WO2023095721A1 - タービン静翼 - Google Patents

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WO2023095721A1
WO2023095721A1 PCT/JP2022/042830 JP2022042830W WO2023095721A1 WO 2023095721 A1 WO2023095721 A1 WO 2023095721A1 JP 2022042830 W JP2022042830 W JP 2022042830W WO 2023095721 A1 WO2023095721 A1 WO 2023095721A1
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WO
WIPO (PCT)
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shroud
turbine
passage
cooling
airfoil
Prior art date
Application number
PCT/JP2022/042830
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English (en)
French (fr)
Inventor
将佳 八田
一毅 森本
進 若園
Original Assignee
三菱重工業株式会社
三菱パワー株式会社
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 三菱重工業株式会社, 三菱パワー株式会社 filed Critical 三菱重工業株式会社
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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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air

Definitions

  • turbine stator blades used in gas turbines and the like are exposed to high-temperature fluid such as combustion gas, so they have a structure for cooling.
  • high-temperature fluid such as combustion gas
  • the stator vane main body (airfoil portion), the inner shroud, and the outer shroud are each cooled with cooling air (see Patent Document 1).
  • At least one embodiment of the present disclosure aims to improve turbine efficiency by optimizing cooling of turbine stator vanes.
  • a turbine stator vane an airfoil; an inner shroud provided on the inner peripheral side of the airfoil; an outer shroud provided on the outer peripheral side of the airfoil; with The inner shroud has a first recess formed on the surface opposite to the airfoil portion across the gas path surface of the inner shroud, The outer shroud communicates with a second recess formed on a surface of the outer shroud on the opposite side of the airfoil with respect to the gas path surface of the outer shroud, and the second recess, and is located inside the airfoil. at least one outer passage that is out of communication with the space; The number of outer passages is greater than the number of inner passages in the inner shroud communicating with the first recess and not communicating with the space inside the airfoil.
  • turbine stator blade cooling can be optimized to improve turbine efficiency.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a gas turbine 1 of one embodiment in which turbine stator vanes according to some embodiments are used;
  • FIG. 1 is a schematic internal cross-sectional view of a turbine stator vane of one embodiment;
  • FIG. 4 is a schematic internal cross-sectional view of a turbine stator blade of another embodiment;
  • FIG. 8 is a schematic internal cross-sectional view of a turbine stator blade of still another embodiment;
  • FIG. 5 is a view of the trailing edge side end face of the outer shroud in the turbine stator blade shown in FIGS. 2 to 4 as seen from the downstream side;
  • 3 is a view of the trailing edge side end surface of the inner shroud in the turbine stator blade shown in FIG. 2 as viewed from the downstream side;
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a gas turbine 1 of one embodiment in which turbine stator vanes according to some embodiments are used;
  • FIG. 1 is a schematic internal cross-sectional view of a turbine stator van
  • expressions that express shapes such as squares and cylinders do not only represent shapes such as squares and cylinders in a geometrically strict sense, but also include irregularities and chamfers to the extent that the same effect can be obtained. Shapes including parts etc. shall also be represented.
  • the expressions “comprising”, “comprising”, “having”, “including”, or “having” one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing a gas turbine 1 of one embodiment in which turbine stator vanes according to some embodiments are used.
  • a gas turbine 1 according to one embodiment includes a compressor 2 for generating compressed air, a combustor 4 for generating combustion gas using the compressed air and fuel, and a combustion gas a turbine 6 configured to be rotationally driven by a.
  • a generator (not shown) is connected to the turbine 6 so that rotational energy of the turbine 6 is used to generate power.
  • the compressor 2 is provided on the inlet side of the compressor casing 10 and the compressor casing 10, and has an air intake port 12 for taking in air, and penetrates both the compressor casing 10 and a turbine casing 22, which will be described later. It has a rotor shaft 8 provided and various blades arranged in a compressor casing 10 .
  • the various vanes are an inlet guide vane 14 provided on the air intake 12 side, a plurality of compressor stator vanes 16 fixed on the compressor casing 10 side, and axially alternating with respect to the compressor stator vanes 16. a plurality of compressor rotor blades 18 implanted on the rotor shaft 8 so as to be arranged in a row.
  • the compressor 2 may include other components such as an air bleed chamber (not shown).
  • air taken in from the air intake port 12 passes through a plurality of compressor stator vanes 16 and a plurality of compressor rotor blades 18 and is compressed to generate compressed air. Compressed air is then sent from the compressor 2 to the combustor 4 on the downstream side.
  • the combustor 4 is arranged inside a casing (combustor compartment) 20 . As shown in FIG. 1 , a plurality of combustors 4 may be annularly arranged around the rotor shaft 8 in the casing 20 .
  • the combustor 4 is supplied with fuel and compressed air generated by the compressor 2 , and combusts the fuel to generate high-temperature, high-pressure combustion gas, which is the working fluid of the turbine 6 . The combustion gas is then sent from the combustor 4 to the downstream turbine 6 .
  • the turbine 6 includes a turbine casing (casing) 22 and various turbine blades arranged within the turbine casing 22 .
  • the various turbine blades are a plurality of turbine stator vanes 100 fixed to the turbine casing 22 side and a plurality of turbine stator vanes 100 implanted in the rotor shaft 8 so as to be alternately arranged in the axial direction with respect to the turbine stator vanes 100 . and a turbine rotor blade 24 .
  • the rotor shaft 8 extends in the axial direction (horizontal direction in FIG. 1), and the combustion gas flows from the combustor 4 side toward the exhaust casing 28 side (from the left side to the right side in FIG. 1). flow. Therefore, in FIG.
  • the turbine stator vane 100 includes a first stage stator vane 31, a second stage stator vane 32, and a third stage stator vane 33 which are provided in order from the upstream side in the axial direction.
  • the turbine rotor blades 24 are configured to generate rotational driving force from high-temperature, high-pressure combustion gas flowing inside the turbine casing 22 together with the turbine stator blades 100 .
  • a generator connected to the rotor shaft 8 is driven by the rotational driving force being transmitted to the rotor shaft 8 .
  • An exhaust chamber 29 is connected to an axially downstream side of the turbine casing 22 via an exhaust casing 28 .
  • the combustion gas after driving the turbine 6 is discharged to the outside through the exhaust vehicle chamber 28 and the exhaust chamber 29 .
  • FIG. 2 is a schematic internal cross-sectional view of the turbine stator vane 100 of one embodiment, representing a cross-section along the camber line of the airfoil.
  • FIG. 3 is a schematic internal cross-sectional view of a turbine stator blade 100 of another embodiment, showing a cross-section along the camber line of the airfoil portion.
  • FIG. 4 is a schematic internal cross-sectional view of a turbine stator blade 100 of still another embodiment, showing a cross section along the camber line of the airfoil.
  • the first stage stator vane 31 or the second stage stator vane 32 may have the same structure as the third stage stator vane 33 .
  • the turbine stator vane 100 when the gas turbine 1 according to one embodiment has the turbine stator vane 100 axially downstream of the third stage stator vane 33 , the turbine stator vane 100 has the same structure as the third stage stator vane 33 . You may have
  • a turbine stator vane 100 includes a blade body 101 , an impingement plate 130 and an air pipe 127 .
  • the airfoil 101 according to some embodiments includes an airfoil portion 110 having therein a plurality of cooling passages 111 separated by partition walls 140, and a tip 110c side of the airfoil portion 110, that is, provided radially outward. It includes an outer shroud 121 and an inner shroud 122 provided on the base end 110d side (base end side) of the airfoil portion 110, that is, radially inward.
  • the radial direction is also referred to as the blade height direction of the airfoil portion 110 or simply the blade height direction.
  • the plurality of cooling passages 111 are first cooling passages 111a, second cooling passages 111b, and third cooling passages in order from the leading edge 110a side to the trailing edge 110b side of the airfoil portion 110. 111c, fourth cooling channel 111d, and fifth cooling channel 111e.
  • the cooling channels 111 are simply referred to. sometimes referred to as
  • the first cooling flow path 111a and the second cooling flow path 111b are separated by the partition wall 140, and the second cooling flow path 111b and the third cooling flow path 111c are separated from each other. , separated by a partition wall 140 .
  • a partition wall 140 separates the third cooling channel 111c from the fourth cooling channel 111d, and a partition wall 140 separates the fourth cooling channel 111d from the fifth cooling channel 111e.
  • the gas path surface is the surface with which the combustion gases contact when the turbine stator vane 100 according to some embodiments is arranged in a turbine, and is shown in FIGS. 4 correspond to the outer surfaces 121a, 122a of the outer shroud 121 and the inner shroud 122 shown in FIG.
  • the airfoil portion 110 and the shrouds 121, 122 are manufactured by casting, for example.
  • the first turn-up flow path 112a connects the first cooling flow path 111a and the second cooling flow path 111b, and the second turn-up flow path 112b
  • the second cooling channel 111b and the third cooling channel 111c are communicated with each other.
  • the third turn-around flow path 112c connects the third cooling flow path 111c and the fourth cooling flow path 111d
  • the fourth turn-up flow path 112d connects the fourth cooling flow path 111d and the fifth cooling flow path. 111e.
  • the vicinity of the trailing edge 110b of the airfoil portion 110 communicates with the fifth cooling passage 111e on the upstream side in the flow direction of the cooling medium.
  • a plurality of cooling holes 113 are formed, the downstream side of which opens to the end of the trailing edge 110b. 2 and 3, the inner shroud 122 communicates with the fifth cooling passage 111e on the upstream side in the flow direction of the cooling medium, and communicates with the fifth cooling passage 111e on the downstream side.
  • at least one outlet passage 118 is formed opening in the trailing edge side end face 122c of the inner shroud 122 .
  • the inner shroud 122 communicates with the fifth cooling passage 111e on the upstream side in the flow direction of the cooling medium, and the downstream side, for example, after the downstream rib 161b described later.
  • At least one outlet passage 118 is formed that opens into the edge-side end face 161c.
  • serpentine flow paths 115 including multiple cooling flow paths 111 and multiple turn-up flow paths 112 are formed.
  • An outer wall portion 123 is formed extending in the direction opposite to the gas path surface.
  • the outer shroud 121 is provided with an impingement plate 130 fixed to the outer wall portion 123 and having a plurality of through holes 114 (outer impingement holes 114o).
  • the outer shroud 121 has a space between the impingement plate 130 and the inner surface 121b of the outer shroud 121 in the second recess surrounded by the outer wall 123 (that is, the inner space 116 of the outer shroud 121), At least one outer passage 172 is formed to communicate with the outside of the turbine stator blade 100 (the outside of the airfoil portion 110). In some embodiments of the turbine stator vane 100 shown in FIGS. 2-4 , at least one outer passage 172 is formed at the trailing edge side end 125 axially downstream of the interior space 116 . In turbine stator blades 100 according to some embodiments shown in FIGS. 2 to 4 , an outlet end 172o of outer passage 172 opens, for example, at trailing edge side end surface 125c of outer shroud 121 .
  • the inner shroud 122 has a blade protruding inward in the blade height direction from the inner surface 122b of the inner shroud 122 and arranged on the leading edge 110a side. and a downstream rib 161b disposed on the side of the trailing edge 110b.
  • an impingement plate 130 that partitions the internal space 117 and has a plurality of through holes 114 (inner impingement holes 114i) is arranged between the upstream rib 161a and the downstream rib 161b.
  • the impingement plate 130 is not arranged in the turbine stator blade 100 shown in FIGS. 3 and 4 .
  • the inner shroud 122 includes the impingement plate 130 and the inner shroud in the first recess (that is, the inner space 117 of the inner shroud 122) between the upstream rib 161a and the downstream rib 161b.
  • At least one inner passage 171 is formed to communicate between the space between the inner surface 122b of the nozzle 122 and the outside of the turbine stationary blade 100 (the outside of the airfoil portion 110).
  • at least one inner passage 171 is formed in the trailing edge side end 126 axially downstream of the inner space 117 .
  • the inner passage 171 and the outlet passage 118 are shown shifted in the blade height direction for convenience of illustration. They may be formed at the same position in the height direction.
  • the inner passage 171 does not communicate with the space 110 i inside the airfoil portion 110 .
  • the fact that the inner passage 171 is not in communication with the space 110i inside the airfoil portion 110 means that the direct connection destination of the inner passage 171 is not the space 110i inside the airfoil portion 110.
  • the fact that the inner passage 171 is not in communication with the space 110 i inside the airfoil portion 110 means that all the end openings (the inlet end 171 i and the outlet end 171 o ) of the inner passage 171 are inside the airfoil portion 110 . It means that it does not face the space 110i.
  • the space 110i inside the airfoil portion 110 is formed inside the airfoil portion 110 (the region between the outer surface 121a of the outer shroud 121 and the outer surface 122a of the inner shroud 122). , including, for example, serpentine channels 115 .
  • the inner passage 171 is not formed in the turbine stator blade 100 shown in FIGS. 3 and 4 .
  • the turbine stator blade 100 includes an air pipe 127 passing through the airfoil portion 110, for example, in the blade height direction within the second cooling passage 111b. .
  • One end of the air pipe 127 opens into the internal space 117 formed in the retaining ring 162 supported by the inner shroud 122 .
  • the retaining ring 162 is supported by the inner shroud 122 via upstream ribs 161 a and downstream ribs 161 b of the inner shroud 122 .
  • the retaining ring 162 has, for example, a through hole 162a on its bottom surface.
  • Compressed air extracted from the compressor 2 is used as the cooling medium supplied to the turbine stationary blades 100, for example.
  • the cooling medium flows into the first cooling passage 111a through the opening 133 formed in the outer shroud 121, and flows through the first cooling passage 111a along the blade height direction to the tip 110c as indicated by the arrow b. side toward the proximal end 110d.
  • the cooling medium that has flowed into the first cooling channel 111a flows through the turn-back channels 112 and the cooling channels 111 in order, as indicated by arrows c to j.
  • the coolant flows within the airfoil 110 from the leading edge 110a toward the trailing edge 110b in the same direction as the main flow of the combustion gases.
  • the cooling medium that has flowed into the fifth cooling passage 111e is discharged into the combustion gas outside the airfoil portion 110 through a plurality of cooling holes 113 opening at the trailing edge 110b, as indicated by arrows k1. Also, the cooling medium that has flowed into the fifth cooling passage 111e is discharged into the combustion gas outside the airfoil portion 110 through the outlet passage 118, as indicated by an arrow k2.
  • the cooling medium supplied from the outside into the radially outer (tip 110c side) region (internal space 116) is sprayed onto the radially outer (tip 110c side) inner surface 121b of the bottom portion 124 of the outer shroud 121.
  • the cooling medium performs impingement cooling (impingement cooling) on the inner surface 121b.
  • impingement cooling impingement cooling
  • the cooling medium that has cooled the bottom portion 124 of the outer shroud 121 is discharged into the combustion gas outside the airfoil portion 110 from the second recessed portion (internal space 116 ) through the plurality of outer passages 172 .
  • the cooling medium Ac supplied from the internal space 116 of the outer shroud 121 is supplied via the air pipe 127 to the internal space 117 formed in the retaining ring 162 on the inner shroud 122 side.
  • the cooling medium Ac impinges on the inner surface 122 b of the inner shroud 122 through the plurality of through holes 114 of the impingement plate 130 arranged in the inner shroud 122 .
  • Applied as cooling air for cooling impingement cooling
  • the remaining cooling medium Ac is supplied to the inter-stage cavity (not shown) through the flow holes 162a, and serves as purge air to prevent the combustion gas from flowing back into the inter-stage cavity. ing.
  • the cooling medium Ac that has cooled the inner surface 122b of the inner shroud 122 flows through the inner passage 171 from the first recess (internal space 117) to the combustion gas outside the airfoil portion 110. discharged inside.
  • the cooling medium Ac supplied to the internal space 117 is supplied to an inter-stage cavity (not shown) through the flow hole 162a, and the combustion gas is used as the purge air. This prevents the phenomenon of backflow into the inter-cavity.
  • the turbine stator vane 100 according to some embodiments shown in FIGS. and an outer shroud 121 provided on the outer peripheral side of the portion 110 .
  • the turbine stator vane 100 according to some embodiments shown in FIGS. It has a first recess (internal space 117) formed in the .
  • the fact that the outer passage 172 is not in communication with the space 110i inside the airfoil portion 110 means that the direct connection destination of the outer passage 172 is not the space 110i inside the airfoil portion 110. . That is, the fact that the outer passage 172 is not in communication with the space 110i inside the airfoil portion 110 means that all the end openings (the inlet end 172i and the outlet end 172o) of the outer passage 172 are inside the airfoil portion 110. It means that it does not face the space 110i.
  • the number of the outer passages 172 is made larger than the number of the inner passages 171 . Therefore, since the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121, excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized. This can improve turbine efficiency
  • the turbine stationary blade 100 may be configured to satisfy any one of the following conditions (A), (B), or (C).
  • (A) Inner shroud 122 does not have inner passage 171 .
  • (B) The inner shroud 122 has one inner passage 171, and the cross-sectional area Si of the outlet end 171o of the one inner passage 171 is equal to the cross-sectional area So of the outlet end 172o of the at least one outer passage 172. is smaller than the sum of ⁇ So.
  • the inner shroud 122 has two or more inner passages 171, and the value obtained by dividing the interval Pi between the inner passages 171 by the diameter Di of the inner passages 171 (Pi/Di) is the distance between the outer passages 172. It is larger than the value obtained by dividing the interval Po by the diameter Do of the outer passage 172 (Po/Do).
  • the impingement plate 130 is arranged in the internal space 117, the inner passage 171 is formed in the turbine stator blade 100, and the inner surface 122b of the inner shroud 122 is a condition that applies when impingement cooling is possible.
  • the inner shroud 122 has one inner passage 171, and the cross-sectional area Si of the outlet end 171o of this one inner passage 171 is equal to the outlet end of the at least one outer passage 172.
  • the circulation amount of the cooling medium in the inner passage 171 can be suppressed below the total amount of the circulation amount of the cooling medium in all the outer passages 172 .
  • the cooling capacity of the inner shroud can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud, so excessive cooling of the inner shroud can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades can be optimized. Therefore, turbine efficiency can be improved.
  • FIG. 5 is a view of the trailing edge side end face 125c of the outer shroud 121 in the turbine stator blade 100 shown in FIGS. 2 to 4, viewed from the downstream side.
  • FIG. 6 is a view of the trailing edge side end face 122c of the inner shroud 122 in the turbine stator blade 100 shown in FIG. 2 as seen from the downstream side.
  • the inner shroud 122 has two or more inner passages 171, and the value obtained by dividing the interval Pi between the inner passages 171 by the diameter Di of the inner passages 171 (Pi/Di) is If the interval Po between the outer passages 172 is larger than the value (Po/Do) obtained by dividing the distance Po between the outer passages 172 by the diameter Do of the outer passages 172, the total amount of circulation of the cooling medium in all the inner passages 171 is equal to the cooling amount in all the outer passages 172. It can be suppressed more than the total amount of circulation of the medium.
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121 , so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized. Therefore, turbine efficiency can be improved.
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 is increased to the outer side by configuring the turbine stator vane 100 so as to satisfy any one of the following conditions (A), (B), or (C). Since the cooling capacity of the shroud 121 can be suppressed, excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed, and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized. As a result, turbine efficiency can be improved.
  • the total value ⁇ Si of the cross-sectional area Si of the outlet end 171o of the inner passage 171 is the area Sig of the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 and the area Sit of the end surface 122c of the inner shroud 122 on the trailing edge side.
  • the value ( ⁇ Si/(Sig+Sit)) obtained by dividing the total value of ⁇ Si/(Sig+Sit) is the total value ⁇ So of the cross-sectional area So of the outlet end 172o of the outer passage 172, the area Sog of the gas path surface (outer surface 121a) of the outer shroud 121, and the outer shroud It is preferably smaller than the value ( ⁇ So/(Sog+Sot)) divided by the sum of the area Sot of the end face 125c on the trailing edge side of 121 and the area Sot.
  • the total area of the area (Sig, Sog) of the gas path surfaces (outer surfaces 121a, 122a) and the area (Sot, Sit) of the end faces 125c, 122c on the trailing edge side of the shrouds 121, 122 is compared per unit area. Then, the flow rate of the cooling medium flowing through the inner passage 171 becomes smaller than the flow rate of the cooling medium flowing through the outer passage 172 . As a result, the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121 , so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized.
  • the total value ⁇ Si1 of the cross-sectional areas Si1 of the outlet ends 171o that open at the trailing edge side end face 122c of the inner shroud 122 is
  • the value ( ⁇ Si1/Sit) divided by the area Sit of the outer passage 172 is the total value ⁇ So1 of the cross-sectional area So1 of the outlet end 172o of the outer passage 172 that opens to the end face 125c on the trailing edge side of the outer shroud 121. It is preferably smaller than the value ( ⁇ So1/Sot) divided by the area Sot of the end face 125c on the trailing edge side of the shroud 121 .
  • the flow rate of the cooling medium flowing through the inner passage 171 is smaller than the flow rate of the cooling medium flowing through the outer passage 172 when compared per unit area of the end faces 125 c and 122 c on the trailing edge side of the shrouds 121 and 122 .
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121 , so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized.
  • the opening density of the inner impingement holes 114 i for impingement cooling the inner shroud 122 may be less than the opening density of the outer impingement holes 114 o for impingement cooling the outer shroud 121 .
  • the opening density of the inner impingement holes 114 i is a value obtained by dividing the total opening area of the inner impingement holes 114 i by the area of the impingement plate 130 arranged in the inner shroud 122 .
  • the opening density of the outer impingement holes 114 o is a value obtained by dividing the total opening area of the outer impingement holes 114 o by the area of the impingement plate 130 arranged in the outer shroud 121 .
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121 , so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized.
  • the opening density of the inner impingement holes 114i for impingement cooling the inner shroud 122 is smaller than the opening density of the outer impingement holes 114o for impingement cooling the outer shroud 121. 3 or 4, the impingement plate 130 having the inner impingement holes 114i for impingement cooling the inner shroud 122 has zero opening density. is not attached. In this case, by not performing impingement cooling of the inner shroud 122, excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed, and cooling of the turbine stationary blade 100 can be optimized.
  • the airfoil portion 110, the gas path surface (outer surface 121a) of the outer shroud 121, and the like may be provided with a thermal barrier coating 180.
  • FIG. The application range of the thermal barrier coating 180 on the turbine stator blade 100 shown in FIGS. and a surface 175s of the fillet portion 175 connecting the surface 110s of the airfoil portion 110 and the outer surface 122a of the inner shroud 122 (see FIG. 2).
  • the inner shroud 122 has sufficient cooling capacity, it is conceivable to reduce the manufacturing cost of the turbine stationary blade 100 by narrowing the application range of the thermal barrier coating 180 whose application cost is relatively high. That is, if cooling of the inner shroud 122 by the cooling medium is suppressed as described above, the temperature of the inner shroud 122 becomes relatively close to the combustion gas temperature on the hub side. In such a case, there is little need to apply a thermal barrier coating 180 to the outer surface 122a of the inner shroud 122 to lower the temperature of the inner shroud 122 below the combustion gas temperature on the hub side.
  • the outer surface 122a of the inner shroud 122 is not provided with the thermal barrier coating 180.
  • the thermal barrier coating 180 may be applied to a part of the outer surface 122a of the inner shroud 122 instead of the entire outer surface 122a.
  • outer surface 122 a of inner shroud 122 does not include surface 175 s of fillet portion 175 connecting surface 110 s of airfoil portion 110 and outer surface 122 a of inner shroud 122 .
  • the application area Sic of the thermal barrier coating 180 applied to the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 is the area Sig of the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122.
  • the divided value (Sic/Sig) is obtained by dividing the application area Soc of the thermal barrier coating 180 applied to the gas path surface (outer surface 121a) of the outer shroud 121 by the area Sog of the gas path surface (outer surface 121a) of the outer shroud 121. may be smaller than the value (Soc/Sog).
  • the above-described value (Sic/Sig) is smaller than the value (Soc/Sog) because the thermal barrier coating 180 applied to the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 has a zero construction area Sic. is also included. That is, as described above, the inner shroud 122 may not have the thermal barrier coating 180 applied to the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 . Thus, by narrowing the application range of the thermal barrier coating on the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122, the manufacturing cost of the turbine stationary blade 100 can be suppressed.
  • the inner shroud 122 has an outlet passage 118 that communicates with the space 110i inside the airfoil portion 110 and does not communicate with the first recess (internal space 117).
  • the cooling medium when the cooling medium is supplied to the serpentine flow path 115 which is the space 110 i inside the airfoil portion 110 , the cooling medium can be discharged to the outside of the turbine stationary blade 100 through the outlet passage 118 .
  • the space 110i inside the airfoil portion 110 described above may be a cooling medium flow path formed inside the airfoil portion 110 other than the serpentine flow path 115 .
  • the turbine vanes 100 shown in FIGS. 2-4 may be turbine third stage vanes (third stage vanes 33), as described above.
  • the inner shroud By suppressing excessive cooling of 122, cooling of turbine stator vane 100 (third stage stator vane 33) can be optimized.
  • the present disclosure is not limited to the above-described embodiments, and includes modifications of the above-described embodiments and modes in which these modes are combined as appropriate.
  • the outlet ends 171o of the inner passages 171 are formed on the trailing end face 122c of the inner shroud 122, but at least some of the outlet ends 171o are formed outside the inner shroud 122. It may be formed on the surface 122a.
  • the outlet ends 172o of the outer passages 172 are formed on the trailing end face 125c of the outer shroud 121, but at least some of the outlet ends 172o are formed outside the outer shroud 121. It may be formed on the surface 121a.
  • the outlet end 118o of the outlet passage 118 is formed in the trailing end face 122c of the inner shroud 122 or the trailing end face 161c of the downstream rib 161b, but at least one Outlet end 118 o of the section may be formed on outer surface 122 a of inner shroud 122 .
  • a turbine stator vane 100 includes an airfoil portion 110, an inner shroud 122 provided on the inner peripheral side of the airfoil portion 110, and an outer peripheral side of the airfoil portion 110. and an outer shroud 121 .
  • the inner shroud 122 has a first recess (internal space 117) formed on the surface opposite to the airfoil portion 110 with the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 interposed therebetween.
  • the outer shroud 121 includes a second recess (internal space 116) formed on the surface opposite to the airfoil portion 110 across the gas path surface (outer surface 121a) of the outer shroud 121, and a second recess (internal space 116 ) and out of communication with the interior space 110i of the airfoil 110 (eg, the serpentine flowpath 115).
  • the number of outer passages 172 is equal to the number of inner passages 171 that communicate with the first recess (interior space 117) in inner shroud 122 and that are out of communication with space 110i (e.g., serpentine flow passage 115) inside airfoil portion 110. more than numbers.
  • the configuration of (1) above preferably satisfies any one of the following conditions (A), (B), or (C).
  • (A) Inner shroud 122 does not have inner passage 171 .
  • (B) The inner shroud 122 has one inner passage 171, and the cross-sectional area Si of the outlet end 171o of the one inner passage 171 is equal to the cross-sectional area So of the outlet end 172o of the at least one outer passage 172. is smaller than the sum of ⁇ So.
  • the inner shroud 122 has two or more inner passages 171, and the value obtained by dividing the interval Pi between the inner passages 171 by the diameter Di of the inner passages 171 (Pi/Di) is the distance between the outer passages 172. It is larger than the value obtained by dividing the interval Po by the diameter Do of the outer passage 172 (Po/Do).
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121. , the excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed, and the cooling of the turbine stator vanes 100 can be optimized. As a result, turbine efficiency can be improved.
  • the total value ⁇ Si of the cross-sectional area Si of the outlet end 171o of the inner passage 171 is the area Sig of the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 and the inner side
  • the value ( ⁇ Si/(Sig+Sit)) obtained by dividing the total value of the area Sit of the end face 122c on the trailing edge side of the shroud 122 is the total value ⁇ So of the cross-sectional areas So of the outlet end 172o of the outer passage 172 and the gas path surface of the outer shroud 121. It is preferably smaller than the sum of the area Sog of the outer surface 121a and the area Sot of the end face 125c on the trailing edge side of the outer shroud 121 ( ⁇ So/(Sog+Sot)).
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121 , so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized.
  • the cross-sectional area of the outlet end 171o of the inner passage 171 that opens to the end surface 122c on the trailing edge side of the inner shroud 122 The value ( ⁇ Si1/Sit) obtained by dividing the total value ⁇ Si1 of Si1 by the area Sit of the end face 122c on the trailing edge side of the inner shroud 122 ( ⁇ Si1/Sit)) is It is preferably smaller than the value ( ⁇ So1/Sot) obtained by dividing the total value ⁇ So1 of the cross-sectional areas So1 of the open outlet end 172o by the area Sot of the end face 125c on the trailing edge side of the outer shroud 121 .
  • the flow rate of the cooling medium flowing through the inner passage 171 is equal to that of the cooling medium flowing through the outer passage 172. less than the flow rate of As a result, the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121 , so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized.
  • the opening density of the inner impingement holes 114 i for impingement cooling the inner shroud 122 is such that the outer shroud 121 is impinged. It is preferably smaller than the opening density of the outer impingement holes 114o for cooling.
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121, so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized.
  • the impingement plate 130 having the inner impingement holes 114i may not be attached to the inner shroud.
  • the application area Sic of the thermal barrier coating 180 applied to the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 is The value (Sic/Sig) obtained by dividing the area Sig of the gas path surface (outer surface 122a) of the shroud 122 is the construction area Soc of the thermal barrier coating 180 applied to the gas path surface (outer surface 121a) of the outer shroud 121 divided by the outer shroud. It may be smaller than the value (Soc/Sog) divided by the area Sog of the gas path surface (outer surface 121a) of 121 .
  • the manufacturing cost of the turbine stationary blade 100 can be reduced by narrowing the application range of the thermal barrier coating whose application cost is relatively high. According to the above configuration (7), the manufacturing cost of the turbine stationary blade 100 can be suppressed by narrowing the application range of the thermal barrier coating 180 on the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 .
  • the inner shroud 122 may not have the thermal barrier coating 180 applied to the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 .
  • the manufacturing cost of the turbine stationary blade 100 can be suppressed by not applying the thermal barrier coating 180 to the gas path surface (outer surface 122a) of the inner shroud 122 .
  • the inner shroud 122 communicates with the space 110i (eg, the serpentine flow path 115) inside the airfoil portion 110, It may have an outlet passage 118 that is not in communication with the first recess (internal space 117).
  • the cooling medium when the cooling medium is supplied to the space 110i (for example, the serpentine flow path 115) inside the airfoil portion 110, the cooling medium is supplied to the turbine stationary blade 100 through the outlet passage 118. can be discharged to the outside of the space 110i (for example, the serpentine flow path 115) inside the airfoil portion 110.
  • the space 110i inside the airfoil portion 110 to which the outlet passage 118 communicates is a serpentine flow path 115 for cooling the airfoil portion 110.
  • the cooling medium supplied to the serpentine passage 115 for cooling the airfoil portion 110 can be discharged to the outside of the turbine stationary blade 100 through the outlet passage 118 .
  • a turbine stator vane 100 includes an airfoil portion 110, an inner shroud 122 provided on the inner peripheral side of the airfoil portion 110, and an outer peripheral side of the airfoil portion 110. and an outer shroud 121 .
  • the opening density of the inner impingement holes 114 i for impingement cooling the inner shroud 122 is smaller than the opening density of the outer impingement holes 114 o for impingement cooling the outer shroud 121 .
  • the cooling capacity of the inner shroud 122 can be suppressed more than the cooling capacity of the outer shroud 121, so excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed and cooling of the turbine stationary blades 100 can be optimized. . As a result, turbine efficiency can be improved.
  • the turbine stator vane 100 may be a turbine third stage stator vane (third stage stator vane 33).
  • the temperature of the combustion gas on the hub side of the turbine third stage stator vane (third stage stator vane 33) is lower than previously assumed, and the metal temperature of the inner shroud 122 of the turbine third stage stator vane (third stage stator vane 33) is lower than previously assumed, excessive cooling of the inner shroud 122 can be suppressed to optimize cooling of the turbine stator vane 100 (third stage stator vane 33).

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Abstract

本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン静翼は、翼型部と、翼型部の内周側に設けられる内側シュラウドと、翼型部の外周側に設けられる外側シュラウドと、を備える。内側シュラウドは、内側シュラウドのガスパス面を挟んで翼型部とは反対側の面に形成された第１凹部を有する。外側シュラウドは、外側シュラウドのガスパス面を挟んで翼型部とは反対側の面に形成された第２凹部と、第２凹部に連通し、且つ、翼型部の内部の空間と非連通である少なくとも１つの外側通路とを有する。外側通路の数は、内側シュラウドにおいて第１凹部に連通し、且つ、翼型部の内部の空間と非連通である内側通路の数よりも多い。

Description

タービン静翼
　本開示は、タービン静翼に関する。
　本願は、２０２１年１１月２９日に日本国特許庁に出願された特願２０２１－１９３２７７号に基づき優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　例えば、ガスタービンなどに用いられるタービン静翼は、燃焼ガス等の高温の流体に曝されるため、冷却のための構造を有している。例えば特許文献１に記載のタービン静翼では、静翼本体（翼型部）と、内側シュラウドと、外側シュラウドとを、それぞれ冷却空気で冷却するようにしている（特許文献１参照）。
国際公開第２０２０／２１３３８１号
　実機における燃焼ガスの温度を測定したところ、ハブ側の燃焼ガス温度が事前の想定よりも低いことが判明し、内側シュラウドのメタル温度も事前の想定よりも低いことが判明した。タービン静翼のメタル温度が事前に想定していた温度よりも低いと、ガスタービンの効率低下を招くため、タービン静翼のメタル温度は、事前に想定していた温度に近い温度であることが望まれる。
　本開示の少なくとも一実施形態は、上述の事情に鑑みて、タービン静翼の冷却を適切化してタービン効率を向上することを目的とする。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン静翼は、
　翼型部と、
　前記翼型部の内周側に設けられる内側シュラウドと、
　前記翼型部の外周側に設けられる外側シュラウドと、
を備え、
　前記内側シュラウドは、前記内側シュラウドのガスパス面を挟んで前記翼型部とは反対側の面に形成された第１凹部を有し、
　前記外側シュラウドは、前記外側シュラウドのガスパス面を挟んで前記翼型部とは反対側の面に形成された第２凹部と、前記第２凹部に連通し、且つ、前記翼型部の内部の空間と非連通である少なくとも１つの外側通路とを有し、
　前記外側通路の数は、前記内側シュラウドにおいて前記第１凹部に連通し、且つ、前記翼型部の内部の空間と非連通である内側通路の数よりも多い。
　本開示の少なくとも一実施形態によれば、タービン静翼の冷却を適切化してタービン効率を向上できる。
幾つかの実施形態に係るタービン静翼が用いられる一実施形態のガスタービン１を示す概略構成図である。 一実施形態のタービン静翼の模式的な内部断面図である。 他の実施形態のタービン静翼の模式的な内部断面図である。 さらに他の実施形態のタービン静翼の模式的な内部断面図である。 図２から図４に示したタービン静翼における外側シュラウドの後縁側の端面を下流側から見た図である。 図２に示したタービン静翼における内側シュラウドの後縁側の端面を下流側から見た図である。
　以下、添付図面を参照して本開示の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本開示の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
　例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
　例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
　例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
　一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。
　図１は、幾つかの実施形態に係るタービン静翼が用いられる一実施形態のガスタービン１を示す概略構成図である。
　図１に示すように、一実施形態に係るガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結され、タービン６の回転エネルギーによって発電が行われるようになっている。
　ガスタービン１における各部位の具体的な構成例について、図１を用いて説明する。
　圧縮機２は、圧縮機車室１０と、圧縮機車室１０の入口側に設けられ、空気を取り込むための空気取入口１２と、圧縮機車室１０及び後述するタービン車室２２を共に貫通するように設けられたロータシャフト８と、圧縮機車室１０内に配置された各種の翼と、を備える。各種の翼は、空気取入口１２側に設けられた入口案内翼１４と、圧縮機車室１０側に固定された複数の圧縮機静翼１６と、圧縮機静翼１６に対して軸方向に交互に配列されるようにロータシャフト８に植設された複数の圧縮機動翼１８と、を含む。なお、圧縮機２は、不図示の抽気室等の他の構成要素を備えていてもよい。このような圧縮機２において、空気取入口１２から取り込まれた空気は、複数の圧縮機静翼１６及び複数の圧縮機動翼１８を通過して圧縮されることで圧縮空気が生成される。そして、圧縮空気は圧縮機２から下流側の燃焼器４に送られる。
　燃焼器４は、ケーシング（燃焼器車室）２０内に配置される。図１に示すように、燃焼器４は、ケーシング２０内にロータシャフト８を中心として環状に複数配置されていてもよい。燃焼器４には燃料と圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給され、燃料を燃焼させることによって、タービン６の作動流体である高温高圧の燃焼ガスを発生させる。そして、燃焼ガスは燃焼器４から後段のタービン６に送られる。
　タービン６は、タービン車室（ケーシング）２２と、タービン車室２２内に配置された各種のタービン翼と、を備える。各種のタービン翼は、タービン車室２２側に固定された複数のタービン静翼１００と、タービン静翼１００に対して軸方向に交互に配列されるようにロータシャフト８に植設された複数のタービン動翼２４と、を含む。
　なお、タービン６では、ロータシャフト８は、軸方向（図１における左右方向）に延在し、燃焼ガスは、燃焼器４側から排気車室２８側（図１における左側から右側）に向かって流れる。したがって、図１では、図示左側が軸方向上流側であり、図示右側が軸方向下流側である。また、以下の説明では、単に径方向と記載した場合、ロータシャフト８に直交する方向の径方向と同じ方向を表すものとする。
　一実施形態に係るガスタービン１では、タービン静翼１００は、軸方向上流側から順に設けられた、第１段静翼３１と、第２段静翼３２と、第３段静翼３３とを含んでいる。
　タービン動翼２４は、タービン静翼１００とともにタービン車室２２内を流れる高温高圧の燃焼ガスから回転駆動力を発生させるように構成される。この回転駆動力がロータシャフト８に伝達されることで、ロータシャフト８に連結された発電機が駆動される。
　タービン車室２２の軸方向下流側には、排気車室２８を介して排気室２９が連結されている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気車室２８及び排気室２９を通って外部へ排出される。
　図２は、一実施形態のタービン静翼１００の模式的な内部断面図であり、翼型部のキャンバーラインに沿った断面を表している。
　図３は、他の実施形態のタービン静翼１００の模式的な内部断面図であり、翼型部のキャンバーラインに沿った断面を表している。
　図４は、さらに他の実施形態のタービン静翼１００の模式的な内部断面図であり、翼型部のキャンバーラインに沿った断面を表している。
　以下、幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００の構造について説明する。
　以下の説明では、第３段静翼３３の構造について説明するが、第１段静翼３１、又は、第２段静翼３２が第３段静翼３３と同様の構造を有していてもよい。また、一実施形態に係るガスタービン１が、第３段静翼３３よりも軸方向下流側にタービン静翼１００を有している場合、このタービン静翼１００が第３段静翼３３と同様の構造を有していてもよい。
　図２から図４に示すように、幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００は、翼体１０１と、インピンジメントプレート１３０と、空気配管１２７とを備えている。
　幾つかの実施形態に係る翼体１０１は、隔壁１４０によって隔てられた複数の冷却流路１１１を内部に有する翼型部１１０、該翼型部１１０の先端１１０ｃ側、すなわち径方向外側に設けられる外側シュラウド１２１、及び、該翼型部１１０の基端１１０ｄ側（基端側）、すなわち径方向内側に設けられる内側シュラウド１２２を含む。なお、以下の説明では、径方向を翼型部１１０の翼高さ方向、又は単に翼高さ方向とも呼ぶ。また、説明の便宜上、複数の冷却流路１１１について、翼型部１１０の前縁１１０ａ側から後縁１１０ｂ側にかけて順に、第１冷却流路１１１ａ、第２冷却流路１１１ｂ、第３冷却流路１１１ｃ、第４冷却流路１１１ｄ、及び、第５冷却流路１１１ｅと呼ぶ。但し、以下の説明では、各冷却流路１１１ａ、１１１ｂ、１１１ｃ、１１１ｄ、１１１ｅを区別する必要がない場合には、符号における番号の後のアルファベットの記載を省略して、単に冷却流路１１１と称することがある。
　幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、第１冷却流路１１１ａと第２冷却流路１１１ｂとは、隔壁１４０によって隔てられ、第２冷却流路１１１ｂと第３冷却流路１１１ｃとは、隔壁１４０によって隔てられている。第３冷却流路１１１ｃと第４冷却流路１１１ｄとは、隔壁１４０によって隔てられ、第４冷却流路１１１ｄと第５冷却流路１１１ｅとは、隔壁１４０によって隔てられている。
　幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、ガスパス面は、幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００がタービンに配置される場合に、燃焼ガスが接触する面であり、図２から図４に示す外側シュラウド１２１及び内側シュラウド１２２の外表面１２１ａ、１２２ａに相当する。幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、翼型部１１０及びシュラウド１２１、１２２は、例えば鋳造によって製造されている。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００には、例えば４つの折返し流路１１２が形成されている。具体的には、前縁１１０ａ側から順に、１つ目の折返し流路１１２ａは、第１冷却流路１１１ａと第２冷却流路１１１ｂとを連通し、２つ目の折返し流路１１２ｂは、第２冷却流路１１１ｂと第３冷却流路１１１ｃとを連通する。３つ目の折返し流路１１２ｃは、第３冷却流路１１１ｃと第４冷却流路１１１ｄとを連通し、４つ目の折返し流路１１２ｄは、第４冷却流路１１１ｄと第５冷却流路１１１ｅとを連通する。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、翼型部１１０の後縁１１０ｂ近傍には、冷却媒体の流れ方向の上流側で第５冷却流路１１１ｅに連通し、下流側が後縁１１０ｂの端部に開口する複数の冷却孔１１３が形成されている。
　また、図２及び図３に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２には、冷却媒体の流れ方向の上流側で第５冷却流路１１１ｅに連通し、下流側が例えば内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃに開口する少なくとも１つの出口通路１１８が形成されている。
　図４に示した実施形態に係るタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２には、冷却媒体の流れ方向の上流側で第５冷却流路１１１ｅに連通し、下流側が例えば後述する下流リブ１６１ｂの後縁側の端面１６１ｃに開口する少なくとも１つの出口通路１１８が形成されている。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、複数の冷却流路１１１と、複数の折返し流路１１２とを含むサーペンタイン流路１１５が形成されている。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、外側シュラウド１２１には、ガスパス面を形成する底部１２４と、底部１２４の軸方向及び周方向の両端から翼高さ方向のガスパス面とは反対側に延びる外壁部１２３とが形成されている。外側シュラウド１２１には、外壁部１２３に固定され、複数の貫通孔１１４（外側インピンジメント孔１１４ｏ）を有するインピンジメントプレート１３０が配置されている。
　外側シュラウド１２１には、外壁部１２３で周囲を囲われた第２凹部（すなわち外側シュラウド１２１の内部空間１１６）のうち、インピンジメントプレート１３０と外側シュラウド１２１の内表面１２１ｂとの間の空間と、タービン静翼１００の外部（翼型部１１０の外部）とを連通する、少なくとも一つの外側通路１７２が形成されている。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、少なくとも一つの外側通路１７２は、内部空間１１６よりも軸方向下流側の後縁側端部１２５に形成されている。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、外側通路１７２の出口端１７２ｏは、例えば外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃに開口している。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２には、内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂから翼高さ方向の内側に突出し、前縁１１０ａ側に配置された上流リブ１６１ａと後縁１１０ｂ側に配置された下流リブ１６１ｂとが形成されている。
　図２に示すタービン静翼１００では、上流リブ１６１ａと下流リブ１６１ｂの間には、内部空間１１７を仕切り、複数の貫通孔１１４（内側インピンジメント孔１１４ｉ）を有するインピンジメントプレート１３０が配置されている。なお、図３及び図４に示すタービン静翼１００では、インピンジメントプレート１３０が配置されていない。
　図２に示すタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２には、上流リブ１６１ａと下流リブ１６１ｂとの間の第１凹部（すなわち内側シュラウド１２２の内部空間１１７）のうち、インピンジメントプレート１３０と内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂとの間の空間と、タービン静翼１００の外部（翼型部１１０の外部）とを連通する、少なくとも１つの内側通路１７１が形成されている。
　図２に示すタービン静翼１００では、少なくとも１つの内側通路１７１は、内部空間１１７よりも軸方向下流側の後縁側端部１２６に形成されている。図２では、図示の便宜上、内側通路１７１と出口通路１１８とを翼高さ方向にずらして図示しているが、後述する図６で図示したように、内側通路１７１と出口通路１１８とが翼高さ方向の同じ位置に形成されていてもよい。
　図２に示すタービン静翼１００では、内側通路１７１は、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉと非連通である。ここで、内側通路１７１が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉと非連通であるということは、内側通路１７１の直接的な接続先が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉではないことを意味する。すなわち、内側通路１７１が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉと非連通であるということは、内側通路１７１の全ての端部開口（入口端１７１ｉ及び出口端１７１ｏ）が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉに面していないことを意味する。
　なお、幾つかの実施形態において、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉは、翼型部１１０（外側シュラウド１２１の外表面１２１ａと内側シュラウド１２２の外表面１２２ａとの間の領域）の内部に形成された空所であり、例えば、サーペンタイン流路１１５が含まれる。
　なお、図３及び図４に示すタービン静翼１００では、内側通路１７１が形成されていない。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００は、例えば第２冷却流路１１１ｂ内の翼高さ方向に、翼型部１１０を貫通する空気配管１２７を備えている。空気配管１２７の一端は、内側シュラウド１２２に支持された保持環１６２に形成された内部空間１１７に開口している。保持環１６２は、内側シュラウド１２２の上流リブ１６１ａと下流リブ１６１ｂを介して、内側シュラウド１２２に支持されている。
　また、保持環１６２は、例えば底面に流通孔１６２ａを備えている。
　タービン静翼１００に供給される冷却媒体には、例えば、圧縮機２から抽気した圧縮空気が利用される。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、サーペンタイン流路１１５に供給される冷却媒体は、矢印ａで示すように、外部から外側シュラウド１２１の内部空間１１６に供給される。冷却媒体は、外側シュラウド１２１に形成された開口１３３を介して第１冷却流路１１１ａに流入し、矢印ｂで示すように、第１冷却流路１１１ａ内を翼高さ方向に沿って先端１１０ｃ側から基端１１０ｄ側に向かって流れる。その後、第１冷却流路１１１ａに流入した冷却媒体は、矢印ｃ～ｊで示すように、各折返し流路１１２及び各冷却流路１１１を順に流れる。このように、冷却媒体は、翼型部１１０内で前縁１１０ａ側から後縁１１０ｂ側に向かって、燃焼ガスの主たる流れと同じ方向へ向かって流れる。
　第５冷却流路１１１ｅに流入した冷却媒体は、矢印ｋ１で示すように、後縁１１０ｂに開口する複数の冷却孔１１３から翼型部１１０の外部の燃焼ガス中に排出される。
　また、第５冷却流路１１１ｅに流入した冷却媒体は、矢印ｋ２で示すように、出口通路１１８を介して翼型部１１０の外部の燃焼ガス中に排出される。
　また、図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、外側シュラウド１２１に配置されたインピンジメントプレート１３０の複数の貫通孔１１４を介して、該インピンジメントプレート１３０よりも径方向外側（先端１１０ｃ側）の領域内（内部空間１１６）に外部から供給された冷却媒体が外側シュラウド１２１の底部１２４の径方向外側（先端１１０ｃ側）の内表面１２１ｂに吹き付けられる。冷却媒体は、内表面１２１ｂをインピンジメント冷却（衝突冷却）している。これにより、外側シュラウド１２１の底部１２４を冷却媒体で冷却できる。
　外側シュラウド１２１の底部１２４を冷却した冷却媒体は、複数の外側通路１７２を介して第２凹部（内部空間１１６）から翼型部１１０の外部の燃焼ガス中に排出される。
　外側シュラウド１２１の内部空間１１６から供給された冷却媒体Ａｃは、空気配管１２７を介して内側シュラウド１２２側の保持環１６２に形成された内部空間１１７に供給される。
　図２に示したタービン静翼１００では、一部の冷却媒体Ａｃは、内側シュラウド１２２に配置されたインピンジメントプレート１３０の複数の貫通孔１１４を介して、内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂをインピンジメント冷却（衝突冷却）する冷却空気として適用される。
　図２に示したタービン静翼１００では、残りの冷却媒体Ａｃは、流通孔１６２ａから不図示の段間キャビティに供給され、パージ用空気として、燃焼ガスが段間キャビティへ逆流する現象を防止している。
　図２に示したタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂを冷却した冷却媒体Ａｃは、内側通路１７１を介して第１凹部（内部空間１１７）から翼型部１１０の外部の燃焼ガス中に排出される。
　なお、図３及び図４に示すタービン静翼１００では、内部空間１１７に供給された冷却媒体Ａｃは、流通孔１６２ａから不図示の段間キャビティに供給され、パージ用空気として、燃焼ガスが段間キャビティへ逆流する現象を防止している。
　上述したように、図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００は、翼型部１１０と、翼型部１１０の内周側に設けられる内側シュラウド１２２と、翼型部１１０の外周側に設けられる外側シュラウド１２１と、を備える。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２は、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）を挟んで翼型部１１０とは反対側の面に形成された第１凹部（内部空間１１７）を有する。
　図２から図４に示した幾つかの実施形態に係るタービン静翼１００では、外側シュラウド１２１は、外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）を挟んで翼型部１１０とは反対側の面に形成された第２凹部（内部空間１１６）と、第２凹部（内部空間１１６）に連通し、且つ、翼型部１１０の内部の空間１０１ｉと非連通である少なくとも１つの外側通路１７２とを有する。
　ここで、外側通路１７２が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉと非連通であるということは、外側通路１７２の直接的な接続先が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉではないことを意味する。すなわち、外側通路１７２が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉと非連通であるということは、外側通路１７２の全ての端部開口（入口端１７２ｉ及び出口端１７２ｏ）が翼型部１１０の内部の空間１１０ｉに面していないことを意味する。
　発明者らが、ガスタービン１の実機における燃焼ガスの温度を測定したところ、第３段静翼３３において、ハブ側の燃焼ガス温度が事前の想定よりも低いことが判明し、第３段静翼３３における内側シュラウド１２２のメタル温度も事前の想定よりも低いことが判明した。タービン静翼１００のメタル温度が事前に想定していた温度よりも低いと、ガスタービン１の効率低下を招くため、タービン静翼１００のメタル温度は、事前に想定していた温度に近い温度であることが望まれる。
　そこで、幾つかの実施形態のタービン静翼１００では、外側通路１７２の数が、内側通路１７１の数よりも多くなるようにしている。
　よって、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。これにより、タービン効率を向上できる
　より具体的には、幾つかの実施形態では、次の（Ａ）、（Ｂ）、又は（Ｃ）のいずれかの条件を満たすようにタービン静翼１００を構成するとよい。
（Ａ）内側シュラウド１２２は、内側通路１７１を有していない。
（Ｂ）内側シュラウド１２２は、内側通路１７１を１つ有しており、上記１つの内側通路１７１の出口端１７１ｏの断面積Ｓｉは、上記少なくとも１つの外側通路１７２の出口端１７２ｏの断面積Ｓｏの合計ΣＳｏよりも小さい。
（Ｃ）内側シュラウド１２２は、内側通路１７１を２つ以上有しており、内側通路１７１同士の間隔Ｐｉを内側通路１７１の径Ｄｉで除した値（Ｐｉ／Ｄｉ）は、外側通路１７２同士の間隔Ｐｏを外側通路１７２の径Ｄｏで除した値（Ｐｏ／Ｄｏ）よりも大きい。
　上記条件（Ａ）について説明する。
　上記条件（Ａ）は、例えば図３及び図４に示すように、内部空間１１７にインピンジメントプレート１３０が配置されておらず、タービン静翼１００に内側通路１７１が形成されておらず、内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂをインピンジメント冷却していない場合が該当する。
　図３及び図４に示すタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂをインピンジメント冷却しないので、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できる。これにより、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化でき、タービン効率を向上できる。
　上記条件（Ｂ）について説明する。
　上記条件（Ｂ）は、例えば図２に示すように、内部空間１１７にインピンジメントプレート１３０が配置されており、タービン静翼１００に内側通路１７１が形成されており、内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂをインピンジメント冷却可能である場合に適用される条件である。
　上記条件（Ｂ）のように、内側シュラウド１２２が内側通路１７１を１つ有していて、この１つの内側通路１７１の出口端１７１ｏの断面積Ｓｉが、上記少なくとも１つの外側通路１７２の出口端１７２ｏの断面積Ｓｏの合計ΣＳｏよりも小さければ、内側通路１７１における冷却媒体の流通量を全ての外側通路１７２における冷却媒体の流通量の合計量よりも抑制できる。これにより、内側シュラウドの冷却能力を外側シュラウドの冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウドの過剰冷却を抑制して、タービン静翼の冷却を適切化できる。よって、タービン効率を向上できる。
　上記条件（Ｃ）について説明する。
　上記条件（Ｃ）は、例えば図２に示すように、内部空間１１７にインピンジメントプレート１３０が配置されており、タービン静翼１００に内側通路１７１が形成されており、内側シュラウド１２２の内表面１２２ｂをインピンジメント冷却可能である場合に適用される条件である。
　図５は、図２から図４に示したタービン静翼１００における外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃを下流側から見た図である。
　図６は、図２に示したタービン静翼１００における内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃを下流側から見た図である。
　上記条件（Ｃ）のように、内側シュラウド１２２が内側通路１７１を２つ以上有していて、内側通路１７１同士の間隔Ｐｉを内側通路１７１の径Ｄｉで除した値（Ｐｉ／Ｄｉ）が、外側通路１７２同士の間隔Ｐｏを外側通路１７２の径Ｄｏで除した値（Ｐｏ／Ｄｏ）よりも大きければ、全ての内側通路１７１における冷却媒体の流通量の合計量を全ての外側通路１７２における冷却媒体の流通量の合計量よりも抑制できる。これにより、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。よって、タービン効率を向上できる。
　すなわち、幾つかの実施形態では、次の（Ａ）、（Ｂ）、又は（Ｃ）のいずれかの条件を満たすようにタービン静翼１００を構成することで、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。これにより、タービン効率を向上できる。
　幾つかの実施形態では、内側通路１７１の出口端１７１ｏの断面積Ｓｉの合計値ΣＳｉを内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）の面積Ｓｉｇと内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃの面積Ｓｉｔとの合計値で除した値（ΣＳｉ／（Ｓｉｇ＋Ｓｉｔ））は、外側通路１７２の出口端１７２ｏの断面積Ｓｏの合計値ΣＳｏを外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）の面積Ｓｏｇと外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃの面積Ｓｏｔとの合計値で除した値（ΣＳｏ／（Ｓｏｇ＋Ｓｏｔ））よりも小さいとよい。
　この場合、ガスパス面（外表面１２１ａ、１２２ａ）の面積（Ｓｉｇ、Ｓｏｇ）とシュラウド１２１、１２２の後縁側の端面１２５ｃ、１２２ｃの面積（Ｓｏｔ、Ｓｉｔ）との合計面積についての単位面積当たりで比較すると、内側通路１７１を流通する冷却媒体の流量は、外側通路１７２を流通する冷却媒体の流量よりも少なくなる。これにより、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
　幾つかの実施形態では、内側通路１７１の出口端１７１ｏの内、内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃに開口した出口端１７１ｏの断面積Ｓｉ１の合計値ΣＳｉ１を内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃの面積Ｓｉｔで除した値（ΣＳｉ１／Ｓｉｔ））は、外側通路１７２の出口端１７２ｏの内、外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃに開口した出口端１７２ｏの断面積Ｓｏ１の合計値ΣＳｏ１を外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃの面積Ｓｏｔで除した値（ΣＳｏ１／Ｓｏｔ）よりも小さいとよい。
　この場合、シュラウド１２１、１２２の後縁側の端面１２５ｃ、１２２ｃの単位面積当たりで比較すると、内側通路１７１を流通する冷却媒体の流量は、外側通路１７２を流通する冷却媒体の流量よりも少なくなる。これにより、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
　幾つかの実施形態では、内側シュラウド１２２をインピンジメント冷却するための内側インピンジメント孔１１４ｉの開口密度は、外側シュラウド１２１をインピンジメント冷却するための外側インピンジメント孔１１４ｏの開口密度よりも小さいとよい。
　ここで、内側インピンジメント孔１１４ｉの開口密度は、内側インピンジメント孔１１４ｉの開口面積の合計値を内側シュラウド１２２に配置されたインピンジメントプレート１３０の面積で除した値である。
　同様に、外側インピンジメント孔１１４ｏの開口密度は、外側インピンジメント孔１１４ｏの開口面積の合計値を外側シュラウド１２１に配置されたインピンジメントプレート１３０の面積で除した値である。
　これにより、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
　なお、上述した、「内側シュラウド１２２をインピンジメント冷却するための内側インピンジメント孔１１４ｉの開口密度は、外側シュラウド１２１をインピンジメント冷却するための外側インピンジメント孔１１４ｏの開口密度よりも小さい」との文言には、内側シュラウド１２２をインピンジメント冷却するための内側インピンジメント孔１１４ｉの開口密度がゼロ、すなわち、図３又は図４に示すように、内側インピンジメント孔１１４ｉが形成されたインピンジメントプレート１３０が取り付けられていない場合も含まれる。
　この場合には、内側シュラウド１２２のインピンジメント冷却をしないことにより、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
（遮熱コーティングについて）
　図２から図４に示すタービン静翼１００では、翼型部１１０や外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）等に、遮熱コーティング１８０が施されているとよい。
　図２から図４に示すタービン静翼１００における遮熱コーティング１８０の施工範囲は、例えば、翼型部１１０の表面１１０ｓ、外側シュラウド１２１の外表面１２１ａ、翼型部１１０の表面１１０ｓと外側シュラウド１２１の外表面１２１ａとを接続するフィレット部１７５の表面１７５ｓ、翼型部１１０の表面１１０ｓと内側シュラウド１２２の外表面１２２ａとを接続するフィレット部１７５の表面１７５ｓである（図２参照）。
　内側シュラウド１２２の冷却能力に余裕がある場合、施工コストが比較的高い遮熱コーティング１８０の施工範囲を狭めることでタービン静翼１００の製造コストを抑制することが考えられる。
　すなわち、上述したように冷却媒体による内側シュラウド１２２の冷却を抑制すると、内側シュラウド１２２の温度は、ハブ側の燃焼ガス温度に比較的近い温度となる。このような場合には、内側シュラウド１２２の外表面１２２ａに遮熱コーティング１８０を施工して、内側シュラウド１２２の温度をハブ側の燃焼ガス温度よりも下げようとする必要性が乏しくなる。
　そこで、図２から図４に示すタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２の外表面１２２ａには、遮熱コーティング１８０を施さないこととした。なお、内側シュラウド１２２の外表面１２２ａの全部ではなく一部に遮熱コーティング１８０が施されていてもよい。
　ここで、内側シュラウド１２２の外表面１２２ａには、翼型部１１０の表面１１０ｓと内側シュラウド１２２の外表面１２２ａとを接続するフィレット部１７５の表面１７５ｓは含まれない。
　このように、幾つかの実施形態では、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）に施工された遮熱コーティング１８０の施工面積Ｓｉｃを内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）の面積Ｓｉｇで除した値（Ｓｉｃ／Ｓｉｇ）は、外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）に施工された遮熱コーティング１８０の施工面積Ｓｏｃを外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）の面積Ｓｏｇで除した値（Ｓｏｃ／Ｓｏｇ）よりも小さくてもよい。
　なお、上述した、値（Ｓｉｃ／Ｓｉｇ）が値（Ｓｏｃ／Ｓｏｇ）よりも小さいことには、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）に施工された遮熱コーティング１８０の施工面積Ｓｉｃがゼロの場合も含まれる。
　すなわち、上述したように、内側シュラウド１２２は、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）に遮熱コーティング１８０が施工されていなくてもよい。
　このように、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）における遮熱コーティングの施工範囲を狭めることでタービン静翼１００の製造コストを抑制できる。
　図２から図４に示すタービン静翼１００では、内側シュラウド１２２は、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉと連通し、第１凹部（内部空間１１７）に非連通である出口通路１１８を有していてもよい。
　これにより、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉであるサーペンタイン流路１１５に冷却媒体が供給されている場合、この冷却媒体を出口通路１１８を介してタービン静翼１００の外部に排出できる。
　なお、上述した翼型部１１０の内部の空間１１０ｉは、サーペンタイン流路１１５以外に翼型部１１０の内部形成された冷却媒体の流路であってもよい。
　幾つかの実施形態では、図２から図４に示すタービン静翼１００は、上述したように、タービン３段静翼（第３段静翼３３）であるとよい。
　これにより、上述したように、第３段静翼３３におけるハブ側の燃焼ガス温度が事前の想定よりも低く、第３段静翼３３の内側シュラウド１２２のメタル温度も事前の想定よりも低い場合に、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００（第３段静翼３３）の冷却を適切化できる。
　本開示は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。
　例えば、上述した幾つかの実施形態では、内側通路１７１の出口端１７１ｏは、内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃに形成されているが、少なくとも一部の出口端１７１ｏは、内側シュラウド１２２の外表面１２２ａに形成されていてもよい。
　例えば、上述した幾つかの実施形態では、外側通路１７２の出口端１７２ｏは、外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃに形成されているが、少なくとも一部の出口端１７２ｏは、外側シュラウド１２１の外表面１２１ａに形成されていてもよい。
　例えば、上述した幾つかの実施形態では、出口通路１１８の出口端１１８ｏは、内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃ、又は、下流リブ１６１ｂの後縁側の端面１６１ｃに形成されているが、少なくとも一部の出口端１１８ｏは、内側シュラウド１２２の外表面１２２ａに形成されていてもよい。
　上記各実施形態に記載の内容は、例えば以下のように把握される。
（１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン静翼１００は、翼型部１１０と、翼型部１１０の内周側に設けられる内側シュラウド１２２と、翼型部１１０の外周側に設けられる外側シュラウド１２１と、を備える。内側シュラウド１２２は、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）を挟んで翼型部１１０とは反対側の面に形成された第１凹部（内部空間１１７）を有する。外側シュラウド１２１は、外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）を挟んで翼型部１１０とは反対側の面に形成された第２凹部（内部空間１１６）と、第２凹部（内部空間１１６）に連通し、且つ、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉ（例えばサーペンタイン流路１１５）と非連通である少なくとも１つの外側通路１７２とを有する。外側通路１７２の数は、内側シュラウド１２２において第１凹部（内部空間１１７）に連通し、且つ、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉ（例えばサーペンタイン流路１１５）と非連通である内側通路１７１の数よりも多い。
　上記（１）の構成によれば、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。これにより、タービン効率を向上できる。
（２）幾つかの実施形態では、上記（１）の構成において、次の（Ａ）、（Ｂ）、又は（Ｃ）のいずれかの条件を満たすとよい。
（Ａ）内側シュラウド１２２は、内側通路１７１を有していない。
（Ｂ）内側シュラウド１２２は、内側通路１７１を１つ有しており、上記１つの内側通路１７１の出口端１７１ｏの断面積Ｓｉは、上記少なくとも１つの外側通路１７２の出口端１７２ｏの断面積Ｓｏの合計ΣＳｏよりも小さい。
（Ｃ）内側シュラウド１２２は、内側通路１７１を２つ以上有しており、内側通路１７１同士の間隔Ｐｉを内側通路１７１の径Ｄｉで除した値（Ｐｉ／Ｄｉ）は、外側通路１７２同士の間隔Ｐｏを外側通路１７２の径Ｄｏで除した値（Ｐｏ／Ｄｏ）よりも大きい。
　上記（２）の構成によれば、上記（Ａ）、（Ｂ）、又は（Ｃ）のいずれかの条件を満たせば、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。これにより、タービン効率を向上できる。
（３）幾つかの実施形態では、上記（２）の構成において、内側通路１７１の出口端１７１ｏの断面積Ｓｉの合計値ΣＳｉを内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）の面積Ｓｉｇと内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃの面積Ｓｉｔとの合計値で除した値（ΣＳｉ／（Ｓｉｇ＋Ｓｉｔ））は、外側通路１７２の出口端１７２ｏの断面積Ｓｏの合計値ΣＳｏを外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）の面積Ｓｏｇと外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃの面積Ｓｏｔとの合計値で除した値（ΣＳｏ／（Ｓｏｇ＋Ｓｏｔ））よりも小さいとよい。
　上記（３）の構成によれば、ガスパス面（外表面１２１ａ、１２２ａ）の面積とシュラウド１２１、１２２の後縁側の端面１２５ｃ、１２２ｃの面積（Ｓｏｔ、Ｓｉｔ）との合計面積についての単位面積当たりで比較すると、内側通路１７１を流通する冷却媒体の流量は、外側通路１７２を流通する冷却媒体の流量よりも少ない。これにより、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
（４）幾つかの実施形態では、上記（２）又は（３）の構成において、内側通路１７１の出口端１７１ｏの内、内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃに開口した出口端１７１ｏの断面積Ｓｉ１の合計値ΣＳｉ１を内側シュラウド１２２の後縁側の端面１２２ｃの面積Ｓｉｔで除した値（ΣＳｉ１／Ｓｉｔ））は、外側通路１７２の出口端１７２ｏの内、外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃに開口した出口端１７２ｏの断面積Ｓｏ１の合計値ΣＳｏ１を外側シュラウド１２１の後縁側の端面１２５ｃの面積Ｓｏｔで除した値（ΣＳｏ１／Ｓｏｔ）よりも小さいとよい。
　上記（４）の構成によれば、シュラウド１２１、１２２の後縁側の端面１２５ｃ、１２２ｃの単位面積当たりで比較すると、内側通路１７１を流通する冷却媒体の流量は、外側通路１７２を流通する冷却媒体の流量よりも少ない。これにより、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかの構成において、内側シュラウド１２２をインピンジメント冷却するための内側インピンジメント孔１１４ｉの開口密度は、外側シュラウド１２１をインピンジメント冷却するための外側インピンジメント孔１１４ｏの開口密度よりも小さいとよい。
　上記（５）の構成によれば、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
（６）幾つかの実施形態では、上記（５）の構成において、内側シュラウドには、内側インピンジメント孔１１４ｉが形成されたインピンジメントプレート１３０が取り付けられていなくてもよい。
　上記（６）の構成によれば、内側シュラウド１２２のインピンジメント冷却をしないことにより、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。
（７）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（６）の何れかの構成において、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）に施工された遮熱コーティング１８０の施工面積Ｓｉｃを内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）の面積Ｓｉｇで除した値（Ｓｉｃ／Ｓｉｇ）は、外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）に施工された遮熱コーティング１８０の施工面積Ｓｏｃを外側シュラウド１２１のガスパス面（外表面１２１ａ）の面積Ｓｏｇで除した値（Ｓｏｃ／Ｓｏｇ）よりも小さくてもよい。
　内側シュラウド１２２の冷却能力に余裕がある場合、施工コストが比較的高い遮熱コーティングの施工範囲を狭めることでタービン静翼１００の製造コストを抑制することが考えられる。
　上記（７）の構成によれば、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）における遮熱コーティング１８０の施工範囲を狭めることでタービン静翼１００の製造コストを抑制できる。
（８）幾つかの実施形態では、上記（７）の構成において、内側シュラウド１２２は、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）に遮熱コーティング１８０が施工されていなくてもよい。
　内側シュラウドの冷却能力に余裕がある場合、施工コストが比較的高い遮熱コーティング１８０の施工範囲を狭めることでタービン静翼１００の製造コストを抑制することが考えられる。
　上記（８）の構成によれば、内側シュラウド１２２のガスパス面（外表面１２２ａ）に遮熱コーティング１８０を施工しないことでタービン静翼１００の製造コストを抑制できる。
（９）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（８）の何れかの構成において、内側シュラウド１２２は、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉ（例えばサーペンタイン流路１１５）と連通し、第１凹部（内部空間１１７）に非連通である出口通路１１８を有していてもよい。
　上記（９）の構成によれば、翼型部１１０の内部の空間１１０ｉ（例えばサーペンタイン流路１１５）に冷却媒体が供給されている場合、この冷却媒体を出口通路１１８を介してタービン静翼１００の外部に排出できる。
（１０）幾つかの実施形態では、上記（９）の構成において、出口通路１１８が連通する翼型部１１０の内部の空間１１０ｉは、翼型部１１０を冷却するためのサーペンタイン流路１１５であってもよい。
　上記（１０）の構成によれば、翼型部１１０を冷却するためのサーペンタイン流路１１５に供給された冷却媒体を出口通路１１８を介してタービン静翼１００の外部に排出できる。
（１１）本開示の少なくとも一実施形態に係るタービン静翼１００は、翼型部１１０と、翼型部１１０の内周側に設けられる内側シュラウド１２２と、翼型部１１０の外周側に設けられる外側シュラウド１２１と、を備える。内側シュラウド１２２をインピンジメント冷却するための内側インピンジメント孔１１４ｉの開口密度は、外側シュラウド１２１をインピンジメント冷却するための外側インピンジメント孔１１４ｏの開口密度よりも小さい。
　上記（１１）の構成によれば、内側シュラウド１２２の冷却能力を外側シュラウド１２１の冷却能力よりも抑制できるので、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００の冷却を適切化できる。これにより、タービン効率を向上できる。
（１２）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（１１）の何れかの構成において、上記タービン静翼１００は、タービン３段静翼（第３段静翼３３）であるとよい。
　上記（１２）の構成によれば、タービン３段静翼（第３段静翼３３）におけるハブ側の燃焼ガス温度が事前の想定よりも低く、タービン３段静翼（第３段静翼３３）の内側シュラウド１２２のメタル温度も事前の想定よりも低い場合に、内側シュラウド１２２の過剰冷却を抑制して、タービン静翼１００（第３段静翼３３）の冷却を適切化できる。
１　ガスタービン
３３　第３段静翼（タービン３段静翼）
１００　タービン静翼
１１０　翼型部
１１０ｉ　空間
１１４　貫通孔
１１４ｉ　内側インピンジメント孔
１１４ｏ　外側インピンジメント孔
１１６　内部空間（第２凹部）
１１７　内部空間（第１凹部）
１１８　出口通路
１２１　外側シュラウド
１２１ａ　外表面
１２２　内側シュラウド
１２２ａ　外表面
１２２ｃ　端面
１２５ｃ　端面
１３０　インピンジメントプレート
１７１　内側通路
１７１ｏ　出口端
１７２　外側通路
１７２ｏ　出口端
１８０　遮熱コーティング

Claims (12)

  1. 　翼型部と、
    　前記翼型部の内周側に設けられる内側シュラウドと、
    　前記翼型部の外周側に設けられる外側シュラウドと、
    を備え、
    　前記内側シュラウドは、前記内側シュラウドのガスパス面を挟んで前記翼型部とは反対側の面に形成された第１凹部を有し、
    　前記外側シュラウドは、前記外側シュラウドのガスパス面を挟んで前記翼型部とは反対側の面に形成された第２凹部と、前記第２凹部に連通し、且つ、前記翼型部の内部の空間と非連通である少なくとも１つの外側通路とを有し、
    　前記外側通路の数は、前記内側シュラウドにおいて前記第１凹部に連通し、且つ、前記翼型部の内部の空間と非連通である内側通路の数よりも多い
    タービン静翼。
  2. 　次の（Ａ）、（Ｂ）、又は（Ｃ）のいずれかの条件を満たす、請求項１に記載のタービン静翼。
    （Ａ）前記内側シュラウドは、前記内側通路を有していない。
    （Ｂ）前記内側シュラウドは、前記内側通路を１つ有しており、
    　前記１つの前記内側通路の出口端の断面積Ｓｉは、前記少なくとも１つの外側通路の出口端の断面積Ｓｏの合計ΣＳｏよりも小さい。
    （Ｃ）前記内側シュラウドは、前記内側通路を２つ以上有しており、
    　前記内側通路同士の間隔Ｐｉを前記内側通路の径Ｄｉで除した値（Ｐｉ／Ｄｉ）は、前記外側通路同士の間隔Ｐｏを前記外側通路の径Ｄｏで除した値（Ｐｏ／Ｄｏ）よりも大きい。
  3. 　前記内側通路の前記出口端の断面積Ｓｉの合計値ΣＳｉを前記内側シュラウドの前記ガスパス面の面積Ｓｉｇと前記内側シュラウドの後縁側の端面の面積Ｓｉｔとの合計値で除した値（ΣＳｉ／（Ｓｉｇ＋Ｓｉｔ））は、前記外側通路の前記出口端の断面積Ｓｏの合計値ΣＳｏを前記外側シュラウドの前記ガスパス面の面積Ｓｏｇと前記外側シュラウドの後縁側の端面の面積Ｓｏｔとの合計値で除した値（ΣＳｏ／（Ｓｏｇ＋Ｓｏｔ））よりも小さい
    請求項２に記載のタービン静翼。
  4. 　前記内側通路の前記出口端の内、前記内側シュラウドの後縁側の端面に開口した前記出口端の断面積Ｓｉ１の合計値ΣＳｉ１を前記内側シュラウドの後縁側の端面の面積Ｓｉｔで除した値（ΣＳｉ１／Ｓｉｔ））は、前記外側通路の前記出口端の内、前記外側シュラウドの後縁側の端面に開口した前記出口端の断面積Ｓｏ１の合計値ΣＳｏ１を前記外側シュラウドの後縁側の端面の面積Ｓｏｔで除した値（ΣＳｏ１／Ｓｏｔ）よりも小さい
    請求項２又は３に記載のタービン静翼。
  5. 　前記内側シュラウドをインピンジメント冷却するための内側インピンジメント孔の開口密度は、前記外側シュラウドをインピンジメント冷却するための外側インピンジメント孔の開口密度よりも小さい
    　請求項１又は２に記載のタービン静翼。
  6. 　前記内側シュラウドには、前記内側インピンジメント孔が形成されたインピンジメントプレートが取り付けられていない
    請求項５に記載のタービン静翼。
  7. 　前記内側シュラウドのガスパス面に施工された遮熱コーティングの施工面積Ｓｉｃを前記内側シュラウドの前記ガスパス面の面積Ｓｉｇで除した値（Ｓｉｃ／Ｓｉｇ）は、前記外側シュラウドのガスパス面に施工された遮熱コーティングの施工面積Ｓｏｃを前記外側シュラウドの前記ガスパス面の面積Ｓｏｇで除した値（Ｓｏｃ／Ｓｏｇ）よりも小さい
    　請求項１又は２に記載のタービン静翼。
  8. 　前記内側シュラウドは、前記内側シュラウドの前記ガスパス面に遮熱コーティングが施工されていない
    請求項７に記載のタービン静翼。
  9. 　前記内側シュラウドは、前記翼型部の内部の空間と連通し、前記第１凹部に非連通である出口通路を有する
    請求項１又は２に記載のタービン静翼。
  10. 　前記出口通路が連通する前記翼型部の内部の空間は、前記翼型部を冷却するためのサーペンタイン流路である
    請求項９に記載のタービン静翼。
  11. 　翼型部と、
    　前記翼型部の内周側に設けられる内側シュラウドと、
    　前記翼型部の外周側に設けられる外側シュラウドと、
    を備え、
    　前記内側シュラウドをインピンジメント冷却するための内側インピンジメント孔の開口密度は、前記外側シュラウドをインピンジメント冷却するための外側インピンジメント孔の開口密度よりも小さい
    タービン静翼。
  12. 　前記タービン静翼は、タービン３段静翼である
    請求項１又は２に記載のタービン静翼。
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