタービン翼において、
   前記シュラウドは、円環状に形成されていて、前記翼本体の全てを支持していることを特徴とするガスタービン翼。
8. 請求項１から請求項７のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
   前記翼本体が前記ガスタービンの静翼を構成するとともに、前記シュラウドが該翼本体の外周側となる前記高さ方向一端部に配設されて軸方向に隣接する動翼の外周側まで延出されていることを特徴とするガスタービン翼。
9. 請求項１から請求項８のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
   前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の互いに対向する面のうちの少なくとも一方には、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の基端同士の接触を抑制する逃げ部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
10. 請求項１から請求項９のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
    前記翼本体の外面及び前記シュラウドの前記燃焼ガス流路側の面には、互いに厚さが異なる表面処理層がそれぞれ設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
11. 請求項１から請求項１０のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
    前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の間には、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第２冷却孔が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
12. 請求項１から請求項１１のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
    前記シュラウド側連結部には、前記シュラウドに対して前記翼本体を前記高さ方向に位置決めする位置決め部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
13. 圧縮空気を生成する圧縮機と、
    該圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器と、
    請求項１から請求項１２のいずれか１項に記載のガスタービン翼を有し、前記燃焼器から供給される前記燃焼ガスにより回転動力を発生させるタービンと、
    を備えていることを特徴とするガスタービン。

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