WO2017158637A1 - タービン及びタービン静翼 - Google Patents

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和孝 鶴田
岩太郎 佐藤
秀幸 前田
悟 関根
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    • F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking

Definitions

  • Embodiments of the present invention relate to a turbine and a turbine vane.
  • a cooling medium is supplied to the hollow portion of a rotor blade or stator blade having a hollow cooling structure manufactured by precision casting. This prevents the temperature rise of the moving blades and the stationary blades due to the heat transfer from the high temperature and high pressure working medium.
  • a hollow cooling structure is formed by placing a ceramic score of a hollow cooling structure shaped by ceramics in a mold and dissolving and removing the ceramic score remaining in a trace of casting metal in the mold with a solution of a strong base. Produce moving blades and vanes.
  • a blade structure in which a plurality of blade types are installed in one structure is reduced by providing a blade structure in which a plurality of blade types are installed in one structure.
  • a group wing structure is generally applied to the rear stage having an uncooled stage and a simple cooling structure. This is due to the manufacturing limitations of thermal stress and precision casting, and a stator blade having a complicated cooling structure can not but be a segment structure in which one airfoil is installed in one structure.
  • the wing structure is not the wing structure, the wing is weak against the force of torsional deformation, and it is forced to expand the wing shape in preparation for the decrease in the thermal efficiency of the gas turbine.
  • the problem to be solved by the present invention is to provide a turbine and a turbine vane that can reduce stress without expanding the airfoil and making the blade structure and the integral structure.
  • the turbine according to the embodiment is a cylindrical casing, and a turbine stator blade arranged along the circumferential direction inside the casing, and a refrigerant is allowed to pass through the blade effective portion and the blade effective portion. At least a portion of the coolant flow path to be cooled, the outer ring sidewall provided on the outer periphery of the wing effective portion, the inner ring sidewall provided on the inner periphery of the wing effective portion, and the end portion of the inner ring sidewall
  • a turbine stator blade having a contact portion provided along the flow direction of the working fluid, and in contact with the inner wheel sidewall of the adjacent wing during operation, and a contact portion spaced apart from the inner wheel sidewall of the adjacent wing during operation stop; Prepare.
  • a systematic diagram of gas turbine equipment provided with a turbine of an embodiment The figure which shows a part of cross section of the turbine in which the turbine vane of 1st Embodiment was provided.
  • FIG. 1 is a system diagram of a gas turbine installation 100 including the turbine of the embodiment.
  • FIG. 1 shows the case where the present invention is applied to a gas turbine installation 100 using a CO 2 turbine, the present invention is not limited to a CO 2 turbine, but is applied to other gas turbines and steam turbines. can do.
  • oxygen and fuel are supplied to the combustor 20 and burnt. Further, to the combustor 20, carbon dioxide circulating as a working fluid is also introduced.
  • the flow rates of the fuel and the oxygen are adjusted, for example, to be in the stoichiometric mixing ratio (theoretical mixing ratio) in a state in which the fuel and the oxygen are completely mixed.
  • the fuel for example, natural gas, hydrocarbons such as methane, coal gasification gas, etc. are used.
  • a combustion gas consisting of carbon dioxide generated by combustion, water vapor, and carbon dioxide of the working fluid discharged from the combustor 20 is introduced into the turbine 21.
  • the combustion gas that has been subjected to expansion work in the turbine 21 passes through the heat exchanger 22 and further passes through the heat exchanger 23.
  • the water vapor condenses and becomes water. Water is discharged to the outside through the pipe 24.
  • a generator 25 is connected to the turbine 21.
  • the carbon dioxide (dry working gas) separated from the water vapor is pressurized by the compressor 26 and becomes a supercritical fluid.
  • the pressure of carbon dioxide is, for example, about 30 MPa.
  • a portion of the carbon dioxide pressurized by the compressor 26 is heated in the heat exchanger 22 and supplied to the combustor 20 as a working fluid.
  • the carbon dioxide introduced into the combustor 20 is, for example, ejected from the upstream side of the combustor 20 into the combustion region together with the fuel and the oxidant, or after the combustor liner is cooled, from the dilution holes and the like in the combustion region in the combustor liner. It is spouted downstream.
  • a part of carbon dioxide of the supercritical fluid is introduced into the turbine 21 as a cooling medium through a pipe branched from the middle of the flow path in the heat exchanger 22.
  • the temperature of the cooling medium is preferably, for example, about 350 ° C. to 550 ° C. because of the cooling effect and the thermal stress generated in the object to be cooled.
  • the remainder of the carbon dioxide pressurized by the compressor 26 is discharged to the outside of the system.
  • the carbon dioxide discharged to the outside is recovered, for example, by a recovery device.
  • carbon dioxide discharged to the outside can be used, for example, for EOR (Enhanced Oil Recovery) used at oil mining sites.
  • EOR Enhanced Oil Recovery
  • carbon dioxide equivalent to the amount of carbon dioxide generated by burning fuel and oxygen in the combustor 20 is discharged to the outside of the system.
  • FIG. 2 is a view showing a part of a longitudinal cross section along the axial direction of the turbine 21 provided with the turbine stator blade 2 of the embodiment.
  • a plurality of (only one is shown in FIG. 2) turbine vanes 2 are disposed along the circumferential direction inside the cylindrical casing 1 to form a vane cascade. There is.
  • turbine moving blades 12 are planted along the circumferential direction on the rotor disk 11 of the turbine rotor 10 immediately below the stationary blade cascade.
  • a wing cascade is arranged.
  • the stationary blade cascade and the moving blade cascade are alternately arranged along the axial direction of the turbine rotor 10.
  • One turbine stage is configured by the stationary blade cascade and the moving blade cascade directly below this.
  • annular combustion gas flow passage having a stator blade row and a rotor blade row is formed inside the casing 1, and as shown by the arrows in FIG. Flows.
  • a labyrinth fin 7 is disposed on the inner peripheral side of the stator blade cascade so as to minimize the leaked gas 14 (indicated by the arrow in FIG. 2) flowing in the gap between the stationary portion and the rotating portion.
  • a refrigerant flow path 15 is formed inside the casing 1 and the turbine stationary blade 2, and as indicated by a dotted arrow in the figure, the refrigerant, for example, carbon dioxide of a supercritical fluid, flows and the blades of the turbine stationary blade 2
  • the effective part 4 and the like are configured to be cooled.
  • FIG. 3 is a view showing a cross-sectional configuration along an axial direction of a casing assembled state of the turbine vane 2 of the first embodiment.
  • FIG. 4 is a view showing a cross-sectional configuration along the circumferential direction of a casing assembled state of the turbine vane 2 of the first embodiment.
  • the turbine stationary blade 2 engages the hook 1 a provided on the casing 1 with the hook 3 a provided on the outer ring sidewall 3 of the turbine stationary blade 2, and Will be installed.
  • the turbine vane 2 has an outer race sidewall 3 at the outermost periphery.
  • the wing effective portion 4 is provided on the inner periphery of the outer ring sidewall 3
  • the inner ring sidewall 5 is provided on the inner periphery of the wing effective portion 4.
  • a labyrinth fin 7 is provided on the inner periphery of the inner ring sidewall 5.
  • FIG. 4 shows the state of the outer ring sidewall 3 and the inner ring sidewall 5 of the turbine stationary blade 2 when the turbine 21 is stopped.
  • a gap 8 is formed between the outer ring sidewall 3 and the outer ring sidewall 3 of the adjacent blade (adjacent turbine vane 2).
  • the gap 8 has a temperature difference between the casing 1 and the outer ring sidewall 3 during operation of the turbine 21 and a difference in thermal expansion coefficient due to a difference between the casing 1 and the outer ring sidewall 3 so that the outer ring sidewall 3 is thermally activated during operation. It is intended to expand and prevent the outer ring side walls 3 from being stretched.
  • a gap 9 is formed between the inner wheel sidewall 5 and the inner wheel sidewall 5 of the adjacent wing.
  • the gaps 8 and 9 may be of different dimensions.
  • FIG. 5 shows the state of the outer ring sidewall 3 and the inner ring sidewall 5 of the turbine stationary blade 2 when the turbine 21 is in operation.
  • 6 shows the state of the inner ring sidewall 5 of the turbine stationary blade 2 when the turbine 21 is in operation.
  • the outer ring sidewall 3 has a gap 8 between it and the outer ring sidewall 3 of the adjacent wing. This is to prevent a difference in thermal expansion between the casing 1 and the outer ring sidewall 3 due to a temperature difference between the casing 1 and the outer ring sidewall 3 during operation, so that the outer ring sidewalls 3 do not stretch. is there.
  • the inner ring sidewall 5 is in contact with the gap 9 due to the temperature difference between the casing 1 and the inner ring sidewall 5 during operation of the turbine 21 and the difference in thermal expansion coefficient due to the difference in material. This contact state is caused by the thermal expansion difference between the casing 1 and the inner ring sidewall 5 and the deformation below the allowable stress of the vane 2.
  • the inner ring sidewall 5 has at least one contact surface 5a along the flow direction (axial direction of the turbine 21) of the working fluid (combustion gas) indicated by the arrow in FIG.
  • a contact surface 5a By having such a contact surface 5a, it is possible to suppress the displacement of the contact surfaces 5a from each other, and it is possible to effectively suppress the torsional deformation that occurs at the time of single use.
  • the inner ring sidewall 5 may be configured to be in contact with the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing over the entire end surface thereof, or only a portion thereof, for example, the contact surface 5a along the flow direction of the working fluid (axial direction of the turbine 21) It may be configured to be in contact with the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing.
  • FIG. 7 is a view showing a cross-sectional configuration along the axial direction of a casing assembled state of the turbine vane 102 according to the second embodiment.
  • FIG. 8 is a view showing a cross-sectional configuration along the circumferential direction of the casing assembled state of the turbine stator blade 102 of the second embodiment.
  • parts corresponding to those of the turbine vane 2 shown in FIGS. 2 to 6 are denoted by the same reference numerals.
  • the combustion gas 13 flows to the outside of the inner ring sidewall 5 (portion of the blade effective portion 4), and the leaked gas 14 flows to the inside of the inner ring sidewall 5. There is.
  • the mixing of the leaked gas 14 having a low flow rate into the combustion gas 13 accelerated by the nozzle is one of the factors to lower the thermal efficiency.
  • the seal plate (convex portion) 6 is disposed at the contact portion of the inner ring sidewall 5 with the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing. It is done. As shown in FIG. 8, the seal plate 6 is provided so as to protrude from the inner ring sidewall 5 toward the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing. On the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing, a recess 16 is formed so as to face the seal plate 6 according to the shape of the seal plate 6. Then, at the time of operation of the turbine 21, as in the first embodiment, the contact surface 5a along the flow direction of the working fluid (axial direction of the turbine 21) contacts. At the same time, the seal plate 6 is fitted in the recess 16 to block the flow path of the leaked gas 14 flowing into the combustion gas 13 and prevent the leaked gas 14 from mixing in the combustion gas 13. .
  • FIG. 9 is a view showing a cross-sectional configuration along the circumferential direction of a casing assembled state of the turbine vane 103 according to the third embodiment.
  • parts corresponding to those of the turbine stationary blade 2 shown in FIGS. 2 to 6 are denoted by the same reference numerals.
  • the uneven portion 5 c in which a plurality of projections and a plurality of recesses are formed is formed at an end portion of the inner ring sidewall 5.
  • the contact surface 5a along the flow direction of the working fluid axial direction of the turbine 21
  • the uneven portion 5c engages with the uneven portion 5c of the adjacent wing to block the flow path of the leaked gas 14 flowing into the combustion gas 13 and mix the leaked gas 14 into the combustion gas 13. To prevent.
  • FIG. 10 shows the state of the inner ring sidewall 5 of the turbine stationary blade 104 when the turbine 21 is in operation.
  • FIG. 11 is a figure which shows the cross-sectional structure along the circumferential direction of the casing assembly state of the turbine stator blade 104 of 4th Embodiment.
  • the portions corresponding to the turbine stationary blade 2 shown in FIGS. 2 to 6 and the like are denoted by the same reference numerals.
  • the inner ring sidewall 5 has the gap 9 with the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing when the turbine 21 is stopped. Then, when the turbine 21 is in operation, the inner ring sidewall 5 contacts the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing. For this reason, in the assembled state, the end face of the inner ring sidewall 5 needs to be precisely adjusted and processed.
  • the gas turbine turbine blade material of a gas turbine is a hard-to-cut material usually composed of a Co-based or Ni-based superalloy. For this reason, when cutting etc. by machining, it takes time.
  • the end face of the inner ring sidewall 5 is provided with a protrusion 17 that protrudes toward the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing.
  • the contact surface between the end of the projecting portion 17 and the inner ring sidewall 5 of the adjacent wing is a contact along the flow direction (axial direction of the turbine 21) of the working fluid (combustion gas) indicated by the arrow in FIG. It is a face.

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Abstract

円筒状のケーシングと、前記ケーシングの内部に、周方向に沿って配列されるタービン静翼であって、翼有効部と、前記翼有効部の内部に冷媒を通過させて冷却する冷媒流路と、前記翼有効部の外周に設けられた外輪サイドウォールと、前記翼有効部の内周に設けられた内輪サイドウォールと、前記内輪サイドウォールの端部に、少なくとも一部が作動流体の流れ方向に沿って設けられ、運転時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと接触し、運転停止時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと離間する接触部と、を有するタービン静翼と、を具備したタービン。　

Description

タービン及びタービン静翼
　本発明の実施形態は、タービン及びタービン静翼に関する。
　二酸化炭素の削減や省資源などの要求から、発電プラントの高効率化が進められている。そのため、ガスタービン発電プラントにおいては、作動流体の高温化及び高圧化が積極的に進められている。この作動流体の高温化及び高圧化に伴って、動翼や静翼などの流体力による応力増加や高温による材料許容応力の低下等の対策として、構造等についても様々な試みがなされている。
　近年のガスタービンにおいては、精密鋳造によって製作された、中空冷却構造を有する動翼や静翼の中空部に冷却媒体を供給するようになっている。これによって、高温化及び高圧化された作動媒体からの熱伝達による動翼や静翼の温度の上昇を防止する。
　上記精密鋳造では、セラミックスによって整形した中空冷却構造形状のセラミックスコアを鋳型に設置し、鋳型に金属を鋳込んだ跡に残存するセラミックスコアを強塩基の溶液によって溶解除去することによって中空冷却構造を有する動翼や静翼を製作する。
特開平７－２３３７０５号公報
　上記のガスタービンにおいては、作動流体の高温化及び高圧化に伴い、静翼等の翼及びサイドウォールにおける応力が増加している。そこで、翼の応力を低減するために翼型を拡大することによって、応力を低下する方法がある。しかし、翼型を拡大することは、翼の流れ損失増大を招きガスタービンの熱効率の観点からは望ましくない。
　また、一般的なガスタービンでは1つの構造体に翼型を複数設置する群翼構造とすることによって応力の低減を図ることが行われている。しかし、このような群翼構造は、無冷却段落や簡単な冷却構造を有する後方段落に適用されていることが一般的である。これは、熱応力や精密鋳造の製造限界によるものであり、複雑な冷却構造を有する静翼は、１つの構造体に１つの翼型を設置するセグメント構造とならざるを得ない。しかしながら、群翼構造でない場合、翼がねじれ変形しようとする力に対して弱く、ガスタービンの熱効率低下を覚悟して、翼型の拡大を行わざるを得なかった。
　また、蒸気タービンでは、静翼組立時に内輪をシュラウドに溶接して一体構造とすることにより、応力を低下する方法が知られている。しかし、冷却が必要な温度領域で使用するガスタービン静翼は、冷却により各部品、部位が、異なる温度となり熱応力が生じるため、一体構造とすることは適さない。
　本発明が解決しようとする課題は、翼型の拡大や群翼構造や一体構造とすること無く、応力を低減することのできるタービン及びタービン静翼を提供することにある。
　実施形態のタービンは、円筒状のケーシングと、前記ケーシングの内部に、周方向に沿って配列されるタービン静翼であって、翼有効部と、前記翼有効部の内部に冷媒を通過させて冷却する冷媒流路と、前記翼有効部の外周に設けられた外輪サイドウォールと、前記翼有効部の内周に設けられた内輪サイドウォールと、前記内輪サイドウォールの端部に、少なくとも一部が作動流体の流れ方向に沿って設けられ、運転時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと接触し、運転停止時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと離間する接触部と、を有するタービン静翼と、を具備する。
実施形態のタービンを備えるガスタービン設備の系統図。 第１実施形態のタービン静翼が設けられたタービンの断面の一部を示す図。 第１実施形態のタービン静翼のケーシング組立状態の断面を示す図。 第１実施形態のタービン静翼のケーシング組立状態の断面を示す図。 第１実施形態のタービン静翼の運転状態の断面を示す図。 第１実施形態のタービン静翼の内輪サイドウォールの運転状態を示す図。 第２実施形態のタービン静翼のケーシング組立状態の断面を示す図。 第２実施形態のタービン静翼の運転状態の断面を示す図。 第３実施形態のタービン静翼の運転状態の断面を示す図。 第４実施形態のタービン静翼の内輪サイドウォールの運転状態を示す図。 第４実施形態のタービン静翼の運転状態の断面を示す図。
　以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。
　図１は、実施形態のタービンを備えるガスタービン設備１００の系統図である。なお、図１では本発明を、ＣＯ２タービンを用いたガスタービン設備１００に適用した場合について示してあるが、本発明は、ＣＯ２タービンに限らず、他のガスタービンや蒸気タービンについても適用することができる。
　図１に示すように、酸素及び燃料は、燃焼器２０に供給され、燃焼する。また、燃焼器２０には、作動流体として循環する二酸化炭素も導入される。燃料及び酸素の流量は、例えば、それぞれが完全に混合した状態において量論混合比（理論混合比）となるように調整されている。燃料としては、例えば、天然ガス、メタンなどの炭化水素や、石炭ガス化ガスなどが使用される。
　燃焼器２０から排出された、燃焼によって生成した二酸化炭素、水蒸気、及び作動流体の二酸化炭素からなる燃焼ガスは、タービン２１に導入される。タービン２１において膨張仕事をした燃焼ガスは、熱交換器２２を通り、さらに熱交換器２３を通る。熱交換器２３を通る際、水蒸気が凝縮して水となる。水は、配管２４を通り外部に排出される。なお、タービン２１には、発電機２５が連結されている。
　水蒸気と分離された二酸化炭素（ドライ作動ガス）は、圧縮機２６で昇圧され、超臨界流体となる。圧縮機２６の出口において、二酸化炭素の圧力は、例えば、３０ＭＰａ程度となる。
　圧縮機２６で昇圧された二酸化炭素の一部は、熱交換器２２において加熱され、燃焼器２０に作動流体として供給される。燃焼器２０に導入された二酸化炭素は、例えば、燃焼器２０の上流側から燃料や酸化剤とともに燃焼領域に噴出されたり、燃焼器ライナの冷却後に希釈孔などから燃焼器ライナ内の燃焼領域の下流側に噴出される。
　また、熱交換器２２内の流路の途中から分岐された配管を介して超臨界流体の二酸化炭素の一部が、冷却媒体としてタービン２１に導入される。この冷却媒体の温度は、冷却効果と冷却対象物に生ずる熱応力の理由から、例えば、３５０℃～５５０℃程度であることが好ましい。
　圧縮機２６で昇圧された二酸化炭素の残りは、系統の外部に排出される。外部に排出された二酸化炭素は、例えば、回収装置により回収される。また、外部に排出された二酸化炭素は、例えば、石油採掘現場で用いられているＥＯＲ（Enhanced Oil Recovery）等に利用することができる。上記した系統において、例えば、燃焼器２０において燃料と酸素を燃焼させることで生成した二酸化炭素の生成量に相当する分の二酸化炭素が系統の外部に排出される。
　次に、タービン静翼２が設けられたタービン２１の構成について説明する。図２は、実施形態のタービン静翼２が設けられたタービン２１の軸方向に沿った縦断面の一部を示した図である。図２に示すように、円筒状のケーシング１の内側には、周方向に沿って複数（図２には１つのみ示す。）のタービン静翼２が配置され、静翼翼列を構成している。
　また、静翼翼列の直下には、タービンロータ１０のロータディスク１１に、周方向に沿って複数（図２には１つのみ示す。）のタービン動翼１２を植設して構成された動翼翼列が配置されている。静翼翼列と動翼翼列は、タービンロータ１０の軸方向に沿って交互に配置されている。静翼翼列と、この直下の動翼翼列とで、一つのタービン段落を構成している。
　このようにケーシング１の内側には、静翼翼列及び動翼翼列を有する円環状の燃焼ガス流路が形成されており、図２中矢印で示すように、この燃焼ガス流路を燃焼ガス１３が流れる。また、静翼翼列の内周側には、静止部と回転部の隙間を流れる漏洩ガス１４（図２中矢印で示す。）を最小とするためのラビリンスフィン７が配置されている。ケーシング１及びタービン静翼２の内部には、冷媒流路１５が形成されており、図中点線矢印で示すように、冷媒、例えば超臨界流体の二酸化炭素等を流し、タービン静翼２の翼有効部４等を冷却するように構成されている。
　次に、第１実施形態のタービン静翼２の組立構成について説明する。図３は第１実施形態のタービン静翼２のケーシング組立状態の軸方向に沿った断面構成を示す図である。図４は第１実施形態のタービン静翼２のケーシング組立状態の周方向に沿った断面構成を示す図である。
　図３に示すように、タービン静翼２は、ケーシング１に設けられたフック１ａと、タービン静翼２の外輪サイドウォール３に設けられたフック３ａとを嵌合させて、ケーシング１の内側に設置される。タービン静翼２は、最外周部に外輪サイドウォール３を有する。また、外輪サイドウォール３の内周に、翼有効部４を有し、翼有効部４の内周に、内輪サイドウォール５を有する。さらに、内輪サイドウォール５の内周に、ラビリンスフィン７を有する。
　図４は、タービン２１の運転停止時における、タービン静翼２の外輪サイドウォール３及び内輪サイドウォール５の状態を示している。図４に示すように、外輪サイドウォール３と、隣接翼（隣接するタービン静翼２）の外輪サイドウォール３との間には間隙８が形成されている。間隙８は、タービン２１の運転時におけるケーシング１と外輪サイドウォール３との温度差、及び、ケーシング１と外輪サイドウォール３材料の違いによる熱膨張係数の違いによって、運転時に外輪サイドウォール３が熱膨張し、外輪サイドウォール３同士が突っ張ることが無いようにするためのものである。同様に、タービン２１の運転停止時には、内輪サイドウォール５と、隣接翼の内輪サイドウォール５との間に、間隙９が形成されている。間隙８と間隙９は、異なる寸法となることもある。
　図５は、タービン２１の運転時における、タービン静翼２の外輪サイドウォール３及び内輪サイドウォール５の状態を示している。また、図６は、タービン２１の運転時における、タービン静翼２の内輪サイドウォール５の状態を示している。
　図５に示すように、タービン２１の運転時において、外輪サイドウォール３は、隣接翼の外輪サイドウォール３との間に間隙８を有する。これは、運転時におけるケーシング１と外輪サイドウォール３の温度差等によって、ケーシング１と外輪サイドウォール３に熱膨張差が生じ、外輪サイドウォール３同士が突っ張ることが無いようにするためのものである。一方、内輪サイドウォール５は、タービン２１の運転時におけるケーシング１と内輪サイドウォール５との温度差、及び材料の違いによる熱膨張係数の違いによって、間隙９は無くなり、接触状態となる。この接触状態は、ケーシング１と内輪サイドウォール５の熱膨張差、及び、静翼２の許容応力以下の変形によって生じる。
　図６に示すように、タービン２１の運転時において、内輪サイドウォール５は、隣接翼の内輪サイドウォール５に互いに拘束し合う事で、群翼構造や一体構造とすることなく、単独時に生じるねじれ変形を抑えることが可能となる。内輪サイドウォール５は、図６中に矢印で示す作動流体（燃焼ガス）の流れ方向（タービン２１の軸方向）に沿った接触面５ａを少なくとも１箇所は有する。このような接触面５ａを有することによって、接触面５ａ同士がずれることを抑制することができ、単独時に生じるねじれ変形を有効に抑制することができる。作動流体の流れ方向（タービン２１の軸方向）に沿った接触面５ａを有しない場合、内輪サイドウォール５同士が接触していても、これらの接触面同士がずれる可能性が生じ、タービン静翼２が回転し、ねじれ変形の抑制効果が低減する可能性が生じる。
　なお、内輪サイドウォール５は、その端面全面で隣接翼の内輪サイドウォール５と接触する構成としてもよく、一部のみ、例えば作動流体の流れ方向（タービン２１の軸方向）に沿った接触面５ａのみが隣接翼の内輪サイドウォール５と接触する構成としてもよい。
　（第２実施形態）
　次に、第２実施形態について説明する。図７は第２実施形態のタービン静翼１０２のケーシング組立状態の軸方向に沿った断面構成を示す図である。図８は第２実施形態のタービン静翼１０２のケーシング組立状態の周方向に沿った断面構成を示す図である。なお、図７，８において、図２～６等に示したタービン静翼２と対応する部分には、同一の符号が付してある。
　図２に示すように、ケーシング１内において、内輪サイドウォール５の外側（翼有効部４の部位）には燃焼ガス１３が流れており、内輪サイドウォール５の内側には漏洩ガス１４が流れている。ノズルによって加速される燃焼ガス１３に流速の遅い漏洩ガス１４が混入することは熱効率を下げる要因の一つとなる。
　このため、第２実施形態のタービン静翼１０２では、図７に示すように、内輪サイドウォール５の、隣接翼の内輪サイドウォール５との接触部位に、シールプレート（凸部）６が配設されている。図８に示すように、シールプレート６は、内輪サイドウォール５から、隣接翼の内輪サイドウォール５へ向かって突出するように設けられている。隣接翼の内輪サイドウォール５には、シールプレート６と対向するように、シールプレート６の形状に合わせた凹部１６が形成されている。そして、タービン２１の運転時には、第１実施形態と同様に、作動流体の流れ方向（タービン２１の軸方向）に沿った接触面５ａが接触する。これとともに、シールプレート６が凹部１６内に嵌合した状態となって、漏洩ガス１４が燃焼ガス１３内に流入する流路を塞ぎ、漏洩ガス１４が燃焼ガス１３内に混入することを防止する。
　（第３実施形態）
　次に、第３実施形態について説明する。図９は、第３実施形態のタービン静翼１０３のケーシング組立状態の周方向に沿った断面構成を示す図である。なお、図９において、図２～６等に示したタービン静翼２と対応する部分には、同一の符号が付してある。図９に示すように、タービン静翼１０３では、内輪サイドウォール５の端部に、複数の凸部と複数の凹部が形成された凹凸部５ｃが形成されている。そして、タービン２１の運転時には、第１実施形態と同様に、作動流体の流れ方向（タービン２１の軸方向）に沿った接触面５ａが接触する。これとともに、凹凸部５ｃが、隣接翼の凹凸部５ｃと嵌合することによって、漏洩ガス１４が燃焼ガス１３内に流入する流路を塞ぎ、漏洩ガス１４が燃焼ガス１３内に混入することを防止する。
　（第４実施形態）
　次に、第４実施形態について説明する。図１０は、タービン２１の運転時における、タービン静翼１０４の内輪サイドウォール５の状態を示している。また、図１１は、第４実施形態のタービン静翼１０４のケーシング組立状態の周方向に沿った断面構成を示す図である。なお、図１０，１１において、図２～６等に示したタービン静翼２と対応する部分には、同一の符号が付してある。
　前述したとおり、第１実施形態のタービン静翼２では、内輪サイドウォール５は、タービン２１の運転停止時には、隣接翼の内輪サイドウォール５との間に間隙９を有する。そして、タービン２１の運転時には、内輪サイドウォール５が、隣接翼の内輪サイドウォール５と接触する。このために、内輪サイドウォール５の端面は、組立状態で、間隙を精度良く調整加工する必要が生じる。ガスタービンのタービン静翼材料は、通常Ｃｏ基又はＮｉ基超合金で構成された難切削材である。このため、機械加工により切削などを行う場合、時間を要する。
　第４実施形態のタービン静翼１０４では、図１０、図１１に示すように、内輪サイドウォール５の端面に、隣接翼の内輪サイドウォール５に向けて突出する突出部１７を設け、タービン２１の運転時に、この突出部１７の端部のみを隣接する内輪サイドウォール５と接触させる。なお、突出部１７の端部と、隣接翼の内輪サイドウォール５との接触面は、図１０中に矢印で示す作動流体（燃焼ガス）の流れ方向（タービン２１の軸方向）に沿った接触面となっている。
　この場合、図１０、図１１に示すように、タービン２１の運転時において、内輪サイドウォール５の、突出部１７以外の部分は、隣接翼の内輪サイドウォール５とは非接触の状態となっており、間隙が開いた状態となっている。したがって、間隙を精度良く調整加工する必要があるのは、突出部１７の接触面の部分のみでよい。このため、機械加工による切削などによって、間隙の調整加工を行う箇所の面積を小さくすることができ、調整加工に要する時間を短縮することができる。なお、タービン２１の運転時において、隣接翼の内輪サイドウォール５とは非接触の状態となっており、間隙が開いた状態となっている部分については、前述したシールプレート６、凹部１６等を設け、漏洩ガス１４が燃焼ガス１３内に混入することを防止する構成とすることができる。
　以上、本発明のいくつかの実施形態を説明したが、これらの実施形態は、例として提示したものであり、発明の範囲を限定することは意図していない。これら新規な実施形態は、その他の様々な形態で実施されることが可能であり、発明の要旨を逸脱しない範囲で、種々の省略、置き換え、変更を行うことができる。これら実施形態やその変形は、発明の範囲や要旨に含まれるとともに、特許請求の範囲に記載された発明とその均等の範囲に含まれる。
　１…ケーシング、２，１０２，１０３，１０４…静翼、３…外輪サイドウォール、４…翼有効部、５…内輪サイドウォール、５ａ…接触面、５ｃ…凹凸部、６…シールプレート、７…ラビリンスフィン、８，９…間隙、１０…タービンロータ、１１…ロータディスク、１２…動翼、１３…燃焼ガス、１４…漏洩ガス、１５…冷媒流路、１６…凹部、１７…突出部、２０…燃焼器、２１…タービン、２２、２３…熱交換器、２４…配管、２５…発電機、２６…圧縮機、１００…ガスタービン設備。

Claims (8)

  1. 　円筒状のケーシングと、
    　前記ケーシングの内部に、周方向に沿って配列されるタービン静翼であって、
    　　翼有効部と、
    　　前記翼有効部の内部に冷媒を通過させて冷却する冷媒流路と、
    　　前記翼有効部の外周に設けられた外輪サイドウォールと、
    　　前記翼有効部の内周に設けられた内輪サイドウォールと、
    　　前記内輪サイドウォールの端部に、少なくとも一部が作動流体の流れ方向に沿って設けられ、運転時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと接触し、運転停止時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと離間する接触部と、
    　　を有するタービン静翼と、
    　を具備したことを特徴とするタービン。
  2. 　請求項１記載のタービンであって、
    　前記接触部が、隣接翼の前記内輪サイドウォールに向けて突出する突出部によって構成されていることを特徴とするタービン。
  3. 　請求項１記載のタービンであって、
    　前記タービン静翼は、
    　前記内輪サイドウォールの内周に設けられたラビリンスフィンと、
    　前記内輪サイドウォールの端部に設けられ、隣接翼の前記内輪サイドウォールに向けて突出する凸部と、
    　前記内輪サイドウォールの端部に、隣接翼の前記凸部と対向するように配設され、運転時に前記接触部が接触する際に、前記凸部と嵌合する凹部と
    　を具備したことを特徴とするタービン。
  4. 　請求項３記載のタービンにおいて、
    　前記凸部と前記凹部が複数形成されていることを特徴とするタービン。
  5. 　円筒状のケーシングの内部に、周方向に沿って配列されるタービン静翼であって、
    　翼有効部と、
    　前記翼有効部の内部に冷媒を通過させて冷却する冷媒流路と、
    　前記翼有効部の外周に設けられた外輪サイドウォールと、
    　前記翼有効部の内周に設けられた内輪サイドウォールと
    　前記内輪サイドウォールの端部に、少なくとも一部が作動流体の流れ方向に沿って設けられ、運転時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと接触し、運転停止時に隣接翼の前記内輪サイドウォールと離間する接触部と、
    　　を具備したことを特徴とするタービン静翼。
  6. 　請求項５記載のタービン静翼であって、
    　前記接触部が、隣接翼の前記内輪サイドウォールに向けて突出する突出部によって構成されていることを特徴とするタービン静翼。
  7. 　請求項５記載のタービン静翼であって、
    　前記内輪サイドウォールの内周に設けられたラビリンスフィンと、
    　前記内輪サイドウォールの端部に設けられ、隣接翼の前記内輪サイドウォールに向けて突出する凸部と、
    　前記内輪サイドウォールの端部に、隣接翼の前記凸部と対向するように配設され、運転時に、前記接触部が接触する際に、前記凸部と嵌合する凹部と
    　を具備したことを特徴とするタービン静翼。
  8. 　請求項７記載のタービン静翼において、
    　前記凸部と前記凹部が複数形成されていることを特徴とするタービン静翼。
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