JPH08165902A - セラミック静翼 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 （修正有） 【構成】静翼は、燃焼ガスに直接曝されるセラミック部
材（セラミックシェル１、内及び外セラミックサイドウ
ォール２，３）、及びそのセラミック部材を遮熱部材
７，８，８’，９，９’を介して支える金属部材（内及
び外シュラウド４，５、翼芯６）から構成される。金属
部材、特に翼芯６の冷却は、翼芯６の内部に設けられた
冷却空気孔ａ，ｂ，ｃを通る冷却空気によって行う。冷
却空気孔ａ，ｂ，ｃは冷却空気に往来を持たせるために
リターンフロー冷却方式で構成されている。更に、この
金属部材の冷却空気は、隣設する回転動翼との隙間部の
シール空気も兼ねている。 【効果】金属部材の一部である翼芯の冷却に使われる冷
却空気流量を従来より大幅に低減しても十分に翼芯の温
度を耐熱温度以下に抑え得る。また、隣設する回転動翼
との隙間部のシール空気流量も従来より大幅に低減する
ことができるので、燃焼ガスの高温化に伴ってガスター
ビン単体の飛躍的な熱効率の向上が図れる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、高温ガスタービンにお
ける静翼に係わり、特にガスタービンの性能及び信頼性
の向上を図るに好適な構造を有するセラミック静翼に関
する。

【０００２】

【従来の技術】図３に、ガスタービン単体の熱効率とガ
スタービン高温部の冷却に用いられる冷却空気流量比の
関係を示す。ここで、冷却空気流量比とは、タービン部
と同軸の圧縮機によって作り出された圧縮空気総流量に
対する冷却空気流量の割合を示している。ガスタービン
単体の熱効率は、タービン入口温度（Ｔ．Ｉ．Ｔ．）が
上昇するにつれて、また、冷却空気流量比が減少するに
つれて向上する。図中の「ＧＴ」とはガスタービンを意
味し、出力２０ＭＷの場合で例示してある（図４，図９
においても同じ。）。

【０００３】従来の金属製ガスタービン用静翼は、静翼
の内壁や表面を空気により冷却し、翼部温度を翼材料の
耐熱温度以下に抑えることによって成立しているので、
ガスタービン単体の熱効率を向上させるためには、翼材
料をより耐熱性の高い材料に置き換えるか、或いは冷却
効率を向上させて冷却空気流量比を低減しなければなら
ない。

【０００４】しかしながら、従来の金属製ガスタービン
用静翼においては、燃焼ガスの高温化に翼材料自体の耐
熱性が対応できないこと、また、冷却構造部における冷
却方法が性能的にほぼ限界に達していること等によっ
て、図４に示すように、燃焼ガスの高温化に伴うガスタ
ービン単体の熱効率の向上はあまり期待できない。

【０００５】そこで、耐熱性の高いセラミックスをガス
タービン用静翼に用い、ガスタービン単体の熱効率を向
上させる開発が進められている。従来のような産業用大
容量ガスタービンに用いるセラミック静翼は、例えば、
特開昭６１−８９９０５号公報、同６１−８９９０６号
公報、同６１−８９９０８号公報、同６１−６６８０２
号公報、或いは同６２−６０５号公報等に燃焼ガス流路
を形成するセラミック部材、及びそれを保持する金属部
材から成るセラミック静翼について記載がなされてい
る。

【０００６】図５及び図６に、従来のセラミック静翼の
断面図を、また、図７及び図８に、他の従来のセラミッ
ク静翼の断面図をそれぞれ示す。図６は図５の横断面
図、図８は図７の横断面図である。図５及び図７の上側
がガスタービンの外周側、下側が同じく内周側に相当す
る。図５及び図６におけるセラミック静翼は、燃焼ガス
に直接曝されるセラミック部材（セラミックシェル１、
内及び外セラミックサイドウォール２，３、これらは一
体構造）、そのセラミック部材を挾み込んで固定するた
めの金属部材（内及び外シュラウド４，５、翼芯６）、
及び緩衝部材１０から構成されている。１１は冷却空気
孔である。

【０００７】図７及び図８におけるセラミック静翼は、
燃焼ガスに直接曝されるセラミック部材（セラミックシ
ェル１、内及び外セラミックサイドウォール２，３）、
及びそのセラミック部材を遮熱部材７，８，９を介して
支える金属部材（内及び外シュラウド４，５、翼芯６）
から構成されている。このように、セラミック部材と金
属部材の複合構造であるセラミック静翼では、セラミッ
ク部材は無冷却でも十分に成立するが、燃焼ガスによっ
て曲げ応力を受ける金属部材、特に翼芯６は冷却によっ
てその温度を翼芯材料の耐熱温度以下に抑える必要があ
る。

【０００８】従来のセラミック静翼では、翼芯６の冷却
は、翼芯６の内部に設けられた冷却空気孔１１を通る冷
却空気によって、或いは他方では、冷却空気孔１１を通
って一旦翼芯６の外表面に流れ、翼芯６の外表面凹部と
遮熱部材７との隙間部に設けられた冷却空気流路１２、
及び通気性に富み変形能の大きい遮熱部材８、９の内部
を抜ける冷却空気によって行っていた。

【０００９】

【発明が解決しようとする課題】以上のように、従来の
金属製ガスタービン用静翼では、燃焼ガスの高温化に伴
うガスタービン単体の大幅な熱効率の向上があまり期待
できないので、現在では、耐熱性の高いセラミックスを
ガスタービン用静翼に用い、ガスタービン単体の熱効率
を向上させる開発が進められている。

【００１０】しかしながら、セラミックスは金属材料と
比較して非常に脆い材料であるため、ガスタービンの機
械的応力を受け持つ構造部材として用いることはでき
ず、セラミック静翼の構造はセラミック部材と金属部材
の複合構造としなければならない。従って、セラミック
静翼では、金属部材を冷却し、その温度を耐熱温度以下
に抑える必要がある。図５及び図６に示すような従来の
セラミック静翼の冷却構造では、あまり冷却性能が高く
ないので、金属部材、特に翼芯６の温度を耐熱温度以下
に抑えるためには多くの冷却空気流量を必要とし、結果
として、図９のように、ガスタービン単体の大幅な熱効
率の向上を得ることができなかった。

【００１１】更に、このような冷却構造はあまり冷却性
能が高くなく、燃焼ガス温度が上昇するにつれて翼芯６
の温度も上昇するので、燃焼ガスの高温化に伴ってガス
タービン単体の熱効率の向上幅が小さくなる傾向があっ
た。

【００１２】また、図７及び図８に示すような従来のセ
ラミック静翼の冷却構造では、翼芯６の温度を耐熱温度
以下に抑えるために上述のセラミック静翼ほど多くの冷
却空気流量を必要とはしないが、翼芯６を冷却する冷却
空気が出口の不確定な遮熱部材８、９の内部を通り抜け
るため、翼ごとの冷却空気流量にばらつきが生じ、場所
によるセラミック静翼の不均一な熱膨張によって強度信
頼性が著しく低下する危険性がある。燃焼ガス温度が上
昇するにつれて更にこの傾向は強くなり、セラミックシ
ェル１に非定常な熱応力が加わることによって高温領域
でのセラミック静翼の成立に不安定要素を与えることに
なった。

【００１３】本発明の目的は、このような問題点を解決
し、性能及び強度信頼性に優れた高温ガスタービン用静
翼を提供することにある。

【００１４】

【課題を解決するための手段】以上の課題を解決するた
めに、本発明の高温ガスタービン用セラミック静翼は、
燃焼ガス流路を形成するセラミック部材、及びそれを保
持する金属部材から成り、金属部材の一部である翼芯の
冷却に使われる冷却空気流量を低減し、かつ翼ごとの冷
却空気流量にばらつきが生じない構造を有している。

【００１５】すなわち、セラミック部材と金属部材の複
合構造から成る高温ガスタービン用静翼において、金属
部材の一部である翼芯に開ける冷却空気孔の開口率を翼
芯の横断面積に対して１０％以下とし、翼芯の冷却に使
われる冷却空気流量を低減すること、また、出口の不確
定な遮熱部材の内部に冷却空気を通さないことによって
翼ごとの冷却空気流量のばらつきを抑えることを特徴と
している。

【００１６】更に、翼芯の冷却構造をリターンフロー或
いはインピンジメント冷却方式として翼芯の冷却に使わ
れる冷却空気流量を低減し、かつその冷却構造が冷却空
気を燃焼ガス流中に放出しない密閉型の冷却構造である
ことを特徴としている。

【００１７】更に、本発明の高温ガスタービン用セラミ
ック静翼は、冷却空気流路の往来を持たせるために翼芯
に翼芯キャップ或いはピンを設け、または同様に冷却空
気流路の往来を持たせるために翼芯が外周側／内周側の
少なくとも一方に冷却空気流路を設けた二重翼芯構造と
することが好ましい。

【００１８】

【作用】本発明の高温ガスタービン用セラミック静翼
は、金属部材の一部である翼芯の冷却構造にリターンフ
ロー或いはインピンジメント冷却方式を用いているた
め、冷却空気流路における冷却性能は高い。従って、翼
芯に開ける冷却空気孔を小さくし、翼芯の冷却に使われ
る冷却空気流量を従来より大幅に低減しても、十分に翼
芯の温度を耐熱温度以下に抑えることができる。

【００１９】これによって、翼芯の冷却に使われる冷却
空気流量をガスタービン全体に使われる総冷却空気流量
の０．２％にすることができ、燃焼ガスの高温化に伴っ
てガスタービン単体の飛躍的な熱効率の向上を得ること
ができる。

【００２０】更に、本発明の高温ガスタービン用静翼
は、翼芯の冷却に使われる冷却空気を燃焼ガス流中に放
出しない密閉型の冷却構造であるため、この冷却空気を
初段静翼と初段動翼との隙間部のシール用にも用いるこ
とができ、シール空気を従来より大幅に低減することに
よりさらなるガスタービン単体の熱効率の向上に寄与す
ることができる。

【００２１】

【実施例】以下に、本発明の実施例を図面に従って説明
する。◆図１及び図２に、ガスタービン単体の熱効率の
向上を目的とした本発明の高温ガスタービン用静翼の実
施例の一例を示す。図１は、高温ガスタービン用静翼翼
列を構成する１枚の静翼部の基本構造を示す縦断面図、
図２は、図１の横断面図である。図１の上側がガスター
ビンの外周側、下側が同じく内周側に相当する。図１及
び図２における高温ガスタービン用静翼は、燃焼ガスに
直接曝されるセラミック部材（セラミックシェル１、内
及び外セラミックサイドウォール２，３）、及びそのセ
ラミック部材を遮熱部材７，８，８’，９，９’を介し
て支える金属部材（内及び外シュラウド４、５、翼芯
６）から構成されている。

【００２２】セラミックシェル１は、内及び外セラミッ
クサイドウォール２，３にそれぞれ設けられた嵌合溝に
嵌合されている。これらは、リテーナリング（図示せ
ず）に嵌合固定される金属部材の一部である外シュラウ
ド５とサポートリング（同じく図示せず）に嵌合保持さ
れる金属部材の一部である内シュラウド４に挾み込まれ
て固定されている。

【００２３】内セラミックサイドウォール２と内シュラ
ウド４の間、及び外セラミックサイドウォール３と外シ
ュラウド５の間には、それぞれ遮熱部材８，８’，９，
９’が重ね合わされている。この遮熱部材８，８’，
９，９’は、内及び外セラミックサイドウォール２，３
と内及び外シュラウド４，５間の熱伝達を抑え、また、
高温である燃焼ガスに加熱されて生じるセラミック部材
と金属部材との翼長方向の熱膨張量の差も緩和する役目
を果たしている。内及び外シュラウド４，５は、金属部
材の一部である翼芯６によって連結されている。

【００２４】セラミックシェル１と翼芯６の間には、遮
熱部材７が介在している。この遮熱部材７も、セラミッ
クシェル１と翼芯６間の熱伝達を抑え、更に、セラミッ
クシェル１の位置決めを行っている。燃焼ガス流路は内
周及び外周の円筒状壁面を形成する内及び外セラミック
サイドウォール２，３とセラミックシェル１によって構
成され、高温高圧の燃焼ガスはこの燃焼ガス流路の中を
図１中の矢印の方向に流れる。これらのセラミック部材
は、前後の圧力差によって外力を受けるが、金属部材に
よって支えられているため、セラミック部材にはこの外
力による応力はさほど発生しない。

【００２５】本実施例はリターンフロー冷却方式を示し
ており、すなわち、金属部材、特に翼芯６の冷却は、翼
芯６の内部に設けられた冷却空気孔ａ，ｂ，ｃを通る冷
却空気によって行っている。この冷却空気孔ａ，ｂ，ｃ
は、図１０に示すように、外シュラウド５から入り翼芯
６の内部を通って内シュラウド４に向かう往路冷却空気
孔ａ、内シュラウド４内で方向を変え翼芯６の内部を通
って外シュラウド５に向かう復路冷却空気孔ｂ、再び外
シュラウド５内で方向を変え翼芯６の内部を通って内シ
ュラウド４から出る往路冷却空気孔ｃから構成されてい
る。

【００２６】従って、図１１に示すように、この冷却空
気孔ａ，ｂ，ｃを翼芯６の内部の外周側近くに配置し、
翼芯６の外周面における冷却性能を高めることによって
翼芯６の冷却に使われる冷却空気流量を従来より大幅に
低減することができる。

【００２７】図１２に、翼芯６の冷却に使われる冷却空
気流量をガスタービン全体に使われる総冷却空気流量の
０．２％にした場合の翼芯６中央部の温度解析結果例を
示す。燃焼ガス温度は翼長方向の平均で１５００℃とし
た。図１２によると、翼芯６の冷却に使われる冷却空気
流量をガスタービン全体に使われる総冷却空気流量の
０．２％と従来より大幅に低減しても、翼芯６の温度は
十分に耐熱温度（インコネル６００ならば８００℃。例
示においては最も高温になる箇所でも６０５℃前後であ
る。）以下で保たれることがわかる。

【００２８】更に、例えば図１３に示すように、燃焼ガ
スからの熱伝達が大きい部分に冷却空気孔ａを重点的に
配置すれば、翼芯６における冷却効率を向上させること
ができ、翼芯６の冷却に使われる冷却空気流量をより低
減することができる。翼芯６の内部に設ける冷却空気孔
のリターン回数については、冷却空気孔のリターン回数
が多ければ多いほど翼芯６の冷却に使われる冷却空気流
量は低減されるが、冷却空気温度は冷却空気孔を流れる
につれて上昇し、出口側に近い往路冷却空気孔或いは復
路冷却空気孔ほど冷却性能は劣ることになるので、２回
或いは４回が適当である。

【００２９】内及び外シュラウド４，５の冷却は、内及
び外シュラウド４，５の内部に設けられた冷却空気孔
ｄ，ｅを通る冷却空気によって行っている。この冷却空
気は、内及び外シュラウド４，５の内及び外周壁に衝突
し、内及び外周壁を冷却した後、内及び外シュラウド
４、５の内部に設けられた冷却空気孔ｄ、ｅに流入す
る。セラミック部材（セラミックシェル１、内及び外セ
ラミックサイドウォール２，３）及び遮熱部材７，８，
８’，９，９’の材質については、燃焼ガスに直接曝さ
れるセラミック部材（セラミックシェル１、内及び外セ
ラミックサイドウォール２，３）は耐熱性に優れた構造
用セラミックスで、遮熱部材７は耐熱性及び断熱性に優
れ、狭い隙間部に充填できる無機材質（例えば、アルミ
ナセラミックス系）充填材で、遮熱部材８、９は耐熱性
及び断熱性に優れ、通気性が低い無機材質（例えば、繊
維強化セラミックス）材で、また、遮熱部材８’、９’
は耐熱性及び断熱性に優れ、弾性変形能の大きい柔軟な
無機材質（例えば、セラミック繊維による織物）材でそ
れぞれ製造される。

【００３０】図１４及び図１５に、本発明の高温ガスタ
ービン用静翼の他の実施例の一例を示す。図１４は、高
温ガスタービン用静翼翼列を構成する１枚の静翼部の基
本構造を示す縦断面図、図１５は、図１４の横断面図で
ある。図１４の上側がガスタービンの外周側、下側が同
じく内周側に相当する。図１４及び図１５における高温
ガスタービン用静翼は図１及び図２における高温ガスタ
ービン用静翼と翼芯６の冷却構造が異なり、その冷却構
造にインピンジメント冷却方式を用いている。翼芯６の
冷却に使われる冷却空気は空気孔の直近において約１５
ａｔａ程度の圧がかかっている。これはガスタービンの
背圧の有効利用を図り、コンプレッサを通して供給され
る。

【００３１】翼芯６の冷却に使われる冷却空気は外シュ
ラウド５から翼芯６’の内部に設けられた冷却空気孔ｆ
に入り、冷却空気孔ｆに設けられた冷却空気孔ｇから吹
き出し、翼芯６の内周壁を冷却した後、翼芯６の内部を
通って内シュラウド４に向かって流れる。尚、前後の圧
力差によって外力を受けるセラミック部材（セラミック
シェル１、内及び外セラミックサイドウォール２，３）
は、遮熱部材７を介して翼芯６によって支えられてい
る。その他の構造は前述の実施例と同様である。図１６
に、本発明の高温ガスタービン用静翼と隣設する回転動
翼とのシール構造に関する実施例の一例を示す。図１６
は、高温ガスタービン初段部付近の基本構造を示す縦断
面図である。図１６の上側がガスタービンの外周側、下
側が同じく内周側に相当する。従来の金属製ガスタービ
ン用静翼は、図１７に示すように、静翼の内壁や表面を
冷却した後、その冷却空気Ｅを燃焼ガス流中に放出して
いた。従って、初段静翼Ｂと初段動翼Ｃとの隙間部のシ
ールには内シュラウド４の内周側から流れるシール空気
Ｆを用いていた。尚、Ａはトランジションピース、Ｄは
動翼シュラウドである。

【００３２】しかしながら、本実施例の高温ガスタービ
ン用静翼は、翼芯６の冷却に使われる冷却空気Ｅを燃焼
ガス流中に放出しない密閉型の冷却構造であるため、こ
の冷却空気Ｅを初段静翼Ｂと初段動翼Ｃとの隙間部のシ
ール用にも用いることができる。これによって、本発明
の高温ガスタービン用静翼においては、内シュラウド４
の内周側から流れるシール空気Ｆを従来より大幅に低減
することができ、更なるガスタービン単体の熱効率の向
上に寄与することができる。

【００３３】図１８及び図２に、ガスタービン単体の熱
効率の向上を目的とした本発明の高温ガスタービン用セ
ラミック静翼の他の実施例を示す。図１８は、高温ガス
タービン用セラミック静翼翼列を構成する１枚の静翼部
の基本構造を示す縦断面図、図２は、図１の横断面図で
もあるが、図１８の横断面図も兼ねる。図１８の上側が
ガスタービンの外周側、下側が同じく内周側に相当す
る。

【００３４】図１８及び図２における高温ガスタービン
用セラミック静翼は、燃焼ガスに直接曝されるセラミッ
ク部材（セラミックシェル１、内及び外セラミックサイ
ドウォール２，３）、及びそのセラミック部材を遮熱部
材７，８，８’，９，９’を介して支える金属部材（内
及び外シュラウド４，５、翼芯６、翼芯キャップ６’）
から構成されている。

【００３５】セラミックシェル１は、内及び外セラミッ
クサイドウォール２，３にそれぞれ設けられた嵌合溝に
嵌合されている。これらは、リテーナリング（図示せ
ず）に嵌合固定される金属部材の一部である外シュラウ
ド５とサポートリング（同じく図示せず）に嵌合保持さ
れる金属部材の一部である内シュラウド４に挾み込まれ
て固定されている。

【００３６】内セラミックサイドウォール２と内シュラ
ウド４の間、及び外セラミックサイドウォール３と外シ
ュラウド５の間には、それぞれ遮熱部材８，８’，９，
９’が重ね合わされている。この遮熱部材８，８’，
９，９’は、内及び外セラミックサイドウォール２，３
と内及び外シュラウド４，５間の熱伝達を抑え、また、
高温である燃焼ガスに加熱されて生じるセラミック部材
と金属部材との翼長方向の熱膨張量の差も緩和する役目
を果たしている。

【００３７】内及び外シュラウド４，５は、金属部材の
一部である翼芯６によって連結されている。セラミック
シェル１と翼芯６の間には、遮熱部材７が介在してい
る。この遮熱部材７も、セラミックシェル１と翼芯６間
の熱伝達を抑え、更に、セラミックシェル１の位置決め
を行っている。

【００３８】燃焼ガス流路は、内周及び外周の円筒状壁
面を形成する内及び外セラミックサイドウォール２，３
とセラミックシェル１によって構成され、高温高圧の燃
焼ガスはこの燃焼ガス流路の中を図１中の矢印の方向に
流れる。これらのセラミック部材は、前後の圧力差によ
って外力を受けるが、金属部材によって支えられている
ため、セラミック部材にはこの外力による応力はさほど
発生しない。

【００３９】金属部材、特に翼芯６の冷却は、翼芯６の
内部に設けられた冷却空気孔ａ，ｂ，ｃを通る冷却空気
によって行っている。この冷却空気孔ａ，ｂ，ｃは図１
９に示すように、外シュラウド５から入り翼芯６の内部
を通って内シュラウド４に向かう往路冷却空気孔ａ、内
シュラウド４内で方向を変え翼芯６の内部を通って外シ
ュラウド５に向かう復路冷却空気孔ｂ、再び外シュラウ
ド５内で方向を変え翼芯６の内部を通って内シュラウド
４から出る往路冷却空気孔ｃにて構成される。

【００４０】冷却空気孔ａ，ｂ，ｃのそれぞれの往来
は、翼芯キャップ６’を翼芯６の両端面に装着すること
によって行われる。すなわち、この翼芯キャップ６’に
は、一端面においては外シュラウド５から入り内シュラ
ウド４に向かう往路冷却空気孔ａのみ、また、他端面に
おいては再び外シュラウド５内で方向を変え翼芯６の内
部を通って内シュラウド４から出る往路冷却空気孔ｃの
みが開けられている。

【００４１】翼芯６と翼芯キャップ６’とは、拡散接
合、溶接、電子ビーム溶接、ボルト等によって冷却空気
の漏洩がないように接合或いは結合されている。冷却空
気孔ａ，ｂ，ｃのそれぞれの往来部は、図１８及び図２
０に示すように、翼芯６側或いは翼芯キャップ６’側の
少なくとも一方に設けられている。

【００４２】翼芯６の内部に設ける冷却空気孔のリター
ン回数については、冷却空気孔のリターン回数が多けれ
ば多いほど翼芯６の冷却に使われる冷却空気流量は低減
されるが、冷却空気温度は冷却空気孔を流れるにつれて
上昇し、出口側に近い往路冷却空気孔或いは復路冷却空
気孔ほど冷却性能は劣ることになるので、２回或いは４
回が適当である。従って、翼芯キャップ６’に開ける冷
却空気孔の位置は、このリターン回数によって決められ
る。

【００４３】内及び外シュラウド４，５の冷却は、内及
び外シュラウド４，５の内部に設けられた冷却空気孔
ｄ，ｅを通る冷却空気によって行っている。この冷却空
気は、内及び外シュラウド４，５の内及び外周壁に衝突
し、内及び外周壁を冷却した後、内及び外シュラウド
４，５の内部に設けられた冷却空気孔ｄ，ｅに流入す
る。セラミック部材（セラミックシェル１、内及び外セ
ラミックサイドウォール２，３）及び遮熱部材７，８，
８’，９，９’の材質については、燃焼ガスに直接曝さ
れるセラミック部材（セラミックシェル１、内及び外セ
ラミックサイドウォール２，３）は耐熱性に優れた構造
用セラミックスで、遮熱部材７は耐熱性及び断熱性に優
れ、狭い隙間部に充填できる無機材質（例えば、アルミ
ナセラミックス系）充填材で、遮熱部材８，９は耐熱性
及び断熱性に優れ、通気性が低い無機材質（例えば、繊
維強化セラミックス）材で、また、遮熱部材８’，９’
は耐熱性及び断熱性に優れ、弾性変形能の大きい柔軟な
無機材質（例えば、セラミック繊維による織物）材でそ
れぞれ製造される。

【００４４】図２１に、本発明の高温ガスタービン用セ
ラミック静翼の他の実施例の一例を示す。図２１は、高
温ガスタービン用セラミック静翼翼列を構成する１枚の
静翼部の金属部材の一部である翼芯部分のみを示した縦
断面図である。図２１の上側がガスタービンの外周側、
下側が同じく内周側に相当する。

【００４５】図２１における高温ガスタービン用セラミ
ック静翼は、図１８における高温ガスタービン用セラミ
ック静翼と翼芯６の冷却空気流路往来部が異なり、冷却
空気流路の往来を持たせるために翼芯６の冷却空気流路
往来部にピン６”を設けている。翼芯６とピン６”と
は、拡散接合、溶接、電子ビーム溶接等によって冷却空
気の漏洩がないように接合されている。その他の構造は
前述の実施例と同様である。

【００４６】図２２に本発明の高温ガスタービン用セラ
ミック静翼の他の実施例の一例を示す。図２２は高温ガ
スタービン用セラミック静翼翼列を構成する１枚の静翼
部の金属部材の一部である翼芯部分のみを示した図であ
る。図２２の上側がガスタービンの外周側、下側が同じ
く内周側に相当する。図２２における高温ガスタービン
用セラミック静翼は、外周側翼芯６ａ及び冷却空気流路
が設けられた内周側翼芯６ｂの二重翼芯構造を有してい
る。

【００４７】内周側翼芯６ｂには、冷却空気孔ａ，ｂ，
ｃが一本の冷却空気流路で構成されている。外周側翼芯
６ａと内周側翼芯６ｂとは、しまりばめ等によって冷却
空気の漏洩がないように結合されている。尚、外周側翼
芯６ａと内周側翼芯６ｂをしまりばめ結合する際には、
燃焼ガスに加熱された高温状態でのしまりばめ代を考慮
して行う必要がある。

【００４８】また、図２３に示すように、外周側翼芯６
ａに冷却空気流路を設けた場合、外周側翼芯６ａは半割
り構造とし、外周側翼芯６ａと内周側翼芯６ｂとは、拡
散接合等によって冷却空気の漏洩がないように接合され
ている。その他の構造は前述の実施例と同様である。

【００４９】

【発明の効果】本発明によれば、高温ガスタービン用セ
ラミック静翼において、金属部材の一部である翼芯の冷
却に使われる冷却空気流量を従来より大幅に低減して
も、十分に翼芯の温度を耐熱温度以下に抑えることがで
きる。この結果、燃焼ガスの高温化に伴ってガスタービ
ン単体の飛躍的な熱効率の向上を得ることができる。更
に、翼ごとの冷却空気流量にばらつきが生じない構造を
有しているため、特に燃焼ガス温度高温領域での強度信
頼性の向上を得ることができる。更に望ましい態様によ
れば、隣設する回転動翼との隙間部のシール空気流量も
従来より大幅に低減することができる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の一実施例に係る高温ガスタービン用静
翼翼列を構成する１枚の静翼部の基本構造を示す縦断面
図である。

【図２】図１の横断面図である。

【図３】ガスタービン単体の熱効率とガスタービン高温
部の冷却に用いられる冷却空気流量比の関係を示す特性
図である。

【図４】図３におけるセラミックガスタービンと従来の
金属製ガスタービンとの比較を示す特性図である。

【図５】従来のセラミック静翼の縦断面図である。

【図６】図５の横断面図である。

【図７】他の従来のセラミック静翼の縦断面図である。

【図８】図７の横断面図である。

【図９】図３におけるセラミックガスタービン冷却構造
の影響を示す特性図である。

【図１０】本発明の一実施例に係る高温ガスタービン用
セラミック静翼における翼芯の冷却構造を示す斜視図で
ある。

【図１１】図１０の横断面図である。

【図１２】翼芯の冷却に使われる冷却空気流量をガスタ
ービン全体に使われる総冷却空気流量の０．２％にした
場合の翼芯中央部の温度解析結果例を示す説明図であ
る。

【図１３】燃焼ガスからの熱伝達が大きい部分に往路冷
却空気孔を重点的に配置した場合の図１０の横断面図で
ある。

【図１４】本発明の他の高温ガスタービン用静翼翼列例
を構成する１枚の静翼部の基本構造を示す縦断面図であ
る。

【図１５】図１４の横断面図である。

【図１６】本発明の一実施例に係る高温ガスタービン初
段部付近の基本構造を示す縦断面図である。

【図１７】従来の金属製ガスタービン初段部付近の基本
構造を示す縦断面図である。

【図１８】本発明の一実施例に係る高温ガスタービン用
セラミック静翼翼列を構成する１枚の静翼部の基本構造
を示す縦断面図である。

【図１９】本発明の一実施例に係る高温ガスタービン用
セラミック静翼における翼芯の冷却構造を示す斜視図で
ある。

【図２０】本発明の他の高温ガスタービン用セラミック
静翼翼列を構成する１枚の静翼部の金属部材の一部であ
る翼芯部分のみを示した縦断面図である。

【図２１】本発明の他の高温ガスタービン用セラミック
静翼翼列を構成する１枚の静翼部の金属部材の一部であ
る翼芯部分のみを示した縦断面図である。

【図２２】本発明の他の高温ガスタービン用セラミック
静翼翼列を構成する１枚の静翼部の金属部材の一部であ
る翼芯部分のみを示した斜視図である。

【図２３】本発明の他の高温ガスタービン用セラミック
静翼翼列を構成する１枚の静翼部の金属部材の一部であ
る翼芯部分のみを示した斜視図である。

【符号の説明】

１…セラミックシェル、２…内セラミックサイドウォー
ル，３…外セラミックサイドウォール、４…内シュラウ
ド、５…外シュラウド、６…翼芯、６’…翼芯キャッ
プ、６”…ピン、６ａ…外周側翼芯、６ｂ…内周側翼
芯、７，８，８’，９，９’…遮熱部材、１０…緩衝部
材、１１…冷却空気孔、１２…冷却空気流路、ａ，ｂ，
ｃ…冷却空気孔、ｄ，ｅ…冷却空気孔、ｆ…冷却空気
孔、ｇ…冷却空気孔、Ａ…トランジションピース、Ｂ…
初段静翼、Ｃ…初段動翼、Ｄ…シュラウド、Ｅ…冷却空
気、Ｆ…シール空気。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 久松 暢 神奈川県横須賀市長坂２−６−１ 財団法 人 電力中央研究所 横須賀研究所内 (72)発明者 百合 功 神奈川県横須賀市長坂２−６−１ 財団法 人 電力中央研究所 横須賀研究所内 (72)発明者 渡辺 和徳 神奈川県横須賀市長坂２−６−１ 財団法 人 電力中央研究所 横須賀研究所内

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】ガスタービンの回転軸心を中心軸とするケ
   ーシング内に固定されたリテーナリングとこのリテーナ
   リングの内側に同心で配置されたサポートリングとの間
   に環状に連結し放射状に設けられたセラミック静翼にお
   いて、燃焼ガス流路を形成するセラミック部材が遮熱部
   材を介してシュラウド及び翼芯により保持され、該翼芯
   内を冷却空気が往来する翼芯冷却構造を特徴とするセラ
   ミック静翼。
2. 【請求項２】ガスタービンの回転軸心を中心軸とするケ
   ーシング内に固定されたリテーナリングとこのリテーナ
   リングの内側に同心で配置されたサポートリングとの間
   に環状に連結し放射状に設けられたセラミック静翼にお
   いて、燃焼ガス流路を形成するセラミック部材が遮熱部
   材を介してシュラウド及び翼芯により保持され、該翼芯
   内に冷却空気が吹き付けられる翼芯冷却構造を特徴とす
   るセラミック静翼。
3. 【請求項３】請求項１または２において、リテーナリン
   グに嵌合固定される外シュラウドから入り前記金属部材
   の内部を通ってサポートリングに嵌合保持される内シュ
   ラウドから出る冷却空気が隣設する回転動翼との隙間部
   のシール空気も兼ねる構造としたことを特徴とするセラ
   ミック静翼。
4. 【請求項４】ガスタービンの回転軸心を中心軸とするケ
   ーシング内に固定されたリテーナリングとこのリテーナ
   リングの内側に同心で配置されたサポートリングとの間
   に放射状に連結され、かつ燃焼ガス流路を形成するセラ
   ミック部材が遮熱部材を介して金属部材により保持され
   るセラミック静翼において、前記金属部材の一部である
   翼芯内に形成した冷却空気流路を翼芯の端面に至らせ、
   該端面に翼芯キャップを設けて該冷却空気流路の向きを
   変えることにより、冷却空気流路の往来を持たせること
   を特徴とするセラミック静翼。
5. 【請求項５】ガスタービンの回転軸心を中心軸とするケ
   ーシング内に固定されたリテーナリングとこのリテーナ
   リングの内側に同心で配置されたサポートリングとの間
   に放射状に連結され、かつ燃焼ガス流路を形成するセラ
   ミック部材が遮熱部材を介して金属部材により保持され
   るセラミック静翼において、前記金属部材の一部である
   翼芯内に形成した冷却空気流路を翼芯の端面に至らせ、
   該端面の一部にピンを嵌合させて該ピン先端部にて前記
   冷却空気流路の向きを変えることにより、冷却空気流路
   の往来を持たせることを特徴とするセラミック静翼。
6. 【請求項６】ガスタービンの回転軸心を中心軸とするケ
   ーシング内に固定されたリテーナリングとこのリテーナ
   リングの内側に同心で配置されたサポートリングとの間
   に放射状に連結され、かつ燃焼ガス流路を形成するセラ
   ミック部材が遮熱部材を介して金属部材により保持され
   るセラミック静翼において、前記金属部材の一部である
   翼芯が外周側／内周側の二重翼芯構造であり、かつこれ
   らの少なくとも一方に冷却空気流路を設けたことを特徴
   とするセラミック静翼。