WO2015146854A1 - 分割環冷却構造及びこれを有するガスタービン - Google Patents

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WO2015146854A1
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cooling
cavity
split ring
turbine
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嘉夫 福井
桑原　正光
羽田　哲
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三菱日立パワーシステムズ株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine that is rotated by combustion gas.
  • a rotating shaft Conventionally, a rotating shaft, a turbine blade extending radially outward with respect to the rotating shaft, a split ring provided to be spaced radially outward from the turbine blade, and a turbine stator blade adjacent in the axial direction of the split ring are known.
  • the turbine stationary blade and the split ring are spaced apart from each other, and a cavity extending in the circumferential direction and the radial direction is formed between the turbine stationary blade and the split ring. Seal air discharged from the turbine stationary blades is caused to flow through the cavity to prevent the backflow of the combustion gas.
  • the gas turbine is formed outside in the radial direction, and forms a cooling flow path inside the divided body for circulating cooling air supplied from a turbine casing or a blade ring cavity surrounded by the turbine casing and the blade ring.
  • a split ring cooling structure that cools the split ring by flowing cooling air through the cooling flow path is provided (for example, Patent Document 1 and Patent Document 2).
  • As cooling air it is common to use passenger compartment air on the outlet side of the compressor or extracted air extracted from the compressor.
  • a cooling flow path for flowing cooling air in the flow direction of the combustion gas is formed inside the split body. In this cooling flow path, an opening through which cooling air is supplied is formed at the upstream end in the flow direction of the combustion gas.
  • the split ring cooling structure described in Patent Document 1 further includes cooling channels that are open toward the ends in the rotational direction at both front and rear ends in the rotational direction of the divided body.
  • a cooling flow path for flowing cooling air in the circumferential direction (the front side and the rear side direction in the rotation direction of the rotary shaft) is formed inside the split body. Further, in Patent Document 2, a cooling flow path for flowing cooling air to the front side in the rotation direction of the rotation shaft and a cooling flow path for flowing cooling air to the rear side in the direction opposite to the rotation direction of the rotation shaft are combusted. They are arranged alternately in the gas flow direction.
  • Patent Document 1 and Patent Document 2 by providing a cooling flow path for flowing cooling air toward both ends in the rotation direction of the divided body, the end in the rotation direction of the divided body can be cooled.
  • the split ring cooling structure there is room for improvement even in the split ring cooling structure of Patent Document 1 and Patent Document 2.
  • the split ring cooling structures of Patent Document 1 and Patent Document 2 are complicated in structure, and there is a limit to improving the efficiency of using cooling air.
  • an object of the present invention is to provide a split ring cooling structure that can efficiently supply cooling air and efficiently cool the split ring by using the cooling air, and a gas turbine having the same. .
  • the present invention has a plurality of annularly arranged divided bodies arranged in the circumferential direction, and the inner peripheral surface is kept at a certain distance from the tip of the turbine rotor blade.
  • the cooling channel is formed in a first region on the front side in the rotation direction of the divided body, and the first cooling channel from which the cooling air is discharged from the rear side to the front side in the rotation direction; Formed in a second region on the rear side in the rotational direction of the divided body, The ⁇ mind and a second cooling channel is discharged toward the rear side from the front side of the rotational direction,
  • the cooling air is reused by providing the first cooling channel in communication with the cavity in the first region, and providing the second cooling channel in communication with the cavity in the second region. Both ends in the rotation direction of the divided body can be efficiently cooled with a simple structure. Thereby, cooling air can be supplied efficiently, the amount of cooling air can be reduced, and a split ring can be cooled efficiently.
  • the cavity is disposed on the radially outer side of the divided body, and is disposed on the radially inner side of the first cavity.
  • One end communicates with the first cavity, and the other end is the cooling channel. It is preferable to provide the 2nd cavity connected with one edge part of these.
  • the cooling air can be supplied to the cooling flow path more uniformly.
  • a collision plate having a large number of openings arranged in the first cavity is provided.
  • the divided body is further cooled.
  • the second cavity is disposed between the first region and the second region in the rotation direction.
  • a part of the downstream end of the cooling flow path in the flow direction of the cooling air is inclined toward the flow direction of the combustion gas.
  • the distance between the cooling flow paths at both ends in the rotation direction can be increased, and both ends in the rotation direction can be further cooled.
  • the cooling channel disposed on the downstream side in the combustion gas flow direction is preferably arranged at an arrangement pitch smaller than the cooling channel disposed on the upstream side in the combustion gas flow direction.
  • the present invention provides a gas turbine, a turbine blade attached to a rotatable turbine shaft, and a turbine stationary blade fixed so as to face the turbine blade in the axial direction.
  • a split ring that surrounds the turbine rotor blade in the circumferential direction, a casing that is disposed on the outer periphery of the split ring and that supports the turbine stationary blade, and the split ring cooling structure according to any one of the above Have.
  • the split ring can be efficiently cooled, and the amount of cooling air discharged to the combustion gas flow path can be reduced. Thereby, the efficiency of a gas turbine can be made higher.
  • the cooling air can be reused, and both ends in the rotation direction of the divided body can be efficiently cooled with a simple structure. can do. Thereby, cooling air is supplied efficiently, the amount of cooling air is reduced, and the split ring can be efficiently cooled.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine according to a first embodiment.
  • FIG. 2 is a partial cross-sectional view around the turbine of the gas turbine according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a partially enlarged view of the vicinity of the split ring of the gas turbine according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is a perspective view of a split body of the split ring according to the first embodiment.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of a split body of the split ring according to the first embodiment.
  • 6 is a schematic cross-sectional view of the split ring according to the first embodiment when viewed from the radial direction, and is a cross-sectional view taken along line AA of FIG.
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view of the split ring according to the first embodiment when viewed from the flow direction of the combustion gas, and is a cross-sectional view taken along the line BB of FIG.
  • FIG. 8 is a schematic cross-sectional view of a divided body according to a modification of Example 1 as viewed from the radial direction.
  • FIG. 9 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to the second embodiment when viewed from the radial direction.
  • 10 is a cross-sectional view of the divided body according to the second embodiment as viewed from the flow direction of the combustion gas, and is a cross-sectional view taken along the line CC of FIG. FIG.
  • FIG. 11 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to the third embodiment when viewed from the radial direction.
  • FIG. 12 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to Example 4 as viewed from the radial direction.
  • FIG. 13 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to Example 5 as viewed from the radial direction.
  • FIG. 14 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to Example 6 as viewed from the radial direction.
  • FIG. 15 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to the seventh embodiment when viewed from the radial direction.
  • the gas turbine 1 includes a compressor 5, a combustor 6, and a turbine 7.
  • a turbine shaft 8 is disposed through the center of the compressor 5, the combustor 6, and the turbine 7.
  • the compressor 5, the combustor 6, and the turbine 7 are arranged in parallel along the axis CL of the turbine shaft 8 in order from the upstream side to the downstream side in the air or combustion gas flow direction FG.
  • Compressor 5 compresses air into compressed air.
  • the compressor 5 is provided with a plurality of stages of compressor vanes 13 and a plurality of stages of compressor blades 14 in a compressor casing 12 having an air intake 11 for taking in air.
  • a plurality of compressor vanes 13 at each stage are attached to the compressor casing 12 and arranged in parallel in the circumferential direction, and a plurality of compressor rotor blades 14 at each stage are attached to the turbine shaft 8 and arranged in parallel in the circumferential direction.
  • the plurality of stages of compressor vanes 13 and the plurality of stages of compressor rotor blades 14 are alternately provided along the axial direction.
  • the combustor 6 generates high-temperature and high-pressure combustion gas by supplying fuel to the compressed air compressed by the compressor 5.
  • the combustor 6 covers, as a combustion cylinder, an inner cylinder 21 that mixes and burns compressed air and fuel, a tail cylinder 22 that guides combustion gas from the inner cylinder 21 to the turbine 7, and an outer periphery of the inner cylinder 21. 5 and an outer cylinder 23 for guiding the compressed air from 5 to the inner cylinder 21.
  • the combustors 6 are arranged in the turbine casing 31 and a plurality of the combustors 6 are arranged in the circumferential direction. Note that the air compressed by the compressor 6 is temporarily stored in the vehicle compartment 24 surrounded by the turbine casing, and then supplied to the combustor 6.
  • the turbine 7 generates rotational power by the combustion gas generated by the combustor 6.
  • the turbine 7 is provided with a plurality of stages of turbine stationary blades 32 and a plurality of stages of turbine blades 33 in a turbine casing 31 serving as an outer shell.
  • the turbine stationary blades 32 at each stage are attached to the turbine casing 31 and arranged in a plurality of annular shapes in the circumferential direction, and the turbine rotor blades 33 at each stage are disk-shaped discs centered on the axis CL of the turbine shaft 8. It is fixed to the outer periphery and is arranged in a plurality of rings in the circumferential direction.
  • the plurality of stages of turbine stationary blades 32 and the plurality of stages of turbine rotor blades 33 are alternately provided in the axial direction.
  • An exhaust chamber 34 having a diffuser portion 54 continuous with the turbine 7 is provided on the downstream side in the axial direction of the turbine casing 31 (see FIG. 1).
  • the turbine shaft 8 has an end portion on the compressor 5 side supported by a bearing portion 37 and an end portion on the exhaust chamber 34 side supported by a bearing portion 38 so as to be rotatable about an axis CL.
  • a drive shaft of a generator (not shown) is connected to the end of the turbine shaft 8 on the exhaust chamber 34 side.
  • the turbine stationary blade 32 includes an outer shroud 51, an airfoil portion 53 extending radially inward from the outer shroud 51, and an inner shroud provided on the radially inner side of the airfoil portion 53 (see FIG. 2). (Not shown). Further, the turbine stationary blade 32 is supported from the turbine casing 31 via a heat shield ring and a blade ring, and is a fixed side. The plurality of stages of turbine stationary blades 32 are, in order from the upstream side in the combustion gas flow direction FG, the first turbine stationary blade 32a, the second turbine stationary blade 32b, the third turbine stationary blade 32c, and the fourth turbine stationary blade. 32d.
  • the first turbine stationary blade 32a is integrally formed by an outer shroud 51a, an airfoil portion 53a, and an inner shroud (not shown).
  • the second turbine stationary blade 32b is integrally formed by an outer shroud 51b, an airfoil portion 53b, and an inner shroud (not shown).
  • the third turbine vane 32c is integrally formed by an outer shroud 51c, an airfoil portion 53c, and an inner shroud (not shown).
  • the fourth turbine vane 32d is integrally formed by an outer shroud 51d, an airfoil portion 53d, and an inner shroud (not shown).
  • the plurality of stages of turbine blades 33 are arranged on the inner side in the radial direction so as to face the plurality of split rings 52.
  • the turbine rotor blades 33 at each stage are provided with a predetermined gap from each divided ring 52 and are movable.
  • the plurality of stages of turbine blades 33 are, in order from the upstream side in the flow direction FG of the combustion gas, the first turbine blade 33a, the second turbine blade 33b, the third turbine blade 33c, and the fourth turbine blade. 33d.
  • the first turbine blade 33a is provided on the radially inner side of the first split ring 52a.
  • the second turbine blade 33b, the third turbine blade 33c, and the fourth turbine blade 33d are provided on the radially inner side of the second divided ring 52b, the third divided ring 52c, and the fourth divided ring 52d. Yes.
  • the plurality of stages of turbine stationary blades 32 and the plurality of stages of turbine blades 33 are arranged in order from the upstream side in the combustion gas flow direction FG, the first turbine stationary blade 32a, the first turbine blade 33a, and the second turbine stationary blade.
  • the blades 32b, the second turbine blades 33b, the third turbine blades 32c, the third turbine blades 33c, the fourth turbine blades 32d, and the fourth turbine blades 33d are arranged to face each other in the axial direction. It is provided as follows.
  • the turbine casing 31 has a blade ring 45 that is disposed on the radially inner side and is supported from the turbine casing 31.
  • the blade ring 45 is formed in an annular shape around the turbine shaft 8, is divided into a plurality of portions in the circumferential direction and the axial direction, and is supported from the turbine casing 31.
  • the plurality of blade rings 45 are, in order from the upstream side of the combustion gas flow direction (axial direction) FG, the first blade ring 45a, the second blade ring 45b, the third blade ring 45c, and the fourth blade ring. 45d.
  • a heat shield ring 46 is disposed on the radially inner side of the blade ring 45, and the turbine stationary blade 32 is supported from the blade ring 45 via the heat shield ring 46.
  • the plurality of heat shield rings 46 are, in order from the upstream side of the combustion gas flow direction (axial direction) FG, the first heat shield ring 46a, the second heat shield ring 46b, the third heat shield ring 46c, and the fourth And a heat shield ring 46d.
  • a plurality of turbine stationary blades 32 and a plurality of split rings 52 are provided adjacent to each other in the axial direction.
  • the plurality of turbine stationary blades 32 and the plurality of divided rings 52 are arranged in order from the upstream side in the flow direction FG of the combustion gas, the first turbine stationary blade 32a, the first divided ring 52a, the second turbine stationary blade 32b, and the second.
  • the split ring 52b, the third turbine vane 32c, the third split ring 52c, the fourth turbine vane 32d, and the fourth split ring 52d are arranged, and are provided so as to face each other in the axial direction.
  • first turbine vane 32a and the first split ring 52a are attached to the inside in the radial direction of the first blade ring 45a via the first heat shield ring 46a.
  • second turbine stationary blade 32b and the second divided ring 52b are attached to the inside in the radial direction of the second blade ring 45b via the second heat shield ring 46b
  • third turbine stationary blade 32c and the third divided ring 52b are attached.
  • the ring 52c is attached to the inner side in the radial direction of the third blade ring 45c via the third heat shield ring 46c
  • the fourth turbine stationary blade 32d and the fourth split ring 52d are connected via the fourth heat shield ring 46d. It is attached to the inner side in the radial direction of the four blade ring 45d.
  • FIG. 3 is a partially enlarged view of the split ring of the gas turbine according to the first embodiment.
  • FIG. 2 shows only the split ring cooling structure around the second split ring 52b, but the other split rings have the same structure.
  • the second split ring 52b will be described as the split ring 52 as a representative.
  • the cooling air supplied to the split ring cooling structure 60 is supplied from the blade ring cavity 41 surrounded by the turbine casing and the blade ring 45 as described in the background art.
  • a supply opening 47 is formed in the blade ring 45.
  • a first cavity 80 serving as a space is provided between the heat shield ring 46, the blade ring 45, and the split ring 52.
  • the first cavity 80 is annularly provided in the circumferential direction.
  • the first cavity 80 communicates with the blade ring cavity 42 via the supply opening 47.
  • the split ring 52 is formed with a cooling flow path communicating with the first cavity 80.
  • the cooling air CA supplied to the blade ring cavity 41 of the split ring cooling structure 60 is supplied to the first cavity 80 through the supply opening 47.
  • the cooling air CA of the present embodiment passenger compartment air on the outlet side of the compressor or extracted air extracted from the compressor 5 is used.
  • the cooling air CA supplied to the first cavity 80 is supplied to the split ring 52 and passes through a cooling channel (details will be described later) disposed in the split ring 52, thereby cooling the split ring 52.
  • FIG. 4 is a perspective view of a split body of the split ring according to the first embodiment.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of a split body of the split ring according to the first embodiment.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view of the split ring according to the first embodiment when viewed from the radial direction.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view of the split ring according to the first embodiment when viewed from the flow direction of the combustion gas.
  • the rotation direction of the turbine shaft 8 (the rotation direction of the turbine rotor blade 33) is R
  • the rotation direction R is a direction orthogonal to the axial direction of the rotation shaft.
  • the split ring 52 has a plurality of split bodies 100 that are arranged in the circumferential direction of the turbine shaft 8 and have an annular shape.
  • the divided body 100 is disposed such that a certain gap is ensured between the inner peripheral surface 111 a of the divided body 100 and the tip of the turbine rotor blade 33.
  • the split ring 52 is made of, for example, a heat-resistant nickel alloy.
  • the divided body 100 has a main body 112 and a hook 113. Further, a collision plate 114 is provided between the hook 113 and the hook 113 of the divided body 100.
  • the main body 112 is a plate-like member in which a cooling channel described later is provided.
  • the main body 112 is a curved surface having a radially inner surface curved along the rotation direction R.
  • the main body 112 has a cooling channel formed therein. The shape of the main body 112 will be described later.
  • the hook 113 is provided integrally with the upstream and downstream ends of the combustion gas flow direction FG and on the radially outer surface of the main body 112.
  • the hook 113 is attached to the heat shield ring 46. Thereby, the divided body 100 is supported by the heat shield ring 46.
  • the collision plate 114 is disposed in the first cavity 80. Specifically, the collision plate 114 is disposed on the outer side in the radial direction than the main body 112 and spaced from the radially outer surface 112 a of the main body 112. Further, the collision plate 114 is disposed between the hooks 113 of the divided body 100 and is fixed to the inner wall 112b of the hook 113 of the divided body 100. The collision plate 114 passes through the space radially outside the main body 112. It is blocking. Thereby, the main body 112, the collision plate 114, the hooks 113 disposed on the upstream side and the downstream side in the combustion gas flow direction FG, and the direction substantially orthogonal to the axial direction of the turbine shaft 8 (the rotational direction of the turbine shaft 8). The space surrounded by the side end portions provided on the upstream side and the downstream side of FIG.
  • the impingement plate 114 has a large number of small holes 115 through which cooling air CA for impingement cooling passes.
  • the cooling air CA supplied into the first cavity 80 passes through the small hole 115 and is discharged into the cooling space 129 when heading toward the main body 112.
  • the cooling air CA is ejected from the small hole 115 and impingement cools the surface 112a of the main body 112.
  • the rear side in the rotation direction R is the rear side of the arrow (the side that first contacts the rotating blade), and the front side in the rotation direction R is the front side of the arrow (the rotating blade). And the side that touches the end).
  • an opening 120, a second cavity 122, a first cooling channel (front cooling channel) 123, and a second cooling channel (rear cooling channel) 124 are formed in the main body 112.
  • the opening 120 is formed on the first cavity 80 side of the main body 112, that is, on the radially outer surface, and communicates the second cavity 122 and the first cavity 80 (cooling space 129).
  • the opening 120 is formed near the center of the rotation direction R of the main body 112.
  • the second cavity 122 is a closed space formed in the main body 112 in which the flow direction FG of the combustion gas is the longitudinal direction, and the upstream side in the flow direction of the cooling air CA communicates with the opening 120 as indicated by an arrow.
  • the downstream side communicates with the first cooling channel 123 and the second cooling channel 124.
  • the second cavity 122 is a space connecting the opening 120, the first cooling flow path 123 and the second cooling flow path 124, and the opening 120, the first cooling flow path 123 and the second cooling flow path 124, It plays the role of a manifold that connects them together.
  • the first cooling flow path 123 is formed in the first region 131 of the main body 112.
  • the first region 131 is a region on the front side in the rotation direction R of the main body 112.
  • a plurality of first cooling channels 123 are pipes formed in the main body 112 in parallel with each other and extending in the rotation direction R, and one end portion is formed in the second cavity 122.
  • the other end is opened on the end face on the front side in the rotation direction R of the main body 112. That is, the first cooling flow path 123 communicates the second cavity 122 and the combustion gas flow path R1.
  • the second cooling channel 124 is formed in the second region 132 of the main body 112.
  • the second region 132 is a region on the rear side in the rotation direction R of the main body 112.
  • the front end portion in the rotation direction R of the second region 132 is on the rear side with respect to the rear end portion in the rotation direction R of the first region 131. That is, the second area 132 is an area that does not overlap with the first area 131.
  • a plurality of second cooling channels 124 are pipes that extend in the rotation direction R and are formed in the main body 112 in parallel with each other, and one end portion of the second region is formed in the second cavity 122. The other end is open on the end face on the rear side in the rotation direction R of the main body 112. In other words, the second cooling channel 124 communicates the second cavity 122 and the combustion gas channel R1.
  • the first cooling channel 123 and the second cooling channel 124 can be formed by various methods.
  • it can be formed using a bending electric discharge machining method described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2013-136140 and capable of moving in a formed hole while bending a machining position.
  • this method it is possible to manufacture the divided body 100 by performing necessary processing by cutting, electric discharge machining or the like on the plate-like member.
  • a path for flowing the cooling air CA as described above is formed.
  • the cooling air CA supplied to the cooling space 129 by the split ring cooling structure 60 described above and impingement cooled on the surface 112a of the split body 100 passes through the opening 120 and is supplied to the second cavity 122.
  • the cooling air CA supplied to the second cavity 122 moves in the first cooling flow path 123 and the second cooling flow path 124 while moving in the second cavity 122 in the upstream direction or the downstream direction in the combustion gas flow direction FG. Inflow.
  • the cooling air CA that has flowed into the first cooling flow path 123 flows from the rear side in the rotation direction R to the front side, and is discharged from the end on the front side in the rotation direction R of the divided body 100 to the combustion gas flow path R1.
  • the cooling air CA that has flowed into the second cooling flow path 124 flows from the front side in the rotation direction R to the rear side, and is discharged from the end on the rear side in the rotation direction R of the divided body 100 to the combustion gas flow path R1. .
  • the split ring cooling structure 60 of the present embodiment is configured as described above, and the cooling air CA is supplied to the first cavity 80, and each cooling flow path formed in the main body 112 of the split body 100 is provided with the cooling air CA. By letting it pass, the divided body 100 can be suitably cooled.
  • the split body 100 is provided with a plurality of first cooling flow paths 123 extending in the rotation direction R in the first region 131, and the second cooling flow paths 124 extending in the rotation direction R in the second region 132.
  • the cooling air CA can be circulated inside the divided body 100, and the divided body 100 is suitably cooled. be able to.
  • the first cooling flow path 123 and the second cooling flow path 124 are paths extending in the rotation direction R, and the cooling air CA is discharged from the end in the rotation direction R, so that the end of the divided body 100 in the rotation direction R The part can be convectively cooled by the cooling air CA.
  • the split ring cooling structure 60 can pass through the first cooling flow path 123 and the second cooling flow path 124 so that the same cooling air CA cools the entire divided body 100 and then cools the end portion.
  • the divided body 100 can be efficiently cooled by using the cooling air CA.
  • the cooling air CA is supplied to the first cavity 80, the cooling air CA is supplied to the first cooling flow path 123 and the second cooling flow path 124, so that the same cooling air CA has cooled each component of the first cavity 80. Then, each part of the main body 112 is cooled. Thereby, the cooling air CA can be utilized efficiently. Since the cooling air CA can be efficiently used in this way, the amount of air used for cooling can be reduced.
  • the amount of cooling air flowing into the second cavity 122 can be adjusted by changing the opening area of the opening 120. Therefore, it is possible to supply the cooling air CA to each cooling channel with a good balance. Moreover, in the said Example, since the surface of the radial direction outer side of the division body 100 can be cooled efficiently, although the collision board 114 was provided, the collision board 114 does not need to be provided.
  • FIG. 8 is a schematic configuration diagram of the divided body of Example 1 as viewed from the radial direction, and shows a modification in which the opening area of the opening 120 provided in the divided body 100 is changed.
  • the second cavity 120a is formed in a groove shape on the radially outer peripheral surface of the main body 112, and a shielding plate is not provided on the side facing the first cavity 80.
  • It is a structure opened toward That is, compared with the structure of the opening 120 shown in FIG. 6, the length of the opening 120 in the combustion gas flow direction FG is made substantially the same as that of the first cavity 80 without changing the width of the opening in the rotation direction R.
  • This is an expanded example. With such a structure, it is not necessary to form the second cavity as a closed space, and processing is easier than in the first embodiment.
  • FIG. 9 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to the second embodiment when viewed from the radial direction.
  • FIG. 10 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to the second embodiment as viewed from the flow direction of the combustion gas, and is a cross-sectional view taken along line AA of FIG.
  • the gas turbine and the split ring cooling structure according to the second embodiment are the same as those of the first embodiment except for the structure of the split body.
  • different points of the structure of the divided body will be described with emphasis, and parts having the same structure will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
  • a first cooling channel 123a and a second cooling channel 124a are formed in the main body 112.
  • One end of the first cooling flow path 123a is connected to an opening 140 formed on the radially outer surface 112a of the main body 112, that is, the surface facing the first cavity 80, and the other end is in the rotational direction.
  • An opening is made on the front end face of R.
  • the first cooling flow path 123 a is a bent tube that faces the radially outer surface of the main body 112 as the path on the rear side in the rotation direction R goes to the rear side.
  • One end of the second cooling flow path 124a is connected to the radially outer surface 112a of the main body 112, that is, the opening 141 formed on the surface facing the first cavity 80, and the other end is rotated. Opened to the end face on the rear side of R.
  • the second cooling flow path 124 a is a curved pipe that faces the radially outer surface of the main body 112 as the path on the front side in the rotation direction R goes to the front side.
  • the first cooling channel 123 a is formed in the first region 131, and the second cooling channel 124 a is formed in the second region 132. Further, the first cooling channel 123a and the second cooling channel 124a, which are partially bent, can be formed by the bending electric discharge machining described above.
  • the divided body 100b does not have the second cavity, and the first cooling flow path 123a and the first cooling flow path 123a and the second cooling flow path 124a can be directly connected to the first cavity 80.
  • the two cooling channels 124a can suitably cool the radially inner surface of the divided body 100b, and can also cool both ends in the rotational direction.
  • FIG. 11 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to the third embodiment when viewed from the radial direction.
  • the gas turbine and the split ring cooling structure according to the third embodiment are the same as those of the first embodiment except for the structure of the split body.
  • different points of the structure of the divided body will be described with emphasis, and parts having the same structure will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
  • an opening 120, a second cavity 122, a first cooling flow path 123b, and a second cooling flow path 124b are formed in the main body 112.
  • the first cooling flow path 123b is formed in the first region 131 of the main body 112.
  • a plurality of first cooling flow paths 123 b are pipes formed in the main body 112 in parallel with each other and extending in the rotation direction R, and one end portion is formed in the second cavity 122. The other end is opened on the end face on the front side in the rotation direction R of the main body 112.
  • the interval between the first cooling flow path 123b and the adjacent first cooling flow path 123b is narrower on the downstream side than on the upstream side in the combustion gas flow direction FG. That is, in the divided body 100c, the first cooling flow path 123b is densely arranged on the downstream side of the upstream side in the combustion gas flow direction FG.
  • the second cooling flow path 124 b is formed in the second region 132 of the main body 112.
  • a plurality of second cooling channels 124 b are pipes formed in the body 112 in parallel with each other and extending in the rotation direction R, and one end portion of the second region 132 is formed in the second cavity 122. The other end is open on the end face on the rear side in the rotation direction R of the main body 112.
  • the distance between the second cooling flow path 124b and the adjacent second cooling flow path 124b is narrower on the downstream side than the upstream side in the combustion gas flow direction FG. That is, in the divided body 100c, the second cooling flow paths 124b are densely arranged on the downstream side of the upstream side in the combustion gas flow direction FG.
  • the first cooling flow path 123b and the second cooling flow path 124b are arranged so that the number of cooling flow paths is denser on the downstream side than the upstream side in the combustion gas flow direction FG.
  • the downstream side in the combustion gas flow direction FG of the divided body 100c can be cooled more reliably. Thereby, more cooling air CA can be distribute
  • FIG. 12 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to Example 4 as viewed from the radial direction.
  • the gas turbine and the split ring cooling structure according to the fourth embodiment are the same as those of the first embodiment except for the structure of the split body.
  • different points of the structure of the divided body will be described with emphasis, and parts having the same structure will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
  • the divided body 100d has an opening 120, a second cavity 122, a first cooling channel 123c, and a second cooling channel 124c formed in the main body 112.
  • the first cooling channel 123 c is formed in the first region 131 of the main body 112. In the first region 131, a plurality of first cooling flow paths 123c are formed side by side in the combustion gas flow direction FG. One end of the first cooling channel 123 c opens to the second cavity 122, and the other end opens to the front end surface in the rotation direction R of the main body 112.
  • the first cooling flow path 123c includes a parallel part 150 that extends in the rotation direction R and is formed in the main body 112 in parallel with each other, and an inclined part 152 that is inclined with respect to the rotation direction R. The parallel part 150 is connected to the second cavity 122.
  • the inclined portion 152 is connected to the parallel portion 150 and opens at an end portion in the rotational direction R (an end portion on the front side). That is, the inclined portion 152 is formed on the front side in the rotation direction R of the main body 112. Further, the inclined portion 152 is inclined to the downstream side in the combustion gas flow direction FG as it goes to the front side in the rotation direction R. Further, the distance between the first cooling flow path 123c and the adjacent first cooling flow path 123c is narrower on the downstream side than the upstream side in the combustion gas flow direction FG. That is, in the divided body 100d, the first cooling flow paths 123c are densely arranged on the downstream side of the upstream side in the combustion gas flow direction FG.
  • the second cooling channel 124 c is formed in the second region 132 of the main body 112.
  • a plurality of second cooling flow paths 124c are formed side by side in the combustion gas flow direction FG.
  • the second cooling flow path 124 c has one end opened to the second cavity 122 and the other end opened to the rear end surface of the main body 112 in the rotation direction R.
  • the second cooling flow path 123c includes a parallel portion 154 that extends in the rotation direction R and is formed inside the main body 112 in parallel with each other, and an inclined portion 156 that is inclined with respect to the rotation direction R.
  • the parallel part 154 is connected to the second cavity 122.
  • the inclined portion 156 is connected to the parallel portion 154 and opens at an end portion in the rotation direction R (an end portion on the rear side). That is, the inclined portion 156 is formed on the rear side in the rotation direction R of the main body 112. Further, the inclined portion 156 is inclined to the downstream side in the combustion gas flow direction FG as it goes to the rear side in the rotation direction R.
  • the interval between the second cooling channel 124c and the adjacent second cooling channel 124c is narrower on the downstream side than on the upstream side in the combustion gas flow direction FG. That is, in the divided body 100d, the second cooling flow paths 124c are densely arranged downstream from the upstream side in the combustion gas flow direction FG.
  • the split body 100d is provided with inclined portions 152 and 156 on the side of the first cooling flow path 123c and the second cooling flow path 124c that are connected to the end faces in the rotation direction R, so that both ends of the split body 100d in the rotation direction R are provided.
  • the length of the cooling channel in the section can be increased to increase the channel surface area. Thereby, the both ends of the rotation direction R of the division body 100d can be cooled suitably.
  • FIG. 13 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to Example 5 as viewed from the radial direction.
  • the gas turbine and the split ring cooling structure according to the fifth embodiment are the same as those of the first embodiment except for the structure of the split body.
  • different points of the structure of the divided body will be described with emphasis, and parts having the same structure will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
  • an opening 120, a second cavity 122, a first cooling channel 162, and a second cooling channel 164 are formed in the main body 112.
  • the first cooling channel 162 is formed in the first region 131 of the main body 112. In the first region 131, a plurality of first cooling channels 162 are formed side by side in the combustion gas flow direction FG.
  • the first cooling flow path 162 is a pipe line that extends in the rotation direction R and is formed in the main body 112 in parallel with each other. One end opens to the second cavity 122 and the other end extends to the main body 112. Is opened in the front end face in the rotation direction R.
  • the second cooling channel 164 is formed in the second region 132 of the main body 112. In the second region 132, a plurality of second cooling channels 164 are formed side by side in the combustion gas flow direction FG.
  • the second cooling flow path 164 is a pipe line that extends in the rotation direction R and is formed in the main body 112 in parallel with each other. One end opens to the second cavity 122 and the other end is the main body 112. Is opened in the end face on the rear side in the rotation direction R.
  • the number of the second cooling channels 164 is formed in the divided body 100e more than the number of the first cooling channels 162. That is, in the divided body 100e, the arrangement density of the cooling flow path is denser in the second cooling flow path 164 than in the first cooling flow path 162. As a result, the divided body 100e is supplied with more cooling air CA to the second region 132 in which the second cooling channel 164 is provided. Thereby, the 2nd field 132 in which the 2nd cooling channel 164 is provided can be cooled more. Therefore, the divided body 100e can accurately cool the end portion on the rear side in the rotation direction R, which is under stricter conditions than the end portion on the front side in the rotation direction R. Thereby, the cooling air CA can be accurately supplied to each part, and it can cool efficiently. Thereby, it is possible to reliably cool the split ring 52 while reducing the supplied cooling air CA.
  • FIG. 14 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to Example 6 as viewed from the radial direction.
  • the gas turbine and the split ring cooling structure according to the sixth embodiment are the same as those of the first embodiment except for the structure of the split body.
  • different points of the structure of the divided body will be described with emphasis, and parts having the same structure will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
  • an opening 170, a second cavity 172, a first cooling channel 173, and a second cooling channel 174 are formed in the main body 112.
  • the opening 170 of the divided body 100f and the second cavity 172 are formed on the rear side in the rotational direction with respect to the center line CLa that is parallel to the axis CL of the turbine shaft 8 and passes through the center of the main body 112 in the rotational direction R.
  • the formation positions of the opening 170 and the second cavity 172 are formed on the rear side of the center line CLa, so that the first cooling channel 173 is longer than the second cooling channel 174. Yes.
  • connection relationship between the opening 170, the second cavity 172, the first cooling flow path 173, and the second cooling flow path 174 is such that the opening 120 of the divided body 100, the second cavity 122, and the first cooling flow. This is the same as the passage 123 and the second cooling passage 124.
  • the divided body 100f is formed such that the positions where the openings 170 and the second cavities 172 are formed on the rear side of the center line CLa, and the first cooling channel 173 is longer than the second cooling channel 174.
  • the temperature of the cooling air CA that has reached the end on the rear side in the rotational direction R of the second cooling channel 174 is made lower than the temperature of the cooling air CA that has reached the end on the front side in the rotational direction of the first cooling channel 173.
  • Can do. Therefore, the divided body 100f can accurately cool the end portion on the rear side in the rotation direction R, which is under stricter conditions than the end portion on the front side in the rotation direction R.
  • the cooling air CA can be accurately supplied to each part, and it can cool efficiently. Thereby, it is possible to reliably cool the split ring while reducing the cooling air CA to be supplied.
  • FIG. 15 is a schematic cross-sectional view of the divided body according to the seventh embodiment when viewed from the radial direction.
  • the gas turbine and the split ring cooling structure according to the seventh embodiment are the same as those of the first embodiment except for the structure of the split body.
  • different points of the structure of the divided body will be described with emphasis, and parts having the same structure will be denoted by the same reference numerals and description thereof will be omitted.
  • the split body 100g has openings 180a and 180b, second cavities 182a and 182b, a first cooling channel 183, and a second cooling channel 184 formed in the main body 112.
  • the first cooling channel 183 and the second cooling channel 184 are the same as the first cooling channel 123 and the second cooling channel 124.
  • the opening 180a is formed on the side facing the first cavity 80 of the main body 112, that is, on the radially outer surface, and communicates the second cavity 182a and the first cavity 80 (cooling space 129).
  • the opening 180 a is formed in the vicinity of the center of the rotation direction R of the main body 112.
  • the opening 180b is formed on the side facing the first cavity 80 of the main body 112, that is, on the radially outer surface, and communicates the second cavity 182b and the first cavity 80 (cooling space 129).
  • the opening 180 b is formed in the vicinity of the center of the main body 112 in the rotation direction R. Further, the opening 180b is disposed downstream of the opening 180a in the combustion gas flow direction FG.
  • the second cavities 182a and 182b are closed spaces that are formed in the main body 112 and are long in the flow direction FG of the combustion gas.
  • the second cavities 182a and 182b are partitioned by a partition wall 186 into a second cavity 182a upstream of the combustion gas flow direction FG and a second cavity 182b downstream, and the second cavities 182a and 182b communicate with each other. Absent.
  • One of the second cavities 182a and 182b communicates with the opening 180a or 180b, and the other communicates with the first cooling channel (front cooling channel) 183 and the second cooling channel (rear side cooling channel) 184. ing.
  • the divided body 100g is provided with the second cavities 182a and 182b connected in series in the combustion gas flow direction FG.
  • the 1st cooling flow path 183 formed in the upstream of the combustion gas flow direction FG among the some 1st cooling flow paths 183 communicates with the 2nd cavity 182a, and the flow direction FG of combustion gas
  • the 1st cooling channel 183 formed in the lower stream side of this communicates with the 2nd cavity 182b.
  • the second cooling flow path 184 formed on the upstream side in the combustion gas flow direction FG communicates with the second cavity 182a and is downstream in the combustion gas flow direction FG.
  • the second cavity is not limited to one, and a plurality of second cavities may be provided.
  • the second cavity only needs to communicate with both the first cooling flow path 183 and the second cooling flow path 184, and the position in the flow direction FG of the combustion gas and the position in the rotation direction R are not particularly limited.
  • the two second cavities 182a and 182b may be separated from each other. That is, the cavities 182a and 182b respectively communicate with the openings 180a and 180b on the upstream side in the cooling air flow direction, and the first cooling flow path (front cooling flow path) 183 and the second cooling flow on the downstream side.
  • the position of the second cavity 182a, 182b in the flow direction FG of the combustion gas and the position in the rotation direction R may be different from each other.
  • the divided body 100g can adjust the amount of cooling air flowing into each cavity by dividing the second cavity into a plurality of parts and changing the opening area of each cavity. Therefore, the amount of cooling air CA supplied to the cooling flow path at each position can be adjusted more precisely.

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Abstract

　冷却空気を効率よく供給し、分割環を効率よく冷却することができる分割環冷却構造及びこれを有するガスタービンを提供する。分割環冷却構造は、車室のケーシングと分割体の本体により囲まれ、冷却空気が供給されるキャビティと、分割体の本体内の周方向に配置され、一端がキャビティに連通し、他端が分割体の回転方向の前方側及び後方側の側端部に開口する冷却空気が流れる冷却流路と、を有し、冷却流路は、分割体の回転方向の前方側の第１の領域に形成され、冷却空気が回転方向の後方側から前方側に向けて排出される第１冷却流路と、分割体の回転方向の後方側の第２の領域に形成され、冷却空気が回転方向の前方側から後方側に向けて排出される第２冷却流路と、を含む。

Description

分割環冷却構造及びこれを有するガスタービン
　本発明は、燃焼ガスによって回転するガスタービンに関するものである。
　従来、回転軸と、回転軸に対して径方向外側に延びるタービン動翼と、タービン動翼から径方向外側に離間して設けられた分割環と、分割環の軸方向に隣接するタービン静翼と、を備えたガスタービンが知られている。タービン静翼及び分割環は、離間して配置されており、タービン静翼と分割環との間には、周方向及び径方向に延びるキャビティが形成されている。このキャビティには、タービン静翼から排出されるシール空気を流し、燃焼ガスの逆流を防止している。
　ガスタービンは、径方向外側に形成され、タービン車室又はタービン車室と翼環で囲まれた翼環キャビティから供給される冷却空気を内部に流通させる冷却流路を分割体の内部に形成し、冷却流路に冷却空気を流して、分割環を冷却する分割環冷却構造を備えている（例えば、特許文献１、特許文献２）。なお、冷却空気は、圧縮機出口側の車室空気または圧縮機から抽気される抽気空気を用いるのが一般的である。特許文献１に記載の分割環冷却構造は、分割体の内部に燃焼ガスの流れ方向に冷却空気を流す冷却流路が形成されている。この冷却流路は、燃焼ガスの流れ方向の上流側の端部に冷却空気が供給される開口が形成されている。また、特許文献１に記載の分割環冷却構造は、分割体の回転方向の前方側及び後方側の両端に、回転方向の端部に向けて開口された冷却流路をさらに備えている。
　特許文献２に記載の分割環冷却構造は、分割体の内部に周方向（回転軸の回転方向の前方側及び後方側方向）に冷却空気を流す冷却流路が形成されている。また、特許文献２には、回転軸の回転方向の前方側に冷却空気を流す冷却流路と、回転軸の回転方向とは反対方向の後方側に冷却空気を流す冷却流路とが、燃焼ガスの流れ方向において、交互に配置されている。
国際公開２０１１／０２４２４２号 米国特許第５３７５９７３号明細書
　特許文献１及び特許文献２に示すように、分割体の回転方向の両端に向けて冷却空気を流す冷却流路を設けることで、分割体の回転方向の端部を冷却することができる。ここで、分割環冷却構造としては、特許文献１及び特許文献２の分割環冷却構造でも、改善の余地がある。特許文献１及び特許文献２の分割環冷却構造は、構造が複雑であり、また、冷却空気の利用効率の向上にも限界がある。
　そこで、本発明は、冷却空気を効率よく供給し、冷却空気が使い廻しされて、分割環を効率よく冷却することができる分割環冷却構造及びこれを有するガスタービンを提供することを課題とする。
　上記課題を解決するために本発明は、周方向に配設されて環状をなす複数の分割体を有し、内周面がタービン動翼の先端から一定の距離を保つようにして車室内に配設されるガスタービンの分割環を冷却する分割環冷却構造であって、前記車室のケーシングと前記分割体の本体により囲まれ、冷却空気が供給されるキャビティと、前記分割体の本体内の周方向に配置され、一端が前記キャビティに連通し、他端が前記分割体の回転方向の前方側及び後方側の側端部に開口する冷却空気が流れる冷却流路と、を有し、前記冷却流路は、前記分割体の回転方向の前方側の第１の領域に形成され、前記冷却空気が前記回転方向の後方側から前方側に向けて排出される第１冷却流路と、前記分割体の回転方向の後方側の第２の領域に形成され、前記冷却空気が前記回転方向の前方側から後方側に向けて排出される第２冷却流路と、を含むこと、を特徴とする。
　この構成によれば、第１の領域にキャビティと連通した第１冷却流路を設け、第２の領域にキャビティと連通した第２冷却流路を設けることで、冷却空気が使い廻しされて、簡単な構造で分割体の回転方向の両端を効率よく冷却することができる。これにより、冷却空気を効率よく供給し、冷却空気量が低減されて、分割環を効率よく冷却することができる。
　前記キャビティは、前記分割体の径方向の外側に配置された第１キャビティと、前記第１キャビティの径方向内側に配置され、一端が前記第１キャビティに連通し、他端は前記冷却流路の一方の端部と連通する第２キャビティと、を備えることが好ましい。
　この構成によれば、冷却空気をより均一に冷却流路に供給することができる。
　前記第１キャビティに配置された多数の開口を備えた衝突板を備えることが好ましい。
　この構成によれば、分割体が更に冷却される。
　前記第２キャビティは、前記回転方向において、前記第１の領域と前記第２の領域との間に配置されていることが好ましい。
　この構成によれば、冷却空気が回転方向の前方側及び後方側の両側端部から排出されるので、両側の端部冷却が更に強化される。
　前記冷却流路は、冷却空気の流れ方向の下流端の一部が、燃焼ガスの流れ方向に向かって傾斜していることが好ましい。
　この構成によれば、回転方向の両端における冷却流路の距離をより長くすることができ、回転方向の両端をより冷却することができる。
　前記冷却流路は、燃焼ガスの流れ方向の下流側に配置された冷却流路が、燃焼ガスの流れ方向の上流側に配置された冷却流路より小さい配列ピッチで配列されていることが好ましい。
　この構成によれば、より冷却する必要がある燃焼ガスの流れ方向の下流側により多くの冷却空気を供給することができる。
　上記課題を解決するために本発明は、ガスタービンであって、回転可能なタービン軸に取り付けられたタービン動翼と、前記タービン動翼に対し軸方向に対向するように固定されたタービン静翼と、前記タービン動翼を周方向に囲む分割環と、前記分割環の外周に配置され、かつ前記タービン静翼を支持する車室と、上記のいずれかに記載の分割環冷却構造と、を有する。
　この構成によれば、分割環を効率よく冷却することができ、燃焼ガスの流路に排出される冷却空気の量を少なくすることができる。これにより、ガスタービンの効率をより高くすることができる。
　本発明によれば、キャビティと連通した第１冷却流路と第２冷却流路とを設けることで、冷却空気の使い廻しがされ、簡単な構造で分割体の回転方向の両端を効率よく冷却することができる。これにより、冷却空気が効率よく供給され、冷却空気量が低減されて、分割環を効率よく冷却することができる。
図１は、実施例１に係るガスタービンの概略構成図である。 図２は、実施例１に係るガスタービンのタービン周りにおける部分断面図である。 図３は、実施例１に係るガスタービンの分割環の近傍の部分拡大図である。 図４は、実施例１に係る分割環の分割体の斜視図である。 図５は、実施例１に係る分割環の分割体の断面図である。 図６は、実施例１に係る分割環を径方向から見た概略断面図で、図５のＡ－Ａ線断面図である。 図７は、実施例１に係る分割環を燃焼ガスの流れ方向から見た概略断面図で、図６のＢ－Ｂ線断面図である。 図８は、実施例１の変形例に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。 図９は、実施例２に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。 図１０は、実施例２に係る分割体を燃焼ガスの流れ方向から見た断面図で、図９のＣ－Ｃ線断面図である。 図１１は、実施例３に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。 図１２は、実施例４に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。 図１３は、実施例５に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。 図１４は、実施例６に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。 図１５は、実施例７に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。
　以下、添付した図面を参照して、本発明について説明する。なお、以下の実施例によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施例における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、或いは実質的に同一のものが含まれる。
　図１に示すように、実施例１のガスタービン１は、圧縮機５と、燃焼器６と、タービン７とにより構成されている。また、圧縮機５、燃焼器６及びタービン７の中心部には、タービン軸８が貫通して配置されている。圧縮機５、燃焼器６及びタービン７は、タービン軸８の軸心ＣＬに沿って、空気または燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側から下流側に向かって順に並設されている。
　圧縮機５は、空気を圧縮して圧縮空気とするものである。圧縮機５は、空気を取り込む空気取入口１１を有した圧縮機ケーシング１２内に、複数段の圧縮機静翼１３及び複数段の圧縮機動翼１４が設けられている。各段の圧縮機静翼１３は、圧縮機ケーシング１２に取り付けられて周方向に複数並設され、各段の圧縮機動翼１４は、タービン軸８に取り付けられて周方向に複数並設されている。これら複数段の圧縮機静翼１３と複数段の圧縮機動翼１４とは、軸方向に沿って交互に設けられている。
　燃焼器６は、圧縮機５で圧縮された圧縮空気に対して燃料を供給することで、高温・高圧の燃焼ガスを生成するものである。燃焼器６は、燃焼筒として、圧縮空気と燃料を混合して燃焼させる内筒２１と、内筒２１から燃焼ガスをタービン７に導く尾筒２２と、内筒２１の外周を覆い、圧縮機５からの圧縮空気を内筒２１に導く外筒２３とを有している。この燃焼器６は、タービンケーシング３１内に配置され、周方向に複数配置されている。なお、圧縮機６で圧縮された空気は、タービンケーシングで囲まれた車室２４に一旦溜められ、その後燃焼器６に供給される。
　タービン７は、燃焼器６で生成された燃焼ガスにより回転動力を生じるものである。タービン７には、外殻となるタービンケーシング３１内に、複数段のタービン静翼３２及び複数段のタービン動翼３３が設けられている。各段のタービン静翼３２は、タービンケーシング３１に取り付けられて周方向に複数環状に配置され、各段のタービン動翼３３は、タービン軸８の軸心ＣＬを中心とした円盤状のディスクの外周に固定されて周方向に複数環状に配置されている。これら複数段のタービン静翼３２と複数段のタービン動翼３３とは、軸方向に沿って複数交互に設けられている。
　タービンケーシング３１の軸方向の下流側には、タービン７に連続するディフューザ部５４を内部に有した排気室３４が設けられている（図１参照）。タービン軸８は、圧縮機５側の端部が軸受部３７により支持され、排気室３４側の端部が軸受部３８により支持されて、軸心ＣＬを中心として回転自在に設けられている。そして、タービン軸８の排気室３４側の端部には、発電機（図示せず）の駆動軸が連結されている。
　以下、図２を参照して、タービン７について具体的に説明する。図２に示すように、タービン静翼３２は、外シュラウド５１と、外シュラウド５１から径方向内側に延びた翼形部５３と、翼形部５３の径方向内側に設けられた内シュラウド（図示していない）とにより一体に形成されている。更に、タービン静翼３２は、遮熱環、翼環を介して、タービンケーシング３１から支持され、固定側となっている。複数段のタービン静翼３２は、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側から順に、第１タービン静翼３２ａと、第２タービン静翼３２ｂと、第３タービン静翼３２ｃと、第４タービン静翼３２ｄとを含んで構成されている。第１タービン静翼３２ａは、外シュラウド５１ａと、翼形部５３ａと、内シュラウド（図示していない）とにより一体に形成されている。第２タービン静翼３２ｂは、外シュラウド５１ｂと、翼形部５３ｂと、内シュラウド（図示していない）とにより一体に形成されている。第３タービン静翼３２ｃは、外シュラウド５１ｃと、翼形部５３ｃと、内シュラウド（図示していない）とにより一体に形成されている。第４タービン静翼３２ｄは、外シュラウド５１ｄと、翼形部５３ｄと、内シュラウド（図示していない）とにより一体に形成されている。
　複数段のタービン動翼３３は、複数の分割環５２に対向して、径方向の内側にそれぞれ配置されている。各段のタービン動翼３３は、各分割環５２に対して所定の隙間を空けて離間して設けられており、可動側となっている。複数段のタービン動翼３３は、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側から順に、第１タービン動翼３３ａと、第２タービン動翼３３ｂと、第３タービン動翼３３ｃと、第４タービン動翼３３ｄとを含んで構成されている。そして、第１タービン動翼３３ａは、第１分割環５２ａの径方向内側に設けられている。同様に、第２タービン動翼３３ｂ、第３タービン動翼３３ｃ及び第４タービン動翼３３ｄは、第２分割環５２ｂ、第３分割環５２ｃ及び第４分割環５２ｄの径方向内側に設けられている。
　このため、複数段のタービン静翼３２及び複数段のタービン動翼３３は、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側から順に、第１タービン静翼３２ａ、第１タービン動翼３３ａ、第２タービン静翼３２ｂ、第２タービン動翼３３ｂ、第３タービン静翼３２ｃ、第３タービン動翼３３ｃ、第４タービン静翼３２ｄ、第４タービン動翼３３ｄとなるように配置され、それぞれ軸方向に対向するように設けられている。
　図２に示すように、タービンケーシング３１は、その径方向内側に配置され、タービンケーシング３１から支持された翼環４５を有している。翼環４５は、タービン軸８廻りに環状に形成され、周方向及び軸方向に複数に分割されて、タービンケーシング３１から支持されている。また、複数の翼環４５は、燃焼ガスの流れ方向（軸方向）ＦＧの上流側から順に、第１翼環４５ａと、第２翼環４５ｂと、第３翼環４５ｃと、第４翼環４５ｄとを含んで構成されている。翼環４５の径方向内側には、遮熱環４６が配設され、タービン静翼３２は、遮熱環４６を介して翼環４５から支持されている。複数の遮熱環４６は、燃焼ガスの流れ方向（軸方向）ＦＧの上流側から順に、第１遮熱環４６ａと、第２遮熱環４６ｂと、第３遮熱環４６ｃと、第４遮熱環４６ｄとを含んで構成されている。
　翼環４５の内側には、複数のタービン静翼３２と、複数の分割環５２とが互いに軸方向に隣接して設けられている。
　そして、複数のタービン静翼３２及び複数の分割環５２は、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側から順に、第１タービン静翼３２ａ、第１分割環５２ａ、第２タービン静翼３２ｂ、第２分割環５２ｂ、第３タービン静翼３２ｃ、第３分割環５２ｃ、第４タービン静翼３２ｄ、第４分割環５２ｄとなるように配置され、それぞれ軸方向に対向するように設けられている。
　また、第１タービン静翼３２ａ及び第１分割環５２ａは、第１遮熱環４６ａを介して第１翼環４５ａの径方向内側に取り付けられている。同様に、第２タービン静翼３２ｂ及び第２分割環５２ｂは、第２遮熱環４６ｂを介して、第２翼環４５ｂの径方向内側に取り付けられ、第３タービン静翼３２ｃ及び第３分割環５２ｃは、第３遮熱環４６ｃを介して第３翼環４５ｃの径方向内側に取り付けられ、第４タービン静翼３２ｄ及び第４分割環５２ｄは、第４遮熱環４６ｄを介して第４翼環４５ｄの径方向内側に取り付けられている。
　そして、複数のタービン静翼３２の外シュラウド５１及び複数の分割環５２の内周側と、タービン静翼３２の内シュラウド及びタービン動翼３３のプラットフォームの外周側との間に形成された環状の流路が、燃焼ガス流路Ｒ１となり、燃焼ガスは、燃焼ガス流路Ｒ１に沿って流れる。
　上記のようなガスタービン１において、タービン軸８を回転させると、圧縮機５の空気取入口１１から空気が取り込まれる。そして、取り込まれた空気は、複数段の圧縮機静翼１３と複数段の圧縮機動翼１４とを通過することにより圧縮されることで、高温・高圧の圧縮空気となる。この圧縮空気に対し、燃焼器６から燃料が供給され、高温・高圧の燃焼ガスが生成する。この燃焼ガスがタービン７の複数段のタービン静翼３２と複数段のタービン動翼３３とを通過することでタービン軸８が回転駆動する。これにより、タービン軸８に連結された発電機は、回転動力が付与されることで発電を行う。この後、タービン軸８を回転駆動した後の燃焼ガスは、排気室３４内のディフューザ部５４から系外に排出される。
　次に、図２及び図３を参照して、分割環と分割環を冷却する分割環冷却構造について説明する。図３は、実施例１に係るガスタービンの分割環の部分拡大図である。ここで、図２では、第２分割環５２ｂの周囲の分割環冷却構造のみを示しているが、他の分割環についても同様の構造を備えている。以下、代表して、第２分割環５２ｂを分割環５２として、説明する。
　分割環冷却構造６０に供給される冷却空気は、背景技術で説明したように、タービン車室と翼環４５で囲まれた翼環キャビティ４１から供給される。翼環４５には、供給開口４７が形成されている。遮熱環４６と翼環４５と分割環５２との間には、空間となる第１キャビティ８０が設けられている。第１キャビティ８０は、周方向に亘って環状に設けられている。第１キャビティ８０は、供給開口４７を介して翼環キャビティに４２に連通されている。さらに、分割環５２は、第１キャビティ８０と連通された冷却流路が形成されている。
　分割環冷却構造６０の翼環キャビティ４１に供給された冷却空気ＣＡは、供給開口４７を介して第１キャビティ８０に供給される。本実施例の冷却空気ＣＡは、圧縮機出口側の車室空気または圧縮機５から抽気される抽気空気を用いる。第１キャビティ８０に供給される冷却空気ＣＡは、分割環５２に供給され、分割環５２に配設された冷却流路（詳細は後述）を通過させることで、分割環５２を冷却する。
　次に、図３に加え、図４から図７を用いて、分割環５２の構造について説明することで、分割環冷却構造６０の冷却流路についてより詳細に説明する。図４は、実施例１に係る分割環の分割体の斜視図である。図５は、実施例１に係る分割環の分割体の断面図である。図６は、実施例１に係る分割環を径方向から見た概略断面図である。図７は、実施例１に係る分割環を燃焼ガスの流れ方向から見た断面図である。ここで、本実施例では、タービン軸８の回転方向（タービン動翼３３の回転方向）をＲとし、回転方向Ｒは、回転軸の軸方向に直交する方向である。
　分割環５２は、タービン軸８の周方向に配設されて環状をなす複数の分割体１００を有する。分割体１００は、分割体１００の内周面１１１ａとタービン動翼３３の先端の間に一定の隙間が確保されるように配置されている。分割環５２は、例えば耐熱性ニッケル合金等から形成されている。
　分割体１００は、本体１１２と、フック１１３と、を有する。また、分割体１００のフック１１３とフック１１３との間には、衝突板１１４が設けられている。本体１１２は、内部に後述する冷却流路が設けられた板状の部材である。本体１１２は、径方向内側の面が回転方向Ｒに沿って湾曲した曲面となる。また、本体１１２は、冷却流路が形成されている。本体１１２の形状については後述する。
　フック１１３は、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側及び下流側の端部で、かつ、本体１１２の径方向外側の面に一体で設けられている。フック１１３は、遮熱環４６に取り付けられている。これにより、分割体１００は、遮熱環４６に支持される。
　衝突板１１４は、第１キャビティ８０内に配置されている。具体的には、衝突板１１４は、本体１１２よりも径方向外側に、本体１１２の径方向外側の面１１２ａと間隔を空けて配置されている。また、衝突板１１４は、分割体１００のフック１１３とフック１１３との間に配置され、分割体１００のフック１１３の内壁１１２ｂに固定され、衝突板１１４は、本体１１２の径方向外側の空間を塞いでいる。これにより、本体１１２と、衝突板１１４と、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側及び下流側に配置されたフック１１３と、タービン軸８の軸方向と略直交する方向（タービン軸８の回転方向）の上流側及び下流側に設けられた側端部により囲まれた空間が、冷却空間１２９となる。
　衝突板１１４には、インピンジメント冷却用の冷却空気ＣＡが通過する多数の小孔１１５が穿設されている。これにより、第１キャビティ８０内に供給された冷却空気ＣＡは、本体１１２に向かう際に、小孔１１５を通過して、冷却空間１２９に排出する。これにより、冷却空気ＣＡは、小孔１１５から噴出し、本体１１２の面１１２ａをインピンジメント冷却する。
　次に、図３から図７を用いて、本体１１２に形成される冷却空気ＣＡを流す流路について説明する。ここで、分割体１００において、回転方向Ｒの後方側とは、矢印の後ろ側（回転する動翼と最初に接する側）、回転方向Ｒの前方側とは、矢印の前側（回転する動翼と最後に接する側）である。
　分割体１００は、本体１１２に開口１２０と、第２キャビティ１２２と、第１冷却流路（前方側冷却流路）１２３と、第２冷却流路（後方側冷却流路）１２４と、が形成されている。開口１２０は、本体１１２の第１キャビティ８０側、つまり径方向外側の面に形成されており、第２キャビティ１２２と、第１キャビティ８０（冷却空間１２９）とを連通している。開口１２０は、本体１１２の回転方向Ｒの中央近傍に形成されている。
　第２キャビティ１２２は、本体１１２の内部に形成された燃焼ガスの流れ方向ＦＧが長手方向となる閉空間であり、矢印で示すように、冷却空気ＣＡの流れ方向の上流側が、開口１２０に連通し、下流側が第１冷却流路１２３及び第２冷却流路１２４に連通している。第２キャビティ１２２は、開口１２０と、第１冷却流路１２３及び第２冷却流路１２４と、をつなげる空間であり、開口１２０と、第１冷却流路１２３及び第２冷却流路１２４と、を互いに連結するマニホールドの役割を果たしている。
　第１冷却流路１２３は、本体１１２の第１の領域１３１に形成されている。第１の領域１３１は、本体１１２の回転方向Ｒの前方側の領域である。第１の領域１３１には、複数の第１冷却流路１２３が、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された管路であり、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの前方側の端面に開口している。つまり第１冷却流路１２３は、第２キャビティ１２２と燃焼ガス流路Ｒ１とを連通している。
　第２冷却流路１２４は、本体１１２の第２の領域１３２に形成されている。第２の領域１３２は、本体１１２の回転方向Ｒの後方側の領域である。ここで、第２の領域１３２の回転方向Ｒの前方側の端部は、第１の領域１３１の回転方向Ｒの後方側の端部よりも後方側にある。つまり、第２の領域１３２は、第１の領域１３１と重複部分がない領域である。第２の領域１３２には、複数の第２冷却流路１２４が、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された管路であり、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの後方側の端面に開口している。つまり第２冷却流路１２４は、第２キャビティ１２２と燃焼ガス流路Ｒ１とを連通している。
　ここで、第１冷却流路１２３、第２冷却流路１２４は、種々の方法で形成することができる。例えば、特開２０１３－１３６１４０号公報に記載されている、加工位置を屈曲させつつ、形成した穴の中を移動できる、曲り放電加工方法を用いて形成することができる。この方法を用いることで、板状の部材に切削、放電加工等で必要な加工を行い、分割体１００を作製することができる。
　分割体１００には、以上のような冷却空気ＣＡを流す経路が形成されている。上述した分割環冷却構造６０により冷却空間１２９に供給され、分割体１００の面１１２ａをインピンジメント冷却した後の冷却空気ＣＡは、開口１２０を通過して、第２キャビティ１２２に供給される。第２キャビティ１２２に供給された冷却空気ＣＡは、第２キャビティ１２２内で燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流方向又は下流方向に移動しつつ、第１冷却流路１２３、第２冷却流路１２４に流入する。第１冷却流路１２３に流入した冷却空気ＣＡは、回転方向Ｒの後方側から前方側に流れて、分割体１００の回転方向Ｒの前方側の端部から燃焼ガス流路Ｒ１に排出される。第２冷却流路１２４に流入した冷却空気ＣＡは、回転方向Ｒの前方側から後方側に流れて、分割体１００の回転方向Ｒの後方側の端部から燃焼ガス流路Ｒ１に排出される。
　本実施例の分割環冷却構造６０は、以上のような構成であり、冷却空気ＣＡを第１キャビティ８０に供給し、その冷却空気ＣＡを分割体１００の本体１１２に形成した各冷却流路を通過させることで、分割体１００を好適に冷却することができる。
　具体的には分割体１００は、第１の領域１３１において回転方向Ｒに伸びた第１冷却流路１２３を複数設け、第２の領域１３２において回転方向Ｒに伸びた第２冷却流路１２４を複数設け、第１冷却流路１２３、第２冷却流路１２４に冷却空気ＣＡを供給することで、分割体１００の内部に冷却空気ＣＡを流通させることができ、分割体１００を好適に冷却することができる。さらに、第１冷却流路１２３、第２冷却流路１２４を回転方向Ｒに伸びた経路とし、回転方向Ｒの端部から冷却空気ＣＡを排出させることで、分割体１００の回転方向Ｒの端部を冷却空気ＣＡにより対流冷却させることができる。これにより、分割体１００及び分割体１００の回転方向Ｒの端部を効率よく冷却することができる。さらに、分割環冷却構造６０は、第１冷却流路１２３、第２冷却流路１２４を通過させることで、同じ冷却空気ＣＡが分割体１００の全体を冷却した後、端部を冷却することができ、冷却空気ＣＡの使い廻しにより効率良く、分割体１００の冷却ができる。さらに冷却空気ＣＡは、第１キャビティ８０に供給された後、第１冷却流路１２３、第２冷却流路１２４に供給することで、同じ冷却空気ＣＡが第１キャビティ８０の各部品を冷却した後、本体１１２の各部を冷却する。これにより、冷却空気ＣＡを効率よく利用することができる。このように冷却空気ＣＡを効率よく利用できることで、冷却に使用する空気量を少なくすることができる。
　また、分割体１００に開口１２０及び第２キャビティ１２２を設けることで、開口１２０の開口面積を変えることにより、第２キャビティ１２２に流入する冷却空気量を調整できる。そのため、各冷却流路にバランスよく冷却空気ＣＡを供給することができる。また、上記実施例では、分割体１００の径方向外側の面を効率よく冷却できるため、衝突板１１４を設けたが、衝突板１１４を設けなくてもよい。
　図８は、実施例１の分割体を径方向から見た概略構成図であり、分割体１００に設けた開口１２０の開口面積を変えた変形例を示したものである。この変形例の分割体１００ａは、第２キャビティ１２０ａは、本体１１２の径方向外周面に溝状に形成され、第１キャビティ８０に対面する側には、遮蔽板が設けられず、径方向外側に向かって開放された構造である。すなわち、図６に示す開口１２０の構造と比較して、回転方向Ｒの開口の幅は変えずに、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの開口１２０の長さを、第１キャビティ８０と略同じ大きさまで拡張した例である。このような構造とすれば、第２キャビティを閉空間として形成する必要がなく、実施例１と比較して加工が容易である。
　次に、図９及び図１０を用いて、実施例２に係るガスタービン、分割環冷却構造を説明する。図９は、実施例２に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。図１０は、実施例２に係る分割体を燃焼ガスの流れ方向から見た概略断面図であり、図９のＡ－Ａ線断面図である。実施例２に係るガスタービン、分割環冷却構造は、分割体の構造以外は、実施例１と同様である。以下では、分割体の構造の異なる点を重点的に説明し、同一の構造の部分は同一の符号を付し、説明を省略する。
　分割体１００ｂは、本体１１２に第１冷却流路１２３ａと、第２冷却流路１２４ａと、が形成されている。第１冷却流路１２３ａは、一方の端部が本体１１２の径方向外側の面１１２ａ、つまり第１キャビティ８０と対面する面に形成された開口１４０と繋がっており、他方の端部が回転方向Ｒの前方側の端面に開口している。第１冷却流路１２３ａは、図１０に示すように、回転方向Ｒの後方側の経路が、後方側に向かうにしたがって、本体１１２の径方向外側の面に向かう曲がった管となる。第２冷却流路１２４ａは、一方の端部が本体１１２の径方向外側の面１１２ａ、つまり第１キャビティ８０と対面する面に形成された開口１４１と繋がっており、他方の端部が回転方向Ｒの後方側の端面に開口している。第２冷却流路１２４ａは、図１０に示すように、回転方向Ｒの前方側の経路が、前方側に向かうにしたがって、本体１１２の径方向外側の面に向かう曲がった管となる。また、第１冷却流路１２３ａは、第１の領域１３１に形成され、第２冷却流路１２４ａは、第２の領域１３２に形成されている。また、一部が曲がっている第１冷却流路１２３ａ、第２冷却流路１２４ａは、上述した曲り放電加工で形成することができる。
　分割体１００ｂは、以上のように、第２キャビティを設けず、第１冷却流路１２３ａ、第２冷却流路１２４ａが第１キャビティ８０と直接連通した構造としても第１冷却流路１２３ａ、第２冷却流路１２４ａによって、分割体１００ｂの径方向内側の面を好適に冷却し、かつ、回転方向の両端部も好適に冷却することができる。
　次に、図１１を用いて、実施例３に係るガスタービン、分割環冷却構造を説明する。図１１は、実施例３に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。実施例３に係るガスタービン、分割環冷却構造は、分割体の構造以外は、実施例１と同様である。以下では、分割体の構造の異なる点を重点的に説明し、同一の構造の部分は同一の符号を付し、説明を省略する。
　分割体１００ｃは、本体１１２に開口１２０と、第２キャビティ１２２と、第１冷却流路１２３ｂと、第２冷却流路１２４ｂと、が形成されている。
　第１冷却流路１２３ｂは、本体１１２の第１の領域１３１に形成されている。第１の領域１３１には、複数の第１冷却流路１２３ｂが、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された管路であり、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの前方側の端面に開口している。第１冷却流路１２３ｂは、隣接する第１冷却流路１２３ｂとの間隔が、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が狭くなる。つまり、分割体１００ｃは、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が、第１冷却流路１２３ｂが密に配置されている。
　第２冷却流路１２４ｂは、本体１１２の第２の領域１３２に形成されている。第２の領域１３２には、複数の第２冷却流路１２４ｂが、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された管路であり、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの後方側の端面に開口している。第２冷却流路１２４ｂは、隣接する第２冷却流路１２４ｂとの間隔が、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が狭くなる。つまり、分割体１００ｃは、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が、第２冷却流路１２４ｂが密に配置されている。
　分割体１００ｃは、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が冷却流路の数を密になるように第１冷却流路１２３ｂ、第２冷却流路１２４ｂを配置することで、分割体１００ｃの燃焼ガスの流れ方向ＦＧの下流側をより確実に冷却することができる。これにより、より冷却する必要がある燃焼ガスの流れ方向ＦＧの下流側部分により多くの冷却空気ＣＡを流通させることができ、分割体１００ｃをより効率よく冷却することができる。
　次に、図１２を用いて、実施例４に係るガスタービン、分割環冷却構造を説明する。図１２は、実施例４に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。実施例４に係るガスタービン、分割環冷却構造は、分割体の構造以外は、実施例１と同様である。以下では、分割体の構造の異なる点を重点的に説明し、同一の構造の部分は同一の符号を付し、説明を省略する。
　分割体１００ｄは、本体１１２に開口１２０と、第２キャビティ１２２と、第１冷却流路１２３ｃと、第２冷却流路１２４ｃと、が形成されている。
　第１冷却流路１２３ｃは、本体１１２の第１の領域１３１に形成されている。第１の領域１３１には、複数の第１冷却流路１２３ｃが、燃焼ガスの流れ方向ＦＧに並んで形成されている。第１冷却流路１２３ｃは、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの前方側の端面に開口している。第１冷却流路１２３ｃは、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された平行部１５０と、回転方向Ｒに対して傾斜した傾斜部１５２とを有する。平行部１５０は、第２キャビティ１２２と繋がっている。傾斜部１５２は、平行部１５０と繋がっており、回転方向Ｒの端部（前方側の端部）に開口している。つまり傾斜部１５２は、本体１１２の回転方向Ｒの前方側に形成されている。また傾斜部１５２は、回転方向Ｒの前方側に向かうにしたがって、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの下流側に傾斜する。また、第１冷却流路１２３ｃは、隣接する第１冷却流路１２３ｃとの間隔が、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が狭くなる。つまり、分割体１００ｄは、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が、第１冷却流路１２３ｃが密に配置されている。
　第２冷却流路１２４ｃは、本体１１２の第２の領域１３２に形成されている。第２の領域１３２には、複数の第２冷却流路１２４ｃが、燃焼ガスの流れ方向ＦＧに並んで形成されている。第２冷却流路１２４ｃは、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの後方側の端面に開口している。第２冷却流路１２３ｃは、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された平行部１５４と、回転方向Ｒに対して傾斜した傾斜部１５６とを有する。平行部１５４は、第２キャビティ１２２と繋がっている。傾斜部１５６は、平行部１５４と繋がっており、回転方向Ｒの端部（後方側の端部）に開口している。つまり傾斜部１５６は、本体１１２の回転方向Ｒの後方側に形成されている。また傾斜部１５６は、回転方向Ｒの後方側に向かうにしたがって、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの下流側に傾斜する。第２冷却流路１２４ｃは、隣接する第２冷却流路１２４ｃとの間隔が、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が狭くなる。つまり、分割体１００ｄは、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側より下流側の方が、第２冷却流路１２４ｃが密に配置されている。
　分割体１００ｄは、第１冷却流路１２３ｃ、第２冷却流路１２４ｃの回転方向Ｒの端面と繋がっている部分側に傾斜部１５２、１５６を設けることで、分割体１００ｄの回転方向Ｒの両端部での冷却流路の長さを大きくして流路表面積を大きくすることができる。これにより、分割体１００ｄの回転方向Ｒの両端部を好適に冷却することができる。
　次に、図１３を用いて、実施例５に係るガスタービン、分割環冷却構造を説明する。図１３は、実施例５に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。実施例５に係るガスタービン、分割環冷却構造は、分割体の構造以外は、実施例１と同様である。以下では、分割体の構造の異なる点を重点的に説明し、同一の構造の部分は同一の符号を付し、説明を省略する。
　分割体１００ｅは、本体１１２に開口１２０と、第２キャビティ１２２と、第１冷却流路１６２と、第２冷却流路１６４と、が形成されている。
　第１冷却流路１６２は、本体１１２の第１の領域１３１に形成されている。第１の領域１３１には、複数の第１冷却流路１６２が、燃焼ガスの流れ方向ＦＧに並んで形成されている。第１冷却流路１６２は、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された管路であり、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの前方側の端面に開口している。
　第２冷却流路１６４は、本体１１２の第２の領域１３２に形成されている。第２の領域１３２には、複数の第２冷却流路１６４が、燃焼ガスの流れ方向ＦＧに並んで形成されている。第２冷却流路１６４は、回転方向Ｒに延び、互いに平行に本体１１２の内部に形成された管路であり、一方の端部が第２キャビティ１２２に開口し、他方の端部が本体１１２の回転方向Ｒの後方側の端面に開口している。
　分割体１００ｅは、第１冷却流路１６２の本数よりも第２冷却流路１６４の本数の方が多く形成されている。つまり、分割体１００ｅは、第１冷却流路１６２よりも第２冷却流路１６４の方が、冷却流路の配置密度がより密になっている。これにより分割体１００ｅは、第２冷却流路１６４が設けられている第２の領域１３２により多くの冷却空気ＣＡが供給される。これにより、第２冷却流路１６４が設けられている第２の領域１３２をより冷却することができる。したがって、分割体１００ｅは、回転方向Ｒの前方側の端部より厳しい条件におかれる回転方向Ｒの後方側の端部を的確に冷却することができる。これにより、冷却空気ＣＡを各部に的確に供給することができ、効率よく冷却することができる。これにより、供給する冷却空気ＣＡを少なくしつつ、確実に分割環５２を冷却することができる。
　次に、図１４を用いて、実施例６に係るガスタービン、分割環冷却構造を説明する。図１４は、実施例６に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。実施例６に係るガスタービン、分割環冷却構造は、分割体の構造以外は、実施例１と同様である。以下では、分割体の構造の異なる点を重点的に説明し、同一の構造の部分は同一の符号を付し、説明を省略する。
　分割体１００ｆは、本体１１２に開口１７０と、第２キャビティ１７２と、第１冷却流路１７３と、第２冷却流路１７４と、が形成されている。分割体１００ｆの開口１７０と、第２キャビティ１７２が、タービン軸８の軸芯ＣＬと平行で本体１１２の回転方向Ｒの中心を通る中心線ＣＬａよりも回転方向の後方側に形成されている。その結果、開口１７０と第２キャビティ１７２の形成位置が中心線ＣＬａよりも後方側に形成されていることで、第１冷却流路１７３が第２冷却流路１７４よりも流路が長くなっている。なお、開口１７０と、第２キャビティ１７２と、第１冷却流路１７３と、第２冷却流路１７４との接続関係は、分割体１００の開口１２０と、第２キャビティ１２２と、第１冷却流路１２３と、第２冷却流路１２４と同様である。
　分割体１００ｆは、開口１７０と第２キャビティ１７２の形成位置を中心線ＣＬａよりも後方側に形成とし、第１冷却流路１７３を第２冷却流路１７４よりも流路を長くすることで、第２冷却流路１７４の回転方向Ｒの後方側の端部に到達した冷却空気ＣＡの温度を第１冷却流路１７３の回転方向前方側の端部に到達した冷却空気ＣＡよりも低くすることができる。したがって、分割体１００ｆは、回転方向Ｒの前方側の端部より厳しい条件におかれる回転方向Ｒの後方側の端部を的確に冷却することができる。これにより、冷却空気ＣＡを各部に的確に供給することができ、効率よく冷却することができる。これにより、供給する冷却空気ＣＡを少なくしつつ、確実に分割環を冷却することができる。
　次に、図１５を用いて、実施例７に係るガスタービン、分割環冷却構造を説明する。図１５は、実施例７に係る分割体を径方向から見た概略断面図である。実施例７に係るガスタービン、分割環冷却構造は、分割体の構造以外は、実施例１と同様である。以下では、分割体の構造の異なる点を重点的に説明し、同一の構造の部分は同一の符号を付し、説明を省略する。
　分割体１００ｇは、本体１１２に開口１８０ａ、１８０ｂと、第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂと、第１冷却流路１８３と、第２冷却流路１８４と、が形成されている。第１冷却流路１８３と、第２冷却流路１８４と、は、第１冷却流路１２３と、第２冷却流路１２４と同様である。
　開口１８０ａは、本体１１２の第１キャビティ８０に対面する側、つまり径方向外側の面に形成されており、第２キャビティ１８２ａと、第１キャビティ８０（冷却空間１２９）とを連通している。開口１８０ａは、本体１１２の回転方向Ｒの中央近傍に形成されている。開口１８０ｂは、本体１１２の第１キャビティ８０に対面する側、つまり径方向外側の面に形成されており、第２キャビティ１８２ｂと、第１キャビティ８０（冷却空間１２９）とを連通している。開口１８０ｂは、本体１１２の回転方向Ｒの中央近傍に形成されている。また、開口１８０ｂは、開口１８０ａよりも燃焼ガスの流れ方向ＦＧの下流側に配置されている。
　第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂは、本体１１２の内部に形成された燃焼ガスの流れ方向ＦＧに長い閉空間である。第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂは、隔壁１８６により、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側の第２キャビティ１８２ａと下流側の第２キャビティ１８２ｂとに仕切られ、第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂは互いに連通していない。第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂは、一方が開口１８０ａまたは１８０ｂに連通し、他方は第１冷却流路（前方側冷却流路）１８３及び第２冷却流路（後方側冷却流路）１８４に連通している。
　このように分割体１００ｇは、第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂが燃焼ガスの流れ方向ＦＧに直列に繋がって設けられている。これにより、複数の第１冷却流路１８３のうち、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側に形成されている第１冷却流路１８３は、第２キャビティ１８２ａと連通し、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの下流側に形成されている第１冷却流路１８３は、第２キャビティ１８２ｂと連通する。複数の第２冷却流路１８４のうち、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの上流側に形成されている第２冷却流路１８４は、第２キャビティ１８２ａと連通し、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの下流側に形成されている第２冷却流路１８４は、第２キャビティ１８２ｂと連通する。
　このように、第２キャビティは、１つに限定されず、複数設けられていてもよい。また、第２キャビティは、第１冷却流路１８３、第２冷却流路１８４の両方が連通していればよく、燃焼ガスの流れ方向ＦＧの位置や、回転方向Ｒの位置は特に限定されない。また、第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂが、燃焼ガスの流れ方向ＦＧに直列に繋がっている場合で説明したが、２つの第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂが互いに分離されていてもよい。すなわち、それぞれのキャビティ１８２ａ、１８２ｂが、それぞれに、冷却空気の流れ方向の上流側が開口１８０ａ、１８０ｂに連通し、下流側は第１冷却流路（前方側冷却流路）１８３及び第２冷却流路（後方側冷却流路）１８４に連通している限り、第２キャビティ１８２ａ、１８２ｂの燃焼ガスの流れ方向ＦＧの位置や、回転方向Ｒの位置は、互いに異なっていてもよい。
　分割体１００ｇは、第２キャビティを複数に分割することで、それぞれのキャビティの開口面積を変えて、各キャビティに流入する冷却空気量を調整できる。そのため、各位置の冷却流路に供給する冷却空気ＣＡの量をより緻密に調整することができる。
　１　ガスタービン
　５　圧縮機
　６　燃焼器
　７　タービン
　８　タービン軸
　１１　空気取入口
　１２　圧縮機ケーシング
　１３　圧縮機静翼
　１４　圧縮機動翼
　２１　内筒
　２２　尾筒
　２３　外筒
　２４　車室
　３１　タービンケーシング
　３２　タービン静翼
　３３　タービン動翼
　４１　翼環キャビティ
　４５　翼環
　４６　遮熱環
　５１　外シュラウド
　５２　分割環
　５３　翼形部
　６０　分割環冷却構造
　８０　第１キャビティ
１００　分割体
１１２　本体
１１３　フック
１１４　衝突板
１１５　小孔
１２０　開口
１２２　第２キャビティ
１２３　第１冷却流路（前方側冷却流路）
１２４　第２冷却流路（後方側冷却流路）
１３１　第１の領域
１３２　第２の領域
Ｒ１　燃焼ガス流路
ＣＡ　冷却空気

Claims (7)

  1. 　周方向に配設されて環状をなす複数の分割体を有し、内周面がタービン動翼の先端から一定の距離を保つようにして車室内に配設されるガスタービンの分割環を冷却する分割環冷却構造であって、
    　前記車室のケーシングと前記分割体の本体により囲まれ、冷却空気が供給されるキャビティと、
    　前記分割体の本体内の周方向に配置され、一端が前記キャビティに連通し、他端が前記分割体の回転方向の前方側及び後方側の側端部に開口する冷却空気が流れる冷却流路と、を有し、
    　前記冷却流路は、前記分割体の回転方向の前方側の第１の領域に形成され、前記冷却空気が前記回転方向の後方側から前方側に向けて排出される第１冷却流路と、
    　前記分割体の回転方向の後方側の第２の領域に形成され、前記冷却空気が前記回転方向の前方側から後方側に向けて排出される第２冷却流路と、を含むこと、
    　を特徴とする分割環冷却構造。
  2. 　前記キャビティは、前記分割体の径方向の外側に配置された第１キャビティと、
    　前記第１キャビティの径方向内側に配置され、一端が前記第１キャビティに連通し、他端は前記冷却流路の一方の端部と連通する第２キャビティと、を備えることを特徴とする請求項１に記載の分割環冷却構造。
  3. 　前記第１キャビティに配置された多数の開口を備えた衝突板を備えることを特徴とする請求項２に記載の分割環冷却構造。
  4. 　前記第２キャビティは、前記回転方向において、前記第１の領域と前記第２の領域との間に配置されている請求項２または請求項３に記載の分割環冷却構造。
  5. 　前記冷却流路は、冷却空気の流れ方向の下流端の一部が、燃焼ガスの流れ方向に向かって傾斜していることを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の分割環冷却構造。
  6. 　前記冷却流路は、燃焼ガスの流れ方向の下流側に配置された冷却流路が、燃焼ガスの流れ方向の上流側に配置された冷却流路より小さい配列ピッチで配列されていることを特徴とする請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の分割環冷却構造。
  7. 　回転可能なタービン軸に取り付けられたタービン動翼と、
    　前記タービン動翼に対し軸方向に対向するように固定されたタービン静翼と、
    　前記タービン動翼を周方向に囲む分割環と、
    　前記分割環の外周に配置され、かつ前記タービン静翼を支持する車室と、
    　請求項１から請求項６のいずれか一項に記載の分割環冷却構造と、を有することを特徴とするガスタービン。
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