WO2012144242A1 - タービン静翼およびガスタービン - Google Patents

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良昌 高岡
仁志 森本
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三菱重工業株式会社
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    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals

Definitions

  • the present invention relates to a turbine stationary blade and a gas turbine that generate combustion gas from taken-in air and rotate a rotor.
  • a gas turbine that rotates and drives a rotor in which a plurality of stages of turbine stationary blades and turbine rotor blades are alternately arranged is known.
  • compressed air is generated from the air taken in in the process of passing through the compressor, the compressed air is supplied to the combustor and fuel is burned to generate combustion gas.
  • the rotor is driven to rotate by passing through a range where the stationary blades and the turbine rotor blades are arranged.
  • FIG. 6A is a cross-sectional view of a main part showing an example of such a gas turbine
  • FIG. 6B is an enlarged cross-sectional view of the main part (see Patent Document 1).
  • 21 is a turbine stationary blade
  • 22 is a turbine blade
  • 23 is a turbine disk to which the turbine blade 22 is attached
  • 24 is an intermediate shaft cover
  • 25 is fixed to the intermediate shaft cover 24 via bolts 26. It is a support ring.
  • the first-stage turbine stationary blade hereinafter referred to as “one-stage stationary blade” 21 to which the tail cylinder 27 of the combustor (not shown) is connected, and this one-stage.
  • the description will be given as a first stage turbine blade (hereinafter referred to as a “first stage blade”) 22 adjacent to the downstream side (right side in the drawing) of the stationary blade 21.
  • the first stage stationary blade 21 is basically formed in an annular shape by arranging a plurality of the same segments along the circumferential direction of the turbine.
  • the one-stage stationary vane 21 includes an outer shroud 21a that constitutes an outer peripheral wall, an inner shroud 21b that constitutes an inner peripheral wall, a wing body 21c that is installed between the outer shroud 21a and the inner shroud 21b, and an inner shroud 21b. And a retainer 21d protruding from the back surface (lower side in the figure). Further, the first stage stationary blade 21 abuts the downstream surface of the retainer 21 d against the support ring 25 and is fixed to the support ring 25 via a pin 28.
  • the inner shroud 21b of each segment of the one-stage stationary blade 21 is formed in a substantially parallelogram (diamond) in front view.
  • the inner shrouds 21b of a plurality of segments are connected so as to abut each other in the turbine circumferential direction, and a slight division gap K1 is formed on the division surface.
  • the wing body 21c has an arcuate shape so as to taper toward the downstream side (the right side in the figure).
  • the support ring 25 against which the downstream surface of the retainer 21d is abutted receives a load in the thrust direction (rotor axial direction) due to the differential pressure of the combustion gas G applied to the blade body 21c.
  • the support ring 25 prevents the first stage stationary blade 21 from being displaced in a direction approaching the first stage moving blade 22.
  • the combustion gas G flows from the left side to the right side on the paper surface of FIG.
  • the one-stage moving blade 22 includes a platform 22 a that forms an inner peripheral wall, and a blade body that protrudes outward from the surface of the platform 22 a in the turbine radial direction (hereinafter simply referred to as “radial direction”). 22b.
  • a split ring 29 located on the inner periphery of a turbine casing (not shown) is disposed opposite the tip of the first stage moving blade 22.
  • a main flow path R through which the combustion gas G passes is formed between the outer shroud 21a and the split ring 29 and the inner shroud 21b and the platform 22a.
  • the blade body 21c of the first stage stationary blade 21 and the blade body 22b of the first stage moving blade 22 are arranged.
  • a vehicle interior S for storing the cooling air discharged from the compressor exists on the radially inner side of the inner shroud 21b of the first stage stationary blade 21.
  • a seal plate 31 is disposed in the rotor axial direction along the dividing surface of each segment in order to shut off the main flow path R and the casing S through which the combustion gas G flows.
  • a seal plate 32 is arranged so as to extend in the radial direction along the retainer 21d.
  • an annular space N that forms a slight gap exists between the support ring 25 and a portion of the inner shroud 21b on the downstream side of the retainer 21d. Since the space N is separated from the casing S by the retainer 21 d and the support ring 25, the space N has substantially the same pressure as the interstage pressure between the first stage stationary blade 21 and the first stage moving blade 22. That is, since the pressure of the combustion gas G flowing through the main flow path R corresponding to the position of the space N is higher than that of the space N, the combustion gas G enters the space N along the seal plate 31 from the divided gap K1 shown in FIG. Easy to flow. That is, there is a problem that a part of the leak gas LG of the combustion gas G is caught in the space N from the division gap K1 and burns the back surface of the inner shroud 21b and the upper surface of the support ring 25.
  • An object of the present invention is to provide a turbine vane that reduces the entrainment of combustion gas from a division gap and a gas turbine including the turbine vane.
  • a plurality of turbine stationary blades according to the present invention are provided adjacent to each other along the circumferential direction of the turbine, an outer shroud constituting an outer wall of the main flow path, and a plurality adjacent to each other along the circumferential direction of the turbine.
  • An inner shroud that constitutes the inner wall of the inner shroud, a blade body that protrudes from the surface of the inner shroud to define a flow of combustion gas from the upstream side to the downstream side of the main flow path, and a turbine circumferential direction that protrudes from the back surface of the inner shroud
  • a retainer extending along the turbine, wherein the retainer connects between a minimum inscribed circle formed between the blade bodies adjacent in the circumferential direction of the turbine and a contact point between each of the blade bodies. It arrange
  • the turbine vane of the present invention it is possible to further suppress the leakage of combustion gas from the main flow path to the back surface side of the inner shroud, and to arrange on the back surface side of the inner shroud accompanying the leakage of high-temperature and high-pressure combustion gas. It is possible to prevent burning of components such as the back surface of the inner shroud and the support ring, and to suppress breakage and cracking of the welded portion.
  • the retainer may be fixed to the turbine main body via a support ring with which a downstream surface abuts, and a seal member may be provided between the retainer and the support ring. Good.
  • the gas turbine of the present invention may include the above-described turbine stationary blade.
  • burnout of the inner shroud and the support ring is improved, the gas turbine can be operated for a long time, and the reliability of the gas turbine is improved.
  • the turbine stationary blade and the gas turbine according to the present invention can control the leakage of the combustion gas from the main flow path to the space on the back surface side of the inner shroud through the dividing gap. It is possible to suppress damage and cracking of components and welds arranged on the back side of the inner shroud.
  • FIG. 1 shows a structure of a turbine stationary blade seal plate according to an embodiment of the present invention, in which (A) is a cross-sectional view of an essential part taken along line AA in FIG. 3, and (B) is taken along line BB in (A). It is an expanded sectional view of the principal part in alignment.
  • FIG. 1 shows a structure of a turbine stationary blade seal plate according to an embodiment of the present invention, in which (A) is a cross-sectional view of an essential part taken along line AA in FIG. 3, and (B) is taken along line BB in (A). It is an expanded sectional view of the principal part in alignment.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view taken along line CC in FIG. 3 and FIG. 7B is a cross-sectional view taken along line DD in FIG. 7; It is.
  • the conventional turbine stationary blade is shown, (A) is sectional drawing of the principal part, (B) is an expanded sectional view of the principal part. It is a front view of the principal part of the conventional turbine stationary blade.
  • Example shown below is a suitable specific example in the gas turbine of this invention, and there may be various technically preferable restrictions.
  • the technical scope of the present invention is not limited to these embodiments unless specifically described to limit the present invention.
  • the constituent elements in the embodiments shown below can be appropriately replaced with existing constituent elements and the like, and various variations including combinations with other existing constituent elements are possible. Therefore, the description of the embodiment described below does not limit the contents of the invention described in the claims.
  • FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing a schematic configuration of a gas turbine according to an embodiment of the present invention.
  • a gas turbine 1 includes a compressor 2, a plurality of combustors 3, a turbine 4, and an exhaust chamber 5 from the upstream side in the supply / exhaust direction of compressed air C and combustion gas G to the downstream side.
  • the compressor 2 generates compressed air C.
  • the plurality of combustors 3 temporarily store the compressed air C supplied from the compressor 2 in the passenger compartment S, and further mix the compressed air C and fuel to generate a combustion gas G that is a working fluid.
  • the turbine 4 generates rotational power by the combustion gas G supplied from the combustor 3.
  • the exhaust chamber 5 exhausts the combustion gas G that has passed through the turbine 4.
  • the gas turbine 1 includes a rotor 6 that rotates in the circumferential direction R of the turbine 4 with the axis O as the center of rotation.
  • the turbine 4 includes a turbine stationary blade 8 and a turbine rotor blade 9 inside.
  • the turbine stationary blades 8 and the turbine rotor blades 9 are alternately arranged along the axial direction of the rotor 6.
  • the thermal energy of the combustion gas G is converted into rotational energy and taken out as electric power.
  • FIG. 2A is a cross-sectional view of the main part showing an example of the turbine stationary blade 8 of such a gas turbine 1.
  • the first-stage turbine stationary blade hereinafter referred to as “one-stage stationary blade” 8 connected to the uppermost stream side (left side in the drawing) to which the transition piece 3a of the combustor 3 is connected, and this A first stage turbine blade (hereinafter referred to as a “first stage blade”) 9 adjacent to the downstream side (right side in the drawing) of the first stage stationary blade 8 will be described as an example.
  • the first stage stationary blade 8 is basically formed in an annular shape by arranging a plurality of the same segments along the turbine circumferential direction.
  • the one-stage stationary blade 8 includes an outer shroud 8a that constitutes an outer peripheral wall, an inner shroud 8b that constitutes an inner peripheral wall, a blade body 8c that is constructed between the outer shroud 8a and the inner shroud 8b, and an inner shroud 8b. And a retainer 8d protruding from the back surface (lower side in the figure).
  • the first stage stationary blade 8 abuts the downstream surface of the retainer 8 d against the support ring 10 and is fixed to the support ring 10 via a pin 11.
  • the support ring 10 is fixed to the intermediate shaft cover 12 via bolts 13.
  • the inner shroud 8b has one segment formed in a substantially parallelogram (diamond) in front view.
  • Inner shrouds 8b of a plurality of segments are connected by a dividing surface so as to abut each other in the turbine circumferential direction.
  • a horizontal seal plate 14 straddling between the butted end surfaces of the adjacent inner shrouds 8b is installed on the divided surface between the adjacent inner shrouds 8b so as to close the dividing gap K1 in the turbine circumferential direction of the inner shroud 8b. (See FIGS. 3 and 4A and 4B).
  • the wing body 8c has an arc shape so as to be tapered toward the downstream side (right side in FIG. 3).
  • one wing body 8c is provided for one inner shroud 8b.
  • the retainer 8d extends in an annular shape along the circumferential direction of the turbine.
  • the support ring 10 against which the downstream surface of the retainer 21d is abutted receives the load in the thrust direction (direction along the axis O serving as the rotor shaft) due to the differential pressure.
  • the support ring 10 prevents the first stage stationary blade 8 from being displaced in a direction approaching the first stage moving blade 9.
  • a vertical seal plate 15 extending between the butted end surfaces of the retainers 8d adjacent in the turbine circumferential direction is installed in the circumferential direction.
  • the retainer 8d has a throat line P connecting the minimum inscribed circle SN formed between the adjacent blade main bodies 8c and the contacts X1 and X2 between the blade main bodies, and a dividing gap K1 between the adjacent inner shrouds 8b. It is arrange
  • a seal member 16 such as an E-ring as a seal member is provided between the retainer 8d and the support ring 10 as shown in FIG.
  • the retainer 8d and the support ring 10 function as a partition wall of the passenger compartment S.
  • the casing S on the upstream side of the retainer 8d has a high pressure
  • the space N on the downstream side of the retainer 8d has a low pressure.
  • the pressure of the combustion gas G in the main flow path R passing through the blade body 8c is high on the upstream side of the throat line P, but the pressure is suddenly reduced on the downstream side of the throat line P, so that The interstage pressure between the stationary blade 8 and the one-stage moving blade 9 is almost the same pressure.
  • FIG. 5 shows the specifics of the intersection point Q between the throat line P where the pressure of the combustion gas G changes and the dividing gap K1, and the intersection points T1, T2 between the retainer and the dividing gap K1, in contrast to the conventional turbine vane.
  • the positional relationship is shown by a cross section in the rotor radial direction.
  • FIG. 5A shows the positional relationship between the intersection point Q and the intersection point T1 in the present embodiment.
  • FIG. 5B shows the positional relationship between the intersection point Q and the intersection point T2 in the conventional turbine vane.
  • FIG. 5 the position of the intersection point Q in the combustion gas flow direction (rotor axial direction) (left and right direction on the paper surface in FIG. 5) is displayed so as to match in FIGS. 5A and 5B. is doing. Further, for convenience, a vertical line QV standing perpendicular to the rotor passing through the intersection point Q is indicated by a broken line.
  • the pressure of the combustion gas G changes abruptly at the throat line P, but the pressure of the combustion gas in the vicinity of the division gap K1 may be considered to change along the division gap K1. Accordingly, the pressure of the combustion gas G along the dividing gap K1 in the vicinity of the dividing gap K1 is high on the upstream side at the intersection Q between the dividing gap K1 and the throat line P. descend.
  • the intersection point T1 between the retainer 8d and the dividing gap K1 is disposed downstream of the intersection point Q.
  • a division gap K1 on the downstream side from the intersection T1 is an area adjacent to the space N with the seal plate 14 interposed therebetween.
  • intersection point T1 is arranged downstream of the intersection point Q (on the right side of the point Q on the paper surface).
  • FIG. 7 displaying a conventional turbine vane
  • an intersection T2 between the retainer 21d and the dividing gap K1 is disposed upstream of the throat line P.
  • FIG. 5B which displays this in a cross section along the rotor axis direction
  • the intersection point T2 is upstream of the intersection point Q (left side of the point Q on the paper surface). In the position of the intersection T2 shown in FIG.
  • the retainer 8d is disposed downstream of the intersection point Q between the throat line P and the dividing gap K1, so that the pressure of the main flow path R downstream of the throat line P and the space N There is almost no pressure difference. Therefore, the amount of combustion gas that leaks from the main flow path R into the space N via the dividing gap K1 is reduced, so that the back surface of the inner shroud 8b and the support ring 10 are burned out and weld cracks are reduced.
  • a seal member 16 accommodated in the seal groove 10a is interposed between the retainer 8d and the support ring 10. Therefore, the retainer 8d and the support ring 10 on the back surface side of the inner shroud 8b ensure the airtightness of the partition function that partitions the upstream side and the downstream side of the passenger compartment S, thereby preventing the loss of the passenger compartment air.
  • the amount of combustion gas that leaks from the main flow path R into the space N via the division gap K1 by disposing the retainer 8d downstream of the intersection Q between the throat line P and the division gap K2. Therefore, it is possible to avoid burnout and weld cracking of the back surface of the inner shroud 8b and the upper portion of the support ring 10 (outside in the turbine radial direction). Therefore, the gas turbine 1 can be operated for a long time, and the reliability of the gas turbine 1 is improved.
  • the turbine stationary blade and the gas turbine of the present invention it is possible to suppress breakage and cracking of components and welds arranged on the back side of the inner shroud due to leakage of high-temperature and high-pressure combustion gas.
  • Gas turbine 8 Turbine stationary blade (single stage stationary blade) 8a ... outer shroud 8b ... inner shroud 8c ... wing body 8d ... retainer 8e ... rib 10 ... support ring 16 ... seal member (E-ring) G ... Combustion gas N ... Space P ... Throat line Q ... Intersection of throat line and split gap R ... Main flow path T1, T2 ... Intersection of retainer and split gap K1 ... Clearance (split gap)

Abstract

　本発明のタービン静翼は、タービン周方向に沿って複数隣接して設けられると共に主流路の外壁を構成する外側シュラウド（８ａ）及び内壁を構成する内側シュラウド（８ｂ）と、内側シュラウド（８ｂ）の表面から突出して主流路の上流側から下流側に向う燃焼ガスの流れを規定する翼本体（８ｃ）と、内側シュラウド（８ｂ）の裏面から突出してタービン周方向に沿って延びるリテーナ（８ｄ）と、を備え、リテーナ（８ｄ）は、隣接する翼本体（８ｃ）の翼形状に伴う最小内接円の接点間を結ぶスロートライン（Ｐ）と隣接する内側シュラウド（８ｂ）の分割隙間（Ｋ１）との交点（Ｑ）よりも下流側に配置されている。

Description

タービン静翼およびガスタービン
　本発明は、取り込んだ空気から燃焼ガスを生成してロータを回転させるタービン静翼およびガスタービンに関する。
　従来から、タービン静翼及びタービン動翼が交互に複数段配列されたロータを回転駆動させるガスタービンが周知である。このガスタービンでは、圧縮機を通過させる過程で取り込んだ空気から圧縮空気を生成し、その圧縮空気を燃焼器に供給すると共に燃料を燃焼させることにより燃焼ガスを生成した後、その燃焼ガスをタービン静翼及びタービン動翼の配列する範囲を通過させることによりロータを回転駆動させる。
　図６（Ａ）はこのようなガスタービンの一例を示す要部の断面図、図６（Ｂ）は要部の拡大断面図である（特許文献１参照）。図６において、２１はタービン静翼、２２はタービン動翼、２３はタービン動翼２２が取り付けられたタービンディスク、２４は中間軸カバー、２５は中間軸カバー２４にボルト２６を介して固定されたサポートリングである。尚、以下の説明においては、燃焼器（図示せず）の尾筒２７が接続される最上流側の一段目のタービン静翼（以下、「一段静翼」と称する。）２１と、この一段静翼２１の下流側（図示右方）に隣接する一段目のタービン動翼（以下、「一段動翼」と称する。）２２として説明する。
　一段静翼２１は、基本的に同一のセグメントを複数用いてタービン周方向に沿って配列することで円環状とされる。この一段静翼２１は、外周壁を構成する外側シュラウド２１ａと、内周壁を構成する内側シュラウド２１ｂと、外側シュラウド２１ａと内側シュラウド２１ｂとの間に架設された翼本体２１ｃと、内側シュラウド２１ｂの裏面（図示下方）から突出したリテーナ２１ｄと、を備えている。また、一段静翼２１は、リテーナ２１ｄの下流側の面をサポートリング２５に突き当てると共に、サポートリング２５にピン２８を介して固定されている。
　一段静翼２１の各セグメントの内側シュラウド２１ｂは、図７に示すように、正面視で略平行四辺形（菱形）に形成されている。複数セグメントの内側シュラウド２１ｂが、タービン周方向に一辺同士を突き合わせるように接続され、分割面には若干の分割隙間Ｋ１が形成されている。また、翼本体２１ｃは、下流側（図示右側）に向う程に先細りとなるように弧状の形状を有している。さらに、リテーナ２１ｄの下流側の面が突き当てられたサポートリング２５が、翼本体２１ｃにかかる燃焼ガスＧの差圧によるスラスト方向（ロータ軸方向）の荷重を受け止める。このサポートリング２５により、一段静翼２１が一段動翼２２に接近する方向に変位することが抑制されている。なお、燃焼ガスＧは、図７の紙面上で左側から右側に向かって流れる。
　一段動翼２２は、図６に示すように、内周壁を構成するプラットフォーム２２ａと、プラットフォーム２２ａの表面からタービン径方向（以下、単に「径方向」と称する。）の外側に突出された翼本体２２ｂと、を備える。一段動翼２２の先端に対向して、タービンケーシング（図示せず）の内周に位置する分割環２９が配置されている。
　これにより、外側シュラウド２１ａ及び分割環２９と内側シュラウド２１ｂ及びプラットフォーム２２ａとの間には、燃焼ガスＧが通過する主流路Ｒが形成されている。この主流路Ｒに、一段静翼２１の翼本体２１ｃ及び一段動翼２２の翼本体２２ｂがそれぞれ配置される。
　一方、一段静翼２１の内側シュラウド２１ｂの径方向内側には、圧縮機を出た冷却空気を貯める車室Ｓが存在する。内側シュラウド２１ｂには、燃焼ガスＧが流れる主流路Ｒと車室Ｓを遮断するため、各セグメントの分割面に沿ってロータ軸方向にシール板３１が配置される。また、リテーナ２１ｄに沿って径方向に延びるように、シール板３２が配置されている。通常、車室Ｓ側の空気圧は主流路Ｒの燃焼ガス圧より高いため、燃焼ガスＧが車室Ｓ内へ漏れ出すことはない。
特開平１０－２６６８０７号公報
　図６（Ｂ）に示すように、内側シュラウド２１ｂのリテーナ２１ｄより下流側の部分とサポートリング２５との間には、わずかな隙間を形成する環状の空間Ｎが存在する。この空間Ｎは、リテーナ２１ｄとサポートリング２５とで車室Ｓとの間が縁切りされているため、一段静翼２１と一段動翼２２との間の段間圧力とほぼ同じ圧力となる。すなわち、空間Ｎの位置に対応する主流路Ｒを流れる燃焼ガスＧの圧力は、空間Ｎより圧力が高いため、燃焼ガスＧが図６に示す分割隙間Ｋ１からシール板３１に沿って空間Ｎに流れ込みやすい。つまり、燃焼ガスＧの一部のリークガスＬＧが、分割隙間Ｋ１から空間Ｎに巻き込まれ、内側シュラウド２１ｂの裏面及びサポートリング２５の上面を焼損させるという問題点があった。
　本発明は、分割隙間からの燃焼ガスの巻き込みを低減するタービン静翼およびそれを備えたガスタービンを提供することを目的としている。
　本発明のタービン静翼は、タービン周方向に沿って複数隣接して設けられると共に、主流路の外壁を構成する外側シュラウドと、タービン周方向に沿って複数隣接して設けられると共に、前記主流路の内壁を構成する内側シュラウドと、前記内側シュラウドの表面から突出して前記主流路の上流側から下流側に向う燃焼ガスの流れを規定する翼本体と、前記内側シュラウドの裏面から突出してタービン周方向に沿って延びるリテーナと、を備えるタービン静翼であって、前記リテーナは、タービン周方向で隣接する前記翼本体の間に形成される最小内接円と前記翼本体それぞれとの接点間を結ぶスロートラインと、タービン周方向で隣接する前記内側シュラウドの分割隙間との交点よりも下流側に配置されている。
　本発明のタービン静翼によれば、主流路から内側シュラウドの裏面側への燃焼ガスの漏れをより一層抑制することができると共に、高温高圧な燃焼ガスの漏れに伴う内側シュラウドの裏面側に配置された内側シュラウドの裏面及びサポートリング上等の構成部品の焼損を防止して、溶接部の破損や割れを抑制することができる。
　また、本発明のタービン静翼は、前記リテーナが、その下流側の面が突き当たるサポートリングを介してタービン本体に固定され、前記リテーナと前記サポートリングとの間にはシール部材が設けられてもよい。
　本発明によれば、内側シュラウドの裏面側におけるリテーナとサポートリングとで上流側と下流側とで区画される隔壁機能の気密性を確保することができる。
　本発明のガスタービンは、前述のタービン静翼を備えてもよい。
　本発明によれば、内側シュラウドおよびサポートリングの焼損が改善され、ガスタービンの長時間運転が可能となって、ガスタービンの信頼性が向上する。
　本発明によるタービン静翼およびガスタービンは、主流路から分割隙間を経由して内側シュラウドの裏面側の空間への燃焼ガスの漏れを制することができるため、高温高圧な燃焼ガスの漏れに伴う内側シュラウドの裏面側に配置された構成部品や溶接部の破損や割れを抑制することができる。
本発明の実施形態に係るガスタービンの概略構成を示す縦断面図である。 本発明の実施形態に係るタービン静翼を示し、（Ａ）はタービン静翼の要部の断面図、（Ｂ）はタービン静翼の要部の拡大断面図である。 本発明の実施形態に係るタービン静翼を示し、一段静翼の要部の正面図である。 本発明の実施形態に係るタービン静翼のシール板の構造を示し、（Ａ）は図３のＡ－Ａ線に沿う要部の断面図、（Ｂ）は（Ａ）のＢ－Ｂ線に沿う要部の拡大断面図である。 本発明の実施形態と従来のタービン静翼の断面を対比して示し、（Ａ）は図３のＣ－Ｃ線に沿う断面図、（Ｂ）は図７のＤ－Ｄ線に沿う断面図である。 従来のタービン静翼を示し、（Ａ）は要部の断面図、（Ｂ）は要部の拡大断面図である。 従来のタービン静翼の要部の正面図である。
　次に、本発明の実施形態に係るガスタービンについて、図面を参照して説明する。尚、以下に示す実施例は本発明のガスタービンにおける好適な具体例であり、技術的に好ましい種々の限定を付している場合もある。しかし、本発明の技術範囲は、特に本発明を限定する記載がない限り、これらの態様に限定されるものではない。また、以下に示す実施形態における構成要素は適宜、既存の構成要素等との置き換えが可能であり、かつ、他の既存の構成要素との組合せを含む様々なバリエーションが可能である。したがって、以下に示す実施形態の記載をもって、特許請求の範囲に記載された発明の内容を限定するものではない。
　図１は、本発明の一実施形態に係るガスタービンの概略構成を示す縦断面図である。
　図１において、ガスタービン１は、圧縮機２と、複数の燃焼器３と、タービン４と、排気室５と、を圧縮空気Ｃ及び燃焼ガスＧの供給・排気方向の上流側から下流側に向けてこの順に備えている。圧縮機２は、圧縮空気Ｃを生成する。複数の燃焼器３は、圧縮機２から供給される圧縮空気Ｃを一旦車室Ｓに貯め、さらに圧縮空気Ｃと燃料とを混合して作動流体である燃焼ガスＧを生成する。タービン４は、燃焼器３から供給される燃焼ガスＧにより回転動力を発生させる。排気室５は、タービン４を通過した燃焼ガスＧを排気する。また、ガスタービン１は、軸線Ｏを回転中心としてタービン４の周方向Ｒに回転するロータ６を備えている。
　タービン４は、内部にタービン静翼８及びタービン動翼９を備える。このタービン静翼８及びタービン動翼９は、ロータ６の軸方向に沿って交互に配置されている。燃焼器３で発生した燃焼ガスＧがロータ６の軸廻りに配設されたタービン動翼９を回転させることにより、燃焼ガスＧの熱エネルギーが回転エネルギーに変換されて、電力として取り出される。
　図２（Ａ）はこのようなガスタービン１のタービン静翼８の一例を示す要部の断面図である。尚、以下の説明においては、燃焼器３の尾筒３ａが接続される最上流側（図示左方）の一段目のタービン静翼（以下、「一段静翼」と称する。）８と、この一段静翼８の下流側（図示右方）に隣接する一段目のタービン動翼（以下、「一段動翼」と称する。）９を一例として説明する。
　一段静翼８は、基本的に同一のセグメントをタービン周方向に沿って複数配列することで円環状とされる。この一段静翼８は、外周壁を構成する外側シュラウド８ａと、内周壁を構成する内側シュラウド８ｂと、外側シュラウド８ａと内側シュラウド８ｂとの間に架設された翼本体８ｃと、内側シュラウド８ｂの裏面（図示下方）から突出したリテーナ８ｄと、を備えている。また、一段静翼８は、リテーナ８ｄの下流側の面をサポートリング１０に突き当てると共に、サポートリング１０にピン１１を介して固定されている。尚、サポートリング１０は中間軸カバー１２にボルト１３を介して固定されている。
　内側シュラウド８ｂは、図３に示すように、１つのセグメントが正面視で略平行四辺形（菱形）に形成されている。複数のセグメントの内側シュラウド８ｂが、タービン周方向に一辺同士を突き合わせるように分割面で接続している。また、隣接する内側シュラウド８ｂの間の分割面には、内側シュラウド８ｂのタービン周方向の分割隙間Ｋ１を塞ぐように、隣接する内側シュラウド８ｂの突合せ端面間に跨る横シール板１４が架設されている（図３および図４（Ａ），（Ｂ）参照）。
　さらに、翼本体８ｃは、下流側（図３の右側）に向う程に先細りとなるように弧状の形状を有している。また、本実施の形態においては、一つの内側シュラウド８ｂに対して一つの翼本体８ｃが設けられている。
　リテーナ８ｄは、タービン周方向に沿って環状に延在している。リテーナ２１ｄの下流側の面が突き当てられたサポートリング１０が、差圧によるスラスト方向（ロータ軸となる軸線Ｏに沿う方向）の荷重を受け止める。このサポートリング１０により、一段静翼８が一段動翼９に接近する方向に変位することが抑制されている。また、隣接するリテーナ８ｄの間には、タービン周方向で隣接するリテーナ８ｄの突合せ端面間に跨る縦シール板１５が周方向に架設されている。
　さらに、リテーナ８ｄは、隣接する翼本体８ｃの間に形成される最小内接円ＳＮと前記翼本体それぞれとの接点Ｘ１,Ｘ２間を結ぶスロートラインＰと、隣接する内側シュラウド８ｂの分割隙間Ｋ１との交点Ｑよりも下流側に配置されている。
　また、リテーナ８ｄとサポートリング１０との間には、図２（Ｂ）に示すように、シール部材としてのＥリング等のシール部材１６が設けられている。
　このような構成において、リテーナ８ｄとサポートリング１０とは、車室Ｓの隔壁として機能している。これにより、リテーナ８ｄよりも上流側の車室Ｓは高圧、リテーナ８ｄよりも下流側の空間Ｎは低圧となる。また、翼本体８ｃを通過する主流路Ｒでの燃焼ガスＧの圧力は、スロートラインＰよりも上流側は高圧であるが、スロートラインＰよりも下流側では急激に圧力が低下して、一段静翼８と一段動翼９との間の段間圧力とほぼ同じ圧力となる。
　図５は、従来のタービン静翼との対比で、燃焼ガスＧの圧力が変化するスロートラインＰと分割隙間Ｋ１との交点Ｑと、リテーナと分割隙間Ｋ１との交点Ｔ１、Ｔ２との具体的な位置関係を、ロータ径方向の断面で示している。図５（Ａ）は、本実施形態における交点Ｑおよび交点Ｔ１の位置関係を示している。図５（Ｂ）は、従来のタービン静翼における交点Ｑと交点Ｔ２との位置関係を示している。
　なお、図５では、燃焼ガスの流れ方向（ロータ軸方向）の交点Ｑの位置（図５の紙面上の左右方向）が、図５（Ａ）及び図５（Ｂ）で一致するように表示している。また、便宜上、交点Ｑを通るロータに垂直に立てた垂線ＱＶを破線で表示している。
　図３に示すように、スロートラインＰを境に、燃焼ガスＧの圧力が急激に変化するが、分割隙間Ｋ１近傍の燃焼ガスの圧力は、分割隙間Ｋ１に沿って変化すると考えてよい。従って、分割隙間Ｋ１近傍の分割隙間Ｋ１に沿う燃焼ガスＧの圧力は、分割隙間Ｋ１とスロートラインＰとの交点Ｑを境に、上流側で圧力が高く、点Ｑを通過すると圧力は急激に低下する。一方、リテーナ８ｄと分割隙間Ｋ１の交点Ｔ１は、交点Ｑより下流側に配置されている。交点Ｔ１から下流側の分割隙間Ｋ１は、シール板１４を挟んで空間Ｎに隣接する領域である。
　この関係を図５で説明すれば、図５（Ａ）において、交点Ｔ１は交点Ｑより下流側（紙面上で点Ｑの右側）に配置されている。一方、従来のタービン静翼を表示する図７では、スロートラインＰより上流側に、リテーナ２１ｄと分割隙間Ｋ１との交点Ｔ２が配置されている。これを、ロータ軸方向に沿った断面で表示する図５（Ｂ）では、交点Ｔ２は交点Ｑよりも上流側（紙面上で点Ｑの左側）にある。図５（Ｂ）に示す交点Ｔ２の位置では、点ＱからＴ２までの間の分割隙間Ｋ１近傍は、高い圧力が維持されているため、点ＱからＴ２までの間の分割隙間Ｋ１から空間Ｎに燃焼ガスＧが漏れ込みやすくなる。一方、図５（Ａ）に示す交点Ｔ１は、交点Ｑより下流側に配置されているため、交点Ｔ１より下流側の分割隙間Ｋ１近傍の圧力は低くなり、下流側の段間圧力とほぼ同じとなっている。従って、図５（Ａ）に示す本実施形態の場合では、分割隙間Ｋ１から空間Ｎへの燃焼ガスの漏れ込みを大幅に抑制できる。
　本実施形態では、リテーナ８ｄが、スロートラインＰと分割隙間Ｋ１との交点Ｑよりも下流側に配置されていることから、スロートラインＰよりも下流側の主流路Ｒの圧力と空間Ｎとの圧力差がほとんどなくなる。そのため、主流路Ｒから分割隙間Ｋ１を経由して空間Ｎに漏れ込む燃焼ガス量が低減されることにより、内側シュラウド８ｂの裏面およびサポートリング１０の焼損および溶接割れが低減される。
　しかも、リテーナ８ｄとサポートリング１０との間にはシール溝１０ａに収納されたシール部材１６が介在されている。従って、内側シュラウド８ｂの裏面側におけるリテーナ８ｄとサポートリング１０とで車室Ｓの上流側と下流側とを区画する隔壁機能の気密性が確保されるため、車室空気の損失を防止できる。
　本発明によれば、リテーナ８ｄを、スロートラインＰと分割隙間Ｋ２との交点Ｑよりも下流側に配置することにより、主流路Ｒから分割隙間Ｋ１を経由して空間Ｎに漏れ込む燃焼ガス量を低減できるので、内側シュラウド８ｂの裏面およびサポートリング１０の上部（タービン径方向の外側）の焼損や溶接割れを回避できる。そのため、ガスタービン１の長時間運転が可能となり、ガスタービン１の信頼性が向上する。
　本発明のタービン静翼及びガスタービンによれば、高温高圧な燃焼ガスの漏れに伴う内側シュラウドの裏面側に配置された構成部品や溶接部の破損や割れを抑制することができる。
　　１…ガスタービン
　　８…タービン静翼（一段静翼）
　　　８ａ…外側シュラウド
　　　８ｂ…内側シュラウド
　　　８ｃ…翼本体
　　　８ｄ…リテーナ
　　　８ｅ…リブ
　１０…サポートリング
　１６…シール部材（Ｅリング）
　　Ｇ…燃焼ガス
　　Ｎ…空間
　　Ｐ…スロートライン
　　Ｑ…スロートラインと分割隙間の交点
　　Ｒ…主流路
　　Ｔ１、Ｔ２…リテーナと分割隙間の交点
　　Ｋ１…隙間（分割隙間）

Claims (3)

  1. 　タービン周方向に沿って複数隣接して設けられると共に、主流路の外壁を構成する外側シュラウドと、
    　タービン周方向に沿って複数隣接して設けられると共に、前記主流路の内壁を構成する内側シュラウドと、
    　該前記内側シュラウドの表面から突出して前記主流路の上流側から下流側に向う燃焼ガスの流れを規定する翼本体と、
    　前記内側シュラウドの裏面から突出してタービン周方向に沿って延びるリテーナと、を備えるタービン静翼であって、
    　前記リテーナは、タービン周方向で隣接する前記翼本体の間に形成される最小内接円と前記翼本体それぞれとの接点間を結ぶスロートラインと、タービン周方向で隣接する前記内側シュラウドの分割隙間との交点よりも下流側に配置されているタービン静翼。
  2. 　前記リテーナは、その下流側の面が突き当たるサポートリングを介してタービン本体に固定され、前記リテーナと前記サポートリングとの間にはシール部材が設けられている請求項１に記載のタービン静翼。
  3. 　請求項１または請求項２のいずれか１項に記載のタービン静翼を備えるガスタービン。
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