WO2016002602A1 - タービン静翼、タービン、及び、タービン静翼の改造方法 - Google Patents

タービン静翼、タービン、及び、タービン静翼の改造方法 Download PDF

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cooling
inner shroud
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啓太 ▲高▼村
鳥井　俊介
由里　雅則
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Definitions

  • the present invention relates to a turbine vane, a turbine provided with the same, and a method of remodeling the turbine vane.
  • Priority is claimed on Japanese Patent Application No. 2014-134442, filed Jun. 30, 2014, the content of which is incorporated herein by reference.
  • a conventional turbine includes, for example, as in Patent Document 1, a turbine vane including a radially extending vane main body of the turbine and a plate-like outer shroud and an inner shroud provided at both ends in the extension direction of the wing body. It is provided.
  • a serpentine flow path meandering in the radial direction of the turbine is provided inside the wing body. The blade body is cooled by the flow of the cooling medium (cooling air) through the serpentine flow path.
  • the cooling medium after passing through the serpentine flow path is guided to a space radially inward of the turbine than the inner shroud, and then the inner shroud of the turbine stator vane axially adjacent to the turbine is It flows out to the combustion gas passage from the gap with the platform of the turbine blade. This prevents the combustion gas passing through the combustion gas passage from entering the space radially inward of the turbine than the inner shroud.
  • a serpentine flow path is formed, and a plurality of cooling air holes are provided on the trailing edge side of the inner shroud.
  • the turbine vane of Patent Document 2 uses part of the cooling air for cooling the trailing edge of the inner shroud.
  • FIGS. 13 An example of the cooling structure on the trailing edge side of the inner shroud in a conventional turbine vane is shown in FIGS.
  • the cooling air supplied from the outer shroud (not shown) of the turbine vane 3 ⁇ / b> A enters the serpentine flow path 30 and cools the wing body 21. Thereafter, the cooling air flows into the most downstream main flow passage 31B of the serpentine flow passages 30 which is located closest to the trailing edge 21B of the wing main body 21.
  • the cooling air flowing through the most downstream main flow passage 31B convectively cools the trailing edge portion of the wing body 21 when discharged from the trailing edge 21B of the wing body 21 into the combustion gas.
  • a cavity CB is disposed radially inward of the inner shroud 22 and cooling air is supplied from the outer shroud to the cavity CB.
  • one end that is the first end communicates with the cavity CB, and the other end that is the second end is the turbine axial direction downstream end of the inner shroud 22.
  • a cooling passage 70 is formed in the opening.
  • the cooling passage 70 is formed along the flow direction of the combustion gas.
  • a plurality of cooling passages 70 are arranged in the circumferential direction of the inner shroud 22.
  • a plurality of cooling passages 70 mainly cool the trailing edge of the inner shroud 22.
  • the serpentine flow passage 30 is connected to the end flow passage 31 C formed in the inner shroud 22 at the downstream end of the most downstream main flow passage 31 B located most downstream of the serpentine flow passage 30.
  • an outflow passage 29 is provided that communicates the end flow passage 31C and the disk cavity CD located on the downstream side of the cavity CB in the turbine axial direction.
  • the opening where the end flow passage 31C opens to the upstream end surface 26a of the rib 26 of the inner shroud 22 is closed by a lid 26b or the like.
  • the cooling passages at the trailing edge of the inner shroud may not be arranged uniformly in the circumferential direction of the inner shroud. That is, when the inner shroud is viewed from the circumferential direction (cross section XI-XI shown in FIG. 15), one end of the cooling passage communicates with the cavity, and the other end of the cooling passage is the downstream end surface of the inner shroud and opens into the combustion gas. doing.
  • end flow paths exist around the junction between the blade body and the inner shroud at the downstream end of the most downstream main flow path.
  • the cooling passages can not be arranged at uniform intervals in the circumferential direction. As a result, in the rear edge portion of the inner shroud, cooling in the circumferential direction of the inner shroud becomes uneven, and there is a possibility that temperature distribution occurs in the circumferential direction and oxidation reduction occurs in the high temperature portion.
  • the present invention is provided with a turbine vane that can effectively utilize the cooling medium that has passed through the serpentine flow path by suppressing the thickness reduction of the high temperature part that occurs with the uneven cooling of the trailing edge of the inner shroud.
  • a turbine and a method of remodeling a turbine vane are provided.
  • a turbine vane includes a blade body extending in the radial direction of the turbine, and a plate-like member provided at the radially inner end of the blade body.
  • the cooling medium flows through the serpentine flow path to cool the wing body, and then flows through the cooling passage. This makes it possible to uniformly cool the trailing edge side portion (trailing edge portion) of one shroud and to suppress oxidation reduction of the high temperature portion of the shroud.
  • the cooling medium after passing through the serpentine flow path is reused, and the cooling medium can be used effectively.
  • the one shroud is located on the opposite side of the first main surface of the one shroud on which the wing body is disposed.
  • the cavity may be provided on the second main surface, and the axial downstream end face of the cavity may be disposed on the upstream side in the axial direction from the most downstream main flow path of the serpentine flow path.
  • the cooling passage is formed along the flow direction of the combustion gas, and the circumferential direction of the one shroud is the cooling path.
  • the most downstream main flow path of the serpentine flow path may be provided within the range of the position where it is joined to the one shroud.
  • the cooling passage is formed along the flow direction of the combustion gas, and the one shroud In the circumferential direction, at least an area where the end flow path of the serpentine flow path is disposed may be provided.
  • the cooling passage extends in the circumferential direction of the turbine between one end and the other end.
  • a widening cavity may be provided.
  • cooling passages are arranged spaced apart from each other in the circumferential direction of the turbine, and the axial direction of the turbine from the widening cavity portion And a plurality of branch passages extending to the rear edge of the one shroud.
  • the area on the trailing edge side of one shroud cooled by the cooling medium flowing through the cooling passage can be expanded in the circumferential direction of the turbine. That is, the cooling medium after passing through the serpentine flow path can be used more effectively.
  • the one shroud has one end disposed with the wing main body of the one shroud.
  • a second opening is provided in a cavity provided in a second main surface opposite to the first main surface, and the other end is opened in a trailing edge of the one shroud to pass the cooling medium in the cavity
  • the cooling passage may be provided, and the second cooling passage may be spaced apart in the circumferential direction of the turbine from the first cooling passage which is the cooling passage.
  • a region of the trailing edge of one of the shrouds located near the trailing edge of the wing body can be cooled by the cooling medium passing through the first cooling passage as described above.
  • a region of the trailing edge of one of the shrouds, which is offset from the vicinity of the trailing edge of the blade body to the circumferential direction of the turbine, can be cooled by the cooling medium passing through the second cooling passage. That is, it is possible to efficiently cool the entire trailing edge of one shroud.
  • a turbine according to an eighth aspect of the present invention is fixed to a rotor, a turbine casing surrounding the periphery of the rotor, a turbine bucket fixed to the outer periphery of the rotor, and an inner periphery of the turbine casing, A turbine blade and the turbine vane according to any one of the first to seventh aspects alternately arranged in the axial direction of the rotor.
  • a method of modifying a turbine vane comprising: a radially extending blade main body of the turbine; a plate-like inner shroud provided at a radially inner end of the blade main body; A plate-like outer shroud provided at a radially outer end of the wing body, the wing body being formed in a radially meandering manner in the inner side thereof, and including a serpentine flow path through which a cooling medium flows
  • a method of remodeling a stator blade wherein one end of the inner shroud and the outer shroud opens to the downstream end of the serpentine flow path, and the other end opens to the trailing edge of the one shroud.
  • the temperature distribution in the circumferential direction of the trailing edge of one shroud is made uniform, and the oxidation reduction of the high temperature part of one shroud is suppressed.
  • the cooling medium after passing through the serpentine flow path is reused, and the cooling medium can be used effectively. As a result, the amount of cooling air is reduced, and the thermal efficiency of the gas turbine is improved.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view of the turbine vane according to the first embodiment of the present invention cut along the blade centerline Q, and is a cross-sectional view taken along line II-II in FIG. 3;
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III in FIG.
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along line IV-IV in FIG. It is a figure which shows the positional relationship of the cooling passage of the trailing edge part of the inner shroud of the conventional turbine vane, and the end flow path of serpentine flow paths.
  • It is sectional drawing which shows an example of the turbine stator blade before remodeling.
  • FIG. 6 is a cross-sectional view of a turbine vane according to a second embodiment of the present invention cut along the circumferential direction of the turbine. It is sectional drawing which cut
  • FIG. 12 is a cross-sectional view taken along the line V-V in FIG. FIG.
  • FIG. 7 is a partial plan view showing a cooling passage on a trailing edge side of an inner shroud of a conventional turbine vane.
  • FIG. 14 is a cross-sectional view taken along line XX in FIG.
  • FIG. 14 is a cross-sectional view taken along line XI-XI in FIG.
  • the gas turbine GT supplies fuel to the compressor C generating the compressed air c and the compressed air c supplied from the compressor C to generate the combustion gas g.
  • a plurality of combustors B and a turbine T for obtaining rotational power by the combustion gas g supplied from the combustors B are provided.
  • the rotor R C of the compressor C and the rotor R T of the turbine T are connected at their shaft ends and extend on the turbine shaft P.
  • the turbine T includes a rotor RT , a turbine casing 1 surrounding the rotor RT , a turbine blade 2, and a turbine vane 3.
  • the rotor RT is constituted by a plurality of rotor disks arranged in the axial direction of the turbine.
  • the turbine moving blade 2 is fixed to the outer periphery of the rotor RT .
  • a plurality of turbine blades 2 are arranged at intervals in the circumferential direction of the turbine.
  • the turbine moving blade 2 constitutes an annular moving blade row.
  • An annular moving blade row is arranged in the turbine axial direction.
  • the turbine moving blade 2 is configured by arranging the blade main body 11, the platform 12, and the blade root portion 13 in the above order from the outer side to the inner side in the radial direction of the turbine.
  • the wing body 11 extends radially outward from the outer periphery of the rotor RT .
  • the platform 12 is provided at a radially inner end (a base end of the blade body 11) of the blade body 11 located on the rotor RT side (inside in the radial direction of the turbine).
  • the platform 12 extends in the axial direction of the turbine and in the circumferential direction of the turbine with respect to the proximal end of the wing body 11.
  • the blade root portion 13 is formed to be continuous with the platform 12 in the radial direction of the turbine. Blade root portion 13, that fits into the blade root groove formed on the outer periphery of the rotor R T, bound the rotor R T.
  • the turbine stationary blade 3 is fixed to the inner periphery of the turbine casing 1.
  • a plurality of turbine stator blades 3 are arranged at intervals in the circumferential direction of the turbine.
  • the turbine stator blades 3 constitute an annular stator blade row.
  • An annular stator vane row is arranged in the turbine axial direction.
  • the stationary blade row and the moving blade row described above are alternately arranged in the turbine axial direction. Thereby, the turbine moving blades 2 and the turbine stationary blades 3 are alternately arranged in the turbine axial direction.
  • the turbine stationary blade 3 is provided with a blade body 21 extending in the radial direction of the turbine and a plate provided on the radially inner end of the blade body 21 (tip of the blade body 21) , And a plate-like outer shroud 23 provided at the radially outer end of the wing body 21 (the base end of the wing body 21).
  • the tip end portion of the wing body 21 is joined to a first major surface 22 a of the inner shroud 22 facing the outer shroud 23.
  • the base end of the wing body 21 is joined to the first major surface 23 a of the outer shroud 23 facing the inner shroud 22.
  • the outer shroud 23 extends in the axial direction of the turbine and in the circumferential direction of the turbine with respect to the proximal end of the blade body 21.
  • the outer shroud 23 is fixed to the inner periphery of the turbine casing 1.
  • the compressed air that functions as cooling air (cooling medium) by the outer shroud 23 and the turbine casing 1 on the side of the first main surface 23 a of the outer shroud 23 and the second main surface 23 b located on the opposite side in the radial direction An outer cavity CA to which c is supplied is formed.
  • the inner shroud 22 extends in the axial direction of the turbine and in the circumferential direction of the turbine with respect to the tip of the blade body 21.
  • the inner shroud 22 is disposed between the platforms 12 of the two turbine blades 2 arranged in the axial direction of the turbine.
  • the region between the inner shrouds 22 and platforms 12 alternately arranged in the turbine axial direction and the inner periphery of the outer shrouds 23 facing the radially outer side of the inner shrouds 22 and platforms 12 is It is a combustion gas passage GP through which the combustion gas g flows.
  • one side left side in FIGS.
  • the end of the inner shroud 22 located upstream of the combustion gas passage GP with respect to the front edge 21A of the wing body 21 is the upstream end surface (front edge) 22C of the inner shroud 22 and the trailing edge of the wing body 21
  • the end of the inner shroud 22 located downstream of the combustion gas passage GP with respect to 21B is referred to as a downstream end surface (rear edge) 22D of the inner shroud 22.
  • the inner cavity CB protrudes radially inward from the inner shroud 22 and the second main surface 22b of the inner shroud 22 and is spaced apart from each other in the axial direction of the turbine, and the inner rib CB and the inner rib 26; It is a space surrounded by the seal ring 27 fixed to the protruding direction leading end of the upstream rib 25 and the downstream rib 26 so as to face the second major surface 22 b of the shroud 22.
  • the upstream end surface of the inner cavity CB in the turbine axial direction corresponds to the downstream end surface 25 a of the upstream rib 25.
  • the downstream end surface of the inner cavity CB in the turbine axial direction corresponds to the upstream end surface 26 a of the downstream rib 26.
  • a disk cavity CC and a disk cavity CD are formed on both sides in the turbine axial direction of the inner cavity CB.
  • the disk cavity CC and the disk cavity CD are formed by the blade root 13 of the turbine moving blade 2 and the above-described rotor disk opposed to each other in the axial direction of the turbine, the upstream rib 25 provided on the turbine vane 3, and the downstream rib 26 And the seal ring 27.
  • Each disk cavity CC and disk cavity CD are in communication with the combustion gas passage GP from the gap between the inner shroud 22 and the platform 12.
  • the first disc cavity CC located upstream of the combustion gas passage GP than the inner cavity CB is in communication with the inner cavity CB through the flow hole 28 formed in the seal ring 27.
  • a portion of the compressed air c is discharged to the first disk cavity CC and the second disk cavity CD, and is discharged to the combustion gas passage GP as purge air. This prevents the backflow of the combustion gas g to the first disk cavity CC and the second disk cavity CD.
  • the wing main body 21 is internally formed with a serpentine flow path 30 through which compressed air c, which functions as cooling air (cooling medium), is formed to meander in the radial direction of the turbine.
  • the serpentine flow passage 30 is a plurality of (five in the illustrated example) main flow passages 31 formed by folded flow passages extending in the radial direction of the turbine, and a plurality (four in the illustrated example) connecting the adjacent main flow passages 31.
  • the most upstream main flow passage 31A which is disposed closest to the front edge 21A of the wing main body 21 among the plurality of main flow passages 31, is formed through the inflow passage 33 formed through the outer shroud 23 in the thickness direction. It communicates with the outer cavity CA.
  • the most downstream main flow passage 31B disposed closest to the trailing edge 21B of the wing main body 21 among the plurality of main flow passages 31 is radially inward in the inner shroud 22 from the joining position of the wing main body 21 and the inner shroud 22 It is connected to the extending end channel 31C.
  • the end flow passage 31 ⁇ / b> C communicates with the outside of the turbine vane 3 via a first cooling passage 40 described later formed in the inner shroud 22.
  • the outflow passage 29 which connects the terminal flow passage 31C and the second disk cavity CD is formed in the inner shroud 22 shown in FIG. 2, the outflow passage 29 is closed by a plug or the like.
  • the compressed air c functioning as the cooling air (cooling medium) flows from the outer cavity CA into the most upstream main flow path 31A through the inflow passage 33 of the outer shroud 23. Thereafter, the compressed air c passes through the serpentine flow passage 30 and flows from the most downstream main flow passage 31 B into the first cooling passage 40 via the end flow passage 31 C of the inner shroud 22. That is, in the present embodiment, the radially outer end portion of the most upstream main flow channel 31A is the upstream end of the serpentine flow channel 30. In the present embodiment, the end flow passage 31 ⁇ / b> C radially inward of the most downstream main flow passage 31 ⁇ / b> B is the downstream end of the serpentine flow passage 30.
  • a plurality of cooling holes 34 penetrating from the flow passage wall surface of the most downstream main flow passage 31B to the rear edge end 21B of the blade main body 21 are formed in the blade main body 21.
  • the plurality of cooling holes 34 are arranged at intervals in the radial direction of the turbine. As a result, part of the compressed air c flowing through the most downstream main flow passage 31B flows into the cooling holes 34, convectively cools the rear edge of the blade main body 21, and flows out from the rear edge 21B into the combustion gas passage GP.
  • the inner shroud (one shroud) 22 has a first cooling passage 40 having one end open to the end flow passage 31 C on the downstream end side of the serpentine flow passage 30 and the other end open to the downstream end surface 22 D of the inner shroud 22.
  • the serpentine flow passage 30 is in communication with the combustion gas passage GP (outside of the inner shroud 22) by the first cooling passage 40.
  • the first cooling passage 40 of the present embodiment is formed to extend from the end flow passage 31C at the downstream end of the serpentine flow passage 30 of the wing main body 21 to the downstream end surface 22D of the inner shroud 22.
  • the first cooling passage 40 of the present embodiment is formed along the flow direction of the combustion gas g.
  • the compressed air c flowing out from the downstream end of the serpentine flow passage 30 flows into the first cooling passage 40, convectively cools the rear edge portion of the inner shroud 22, and flows out from the downstream end surface 22D.
  • the compressed air c flows out from the downstream end face 22D of the inner shroud 22 to the gap between the platform 12 facing the downstream end face 22D of the inner shroud 22.
  • the inner shroud 22 of the turbine vane 3 opens at one end into the inner cavity CB provided on the second main surface 22b side of the inner shroud 22 and the other end
  • a second cooling passage 50 opens to the downstream end surface 22D of the inner shroud 22.
  • the second cooling passage 50 is a passage for flowing the compressed air c in the inner cavity CB to cool the trailing edge of the inner shroud 22.
  • the second cooling passages 50 are arranged at intervals in the circumferential direction of the turbine with respect to the first cooling passages 40 described above.
  • a part of the second cooling passage 50 is also formed on the downstream rib 26 located downstream of the combustion gas passage GP among the upstream rib 25 and the downstream rib 26 described above.
  • one end of the second cooling passage 50 is open to the upstream end surface 26 a of the downstream rib 26 that defines the inner cavity CB.
  • a plurality of second cooling passages 50 are arranged at intervals in the circumferential direction of the turbine.
  • the second cooling passages 50 are disposed on both sides of the first cooling passage 40 in the circumferential direction of the turbine.
  • the second cooling passage 50 linearly extends parallel to the first cooling passage 40, but is not limited thereto.
  • the turbine vane 3 of this embodiment includes a supply tube 60 that supplies compressed air c that functions as cooling air (cooling medium) from the outer cavity CA to the inner cavity CB.
  • the supply tube 60 is provided through the outer shroud 23, the wing body 21 and the inner shroud 22.
  • the supply tubes 60 are provided one by one so as to pass through the two main channels 31 arranged closer to the trailing edge 21B of the wing main body 21 than the uppermost stream main channel 31A. There is no limitation to this.
  • the range in which the first cooling passage 40 can be disposed will be described.
  • the cooling passage 70 for cooling the trailing edge of the inner shroud 22 interferes with the end flow passage 31C of the serpentine flow passage 30 so that the cooling passage 70 is cooled. Can not be placed. As a result, there is a region where a non-uniform temperature distribution occurs at the trailing edge of the inner shroud 22.
  • the range of the end flow passage 31C formed in the inner shroud 22 of the conventional turbine vane 3A will be described below.
  • the end flow passage 31C formed inside the inner shroud 22 is connected on the upstream side to the downstream end of the most downstream main flow passage 31B of the serpentine flow passage 30.
  • the end flow path 31 ⁇ / b> C has a downstream side connected to an opening formed in the upstream end surface 26 a of the downstream rib 26. That is, the upstream end of the terminal flow passage 31C is indicated by a flow passage cross section K1L1M1 formed at a position where the blade main body 21 is joined to the first main surface 22a of the inner shroud 22 and has a substantially triangular flow passage cross section.
  • a point closer to the rear end 21B of the inner walls forming the most downstream main flow path 31B of the serpentine flow path 30 is taken as a point K1, and the turbine rotation is most among the front inner wall forming the most downstream main flow path 31B.
  • a point located on the front side of the direction is a point L1, and a point located on the rear side in the rotation direction is a point M1.
  • the end flow path 31C is connected to the opening L2L3K2M2 while forming an inclined flow path toward the opening L2L3K2M2 formed in the upstream end face 26a of the downstream side rib 26. Is formed. That is, the shape of the flow passage cross section of the end flow passage 31C viewed from the radial direction on the first main surface 22a is a triangular flow passage cross section surrounded by the points K1L1M1.
  • the shape of the cross section of the end channel 31C when the opening L2L3K2M2 formed in the upstream end surface 26a of the downstream rib 26 is viewed from the axial direction has the upper side (radially outer side) indicated by the side L2M2
  • the lower side (radially inner side) has a rectangular shape indicated by the side K2L3. That is, in the flow path section K1L1M1 formed on the first main surface 22a, the side K1L1 forms the bottom surface of the terminal flow path 31C while the flow path is directed radially inward and inclined toward the upstream side in the axial direction And connect to the side K2L3.
  • the side L1M1 forms a ceiling surface of the terminal flow path 31C while being inclined toward the axially upstream side while the flow path is directed radially inward, and is connected to the side L2M2. That is, the end flow passage 31C is displayed by a flow passage surrounded by the ceiling surface L1M1M2L2, the bottom surface K1L1L3K2, the front side L1L2L3 in the rotation direction, and the rear side K1M1M2K2 in the rotation direction. As described above, the opening L2L3K2M2 is closed by the lid 26b.
  • the first cooling passage 40 it is possible to cool a region where it is difficult to provide the above-mentioned cooling passage 70 (second cooling passage 50). That is, as shown in FIG. 3, the first cooling passage 40 opens to the combustion gas passage GP at the downstream end surface 22D of the inner shroud 22 so that the upstream side thereof is connected to the terminal passage 31C. Arranged as. Therefore, the problem of interference mentioned above does not occur. As shown in FIGS. 2, 3 and 5, when the inner shroud 22 is viewed in the radial direction, the first cooling passage 40 is located in a region where the end flow passage 31C is disposed in the circumferential direction of the inner shroud 22. It can be provided.
  • the area occupied by the most downstream main channel 31B of the serpentine channel 30 at the position where the blade main body 21 joins with the first main surface 22a of the inner shroud 22 is the inner It can be said that the provision of the above-mentioned first cooling passage 40 is the most effective area as a measure against the oxidation loss which occurs at the trailing edge of the shroud 22.
  • Cooling air discharged from the end of the serpentine flow passage 30 flows through the first cooling passage 40. That is, the cooling air passing through the first cooling passage 40 is different from the cooling air flowing through the second cooling passage 50 (cooling passage 70). Therefore, it is possible to cool the vicinity of the end flow passage 31C of the inner shroud 22 which can not be cooled by the second cooling passage 50 (the cooling passage 70) and the downstream region of the end flow passage 31C in the turbine axial direction. Thereby, the trailing edge of the inner shroud 22 can be cooled uniformly. That is, the temperature distribution in the circumferential direction of the rear edge portion of the inner shroud 22 can be made uniform, and oxidation reduction of the high temperature portion of the inner shroud 22 can be suppressed.
  • the cooling air after cooling the blade main body 21 in the serpentine flow path 30 is used to cool the above-described region, so that the cooling air can be effectively used by using the cooling air.
  • first cooling passage 40 Although only one first cooling passage 40 is present in FIG. 3, a plurality of first cooling passages 40 may be present, for example. It is desirable that the bore diameter (cross section of the flow passage) of the first cooling passage 40 be larger than that of the second cooling passage 50. This is because it is desirable that the temperature of the cooling air discharged from the serpentine flow passage 30 be higher than the cooling air flowing through the second cooling passage 50, and more cooling air flow to increase the cooling efficiency.
  • the first cooling passage 40 is not limited to being provided as illustrated in FIG. 3 when the inner shroud 22 is viewed in the radial direction, and at least the end flow passage 31C is disposed in the circumferential direction of the inner shroud 22. It may be provided to include an area. That is, for example, in the circumferential direction of the inner shroud 22, the first cooling passage 40 may be provided so as to protrude in the circumferential direction of the turbine from the region where the end flow passage 31C is disposed.
  • the first cooling passage 40 is not limited to being provided as illustrated in FIG. 3 when the inner shroud 22 is viewed in the radial direction, and at least the wing body 21 and the inner shroud 22 in the circumferential direction of the inner shroud 22.
  • the first cooling passage 40 may be provided, for example, in the circumferential direction of the inner shroud 22 so as to protrude in the circumferential direction of the turbine from the occupation range of the above-described most downstream main flow passage 31B.
  • the turbine stationary blade 3 in the gas turbine GT configured as described above can be obtained by modifying the conventional turbine stationary blade 3A not provided with the first cooling passage 40, as shown in FIG.
  • an outflow passage 29 is formed which communicates the end flow passage 31C at the downstream end of the serpentine flow passage 30 and the space inside the inner shroud 22 in the radial direction.
  • the outflow passage 29 communicates the downstream end of the serpentine passage 30 with the second disk cavity CD located downstream of the combustion gas passage GP than the inner cavity CB.
  • the outflow passage 29 is formed in the downstream rib 26, but may be formed in the inner shroud 22, for example.
  • the compressed air c flowing out from the downstream end of the serpentine flow passage 30 is discharged to the second disk cavity CD through the outflow passage 29, and the downstream end face of the inner shroud 22 and the inner shroud 22 It flows out to the combustion gas passage GP from the gap between the platform 12 facing the 22D.
  • the compressed air c discharged to the second disk cavity CD through the outflow passage 29 is used as a purge gas together with the compressed air c (see FIG. 2) leaked from the above-described disk seal 62, and the combustion gas passage GP is The passing combustion gas g is prevented from intruding into the second disk cavity CD from between the inner shroud 22 and the platform 12.
  • one end of the inner shroud 22 is a serpentine passage 30 as shown in FIG.
  • a passage forming a first cooling passage 40 which opens at the downstream end end flow path 31C and at the other end opens at the downstream end face 22D of the inner shroud 22 and connects the serpentine flow path 30 to the outside of the inner shroud 22 Step S1 may be performed.
  • the conventional turbine stationary blade 3A having the outflow passage 29 illustrated in FIG. 6 is modified, as shown in FIG. 7, the outflow passage 29 is removed after the passage forming step S1 or before the passage forming step S1.
  • a passage sealing step S2 for sealing may be performed. In the passage sealing step S2, for example, the outflow passage 29 may be closed by a plug or the like.
  • the compressed air c flows from the outer cavity CA into the serpentine flow passage 30 through the inflow passage 33 and flows from the upstream end to the downstream end of the serpentine flow passage 30 to cool the blade body 21.
  • a portion of the compressed air flowing through the most downstream main flow path 31B of the serpentine flow path 30 is discharged to the cooling holes 34, and flows out from the rear end 21B of the blade main body 21 to the combustion gas passage GP.
  • the compressed air c cools the portion on the trailing edge 21 B side of the wing body 21.
  • the compressed air c flowing out of the end flow passage 31 C of the serpentine flow passage 30 flows into the first cooling passage 40 and flows out from the downstream end surface 22 D of the inner shroud 22 between the inner shroud 22 and the platform 12.
  • the downstream end surface 22D side portion (rear edge portion) of the inner shroud 22, particularly the rear edge portion of the inner shroud 22 is the most downstream of the serpentine flow path 30 which is not sufficiently cooled by the conventional turbine vane.
  • the region from the position to the downstream end surface 22D is cooled, including the position where the main flow passage 31B and the first main surface 22a of the inner shroud 22 are joined.
  • the compressed air c flows out from the first cooling passage 40 into the gap between the inner shroud 22 and the platform 12 so that the combustion gas passing through the combustion gas passage GP together with the compressed air c leaking from the disk seal 62 described above. g is prevented from intruding into the second disk cavity CD from the gap between the inner shroud 22 and the platform 12.
  • the compressed air c in the outer cavity CA flows into the inner cavity CB through the supply tube 60.
  • the compressed air c flowing into the inner cavity CB mainly flows into the first disk cavity CC through the flow holes 28 of the seal ring 27. Thereafter, the compressed air c flows out from between the inner shroud 22 and the platform 12 opposed to the upstream end surface 22C of the inner shroud 22 into the combustion gas passage GP. This prevents the combustion gas g passing through the combustion gas passage GP from intruding into the first disk cavity CC from the gap between the inner shroud 22 and the platform 12.
  • a region which is shifted in the circumferential direction of the turbine from the rear edge of the inner shroud 22, particularly the rear edge of the inner shroud 22 from the vicinity of the rear edge 21B of the blade body 21 (the vicinity of the first cooling passage 40) is cooled Ru.
  • the compressed air c flows out from the second cooling passage 50 between the inner shroud 22 and the platform 12 so that the combustion gas g passing through the combustion gas passage GP is from the space between the inner shroud 22 and the platform 12 to the second disk cavity CD.
  • the compressed air c flows in the serpentine flow passage 30 to cool the blade main body 21, and then flows in the first cooling passage 40. It becomes possible to cool the rear edge portion of the inner shroud 22, particularly the region from the position where the most downstream main flow passage 31B and the first major surface 22a of the inner shroud 22 are joined to the downstream end surface 22D. That is, by effectively utilizing the compressed air c after passing through the serpentine flow path 30, the cooling air can be used repeatedly, leading to a reduction in the amount of cooling air. As a result, the thermal efficiency of the gas turbine GT is improved.
  • the region near the trailing edge 21 B of the blade body 21 in the trailing edge of the inner shroud 22 is cooled by the compressed air c flowing through the first cooling passage 40.
  • a region shifted in the circumferential direction of the turbine from the vicinity of the rear edge 21 B of the blade main body 21 (the vicinity of the first cooling passage 40) is compressed air c flowing through the second cooling passage 50. It can be cooled. Therefore, the entire trailing edge of the inner shroud 22 can be cooled efficiently. That is, the rear edge portion of the inner shroud 22 can be uniformly cooled to suppress oxidation reduction of the high temperature portion of the inner shroud 22.
  • the turbine vane 3 of the present embodiment a portion of the trailing edge of the inner shroud 22 is cooled by the compressed air c (cooling air) after passing through the serpentine flow passage 30. Therefore, the amount of compressed air c passing through the second cooling passage 50 can be reduced as compared to the case where the entire trailing edge of the inner shroud 22 is cooled by the compressed air c flowing through the second cooling passage 50. That is, the amount of compressed air c required to cool the rear edge of the inner shroud 22 can be reduced. Thus, the efficiency of the turbine T can be improved.
  • the turbine vane 3 of this embodiment includes a wing body 21 and an inner shroud 22 similar to those of the first embodiment.
  • the wing body 21 is provided with the serpentine flow passage 30 similar to that of the first embodiment.
  • the inner shroud 22 includes a first cooling passage 40 having one end open to the downstream end of the serpentine flow passage 30 and the other end open to the downstream end surface 22D of the inner shroud 22 as in the first embodiment.
  • the first cooling passage 40 of the present embodiment includes a widened cavity portion 41 extending in the circumferential direction of the turbine between one end and the other end.
  • the first cooling passage 40 includes a plurality of branch passages 42 extending from the widening cavity portion 41 in the axial direction of the turbine and opening to the downstream end surface 22D of the inner shroud 22.
  • the plurality of branch passages 42 are arranged at intervals in the circumferential direction of the turbine.
  • the dimension of each branch passage 42 in the circumferential direction of the turbine is set sufficiently smaller than that of the widening cavity portion 41.
  • the axial dimension of the widening cavity portion 41 in the turbine axial direction may be shorter than the branch passage 42 as in the illustrated example, but may be set longer than the branch passage 42, for example.
  • the compressed air c flowing out from the downstream end of the serpentine flow passage 30 flows into the widening cavity portion 41 of the first cooling passage 40, and further flows into the respective branch passages 42 from the widening cavity portion 41. It flows out from the side end face 22D.
  • the same effects as those of the first embodiment can be obtained.
  • the area of the trailing edge of the inner shroud 22 cooled by the compressed air c flowing through the first cooling passage 40 can be expanded in the circumferential direction of the turbine. That is, the compressed air c after passing through the serpentine flow path 30 can be used more effectively.
  • the amount of compressed air c passing through the second cooling passage 50 can be further reduced, and the efficiency of the turbine T can be further improved.
  • one end that is the upstream end of the upstream passage is connected to the end flow passage 31C, and the other end is the downstream of the inner shroud 22
  • the second embodiment is opened to the side end face 22D, and a wide cavity portion is provided in the middle between one end and the other end.
  • the upstream passages 40A and the upstream passages 40B branch from the end flow passage 31C. That is, in the present modification, the plurality of upstream passages 40A and 40B are branched from the end flow passage 31C.
  • the upstream passage 40A and the upstream passage 40B are connected to the widening cavity portion 41A and the widening cavity portion 41B.
  • a plurality of branch passages 42A and branch passages 42B are branched from the widening cavity portion 41A and the widening cavity portion 41B.
  • the branch passage 42A and the branch passage 42B open at the downstream end surface 22D of the inner shroud 22 into the combustion gas passage GP.
  • the other configuration and the modification method to this modification are the same as in the first embodiment and the second embodiment.
  • the same effects as the first embodiment and the second embodiment can be obtained.
  • the area of the trailing edge of the inner shroud 22 cooled by the compressed air c flowing through the first cooling passage 40 can be further expanded as compared with the second embodiment. . That is, the compressed air c after passing through the serpentine flow path 30 can be used more effectively.
  • Second Modification of Second Embodiment a second modified example of the second embodiment will be described with reference to FIG. 10, focusing on the differences between the second embodiment and the first modified example of the second embodiment.
  • symbol is attached
  • the first cooling passage 40 has one end, which is the upstream end of the upstream passage, connected to the end flow passage 31C, and the other end is the inner shroud 22.
  • the second embodiment is the same as the second embodiment and the first modification of the second embodiment in that the downstream end surface 22D is opened and the wide cavity portion is provided between the one end and the other end. It is common to the first modified example of the second embodiment in that a plurality of first cooling passages 40 provided with a widened cavity portion are provided.
  • the inner cavity CB disposed radially inward of the inner shroud 22 is axially moved upstream, The position of the rib 26 was moved axially upstream. That is, the difference is that the axial length of the inner cavity CB is reduced as a structure in which the downstream rib 26 is disposed upstream of the axial position intermediate position or axial position of the inner shroud 22.
  • the range in which the inner shroud 22 is cooled by the compressed air c (cooling air) discharged from the downstream end of the serpentine flow passage 30 can be expanded.
  • the region where the first cooling passage 40 is disposed is expanded, and the region where the second cooling passage 50 is disposed is reduced, and compressed air c (cooling air) discharged from the downstream end of the serpentine passage 30
  • the area that can be effectively used is expanded. That is, the first cooling passage 40 connected to the end flow passage 31C is branched into the plurality of upstream passages 40A, 40B, and 40C.
  • Each upstream passage 40A, 40B, and 40C is provided with widening cavity portions 43A, 43B, and 43C.
  • Branch passages 44A, 44B, and 44C are disposed downstream of the widening cavity portions 43A, 43B, and 43C, respectively.
  • the upstream passage 40A is mainly intended to cool the rear edge of the inner shroud 22 as in the second embodiment.
  • the upstream passage 40B and the upstream passage 40C arrange the widening cavity portion 43B and the widening cavity portion 43C at the downstream side position as close as possible to the downstream side rib 26 in the axial direction. That is, the widening cavity portion 43B is disposed on the negative pressure surface 24a (the convexly formed wing surface in a radial cross section of the wing body) in the circumferential direction of the inner shroud 22.
  • the widening cavity portion 43C is disposed on the positive pressure surface 24b (in a radial cross-sectional view of the wing main body, a wing surface formed in a concave shape) in the circumferential direction of the inner shroud 22.
  • a plurality of branch passages 44B and a branch passage 44C which are extended in the axial direction downstream side from the widening cavity portion 43B and the widening cavity portion 43C are respectively disposed.
  • the branch passage 44 ⁇ / b> B and the branch passage 44 ⁇ / b> C communicate with the combustion gas passage GP at the downstream end surface 22 ⁇ / b> D of the inner shroud 22.
  • the upstream passage 40B and the upstream passage 40C are branched from the end flow passage 31C, and are temporarily flowed along the negative pressure surface 21a and the positive pressure surface 21b of the wing main body 21 toward the upstream direction in the inner shroud 22. It is formed as.
  • the upstream passage 40B and the upstream passage 40C are connected to the widening cavity portions 43B and 43C.
  • one end does not have the widening cavity portion and the end flow passage 31C.
  • the first cooling passage 40 may be combined with the first cooling passage 40, the other end of which is open to the downstream end surface 22D of the inner shroud 22.
  • the second cooling passages 50 are axially disposed along both circumferential end portions (the forward and rear end portions in the rotational direction) of the inner shroud 22. One end of the second cooling passage 50 opens to the inner cavity CB, and the other end opens to the downstream end surface 22D of the inner shroud 22.
  • the second cooling passages 50 are limited to the case where they are disposed along the axial direction at both circumferential end portions of the inner shroud 22, but the second cooling passages 50 may not be provided.
  • the other configuration and the modification method to this modification are the same as in the first embodiment and the second embodiment and the first modification of the second embodiment.
  • the same effects as the first embodiment and the second embodiment can be obtained.
  • the region of the trailing edge of the inner shroud 22 cooled by the compressed air c flowing through the first cooling passage 40 is further added
  • the area to which the second cooling passage 50 is disposed is further reduced. That is, the amount of compressed air discharged from the inner cavity CB into the combustion gas g via the second cooling passage 50 is reduced, and the amount of compressed air after passing through the serpentine passage 30 is increased, so that the cooling air Can be used more effectively.
  • the widened cavity portion 43B and the widened portion disposed on the negative pressure surface 24a side and the positive pressure surface 24b side of the inner shroud 22 are supplied from a source different from that of the widening cavity 43A. That is, the supply source of the compressed air c supplied to the widening cavity portion 43A is the compressed air c flowing into the end flow passage 31C after the blade body 21 is cooled in the process of passing through the serpentine flow passage 30.
  • the source of the compressed air c supplied to the widening cavity portion 43B and the widening cavity portion 43C is the compressed air c taken out from the return flow passage 32 on the upstream side of the serpentine flow passage 30 from the most downstream main flow passage 31B. is there.
  • the other configuration is basically the same as that of the second modification.
  • the upstream passage 40B is connected to the widening cavity portion 43B which constitutes a part of the first cooling passage 40 disposed on the negative pressure surface 24a side.
  • the upstream passage 40B is connected to an opening 32P (FIG. 12) formed in the return passage 32 formed on the inner shroud 22 side on the upstream side of the serpentine passage 30 with respect to the most downstream main passage 31B.
  • An upstream passage 40C is connected to the widening cavity portion 43C that constitutes a part of the first cooling passage 40 disposed on the positive pressure surface 24b side.
  • the upstream passage 40C is, similarly to the upstream passage 40B, an opening (not shown) formed in the return passage 32 formed on the inner shroud 22 side upstream of the serpentine passage 30 with respect to the most downstream main passage 31B.
  • the return flow passage 32 which constitutes a part of the serpentine flow passage 30 (FIG. 12 shows the inner shroud of the upstream flow passage of the serpentine flow passage 30 adjacent to the most downstream main flow passage 31B.
  • a recess 32A that is further recessed radially inward from the bottom of the return flow channel 32 is formed.
  • An opening 32P to which the upstream passage 40B is connected is formed on the side wall on the negative pressure surface 24a side of the recess 32A.
  • an opening (not shown) is formed in the side wall on the pressure surface 24b side of the recess 32A, and the upstream passage 40C is connected.
  • the same effects as the first embodiment and the second embodiment can be obtained.
  • compressed air c having a lower temperature is supplied to the widening cavity portion 43B and the widening cavity portion 43C as compared to the second variation of the second embodiment, so that the inner shroud Even when the temperature distribution on the negative pressure surface 24a side and the positive pressure surface 24b side of the 22 and the trailing edge portion is expanded, the cooling of the inner shroud 22 becomes possible over a wide range with lower temperature cooling air, and the oxidation reduction of the inner shroud 22 is suppressed. can do.
  • the temperature reduction in the circumferential direction of the rear edge portion of the inner shroud 22 can be reduced, and the oxidation reduction can be suppressed. Since the inner shroud 22 is convectively cooled using the compressed air c after passing through the serpentine flow path 30 to cool the blade body 21, the cooling air is used up and the thermal efficiency of the gas turbine is improved.
  • the first cooling passage 40 has a plurality of branch passages 42, but may have only one, for example.
  • the second cooling passage 50 is formed in both the inner shroud 22 and the downstream rib 26, but may be formed only in the inner shroud 22, for example.
  • the passage sealing process is performed to modify the conventional turbine vane 3A
  • the passage sealing process may not be performed, for example.
  • a portion of the compressed air c flowing out from the downstream end of the serpentine flow passage 30 flows into the first cooling passage 40 as in the turbine vane 3 of the above embodiment.
  • a portion of the compressed air c flowing in flows out from the downstream end surface 22D of the inner shroud 22 between the inner shroud 22 and the platform 12.
  • the remaining portion of the compressed air c flowing out from the downstream end of the serpentine flow passage 30 flows into the second disk cavity CD through the outflow passage 29 as in the case of the turbine vane 3A before the remodeling.
  • the remaining portion of the compressed air c flowing in flows out from between the inner shroud 22 and the platform 12 opposed to the downstream end face 22D of the inner shroud 22 into the combustion gas passage GP. This makes it possible to more preferably prevent the combustion gas g passing through the combustion gas passage GP from intruding into the second disk cavity CD.
  • the downstream end of the serpentine flow passage 30 is located on the inner shroud 22 side, but may be located on the outer shroud 23 side, for example.
  • the outer shroud 23 opens at the downstream end of the serpentine flow passage 30 at one end and the trailing edge of the outer shroud 23 at the other end, similarly to the first cooling passage 40 of the inner shroud 22 in the above embodiment, for example.
  • the first cooling passage may be open to the In this configuration, the trailing edge portion of the outer shroud 23 can be cooled by the compressed air c flowing out of the serpentine flow passage 30 as in the above embodiment.
  • the outer shroud 23 When the outer shroud 23 includes the first cooling passage, the outer shroud 23 opens at one end into the outer cavity (cavity) CA and the other end, similarly to the second cooling passage 50 of the inner shroud 22 in the above embodiment, for example. May have a second cooling passage that opens at the trailing edge of the outer shroud 23.
  • the temperature distribution in the circumferential direction of the trailing edge of one of the shrouds is made uniform, and oxidation reduction of the high temperature part of one of the shrouds is suppressed.
  • the cooling medium after passing through the serpentine flow path is used repeatedly, and the cooling medium can be used effectively. As a result, the amount of cooling air is reduced, and the thermal efficiency of the gas turbine is improved.
  • Turbine R T rotor 1 Turbine casing 2 Turbine rotor blade 3 Turbine stator blade 21 Blade body 21B Trailing edge 22 Inner shroud (one shroud) 22a first main surface 22b second main surface 22D downstream end surface (rear edge) 23 outer shroud 23a first major surface 23b second major surface 30 serpentine channel 31B most downstream main channel 31C end channel 40 first cooling channel 40A, 40B, 40C upstream channel 41A, 41B, 43A, 43B, 43C widening Cavity portion 42, 42A, 42B, 44A, 44B, 44C Branch passage 50 second cooling passage CB Inner cavity (cavity) c Compressed air (coolant)

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Abstract

　タービン静翼（３）は、翼本体（２１）と、翼本体（２１）の径方向内側の端部に設けられる板状の内側シュラウド（２２）と、翼本体（２１）の径方向外側の端部に設けられる板状の外側シュラウド（２３）と、を備える。翼本体（２１）は、その内部において径方向に蛇行して形成され、冷却媒体が流れるサーペンタイン流路（３０）を備える。内側シュラウド（２２）は、一端がサーペンタイン流路（３０）の下流端側に開口すると共に、他端が内側シュラウド（２２）の後縁（２２Ｄ）に開口し、サーペンタイン流路（３０）を内側シュラウド（２２）の外部に連通させる冷却通路（４０）を備える。

Description

タービン静翼、タービン、及び、タービン静翼の改造方法
　本発明は、タービン静翼、これを備えるタービン、及び、タービン静翼の改造方法に関する。
　本願は、２０１４年６月３０日に出願された特願２０１４－１３４４４２号について優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　従来のタービンには、例えば特許文献１のように、タービンの径方向に延びる翼本体と、翼本体の延在方向の両端に設けられる板状の外側シュラウド及び内側シュラウドとを備えるタービン静翼が設けられている。翼本体の内部には、タービンの径方向に蛇行するサーペンタイン流路が設けられている。このサーペンタイン流路に冷却媒体（冷却空気）が流れることで、翼本体が冷却されるようになっている。
　特許文献１のタービンでは、サーペンタイン流路を通過した後の冷却媒体を、内側シュラウドよりもタービンの径方向内側の空間に導いた上で、タービンの軸方向に隣り合うタービン静翼の内側シュラウドとタービン動翼のプラットフォームとの隙間から燃焼ガス通路に流出させている。これにより、燃焼ガス通路を通過する燃焼ガスが、内側シュラウドよりもタービンの径方向内側の空間に侵入することを防いでいる。
　特許文献２のタービン静翼は、サーペンタイン流路が形成されていると共に、内側シュラウドの後縁側に複数の冷却空気穴を設けている。特許文献２のタービン静翼は、冷却空気の一部を内側シュラウドの後縁の冷却に利用している。
　従来のタービン静翼における内側シュラウドの後縁側の冷却構造の一例を、図１３から図１５に示す。図１３に示すように、タービン静翼３Ａの外側シュラウド（不図示）から供給された冷却空気は、サーペンタイン流路３０に入り、翼本体２１を冷却する。その後、冷却空気は、サーペンタイン流路３０のうち最も翼本体２１の後縁端２１Ｂ側に位置する最下流メイン流路３１Ｂに流入する。最下流メイン流路３１Ｂを流れる冷却空気は、翼本体２１の後縁端２１Ｂから燃焼ガス中に排出される際、翼本体２１の後縁部分を対流冷却している。
　一方、内側シュラウド２２の径方向内側にはキャビティＣＢが配置され、外側シュラウドからキャビティＣＢに冷却空気が供給される。図１５に示すように、内側シュラウド２２の後縁側には、第一の端部である一端がキャビティＣＢに連通し、第二の端部である他端が内側シュラウド２２のタービン軸方向下流端に開口する冷却通路７０が形成されている。冷却通路７０は、燃焼ガスの流れ方向に沿って形成されている。冷却通路７０は、内側シュラウド２２の周方向に複数配列されている。複数に配列された冷却通路７０は、主に内側シュラウド２２の後縁側を冷却している。
　図１４に示すように、サーペンタイン流路３０は、サーペンタイン流路３０の最下流に位置する最下流メイン流路３１Ｂの下流端において、内側シュラウド２２内に形成された末端流路３１Ｃに接続されている。末端流路３１Ｃの下流側には、末端流路３１Ｃと、キャビティＣＢのタービン軸方向下流側に位置するディスクキャビティＣＤとを連通する流出通路２９が設けられている。なお、末端流路３１Ｃが内側シュラウド２２のリブ２６の上流側端面２６ａに開口する開口部は、蓋２６ｂ等で閉塞されている。流出通路２９を設けることにより、内側シュラウド２２の内部を流れる冷却空気は、サーペンタイン流路３０の末端流路３１Ｃ近辺の内側シュラウド２２を冷却すると共に、ディスクキャビティＣＤのパージ空気の一部にも利用されている。
特開平１０－２５２４１０号公報 特開平１０－２５２４１１号公報
　しかしながら、タービン静翼の構造によっては、内側シュラウドの後縁部の冷却通路を、内側シュラウドの周方向に一様に配列できない場合がある。すなわち、内側シュラウドを周方向から見た場合（図１５に示す断面ＸＩ―ＸＩ）、冷却通路の一端がキャビティに連通し、冷却通路の他端は内側シュラウドの下流側端面で燃焼ガス中に開口している。一方、最下流メイン流路の下流端における翼本体と内側シュラウドとの接合部分の周辺には、図１３および図１４（断面Ｘ―Ｘ）に示すように、末端流路が存在する。このため、末端流路が存在する領域に上記した冷却通路を配置しようとしても、末端流路と冷却通路が干渉して、冷却通路を設けることが困難になる。これにより、冷却通路を周方向に均一な間隔で配置することができない。その結果として、内側シュラウドの後縁部において、内側シュラウドの周方向の冷却が不均一になり、周方向に温度分布が生じて、高温部に酸化減肉が発生する、というおそれがある。
　上記したサーペンタイン流路を通過した冷却媒体の温度は、通過する前の温度と比較して高くなるものの、依然としてタービン静翼を冷却できる程度に低い。
　本発明は、内側シュラウドの後縁部の不均一な冷却に伴って発生する高温部の酸化減肉を抑制して、サーペンタイン流路を通過した冷却媒体を有効活用できるタービン静翼、これを備えるタービン、及び、タービン静翼の改造方法を提供する。
　この課題を解決するために、本発明に係る第一の態様としてのタービン静翼は、タービンの径方向に延在する翼本体と、該翼本体の径方向内側の端部に設けられる板状の内側シュラウドと、前記翼本体の径方向外側の端部に設けられる板状の外側シュラウドと、を備え、前記翼本体は、その内部において径方向に蛇行して形成され、冷却媒体が流れるサーペンタイン流路を備え、前記内側シュラウド及び前記外側シュラウドのうち一方のシュラウドは、一端が前記サーペンタイン流路の下流端側に開口すると共に、他端が前記一方のシュラウドの後縁に開口し、前記サーペンタイン流路を前記一方のシュラウドの外部に連通させる冷却通路を備えることを特徴とする。
　上記したタービン静翼によれば、冷却媒体がサーペンタイン流路を流れて翼本体を冷却した後、冷却通路を流れる。これにより、一方のシュラウドの後縁側の部分（後縁部）を均一に冷却することが可能となり、シュラウドの高温部の酸化減肉を抑制することができる。サーペンタイン流路を通過した後の冷却媒体が使い回しされ、冷却媒体を有効活用することができる。
　本発明に係る第二の態様としてのタービン静翼では、第一の態様において、前記一方のシュラウドは、前記一方のシュラウドのうち前記翼本体が配される第一主面と反対側に位置する第二主面に設けられたキャビティを備え、前記キャビティの軸方向の下流側端面は、前記サーペンタイン流路の最下流メイン流路より軸方向の上流側に配置されていてもよい。
　本発明に係る第三の態様としてのタービン静翼では、第一または第二の態様において、前記冷却通路が、燃焼ガスの流れ方向に沿って形成され、前記一方のシュラウドの周方向において、前記サーペンタイン流路の最下流メイン流路が前記一方のシュラウドと接合する位置の範囲内に設けられていてもよい。
　本発明に係る第四の態様としてのタービン静翼では、第一から第三の態様のいずれか一つにおいて、前記冷却通路が、燃焼ガスの流れ方向に沿って形成され、前記一方のシュラウドの周方向において、少なくとも前記サーペンタイン流路の末端流路が配置された領域を含んで設けられていてもよい。
　本発明に係る第五の態様としてのタービン静翼では、第一から第四の態様のいずれか一つにおいて、前記冷却通路が、その一端と他端との間において前記タービンの周方向に延びる拡幅キャビティ部を備えてもよい。
　本発明に係る第六の態様としてのタービン静翼では、第五の態様において、前記冷却通路が、前記タービンの周方向に互いに間隔をあけて配列され、前記拡幅キャビティ部から前記タービンの軸方向に延びて前記一方のシュラウドの後縁に開口する複数の分岐通路を備えてもよい。
　これらの構成によれば、冷却通路を流れる冷却媒体によって冷却される一方のシュラウドの後縁側の領域をタービンの周方向に拡大することができる。すなわち、サーペンタイン流路を通過した後の冷却媒体をさらに有効に活用することができる。
　本発明に係る第七の態様としてのタービン静翼では、第一から第六の態様のいずれか一つにおいて、前記一方のシュラウドは、一端が前記一方のシュラウドのうち前記翼本体が配される第一主面と反対側に位置する第二主面に設けられたキャビティに開口すると共に、他端が前記一方のシュラウドの後縁に開口して、前記キャビティ内の冷却媒体を通過させる第二冷却通路を備え、該第二冷却通路が、前記冷却通路である第一冷却通路と前記タービンの周方向に間隔をあけて配されてもよい。
　上記構成によれば、一方のシュラウドの後縁部のうち翼本体の後縁近傍に位置する領域は、前述したように第一冷却通路を通過する冷却媒体によって冷却することができる。一方のシュラウドの後縁部のうち翼本体の後縁近傍からタービンの周方向にずれた領域を、第二冷却通路を通過する冷却媒体によって冷却することができる。
　すなわち、一方のシュラウドの後縁部全体を効率よく冷却することが可能となる。
　本発明に係る第八の態様としてのタービンは、ロータと、前記ロータの周囲を囲むタービンケーシングと、前記ロータの外周に固定されるタービン動翼と、前記タービンケーシングの内周に固定され、前記タービン動翼と前記ロータの軸方向に交互に配列される第一から第七の態様のいずれか一つの前記タービン静翼と、を備える。
　本発明に係る第八の態様としてのタービン静翼の改造方法は、タービンの径方向に延在する翼本体と、該翼本体の径方向内側の端部に設けられる板状の内側シュラウドと、前記翼本体の径方向外側の端部に設けられる板状の外側シュラウドと、を備え、前記翼本体が、その内部において径方向に蛇行して形成され、冷却媒体が流れるサーペンタイン流路を備えるタービン静翼の改造方法であって、前記内側シュラウド及び前記外側シュラウドのうち一方のシュラウドに、一端が前記サーペンタイン流路の下流端側に開口すると共に、他端が前記一方のシュラウドの後縁に開口して、前記サーペンタイン流路を前記一方のシュラウドの外部に連通させる冷却通路を形成する通路形成工程を実行する。
　本発明によれば、一方のシュラウドの後縁部の周方向の温度分布が均一化され、一方のシュラウドの高温部の酸化減肉が抑制される。サーペンタイン流路を通過した後の冷却媒体が使い回しされ、冷却媒体を有効活用することができる。その結果、冷却空気量が低減され、ガスタービンの熱効率が向上する。
本発明の第一実施形態に係るガスタービンの概略構成を示す半断面図である。 本発明の第一実施形態に係るタービン静翼を翼型中心線Ｑに沿って切断した断面図であって、図３におけるＩＩ－ＩＩ線断面図である。 図２におけるＩＩＩ－ＩＩＩ線断面図である。 図３におけるＩＶ－ＩＶ線断面図である。 従来のタービン静翼の内側シュラウドの後縁部の冷却通路とサーペンタイン流路の末端流路との位置関係を示す図である。 改造前のタービン静翼の一例を示す断面図である。 本発明の第一実施形態に係るタービン静翼の改造方法を示すフローチャートである。 本発明の第二実施形態に係るタービン静翼をタービン周方向に沿って切断した断面図である。 本発明の第二実施形態の第一変形例に係るタービン静翼をタービン周方向に沿って切断した断面図である。 本発明の第二実施形態の第二変形例に係るタービン静翼をタービン周方向に沿って切断した断面図である。 本発明の第二実施形態の第三変形例に係るタービン静翼をタービン周方向に沿って切断した断面である。 図１１におけるＶ―Ｖ線断面図である。 従来のタービン静翼の内側シュラウドの後縁側の冷却通路を示す部分平面図である。 図１３におけるＸ―Ｘ線断面図である。 図１３におけるＸＩ―ＸＩ線断面図である。
　〔第一実施形態〕
　以下、図１～６を参照して本発明の第一実施形態について説明する。
　図１に示すように、本実施形態に係るガスタービンＧＴは、圧縮空気ｃを生成する圧縮機Ｃと、圧縮機Ｃから供給される圧縮空気ｃに燃料を供給して燃焼ガスｇを生成する複数の燃焼器Ｂと、燃焼器Ｂから供給される燃焼ガスｇにより回転動力を得るタービンＴと、を備える。ガスタービンＧＴにおいては、圧縮機ＣのロータＲＣとタービンＴのロータＲＴとが、それぞれの軸端で連結されてタービン軸Ｐ上に延びている。
　以下の説明では、タービンＴのロータＲＴの延在方向をタービン軸方向、ロータＲＴの円周方向をタービン周方向、ロータＲＴの半径方向をタービン径方向と呼ぶ。
　タービンＴは、ロータＲＴと、ロータＲＴの周囲を囲むタービンケーシング１と、タービン動翼２と、タービン静翼３と、を備える。ロータＲＴは、タービン軸方向に配列された複数のロータディスクによって構成される。
　図１及び図２に示すように、タービン動翼２は、ロータＲＴの外周に固定されている。タービン動翼２は、タービン周方向に間隔をあけて複数配列されている。タービン動翼２は、環状の動翼列を構成している。環状の動翼列がタービン軸方向に配列されている。
　タービン動翼２は、翼本体１１とプラットフォーム１２と翼根部１３とを、タービン径方向の外側から内側に上記の順に配列して構成されている。翼本体１１は、ロータＲＴの外周からタービン径方向外側に向けて延びている。プラットフォーム１２は、ロータＲＴ側（タービン径方向の内側）に位置する翼本体１１の径方向内側の端部（翼本体１１の基端部）に設けられている。プラットフォーム１２は、翼本体１１の基端部に対してタービン軸方向及びタービン周方向に延びている。翼根部１３は、プラットフォーム１２に対してタービン径方向の内側に連ねて形成されている。翼根部１３は、ロータＲＴの外周に形成された翼根溝に嵌合することで、ロータＲＴに拘束される。
　図１～図３に示すように、タービン静翼３は、タービンケーシング１の内周に固定されている。タービン静翼３は、タービン周方向に間隔をあけて複数配列されている。タービン静翼３は、環状の静翼列を構成している。環状の静翼列がタービン軸方向に配列されている。この静翼列及び前述した動翼列は、タービン軸方向に交互に配列されている。これにより、タービン動翼２及びタービン静翼３が、タービン軸方向に交互に配列される。
　図２及び図３に示すように、タービン静翼３は、タービン径方向に延在する翼本体２１と、翼本体２１の径方向内側の端部（翼本体２１の先端部）に設けられる板状の内側シュラウド２２と、翼本体２１の径方向外側の端部（翼本体２１の基端部）に設けられる板状の外側シュラウド２３と、を備える。
　翼本体２１の先端部は、外側シュラウド２３に対向する内側シュラウド２２の第一主面２２ａに接合されている。翼本体２１の基端部は、内側シュラウド２２に対向する外側シュラウド２３の第一主面２３ａに接合されている。
　外側シュラウド２３は、翼本体２１の基端部に対してタービン軸方向及びタービン周方向に延びている。外側シュラウド２３は、タービンケーシング１の内周に固定されている。外側シュラウド２３のうち第一主面２３ａ側と径方向の反対側に位置する第二主面２３ｂ側とには、外側シュラウド２３及びタービンケーシング１によって、冷却空気（冷却媒体）として機能する圧縮空気ｃが供給される外側キャビティＣＡが形成されている。
　内側シュラウド２２は、翼本体２１の先端部に対してタービン軸方向及びタービン周方向に延びている。内側シュラウド２２は、タービン軸方向に配列された二つのタービン動翼２のプラットフォーム１２の間に配されている。
　ここで、タービン軸方向に交互に配列される内側シュラウド２２及びプラットフォーム１２と、これら内側シュラウド２２及びプラットフォーム１２の径方向外側に対向する外側シュラウド２３の内周との間の領域は、タービンＴにおいて燃焼ガスｇが流れる燃焼ガス通路ＧＰとなっている。以下の説明では、タービンＴに対して圧縮機Ｃや燃焼器Ｂが配されるタービン軸方向の第一端部側である一方側（図１～３において左側）を燃焼ガス通路ＧＰの上流側、タービン軸方向の一方側の反対側となるタービン軸方向の第二端部側である他方側（図１～３において右側）を燃焼ガス通路ＧＰの下流側と呼ぶ。
　以下の説明では、翼本体２１の前縁２１Ａよりも燃焼ガス通路ＧＰの上流側に位置する内側シュラウド２２の端を内側シュラウド２２の上流側端面（前縁）２２Ｃ、翼本体２１の後縁端２１Ｂよりも燃焼ガス通路ＧＰの下流側に位置する内側シュラウド２２の端を内側シュラウド２２の下流側端面（後縁）２２Ｄと呼ぶ。
　内側シュラウド２２のうち第一主面２２ａと径方向の反対側に位置する第二主面２２ｂ側には、冷却空気（冷却媒体）として機能する圧縮空気ｃが供給される内側キャビティ（キャビティ）ＣＢが設けられている。内側キャビティＣＢは、内側シュラウド２２と、内側シュラウド２２の第二主面２２ｂから径方向内側に突出し、タービン軸方向に互いに間隔をあけて配列された上流側リブ２５及び下流側リブ２６と、内側シュラウド２２の第二主面２２ｂに対向するように上流側リブ２５及び下流側リブ２６の突出方向先端部に固定されるシールリング２７と、によって囲まれた空間である。すなわち、内側キャビティＣＢのタービン軸方向の上流側端面は、上流側リブ２５の下流側端面２５ａに相当している。内側キャビティＣＢのタービン軸方向の下流側端面は、下流側リブ２６の上流側端面２６ａに相当している。
　上記内側キャビティＣＢのタービン軸方向の両側には、ディスクキャビティＣＣ及びディスクキャビティＣＤが形成されている。ディスクキャビティＣＣ及びディスクキャビティＣＤは、タービン軸方向に相互に対向するタービン動翼２の翼根部１３及び前述のロータディスクと、タービン静翼３に設けられた上流側リブ２５と、下流側リブ２６と、シールリング２７と、によって囲まれた空間である。各ディスクキャビティＣＣ及びディスクキャビティＣＤは、内側シュラウド２２とプラットフォーム１２との間の隙間から燃焼ガス通路ＧＰに連通している。
　内側キャビティＣＢよりも燃焼ガス通路ＧＰの上流側に位置する第一ディスクキャビティＣＣは、シールリング２７に形成された流通孔２８を介して内側キャビティＣＢに連通している。これにより、内側キャビティＣＢ内の圧縮空気ｃの一部が、内側キャビティＣＢから第一ディスクキャビティＣＣに排出される。排出された圧縮空気ｃの一部は、内側シュラウド２２と内側シュラウド２２の上流側端面２２Ｃに対向するプラットフォーム１２との間から燃焼ガス通路ＧＰに流出する。シールリング２７の径方向内側には、ロータディスクからタービン軸方向に延在するリム６１が設けられている。リム６１とシールリング２７の間にはディスクシール６２が設けられている。第一ディスクキャビティＣＣ側からディスクシール６２を介して下流側の第二ディスクキャビティＣＤに漏れ出した圧縮空気ｃは、同様に、下流側の燃焼ガス通路ＧＰに排出される。圧縮空気ｃの一部が、第一ディスクキャビティＣＣ及び第二ディスクキャビティＣＤに排出され、パージ空気として燃焼ガス通路ＧＰに排出される。これにより、燃焼ガスｇが第一ディスクキャビティＣＣ及び第二ディスクキャビティＣＤに逆流することを防止している。
　翼本体２１は、その内部においてタービン径方向に蛇行して形成され、冷却空気（冷却媒体）として機能する圧縮空気ｃが流れるサーペンタイン流路３０を備える。
　サーペンタイン流路３０は、タービン径方向に延びる折り返し流路で形成された複数（図示例では五つ）のメイン流路３１と、隣り合うメイン流路３１同士を接続する複数（図示例では四つ）のリターン流路３２と、を備える。
　複数のメイン流路３１のうち最も翼本体２１の前縁２１Ａ側に配される最上流メイン流路３１Ａは、外側シュラウド２３にその厚さ方向に貫通して形成された流入通路３３を介して外側キャビティＣＡに連通している。複数のメイン流路３１のうち最も翼本体２１の後縁端２１Ｂ側に配される最下流メイン流路３１Ｂは、翼本体２１と内側シュラウド２２との接合位置から内側シュラウド２２において径方向内側に延在する末端流路３１Ｃに接続されている。末端流路３１Ｃは、内側シュラウド２２に形成された後述の第一冷却通路４０を介してタービン静翼３の外部に連通している。なお、図２に示す内側シュラウド２２には、末端流路３１Ｃと第二ディスクキャビティＣＤとを連通する流出通路２９が形成されているが、流出通路２９はプラグ等で閉塞されている。
　これにより、冷却空気（冷却媒体）として機能する圧縮空気ｃは、外側キャビティＣＡから外側シュラウド２３の流入通路３３を通じて最上流メイン流路３１Ａに流入する。その後、圧縮空気ｃは、サーペンタイン流路３０を通り、最下流メイン流路３１Ｂから内側シュラウド２２の末端流路３１Ｃを介して第一冷却通路４０に流入する。すなわち、本実施形態では、最上流メイン流路３１Ａの径方向外側の端部がサーペンタイン流路３０の上流端となっている。本実施形態では、最下流メイン流路３１Ｂの径方向内側の末端流路３１Ｃがサーペンタイン流路３０の下流端となっている。
　翼本体２１には、最下流メイン流路３１Ｂの流路壁面から翼本体２１の後縁端２１Ｂまで貫通する冷却孔３４が複数形成されている。複数の冷却孔３４は、タービン径方向に間隔をあけて配列されている。これにより、最下流メイン流路３１Ｂを流れる圧縮空気ｃの一部が冷却孔３４に流れ込み、翼本体２１の後縁部を対流冷却して、後縁端２１Ｂから燃焼ガス通路ＧＰに流出する。
　内側シュラウド（一方のシュラウド）２２は、一端がサーペンタイン流路３０の下流端側の末端流路３１Ｃに開口すると共に、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口する第一冷却通路４０を備える。サーペンタイン流路３０は、この第一冷却通路４０によって燃焼ガス通路ＧＰ（内側シュラウド２２の外部）に連通されている。本実施形態の第一冷却通路４０は、翼本体２１のサーペンタイン流路３０の下流端の末端流路３１Ｃから内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄまで延びて形成されている。本実施形態の第一冷却通路４０は、燃焼ガスｇの流れ方向に沿って形成されている。
　これにより、サーペンタイン流路３０の下流端から流出した圧縮空気ｃは、第一冷却通路４０に流れ込み、内側シュラウド２２の後縁部を対流冷却して、下流側端面２２Ｄから外部に流出する。具体的に、圧縮空気ｃは内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄから内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに対向するプラットフォーム１２との間の隙間に流出する。
　図３及び図４に示すように、本実施形態のタービン静翼３の内側シュラウド２２は、一端が内側シュラウド２２の第二主面２２ｂ側に設けられた内側キャビティＣＢに開口すると共に、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口する第二冷却通路５０を備える。第二冷却通路５０は、内側キャビティＣＢ内の圧縮空気ｃを流して内側シュラウド２２の後縁部を冷却する通路である。第二冷却通路５０は、前述した第一冷却通路４０に対してタービン周方向に間隔をあけて配列されている。
　本実施形態では、第二冷却通路５０の一部が前述した上流側リブ２５及び下流側リブ２６のうち燃焼ガス通路ＧＰの下流側に位置する下流側リブ２６にも形成されている。その上で、第二冷却通路５０の一端が、下流側リブ２６のうち内側キャビティＣＢを画成する上流側端面２６ａに開口している。本実施形態では、第二冷却通路５０がタービン周方向に間隔をあけて複数配列されている。第二冷却通路５０は、第一冷却通路４０のタービン周方向の両側に配されている。図３において、第二冷却通路５０は第一冷却通路４０に平行するように直線状に延びているが、これに限ることはない。
　これにより、内側キャビティＣＢ内の圧縮空気ｃの一部が第二冷却通路５０に流れ込み、内側シュラウド２２の後縁部を対流冷却して、下流側端面２２Ｄから外部に流出する。
　図２及び図３に示すように、本実施形態のタービン静翼３は、冷却空気（冷却媒体）として機能する圧縮空気ｃを外側キャビティＣＡから内側キャビティＣＢに供給する供給チューブ６０を備える。供給チューブ６０は、外側シュラウド２３、翼本体２１、及び内側シュラウド２２を貫通して設けられている。図示例では、供給チューブ６０が、最上流メイン流路３１Ａよりも翼本体２１の後縁端２１Ｂ側に配列された二つのメイン流路３１内を通るように一つずつ設けられているが、これに限ることはない。
　ここで、第一冷却通路４０を配置可能な範囲について説明する。
　前述のように、従来のサーペンタイン流路を有するタービン静翼３Ａでは、内側シュラウド２２の後縁部を冷却する冷却通路７０とサーペンタイン流路３０の末端流路３１Ｃとが干渉して、冷却通路７０の配置ができない。その結果、内側シュラウド２２の後縁部に不均一な温度分布が生ずる領域が存在する。
　図５に示すように、従来のタービン静翼３Ａの内側シュラウド２２に形成される末端流路３１Ｃの範囲を以下に説明する。
　前述のように、内側シュラウド２２の内部に形成される末端流路３１Ｃは、サーペンタイン流路３０の最下流メイン流路３１Ｂの下流端に上流側が接続する。末端流路３１Ｃは、下流側が下流側リブ２６の上流側端面２６ａに形成された開口部に接続する。すなわち、末端流路３１Ｃの上流端は、翼本体２１が内側シュラウド２２の第一主面２２ａに接合する位置に形成される流路断面Ｋ１Ｌ１Ｍ１で示され、略三角形状の流路断面を有する。ここで、サーペンタイン流路３０の最下流メイン流路３１Ｂを形成する内壁のうち最も後縁端２１Ｂに近い点を点Ｋ１とし、最下流メイン流路３１Ｂを形成する前縁側内壁のうち最もタービン回転方向の前方側に位置する点を点Ｌ１とし、回転方向の後方側に位置する点を点Ｍ１としている。
　図５及び図６に示すように、末端流路３１Ｃは、下流側リブ２６の上流側端面２６ａに形成された開口部Ｌ２Ｌ３Ｋ２Ｍ２に向けて傾斜流路を形成しつつ、開口部Ｌ２Ｌ３Ｋ２Ｍ２に接続するように形成される。すなわち、第一主面２２ａにおける径方向から見た末端流路３１Ｃの流路断面の形状は、点Ｋ１Ｌ１Ｍ１で囲まれた三角形状の流路断面である。一方、下流側リブ２６の上流側端面２６ａに形成された開口部Ｌ２Ｌ３Ｋ２Ｍ２を軸方向から見た末端流路３１Ｃの流路断面の形状は、上辺（径方向外側の辺）が辺Ｌ２Ｍ２で表示され、下辺（径方向内側の辺）は辺Ｋ２Ｌ３で表示された矩形状を有する。つまり、第一主面２２ａに形成された流路断面Ｋ１Ｌ１Ｍ１のうち、辺Ｋ１Ｌ１は、流路が径方向内側に向かうと共に軸方向上流側に向けて傾斜しつつ、末端流路３１Ｃの底面を形成し、辺Ｋ２Ｌ３に接続する。辺Ｌ１Ｍ１は、同様に、流路が径方向内側に向かうと共に、軸方向上流側に向けて傾斜しつつ、末端流路３１Ｃの天井面を形成し、辺Ｌ２Ｍ２に接続する。すなわち、末端流路３１Ｃは、天井面Ｌ１Ｍ１Ｍ２Ｌ２、底面Ｋ１Ｌ１Ｌ３Ｋ２、回転方向の前方側の側面Ｌ１Ｌ２Ｌ３、及び回転方向の後方側の側面Ｋ１Ｍ１Ｍ２Ｋ２で囲まれた流路で表示される。なお、前述のように、開口部Ｌ２Ｌ３Ｋ２Ｍ２は、蓋２６ｂで閉塞されている。
　［作用効果］
　前述のように、末端流路３１Ｃが形成された範囲では、キャビティＣＢから内側シュラウド２２のタービン軸方向下流端まで延びる従来の冷却通路７０が末端流路３１Ｃと干渉してしまうため、冷却通路７０を配置することが出来ない。そのため、従来のタービン静翼３Ａでは、図５の右側のグラフに示すように、内側シュラウド２２の後縁部の周方向の温度分布を描いた場合、冷却通路７０が配列されていない領域（冷却通路７０が末端流路３１Ｃと干渉する領域）では温度が高く、その他の領域では温度が低い放物線状の温度分布となる。その結果、従来のタービン静翼３Ａでは、内側シュラウド２２に高温部の酸化減肉が発生する可能性がある。
　一方、本発明に係る第一冷却通路４０を設けることにより、前述の冷却通路７０（第二冷却通路５０）を設けることが困難な領域を冷却することが可能である。すなわち、図３に示すように、第一冷却通路４０は、その上流側が末端流路３１Ｃに接続されるように、かつ、下流側が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄにおいて燃焼ガス通路ＧＰに開口するように配置される。そのため、前述した干渉の問題が生じない。
　第一冷却通路４０は、図２、図３及び図５に示すように、内側シュラウド２２を径方向から見た場合、内側シュラウド２２の周方向において、末端流路３１Ｃが配置される領域内に設けることができる。別の見方をすれば、内側シュラウド２２の周方向において、翼本体２１が内側シュラウド２２の第一主面２２ａと接合する位置でサーペンタイン流路３０の最下流メイン流路３１Ｂが占める範囲が、内側シュラウド２２の後縁部に生ずる酸化減肉に対する対策として、前述の第一冷却通路４０を設けることが最も有効な領域と言える。
　第一冷却通路４０には、サーペンタイン流路３０の末端から排出される冷却空気が流れる。すなわち、第一冷却通路４０を通る冷却空気は第二冷却通路５０（冷却通路７０）を流れる冷却空気と異なる。このため、第二冷却通路５０（冷却通路７０）では冷却しきれない内側シュラウド２２の末端流路３１Ｃ近辺、及び、末端流路３１Ｃのタービン軸方向の下流側の領域を冷却可能である。これにより、内側シュラウド２２の後縁部を均一に冷却することができる。すなわち、内側シュラウド２２の後縁部の周方向の温度分布の均一化を図り、内側シュラウド２２の高温部の酸化減肉を抑制することができる。
　サーペンタイン流路３０で翼本体２１を冷却した後の冷却空気を用いて上記した領域を冷却するので、冷却空気の使い廻しによる冷却空気の有効利用ができる。
　なお、図３においては、第一冷却通路４０が一つしか存在しないが、例えば複数存在してもよい。第一冷却通路４０の口径（流路断面）は、第二冷却通路５０よりも大きいことが望ましい。サーペンタイン流路３０から排出される冷却空気の温度は、第二冷却通路５０を流れる冷却空気よりも高くなり、より多くの冷却空気を流して、冷却効率を上げることが望ましいからである。
　第一冷却通路４０は、内側シュラウド２２を径方向から見た場合に、図３に例示するように設けられることに限らず、内側シュラウド２２の周方向において、少なくとも末端流路３１Ｃが配置される領域を含むように設けられればよい。すなわち、第一冷却通路４０は、例えば内側シュラウド２２の周方向において、末端流路３１Ｃが配置される領域からタービン周方向に張り出すように設けられてもよい。
　第一冷却通路４０は、内側シュラウド２２を径方向から見た場合に、図３に例示するように設けられることに限らず、内側シュラウド２２の周方向において、少なくとも翼本体２１と内側シュラウド２２の第一主面２２ａとの接合位置におけるサーペンタイン流路３０の最下流メイン流路３１Ｂの占有範囲を含むように設けられればよい。すなわち、第一冷却通路４０は、例えば内側シュラウド２２の周方向において、上記した最下流メイン流路３１Ｂの占有範囲からタービン周方向に張り出すように設けられてもよい。
　以上のように構成されるガスタービンＧＴにおけるタービン静翼３は、図６に示すように、第一冷却通路４０を備えない従来のタービン静翼３Ａを改造することで得ることが可能である。
　従来のタービン静翼３Ａには、サーペンタイン流路３０の下流端の末端流路３１Ｃと、内側シュラウド２２の径方向内側の空間とを連通する流出通路２９が形成されている。図６において、流出通路２９は、サーペンタイン流路３０の下流端と、内側キャビティＣＢよりも燃焼ガス通路ＧＰの下流側に位置する第二ディスクキャビティＣＤとを連通している。図６においては、流出通路２９が、下流側リブ２６に形成されているが、例えば内側シュラウド２２に形成されてもよい。
　このため、従来のタービン静翼３Ａでは、サーペンタイン流路３０の下流端から流出した圧縮空気ｃが、流出通路２９を通じて第二ディスクキャビティＣＤに排出され、内側シュラウド２２と内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに対向するプラットフォーム１２との間の隙間から燃焼ガス通路ＧＰに流出する。これにより、流出通路２９を通じて第二ディスクキャビティＣＤに排出された圧縮空気ｃは、前述のディスクシール６２から漏れ出した圧縮空気ｃ（図２参照）と共に、パージガスとして用いられ、燃焼ガス通路ＧＰを通過する燃焼ガスｇが内側シュラウド２２とプラットフォーム１２の間から第二ディスクキャビティＣＤに侵入することを防ぐ。
　上記したような従来のタービン静翼３Ａから本実施形態のタービン静翼３を得るためのタービン静翼の改造方法では、図７に示すように、内側シュラウド２２に、一端がサーペンタイン流路３０の下流端の末端流路３１Ｃに開口すると共に、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口し、サーペンタイン流路３０を内側シュラウド２２の外部に連通させる第一冷却通路４０を形成する通路形成工程Ｓ１を実行すればよい。
　図６に例示した流出通路２９を有する従来のタービン静翼３Ａを改造する場合には、図７に示すように通路形成工程Ｓ１の後、あるいは、通路形成工程Ｓ１の前に、流出通路２９を封止する通路封止工程Ｓ２を実行すればよい。通路封止工程Ｓ２では、例えば流出通路２９をプラグ等によって閉塞すればよい。
　次に、本実施形態のガスタービンＧＴにおけるタービン静翼３の作用について説明する。
　圧縮空気ｃは、外側キャビティＣＡから流入通路３３を介してサーペンタイン流路３０に流入し、サーペンタイン流路３０の上流端から下流端に向けて流れることで、翼本体２１を冷却する。サーペンタイン流路３０の最下流メイン流路３１Ｂを流れる圧縮空気の一部が冷却孔３４に排出され、翼本体２１の後縁端２１Ｂから燃焼ガス通路ＧＰに流出する。その結果、圧縮空気ｃは、翼本体２１の後縁端２１Ｂ側の部分を冷却する。
　サーペンタイン流路３０の末端流路３１Ｃから流出した圧縮空気ｃは、第一冷却通路４０に流れ込み、内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄから内側シュラウド２２とプラットフォーム１２との間に流出する。
　これにより、内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄ側の部分（後縁部）、特に内側シュラウド２２の後縁部のうち、従来のタービン静翼では冷却が十分でなかったサーペンタイン流路３０の最下流メイン流路３１Ｂと内側シュラウド２２の第一主面２２ａとが接合する位置を含んで、その位置から下流側端面２２Ｄまでの領域が冷却される。圧縮空気ｃが第一冷却通路４０から内側シュラウド２２とプラットフォーム１２との間の隙間に流出することで、前述のディスクシール６２から漏れ出した圧縮空気ｃと共に、燃焼ガス通路ＧＰを通過する燃焼ガスｇが内側シュラウド２２とプラットフォーム１２の間の隙間から第二ディスクキャビティＣＤに侵入することを防いでいる。
　外側キャビティＣＡ内の圧縮空気ｃは、供給チューブ６０を通じて内側キャビティＣＢにも流入する。内側キャビティＣＢに流入した圧縮空気ｃは、主にシールリング２７の流通孔２８を介して第一ディスクキャビティＣＣに流入する。その後、圧縮空気ｃは、内側シュラウド２２と内側シュラウド２２の上流側端面２２Ｃに対向するプラットフォーム１２との間から燃焼ガス通路ＧＰに流出する。これにより、燃焼ガス通路ＧＰを通過する燃焼ガスｇが内側シュラウド２２とプラットフォーム１２との間の隙間から第一ディスクキャビティＣＣに侵入することを防いでいる。
　内側キャビティＣＢに流入した圧縮空気ｃの一部は、第二冷却通路５０に流れ込み、内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄから内側シュラウド２２とプラットフォーム１２との間の隙間に流出する。これにより、内側シュラウド２２の後縁部、特に内側シュラウド２２の後縁部のうち翼本体２１の後縁端２１Ｂ近傍（第一冷却通路４０の近傍）からタービン周方向にずれた領域が冷却される。圧縮空気ｃが第二冷却通路５０から内側シュラウド２２とプラットフォーム１２との間に流出することで、燃焼ガス通路ＧＰを通過する燃焼ガスｇが内側シュラウド２２とプラットフォーム１２の間から第二ディスクキャビティＣＤに侵入することをさらに好適に防いでいる。
　以上説明したように、本実施形態のガスタービンＧＴにおけるタービン静翼３によれば、圧縮空気ｃがサーペンタイン流路３０を流れて翼本体２１を冷却した後、第一冷却通路４０を流れることで内側シュラウド２２の後縁部、特に最下流メイン流路３１Ｂと内側シュラウド２２の第一主面２２ａとが接合する位置から下流側端面２２Ｄまでの領域を冷却することが可能となる。すなわち、サーペンタイン流路３０を通過した後の圧縮空気ｃを有効活用することで、冷却空気の使い回しができ、冷却空気量の低減にもつながる。その結果として、ガスタービンＧＴの熱効率が向上する。
　本実施形態のタービン静翼３によれば、内側シュラウド２２の後縁部のうち翼本体２１の後縁端２１Ｂ近傍の領域が第一冷却通路４０を流れる圧縮空気ｃにより冷却される。その結果、内側シュラウド２２の後縁部のうち翼本体２１の後縁端２１Ｂ近傍（第一冷却通路４０の近傍）からタービン周方向にずれた領域が第二冷却通路５０を流れる圧縮空気ｃにより冷却できる。そのため、内側シュラウド２２の後縁部全体を効率よく冷却することが可能となる。すなわち、内側シュラウド２２の後縁部を均一に冷却して、内側シュラウド２２の高温部の酸化減肉を抑制することができる。
　本実施形態のタービン静翼３によれば、内側シュラウド２２の後縁部の一部がサーペンタイン流路３０を通過した後の圧縮空気ｃ（冷却空気）によって冷却される。そのため、内側シュラウド２２の後縁部全体が第二冷却通路５０を流れる圧縮空気ｃによって冷却される場合と比較して、第二冷却通路５０を通る圧縮空気ｃの量を減らすことができる。すなわち、内側シュラウド２２の後縁部の冷却に必要な圧縮空気ｃの量を減らすことができる。これにより、タービンＴの効率向上を図ることができる。
　〔第二実施形態〕
　次に、本発明の第二実施形態について、図８を参照して、第一実施形態との相違点を中心に説明する。なお、第一実施形態と共通する構成については、同一符号を付し、その説明を省略する。
　図８に示すように、本実施形態のタービン静翼３は、第一実施形態と同様の翼本体２１及び内側シュラウド２２を備える。翼本体２１は、第一実施形態と同様のサーペンタイン流路３０を備える。内側シュラウド２２は、第一実施形態と同様に、一端がサーペンタイン流路３０の下流端側に開口すると共に、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口する第一冷却通路４０を備える。
　本実施形態の第一冷却通路４０は、その一端と他端との間でタービン周方向に延びる拡幅キャビティ部４１を備える。第一冷却通路４０は、拡幅キャビティ部４１からタービン軸方向に延びて内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口する複数の分岐通路４２を備える。複数の分岐通路４２は、タービン周方向に互いに間隔をあけて配列されている。各分岐通路４２のタービン周方向の寸法は、拡幅キャビティ部４１よりも十分に小さく設定されている。拡幅キャビティ部４１のタービン軸方向の寸法は、図示例のように分岐通路４２よりも短くてもよいが、例えば分岐通路４２よりも長く設定されてもよい。
　これにより、サーペンタイン流路３０の下流端から流出した圧縮空気ｃは、第一冷却通路４０の拡幅キャビティ部４１に流れ込み、さらに、拡幅キャビティ部４１から各分岐通路４２に流れ込んで内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄから外部に流出する。
　以上のように構成される本実施形態のタービン静翼３によれば、第一実施形態と同様の効果を奏する。
　本実施形態のタービン静翼３によれば、第一冷却通路４０を流れる圧縮空気ｃによって冷却される内側シュラウド２２の後縁部の領域をタービン周方向に拡大することができる。すなわち、サーペンタイン流路３０を通過した後の圧縮空気ｃをさらに有効に活用することができる。
　第一実施形態の場合と比較して、第二冷却通路５０を通る圧縮空気ｃの量をさらに減らすことが可能となり、タービンＴの効率をさらに向上させることができる。
　〔第二実施形態の第一変形例〕
　次に、第二実施形態の第一変形例について、図９を参照しつつ、第二実施形態との相違点を中心に説明する。なお、第一実施形態及び第二実施形態と共通する構成については、同一符号を付し、その説明を省略する。
　図９に示すように、第二実施形態の第一変形例の第一冷却通路４０は、上流通路の上流端である一端が末端流路３１Ｃに接続し、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口すると共に、一端と他端の中間に拡幅キャビティ部を備える点では第二実施形態と共通する。しかし、末端流路３１Ｃから複数の上流通路４０Ａ及び上流通路４０Ｂが分岐する点が、第二実施形態とは異なっている。すなわち、本変形例においては、末端流路３１Ｃから複数の上流通路４０Ａ、４０Ｂが分岐している。それぞれの上流通路４０Ａ及び上流通路４０Ｂは拡幅キャビティ部４１Ａ及び拡幅キャビティ部４１Ｂに接続されている。それぞれの拡幅キャビティ部４１Ａ及び拡幅キャビティ部４１Ｂから複数の分岐通路４２Ａ及び分岐通路４２Ｂが分岐している。分岐通路４２Ａ及び分岐通路４２Ｂは、内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄで燃焼ガス通路ＧＰに開口している。その他の構成及び本変形例への改造方法は、第一実施形態及び第二実施形態と同様である。
　以上のように構成される本実施形態のタービン静翼３によれば、第一実施形態及び第二実施形態と同様の効果を奏する。
　本変形例のタービン静翼によれば、第二実施形態と比較して、第一冷却通路４０を流れる圧縮空気ｃによって冷却される内側シュラウド２２の後縁部の領域を更に拡大することができる。すなわち、サーペンタイン流路３０を通過した後の圧縮空気ｃを一層有効に活用することができる。
　〔第二実施形態の第二変形例〕
　次に、第二実施形態の第二変形例について、図１０を参照しつつ、第二実施形態及び第二実施形態の第一変形例との相違点を中心に説明する。なお、第一実施形態、第二実施形態、及び第二実施形態の第一変形例と共通する構成については、同一符号を付し、その説明を省略する。
　図１０に示すように、第二実施形態の第二変形例は、第一冷却通路４０が、上流通路の上流端である一端が末端流路３１Ｃに接続し、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口すると共に、一端と他端の中間に拡幅キャビティ部を備える点では第二実施形態及び第二実施形態の第一変形例と共通する。拡幅キャビティ部を備えた第一冷却通路４０を複数備える点で、第二実施形態の第一変形例と共通する。しかし、第一実施形態及び第二実施形態並びに第二実施形態の第一変形例と比較して、内側シュラウド２２の径方向内側に配置された内側キャビティＣＢを軸方向上流側に寄せ、下流側リブ２６の位置を軸方向上流側に移動した。すなわち、下流側リブ２６を内側シュラウド２２の軸方向長さの中間位置又は軸方向中間位置より上流側に配置する構造として、内側キャビティＣＢの軸方向長さを小さくした点が、異なっている。
　このような構造とすることにより、サーペンタイン流路３０の下流端から排出される圧縮空気ｃ（冷却空気）により内側シュラウド２２を冷却する範囲を拡大することができる。本変形例では、第一冷却通路４０を配置する領域を拡大し、第二冷却通路５０を配置する領域を縮小して、サーペンタイン流路３０の下流端から排出される圧縮空気ｃ（冷却空気）を有効利用できる領域を広げている。すなわち、末端流路３１Ｃに接続する第一冷却通路４０が複数の上流通路４０Ａ、４０Ｂ、及び４０Ｃに分岐している。それぞれの上流通路４０Ａ、４０Ｂ、及び４０Ｃは拡幅キャビティ部４３Ａ、４３Ｂ、及び４３Ｃが設けられている。拡幅キャビティ部４３Ａ、４３Ｂ、及び４３Ｃの下流側のそれぞれに分岐通路４４Ａ、４４Ｂ、及び４４Ｃを配置している。上流通路４０Ａは、第二実施形態と同様に、主に内側シュラウド２２の後縁部の冷却を目的としている。一方、上流通路４０Ｂ及び上流通路４０Ｃは、軸方向で下流側リブ２６に出来るだけ接近した下流側の位置に拡幅キャビティ部４３Ｂ及び拡幅キャビティ部４３Ｃを配置している。つまり、拡幅キャビティ部４３Ｂは、内側シュラウド２２の周方向において、負圧面２４ａ（翼本体の径方向の断面視で、凸面状に形成された翼面）側に配置されている。拡幅キャビティ部４３Ｃは、内側シュラウド２２の周方向において、正圧面２４ｂ（翼本体の径方向の断面視で、凹面状に形成された翼面）側に配置されている。拡幅キャビティ部４３Ｂ及び拡幅キャビティ部４３Ｃから軸方向下流側に長く延びた複数の分岐通路４４Ｂ及び分岐通路４４Ｃがそれぞれ配置されている。分岐通路４４Ｂ及び分岐通路４４Ｃは、内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄにおいて、燃焼ガス通路ＧＰに連通している。なお、上流通路４０Ｂ及び上流通路４０Ｃは、末端流路３１Ｃから分岐して、一旦翼本体２１の負圧面２１ａ及び正圧面２１ｂに沿って内側シュラウド２２内を軸方向上流側に向かう流路として形成されている。上流通路４０Ｂ及び上流通路４０Ｃは、拡幅キャビティ部４３Ｂ、４３Ｃに接続される。なお、本変形例では、拡幅キャビティ部４３Ｂ及び拡幅キャビティ部４３Ｃを備えた第一冷却通路４０の他に、第一実施形態と同様に、拡幅キャビティ部を備えることなく、一端が末端流路３１Ｃに接続し、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口する第一冷却通路４０を組合せてもよい。第二冷却通路５０は、内側シュラウド２２の周方向の両端部（回転方向の前方側及び後方側の端部）に沿って軸方向に配置されている。第二冷却通路５０は、一端が内側キャビティＣＢに開口し、他端が内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに開口する。第二冷却通路５０は、内側シュラウド２２の周方向の両端部において軸方向に沿って配置する場合に限られるが、第二冷却通路５０を設けなくてもよい。その他の構成及び本変形例への改造方法は、第一実施形態及び第二実施形態並びに第二実施形態の第一変形例と同様である。
　以上のように構成される本変形例のタービン静翼３によれば、第一実施形態及び第二実施形態と同様の効果を奏する。
　本変形例のタービン静翼によれば、第二実施形態の第一変形例と比較して、第一冷却通路４０を流れる圧縮空気ｃによって冷却される内側シュラウド２２の後縁部の領域を更に拡大させ、第二冷却通路５０を配置する領域を一層減少させている。すなわち、内側キャビティＣＢから第二冷却通路５０を介して燃焼ガスｇ中に排出される圧縮空気量を低減し、サーペンタイン流路３０を通過した後の圧縮空気量を増加させているので、冷却空気を一層有効に活用することができる。
　〔第二実施形態の第三変形例〕
　次に、第二実施形態の第三変形例について、図１１及び図１２を参照しつつ、第二実施形態の第二変形例との相違点を中心に説明する。なお、第一実施形態、第二実施形態、第二実施形態の第一変形例、及び第二実施形態の第二変形例と共通する構成については、同一符号を付し、その説明を省略する。
　図１１に示すように、第二実施形態の第三変形例は、第二変形例と比較して、内側シュラウド２２の負圧面２４ａ側及び正圧面２４ｂ側に配置された拡幅キャビティ部４３Ｂ及び拡幅キャビティ部４３Ｃに供給される圧縮空気ｃが、拡幅キャビティ部４３Ａとは異なる供給源から供給される点が異なっている。すなわち、拡幅キャビティ部４３Ａに供給される圧縮空気ｃの供給源は、サーペンタイン流路３０を通過する過程で翼本体２１を冷却した後、末端流路３１Ｃに流入した圧縮空気ｃである。一方、拡幅キャビティ部４３Ｂ及び拡幅キャビティ部４３Ｃに供給される圧縮空気ｃの供給源は、最下流メイン流路３１Ｂよりサーペンタイン流路３０の上流側のリターン流路３２から取り出された圧縮空気ｃである。その他の構成は、基本的には第二変形例と同じである。
　図１１に示すように、負圧面２４ａ側に配置された第一冷却通路４０の一部を構成する拡幅キャビティ部４３Ｂには、上流通路４０Ｂが接続されている。上流通路４０Ｂは、最下流メイン流路３１Ｂよりサーペンタイン流路３０の上流側で内側シュラウド２２側に形成されたリターン流路３２に形成された開口３２Ｐ（図１２）に接続されている。正圧面２４ｂ側に配置された第一冷却通路４０の一部を構成する拡幅キャビティ部４３Ｃには、上流通路４０Ｃが接続されている。上流通路４０Ｃは、上流通路４０Ｂと同様に、最下流メイン流路３１Ｂよりサーペンタイン流路３０の上流側で内側シュラウド２２側に形成されたリターン流路３２に形成された開口（不図示）に接続している。
　図１２に示すように、サーペンタイン流路３０の一部を構成するリターン流路３２（図１２は、最下流側メイン流路３１Ｂに隣接するサーペンタイン流路３０の上流側流路のうち、内側シュラウド２２側のリターン流路３２を示す）には、リターン流路３２の底部から更に径方向内側にへこむ凹部３２Ａが形成されている。凹部３２Ａの負圧面２４ａ側の側壁には上流通路４０Ｂが接続する開口３２Ｐが形成されている。同様に、凹部３２Ａの正圧面２４ｂ側の側壁にも開口（不図示）が形成され、上流通路４０Ｃが接続している。
　なお、凹部３２Ａを備えたリターン流路３２は、最下流メイン流路３１Ｂに隣接するサーペンタイン流路３０のリターン流路３２に限定する必要はなく、最上流メイン流路３１Ａの内側シュラウド２２側のリターン流路３２でもよい。末端流路３１Ｃの下流端は、内側キャビティＣＢに開口するように形成され、開口端が蓋２６ｂで閉塞されているのは、他の実施形態及び変形例と同様である。
　以上のように構成される本変形例のタービン静翼３によれば、第一実施形態及び第二実施形態と同様の効果を奏する。
　本変形例のタービン静翼によれば、第二実施形態の第二変形例と比較して、温度の低い圧縮空気ｃが拡幅キャビティ部４３Ｂ及び拡幅キャビティ部４３Ｃに供給される、そのため、内側シュラウド２２の負圧面２４ａ側及び正圧面２４ｂ側並びに後縁部の温度分布が拡大した場合でも、より低温の冷却空気で広範囲にわたり内側シュラウド２２の冷却が可能となり、内側シュラウド２２の酸化減肉を抑制することができる。
　以上に述べた本発明に係る各実施形態及び各変形例の構成によれば、内側シュラウド２２の後縁部の周方向の温度分布を小さくして、酸化減肉を抑制できる。サーペンタイン流路３０を通過して翼本体２１を冷却した後の圧縮空気ｃを用いて内側シュラウド２２を対流冷却しているので、冷却空気の使い廻しがされ、ガスタービンの熱効率が向上する。
　以上、本発明の詳細について説明したが、本発明は上述した実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることができる。
　例えば、上記第二実施形態では、第一冷却通路４０が分岐通路４２を複数備えるが、例えば一つだけ備えてもよい。
　上記実施形態では、第二冷却通路５０が、内側シュラウド２２及び下流側リブ２６の両方に形成されているが、例えば内側シュラウド２２のみに形成されてもよい。
　上記実施形態では、従来のタービン静翼３Ａを改造するために通路封止工程が実行されるが、通路封止工程は例えば実行されなくてもよい。この場合、改造後のタービン静翼では、サーペンタイン流路３０の下流端から流出した圧縮空気ｃの一部が、上記実施形態のタービン静翼３と同様に、第一冷却通路４０に流れ込む。流れ込んだ圧縮空気ｃの一部は、内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄから内側シュラウド２２とプラットフォーム１２との間に流出する。サーペンタイン流路３０の下流端から流出した圧縮空気ｃの残部が、改造前のタービン静翼３Ａの場合と同様に、流出通路２９を通じて第二ディスクキャビティＣＤに流入する。流入した圧縮空気ｃの残部は、内側シュラウド２２と内側シュラウド２２の下流側端面２２Ｄに対向するプラットフォーム１２との間から燃焼ガス通路ＧＰに流出する。これにより、燃焼ガス通路ＧＰを通過する燃焼ガスｇが第二ディスクキャビティＣＤに侵入することをより好適に防ぐことが可能となる。
　上記実施形態では、サーペンタイン流路３０の下流端が内側シュラウド２２側に位置しているが、例えば外側シュラウド２３側に位置してもよい。この場合、外側シュラウド２３は、例えば上記実施形態における内側シュラウド２２の第一冷却通路４０と同様に、一端がサーペンタイン流路３０の下流端側に開口すると共に、他端が外側シュラウド２３の後縁に開口する第一冷却通路を備えてもよい。この構成では、上記実施形態と同様に、サーペンタイン流路３０から流れ出た圧縮空気ｃによって外側シュラウド２３の後縁部を冷却することができる。
　外側シュラウド２３が第一冷却通路を備える場合、外側シュラウド２３は、例えば上記実施形態における内側シュラウド２２の第二冷却通路５０と同様に、一端が外側キャビティ（キャビティ）ＣＡに開口すると共に、他端が外側シュラウド２３の後縁に開口する第二冷却通路を備えてもよい。
　上記タービン静翼によれば、一方のシュラウドの後縁部の周方向の温度分布が均一化され、一方のシュラウドの高温部の酸化減肉が抑制される。また、サーペンタイン流路を通過した後の冷却媒体が使い回しされ、冷却媒体を有効活用することができる。その結果、冷却空気量が低減され、ガスタービンの熱効率が向上する。
Ｔ     タービン
ＲＴ   ロータ
１     タービンケーシング
２     タービン動翼
３     タービン静翼
２１   翼本体
２１Ｂ 後縁端
２２   内側シュラウド（一方のシュラウド）
２２ａ 第一主面
２２ｂ 第二主面
２２Ｄ 下流側端面（後縁）
２３   外側シュラウド
２３ａ 第一主面
２３ｂ 第二主面
３０   サーペンタイン流路
３１Ｂ 最下流メイン流路
３１Ｃ 末端流路
４０   第一冷却通路
４０Ａ、４０Ｂ、４０Ｃ      上流通路
４１Ａ、４１Ｂ、４３Ａ、４３Ｂ、４３Ｃ    拡幅キャビティ部
４２、４２Ａ、４２Ｂ、４４Ａ、４４Ｂ、４４Ｃ     分岐通路
５０   第二冷却通路
ＣＢ   内側キャビティ（キャビティ）
ｃ     圧縮空気（冷却媒体）

Claims (9)

  1. 　タービンの径方向に延在する翼本体と、該翼本体の径方向内側の端部に設けられる板状の内側シュラウドと、前記翼本体の径方向外側の端部に設けられる板状の外側シュラウドと、を備え、
    　前記翼本体は、その内部において径方向に蛇行して形成され、冷却媒体が流れるサーペンタイン流路を備え、
    　前記内側シュラウド及び前記外側シュラウドのうち一方のシュラウドは、一端が前記サーペンタイン流路の下流端側に開口すると共に、他端が前記一方のシュラウドの後縁に開口し、前記サーペンタイン流路を前記一方のシュラウドの外部に連通させる冷却通路を備えるタービン静翼。
  2. 　前記一方のシュラウドは、前記一方のシュラウドのうち前記翼本体が配される第一主面と反対側に位置する第二主面に設けられたキャビティを備え、前記キャビティの軸方向の下流側端面は、前記サーペンタイン流路の最下流メイン流路より軸方向の上流側に配置されている請求項１に記載のタービン静翼。
  3. 　前記冷却通路は、燃焼ガスの流れ方向に沿って形成され、前記一方のシュラウドの周方向において、前記サーペンタイン流路の最下流メイン流路が前記一方のシュラウドと接合する位置の範囲内に設けられている請求項１又は請求項２に記載のタービン静翼。
  4. 　前記冷却通路は、燃焼ガスの流れ方向に沿って形成され、前記一方のシュラウドの周方向において、少なくとも前記サーペンタイン流路の下流端である末端流路が配置された領域を含んで設けられている請求項１から請求項３のいずれか一項に記載のタービン静翼。
  5. 　前記冷却通路が、その一端と他端との間において前記タービンの周方向に延びる拡幅キャビティ部を備える請求項１から請求項４のいずれか一項に記載のタービン静翼。
  6. 　前記冷却通路が、前記タービンの周方向に互いに間隔をあけて配列され、前記拡幅キャビティ部から前記タービンの軸方向に延びて前記一方のシュラウドの後縁に開口する複数の分岐通路を備える請求項５に記載のタービン静翼。
  7. 　前記一方のシュラウドは、一端が前記一方のシュラウドのうち前記翼本体が配される第一主面と反対側に位置する第二主面に設けられたキャビティに開口すると共に、他端が前記一方のシュラウドの後縁に開口して、前記キャビティ内の冷却媒体を通過させる第二冷却通路を備え、
    　該第二冷却通路が、前記冷却通路である第一冷却通路と前記タービンの周方向に間隔をあけて配される請求項１から請求項６のいずれか一項に記載のタービン静翼。
  8. 　ロータと、
    　前記ロータの周囲を囲むタービンケーシングと、
    　前記ロータの外周に固定されるタービン動翼と、
    　前記タービンケーシングの内周に固定され、前記タービン動翼と前記ロータの軸方向に交互に配列される請求項１から請求項７のいずれか一項に記載のタービン静翼と、を備えるタービン。
  9. 　タービンの径方向に延在する翼本体と、該翼本体の径方向内側の端部に設けられる板状の内側シュラウドと、前記翼本体の径方向外側の端部に設けられる板状の外側シュラウドと、を備え、前記翼本体が、その内部において径方向に蛇行して形成され、冷却媒体が流れるサーペンタイン流路を備えるタービン静翼の改造方法であって、
    　前記内側シュラウド及び前記外側シュラウドのうち一方のシュラウドに、一端が前記サーペンタイン流路の下流端側に開口すると共に、他端が前記一方のシュラウドの後縁に開口して、前記サーペンタイン流路を前記一方のシュラウドの外部に連通させる冷却通路を形成する通路形成工程を実行するタービン静翼の改造方法。
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