WO2011129298A1 - ガスタービンエンジンおよびそのタービン静翼 - Google Patents

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祐司 篠田
智紀 谷口
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川崎重工業株式会社
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    • F01D9/00—Stators
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
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    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
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    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine engine and its turbine stationary blade, particularly an air-cooled turbine stationary blade.
  • a turbine stationary blade of a gas turbine engine has a structure in which the turbine stationary blade is cooled by cooling air in order to improve the heat resistance of the blade body facing a passage through which high-temperature combustion gas generated by a combustor flows.
  • air extracted from the compressor is introduced into a cooling passage formed inside the blade body.
  • the efficiency of the gas turbine engine is reduced. Therefore, it is necessary to cool effectively with as little air as possible.
  • the turbine stationary blade is generally cast, it is relatively difficult to form a small cooling passage inlet for introducing a small amount of cooling air into the stationary blade body.
  • the introduction hole having a small opening area for introducing a small amount of air into the passage inlet 53 of the cooling passage 52 formed inside the blade body 51 of the turbine stationary blade 50.
  • the structure which covers the adjustment plate 54 in which 58 is formed from the outside can be considered. In this structure, only a required amount of cooling air A can be introduced into the cooling passage 52 through the introduction hole 58 and the passage inlet 53. However, as a result of the numerical analysis, the cooling air A immediately after being introduced from the passage inlet 53 is drifted. As a result, in the front and rear regions S1 and S2 in the vicinity of the passage inlet 53, a stagnation or low-speed flow of the cooling air A is formed. The Since the front-side (upstream side of the combustion gas G) region S1 is formed in the vicinity of the blade body front edge that should be cooled most because the combustion gas G directly hits it, effective cooling of the blade body 51 is achieved. Not done.
  • An object of the present invention is to provide a turbine stationary blade having a cooling structure capable of effectively cooling a blade body with a small required air flow rate, and a gas turbine engine having the turbine stationary blade.
  • a turbine stationary blade of a gas turbine has a blade body disposed facing a combustion gas passage.
  • the blade main body has a cooling passage located on the upstream side of the gas turbine engine and extending radially with respect to the central axis of the gas turbine engine.
  • the blade body has a passage inlet connected to the radially outer end of the cooling passage.
  • the wing body has an adjustment member fixed to the wing body so as to cover the cooling air.
  • the adjusting member is disposed apart from each other along the camber line CL of the stationary blade and is opened to the passage inlet, and two introduction holes are formed to guide the cooling air radially inward toward the passage inlet. ing.
  • the cooling air is introduced into the cooling passage through the passage inlet from each of the two introduction holes arranged apart from each other along the camber line. Therefore, the introduced cooling air does not concentrate on the central portion of the cooling passage as in the case of introducing the cooling air from a single introduction hole. As a result, the drift of cooling air does not occur in the cooling passage. Further, the cooling air flows through the cooling passage with a uniform flow rate. Therefore, the turbine stationary blade, particularly the front edge portion can be effectively cooled. In addition, by setting the opening area of the two introduction holes so that the total flow rate of the cooling air passing through them becomes the required flow rate, the amount of cooling air is suppressed while obtaining a high cooling effect. Efficiency reduction can be prevented.
  • the passage entrance has an elongated shape extending along the camber line.
  • the passage entrance has a length L along the camber line.
  • One of the two introduction holes located upstream is centered from the upstream end of the passage entrance to the rear of the 1/4 to 1/3 L along the camber line, and the center of the two introduction holes.
  • the center of the other introduction hole located on the downstream side is located 2/3 to 3 / 4L behind the upstream end of the passage inlet.
  • the two introduction holes are holes having the same inner diameter and a circular cross section.
  • the two introduction holes can be formed by repeating the same process using one kind of drill twice, it is easy to process the adjusting member.
  • the wing body has a flange on the radially outer side.
  • a passage entrance is formed in the flange, and an adjustment member is fixed to the radially outer side surface of the flange.
  • the adjustment member can be firmly fixed to the outer surface of the flange by fixing means such as welding.
  • the cooling air passes through the passage inlet in a state of being dispersed from the two introduction holes provided apart along the camber line. Introduced in.
  • the introduced cooling air is not concentrated in the central portion of the cooling passage.
  • the occurrence of uneven flow of the cooling air in the cooling passage is suppressed and a uniform flow velocity is obtained.
  • the edge can be cooled effectively. Further, by appropriately setting the opening areas of the two introduction holes, it is possible to suppress the amount of cooling air and prevent a reduction in the efficiency of the gas turbine while obtaining a high cooling effect.
  • FIG. 1 It is a fragmentary longitudinal cross-sectional view of the gas turbine which concerns on one Embodiment of this invention. It is a disassembled perspective view of the stationary blade shown in FIG. It is a partial expansion perspective view of the stationary blade shown in FIG. FIG. 2 is a partially enlarged longitudinal sectional view of the stationary blade shown in FIG. 1. It is a fragmentary longitudinal cross-sectional view of the stationary blade shown in FIG.
  • the gas turbine engine includes a compressor that compresses air, a combustor that supplies and burns fuel to compressed air from the compressor, and a turbine that is driven by high-temperature, high-pressure combustion gas from the combustor.
  • the turbine T alternately turns the turbine stationary blades 1 and the turbine rotor blades 21 and 22 in an axial direction P parallel to the central axis (corresponding to the rotation axis of the rotor) of the gas turbine engine. It is arranged and configured. In general, one moving blade is arranged behind one stationary blade.
  • an outer flange 3 and an inner flange 4 are integrally formed at the outer end and the inner end of the blade body 2 in the radial direction R of the turbine.
  • the wing body 2 is cast using a mold.
  • the outer flange 3 is integrally formed with outer mounting pieces 8 and 9 on the front side and the rear side in the axial direction P, respectively.
  • the inner diameter side flange 4 is integrally formed with a locking projection 10 and an inner mounting piece 11 on the front side and the rear side in the axial direction P, respectively.
  • the turbine vane 1 having such a configuration has the attachment pieces 8 and 9 of the outer flange 3 fitted into the fitting recesses 13 and 14 of the turbine casing 12 from the circumferential direction of the turbine.
  • the main body 2 is supported by the turbine casing 12 so as to face the combustion gas passage 18 through which high-temperature combustion gas flows.
  • the locking projection 10 of the inner flange 4 and the inner mounting piece 11 are engaged with or fitted into the connecting ring 41 on the radially inner side.
  • the turbine casing 12 is formed with an air supply chamber 43 into which a required amount of compressed air A extracted from the compressor is supplied via the extraction passage 42 and the air inlet 23.
  • a cooling passage 24 is formed by two partition walls 31 and 32 extending in the radial direction and formed integrally with the blade body 2.
  • the cooling passage has three passage portions extending substantially parallel to the front wall 2, and the first passage portion adjacent to the front wall 2 a and the second passage portion on the rear side thereof are in the radial direction thereof. It is connected at the inner end, and the second passage portion and the third passage portion on the rear side thereof are connected at their radially outer end portions.
  • a passage inlet 28 for introducing the cooling air A into the cooling passage 24 is formed in an outer flange portion on the radially inner side of the air inlet 23 of the outer flange 3.
  • the passage inlet 28 opens the most upstream portion of the cooling passage 24 to the air supply chamber 43 in the vicinity of the front blade wall 2 a of the blade body 2.
  • a cooling air amount adjusting plate 29 is provided in the air supply chamber 43. As shown in the figure, the adjustment plate 29 is fixed on the outer surface 3 a of the outer flange 3 so as to cover the passage inlet 28.
  • the adjustment plate 29 is formed with two introduction holes 30, 30 for introducing the cooling air A toward the cooling passage 24 through the passage inlet 28.
  • the cooling air A that has flowed to the most downstream side of the cooling passage 24 is pin-pin cooling passage 38 through the outlet hole 34 that is a gap between the plurality of guide walls 33, 33 arranged at intervals in the radial direction R. Then, after cooling the blade body 2 through a large number of pin fins 39 integrally formed with the blade body 2, the blade body 2 is discharged from the opening 40 of the rear wall 2 b of the blade body 2 to the combustion gas passage 18. Note that the pin fin 39 may be omitted.
  • the passage inlet 28 is formed in the outer diameter side flange 3 in the vicinity of the front wall 2 a of the blade body 2, and when viewed from the outside in the radial direction R, the blade thickness of the blade body 2. It elongates along the camber line CL passing through the center.
  • An adjustment member 29 having two introduction holes 30a and 30b is fixed to the outer surface 3a of the outer flange 3 by welding so as to cover the passage inlet 28.
  • the two introduction holes 30a and 30b of the adjustment member 29 are through holes having a circular cross section with the same inner diameter, for example.
  • the sizes and shapes of the introduction holes 30a and 30b are adjusted so that the flow rate of the cooling air A introduced into the cooling passage 24 through the introduction holes 30a and 30b becomes a required amount.
  • the adjustment member 29 has two introduction holes 3030a and 30b that communicate with the passage inlet 28, and the centers of the introduction holes 30a and 30b are substantially located on the camber line CL. It is fixed to the outer diameter side flange 3.
  • the passage inlet 28 has a length L (see FIG. 2) along the camber line CL.
  • the center of the introduction hole 30a on the front side is located at a position spaced rearward from the front end of the passage inlet 28 by a distance L1 of 1 ⁇ 4 to 1L along the camber line CL.
  • the center of the rear side (right side in the figure) of the introduction hole 30b is located at a position spaced rearward from the front end of the passage inlet 28 by a distance L2 of 2/3 to 3 / 4L along the camber line CL.
  • the radially outer surface 50 a ( 5) is inclined radially outward toward the rear.
  • the introduction hole 58 is formed in the plate thickness direction TD of the adjustment plate 54, the air blown into the cooling passage 52 from the introduction hole 58 goes in a direction away from the front wall.
  • the two introduction holes 30a and 30b shown in FIG. 4 are formed such that the center axis of the introduction hole 30 is directed in the radial direction R in a state where the adjustment member 29 is fixed. Further, as described above, the two introduction holes 30a and 30b are spaced apart from each other on the camber line CL. Therefore, the cooling air supplied to the cooling passage 24 from the introduction holes 30 a and 30 b is dispersed throughout the cooling passage 24 without forming a drift.
  • the cooling air A supplied from the compressor through the extraction passage 42 is supplied from the air supply chamber 43 of the turbine casing 12 to 2 of the adjusting member 29.
  • the blade body 2 After being introduced into the cooling passage 24 through the two introduction holes 30 a and 30 b, the blade body 2 is cooled while flowing in the cooling passage 24.
  • the cooling air A is dispersed from the two introduction holes 30 and 30 and introduced into the passage inlet 28 and further into the cooling passage 24. Therefore, the introduced cooling air A does not concentrate in the central portion of the cooling passage as in the case of introducing the cooling air A from a single introduction hole, and flows into the cooling passage 24 almost uniformly. As a result, there is no occurrence of uneven flow and there is almost no low flow velocity region in the flow of the cooling air A, so that the blade body 2 of the turbine stationary blade 1 can be effectively cooled.
  • the center of the front introduction hole 30a is located 1 ⁇ 4 to 3L along the camber line CL from the front end of the passage inlet 28, and the center of the rear introduction hole 30b is 2/3 from the front end. Since it is located behind ⁇ 3 / 4L, the cooling air A can be introduced into the cooling passage 24 almost uniformly through the entire passage inlet 28. Further, since the front introduction hole 30a is located at the front side, the flow rate of the cooling air A flowing in the vicinity of the blade wall of the blade body leading edge 2a is sufficiently large, and as a result, the blade exposed to the high-temperature combustion gas G. The main body front edge 2a is effectively cooled.
  • the central axes of the two introduction holes 30a and 30b are directed in the radial direction R, an even flow distribution of the cooling air A is obtained in the cooling passage 24, and the blade wall of the blade body leading edge 2a is obtained.
  • the flow of the cooling air A along is reliably formed.
  • the opening area of the two introduction holes 30a and 30b is determined so that the total flow rate of the cooling air A passing through them becomes a required flow rate, it is possible to obtain a high cooling effect while increasing the extraction amount. A reduction in efficiency of the gas turbine can be suppressed.
  • the two introduction holes 30a and 30b of the adjustment member 29 have the same inner diameter, the same process is performed twice using one type of drill (that is, without exchanging the two drills).
  • the adjustment member 29 can be easily formed by repeating the process. Further, since the passage inlet 28 is formed in the outer flange 3 and the adjustment member 29 is fixed to the outer surface 3a of the outer flange 3, the adjustment member 29 is fixed to the outer diameter side flange by simple fixing means such as welding. 3 can be firmly fixed.
  • the present invention is not limited to the contents shown in the above embodiment, and various additions, modifications, or deletions are possible within the scope not departing from the gist of the present invention. It is included within the scope of the present invention.

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Abstract

　ガスタービンエンジンは、少ない所要の空気流量で効果的に冷却できる冷却構造を備えたタービン静翼１を有する。タービン静翼は、燃焼ガス通路１８に臨んで配置される翼本体２を有する。翼本体は、内部に、ガスタービンエンジンの上流側に位置しかつガスタービンエンジンの中心軸に対して径方向に伸びる冷却通路２４を有する。翼本体は、冷却通路の径方向外側端部に接続する通路入口２８を有する。翼本体は、冷却空気を覆うように翼本体に固定された調整部材２９を有する。調整部材は、静翼のキャンバーラインＣＬに沿って互いに離間して配置されるとともに通路入口に開放されており、冷却空気を通路入口に向けて径方向内側に案内する２つの導入孔３０ａ，３０ｂが形成されている。

Description

ガスタービンエンジンおよびそのタービン静翼
　本発明は、ガスタービンエンジンおよびそのタービン静翼、特に空冷式のタービン静翼、に関する。
　一般に、ガスタービンエンジンのタービン静翼は、燃焼器で生成された高温の燃焼ガスが流れる通路に臨む翼本体の耐熱性向上を図るために、冷却用空気により該タービン静翼を冷却する構造を採用しており、そこでは、翼本体内部に形成された冷却通路に、圧縮機から抽出した空気を導入するようにしている。この冷却構造では、抽出された冷却空気量が多くなると、ガスタービンエンジンの効率低下を招くことになるので、できるだけ少ない空気量で効果的に冷却する必要がある。ところが、タービン静翼は、一般には鋳造されるものであることから、少量の冷却空気を静翼本体に導入するための小さな冷却通路入口を静翼に形成することは比較的難しい。そこで、従来、静翼の空気通路内に挿入されるインサート部材に、多数の調量孔が形成された流量調整プレートを装着することで、少ない所要の空気量で効果的に冷却できるようにした冷却構造が知られている（特許文献１参照）。しかしながら、この冷却構造は、インサート部材を用いることから、構造が複雑で、高価になる。
特開２００３－２８６８０５号公報
　これに代わり、図５に示すように、タービン静翼５０の翼本体５１の内部に形成された冷却通路５２の通路入口５３に、少量の空気量を導入するための小さな開口面積を有する導入孔５８が形成された調整プレート５４を外側から被せる構造が考えられる。この構造では、所要量だけの冷却空気Ａを導入孔５８および通路入口５３を介して冷却通路５２内に導入できる。しかし、数値解析の結果、通路入口５３から導入された直後の冷却空気Ａに偏流が生じる結果、通路入口５３の近傍の前後領域Ｓ１，Ｓ２に、冷却空気Ａの滞留又は低速の流れが形成される。そして、前側（燃焼ガスＧの上流側）の領域Ｓ１が、燃焼ガスＧが直接当たるために最も冷却すべき翼本体前縁部の近傍に形成されるので、翼本体５１の効果的な冷却がなされない。
　本発明は、少ない所要の空気流量で効果的に翼本体を冷却できる冷却構造を備えたタービン静翼、およびそのタービン静翼を備えたガスタービンエンジンを提供することを目的とする。
　上記目的を達成するために、本発明に係るガスタービンのタービン静翼は、燃焼ガス通路に臨んで配置される翼本体を有する。翼本体は、内部に、ガスタービンエンジンの上流側に位置しかつガスタービンエンジンの中心軸に対して径方向に伸びる冷却通路を有する。翼本体は、冷却通路の径方向外側端部に接続する通路入口を有する。翼本体は、冷却空気を覆うように翼本体に固定された調整部材を有する。調整部材は、静翼のキャンバーラインＣＬに沿って互いに離間して配置されるとともに通路入口に開放されており、冷却空気を通路入口に向けて径方向内側に案内する２つの導入孔が形成されている。
　このタービン静翼によれば、冷却空気は、キャンバーライン沿って離間して配置された２つの導入孔のそれぞれから通路入口を介して冷却通路内に導入され。そのため、導入された冷却空気が、単一の導入孔から冷却空気を導入する場合のように、冷却通路の中央部分に集中することがない。その結果、冷却通路に冷却空気の偏流が発生することはない。また、均一な流速をもって冷却空気が冷却通路を流れる。したがって、タービン静翼、特に前縁部を効果的に冷却できる。また、２つの導入孔は、これらを通る冷却空気の合計流量が所要の流量となるようにその開口面積を設定することにより、高い冷却効果を得ながら、冷却空気量を抑制してガスタービンの効率低下を防止できる。
　本発明の他の形態では、通路入口はキャンバーラインに沿って延びる細長い形状である。また、通路入口は、キャンバーラインに沿って長さＬを有する。そして、２つの導入孔のうち上流側に位置する一方の導入孔はその中心が通路入口の上流端からキャンバーラインに沿って１／４～１／３Ｌ後方に位置し、２つの導入孔のうち下流側に位置する他方の導入孔はその中心が通路入口の上流端から２／３～３／４Ｌ後方に位置している。このように、２つの導入孔を配置することにより、冷却空気を通路入口の全体にわたりほぼ均一速度で通過させて冷却通路内に導入することができる。特に、一方の導入孔が、通路入口上流端から１／４～１／３Ｌ後方に位置しているので、タービン静翼の最も冷却が必要な前縁付近の流量が増し、この前縁付近が効果的に冷却される。
　本発明の他の形態では、２つの導入孔は同一内径を有する横断面が円形の孔である。この場合、２つの導入孔は、一種類のドリルを用いた同一の工程を２回繰り返すことによって形成できるので、調整部材の加工が簡単である。
　本発明の他の形態では、翼本体は径方向外側にフランジを備えている。また、フランジに通路入口が形成されており、フランジの径方向外側面に調整部材が固定されている。この場合、調整部材を溶接などの固定手段でフランジの外側面に強固に固定できる。
　本発明のタービン静翼及びそれを備えたガスタービンエンジンによれば、冷却空気は、キャンバーラインに沿って離間して設けられた２つの導入孔から分散された状態で通路入口を通って冷却通路内に導入される。これにより、導入された冷却空気が冷却通路の中央部分に集中することがなくなる結果、冷却通路における冷却空気の偏流の発生が抑制されるとともに均一な流速が得られるので、タービン静翼の特に前縁部を効果的に冷却できる。また、２つの導入孔の開口面積を適宜設定することにより、高い冷却効果を得ながら、冷却空気量を抑制してガスタービンの効率低下を防止できる。
本発明の一実施形態に係るガスタービンの部分縦断面図である。 図１に示す静翼の分解斜視図である。 図１に示す静翼の部分拡大斜視図である。 図１に示す静翼の部分拡大縦断面図である。 図１に示す静翼の部分縦断面図である。
　以下、本発明の好ましい実施形態について図面を参照しながら詳細に説明する。ガスタービンエンジンは、空気を圧縮する圧縮機、圧縮機からの圧縮空気に燃料を供給して燃焼させる燃焼器、および燃焼器からの高温、高圧の燃焼ガスにより駆動されるタービンを備えている。図１に示すように、タービンＴは、ガスタービンエンジンの中心軸（ロータの回転軸に相当する。）に平行な軸方向Ｐに、タービン静翼１とタービン動翼２１，２２とを交互に配置して構成されている。一般には、一つの静翼の後側に一つの動翼が配置される。
　図２に示すように、タービン静翼１は、タービンの径方向Ｒに関して翼本体２の外側端と内側端に外側フランジ３と内側フランジ４が一体的に形成されている。一般に、翼本体２は、鋳型を使って鋳造される。外側フランジ３には、軸方向Ｐの前側と後側にそれぞれ外側取付片８，９が一体に形成されている。また、内径側フランジ４には、軸方向Ｐの前側と後側にそれぞれ係止突起１０と内側取付片１１が一体に形成されている。
　このような構成を有するタービン静翼１は、図１に示すように、外側フランジ３の取付片８，９がタービンケーシング１２の嵌合凹所１３，１４にタービンの周方向から嵌め込まれ、翼本体２を高温の燃焼ガスが流れる燃焼ガス通路１８内に臨ませて、タービンケーシング１２に支持される。また、内側フランジ４の係止突起１０と内側取付片１１は、径方向内側の連結リング４１に係合又は嵌合される。
　図１に戻り、タービンケーシング１２には、圧縮機から抽気された所要量の圧縮空気Ａが抽気通路４２および空気流入口２３を介して供給される空気供給室４３が形成されている。翼本体２の内部には、この翼本体２に一体形成された、径方向に延びる２つの仕切壁３１，３２によって冷却通路２４が形成されている。実施形態では、冷却通路は、前壁２と略平行に伸びる３つの通路部分を有し、前壁２ａに隣接する第１の通路部分とその後側にある第２の通路部分がそれらの径方向内側端部で連結されており、第２の通路部分とその後側にある第３の通路部分がそれらの径方向外側端部で連結されている。また、外側フランジ３の空気流入口２３の径方向内側にある外側フランジ部分には、冷却空気Ａを冷却通路２４内に導入する通路入口２８が形成されている。通路入口２８は、翼本体２の前翼壁２ａの近傍で、冷却通路２４の最上流部を空気供給室４３に開口している。空気供給室４３には冷却空気量調整板２９が設けてある。図示するように、調整板２９は、外側フランジ３の外面３ａ上に通路入口２８を覆うように、固定されている。調整板２９は、通路入口２８を介して冷却通路２４に向けて冷却空気Ａを導入するための２つの導入孔３０，３０が形成されている。
　したがって、冷却通路２４の最下流側まで流れた冷却空気Ａは、径方向Ｒに間隔をあけて配置された複数のガイド壁３３，３３間の隙間である導出孔３４を介してピンフィン冷却通路３８に入り、そこで翼本体２に一体形成された多数のピンフィン３９を介して翼本体２を冷却したのち、翼本体２の後壁２ｂの開口４０から燃焼ガス通路１８へ排出される。なお、ピンフィン３９は省略される場合もある。
　図２に示すように、通路入口２８は、翼本体２の前壁２ａ近傍で、外径側フランジ３に形成されており、径方向Ｒの外方から見たとき、翼本体２の翼厚中心を通るキャンバーラインＣＬに沿って細長く伸びている。また、２つの導入孔３０ａ，３０ｂを有する調整部材２９が、通路入口２８を覆うように外側フランジ３の外面３ａに溶接で固定されている。調整部材２９の２つの導入孔３０ａ，３０ｂは例えば同一内径の円形横断面を有する貫通孔である。導入孔３０ａ，３０ｂの大きさと形状は、導入孔３０ａ，３０ｂを通じて冷却通路２４に導入される冷却空気Ａの流量が所要量となるように調整される。
　図３に示すように、調整部材２９は、２つの導入孔３０３０ａ，３０ｂが通路入口２８に対向して連通し、かつ、導入孔３０ａ，３０ｂの中心をほぼキャンバーラインＣＬ上に位置させて、外径側フランジ３に固定されている。図４を参照してさらに詳細に説明すると、通路入口２８は、キャンバーラインＣＬに沿って、Ｌ（図２参照）の長さを有する。この場合、前側（図の左側）の導入孔３０ａの中心は、通路入口２８の前端からキャンバーラインＣＬに沿って１／４～１／３Ｌの距離Ｌ１だけ後方に離間した位置にある。また、後側（図の右側）の導入孔３０ｂの中心は、通路入口２８の前端からキャンバーラインＣＬに沿って２／３～３／４Ｌの距離Ｌ２だけ後方に離間した位置にある。
　また、図１，４，５に示すように、燃焼ガス通路５９において、下流側（後方）に向かって径方向外側に広がる箇所では、これに合わせて、タービン静翼５０の径方向外面５０ａ（図５参照）が後方へ向かって径方向外側に傾斜している。この場合、調整プレート５４の板厚方向ＴＤに導入孔５８が形成されていれば、その導入孔５８から冷却通路５２に吹き込まれる空気は、前壁から離れる方向に向かう。
　これに対し、図４に示す２つの導入孔３０ａ，３０ｂは、調整部材２９が固定された状態で、それら導入孔３０の中心軸が径方向Ｒに向けられるように、形成されている。また、上述のように、２つの導入孔３０ａ，３０ｂは、キャンバーラインＣＬ上に離間して配置されている。したがって、導入孔３０ａ，３０ｂから冷却通路２４に供給された冷却空気は、冷却通路２４内に偏流を形成することなく、その全体に分散する。
　そのため、タービン静翼１によれば、図１、４に示すように、圧縮機から抽気通路４２を通って供給された冷却空気Ａは、タービンケーシング１２の空気供給室４３から調整部材２９の２つの導入孔３０ａ，３０ｂを通って冷却通路２４内に導入されたのち、冷却通路２４内を流動しながら翼本体２を冷却する。このとき、冷却空気Ａは、２つの導入孔３０，３０から分散して通路入口２８、さらに冷却通路２４内に導入される。したがって、導入された冷却空気Ａは、単一の導入孔から冷却空気Ａを導入する場合のように冷却通路の中央部分に集中することがなく、冷却通路２４内にほぼ均一に流れ込む。その結果、偏流の発生が無く、冷却空気Ａの流れに流速の低い領域が殆ど存在しなくなることから、タービン静翼１の翼本体２を効果的に冷却することができる。
　特に、前側の導入孔３０ａはその中心が通路入口２８の前端からキャンバーラインＣＬに沿って１／４～１／３Ｌ後方に位置し、後側の導入孔３０ｂはその中心が前端から２／３～３／４Ｌ後方に位置しているので、冷却空気Ａを通路入口２８の全体にわたりほぼ均等に通過させて冷却通路２４内に導入できる。また、前側の導入孔３０ａが前寄りに位置しているので、翼本体前縁２ａの翼壁付近を流れる冷却空気Ａの流量が十分大きくなり、その結果、高温の燃焼ガスＧにさらされる翼本体前縁２ａが効果的に冷却される。
　さらに、２つの導入孔３０ａ，３０ｂの中心軸が径方向Ｒに向けられているので、一層、冷却通路２４内に冷却空気Ａの均等な流量分布が得られ、翼本体前縁２ａの翼壁に沿った冷却空気Ａの流れが確実に形成される。また、２つの導入孔３０ａ，３０ｂは、これらを通る冷却空気Ａの合計流量が所要の流量となるように開口面積に決められているので、高い冷却効果を得ながらも、抽気量の増大によるガスタービンの効率低下を抑制することができる。
　また、実施の形態では、調整部材２９の２つの導入孔３０ａ，３０ｂは同一内径を有するので、一種類のドリルを用いて（すなわち、２つのドリルを交換することなく）同一の工程を２回繰り返すことによって形成でき、調整部材２９の加工が容易である。さらに、外側フランジ３に通路入口２８を形成し、外側フランジ３の外面３ａに調整部材２９を固定する構成を採用しているので、溶接などの簡易な固定手段で調整部材２９を外径側フランジ３に強固に固定できる。
　なお、本発明は、以上の実施形態で示した内容に限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲内で、種々の追加、変更または削除が可能であり、そのようなものも本発明の範囲内に含まれる。
１　タービン静翼
２　翼本体
２ａ　前縁
３　外径側フランジ
１２　タービンケーシング
１８　燃焼ガス通路
２４　冷却通路
２８　通路入口
２９　調整部材
３０ａ，３０ｂ　導入孔
Ａ　冷却空気
ＣＬ　キャンバーライン
Ｇ　燃焼ガス
Ｒ　径方向
Ｔ　タービン

Claims (5)

  1. 　ガスタービンエンジンのタービンケーシングに支持されるタービン静翼であって、
    　前記静翼は、燃焼ガス通路に臨んで配置される翼本体を有し、
    　前記翼本体は、内部に、前記ガスタービンエンジンの上流側に位置しかつ前記ガスタービンエンジンの中心軸に対して径方向に伸びる冷却通路を有し、
    　前記翼本体は、前記冷却通路の径方向外側端部に接続する通路入口を有し、
    　前記翼本体は、前記冷却空気を覆うように前記翼本体に固定された調整部材を有し、
    　前記調整部材は、前記静翼のキャンバーラインに沿って互いに離間して配置されるとともに前記通路入口に開放されており、前記冷却空気を前記通路入口に向けて径方向に案内する２つの導入孔が形成されている、ガスタービンのタービン静翼。
  2. 　前記通路入口は前記キャンバーラインに沿って延びる細長い形状であり、
    　前記通路入口は、前記キャンバーラインに沿って長さＬを有し、
    　前記２つの導入孔のうち前記上流側に位置する一方の導入孔は、その中心が前記通路入口の上流端からキャンバーラインに沿って１／４～１／３Ｌ後方に位置し、
    　前記２つの導入孔のうち下流側に位置する他方の導入孔は、その中心が前記通路入口の上流端から２／３～３／４Ｌ後方に位置している、請求項１のガスタービンのタービン静翼。
  3. 　前記２つの導入孔は同一内径を有する横断面が円形の孔である、請求項１又は２のガスタービンのタービン静翼。
  4. 　前記翼本体は径方向外側にフランジを備え、
    　前記フランジに前記通路入口が形成されており、
    　前記フランジの径方向外側面に前記調整部材が固定されている、請求項１～３のいずれかのカスタービンのタービン静翼。
  5. 　圧縮機、燃焼器、およびタービンを有するガスタービンエンジンであって、
    　前記タービンが、請求項１～４のいずれかのタービン静翼を備えていることを特徴とする、ガスタービンエンジン。
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