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
Other languages
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
Priority to KR1020247011875A priority Critical patent/KR20240055099A/ko
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02CGAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00Features, 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
    • F02C7/12Cooling of plants
    • F02C7/16Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18Cooling 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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