WO2012157527A1 - タービン静翼 - Google Patents

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WO2012157527A1
WO2012157527A1 PCT/JP2012/062036 JP2012062036W WO2012157527A1 WO 2012157527 A1 WO2012157527 A1 WO 2012157527A1 JP 2012062036 W JP2012062036 W JP 2012062036W WO 2012157527 A1 WO2012157527 A1 WO 2012157527A1
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shroud
blade
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wall structure
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上地　英之
朋子 森川
羽田　哲
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三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a turbine stationary blade provided in a turbine, for example, in a gas turbine in which fuel is supplied to compressed high-temperature and high-pressure air and burned, and generated combustion gas is supplied to a turbine to obtain rotational power. Is.
  • the gas turbine is composed of a compressor, a combustor, and a turbine, and the air taken in from the air intake port is compressed by the compressor to become high-temperature / high-pressure compressed air.
  • the fuel is supplied and burned, and the high-temperature and high-pressure combustion gas drives the turbine, and the generator connected to the turbine is driven.
  • the turbine is configured by alternately arranging a plurality of stationary blades and moving blades in the vehicle interior, and rotationally drives an output shaft connected to the generator by driving the moving blades with combustion gas. ing.
  • the turbine stationary blade is configured with a shroud fixed to a longitudinal end portion of the blade body, and cooling air is introduced into the blade body from each shroud, thereby cooling the inner wall surface of the blade body.
  • the cooling air is discharged to the outside through a cooling hole formed in the blade body, and the outer wall surface of the blade body is cooled by flowing along the outer wall surface of the blade body.
  • turbine vanes examples include those described in Patent Documents 1 and 2 below.
  • the steam outlet flow design for the rear cavity of the airfoil described in Patent Document 1 is such that steam flowing into the outer wall flows into the cavity of the stationary blade after impingement cooling the outer wall surface through the impingement plate. Then, after flowing into the inner wall, the impingement plate cools the inner wall surface through the impingement plate and returns it through the return cavity.
  • cooling air flows from the impingement plate on each shroud side into the shroud cavity for cooling, and further flows from the impingement plate of the blade body into the cavity of the blade body. Then, it is cooled and discharged to the outside through the film cooling hole.
  • the turbine vane is composed of the blade body and each shroud fixed to the end thereof, and the turbine vane becomes high temperature by the combustion gas. It needs to be cooled.
  • a cavity is defined by covering the inner wall surface side of the wing body with an impingement plate, and another cavity is defined by covering the inner wall surface side of each shroud with an impingement plate.
  • FIG. 10 is a longitudinal sectional view showing a conventional turbine vane. That is, as shown in FIG. 10, the conventional turbine stationary blade is configured by connecting a blade body 001 and a shroud 002 and disposing a cavity 004 by disposing an impingement plate 003 therein. A flange portion 005 is formed in the vicinity of the connection portion between the blade body 001 and the shroud 002, and the impingement plate 003 is fixed to the flange portion 005.
  • the curved connection portion 006 in which the blade body 001 and the shroud 002 are continuous has a combustion gas side wall surface of cooling air from the through hole 007 of the impingement plate 003. Will be separated from the wall surface on the cavity 004 side to be cooled by collision, and cooling will be insufficient. For this reason, a local high temperature portion is generated on the combustion gas side wall surface of the curved connection portion 006 in which the blade body 001 and the shroud 002 are continuous, and high thermal stress is generated, resulting in oxidation thinning and damage due to thermal stress. Is likely to occur.
  • This invention solves the subject mentioned above, and aims at providing the turbine stationary blade which can suppress generation
  • a turbine stationary blade includes a blade structure portion having a hollow shape, an end wall structure portion provided at an end of the blade structure portion, the blade structure portion, and the end wall structure. And a partition plate which is provided so as to form a continuous cavity inside the portion and in which a large number of through holes are formed.
  • the cooling medium introduced into the interior of each partition plate Since it is introduced directly and uniformly into the cavity from the through hole, the wing structure and the end wall structure can be uniformly cooled by this cooling medium, and deformation and damage of the wing structure and the end wall structure occur. Can be suppressed.
  • the partition plate has a cylindrical shape, and an end portion on the end wall structure portion side is enlarged in diameter, and is fixed to the end wall structure portion.
  • a protrusion is provided between the blade structure portion and the partition plate or between the end wall structure portion and the partition plate to prevent a gap between the two from becoming narrow. It is a feature.
  • the wing structure portion, the end wall structure portion, and the partition plate are thermally deformed, it is possible to prevent the protrusions from reducing the space between the wing structure portion, the end wall structure portion and the partition plate, that is, the cavity width.
  • the blade structure and the end wall structure can be uniformly cooled by the cooling medium at all times.
  • the end wall structure portion includes an outer end wall structure portion connected to one end portion of the blade structure portion, and an inner end wall structure portion connected to the other end portion of the blade structure portion.
  • the partition plate includes an outer partition plate inserted from the outer end wall structure portion side and an inner partition plate inserted from the inner end wall structure portion side.
  • the partition plate can be easily inserted and arranged inside, and the assemblability can be improved.
  • the outer partition plate and the inner partition plate are fixed at the base end portions to the outer end wall structure portion and the inner end wall structure portion, and the tip portions are joined to each other. It is said.
  • the outer partition plate and the inner partition plate are fixed at the base end portions to the outer end wall structure portion and the inner end wall structure portion, and the distal end portions are closed so as to have a predetermined distance from each other. It is arranged inside the wing structure part.
  • the number of joints can be reduced and the assembly cost can be reduced, and the assembly property can be improved. be able to.
  • combustion gas passages are provided outside the blade structure portion and the end wall structure portion, and the outer partition plate and the inner partition plate are burned in the longitudinal direction of the blade body. It is characterized by being arranged avoiding the part with the highest gas temperature.
  • the tip of the outer partition plate and the inner partition plate is difficult to form a through-hole for cooling.
  • the partition plate in which a large number of through holes are formed is fixed so as to form a continuous cavity inside the blade structure portion and the end wall structure portion. Since the medium is uniformly introduced directly into the cavity from each through hole of the partition plate, the blade structure and the end wall structure can be uniformly cooled by the cooling medium. It is possible to suppress the deformation and damage of the part.
  • FIG. 1 is a longitudinal sectional view illustrating a turbine vane according to a first embodiment of the present invention.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view illustrating the turbine vane of the first embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view illustrating a connecting portion between the blade body and the inner shroud in the turbine stationary blade of the first embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic diagram illustrating a gas turbine according to the first embodiment.
  • FIG. 5 is a schematic diagram illustrating the turbine of the first embodiment.
  • FIG. 6 is a longitudinal sectional view showing a turbine vane according to a second embodiment of the present invention.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view illustrating a connecting portion between the blade body and the outer shroud in the turbine stationary blade of the second embodiment.
  • FIG. 8 is a longitudinal sectional view showing a turbine vane according to a third embodiment of the present invention.
  • FIG. 9 is a longitudinal sectional view showing a turbine vane according to a fourth embodiment of the present invention.
  • FIG. 10 is a longitudinal sectional view showing a conventional turbine vane.
  • FIG. 1 is a longitudinal sectional view showing a turbine stator blade according to the first embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a transverse sectional view showing the turbine stator blade of the first embodiment
  • FIG. 3 is a turbine stator blade of the first embodiment.
  • FIG. 4 is a schematic diagram illustrating a gas turbine according to the first embodiment
  • FIG. 5 is a schematic diagram illustrating the turbine according to the first embodiment.
  • the gas turbine of Example 1 is composed of a compressor 11, a combustor 12, and a turbine 13 as shown in FIG.
  • a generator (not shown) is connected to the gas turbine and can generate power.
  • the compressor 11 has an air intake 21 for taking in air, and a plurality of stationary blade bodies 23 and moving blade bodies 24 are alternately arranged in the compressor casing 22 in the front-rear direction (the axial direction of the rotor 32 described later).
  • the bleed chamber 25 is provided on the outside thereof.
  • the combustor 12 is combustible by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 11 and igniting it.
  • a plurality of stationary blade bodies 27 and moving blade bodies 28 are alternately arranged in a turbine casing (casing) 26 in the front-rear direction (the axial direction of a rotor 32 described later).
  • An exhaust chamber 30 is disposed downstream of the turbine casing 26 via an exhaust casing 29, and the exhaust chamber 30 has an exhaust diffuser 31 that is continuous with the turbine 13.
  • a rotor (turbine shaft) 32 is positioned so as to penetrate through the center of the compressor 11, the combustor 12, the turbine 13, and the exhaust chamber 30.
  • the end of the rotor 32 on the compressor 11 side is rotatably supported by the bearing portion 33, while the end of the exhaust chamber 30 side is rotatably supported by the bearing portion 34.
  • the rotor 32 is fixed by stacking a plurality of disks on which the rotor blade bodies 24 are mounted in the compressor 11, and a plurality of disks on which the rotor blade bodies 28 are mounted in the turbine 13.
  • a generator drive shaft (not shown) is connected to the end on the compressor 11 side.
  • the compressor casing 22 of the compressor 11 is supported by the legs 35
  • the turbine casing 26 of the turbine 13 is supported by the legs 36
  • the exhaust chamber 30 is supported by the legs 37.
  • the air taken in from the air intake 21 of the compressor 11 passes through the plurality of stationary blade bodies 23 and the moving blade bodies 24 and is compressed to become high-temperature and high-pressure compressed air.
  • a predetermined fuel is supplied to the compressed air in the combustor 12 and burned.
  • the high-temperature and high-pressure combustion gas that is the working fluid generated in the combustor 12 passes through the plurality of stationary blade bodies 27 and the moving blade bodies 28 that constitute the turbine 13 to drive and rotate the rotor 32.
  • a generator connected to the rotor 32 is driven.
  • the energy of the exhaust gas (combustion gas) is converted into pressure by the exhaust diffuser 31 in the exhaust chamber 30 and decelerated before being released to the atmosphere.
  • a combustion gas passage 40 having a ring shape is formed inside, and a plurality of stationary blade bodies 27 are formed in the combustion gas passage 40.
  • the rotor blade bodies 28 are alternately arranged along the flow direction of the combustion gas. That is, the stationary blade body 27 of each stage is fixed to the turbine casing 26 with a plurality of stationary blades 41 arranged at equal intervals in the circumferential direction. Further, the rotor blade body 28 is fixed to a rotor disk 43 in which the rotor blades 42 are arranged at equal intervals in the circumferential direction and the base end portion is fixed to the rotor 32.
  • the stationary blade 41 has an outer shroud (end wall structure portion) 45 fixed to one end portion (outside in the radial direction) in the longitudinal direction (radial direction of the rotor 32) of the blade body (blade structure portion) 44, and the other end portion.
  • An inner shroud (end wall structure) 46 is fixed (inner side in the radial direction).
  • the outer shroud 45 is fixed to the turbine casing 26.
  • the moving blade 42 is configured by fixing a platform 48 to a base end portion (inside in the radial direction) in the longitudinal direction of the blade body 47 (in the radial direction of the rotor 32).
  • the platform 48 is fixed to the rotor disk 43, and the tip end portion (outside in the radial direction) extends to the vicinity of the inner wall surface of the turbine casing 26.
  • the blade body 44 has a hollow shape, and the upstream side in the combustion gas flow direction (left side in FIG. 2) is curved.
  • the cross-sectional shape is formed, and the downstream side (the right side in FIG. 2) in the flow direction of the combustion gas has a tapered cross-sectional shape.
  • the wing body 44 is partitioned into three spaces by two partition walls 51.
  • the blade body 44 is formed with a plurality of cooling holes 52 penetrating inside and outside at predetermined positions.
  • the outer shroud 45 has a substantially square flat plate shape, and an opening having a wing shape is formed at the center, and one end of the wing body 44 is fixed so as to coincide with the opening.
  • the inner shroud 46 has a substantially square flat plate shape, and an opening having a wing shape is formed at the center, and the other end of the wing body 44 is fixed so as to coincide with this opening. ing.
  • the wing body 44 and the outer shroud 45 are connected via a trumpet-shaped curved portion 53, and the wing body 44 and the inner shroud 46 are connected via a trumpet-shaped curved portion 54.
  • Each of the shrouds 45 and 46 is formed with a plurality of cooling holes 52 penetrating inside and outside at predetermined positions.
  • the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 have a partition plate 55 fixed inside thereof.
  • the partition plate 55 has a cylindrical shape, and the end portion on the side of each shroud 45, 46 is expanded in diameter, and is fixed to each shroud 45, 46. That is, the partition plate 55 includes a main body portion 56 corresponding to the wing main body 44, an outer portion 57 corresponding to the outer shroud 45, and an inner portion 58 corresponding to the inner shroud 46, and the main body portion 56 and the outer portion 57.
  • bend portions 59 and 60 corresponding to the bend portions 53 and 54 are provided between the inner portion 58 and the inner portion 58.
  • the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 have a cavity 61 defined by the partition plate 55 being fixed inside.
  • the cavity 61 includes a first cavity 62 defined by the wing body 44 and the body portion 56 of the partition plate 55, a second cavity 63 defined by the outer shroud 45 and the outer portion 57 of the partition plate 55, and an inner side.
  • a third cavity 64 defined by the shroud 46 and the inner portion 58 of the partition plate 55 is continuously formed.
  • the partition plate 55 is disposed so that the distance between the blade body 44 and the inner wall surfaces of the shrouds 45 and 46 is substantially constant over almost the entire region.
  • the partition plate 55 is disposed so as to be along the inner wall surfaces of the blade main body 44 and the shrouds 45 and 46 with a constant interval.
  • each of the shrouds 45 and 46 has stepped portions 45a and 46a formed on the outer peripheral portion thereof, and the partition plate 55 is fixed (welded) with each end portion being in close contact with the stepped portions 45a and 46a.
  • the partition plate 55 has a large number of through holes 65 formed at almost equal intervals over the entire region.
  • the partition plate 55 (55a, 55a, 55b, 55c) are arranged, and the partition portions 55a, 55b, 55c are connected on the shroud 45, 46 side, so that the space portion communicates.
  • a plurality of protrusions 66 are provided between the blade body 44 and the shrouds 45 and 46 and the partition plate 55 to prevent the distance between them from becoming narrow.
  • the protrusion 66 has a columnar or prismatic shape that protrudes toward the partition plate 55 from the inner wall surfaces of the wing body 44 and the shrouds 45 and 46, and the tip is separated from the partition plate 55.
  • the plurality of protrusions 66 are arranged at substantially equal intervals in the cavity 61.
  • cooling air (cooling medium) from a cooling passage (not shown)
  • a cooling passage (not shown)
  • the cooling air is first supplied to the blade body 44 and the outer shroud. 45, introduced inside the inner shroud 46, that is, inside the partition plate 55.
  • the cooling air in the partition plate 55 is then injected into the cavity 61 through a large number of through holes 65 formed in the partition plate 55, where the inside of the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46. Cool impingement on the wall.
  • the cooling air in the partition plate 55 is introduced into the three cavities 62, 63, 64 in parallel through the through holes 65, so that the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 are uniformly cooled. Is done. Thereafter, the cooling air in the cavity 61 is discharged to the outside (combustion gas passage 40) through the numerous cooling holes 52 and flows along the outer wall surfaces of the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46. The film is cooled.
  • the outer shroud 45 is fixed to one end portion of the blade main body 44 having a hollow shape
  • the inner shroud 46 is fixed to the other end portion.
  • a continuous cavity 61 is formed between the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 and the partition plate 55.
  • a number of cooling holes 52 are formed in the shroud 45 and the inner shroud 46, and a number of through holes 65 are formed in the partition plate 55.
  • the cooling air is supplied from the outer shroud 45 side and the inner shroud 46 side, the cooling air is introduced into the partition plate 55 and injected into the cavity 61 through a large number of through holes 65 formed in the partition plate 55.
  • the impingement cooling is performed on the inner wall surfaces of the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46, and the outer wall surfaces of the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 are discharged.
  • This outer wall surface is film-cooled by flowing along.
  • the partition plate 55 having a large number of through holes 65 forms the cavity 61 (62, 63, 64) continuous inside the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46, the inside of the partition plate 55
  • the cooling air is directly introduced into the three cavities 62, 63, 64 in parallel through the through holes 65, so that the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 are made uniform by this cooling air.
  • the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 can be prevented from locally generating high temperature and thermal stress, and the blade body 44, the outer shroud 45, the inner shroud 46 can be deformed, The occurrence of damage due to oxidative thinning can be suppressed.
  • the cavity 62 of the wing body 44 and the cavities 63 and 64 of the shrouds 45 and 46 are made continuous, it is not necessary to provide a flange near the connection portion between the wing body 44 and the shrouds 45 and 46.
  • the combustion gas side wall surfaces of the curved portions 53 and 54 connecting the 45 and 46 are not separated from the wall surface impingement cooled by the cooling air, and can be sufficiently cooled.
  • a circuit of cooling air ejected from the inside of the partition plate 55 (56) of the blade body 44 to the cavity 62 and the partition plates 55 (57, 58) of the shrouds 45, 46 are provided.
  • the cooling air circuit ejected from the inside into the cavities 63 and 64 is configured in parallel.
  • a conventional turbine vane for example, Patent Document 1
  • the cooling of the blade body is performed in order to flow cooling air in series in the order of the inner partition plate of the blade body, the cavity of the blade body, the inner side of the shroud partition plate, and the shroud cavity.
  • a member such as a leading edge cavity insertion sleeve having an effect of separating the air circuit and the cooling air circuit of the shroud portion is provided, and there is a portion where impingement cooling cannot be performed due to the presence of the member that separates the circuit. End up.
  • it is not necessary to provide a member such as a leading edge cavity insertion sleeve and it is possible to avoid the formation of a portion where impingement cooling cannot be performed, and the blade main body 44 and the shrouds 45 and 46 can be avoided. Can be uniformly cooled.
  • the turbine stationary blade of the first embodiment is configured such that the blade body 44 and the shrouds 45 and 46 that support the stationary blade 41 with respect to the combustion gas force are exposed to the combustion gas. Therefore, since the member exposed to the combustion gas is made relatively thick in order to support the stationary blade 41, it penetrates between the combustion gas passage 40 and the cavity 61 by oxidation thinning due to the high-temperature combustion gas. It is possible to prevent the occurrence of damage and prevent the cooling air from leaking, obtain the cooling air flow rate distribution and the cavity pressure as designed, and reliably cool each member.
  • the partition plate 55 has a cylindrical shape, and the end portion from the blade body 44 toward the shrouds 45 and 46 is enlarged in a trumpet shape to the outer peripheral portion of each shroud 45 and 46. It is fixed. Therefore, by making the partition plate 55 into an appropriate shape, it is possible to easily configure the cavity 61 that continues from the inside of the blade body 44 to the inside of each shroud 45, 46, and to cool the entire area of the cavity 61 almost uniformly. it can.
  • a plurality of protrusions 66 are provided from the blade main body 44 and the shrouds 45 and 46 toward the partition plate 55 so as to prevent the distance between them from becoming narrow. Therefore, even if the blade main body 44, each shroud 45, 46, and the partition plate 55 are thermally deformed, the spacing between the blade main body 44, each shroud 45, 46 and the partition plate 55, that is, the width of the cavity 61, is caused by the projection 66. The narrowing is suppressed, and an appropriate amount of cooling air can be supplied into the cavity 61 at all times, so that the blade body 44 and the shrouds 45 and 46 can be uniformly cooled.
  • the blade main body 44 and the shrouds 45, 46 and the partition plate 55 are provided with a plurality of protrusions 66 that prevent the spacing between the blade body 44 and the shrouds 45, 46 from being narrowed.
  • it may be provided so as to protrude from the partition plate 55 toward the blade main body 44 and the shrouds 45 and 46.
  • the shape of the protrusion 66 is not limited to a cylindrical shape or a prismatic shape, and may be any shape, so that a great thermal stress does not act on the wing body 44 and the shrouds 45 and 46. preferable.
  • the plurality of protrusions 66 are provided between the blade body 44 and the shrouds 45 and 46 and the partition plate 55, but only between the blade body 44 and the partition plate 55, or at least A plurality of protrusions 66 may be provided only between one of the shrouds 45 and 46 and the partition plate 55.
  • FIG. 6 is a longitudinal sectional view showing a turbine stationary blade according to the second embodiment of the present invention
  • FIG. 7 is a sectional view showing a connecting portion between the blade body and the outer shroud in the turbine stationary blade of the second embodiment.
  • symbol is attached
  • the stationary blade 41 has a configuration in which an outer shroud 45 is fixed to one end portion of a hollow blade main body 44 and an inner shroud 46 is fixed to the other end portion. Has been.
  • a plurality of cooling holes 52 are formed in the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 71 is fixed to the inside of the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 71 has a cylindrical shape, and the end portion on the side of each shroud 45, 46 is expanded in diameter, and is fixed to each shroud 45, 46.
  • the partition plate 71 includes an outer partition plate 72 inserted from the outer shroud 45 side and an inner partition plate 73 inserted from the inner shroud 46 side.
  • the outer partition plate 72 has a proximal end portion fixed to the outer peripheral portion (stepped portion 45 a) of the outer shroud 45, and a distal end portion 72 a located inside the wing body 44.
  • the inner partition plate 73 has a proximal end portion fixed to the outer peripheral portion (stepped portion 46 a) of the inner shroud 46, and a distal end portion 73 a located inside the wing body 44.
  • the inner partition plate 73 is formed longer than the outer partition plate 72, so that the front ends 72a and 73a of the partition plates 72 and 73 are disposed on the outer shroud 45 side. And the front-end
  • the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 have a cavity 61 defined by the partition plate 71 fixed inside.
  • the cavity 61 includes a first cavity 62 corresponding to the wing body 44, a second cavity 63 corresponding to the outer shroud 45, and a third cavity 64 corresponding to the inner shroud 46.
  • the partition plate 71 is arranged so that the distance between the blade body 44 and the inner wall surfaces of the shrouds 45 and 46 is substantially constant over almost the entire region.
  • the partition plate 71 has a large number of through holes 74 formed at almost equal intervals over the entire region.
  • the cavity 61 is formed by fixing the partition plate 71 inside the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46, and the blade main body 44 and the outer shroud 45.
  • a number of cooling holes 52 are formed in the inner shroud 46 and a number of through holes 74 are formed in the partition plate 71.
  • the partition plate 71 having a large number of through holes 74 forms a cavity 61 (62, 63, 64) continuous inside the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46. Since the cooling air is directly and uniformly introduced into the three cavities 62, 63, and 64 through each through hole 74, the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 are uniformly cooled by this cooling air. It is possible to prevent generation of locally high thermal stress, and to suppress deformation and damage of the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 71 is composed of an outer partition plate 72 inserted from the outer shroud 45 side and an inner partition plate 73 inserted from the inner shroud 46 side. Therefore, by dividing the partition plate 71 into the outer partition plate 72 and the inner partition plate 73, the partition plate 71 can be easily inserted and arranged inside, and the assemblability can be improved.
  • the outer partition plate 72 and the inner partition plate 73 have base ends fixed to the outer peripheral portions of the outer shroud 45 and the inner shroud 46, and the tip portions 72a and 73a are connected to the blade body 44. Are joined inside. Therefore, by joining the outer partition plate 72 inserted inside and the tip portions 72a, 73a of the inner partition plate 73 inside the blade body 44, high airtightness can be ensured, and stable cooling performance can be achieved. While being able to maintain, a junction part can be arrange
  • the outer partition plate 72 and the front end portions 72a and 73a of the inner partition plate 73 are arranged and joined to the outer shroud 45 side. Therefore, by arranging the joint portion between the outer partition plate 72 and the inner partition plate 73 on the outer shroud 45 side, both can be easily joined from the outside by welding or the like, and the assemblability can be improved. Further, since the distal end portions of the outer partition plate 72 and the inner partition plate 73 are difficult to form the through holes 74 for cooling, the combustion gas temperature is high at the positions of the distal end portions 72a and 73a of the partition plates 72 and 73. By avoiding the site and arranging it on the outer shroud 45 side, it is possible to suppress the occurrence of local high temperature sites.
  • the end portions 72a and 73a of the outer partition plate 72 and the inner partition plate 73 are arranged and joined to the outer shroud 45 side, but the outer partition plate 72 and the tip portions 72a of the inner partition plate 73 are joined.
  • 73a may be arranged and joined to the inner shroud 46 side, and even in this case, the same effects as those described above can be achieved.
  • FIG. 8 is a longitudinal sectional view showing a turbine vane according to Embodiment 3 of the present invention.
  • symbol is attached
  • the stationary blade 41 is configured such that an outer shroud 45 is fixed to one end of a hollow blade main body 44 and an inner shroud 46 is fixed to the other end. .
  • a plurality of cooling holes 52 are formed in the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 81 is fixed to the inside of the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 81 has a cylindrical shape, and an end portion on each shroud 45, 46 side is enlarged in diameter, and is fixed to each shroud 45, 46.
  • the partition plate 81 includes an outer partition plate 82 inserted from the outer shroud 45 side and an inner partition plate 83 inserted from the inner shroud 46 side.
  • the outer partition plate 82 has a proximal end portion fixed to the outer peripheral portion of the outer shroud 45, and a distal end portion 82 a located inside the wing body 44.
  • the inner partition plate 83 has a proximal end portion fixed to the outer peripheral portion of the inner shroud 46 and a distal end portion 83 a located inside the wing body 44.
  • the outer partition plate 82 and the inner partition plate 83 are formed to have substantially the same length, so that the front end portions 82a and 83a of the partition plates 82 and 83 are arranged in the middle portion in the longitudinal direction of the wing body 44.
  • the outer partition plate 82 and the inner partition plate 83 are separated from each other at a predetermined interval by closing the front end portions 82a and 83a.
  • the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 have a cavity 61 defined by the partition plate 81 being fixed inside.
  • the cavity 61 includes a first cavity 62 corresponding to the wing body 44, a second cavity 63 corresponding to the outer shroud 45, and a third cavity 64 corresponding to the inner shroud 46.
  • the partition plate 81 is disposed so that the distance between the blade body 44 and the inner wall surfaces of the shrouds 45 and 46 is substantially constant over almost the entire region.
  • the partition plate 81 has a large number of through holes 84 formed at almost equal intervals throughout the entire area.
  • the cavity 61 is formed by fixing the partition plate 81 inside the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46, and the blade main body 44 and the outer shroud 45.
  • a number of cooling holes 52 are formed in the inner shroud 46 and a number of through holes 84 are formed in the partition plate 81.
  • the partition plate 81 having a large number of through holes 84 forms the cavity 61 (62, 63, 64) continuous inside the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46. Since the cooling air is directly and uniformly introduced into the three cavities 62, 63, and 64 through each through hole 84, the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 are uniformly cooled by this cooling air. It is possible to prevent generation of locally high thermal stress, and to suppress deformation and damage of the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 81 includes an outer partition plate 82 inserted from the outer shroud 45 side and an inner partition plate 83 inserted from the inner shroud 46 side, and the outer partition plate.
  • 82 and the front end portions 82a and 83a of the inner partition plate 83 are closed, and are arranged at a predetermined distance from each other at the intermediate portion of the blade body 44. Accordingly, by disposing the outer partition plate 82 and the front end portions 82a of the inner partition plate 83 at a predetermined interval, the number of joints in the partition plate 81 can be reduced and the assembly cost can be reduced. While being able to do, assembly property can be improved.
  • FIG. 9 is a longitudinal sectional view showing a turbine vane according to a fourth embodiment of the present invention.
  • symbol is attached
  • Example 4 as shown in FIG. 9, the stationary blade 41 is configured such that an outer shroud 45 is fixed to one end portion of a hollow blade main body 44 and an inner shroud 46 is fixed to the other end portion. .
  • a plurality of cooling holes 52 are formed in the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 91 is fixed to the inside of the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 91 has a cylindrical shape, and the end portion on the side of each shroud 45, 46 is expanded in diameter, and is fixed to each shroud 45, 46.
  • the partition plate 91 includes an outer partition plate 92 inserted from the outer shroud 45 side and an inner partition plate 93 inserted from the inner shroud 46 side.
  • the outer partition plate 92 has a proximal end portion fixed to the outer peripheral portion of the outer shroud 45, and a distal end portion 92 a located inside the wing body 44.
  • the inner partition plate 93 has a proximal end portion fixed to the outer peripheral portion of the inner shroud 46, and a distal end portion 93 a located inside the wing body 44.
  • the inner partition plate 93 is formed to be longer than the outer partition plate 92, so that the tip end portions 92 a and 93 a of the partition plates 92 and 93 have a higher combustion gas temperature in the longitudinal direction of the blade body 44. It is arranged on the outer shroud 45 side, avoiding the site.
  • the outer partition plate 92 and the inner partition plate 93 are separated from each other at a predetermined interval by closing the tip portions 92a and 93a.
  • the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46 have a cavity 61 defined by the partition plate 91 fixed inside.
  • the cavity 61 includes a first cavity 62 corresponding to the wing body 44, a second cavity 63 corresponding to the outer shroud 45, and a third cavity 64 corresponding to the inner shroud 46.
  • the partition plate 91 is disposed so that the distance between the blade body 44 and the inner wall surfaces of the shrouds 45 and 46 is substantially constant over almost the entire region.
  • the partition plate 91 has a large number of through holes 94 formed at almost equal intervals over the entire area.
  • the cavity 61 is formed by fixing the partition plate 91 inside the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46, and the blade main body 44 and the outer shroud 45.
  • a number of cooling holes 52 are formed in the inner shroud 46 and a number of through holes 94 are formed in the partition plate 91.
  • the partition plate 91 having a large number of through holes 94 forms the cavity 61 (62, 63, 64) continuous inside the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46. Since the cooling air is directly and uniformly introduced into the three cavities 62, 63, 64 through each through hole 94 in parallel, the cooling air uniformly cools the blade body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46. It is possible to prevent generation of locally high thermal stress, and to suppress deformation and damage of the blade main body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the partition plate 91 is configured by the outer partition plate 92 inserted from the outer shroud 45 side and the inner partition plate 93 inserted from the inner shroud 46 side, and the outer partition plate. 92 and the front end portions 92a and 93a of the inner partition plate 93 are closed and arranged at a predetermined interval on the outer shroud 45 side of the wing body 44. Accordingly, by disposing the outer partition plate 92 inserted inside and the tip portions 92a, 93a of the inner partition plate 93 at predetermined intervals, the number of joints in the partition plate 91 can be reduced, and the assembly cost can be reduced. While being able to do, assembly property can be improved.
  • the outer partition plate 92 and the leading end portions 92a and 93a of the inner partition plate 93 are arranged on the outer shroud 45 side. That is, the outer partition plate 92 and the front end portions 92a of the inner partition plate 93 are disposed so as to avoid the portion having the highest combustion gas temperature. Accordingly, since the distal end portions of the outer partition plate 92 and the inner partition plate 93 are difficult to form the through holes 94 for cooling, the positions of the distal end portions 92a and 93a of the respective partition plates 92 and 93 are set to the longitudinal direction in the blade body 44.
  • the portion of the stationary blade 41 having the highest combustion gas temperature differs depending on the aspect of the combustion gas flowing through the combustion gas passage 40.
  • the portion having the highest combustion gas temperature is located on the inner shroud 46 side from the intermediate portion in the longitudinal direction of the stationary blade 41, and therefore, the outer partition plate 92 and the leading end portions 92 a and 93 a of the inner partition plate 93 are disposed outside. Arranged on the shroud 45 side.
  • the portion with the highest combustion gas temperature differs depending on the aspect of the combustion gas flowing through the combustion gas passage 40.
  • the cavity 61 is formed by fixing the partition plates 55, 71, 81, 91 inside the wing body 44, the outer shroud 45, and the inner shroud 46.
  • the wing body 44 and the outer shroud are formed. 45, or a cavity may be formed by fixing a partition plate only to the wing body 44 and the inner shroud 46.
  • the cooling air (cooling medium) is supplied to the stationary blade 41 from the outer shroud 45 side and the inner shroud 46 side, but either the outer shroud 45 side or the inner shroud 46 side is used. You may make it supply from either.
  • the outer partition plates 72, 82, 92 and the inner partition plates 73, 83, 93 are joined to each other inside the wing body 44, but the outer shroud 45 and the inner shroud 44 are joined. You may join within 46.
  • the turbine stationary blade of the present invention is applied to a gas turbine.
  • the turbine vane may be applied to a steam turbine.
  • the cooling medium is steam and the cavity is cooled. What is necessary is just to collect

Abstract

　タービン静翼及びガスタービンにおいて、中空形状をなす翼本体（４４）における一端部に外側シュラウド（４５）を固定し、他端部に内側シュラウド（４６）を固定し、この翼本体（４４）、外側シュラウド（４５）、内側シュラウド（４６）の内側に仕切板（５５）を固定することで、翼本体（４４）、外側シュラウド（４５）、内側シュラウド（４６）と仕切板（５５）との間に連続するキャビティ（６１）を形成し、翼本体（４４）、外側シュラウド（４５）、内側シュラウド（４６）に多数の冷却孔（５２）を形成すると共に、仕切板（５５）に多数の貫通孔（６５）を形成することで、翼構造部や端壁構造部を均一に冷却することで変形や損傷の発生を抑制可能とする。

Description

タービン静翼
　本発明は、例えば、圧縮した高温・高圧の空気に対して燃料を供給して燃焼し、発生した燃焼ガスをタービンに供給して回転動力を得るガスタービンにおいて、タービンに設けられるタービン静翼に関するものである。
　ガスタービンは、圧縮機と燃焼器とタービンにより構成されており、空気取入口から取り込まれた空気が圧縮機によって圧縮されることで高温・高圧の圧縮空気となり、燃焼器にて、この圧縮空気に対して燃料を供給して燃焼させ、高温・高圧の燃焼ガスがタービンを駆動し、このタービンに連結された発電機を駆動する。この場合、タービンは、車室内に複数の静翼及び動翼が交互に配設されて構成されており、燃焼ガスにより動翼を駆動することで発電機の連結される出力軸を回転駆動している。
　また、タービン静翼は、翼本体における長手方向の端部にシュラウドが固定されて構成され、冷却空気を各シュラウドから翼本体内に導入することで、この翼本体の内壁面を冷却し、その後、この冷却空気を翼本体に形成された冷却孔から外部に排出し、翼本体の外壁面に沿って流すことで、この翼本体の外壁面を冷却している。
　このようなタービン静翼としては、例えば、下記特許文献１、２に記載されたものがある。特許文献１に記載された翼形部の後部空洞用の蒸気出口流設計は、外壁に流入する蒸気が、インピンジメント板を通して外壁面をインピンジメント冷却した後に静翼の空洞に流入して冷却し、内壁に流入してからインピンジメント板を通して内壁面をインピンジメント冷却し、戻り空洞を通して戻すものである。また、特許文献２に記載されたタービン静翼は、冷却空気を各シュラウド側のインピンジメント板からシュラウドのキャビティに流入して冷却し、更に、翼本体のインピンジメント板から翼本体のキャビティに流入して冷却し、フィルム冷却孔から外部に排出するものである。
特開２００２－００４８０３号公報 特開２００８－２８６１５７号公報
　タービン静翼は、上述したように、翼本体とその端部に固定された各シュラウドとにより構成されており、燃焼ガスによりタービン静翼が高温となることから、内部に冷却空気を導入して冷却する必要がある。各引用文献では、翼本体の内壁面側をインピンジメント板により被覆することで、キャビティを区画すると共に、各シュラウドの内壁面側をインピンジメント板により被覆することで、別のキャビティを区画し、各キャビティに順に冷却空気を導入することで、シュラウドや翼本体を冷却している。
　ところが、翼本体の内壁面側と各シュラウドの内壁面側をそれぞれ別のインピンジメント板により被覆してキャビティを区画すると、このインピンジメント板を固定するために、翼本体や各シュラウドの内壁面側にフランジ部を形成する必要がある。すると、このフランジ部が形成された翼本体またはシュラウドの部分を十分に冷却することができず、高い熱応力が作用して変形や損傷を招くおそれがある。
　図１０は、従来のタービン静翼を表す縦断面図である。即ち、従来のタービン静翼は、図１０に示すように、翼本体００１とシュラウド００２を接続し、その内側にインピンジメント板００３を配置することでキャビティ００４を区画して構成している。そして、翼本体００１とシュラウド００２の接続部の近傍にフランジ部００５を形成し、インピンジメント板００３をこのフランジ部００５に固定している。このようにフランジ部００５を形成する必要があることから、翼本体００１とシュラウド００２とが連続する湾曲した接続部００６は、燃焼ガス側の壁面がインピンジメント板００３の貫通孔００７からの冷却空気が衝突して冷却されるキャビティ００４側の壁面から離れることとなり、冷却が不十分となる。このため、翼本体００１とシュラウド００２とが連続する湾曲した接続部００６の燃焼ガス側の壁面に局所的な高温部が発生すると共に、高い熱応力が発生し、酸化減肉、熱応力による損傷が発生しやすい。
　本発明は上述した課題を解決するものであり、翼構造部や端壁構造部を均一に冷却することで変形や損傷の発生を抑制可能とするタービン静翼を提供することを目的とする。
　上記の目的を達成するための本発明のタービン静翼は、中空形状をなす翼構造部と、前記翼構造部の端部に設けられる端壁構造部と、前記翼構造部及び前記端壁構造部の内側に連続するキャビティを形成するように設けられると共に多数の貫通孔が形成される仕切板と、を備えることを特徴とするものである。
　従って、多数の貫通孔を有する仕切板により翼構造部と端壁構造部の内側に両者を連続するキャビティが形成されることで、内部に導入された冷却媒体は、仕切板に形成された各貫通孔からキャビティへ直接一様に導入されるため、この冷却媒体により翼構造部及び端壁構造部を均一に冷却することができ、この翼構造部及び端壁構造部の変形や損傷の発生を抑制することができる。
　本発明のタービン静翼では、前記仕切板は、筒形状をなし、前記端壁構造部側の端部が拡径して前記端壁構造部に固定されることを特徴としている。
　従って、仕切板を適正形状とすることで、翼構造部の内側から端壁構造部の内側まで連続するキャビティを容易に区画することができる。
　本発明のタービン静翼では、前記翼構造部と前記仕切板との間または前記端壁構造部と前記仕切板との間に両者の間隔が狭くなるのを抑制する突起部が設けられることを特徴としている。
　従って、翼構造部、端壁構造部、仕切板が熱変形しても、突起部により翼構造部及び端壁構造部と仕切板との間隔、つまり、キャビティの幅が狭くなることが抑制され、常時、冷却媒体により翼構造部及び端壁構造部を均一に冷却することができる。
　本発明のタービン静翼では、前記端壁構造部は、前記翼構造部の一端部に接続される外側端壁構造部と、前記翼構造部の他端部に接続される内側端壁構造部とを有し、前記仕切板は、前記外側端壁構造部側から挿入される外側仕切板と、前記内側端壁構造部側から挿入される内側仕切板とを有することを特徴としている。
　従って、仕切板を外側仕切板と内側仕切板とに分割することで、内部に容易に挿入して配置することができ、組付性を向上することができる。
　本発明のタービン静翼では、前記外側仕切板と前記内側仕切板は、基端部が前記外側端壁構造部と前記内側端壁構造部に固定され、先端部同士が接合されることを特徴としている。
　従って、内部に挿入された外側仕切板と内側仕切板の先端部同士を接合することで、高い気密性を確保することができ、安定した冷却性能を維持することができると共に、接合部を接合作業が容易な位置に配置することができる。
　本発明のタービン静翼では、前記外側仕切板と前記内側仕切板は、基端部が前記外側端壁構造部と前記内側端壁構造部に固定され、先端部が閉塞されて互いに所定間隔をもって前記翼構造部の内部に配置されることを特徴としている。
　従って、内部に挿入された外側仕切板と内側仕切板の先端部同士を所定間隔をもって配置することで、接合箇所を減少して組付コストを低減することができると共に、組付性を向上することができる。
　本発明のタービン静翼では、前記翼構造部及び前記端壁構造部の外側に燃焼ガス通路が設けられ、前記外側仕切板と前記内側仕切板は、先端部が前記翼本体における長手方向に燃焼ガス温度が最も高い部位を避けて配置されることを特徴としている。
　従って、外側仕切板及び内側仕切板の先端部は、冷却のための貫通孔を形成しにくいことから、この位置を燃焼ガス温度が最も高い部位を避けて配置することで、局所的な高温部位の発生を抑制することができる。
　本発明のタービン静翼によれば、翼構造部及び端壁構造部の内側に連続するキャビティを形成するように多数の貫通孔が形成される仕切板を固定するので、内部に導入された冷却媒体は、仕切板の各貫通孔からキャビティへ直接一様に導入されるため、この冷却媒体により翼構造部及び端壁構造部を均一に冷却することができ、この翼構造部及び端壁構造部の変形や損傷の発生を抑制することができる。
図１は、本発明の実施例１に係るタービン静翼を表す縦断面図である。 図２は、実施例１のタービン静翼を表す横断面図である。 図３は、実施例１のタービン静翼における翼本体と内側シュラウドとの連結部を表す断面図である。 図４は、実施例１のガスタービンを表す概略図である。 図５は、実施例１のタービンを表す概略図である。 図６は、本発明の実施例２に係るタービン静翼を表す縦断面図である。 図７は、実施例２のタービン静翼における翼本体と外側シュラウドとの連結部を表す断面図である。 図８は、本発明の実施例３に係るタービン静翼を表す縦断面図である。 図９は、本発明の実施例４に係るタービン静翼を表す縦断面図である。 図１０は、従来のタービン静翼を表す縦断面図である。
　以下に添付図面を参照して、本発明に係るタービン静翼の好適な実施例を詳細に説明する。なお、この実施例により本発明が限定されるものではなく、また、実施例が複数ある場合には、各実施例を組み合わせて構成するものも含むものである。
　図１は、本発明の実施例１に係るタービン静翼を表す縦断面図、図２は、実施例１のタービン静翼を表す横断面図、図３は、実施例１のタービン静翼における翼本体と内側シュラウドとの連結部を表す断面図、図４は、実施例１のガスタービンを表す概略図、図５は、実施例１のタービンを表す概略図である。
　実施例１のガスタービンは、図４に示すように、圧縮機１１と燃焼器１２とタービン１３により構成されている。このガスタービンには、図示しない発電機が連結されており、発電可能となっている。
　圧縮機１１は、空気を取り込む空気取入口２１を有し、圧縮機車室２２内に複数の静翼体２３と動翼体２４が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されてなり、その外側に抽気室２５が設けられている。燃焼器１２は、圧縮機１１で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給し、点火することで燃焼可能となっている。タービン１３は、タービン車室（ケーシング）２６内に複数の静翼体２７と動翼体２８が前後方向（後述するロータ３２の軸方向）に交互に配設されている。このタービン車室２６の下流側には、排気車室２９を介して排気室３０が配設されており、排気室３０は、タービン１３に連続する排気ディフューザ３１を有している。
　また、圧縮機１１、燃焼器１２、タービン１３、排気室３０の中心部を貫通するようにロータ（タービン軸）３２が位置している。ロータ３２は、圧縮機１１側の端部が軸受部３３により回転自在に支持される一方、排気室３０側の端部が軸受部３４により回転自在に支持されている。そして、このロータ３２は、圧縮機１１にて、各動翼体２４が装着されたディスクが複数重ねられて固定され、タービン１３にて、各動翼体２８が装着されたディスクが複数重ねられて固定されており、圧縮機１１側の端部に図示しない発電機の駆動軸が連結されている。
　そして、このガスタービンは、圧縮機１１の圧縮機車室２２が脚部３５に支持され、タービン１３のタービン車室２６が脚部３６により支持され、排気室３０が脚部３７により支持されている。
　従って、圧縮機１１の空気取入口２１から取り込まれた空気が、複数の静翼体２３と動翼体２４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。燃焼器１２にて、この圧縮空気に対して所定の燃料が供給され、燃焼する。そして、この燃焼器１２で生成された作動流体である高温・高圧の燃焼ガスが、タービン１３を構成する複数の静翼体２７と動翼体２８を通過することでロータ３２を駆動回転し、このロータ３２に連結された発電機を駆動する。一方、排気ガス（燃焼ガス）のエネルギは、排気室３０の排気ディフューザ３１により圧力に変換され減速されてから大気に放出される。
　上述したタービン１３において、図５に示すように、円筒形状をなすタービン車室２６は、その内側にリング形状をなす燃焼ガス通路４０が形成され、この燃焼ガス通路４０に複数の静翼体２７と動翼体２８が燃焼ガスの流動方向に沿って交互に配設されている。即ち、各段の静翼体２７は、複数の静翼４１が周方向に均等間隔で配置され、タービン車室２６に固定されている。また、動翼体２８は、動翼４２が周方向に均等間隔で配置され、基端部がロータ３２に固定されるロータディスク４３に固定されている。
　この静翼４１は、翼本体（翼構造部）４４の長手方向（ロータ３２の径方向）における一端部（径方向の外側）に外側シュラウド（端壁構造部）４５が固定され、他端部（径方向の内側）に内側シュラウド（端壁構造部）４６が固定されて構成されている。そして、この外側シュラウド４５がタービン車室２６に固定されている。一方、動翼４２は、翼本体４７の長手方向（ロータ３２の径方向）における基端部（径方向の内側）にプラットフォーム４８が固定されて構成されている。そして、このプラットフォーム４８がロータディスク４３に固定され、先端部（径方向の外側）がタービン車室２６の内壁面の近傍まで延出されている。
　このように構成された静翼４１にて、図１乃至図３に示すように、翼本体４４は、中空形状をなし、燃焼ガスの流動方向の上流側（図２にて、左側）が湾曲断面形状をなし、燃焼ガスの流動方向の下流側（図２にて、右側）が先細断面形状をなしている。そして、翼本体４４は、内部が２つの隔壁５１により３つの空間部に区画されている。また、翼本体４４は、所定の位置にそれぞれ内部と外部を貫通する冷却孔５２が複数形成されている。
　外側シュラウド４５は、ほぼ四角い平板形状をなし、中央部に翼形状をなす開口が形成されており、翼本体４４の一端部がこの開口と一致するように固定されている。内側シュラウド４６は、外側シュラウド４５と同様に、ほぼ四角い平板形状をなし、中央部に翼形状をなす開口が形成されており、翼本体４４の他端部がこの開口と一致するように固定されている。この場合、翼本体４４と外側シュラウド４５とは、ラッパ形状の湾曲部５３を介して接続し、翼本体４４と内側シュラウド４６とは、ラッパ形状の湾曲部５４を介して接続されている。また、各シュラウド４５、４６は、所定の位置にそれぞれ内部と外部を貫通する冷却孔５２が複数形成されている。
　翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、その内側に仕切板５５が固定されている。この仕切板５５は、筒形状をなし、各シュラウド４５，４６側の端部が拡径してこの各シュラウド４５，４６に固定されている。即ち、仕切板５５は、翼本体４４に対応する本体部５６と、外側シュラウド４５に対応する外側部５７と、内側シュラウド４６に対応する内側部５８とを有し、本体部５６と外側部５７と内側部５８の間には、各湾曲部５３，５４に対応する湾曲部５９，６０が設けられている。
　そして、翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、内側にこの仕切板５５が固定されることで、キャビティ６１が区画形成されている。このキャビティ６１は、翼本体４４と仕切板５５の本体部５６とで区画される第１キャビティ６２と、外側シュラウド４５と仕切板５５の外側部５７とで区画される第２キャビティ６３と、内側シュラウド４６と仕切板５５の内側部５８とで区画される第３キャビティ６４とが連続して構成されている。この場合、仕切板５５は、ほぼ全域にわたって、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６の内壁面との間隔がほぼ一定間隔となるように配置されている。
　つまり、仕切板５５は、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６の内壁面に一定間隔をもって沿うように配置されている。一方、各シュラウド４５，４６は、外周部に段付部４５ａ，４６ａが形成されており、仕切板５５は、各端部がこの段付部４５ａ，４６ａに密着して固定（溶接）されている。また、仕切板５５は、その全域にわたってほぼ均等間隔で多数の貫通孔６５が形成されている。
　なお、翼本体４４は、上述したように、内部が２つの隔壁５１により３つの空間部に区画されていることから、実際には、各空間部にそれぞれ筒形状をなす仕切板５５（５５ａ，５５ｂ，５５ｃ）が配置されており、各仕切板５５ａ，５５ｂ，５５ｃが各シュラウド４５，４６側で連結されることで、空間部が連通している。
　また、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６と仕切板５５との間には、両者の間隔が狭くなるのを抑制する複数の突起部６６が設けられている。この突起部６６は、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６の内壁面から仕切板５５側に突出するような円柱または角柱形状をなし、先端部が仕切板５５から離間している。この場合、複数の突起部６６は、キャビティ６１内で、ほぼ均等間隔で配置されている。
　従って、図示しない冷却通路からの冷却空気（冷却媒体）が、静翼４１に対して外側シュラウド４５側及び内側シュラウド４６側から供給されると、この冷却空気は、まず、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側、つまり、仕切板５５の内側に導入される。そして、仕切板５５内の冷却空気は、次に、この仕切板５５に形成された多数の貫通孔６５を通してキャビティ６１に噴射され、ここで、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内壁面をインピンジメント冷却する。このとき、仕切板５５内の冷却空気は、各貫通孔６５を通して３つのキャビティ６２，６３，６４へ並列的に導入されることから、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６が均一に冷却される。その後、キャビティ６１の冷却空気は、多数の冷却孔５２を通して外部（燃焼ガス通路４０）へ排出され、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の外壁面に沿って流れることで、この外壁面を膜冷却する。
　このように実施例１のタービン静翼にあっては、中空形状をなす翼本体４４における一端部に外側シュラウド４５を固定し、他端部に内側シュラウド４６を固定し、この翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に仕切板５５を固定することで、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６と仕切板５５との間に連続するキャビティ６１を形成し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に多数の冷却孔５２を形成すると共に、仕切板５５に多数の貫通孔６５を形成している。
　従って、冷却空気が外側シュラウド４５側及び内側シュラウド４６側から供給されると、この冷却空気は仕切板５５の内側に導入され、仕切板５５に形成された多数の貫通孔６５を通してキャビティ６１に噴射されることで、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内壁面をインピンジメント冷却し、多数の冷却孔５２を通して外部へ排出され、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の外壁面に沿って流れることで、この外壁面を膜冷却する。
　このとき、多数の貫通孔６５を有する仕切板５５により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に連続するキャビティ６１（６２，６３，６４）が形成されているため、仕切板５５内の冷却空気は、各貫通孔６５を通して３つのキャビティ６２，６３，６４へ直接一様に並列的に導入されることから、この冷却空気により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６を均一に冷却することができ、この翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６における局所的に高い温度及び熱応力の発生を防止し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の変形、熱応力や酸化減肉による損傷の発生を抑制することができる。
　特に翼本体４４のキャビティ６２と各シュラウド４５，４６のキャビティ６３，６４を連続させることにより、翼本体４４、シュラウド４５，４６の接続部付近にフランジを設ける必要がないため、翼本体４４、シュラウド４５，４６を接続する湾曲部５３，５４の燃焼ガス側壁面が、冷却空気によりインピンジメント冷却される壁面から離れることがなく、十分に冷却することができる。
　また、実施例１のタービン静翼では、翼本体４４の仕切板５５（５６）の内側からキャビティ６２に噴出される冷却空気の回路と、各シュラウド４５，４６の仕切板５５（５７，５８）内側からキャビティ６３，６４に噴出される冷却空気の回路とは、並列に構成されている。従来のタービン静翼（例えば、特許文献１）では、翼本体の仕切板内側、翼本体のキャビティ、シュラウドの仕切板内側、シュラウドのキャビティの順に冷却空気を直列に流すために、翼本体の冷却空気回路とシュラウド部の冷却空気回路を区分する効果を有する前縁空洞挿入スリーブのような部材を設けており、回路を区分する部材の存在によりインピンジメント冷却を施すことができない部分が発生してしまう。実施例１のタービン静翼では、前縁空洞挿入スリーブのような部材を設ける必要はなく、インピンジメント冷却を施すことができない部分ができることを避けることができ、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６を均一に冷却することが可能となる。
　また、実施例１のタービン静翼では、燃焼ガス力に対して静翼４１を支持する翼本体４４及び各シュラウド４５，４６が燃焼ガスに曝されるように構成されている。従って、燃焼ガスに曝される部材は、静翼４１を支持する必要上、比較的厚く作られているので、高温の燃焼ガスによる酸化減肉で燃焼ガス通路４０とキャビティ６１の間を貫通する損傷が発生して冷却空気が漏れることを防止し、設計意図通りの冷却空気流量配分及びキャビティ圧力が得られ、各部材を確実に冷却することができる。
　また、実施例１のタービン静翼では、仕切板５５を筒形状とし、翼本体４４から各シュラウド４５，４６側に至る端部をラッパ状に拡径して各シュラウド４５，４６の外周部に固定している。従って、仕切板５５を適正形状とすることで、翼本体４４の内側から各シュラウド４５，４６の内側まで連続するキャビティ６１を容易に構成し、このキャビティ６１の全域をほぼ均等に冷却することができる。
　また、実施例１のタービン静翼では、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６から仕切板５５に向けて、両者の間隔が狭くなるのを抑制する複数の突起部６６を設けている。従って、翼本体４４、各シュラウド４５，４６、仕切板５５が熱変形しても、突起部６６により翼本体４４及び各シュラウド４５，４６と仕切板５５との間隔、つまり、キャビティ６１の幅が狭くなることが抑制され、常時、キャビティ６１内に適量の冷却空気を供給することができ、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６を均一に冷却することができる。
　なお、この実施例１では、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６と仕切板５５との間隔が狭くなるのを抑制する複数の突起部６６を翼本体４４と各シュラウド４５，４６から仕切板５５側へ突出して設けたが、仕切板５５から翼本体４４及び各シュラウド４５，４６側へ突出して設けてもよい。また、突起部６６の形状も円柱形や角柱形に限らず、いずれの形状であってもよく、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６に多大な熱応力が作用しないような形状にすることが好ましい。そして、実施例１では、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６と仕切板５５との間に複数の突起部６６を設けたが、翼本体４４と仕切板５５との間にだけ、または、少なくとも一方のシュラウド４５，４６と仕切板５５との間にだけ、複数の突起部６６を設けてもよい。
　図６は、本発明の実施例２に係るタービン静翼を表す縦断面図、図７は、実施例２のタービン静翼における翼本体と外側シュラウドとの連結部を表す断面図である。なお、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　実施例２において、図６及び図７に示すように、静翼４１は、中空形状をなす翼本体４４の一端部に外側シュラウド４５が固定され、他端部に内側シュラウド４６が固定されて構成されている。そして、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に複数の冷却孔５２が形成されている。
　翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、その内側に仕切板７１が固定されている。この仕切板７１は、筒形状をなし、各シュラウド４５，４６側の端部が拡径してこの各シュラウド４５，４６に固定されている。この実施例２にて、仕切板７１は、外側シュラウド４５側から挿入される外側仕切板７２と、内側シュラウド４６側から挿入される内側仕切板７３とから構成されている。外側仕切板７２は、基端部が外側シュラウド４５の外周部（段付部４５ａ）に固定され、先端部７２ａが翼本体４４の内部に位置している。一方、内側仕切板７３は、基端部が内側シュラウド４６の外周部（段付部４６ａ）に固定され、先端部７３ａが翼本体４４の内部に位置している。
　この場合、外側仕切板７２に対して内側仕切板７３の方が長く形成されることで、各仕切板７２，７３の先端部７２ａ，７３ａは、外側シュラウド４５側に配置されている。そして、外側仕切板７２は、先端部７２ａが折り返され、その内側に内側シュラウド４６の先端部７３ａが重なり、両者が溶接により接合されている。
　そして、翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、内側にこの仕切板７１が固定されることで、キャビティ６１が区画形成されている。このキャビティ６１は、翼本体４４に対応する第１キャビティ６２と、外側シュラウド４５に対応する第２キャビティ６３と、内側シュラウド４６に対応する第３キャビティ６４とが連続して構成されている。この場合、仕切板７１は、ほぼ全域にわたって、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６の内壁面との間隔がほぼ一定間隔となるように配置されている。そして、この仕切板７１は、その全域にわたってほぼ均等間隔で多数の貫通孔７４が形成されている。
　なお、実施例２の作用は、前述した実施例１と同様であることから、説明は省略する。
　このように実施例２のタービン静翼にあっては、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に仕切板７１を固定することでキャビティ６１を形成し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に多数の冷却孔５２を形成すると共に、仕切板７１に多数の貫通孔７４を形成している。
　従って、多数の貫通孔７４を有する仕切板７１により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に連続するキャビティ６１（６２，６３，６４）が形成されているため、仕切板７１内の冷却空気は、各貫通孔７４を通して３つのキャビティ６２，６３，６４へ直接一様に並列的に導入されることから、この冷却空気により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６を均一に冷却することができ、局所的に高い熱応力の発生を防止し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の変形や損傷の発生を抑制することができる。
　また、実施例２のタービン静翼では、仕切板７１を、外側シュラウド４５側から挿入される外側仕切板７２と、内側シュラウド４６側から挿入される内側仕切板７３とで構成している。従って、仕切板７１を外側仕切板７２と内側仕切板７３とに分割することで、内部に容易に挿入して配置することができ、組付性を向上することができる。
　また、実施例２のタービン静翼では、外側仕切板７２と内側仕切板７３は、基端部を外側シュラウド４５と内側シュラウド４６の外周部に固定し、先端部７２ａ，７３ａ同士を翼本体４４の内部で接合している。従って、内部に挿入された外側仕切板７２と内側仕切板７３の先端部７２ａ，７３ａ同士を翼本体４４の内部で接合することで、高い気密性を確保することができ、安定した冷却性能を維持することができると共に、接合部を接合作業が容易な位置に配置することができる。
　また、実施例２のタービン静翼では、外側仕切板７２と内側仕切板７３の先端部７２ａ，７３ａを外側シュラウド４５側に配置して接合している。従って、外側仕切板７２と内側仕切板７３の接合部が外側シュラウド４５側に配置されることで、両者を溶接などにより外部から接合しやすく、組付性を向上することができる。また、外側仕切板７２や内側仕切板７３の先端部は、冷却のための貫通孔７４を形成しにくいことから、各仕切板７２，７３の先端部７２ａ，７３ａの位置を燃焼ガス温度が高い部位を避けて外側シュラウド４５側に配置することで、局所的な高温部位の発生を抑制することができる。
　なお、この実施例２では、外側仕切板７２と内側仕切板７３の先端部７２ａ，７３ａを外側シュラウド４５側に配置して接合したが、外側仕切板７２と内側仕切板７３の先端部７２ａ，７３ａを内側シュラウド４６側に配置して接合してもよく、この場合であっても、上述したものと同様の作用効果を奏することができる。
　図８は、本発明の実施例３に係るタービン静翼を表す縦断面図である。なお、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　実施例３において、図８に示すように、静翼４１は、中空形状をなす翼本体４４の一端部に外側シュラウド４５が固定され、他端部に内側シュラウド４６が固定されて構成されている。そして、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に複数の冷却孔５２が形成されている。
　翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、その内側に仕切板８１が固定されている。この仕切板８１は、筒形状をなし、各シュラウド４５，４６側の端部が拡径してこの各シュラウド４５，４６に固定されている。この実施例３にて、仕切板８１は、外側シュラウド４５側から挿入される外側仕切板８２と、内側シュラウド４６側から挿入される内側仕切板８３とから構成されている。外側仕切板８２は、基端部が外側シュラウド４５の外周部に固定され、先端部８２ａが翼本体４４の内部に位置している。一方、内側仕切板８３は、基端部が内側シュラウド４６の外周部に固定され、先端部８３ａが翼本体４４の内部に位置している。
　この場合、外側仕切板８２と内側仕切板８３は、ほぼ同じ長さに形成されることで、各仕切板８２，８３の先端部８２ａ，８３ａは、翼本体４４における長手方向の中間部に配置されている。そして、外側仕切板８２と内側仕切板８３は、先端部８２ａ，８３ａが閉塞されて互いに所定間隔をもって離間している。
　そして、翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、内側にこの仕切板８１が固定されることで、キャビティ６１が区画形成されている。このキャビティ６１は、翼本体４４に対応する第１キャビティ６２と、外側シュラウド４５に対応する第２キャビティ６３と、内側シュラウド４６に対応する第３キャビティ６４とが連続して構成されている。この場合、仕切板８１は、ほぼ全域にわたって、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６の内壁面との間隔がほぼ一定間隔となるように配置されている。そして、この仕切板８１は、その全域にわたってほぼ均等間隔で多数の貫通孔８４が形成されている。
　なお、実施例３の作用は、前述した実施例１と同様であることから、説明は省略する。
　このように実施例３のタービン静翼にあっては、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に仕切板８１を固定することでキャビティ６１を形成し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に多数の冷却孔５２を形成すると共に、仕切板８１に多数の貫通孔８４を形成している。
　従って、多数の貫通孔８４を有する仕切板８１により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に連続するキャビティ６１（６２，６３，６４）が形成されているため、仕切板８１内の冷却空気は、各貫通孔８４を通して３つのキャビティ６２，６３，６４へ直接一様に並列的に導入されることから、この冷却空気により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６を均一に冷却することができ、局所的に高い熱応力の発生を防止し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の変形や損傷の発生を抑制することができる。
　また、実施例３のタービン静翼では、仕切板８１を、外側シュラウド４５側から挿入される外側仕切板８２と、内側シュラウド４６側から挿入される内側仕切板８３とで構成し、外側仕切板８２と内側仕切板８３の先端部８２ａ，８３ａを閉塞し、翼本体４４の中間部で互いに所定間隔をもって配置している。従って、内部に挿入された外側仕切板８２と内側仕切板８３の先端部８２ａ，８３ａ同士を所定間隔で配置することで、仕切板８１における接合箇所を減少して組付コストを低減することができると共に、組付性を向上することができる。
　図９は、本発明の実施例４に係るタービン静翼を表す縦断面図である。なお、上述した実施例と同様の機能を有する部材には、同一の符号を付して詳細な説明は省略する。
　実施例４において、図９に示すように、静翼４１は、中空形状をなす翼本体４４の一端部に外側シュラウド４５が固定され、他端部に内側シュラウド４６が固定されて構成されている。そして、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に複数の冷却孔５２が形成されている。
　翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、その内側に仕切板９１が固定されている。この仕切板９１は、筒形状をなし、各シュラウド４５，４６側の端部が拡径してこの各シュラウド４５，４６に固定されている。この実施例４にて、仕切板９１は、外側シュラウド４５側から挿入される外側仕切板９２と、内側シュラウド４６側から挿入される内側仕切板９３とから構成されている。外側仕切板９２は、基端部が外側シュラウド４５の外周部に固定され、先端部９２ａが翼本体４４の内部に位置している。一方、内側仕切板９３は、基端部が内側シュラウド４６の外周部に固定され、先端部９３ａが翼本体４４の内部に位置している。
　この場合、外側仕切板９２に対して内側仕切板９３の方が長く形成されることで、各仕切板９２，９３の先端部９２ａ，９３ａは、翼本体４４における長手方向に燃焼ガス温度が高い部位を避けて、外側シュラウド４５側に配置されている。そして、外側仕切板９２と内側仕切板９３は、先端部９２ａ，９３ａが閉塞されて互いに所定間隔をもって離間している。
　そして、翼本体４４と外側シュラウド４５と内側シュラウド４６とは、内側にこの仕切板９１が固定されることで、キャビティ６１が区画形成されている。このキャビティ６１は、翼本体４４に対応する第１キャビティ６２と、外側シュラウド４５に対応する第２キャビティ６３と、内側シュラウド４６に対応する第３キャビティ６４とが連続して構成されている。この場合、仕切板９１は、ほぼ全域にわたって、翼本体４４及び各シュラウド４５，４６の内壁面との間隔がほぼ一定間隔となるように配置されている。そして、この仕切板９１は、その全域にわたってほぼ均等間隔で多数の貫通孔９４が形成されている。
　なお、実施例４の作用は、前述した実施例１と同様であることから、説明は省略する。
　このように実施例４のタービン静翼にあっては、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に仕切板９１を固定することでキャビティ６１を形成し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６に多数の冷却孔５２を形成すると共に、仕切板９１に多数の貫通孔９４を形成している。
　従って、多数の貫通孔９４を有する仕切板９１により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に連続するキャビティ６１（６２，６３，６４）が形成されているため、仕切板９１内の冷却空気は、各貫通孔９４を通して３つのキャビティ６２，６３，６４へ直接一様に並列的に導入されることから、この冷却空気により翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６を均一に冷却することができ、局所的に高い熱応力の発生を防止し、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の変形や損傷の発生を抑制することができる。
　また、実施例４のタービン静翼では、仕切板９１を、外側シュラウド４５側から挿入される外側仕切板９２と、内側シュラウド４６側から挿入される内側仕切板９３とで構成し、外側仕切板９２と内側仕切板９３の先端部９２ａ，９３ａを閉塞し、翼本体４４における外側シュラウド４５側で互いに所定間隔をもって配置している。従って、内部に挿入された外側仕切板９２と内側仕切板９３の先端部９２ａ，９３ａ同士を所定間隔で配置することで、仕切板９１における接合箇所を減少して組付コストを低減することができると共に、組付性を向上することができる。
　また、実施例４のタービン静翼では、外側仕切板９２と内側仕切板９３の先端部９２ａ，９３ａを外側シュラウド４５側に配置している。即ち、外側仕切板９２と内側仕切板９３の先端部９２ａ，９３ａを燃焼ガス温度が最も高い部位を避けて配置している。従って、外側仕切板９２や内側仕切板９３の先端部は、冷却のための貫通孔９４を形成しにくいことから、各仕切板９２，９３の先端部９２ａ，９３ａの位置を翼本体４４における長手方向に燃焼ガス温度が高い部位を避けて外側シュラウド４５側に配置することで、貫通孔９４を形成しにくい部位と燃焼ガス温度が高い部位が重なることを防止し、局所的な高温部の発生を抑制することができる。
　この場合、静翼４１にて、燃焼ガス温度が最も高い部位は、燃焼ガス通路４０を流れる燃焼ガスの様相により相違するものである。実施例４では、燃焼ガス温度が最も高い部位が、静翼４１の長手方向における中間部より内側シュラウド４６側にあることから、外側仕切板９２と内側仕切板９３の先端部９２ａ，９３ａを外側シュラウド４５側に配置している。但し、燃焼ガス温度が最も高い部位は、燃焼ガス通路４０を流れる燃焼ガスの様相により相違するものである。そのため、燃焼ガス温度が最も高い部位が、静翼４１の長手方向における中間部より外側シュラウド４５側にあるときには、外側仕切板９２と内側仕切板９３の先端部９２ａ，９３ａを内側シュラウド４６側に配置すればよい。
　なお、上述した各実施例では、翼本体４４、外側シュラウド４５、内側シュラウド４６の内側に仕切板５５，７１，８１，９１を固定することでキャビティ６１を形成したが、翼本体４４と外側シュラウド４５、または、翼本体４４と内側シュラウド４６だけに仕切板を固定することでキャビティを形成してもよい。
　また、上述した各実施例では、冷却空気（冷却媒体）を静翼４１に対して外側シュラウド４５側及び内側シュラウド４６側から供給するようにしたが、外側シュラウド４５側または内側シュラウド４６側のいずれか一方から供給するようにしてもよい。
　また、上述した実施例２から４では、外側仕切板７２，８２，９２と内側仕切板７３，８３，９３は、先端部同士を翼本体４４の内部で接合したが、外側シュラウド４５や内側シュラウド４６の内部で接合してもよい。
　また、上述した各実施例では、本発明のタービン静翼をガスタービンに適用して説明したが、蒸気タービンに適用してもよく、この場合、冷却媒体は蒸気であり、キャビティを冷却した後、外部に排出せずにシュラウド側に回収すればよい。
　１１　圧縮機
　１２　燃焼器
　１３　タービン
　２６　タービン車室
　２７　静翼体
　２８　動翼体
　３２　ロータ
　４０　燃焼ガス通路
　４１　静翼
　４２　動翼
　４３　ロータディスク
　４４　翼本体（翼構造部）
　４５　外側シュラウド（端壁構造部）
　４６　内側シュラウド（端壁構造部）
　５２　冷却孔
　５５，７１，８１，９１　仕切板
　６１，６２，６３，６４　キャビティ
　６５，７４，８４，９４　貫通孔
　６６　突起部

Claims (7)

  1. 　中空形状をなす翼構造部と、
    　前記翼構造部の端部に設けられる端壁構造部と、
    　前記翼構造部及び前記端壁構造部の内側に連続するキャビティを形成するように設けられると共に多数の貫通孔が形成される仕切板と、
    　を備えることを特徴とするタービン静翼。
  2. 　前記仕切板は、筒形状をなし、前記端壁構造部側の端部が拡径して前記端壁構造部に固定されることを特徴とする請求項１に記載のタービン静翼。
  3. 　前記翼構造部と前記仕切板との間または前記端壁構造部と前記仕切板との間に両者の間隔が狭くなるのを抑制する突起部が設けられることを特徴とする請求項１または２に記載のタービン静翼。
  4. 　前記端壁構造部は、前記翼構造部の一端部に接続される外側端壁構造部と、前記翼構造部の他端部に接続される内側端壁構造部とを有し、前記仕切板は、前記外側端壁構造部側から挿入される外側仕切板と、前記内側端壁構造部側から挿入される内側仕切板とを有することを特徴とする請求項１に記載のタービン静翼。
  5. 　前記外側仕切板と前記内側仕切板は、基端部が前記外側端壁構造部と前記内側端壁構造部に固定され、先端部同士が接合されることを特徴とする請求項４に記載のタービン静翼。
  6. 　前記外側仕切板と前記内側仕切板は、基端部が前記外側端壁構造部と前記内側端壁構造部に固定され、先端部が閉塞されて互いに所定間隔をもって前記翼構造部の内部に配置されることを特徴とする請求項４に記載のタービン静翼。
  7. 　前記翼構造部及び前記端壁構造部の外側に燃焼ガス通路が設けられ、前記外側仕切板と前記内側仕切板は、先端部が前記翼本体における長手方向に燃焼ガス温度が最も高い部位を避けて配置されることを特徴とする請求項５または６に記載のタービン静翼。
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