WO2019035178A1 - タービン静翼列及びタービン - Google Patents

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WO2019035178A1
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ring side
side wall
turbine
outer ring
cooling
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French (fr)
Inventor
富永　純一
麻子 猪亦
慎次 谷川
奥野　研一
秀幸 前田
和孝 鶴田
Original Assignee
東芝エネルギーシステムズ株式会社
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages

Definitions

  • Embodiments of the present invention a turbine stator blade row and the turbine.
  • the power plant uses carbon dioxide as a working fluid of a turbine.
  • carbon dioxide generated in the combustor is circulated as a working fluid in the system.
  • the power plant includes a combustor that burns fuel such as oxygen and hydrocarbons.
  • the carbon dioxide introduced into the combustor as a working fluid is introduced into the turbine together with the carbon dioxide and steam generated by the combustion, and the turbine is rotated to generate electricity.
  • Turbine exhaust gas discharged from the turbine (carbon dioxide and water vapor) cooled by a heat exchanger, a working gas to remove moisture (carbon dioxide).
  • the working gas is pressurized by the compressor to become a supercritical fluid. Most of the boosted working gas is heated by the above-described heat exchanger and circulated to the combustor.
  • the portion corresponding to carbon dioxide generated by the combustion of fuel and oxygen supplied from the outside is recovered, for example, and used for other applications.
  • the inlet pressure of the turbine is about 20 times of the conventional gas turbine, the inlet density is 25 times or more.
  • the temperature of the working fluid at the inlet of the turbine exceeds 1000 ° C. and is comparable to the temperature of the working fluid at the inlet of the current gas turbine turbine. Therefore, similarly to the gas turbine, stator blades and the like to supply the cooling medium of about 350 ⁇ 550 ° C. blades, by passing such a thin pipe or holes arranged therein, the stator blade and stationary blade rear shroud It cools the segments and blades.
  • cooling is performed by passing a cooling medium through cooling pipes and holes disposed inside the stationary blade.
  • the density of the working fluid and the cooling medium is high, so if the piping and holes for cooling are made the same diameter as the conventional gas turbine, Supply volume increases, which is not appropriate from the viewpoint of improving the efficiency of the power generation system. Therefore, while reducing the diameter of the pipes and holes for cooling, it can be supplied an appropriate amount of the cooling medium, technology capable of efficiently cooling is required.
  • An object of the present invention is to provide a turbine stator cascade and a turbine that can supply an appropriate amount of cooling medium used for cooling a vane and a shroud segment behind the vane and can be efficiently cooled. is there.
  • the turbine stationary blade row of the embodiment includes a blade effective portion, an outer ring side wall provided on an outer peripheral side of the blade effective portion, an inner ring side wall provided on an inner peripheral side of the blade effective portion, and the blade effective portion a stationary blade having a cooling passage for cooling by passing through a cooling medium the outer sidewall and the inner ring side walls inside, the cylindrical casing, the outer ring side walls of the vanes disposed along the circumferential direction and A plurality of seal plates disposed in the gap between the inner ring side wall and the outer ring side wall and the inner ring side wall of the adjacent stationary vanes and fitted in the grooves arranged in the outer ring side wall and the inner ring side wall; And one or more refrigerant flow parts for passing the cooling medium through one or more of the seal plates.
  • FIG. 4 is a view showing an AA cross section of FIG. 3; Shows the configuration when viewed stator blade row of the first embodiment from the axially rearward.
  • FIG. 1 is a system diagram of a gas turbine installation 10 including a turbine provided with a turbine vane row of the embodiment.
  • FIG. 1 shows the case where the present invention is applied to the gas turbine equipment 10 using a CO 2 turbine, the present invention is not limited to the CO 2 turbine, but is applied to other gas turbines and steam turbines. can do.
  • the oxygen and fuel is supplied to the combustor 20, combusted. Further, the combustor 20, carbon dioxide circulates as a working fluid is also introduced.
  • the flow rates of fuel and oxygen are adjusted, for example, to be in the stoichiometric mixing ratio (theoretical mixing ratio) in a state in which each of them is completely mixed.
  • the fuel for example, natural gas, hydrocarbons such as methane, coal gasification gas, etc. are used.
  • 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 pipe 24 to the outside through.
  • the turbine 21, the generator 25 is connected.
  • the dry working gas (carbon dioxide) separated from the water vapor is pressurized by the compressor 26 to become a supercritical fluid.
  • the pressure of the dry working gas for example, of the order of 30 MPa.
  • a portion of the dry working gas boosted by the compressor 26 is heated in the heat exchanger 22 and supplied to the combustor 20 as a working fluid.
  • the dry working gas introduced into the combustor 20 is, for example, ejected from the upstream side of the combustor 20 to the combustion region together with the fuel and the oxidant, or after the combustor liner is cooled, the combustion region in the combustor liner from the dilution holes and the like. Is spouted downstream of the
  • a part of the dry working gas 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 dry working gas boosted by the compressor 26 is discharged to the outside of the system.
  • the dry working gas discharged to the outside is recovered, for example, by a recovery device. Further, the dry working gas discharged to the outside can be used, for example, in EOR (Enhanced Oil Recovery) or the like 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 of the turbine 21.
  • a vane 31 is disposed inside the cylindrical casing 30.
  • a plurality of (only one is shown in FIG. 2) stator vanes 31 are arranged along the circumferential direction of the casing 30, and these stator vanes 31 constitute a stator vane row.
  • a moving blade row configured by implanting a plurality (only one is shown in FIG. 2) of moving blades 34 in the circumferential direction on the rotor disk 33 of the turbine rotor 32 immediately downstream of the stationary blade row. Is arranged.
  • the stationary blade rows and the moving blade rows are alternately arranged along the axial direction of the turbine rotor 32.
  • One turbine stage is configured by the stationary blade row and the moving blade row immediately downstream of the stationary blade row.
  • the outer periphery of the moving blade 34 is surrounded by the shroud segment 35.
  • the shroud segment 35 is for suppressing the heat input from the combustion gas to the casing 30 and adjusting the gap with the tip of the moving blade 34 to maintain a proper gap.
  • the shroud segment 35 is supported by, for example, a vane 31 fixed to the casing 30. In this case, a gap 36 is formed between the shroud segment 35 and the casing 30 in the circumferential direction.
  • annular combustion gas passage 37 having a row of stator vanes and a row of moving blades is formed inside the casing 30.
  • FIG. 3 is a view showing a vertical cross section of the stationary blade 31
  • FIG. 4 is a view showing an AA cross section of FIG.
  • the vane 31 has a blade effective portion 40, an outer ring side wall 50 provided on the outer peripheral side (radial direction outer side) of the blade effective portion 40, and an inner peripheral side (radial direction of the blade effective portion 40 comprises a inner side wall 60 provided on the inner side).
  • Effective blade portion 40 is a passage for the combustion gas passes.
  • the wing effective portion 40 is configured in a wing shape having a curved cross-sectional shape on the front edge side and a tapered cross-sectional shape on the rear edge side.
  • the front edge side of the wing effective portion 40 is formed of a hollow portion 41 opened at both ends.
  • the cross-sectional shape of the hollow portion 41 is not particularly limited.
  • the hollow portion 41 can have a shape corresponding to the outer shape of the wing effective portion 40 on the leading edge side.
  • Through holes 42 and 43 penetrating in the wing height direction are formed on the center and the rear edge side of the wing effective portion 40.
  • the cross-sectional shape of the through holes 42 and 43 is not particularly limited.
  • a semi-elliptical shape as the through hole 42 and a circular shape as the through hole 43 are illustrated.
  • the center of the camber line of the wing effective part 40 is illustrated, for example.
  • the leading edge side and refers to the edge before the center of the effective blade portion 40, and the trailing edge side refers to the edge side rear than the center of the effective blade portion 40.
  • At least one through hole 43 formed on the rear edge side is formed, and here, an example in which a plurality of through holes 43 are formed is shown.
  • the through-hole 43 is formed with a plurality of through-hole 43 is formed, for example, at regular intervals, with decreasing blade thickness, configured as the hole diameter of the through-hole 43 becomes gradually smaller toward the trailing edge side can do.
  • an insert member 70 is disposed in the hollow portion 41 of the wing effective portion 40.
  • the insert member 70 includes a plate-like portion 71 and a cylindrical portion 75.
  • Plate-shaped portion 71 communicates with the hollow portion 41 communicates with the opening 51a and the center of the through hole 42, the outer ring side walls 50 to be described later, the opening 51b of the outer ring side wall 50 to be described later, is provided so as to cover the outer periphery ing.
  • the plate-like portion 71 is formed with an opening 72 communicating with the opening 51 a and an opening 73 communicating with the opening 51 b. For example, a part of the outer peripheral edge of the plate-like portion 71 is fixed to a predetermined position of the bottom of the opening groove 51 in the outer ring side wall 50 described later.
  • the cylinder portion 75 is a cylinder whose one end is fixed to the plate-like portion 71 and the other end is closed.
  • the cylindrical portion 75 is configured to be insertable into the hollow portion 41 with a predetermined gap from the inner wall 41 a of the hollow portion 41.
  • a plurality of jet holes 76 are formed in a portion of the cylindrical portion 75 facing the inner wall 41 a of the hollow portion 41.
  • the distance between the outer surface 75 a of the cylindrical portion 75 and the inner wall 41 a of the hollow portion 41 is preferably set to be, for example, substantially constant.
  • the working gas (carbon dioxide) of a supercritical fluid is used, for example.
  • the outer ring side wall 50 has, for example, a polygonal flat plate shape.
  • an opening groove 51 for introducing a cooling medium is formed in the outer ring side wall 50.
  • an opening 51b that communicates with the opening 51a and the center of the through-hole 42 communicating with the hollow portion 41 is formed in the same opening shape as the hollow portion 41, and the opening 51 b is formed in the same opening shape as the through hole 42.
  • a cooling hole 55 communicating the opening 51 a with the outside of the outer ring side wall 50 is formed on the inner peripheral side of the outer ring side wall 50 located on the front edge side.
  • the cooling holes 55 while cooling the outer side wall 50 by a cooling medium ejected toward the inner wall 41a of the hollow portion 41 from the ejection hole 76 of the cylindrical body portion 75 is a hole for discharging the cooling medium to Tsubasagaibu.
  • a part of the cooling medium ejected from the ejection holes 76 flows between the inner wall 41 a and the cylindrical portion 75 toward the opening 51 a.
  • a plurality of cooling holes 55 are formed.
  • the cooling holes 55 function as leading edge cooling holes.
  • the space between the cylindrical portion 75 and the hollow portion 41 acts as a cavity for allowing the cooling medium to flow into the cooling hole 55.
  • a cooling hole 56 communicating the air gap 53 with the outside of the outer ring side wall 50 is formed on the inner peripheral side of the outer ring side wall 50 located on the rear edge side.
  • the cooling holes 56 while cooling the outer side wall 50 by the cooling medium that has flowed into the gap portion 53 is a hole for discharging the cooling medium to Tsubasagaibu.
  • a plurality of cooling holes 56 are formed. Therefore, the cooling medium that has flowed into the air gap 53 disperses into the respective cooling holes 56 and flows into it.
  • the cooling hole 56 functions as a trailing outer cooling holes.
  • cooling holes 100 for communicating the air gap portion 53 of the stationary blade 31 and the air gap portion 36 between the shroud segment 35 and the casing 30 are formed.
  • the cooling hole 100 functions as a second rear edge side outer ring cooling hole and also functions as a part of the side wall cooling passage.
  • the shroud segment 35 includes a body portion 110, and a plate-like member 120.
  • a plurality of jet holes 121 are formed in the plate-like member 120, and the cooling medium is jetted from the space 36 through the jet holes 121 to the space 111, and the outlet is positioned upstream of the moving blades 34. It is discharged through the orifice 112.
  • an engagement protrusion 57 for engaging with the engagement groove of the casing 30 is formed.
  • the engaging projection 57 is, for example, and projects along the axial direction of the turbine rotor.
  • the opening groove 51 is covered from the outer peripheral side by the casing 30, for example, and will be in the closed state (refer FIG. 2).
  • the opening groove 51 is in communication with a cooling medium supply passage provided in the casing 30. The cooling medium is introduced from the supply passage into the opening groove 51.
  • the shroud segment 35 may, for example, projecting along the axial direction of the turbine rotor is engaged with the protrusion 59 of the inner peripheral side of the outer ring side walls 50. This eliminates the need for a hook or other configuration for attaching the conventional shroud segment to the casing. Also, an air gap 36 can be formed between the shroud segment 35 and the casing 30.
  • the inner ring side wall 60 has, for example, a polygonal flat plate shape. As shown in FIG. 3, the inner ring side wall 60 includes a void 61 communicating with the hollow portion 41 and a void 62 communicating with the central through hole 42 and the through hole 43 on the rear edge side.
  • the void 61 functions as a front edge void
  • the void 62 functions as a rear edge void.
  • the gap portion 61 is, for example, formed on the inner surface of the inner ring side walls 60, constituted by a recess having the same sectional shape as the opening cross section of the hollow portion 41.
  • the air gap 62 may be provided with a flat plate 63 which closes the through hole 42 and the opening communicating with the through hole 43 with a predetermined gap radially inward (inner peripheral side) from the through hole 42 and the through hole 43.
  • the inner ring side walls 60 for example, are effective blade portion 40 formed integrally with.
  • a cooling hole 65 communicating the air gap 61 and the outside of the inner ring side wall 60 is formed on the outer peripheral side of the inner ring side wall 60 located on the front edge side.
  • the cooling holes 65 while cooling the inner side wall 60 by a cooling medium ejected toward the inner wall 41a of the hollow portion 41 from the ejection hole 76 of the cylindrical body portion 75 is a hole for discharging the cooling medium to Tsubasagaibu. A part of the ejected cooling medium from ejection hole 76, flows between the inner wall 41a and the cylindrical portion 75 in the gap portion 61.
  • a plurality of cooling holes 65 are formed as in the case of the cooling holes 55 of the outer ring side wall 50. Cooling holes 65 functions as a front edge cooling holes.
  • a cooling hole 66 communicating the air gap 62 with the outside of the inner ring side wall 60 is formed on the outer peripheral side of the inner ring side wall 60 positioned on the rear edge side.
  • the cooling hole 66 is a hole that discharges the cooling medium to the outside of the wing while cooling the inner ring side wall 60 by a part of the cooling medium that has flowed into the gap 62.
  • a plurality of cooling holes 66 are formed as in the case of the cooling holes 56 of the outer ring side wall 50. Cooling holes 66 function as the trailing edge side inner cooling holes.
  • stator vanes 31 and the shroud segments 35 are arranged in plural along the circumferential direction of the casing 30 to form a stator vane row.
  • stator vane row between the outer ring sidewall 50, inner ring sidewall 60 and shroud segment 35 of the stator blade 31 and the outer ring sidewall 50 and inner ring sidewall 60 and shroud segment 35 of the stator blade 31 circumferentially adjacent thereto.
  • a gap is formed.
  • a seal plate 38 for closing the gap is disposed in the gap.
  • Seal plate 38, the outer ring side walls 50 are installed by fitting the disposed grooves on the inner ring side walls 60 and shroud segments 35.
  • the position where the seal plate 38 is disposed is indicated by a thick line and reference numeral 38 in the longitudinal sectional view of FIG.
  • FIG. 2 shows the cross section of the outer ring side wall 50, the inner ring side wall 60 and the shroud segment 35, in practice the seal plate 38 is disposed on these side faces.
  • the outer openings of the cooling holes 55, 56, 65 and 66 shown in FIG. 3 are disposed closer to the wing effective portion 40 than the seal plate 38 provided in this portion.
  • Figure 5 is a view of the stator blade row of the first embodiment from the axially rearward.
  • a seal plate 38 is installed between the outer ring side wall 50 and the inner ring side wall 60 of the vane 31 and the outer ring side wall 50 and the inner ring side wall 60 of the adjacent vane 31.
  • one circular hole 91 is formed in the central portion of the seal plate 38a disposed on the outer ring side wall 50 as a coolant flow-through portion for passing the cooling medium.
  • Figure 2 as shown in FIG. 3 the arrangement position of the seal plate 38a of the circular hole 91 is formed is a edge end portion after the stationary blade 31.
  • seal plate 38a is disposed ing.
  • only one seal plate 38a may be disposed in one of the row of stator vanes in one stage.
  • only one seal plate 38a may be disposed at a position apart by 180 ° along the circumferential direction of the casing 30 in the stator vane row of one paragraph, for a total of two.
  • a total of four seal plates 38 a may be disposed only at positions 90 ° apart along the circumferential direction of the casing 30 in the stator blade row of one paragraph.
  • seal plates 38b to 38d according to second to fifth embodiments described later.
  • the number of circular holes 91 provided in one seal plate 38a is not limited to one, and may be plural.
  • FIG. 6 is a view showing the configuration of the seal plate 38a according to the first embodiment.
  • Seal plate 38a is an outer ring side walls 50 disposed in a groove of the stationary blade 31, and both side edge portions is fitted in and disposed on the outer ring side walls 50 of the adjacent stationary blade 31 groove disposed .
  • a hatched portion indicated by reference numeral 90 in FIG. 6 indicates a fitting portion between the groove and the seal plate 38a.
  • the circular hole 91 through which the cooling medium passes is disposed in a gap formed between the outer ring side wall 50 of the stationary blade 31 and the outer ring side wall 50 of the adjacent stationary blade 31.
  • the air gap 36 (see FIGS. 2 and 3) is formed by the cooling hole 100 disposed in the stationary blade 31 and the circular hole 91 disposed in the seal plate 38a.
  • Supply cooling medium to The cooling medium supplied to the air gap 36 is used to cool the shroud segment 35.
  • the cooling hole 100 is formed by electrical discharge machining or the like when the blade effective portion 40 and the outer ring side wall 50 are integrally formed. For this reason, it is difficult to process the cooling holes 100 with high accuracy, and it is also difficult to perform maintenance after assembling the stator blade row.
  • the seal plate 38a since the seal plate 38a has a thin plate shape (for example, about 1 mm to several mm in thickness), it is easy to process and can be processed accurately. For this reason, the hole diameter of the circular hole 91 can be set with high accuracy, which makes it possible to supply an appropriate amount of the cooling medium from the circular hole 91. Further, the seal plate 38a can be easily removed, and the amount of supplied cooling medium can be easily changed by replacing the seal plate 38a with another seal plate 38a having different hole diameters. When the seal plate 38 a having the circular hole 91 is used, the cooling hole 100 may not be provided.
  • FIG. 7 is a view showing the configuration of the seal plate 38b of the second embodiment.
  • one slit 92 is formed in the central portion as a refrigerant flow portion through which the cooling medium passes.
  • the slit 92 has a aspect ratio, for example, 2 or more.
  • the slits 92 through which the cooling medium passes are disposed in a gap formed between the outer ring side wall 50 of the stationary blade 31 and the outer ring side wall 50 of the adjacent stationary blade 31.
  • FIG 8 is a diagram showing the configuration of a seal plate 38c of the third embodiment.
  • a refrigerant flow passage portion through which the cooling medium passes is constituted by a cutout portion 93 formed in the central portion thereof. That is, an opening for passing the cooling medium is formed between the outer ring side wall 50 of the stationary blade 31 and the outer ring side wall 50 of the stationary blade 31 by the notch portion 93.
  • the position of the notch 93 is not limited to the longitudinal center portion of the seal plate 38c.
  • a notch 93 may be provided at the upper end of the seal plate 38, and the opening may be disposed on the outer peripheral side of the outer ring side wall 50.
  • FIG. 9 is a view showing the configuration of the seal plate 38d of the fourth embodiment.
  • the seal plate 38d is formed by shortening the size in the longitudinal direction of the seal plate 38d by, for example, 2 mm or more than that of a normal one.
  • an opening 94 as a coolant flow-through portion for passing the cooling medium is formed between the outer ring sidewall 50 of the stator blade 31 and the outer ring sidewall 50 of the stator blade 31 adjacent thereto.
  • FIG. 9 shows an example in which the opening 94 is formed on the upper end side of the seal plate 38d.
  • FIG. 10 is a diagram showing a structure of a sealing plate 38e of the fifth embodiment.
  • a plurality of seal plates 38e (FIG. 10 shows two examples) are provided in the groove for fitting the seal plate 38e, and a gap is formed between the seal plates 38e.
  • An opening 95 is formed in the portion of the gap as a refrigerant flow portion for passing the cooling medium.
  • the gap between the seal plates 38e is preferably, for example, 2 mm or more.
  • seal plate 38a ⁇ 38e may be other portions is not limited to the above.
  • Body portion 75a outer surface 76: ejection hole 80: engagement portion groove 90: fitting portion 91: circular hole 92: slit slit 93: notch portion 94, 95: opening portion 100: cooling Hole 110 110 body portion 111 void portion 111a 112 112 spout hole 120 plate member 121 spout hole.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
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  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

翼有効部（４０）と、前記翼有効部（４０）の外周側に設けられた外輪側壁（５０）と、前記翼有効部（４０）の内周側に設けられた内輪側壁（６０）と、前記翼有効部（４０）と前記外輪側壁（５０）と前記内輪側壁（６０）を内部に冷却媒体を通過させて冷却する冷却通路（１００）とを有する静翼（３１）と、円筒状のケーシング内に、周方向に沿って配置された前記静翼（３１）の前記外輪側壁（５０）および前記内輪側壁（６０）と、隣接する前記静翼（３１）の前記外輪側壁（５０）および前記内輪側壁（６０）との隙間に配設され、前記外輪側壁（５０）および前記内輪側壁（６０）に配設された溝に嵌合する複数のシールプレート（３８）と、複数の前記シールプレート（３８）のうち１個以上に配設され、前記冷却媒体を通過させるための１又は複数の冷媒通流部（９１）とを具備するタービン静翼列を提供する。

Description

タービン静翼列及びタービン
　本発明の実施形態は、タービン静翼列及びタービンに関する。
　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、作動流体の高温化などが積極的に進められている。この作動流体の高温化に伴って、静翼や動翼などの冷却方法についても様々な試みがなされている。
　近年では、タービンの作動流体として二酸化炭素を使用した発電プラントが検討されている。この発電プラントでは、燃焼器において生成した二酸化炭素を作動流体として系統内に循環させている。具体的には、この発電プラントは、酸素および炭化水素などの燃料を燃焼させる燃焼器を備える。燃焼によって生成した二酸化炭素および水蒸気とともに、作動流体として燃焼器に導入された二酸化炭素をタービンに導入し、タービンを回転させて発電を行う。
　タービンから排出されるタービン排気（二酸化炭素および水蒸気）を熱交換器によって冷却し、水分を除去して作動ガス（二酸化炭素）とする。作動ガスは、圧縮機によって昇圧されて超臨界流体となる。昇圧された作動ガスの大部分は、上記の熱交換器によって加熱され、燃焼器に循環される。昇圧された作動ガスのうち、外部から供給された燃料と酸素の燃焼によって生じた二酸化炭素に相当する分は、例えば回収され、他の用途に利用される。
　超臨界の二酸化炭素を作動流体とする場合、タービンの入口圧力は従来のガスタービンの２０倍程度、入口密度は２５倍以上となる。タービンの入口における作動流体の温度は１０００℃を超え、現状のガスタービンのタービンの入口における作動流体の温度と同等である。そのため、ガスタービンと同様に、静翼と動翼などに３５０～５５０℃程度の冷却媒体を供給し、内部に配置された細い配管や孔などに通すことにより、静翼と静翼後方のシュラウドセグメントと動翼とを冷却している。
特開２００１－３１７３０２号公報 特開２０１５－０５９４８６号公報
　上記したように、ガスタービンでは静翼内部に配置された冷却用の配管や孔などに冷却媒体を通すことにより冷却を行っている。しかし、超臨界の二酸化炭素を作動流体とする発電プラントにおいては、作動流体および冷却媒体の密度が大きいため、従来のガスタービンと冷却用の配管や孔を同じ径にした場合に、冷却媒体の供給量が増加し、発電システムの効率向上の観点から妥当ではない。そのため、冷却用の配管や孔の径を小さくするとともに、適正量の冷却媒体を供給することができ、効率良く冷却することのできる技術が求められている。
　本発明の目的は、静翼および静翼後方のシュラウドセグメントの冷却に使用される冷却媒体を適正量供給することができ、効率良く冷却することのできるタービン静翼列及びタービンを提供することにある。
　実施形態のタービン静翼列は、翼有効部と、前記翼有効部の外周側に設けられた外輪側壁と、前記翼有効部の内周側に設けられた内輪側壁と、前記翼有効部と前記外輪側壁と前記内輪側壁を内部に冷却媒体を通過させて冷却する冷却通路とを有する静翼と、円筒状のケーシング内に、周方向に沿って配置された前記静翼の前記外輪側壁および前記内輪側壁と、隣接する前記静翼の前記外輪側壁および前記内輪側壁との隙間に配設され、前記外輪側壁および前記内輪側壁に配設された溝に嵌合する複数のシールプレートと、複数の前記シールプレートのうち１個以上に配設され、前記冷却媒体を通過させるための１又は複数の冷媒通流部とを具備する。
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。 実施形態のタービンの縦断面の一部を示した図。 実施形態の静翼の縦断面を示す図。 図３のＡ－Ａ断面を示す図。 第１実施形態の静翼列を軸方向後方から見た際の構成を示す図。 第１実施形態のシールプレートの構成を示す図。 第２実施形態のシールプレートの構成を示す図。 第３実施形態のシールプレートの構成を示す図。 第４実施形態のシールプレートの構成を示す図。 第５実施形態のシールプレートの構成を示す図。
　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静翼列が設けられたタービンを備えるガスタービン設備１０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１０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、酸素および燃料は、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。燃料および酸素の流量は、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、およ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ドライ作動ガス（二酸化炭素）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、ドライ作動ガスの圧力は、例えば、３０ＭＰａ程度となる。
　圧縮機２６で昇圧されたドライ作動ガスの一部は、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に導入されたドライ作動ガスは、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ドライ作動ガスの一部が、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で昇圧されたドライ作動ガスの残りは、系統の外部に排出される。外部に排出されたドライ作動ガスは、例えば、回収装置により回収される。また、外部に排出されたドライ作動ガスは、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、実施形態のタービン２１の構成について説明する。
　図２は、タービン２１の縦断面の一部を示した図である。図２に示すように、円筒形状のケーシング３０の内側には、静翼３１が配設されている。静翼３１は、ケーシング３０の周方向に沿って複数（図２には１つのみ示す。）配置されており、これらの静翼３１により、静翼列を構成している。
　また、静翼列の直下流側には、タービンロータ３２のロータディスク３３に周方向に複数（図２には１つのみ示す。）の動翼３４を植設して構成された動翼列が配置されている。静翼列と動翼列は、タービンロータ３２の軸方向に沿って交互に配設されている。静翼列と、この静翼列の直下流の動翼列とで一つのタービン段落を構成している。
　動翼３４の外周は、シュラウドセグメント３５で包囲されている。このシュラウドセグメント３５は、燃焼ガスからケーシング３０への入熱を抑制するとともに、動翼３４の先端との隙間を調整し、適正な隙間を維持するためのものである。シュラウドセグメント３５は、例えば、ケーシング３０に固定された静翼３１によって支持されている。この場合、シュラウドセグメント３５と、ケーシング３０との間に周方向に空隙部３６が形成される。
　このように、ケーシング３０の内側には、静翼列および動翼列を有する円環状の燃焼ガス通路３７が形成されている。
　次に、図３，４を参照して、静翼３１の構成について説明する。図３は静翼３１の縦断面を示す図、図４は、図３のＡ－Ａ断面を示す図である。図３に示すように、静翼３１は、翼有効部４０と、翼有効部４０の外周側（半径方向外側）に設けられた外輪側壁５０と、翼有効部４０の内周側（半径方向内側）に設けられた内輪側壁６０を備える。
　翼有効部４０は、燃焼ガスが通過する通路部である。この翼有効部４０は、例えば、前縁側が湾曲断面形状を有し、後縁側が先細断面形状を有する、翼型形状に構成されている。翼有効部４０の前縁側は、両端が開口した中空部４１で構成されている。中空部４１の横断面形状は、特に限定されるものではないが、例えば、図４に示すように、前縁側の翼有効部４０の外形形状に対応する形状とすることができる。
　翼有効部４０の中央および後縁側には、翼高さ方向（図３では上下方向）に貫通する貫通孔４２、４３が形成されている。貫通孔４２、４３の断面形状は、特に限定されない。ここでは、例えば、図４に示すように、貫通孔４２として半楕円形状、貫通孔４３として円形形状を例示している。
　なお、翼有効部４０の中央としては、例えば、翼有効部４０のキャンバーラインの中央などが例示される。また、前縁側とは、翼有効部４０の中央よりも前縁側をいい、後縁側とは、翼有効部４０の中央よりも後縁側をいう。
　後縁側に形成される貫通孔４３は、少なくとも１つ形成され、ここでは複数形成された一例を示している。貫通孔４３が複数形成された場合、貫通孔４３は、例えば、等間隔に形成され、翼厚さの減少に伴って、貫通孔４３の孔径が後縁側に向かって徐々に小さくなるように構成することができる。
　翼有効部４０の中空部４１には、図３に示すように、インサート部材７０が配置されている。このインサート部材７０は、板状部７１および筒体部７５を備える。
　板状部７１は、中空部４１に連通する、後述する外輪側壁５０の開口５１ａ、および中央の貫通孔４２に連通する、後述する外輪側壁５０の開口５１ｂを、外周側から覆うように設けられている。板状部７１には、開口５１ａに連通する開口７２および開口５１ｂに連通する開口７３が形成されている。板状部７１は、例えば、外周縁の一部を、後述する外輪側壁５０における開口溝５１の底部の所定の位置に固定される。
　筒体部７５は、一端が板状部７１に固定され、他端が閉塞した筒体である。筒体部７５は、中空部４１の内壁４１ａと所定の空隙をあけて中空部４１に挿入可能な形状に構成されている。筒体部７５の、中空部４１の内壁４１ａと面する箇所には、複数の噴出孔７６が形成されている。
　筒体部７５の外側面７５ａと中空部４１の内壁４１ａとの距離は、例えば、ほぼ一定となるように設定されることが好ましい。これによって、例えば、噴出孔７６から噴出した冷却媒体を内壁４１ａに衝突させて翼有効部４０を冷却する際、翼有効部４０全体に亘って一様に冷却することができる。なお、冷却媒体としては、例えば、超臨界流体の作動ガス（二酸化炭素）が使用される。
　図４に示すように、外輪側壁５０は、例えば、多角形状の平板形状を有している。この外輪側壁５０には、冷却媒体を導入するための開口溝５１が形成されている。そして、開口溝５１の底部には、中空部４１に連通する開口５１ａおよび中央の貫通孔４２に連通する開口５１ｂが形成されている。そして、開口５１ａは、中空部４１と同一開口形状に形成され、開口５１ｂは、貫通孔４２と同一開口形状に形成されている。
　ここで、後縁側の貫通孔４３を形成する際、貫通孔４３に連通する開口が形成されるが、後縁側の貫通孔４３から半径方向外側（外周側）に所定の間隙をあけて、その開口は、平板５２によって塞がれている。これによって、後縁側の貫通孔４３に連通する空隙部５３が形成される。外輪側壁５０は、例えば、翼有効部４０と一体的に形成される。
　前縁側に位置する外輪側壁５０の内周側には、開口５１ａと、外輪側壁５０の外部とを連通させる冷却孔５５が形成されている。この冷却孔５５は、筒体部７５の噴出孔７６から中空部４１の内壁４１ａに向かって噴出された冷却媒体によって外輪側壁５０を冷却しつつ、冷却媒体を翼外部に排出する孔である。なお、噴出孔７６から噴出された冷却媒体の一部は、内壁４１ａと筒体部７５との間を開口５１ａに向かって流れる。冷却孔５５は、例えば、図４に示すように、複数形成される。冷却孔５５は、前縁側冷却孔として機能する。この冷却孔５５に対しては、筒体部７５と中空部４１との間が、冷却媒体を冷却孔５５に流入させるためのキャビティとして作用する。
　また、後縁側に位置する外輪側壁５０の内周側には、空隙部５３と、外輪側壁５０の外部とを連通させる冷却孔５６が形成されている。この冷却孔５６は、空隙部５３に流入した冷却媒体によって外輪側壁５０を冷却しつつ、冷却媒体を翼外部に排出する孔である。この冷却孔５６は、例えば、図４に示すように、複数形成される。したがって、空隙部５３に流入した冷却媒体が、各冷却孔５６に分散して流入する。なお、冷却孔５６は、後縁側外輪冷却孔として機能する。
　また、冷却孔５６に加えて、静翼３１の空隙部５３と、シュラウドセグメント３５とケーシング３０との間の空隙部３６とを連通させる冷却孔１００が形成されている。冷却孔１００は、第２の後縁側外輪冷却孔として機能するとともに、側壁冷却通路の一部としても機能している。シュラウドセグメント３５は、本体部１１０と、板状部材１２０とを備えている。この板状部材１２０には複数の噴出孔１２１が形成され、冷却媒体は空隙部３６から噴出孔１２１を通して空隙部１１１に噴出し、動翼３４の上流側に出口が位置するように設定された噴出孔１１２を通って排出される。
　外輪側壁５０の他方の端部には、ケーシング３０の係合部溝に係合するための、係合突出部５７が形成されている。この係合突出部５７は、例えば、タービンロータ軸方向に沿って突出している。この係合突出部５７を備えることで、周方向に形成されたケーシング３０の係合部溝８０に沿って静翼３１を周方向に配置して支持（固定）することができる。
　そして、開口溝５１は、例えば、ケーシング３０によって外周側から覆われ、閉じられた状態となる（図２参照）。この開口溝５１は、図示しないが、ケーシング３０内に設けられた冷却媒体の供給通路と連通している。そして、この供給通路から開口溝５１内に冷却媒体が導入される。
　シュラウドセグメント３５は、例えば、タービンロータ軸方向に沿って突出した、外輪側壁５０の内周側の突出部５９に係止される。これにより、従来のようなシュラウドセグメントをケーシングに取り付けるためのフックなどの構成が不要となる。また、シュラウドセグメント３５とケーシング３０との間に空隙部３６を構成することができる。
　内輪側壁６０は、外輪側壁５０と同様に、例えば、多角形状の平板形状を有している。この内輪側壁６０は、図３に示すように、中空部４１に連通する空隙部６１、および中央の貫通孔４２および後縁側の貫通孔４３に連通する空隙部６２を備える。なお、空隙部６１は、前縁側空隙部として、空隙部６２は、後縁側空隙部として機能する。
　ここで、空隙部６１は、例えば、内輪側壁６０の内面に形成された、中空部４１の開口断面形状と同一の断面形状を有する凹部によって構成される。空隙部６２は、例えば、貫通孔４２および貫通孔４３から半径方向内側（内周側）に所定の間隙をあけて、貫通孔４２および貫通孔４３に連通する開口部分を塞ぐ平板６３を設けることで構成される。なお、内輪側壁６０は、例えば、翼有効部４０と一体的に形成される。
　前縁側に位置する内輪側壁６０の外周側には、空隙部６１と、内輪側壁６０の外部とを連通させる冷却孔６５が形成されている。この冷却孔６５は、筒体部７５の噴出孔７６から中空部４１の内壁４１ａに向かって噴出された冷却媒体によって内輪側壁６０を冷却しつつ、冷却媒体を翼外部に排出する孔である。なお、噴出孔７６から噴出された冷却媒体の一部は、内壁４１ａと筒体部７５との間を空隙部６１に向かって流れる。冷却孔６５は、例えば、外輪側壁５０の冷却孔５５の場合と同様に複数形成される。冷却孔６５は、前縁側冷却孔として機能する。
　また、後縁側に位置する内輪側壁６０の外周側には、空隙部６２と、内輪側壁６０の外部とを連通させる冷却孔６６が形成されている。この冷却孔６６は、空隙部６２に流入した冷却媒体の一部によって内輪側壁６０を冷却しつつ、その冷却媒体を翼外部に排出する孔である。冷却孔６６は、例えば、外輪側壁５０の冷却孔５６の場合と同様に複数形成される。冷却孔６６は、後縁側内輪冷却孔として機能する。
　静翼３１をケーシング３０の周方向に配置した際、内輪側壁６０と隣接する静翼３１の内輪側壁６０との間には、隙間があるため、冷却孔６５、６６から翼外部に冷却媒体を排出することができる。
　静翼３１とシュラウドセグメント３５は、ケーシング３０の周方向に沿って複数配置され静翼列とされている。この静翼列において、静翼３１の外輪側壁５０、内輪側壁６０およびシュラウドセグメント３５と、これと周方向に隣接する静翼３１の外輪側壁５０と内輪側壁６０およびシュラウドセグメント３５との間には隙間が形成されている。この隙間には、当該隙間を塞ぐためのシールプレート３８が配設されている。
　シールプレート３８は、外輪側壁５０、内輪側壁６０およびシュラウドセグメント３５に配設された溝に嵌合させて設置されている。このシールプレート３８が配設されている位置を、図２の縦断面図に太線と符号３８で示す。図２は、外輪側壁５０、内輪側壁６０およびシュラウドセグメント３５の断面を示しているが、実際にはこれらの側面にシールプレート３８が配設される。なお、図３に示した冷却孔５５，５６，６５，６６の外側開口は、この部位に設けられるシールプレート３８より翼有効部４０側に位置するよう配設されている。
　図５は、第１実施形態の静翼列を軸方向後方から見た図である。図５に示すように、静翼３１の外輪側壁５０および内輪側壁６０と、隣接する静翼３１の外輪側壁５０および内輪側壁６０との間に、シールプレート３８が設置されている。図５に示す例では、外輪側壁５０に配設されたシールプレート３８ａの中央部に、冷却媒体を通過させる冷媒通流部として、円孔９１が１つ形成されている。図２、図３に示すように、この円孔９１が形成されているシールプレート３８ａの配置位置は、静翼３１の後縁側端部である。
　図５に示す例では、１つの段落の静翼列において、静翼３１と隣接する静翼３１との隙間の同じ位置に、全て１つの円孔９１が形成されたシールプレート３８ａが配設されている。しかし、１つの段落の静翼列のうち、１か所に１つのみシールプレート３８ａを配設してもよい。また、例えば、１つの段落の静翼列のうち、ケーシング３０の周方向に沿って１８０°離れた位置にのみ、シールプレート３８ａを１つずつ合計２つ配置してもよい。さらに、例えば、１つの段落の静翼列のうち、ケーシング３０の周方向に沿って９０°離れた位置にのみ、シールプレート３８ａを１つずつ合計４つ配置してもよい。この点は、後述する第２～５の実施形態に係るシールプレート３８ｂ～３８ｄについても同様である。また、１つのシールプレート３８ａに設ける円孔９１の数は、１つに限らず複数としてもよい。
　図６は第１実施形態のシールプレート３８ａの構成を示す図である。シールプレート３８ａは、静翼３１の外輪側壁５０に配設された溝と、隣接する静翼３１の外輪側壁５０に配設された溝とに両側端部を嵌合させて配設されている。図６に符号９０で示す斜線部は、溝とシールプレート３８ａとの嵌合部を示している。冷却媒体を通過させる円孔９１は、静翼３１の外輪側壁５０と、隣接する静翼３１の外輪側壁５０との間に形成された隙間に配設されている。
　図５および図６に示すシールプレート３８ａの例では、静翼３１に配設された冷却孔１００と、シールプレート３８ａに配設された円孔９１により、空隙部３６（図２，３参照）に冷却媒体を供給する。この空隙部３６に供給された冷却媒体は、シュラウドセグメント３５の冷却に用いられる。
　冷却孔１００は、翼有効部４０と外輪側壁５０とを一体的に形成する際に放電加工等によって形成される。このため、冷却孔１００は、精度良く加工することが難しく、静翼列を組立てた後にメンテナンスすることも困難である。一方、シールプレート３８ａは、薄い板形状（例えば、厚さ１ｍｍから数ｍｍ程度）であるため加工が容易で、精度良く加工することができる。このため、円孔９１の孔径を精度良く設定することができ、これによって円孔９１から冷却媒体を適正量供給することが可能となる。また、シールプレート３８ａは、取り外しも容易で、円孔９１の孔径が異なる他のシールプレート３８ａに取り換えることにより、冷却媒体の供給量を容易に変更することもできる。なお、円孔９１を有するシールプレート３８ａを用いた場合、冷却孔１００を配設しなくてもよい。
　図７は、第２実施形態のシールプレート３８ｂの構成を示す図である。このシールプレート３８ｂでは、冷却媒体を通過させる冷媒通流部として、その中央部にスリット９２が１つ形成されている。このスリット９２は、縦横比が例えば２以上となっている。冷却媒体を通過させるスリット９２は、静翼３１の外輪側壁５０と、隣接する静翼３１の外輪側壁５０との間に形成された隙間に配設されている。
　図８は、第３実施形態のシールプレート３８ｃの構成を示す図である。このシールプレート３８ｃでは、冷却媒体を通過させる冷媒通流部が、その中央部に形成された切欠部９３によって構成されている。すなわち、この切欠部９３によって、静翼３１の外輪側壁５０と隣接する静翼３１の外輪側壁５０との間に、冷却媒体を通過させる開口部が形成されている。なお、切欠部９３の位置は、シールプレート３８ｃの長手方向中央部に限らない。例えば、シールプレート３８の上端部に切欠部９３を備え、外輪側壁５０の外周側に開口部を配置してもよい。
　図９は、第４実施形態のシールプレート３８ｄの構成を示す図である。このシールプレート３８ｄは、シールプレート３８ｄの長手方向のサイズを通常のものより例えば２ｍｍ以上短くしたものである。これによって、静翼３１の外輪側壁５０と隣接する静翼３１の外輪側壁５０の間に、冷却媒体を通過させる冷媒通流部としての開口部９４が形成されている。図９は、シールプレート３８ｄの上端側に開口部９４が形成されている例を示している。
　図１０は、第５実施形態のシールプレート３８ｅの構成を示す図である。このシールプレート３８ｅでは、シールプレート３８ｅを嵌合させるための溝に複数（図１０は２つの例を示している。）のシールプレート３８ｅを配設し、複数のシールプレート３８ｅの間に隙間を明けて、この隙間の部分に、冷却媒体を通過させる冷媒通流部としての開口部９５を形成している。なお、上記シールプレート３８ｅの間の隙間は、例えば２ｍｍ以上とすることが好ましい。また、図１０では、同様な長さの２枚のシールプレート３８ｅとし、これらの間の中央部に開口部９５を形成した例を示している。しかし、２枚のシールプレート３８ｅの長さを異ならせ、中央部から上下いずれかに偏った位置に開口部９５を形成してもよい。
　以上説明したように、上記の各実施形態によれば、静翼および静翼後方のシュラウドセグメントの冷却に使用される冷却媒体を適正量供給することができ、効率良く冷却することができる。なお、冷却媒体を通過させる冷媒通流部が形成されたシールプレート３８ａ～３８ｅの配置部位は上記に限らず他の部位であってもよい。
　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。
　１０…ガスタービン設備、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、３０…ケーシング、３１…静翼、３２…タービンロータ、３３…ロータディスク、３４…動翼、３５…シュラウドセグメント、３６…空隙部、３７…燃焼ガス通路、３８，３８ａ，３８ｂ，３８ｃ，３８ｄ，３８ｅ…シールプレート、４０…翼有効部、４１…中空部、４１ａ…内壁、４２，４３…貫通孔、５０…外輪側壁、５１…開口溝、５１ａ，５１ｂ…開口、５２…平板、５３…空隙部、５５…冷却孔、５６…冷却孔、５７…係合突出部、５９…突出部、６０…内輪側壁、６１，６２…空隙部、６３…平板、６５…冷却孔、６６…冷却孔、７０…インサート部材、７１…板状部、７２，７３…開口、７５…筒体部、７５ａ…外側面、７６…噴出孔、８０…係合部溝、９０…嵌合部、９１…円孔、９２…スリット、９３…切欠部、９４，９５…開口部、１００…冷却孔、１１０…本体部、１１１…空隙部、１１１ａ…、１１２…噴出孔、１２０…板状部材、１２１…噴出孔。

Claims (7)

  1. 　翼有効部と、前記翼有効部の外周側に設けられた外輪側壁と、前記翼有効部の内周側に設けられた内輪側壁と、前記翼有効部と前記外輪側壁と前記内輪側壁を内部に冷却媒体を通過させて冷却する冷却通路とを有する静翼と、
    　円筒状のケーシング内に、周方向に沿って配置された前記静翼の前記外輪側壁および前記内輪側壁と、隣接する前記静翼の前記外輪側壁および前記内輪側壁との隙間に配設され、前記外輪側壁および前記内輪側壁に配設された溝に嵌合する複数のシールプレートと、
    　複数の前記シールプレートのうち１個以上に配設され、前記冷却媒体を通過させるための１又は複数の冷媒通流部と
    　を具備することを特徴とするタービン静翼列。
  2. 　前記冷媒通流部が、前記静翼の前記外輪側壁と、隣接する前記静翼の前記外輪側壁との間に配設された前記シールプレートに設けられていることを特徴とする請求項１記載のタービン静翼列。
  3. 　前記冷媒通流部が、スリット状とされていることを特徴とする請求項１又は２記載のタービン静翼列。
  4. 　前記冷媒通流部が、前記シールプレートに形成された切欠部であることを特徴とする請求項１又は２記載のタービン静翼列。
  5. 　前記冷媒通流部が配設された前記シールプレートが、前記ケーシングの周方向に沿って１８０°離れた位置に夫々設けられていることを特徴とする請求項１乃至４いずれか１項記載のタービン静翼列。
  6. 　前記冷媒通流部が配設された前記シールプレートが、前記ケーシングの周方向に沿って９０°離れた位置に夫々設けられていることを特徴とする請求項１乃至４いずれか１項記載のタービン静翼列。
  7. 　請求項１乃至６いずれか１項記載のタービン静翼列を具備したことを特徴とするタービン。
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