WO2023171752A1 - ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造 - Google Patents

ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造 Download PDF

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WO2023171752A1
WO2023171752A1 PCT/JP2023/009070 JP2023009070W WO2023171752A1 WO 2023171752 A1 WO2023171752 A1 WO 2023171752A1 JP 2023009070 W JP2023009070 W JP 2023009070W WO 2023171752 A1 WO2023171752 A1 WO 2023171752A1
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聡 水上
デヴィッド アレン フロッドマン
哲 羽田
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三菱パワー株式会社
三菱重工業株式会社
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Definitions

  • the present disclosure relates to a method for cooling a stator blade of a gas turbine, and also relates to a cooling structure for a stator blade of a gas turbine.
  • Patent Document 1 describes cooling of turbine stator blades.
  • FIG. 3 of Patent Document 1 shows that the cooling gas RG first flows into the outer shroud 12, then flows downstream within the blade body 11, is injected through a plurality of openings 223 to cool the blade body 11, and then flows into the inner shroud 12. It is explained that the water flows toward the shroud 13 and flows into the inner shroud 13 to cool the inner shroud 13. That is, in FIG.
  • the outer shroud 12 is first cooled, then the blade body 11 is cooled using the cooling gas RG that has cooled the outer shroud 12, and then the cooling gas RG that has cooled the blade body 11 is cooled. is used to cool the inner shroud 13.
  • the gas turbine inlet temperature has increased, and therefore it is desired to further accelerate the cooling of the first stage stationary blades.
  • One approach to address the above problem is to provide cooling air at a higher pressure and lower temperature (compared to the prior art) to the first stage vanes. According to the inventor's study, if higher pressure and lower temperature cooling air is used to cool the first stage vanes, then the cooling air is used to cool the airfoil or shroud end. Even later, it may be reused to cool other components of the first stage vane.
  • the efficiency of using cooling air has been limited.
  • a method for cooling a stator blade of a turbine includes an airfoil and a shroud disposed at a radially outer end of the airfoil of the turbine, the shroud being disposed at a radially outer end of the airfoil of the turbine.
  • an outer shroud disposed at an inner end of the airfoil in a radial direction of the turbine, the airfoil having a plurality of air channels extending along a radial direction of the turbine;
  • the plurality of air channels includes a first air channel and a second air channel, and the method includes the steps of: (i) flowing cooling air through the first air channel to cool the first air channel; and using the cooling air flowing through the first air channel to cool the outer shroud and the inner shroud. Cool one of them, (ii) flowing cooling air through the second air channel to cool the second air channel; and using the cooling air flowing within the second air channel to cool the outer shroud and the inner shroud. Cool one or the other.
  • the cooling air used to cool the airfoil to be used to cool other components of the vane, such as the outer shroud or the inner shroud, without being discharged into the hot gas flow path. be able to. This makes it possible to improve the usage efficiency of cooling air.
  • the relatively low temperature cooling air immediately after cooling the airfoil can be used to cool the outer shroud and the inner shroud.
  • the cooling air used to cool the first air channel can be used to cool one of the outer shroud or the inner shroud, as well as cooling an air channel different from the first air channel.
  • the cooling air used for cooling can be used to cool the outer shroud or another one of the inner shrouds. This makes it possible to improve the usage efficiency of cooling air.
  • a turbine vane is provided.
  • a stator blade of the turbine includes an airfoil and a shroud provided at an end of the airfoil along the radial direction of the turbine,
  • the shroud includes an outer shroud at a radially outer end of the airfoil of the turbine and an inner shroud at a radially inner end of the airfoil of the turbine.
  • the airfoil includes a plurality of air channels extending along a radial direction of the turbine, the plurality of air channels including a first air channel and a second air channel.
  • the airfoil includes an air intake configured to introduce cooling air from outside the vane into the first air channel and the second air channel.
  • the first air channel is configured such that cooling air introduced into the first air channel flows toward one of the outer shroud and the inner shroud, and the cooling air flows toward one of the outer shroud and the inner shroud. and is in communication with one of the outer shroud and the inner shroud to cool the shroud.
  • the second air channel is configured such that cooling air introduced into the second air channel flows toward the other of the outer shroud and the inner shroud to cool the other of the outer shroud and the inner shroud. It communicates with the other of the outer shroud and the inner shroud.
  • cooling air used to cool the airfoil to be used to cool other components of the vane, such as the outer shroud or the inner shroud, without being discharged into the hot gas flow path. be able to. This makes it possible to improve the usage efficiency of cooling air.
  • cooling air may be introduced into the air channels to initially cool the airfoil, and the relatively cool cooling air immediately after cooling the airfoil may be used to cool the outer shroud and the inner shroud.
  • the cooling air used to cool the first air channel can be used to cool one of the outer shroud or the inner shroud, as well as cooling an air channel different from the first air channel.
  • the cooling air used for cooling can be used to cool the outer shroud or another one of the inner shrouds. This makes it possible to improve the usage efficiency of cooling air.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine in an embodiment according to the present disclosure.
  • FIG. 2 is a perspective view of the stationary blade in the first embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III in FIG. 2.
  • FIG. 4 is a partially enlarged view of the stationary blade.
  • FIG. 5 is a partial perspective view of the stationary blade according to the first embodiment.
  • FIG. 6 is a partial perspective view of a stationary blade according to another embodiment.
  • FIG. 7 is a flowchart illustrating a method for cooling stator blades according to the first embodiment.
  • FIG. 8 is a flowchart illustrating a method for cooling stator blades according to the second embodiment.
  • FIG. 9 is a diagram schematically explaining the cooling process of the second embodiment.
  • FIG. 10 is a flowchart illustrating a method for cooling stator blades according to the third embodiment.
  • FIG. 11 is a schematic cross-sectional view of a stator blade according to the fourth embodiment.
  • FIG. 12A is a schematic cross-sectional view of a stator blade according to the fifth embodiment.
  • FIG. 12B is a schematic cross-sectional view of a stator blade according to the fifth embodiment.
  • FIG. 13A is a schematic cross-sectional view of a stator blade according to the sixth embodiment.
  • FIG. 13B is a schematic cross-sectional view of a stator blade according to the sixth embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine in an embodiment according to the present disclosure.
  • the gas turbine 10 of this embodiment includes a turbine 20 driven by combustion gas generated by a combustor 30.
  • the turbine 20 includes a rotor shaft 24, a turbine rotor 26 that rotates around an axis Ar, a turbine casing 22 that covers the turbine rotor 26, and stator blades 28 in multiple stages.
  • FIG. 2 schematically illustrates a stator blade of a gas turbine according to an embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a perspective view of the stationary blade in the first embodiment.
  • FIG. 3 is a sectional view taken along line III-III in FIG. 2.
  • FIG. 4 is a partially enlarged view of the stationary blade.
  • the stator blade 50 includes a stator blade body (airfoil) 51 extending in the radial direction of the gas turbine, an inner shroud 60 disposed radially inward of the stator blade body 51, and a stator blade body 51. and an outer shroud 70 disposed radially outwardly of the.
  • the stator blade main body 51 is arranged in a combustion gas flow path (high temperature gas flow path) through which combustion gas passes.
  • the annular combustion gas flow path is defined on its radially inner side by an inner shroud 60 and its radially outer side by an outer shroud 70.
  • the inner shroud 60 and the outer shroud 70 are plate-shaped members that define a part of the combustion gas flow path.
  • the upstream end of the stator vane main body 51 has a leading edge 52, and the downstream end of the stator vane main body 51 has a trailing edge 53.
  • the convex surface is the back surface 54 (negative pressure surface)
  • the concave surface is the ventral surface 55 (positive pressure surface).
  • the ventral side (pressure side) of the stator vane main body 51 and the dorsal side (suction side) of the stator vane main body 51 are referred to as the ventral side and the dorsal side, respectively.
  • the inner shroud 60 and the outer shroud 70 basically have the same structure. Therefore, the outer shroud 70 will be mainly described below.
  • the outer shroud 70 is a plate-shaped shroud member, and includes a shroud body 72, a shroud end 74 disposed on the outer periphery of the shroud body 72, and a shroud end 74 extending along the shroud end 74.
  • a peripheral wall 76 is provided. The peripheral wall 76 projects from the shroud body 72 toward the outside in the radial direction of the gas turbine.
  • the outer shroud 70 has a front end surface that is an upstream end surface, a rear end surface that is a downstream end surface, a ventral end surface that is a ventral end surface, and a ventral end surface that is a dorsal end surface.
  • Outer shroud 70 has a radially inwardly facing gas path surface 78 facing the hot gas flow path.
  • the anterior end surface and the posterior end surface are substantially parallel to each other, and the ventral end surface and the dorsal end surface are substantially parallel to each other.
  • the outer shroud 70 has a substantially parallelogram shape, as shown in FIG.
  • the shroud end portion 74 is a flange-like or edge-like structure that projects from the shroud main body 72.
  • the shroud end 74 includes a front shroud end 74 L located upstream of the outer shroud 70 , a rear shroud end 74 T located downstream of the outer shroud 70 , and a rear shroud end 74 T located downstream of the outer shroud 70 .
  • a dorsal shroud end 74 N is disposed, and a ventral shroud end 74 P is disposed on the ventral side of the outer shroud 70 . For example, as shown in FIG.
  • the front shroud end 74L , the rear shroud end 74T , the dorsal shroud end 74N , and the ventral shroud end 74P are arranged on the outer periphery of the shroud body 72. and surrounds the entire shroud body 72.
  • the front shroud end 74L includes a front shroud end passage 75L therein.
  • the aft shroud end 74T includes an aft shroud end channel 75T therein.
  • the back shroud end 74N includes a back shroud end channel 75N therein.
  • the ventral shroud end 74P includes a ventral shroud end channel 75P therein.
  • the forward shroud end passage 75L communicates with the dorsal shroud end passage 75N at one end and with the ventral shroud end passage 75P at the other end.
  • the rear shroud end passage 75T communicates with the dorsal shroud end passage 75N at one end, and with the ventral shroud end passage 75P at the other end.
  • the front shroud end passage 75L has a shroud end passage inlet 171.
  • the aft shroud end passage 75T has a shroud end passage outlet 172.
  • the shroud end channels 75L , 75T , 75P , and 75N include turbulators 175.
  • the turbulators 175 may be ribs located on the inner surface of the shroud end channel. To enhance cooling of the shroud ends, turbulators 175 may be placed on the bottom surface of the flow path defining the radially inner surface of the flow path.
  • the bottom surface of the flow path may extend substantially parallel to the radial inner wall 81.
  • the turbulator 175 may be arranged on a side surface of the flow path that defines a circumferential side wall or an axial wall of the flow path.
  • the shroud end channel inlet 171 is provided in the front shroud end channel 75L
  • the shroud end channel outlet 172 is provided in the rear shroud end channel 75T
  • the structure of the stator vane is not limited to this embodiment.
  • the shroud end channel inlet 171 is provided in another shroud end channel such as the dorsal shroud end channel 75N , the ventral shroud end channel 75P , or the aft shroud end channel 75T . It's okay.
  • the shroud end flow path outlet 172 may be provided in another shroud end flow path such as the dorsal shroud end flow path 75N , the ventral shroud end flow path 75P , or the forward shroud end flow path 75L . Also good. Alternatively, a plurality of shroud end channel inlets 171 may be provided in one or more of the shroud end channels 75L , 75T , 75N , 75P . Additionally, a plurality of shroud end passage outlets 172 may be provided in one or more shroud end passages 75L, 75T , 75N , 75P .
  • the shroud body 72 includes a radially inner wall 81 and a radially outer wall 82 located on the opposite side.
  • the shroud body 72 includes a space S between a radially inner wall 81 and a radially outer wall 82 .
  • the radially inner surface of the inner wall 81 constitutes a gas path surface 78 of the outer shroud 70 .
  • This radial inner wall 81 constitutes a part of the shroud body 72.
  • This radially inner wall 81 may extend continuously in the circumferential or axial direction of the gas turbine so as to form part of the shroud end 74 .
  • the shroud body 72 includes an impingement plate 73 that partitions the space S of the outer shroud 70 into a radially outer outer region and a radially inner inner region (cavity).
  • the outer region is connected to the shroud end channel outlet 172 such that a portion of the cooling air flows into the outer region from the aft shroud end channel 75T .
  • An inner region is defined between the radially inner wall 81 of the outer shroud 70 and the impingement plate 73.
  • a plurality of impingement cooling holes 79 are provided so as to penetrate the impingement plate 73 in the radial direction. A portion of the cooling air present in the outer region flows into the inner region through the impingement cooling holes 79 of the impingement plate 73. This cooling air is injected toward the radially outer surface of the radially inner wall 81, impingement-cools the radially outer surface of the radially inner wall 81, and then passes through the outer wall 82 and is discharged to the outside thereof.
  • cooling air injected from the impingement cooling holes 79 toward the radial outer surface of the radial inner wall 81 in order to impingement-cool the radial outer surface of the radial inner wall 81 cools the inner region of the space S, It is discharged through a passage connecting the space S of the outer wall 82 to an outer space located on the opposite side (outside). Such a passage may be isolated from the outer region of the space S. More specifically, in this embodiment, cooling air is discharged through holes in the discharge pipe 83.
  • the discharge pipe 83 is provided so as to penetrate the radial outer wall 82 and the impingement plate 73 in a manner that connects the inner region and the outer space.
  • the stator vane body 51 includes a plurality of air channels 141, 142, 143. More specifically, the inside of the stationary vane main body 51 is partitioned into a plurality of air channels 141, 142, 143 by a partition wall 51P extending in the radial direction. A plurality of inserts 151, 152, 153 are inserted into respective air channels 141, 142, 143. A plurality of inserts 151 , 152 , 153 each include a radially extending inner air channel 161 , 162 , 163 that extends radially from outer shroud 70 through vane body 51 toward inner shroud 60 .
  • Each insert 151 , 152 , 153 is formed continuously from the outer shroud 70 through the vane body 51 to the inner shroud 60 .
  • Each inner air channel 161 , 162 , 163 has an air intake 58 opening into the interior of the intake manifold 56 .
  • Each insert 151, 152, 153 has a plurality of holes (through holes) 59 communicating with inner air channels 161, 162, 163, respectively. A portion of the cooling air supplied to the inner air channels 161 , 162 , 163 of the inserts 151 , 152 , 153 is injected from the plurality of holes 59 toward the inner surface of the stator vane body 51 and blows the inner surface of the airfoil 51 . Impingement cooling.
  • Each of the plurality of air channels 141 , 142 , 143 has an outer air channel defined between the insert 151 , 152 , 153 and the inner surface of the vane body 51 .
  • FIG. 3 shows an outer air channel 57 provided between the side surface of the insert 151 and the inner surface of the forward end of the vane body 51.
  • the intake manifold 56 and exhaust pipe 83 are connected to a forced air cooling system in which cooling air led from inside the combustor casing is cooled by an external cooler (not shown) and then compressed by an external compressor (not shown). Connected. The compressed air is used for cooling and then returned inside the combustor casing.
  • a forced air cooling system in which cooling air led from inside the combustor casing is cooled by an external cooler (not shown) and then compressed by an external compressor (not shown). Connected. The compressed air is used for cooling and then returned inside the combustor casing.
  • intake manifold 56 and exhaust pipe 83 may be connected to a closed loop steam cooling system or a closed loop air cooling system.
  • Compressed air used for cooling is supplied to the intake manifold and is initially supplied directly to the air intake 58 without passing through the shroud body 72 or shroud end 74. That is, the cooling air is first used to cool the airfoil 51 before being used to cool the shroud body 72 or shroud end 74.
  • air channel 141 is a leading air channel located at the upstream end of vane body 51 .
  • insert 151 which is a leading end insert
  • a portion of the cooling air supplied to inner air channel 161 through air intake 58 is injected through holes 59 toward the inner surface of the leading end of airfoil 51; It then flows radially outwardly through the outer air channel 57.
  • the outer air channel 57 which is a space between the inner surface of the front end of the stator vane body 51 and the insert 151, communicates with the shroud end passage inlet 171 of the front shroud end passage 75L .
  • a portion of the cooling air injected toward the inner surface of the forward end of the airfoil 51 passes through the outer air channel 57 connected to the shroud end flow path inlet 171 to the shroud end of the forward shroud end flow path 75L . It flows into the partial flow path inlet 171.
  • FIG. 5 is a partial perspective view of the stationary blade in the first embodiment.
  • air channel 142 is an intermediate air channel located downstream of leading air channel 141 and between leading air channel 141 and trailing air channel 143 (described in more detail below).
  • insert 152 which is an intermediate insert, a portion of the cooling air supplied to inner air channel 162 through air intake 58 is injected through holes 59 toward the inner surface of the center portion of airfoil 51; It then flows radially inwardly toward the inner shroud 60 through the outer air channel and into the shroud end flow path inlet 181 (located on the aft shroud end) of the inner shroud 60, as shown in FIG. Flow into.
  • the cooling air then passes through the shroud end 65 of the inner shroud 60, cools the shroud end 64 of the inner shroud 60, and passes through the shroud end flow path outlet 182 of the inner shroud 60 (into the forward shroud end flow path). into the shroud body 62 of the shroud 60. Similar to outer shroud 70, cooling air is injected from impingement cooling holes in impingement plate 63 to cool the radially outer wall of inner shroud 60, which faces radially outward and has a gas path surface facing the hot gas flow path. do.
  • a portion of the cooling air injected from the leading inner air channel 161 toward the inner surface of the leading end of the airfoil 51 flows radially outwardly through the outer air channel 57 toward the outer shroud 70. .
  • a portion of the cooling air injected from the intermediate inner air channel 162 toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51 flows radially inwardly toward the inner shroud 60 through the outer air channel 57 .
  • the structure of the stator vane is not limited to this embodiment.
  • a portion of the cooling air injected from the leading inner air channel 161 toward the inner surface of the leading end of the airfoil 51 is configured to flow radially inwardly toward the inner shroud 60 through the outer air channel 57.
  • a portion of the cooling air injected from the intermediate inner air channel 162 toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51 is configured to flow radially outwardly through the outer air channel 57 toward the outer shroud 70. You may. Such modifications are detailed below in other embodiments.
  • air channel 143 is a trailing end air channel located at the downstream end of stator vane body 51.
  • Trailing air channel 143 includes an airfoil cooling structure 154 downstream of insert 153 .
  • Airfoil cooling structure 154 includes a passageway with a plurality of pin fins 164 disposed therein.
  • a portion of the cooling air supplied to the inner air channel (trailing inner air channel) 163 via the air intake 58 is routed through the holes 59 to the rear of the airfoil 51. It is injected onto the inner surface of the end and then directed to the airfoil cooling structure 154.
  • the cooling air passes through a passage with pin fins 164 and is then discharged into the hot gas flow path at the trailing edge 53 of the airfoil 51.
  • FIG. 6 is a partial perspective view of a stationary blade in another embodiment.
  • the shroud end channel inlet 181 of the inner shroud 60 is located on the forward shroud end 64L .
  • the shroud end flow path outlet 182 of the inner shroud 60 is located on the aft shroud end 64T .
  • the shroud end channel inlet 171 of the outer shroud 70 is located on the aft shroud end 74T .
  • a shroud end flow path outlet 172 of the outer shroud 70 is located on the forward shroud end 74L .
  • a portion of the cooling air supplied to the inner air channel 161 through the air intake 58 is directed toward the inner surface of the leading end of the airfoil 51 through the holes 59. is injected and then guided radially inwardly through the outer air channel 57 toward the inner shroud 60 and into the shroud end flow path inlet 181 of the inner shroud 60 (forward shroud end 64), as shown in FIG. (placed on L ).
  • the cooling air then passes through shroud end channel 65 of inner shroud 60 to cool shroud end 64 of inner shroud 60 and then passes through shroud end channel outlet 182 of inner shroud 60 (aft shroud end 64 T ) into the shroud body 62 of the inner shroud 60.
  • a portion of the cooling air supplied to the inner air channel 162 through the air intake 58 is routed through the holes 59 to the inner surface of the central portion of the airfoil 51 .
  • shroud end flow path inlet 171 of outer shroud 70 (disposed on aft shroud end 74T) . ).
  • the cooling air then passes through shroud end channel 75 of outer shroud 70 to cool shroud end 74 of outer shroud 70 and then passes through shroud end channel outlet 172 of outer shroud 70 (front shroud end 74 ) into the shroud body 72 of the outer shroud 70 .
  • FIG. 7 is a flowchart illustrating a method for cooling stator blades according to the first embodiment.
  • step S102 a portion of the cooling air flows into the front end air channel 141 to cool the front end air channel 141. Cooling air is injected through holes 59 in insert 151 from leading inner air channel 161 toward the inner surface of the leading end of airfoil 51 and then through outer air channel 57 to outer shroud 70 or inner shroud 60. radially outward or radially inward to cool the outer shroud 70 or the inner shroud 60.
  • step S104 a portion of the cooling air flows into the intermediate air channel 142 to cool the intermediate air channel 142. Cooling air is injected through the holes 59 of the insert 151 from the intermediate inner air channel 162 toward the inner surface of the center portion of the airfoil 51 and then through the outer air channel 57 and into the outer shroud 70 or the inner shroud 60. toward the other, radially outward or radially inward to cool the other of the outer shroud 70 or the inner shroud 60.
  • FIG. 8 is a flowchart illustrating a method for cooling stator blades according to the second embodiment. This method is illustrated using air channel 141 and outer shroud 70 as an example.
  • FIG. 9 schematically illustrates the cooling process of the second embodiment. As shown in FIGS. 8 and 9(a), in step S202, a portion of the cooling air flows into the inner air channel 161 of the insert 151 through the air intake 58. Cooling air is then injected through holes 59 toward the inner surface of the forward end of airfoil 51 to cool airfoil 51 and flows radially outwardly through outer air channels 57 . In some embodiments, the cooling air flowing into the inner air channels may be introduced from a forced air cooling system.
  • step S204 cooling air flows into the shroud end flow path 75 through the shroud end flow path inlet 171. Cooling air flows along shroud end flow passages 75 to cool shroud end 74 .
  • step S206 cooling air flows into the outer region of the shroud body 72, passes through the impingement cooling holes 79, and is injected toward the radially outer surface of the radially inner wall 81.
  • the shroud body 72 is cooled by impingement cooling the radially outer surface of the inner wall 81 .
  • FIG. 10 is a flowchart illustrating a method for cooling stator blades according to the third embodiment.
  • step S302 in at least one air channel, a portion of the cooling air flows into the inner air channel of the insert through the air intake. Cooling air is then injected through the holes toward the inner surface of the forward end of the airfoil to cool the airfoil and flows radially outwardly through the outer air channels.
  • the cooling air flowing into the inner air channels may be introduced from a forced air cooling system.
  • step S304 cooling air enters the outer region of the shroud body and is injected through the impingement cooling holes toward the radially outer surface of the radially inner wall to cool the radially outer surface of the radially inner wall and cool the shroud body. Cooling.
  • step S306 cooling air flows into the shroud end flow path through the shroud end flow path inlet. Cooling air flows along the shroud end channels to cool the shroud ends. In some embodiments, cooling air is returned to the forced air cooling system through shroud end flow path outlets.
  • FIG. 11 is a schematic cross-sectional view of a stator blade according to the fourth embodiment.
  • a plurality of airfoils 51 are surrounded by shroud end passages 75L , 75T , 75N , and 75P .
  • two shroud end channel inlets 171 are provided in the front shroud end channel 75L .
  • the respective outer air channels which are the spaces between the inner surfaces of the forward ends of the two airfoils 51 and each insert 151, are It communicates with the shroud end passage inlet 171 of the front shroud end passage 75L . Cooling air flows into the forward shroud end channel 75L through the respective shroud end channel inlets 171 , through the dorsal shroud end channel 75N , or through the ventral shroud end channel 75P . flow through the shroud end channel outlet 172 into the outer region of the shroud body 72.
  • the stator vane body included three air channels 141, 142, 143.
  • the number of air channels included in the vane body (airfoil) is not limited to three.
  • the vane body (airfoil) may include different numbers of air channels, such as two, four, five or more. In such alternative embodiments, each air channel may be connected to an outer shroud or an inner shroud.
  • FIGS. 12A and 12B are schematic cross-sectional views of stator vanes according to the fifth embodiment, respectively.
  • the vane body airfoil
  • Air channels 191, 192, 193, 194 and 195 each include an insert and an inner air channel (not shown).
  • the first air channel 191 and the second air channel 192 communicate with the shroud end passage inlet 171 of the outer shroud 70 located at the forward shroud end 74L .
  • the third air channel 193 and the fourth air channel 194 communicate with the shroud end passage inlet 181 of the inner shroud 60 located at the aft shroud end 64T . .
  • a portion of the cooling air introduced into the first air channel 191 flows inside the first air channel 191 and from the first inner air channel through the holes 59 of the first insert. is injected toward the inner surface of the forward end of airfoil 51 and then directed to flow radially outwardly through outer air channel 57 toward outer shroud 70 .
  • a portion of the cooling air injected from the second inner air channel of the second air channel 192 through the holes 59 of the second insert toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51 is It is directed to flow radially outwardly through its own outer air channel 57 toward outer shroud 70 .
  • the cooling air is then directed to the shroud end channel inlet 171 of the outer shroud 70.
  • a portion of the cooling air is injected from the third inner air channel of the third air channel 193 through the holes 59 of the third insert toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51. is directed to flow radially inward through its outer air channel 57 toward inner shroud 60 .
  • a portion of the cooling air injected from the fourth inner air channel of the fourth air channel 194 through the holes 59 of the fourth insert toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51 is directed toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51. It is directed to flow radially inwardly through its outer air channel 57 toward the shroud 60 .
  • the cooling air is then directed to the shroud end channel inlet 181 of the inner shroud 60.
  • the fifth air channel 195 is a trailing air channel located at the downstream end of the stator blade body 51.
  • a portion of the cooling air supplied to the fifth inner air channel through the air intake 58 is directed toward the inner surface of the aft end of the airfoil 51 through the hole 59. and is then directed to flow into the airfoil cooling structure 154 .
  • a portion of the cooling air flows through a passage with pin fins 164 and is then discharged into the hot gas flow path at the trailing edge 53 of the airfoil 51.
  • the shroud end flow path inlet 171 of the outer shroud 70 may be located at the aft shroud end 74T and the shroud end flow path outlet 172 of the outer shroud 70 may be located at the forward shroud end. 74 L may be arranged. Further, the shroud end passage inlet 181 of the inner shroud 60 may be arranged at the front shroud end 64L , and the shroud end passage outlet 182 of the inner shroud 60 may be arranged at the rear shroud end 64T . may be done.
  • first air channel 191 and second air channel 192 communicate with shroud end flow path inlet 181 of inner shroud 60 located at forward shroud end 64L .
  • the third air channel 193 and the fourth air channel 194 are also in communication with the shroud end passage inlet 171 of the outer shroud 70 located at the aft shroud end 74T .
  • FIGS. 13A and 13B are schematic cross-sectional views of stator vanes according to the sixth embodiment, respectively.
  • the outer shroud 70 has two shroud end channel inlets (front shroud end channel inlet 171 L and aft shroud end channel inlet 171 T ) and two shroud end channel outlets. (ventral shroud end passage outlet 172P and dorsal shroud end passage outlet 172N ).
  • This front shroud end flow passage inlet 171L is provided at the front shroud end 74L .
  • the rear shroud end passage inlet 171T is provided at the rear shroud end 74T .
  • the ventral shroud end channel outlet 172P is provided at the ventral shroud end 74P .
  • the back shroud end channel outlet 172N is provided at the back shroud end 74N .
  • Air channels 191, 192, 193, 194 and 195 each include an insert and an inner air channel (not shown).
  • the inner shroud 60 has two shroud end channel inlets (front shroud end channel inlet 181 L and aft shroud end channel inlet 181 T ) and two shroud end channel outlets. (ventral shroud end channel outlet 182P and dorsal shroud end channel outlet 182N ).
  • This front shroud end flow passage inlet 181L is provided at the front shroud end 64L .
  • the rear shroud end channel inlet 181T is provided at the rear shroud end 64T .
  • the ventral shroud end channel outlet 182P is provided at the ventral shroud end 64P .
  • the back shroud end channel outlet 182N is provided at the back shroud end 64N .
  • the first air channel 191 is in communication with the shroud end passage inlet 171L of the outer shroud 70 located at the forward shroud end 74L .
  • the fourth air channel 194 is also in communication with the shroud end passage inlet 171T of the outer shroud 70 located at the aft shroud end 74T .
  • the second air channel 192 communicates with the shroud end passage inlet 181L of the inner shroud 60 located at the forward shroud end 64L .
  • the third air channel 193 communicates with the shroud end passage inlet 181T of the inner shroud 60 located at the aft shroud end 64T .
  • a portion of the cooling air supplied to the first air channel 191 is routed from the first inner air channel through the holes 59 of the first insert to the inner side of the forward end of the airfoil 51. It is injected towards the surface and then directed to flow radially outwardly through its own outer air channel 57 towards the outer shroud 70 . Then, as shown in FIG. 13A, it flows into the front shroud end flow passage inlet 171L . The cooling air then flows along the front shroud end flow path 75L .
  • the cooling air then flows along ventral shroud end channel 75P and then exits ventral shroud end channel outlet 172P or flows along dorsal shroud end channel 75N ; It then flows out from the back shroud end channel outlet 172N .
  • a portion of the cooling air supplied to the fourth air channel 194 is routed from the fourth inner air channel through the holes 59 of the fourth insert to the inner side of the central portion of the airfoil 51. It is injected towards the surface and then directed to flow radially outwardly through its own outer air channel 57 towards the outer shroud 70 . Then, as shown in FIG. 13A, it flows into the rear shroud end channel inlet 171T .
  • the cooling air then flows along the aft shroud end channel 75T .
  • the cooling air then flows along ventral shroud end channel 75P and then exits ventral shroud end channel outlet 172P or flows along dorsal shroud end channel 75N ; It then flows out from the back shroud end channel outlet 172N .
  • a portion of the cooling air supplied to the second air channel 192 is routed from the second inner air channel through the holes 59 of the second insert to the inner side of the central portion of the airfoil 51. It is injected toward the surface and then directed to flow radially inward through its outer air channels 57 toward the inner shroud 60 . Then, as shown in FIG. 13B, it flows into the front shroud end flow passage inlet 181L . The cooling air then flows along the front shroud end channel 65L .
  • the cooling air then flows along ventral shroud end channel 65P and then exits ventral shroud end channel outlet 182P or flows along dorsal shroud end channel 65N ; It then flows out from the back shroud end channel outlet 182N .
  • a portion of the cooling air supplied to the third air channel 193 is routed from the third inner air channel through the holes 59 of the third insert to the inner side of the central portion of the airfoil 51. It is injected toward the surface and then directed to flow radially inward through its outer air channels 57 toward the inner shroud 60 . Then, as shown in FIG. 13B, it flows into the rear shroud end channel inlet 181T .
  • the cooling air then flows along the aft shroud end channel 65T .
  • the cooling air then flows along ventral shroud end channel 65P and then exits ventral shroud end channel outlet 182P or flows along dorsal shroud end channel 65N ; It then flows out from the back shroud end channel outlet 182N .
  • the fifth air channel 195 is a trailing air channel located at the downstream end of the stator blade body 51.
  • a portion of the cooling air supplied to the fifth inner air channel through the air intake 58 is directed toward the inner surface of the aft end of the airfoil 51 through the hole 59. and is then directed to flow into the airfoil cooling structure 154 .
  • a portion of the cooling air flows through a passage with pin fins 164 and is then discharged into the hot gas flow path at the trailing edge 53 of the airfoil 51.
  • the first air channel 191 may be in communication with the shroud end flow path inlet 181 L of the inner shroud 60 located at the forward shroud end 64 L.
  • the fourth air channel 194 may also communicate with a shroud end flow path inlet 181T of the inner shroud 60 located at the aft shroud end 64T .
  • the second air channel 192 may also communicate with a shroud end flow passage inlet 171L of the outer shroud 70 located at the forward shroud end 74L .
  • the third air channel 193 may also communicate with a shroud end passage inlet 171T of the outer shroud 70 located at the aft shroud end 74T .

Landscapes

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Abstract

タービンの静翼を冷却する方法を提供する。タービンは、エアフォイルと、エアフォイルの径方向外端部に設けられた外側シュラウドと内側シュラウドとを備え、エアフォイルは、タービンの径方向に沿って延びる複数の空気チャネルを備え、複数の空気チャネルは、第１の空気チャネルおよび第２の空気チャネルを含む。第１の空気チャネル内に冷却空気を流して第１の空気チャネルを冷却し、次に前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか１つを冷却する。第２の空気チャネル内に冷却空気を流して第２の空気チャネルを冷却し、次に外側シュラウドおよび内側シュラウドの他方を冷却する。

Description

ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造
　本開示は、ガスタービンの静翼の冷却方法に関するものであり、また、ガスタービンの静翼の冷却構造に関する。
　ガスタービンの静翼とガスタービンのロータブレードは高温燃焼ガスにさらされる。したがって、静翼とロータブレードは冷却空気によって冷却される必要がある。例えば、特許文献１は、タービン静翼の冷却について説明する。特許文献１の図３は、冷却ガスＲＧが最初に外側シュラウド１２に流れ込み、次に翼本体１１内を下流に流れ、複数の開口２２３を通って噴射されて翼本体１１を冷却し、次いで内側シュラウド１３に向かって流れ、内側シュラウド１３に流れ込んで内側シュラウド１３を冷却することを説明している。すなわち、特許文献の図３は、まず外側シュラウド１２を冷却し、次いで、外側シュラウド１２を冷却した冷却ガスＲＧを用いて翼本体１１を冷却し、次いで、翼本体１１を冷却した冷却ガスＲＧを用いて内側シュラウド１３を冷却する。
特開２０１３－０１９３４８号公報
　近年、ガスタービン入口温度が上昇し、したがって、第１段静翼の冷却をさらに促進することが望まれている。上記問題に対処するためのアプローチの一つは、第１段静翼に（従来の技術と比較して）より高い圧力とより低い温度の冷却空気を供給することである。発明者の検討によると、第１段静翼を冷却するために、より高い圧力と低い温度の冷却空気が使用される場合には、エアフォイルまたはシュラウド端部を冷却するために冷却空気が使用された後であっても、第１段静翼の他の構成要素を冷却するために再利用できる可能性がある。しかしながら、従来の技術では、冷却空気の利用効率が制限されてしまっていた。
　冷却空気の使用効率を高めることが可能なガスタービンの静翼の冷却方法または冷却構造を提供することが望まれる。
　本開示の第１の態様によれば、タービンの静翼の冷却方法が提供される。前記タービンは、エアフォイルと、前記タービンの径方向に沿った前記エアフォイルの端部に設けられたシュラウドとを備え、前記シュラウドは、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの外側端部に設けられた外側シュラウドと、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの内側端部に設けられた内側シュラウドとを含み、前記エアフォイルは、前記タービンの径方向に沿って延びる複数の空気チャネルを備え、複数の前記空気チャネルは、第１の空気チャネルおよび第２の空気チャネルを含み、前記方法は、以下のステップを含む：
（i）前記第１の空気チャネル内に冷却空気を流して前記第１の空気チャネルを冷却し、前記第１の空気チャネル内を流れた冷却空気を使用して前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか１つを冷却し、
（ii）前記第２の空気チャネル内に冷却空気を流して前記第２の空気チャネルを冷却し、前記第２の空気チャネル内を流れた冷却空気を使用して前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか他方を冷却する。
　上述した特徴により、エアフォイルを冷却するために用いられた冷却空気を高温ガス流路に排出することなく、外側シュラウドまたは内側シュラウドのような静翼の他の構成要素を冷却するために使用することができる。これにより、冷却空気の使用効率を向上させることが可能となる。また、エアフォイルを冷却した直後の比較的低温の冷却空気を用いて外側シュラウドおよび内側シュラウドを冷却できる。また、第１の空気チャネルを冷却するために使用された冷却空気を使用して、外側シュラウドまたは内側シュラウドの１つを冷却することができると共に、第１空気チャネルとは異なる空気チャネルを冷却するために使用された冷却空気を使用して、外側シュラウドまたは内側シュラウドの他の１つを冷却することができる。これにより、冷却空気の使用効率を向上させることが可能となる。
　本開示の第２の態様によれば、タービンの静翼が提供される。タービンの静翼は、エアフォイルと、前記タービンの径方向に沿った前記エアフォイルの端部に設けられたシュラウドとを備え、
　前記シュラウドは、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの外側端部に設けられた外側シュラウドと、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの内側端部に設けられた内側シュラウドとを含む。
　ここで、前記エアフォイルは、前記タービンの径方向に沿って延びる複数の空気チャネルを備え、複数の前記空気チャネルは、第１の空気チャネルおよび第２の空気チャネルを含む。
　前記エアフォイルは、前記静翼の外側から前記第１の空気チャネルおよび前記第２の空気チャネルに冷却空気を導入するように構成された空気取入口を備える。
　前記第１の空気チャネルは、前記第１の空気チャネルに導入された冷却空気が前記外側シュラウドと前記内側シュラウドのいずれか１つに向かって流れて前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか１つを冷却するように、前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか１つと連通されている。
　前記第２の空気チャネルは、前記第２の空気チャネルに導入された冷却空気が前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドの他方に向かって流れて前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドの他方を冷却するように、前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドの他方と連通されている。
　上述した特徴により、エアフォイルを冷却するために用いられた冷却空気を高温ガス流路に排出することなく、外側シュラウドまたは内側シュラウドのような静翼の他の構成要素を冷却するために使用することができる。これにより、冷却空気の使用効率を向上させることが可能となる。また、空気チャネルに冷却空気を導入してエアフォイルを最初に冷却し、エアフォイルを冷却した直後の比較的低温の冷却空気を用いて外側シュラウドおよび内側シュラウドを冷却できる。また、第１の空気チャネルを冷却するために使用された冷却空気を使用して、外側シュラウドまたは内側シュラウドの１つを冷却することができると共に、第１空気チャネルとは異なる空気チャネルを冷却するために使用された冷却空気を使用して、外側シュラウドまたは内側シュラウドの他の１つを冷却することができる。これにより、冷却空気の使用効率を向上させることが可能となる。
図１は、本開示に係る実施形態におけるガスタービンの概略断面図である。 図２は、第１の実施形態における静翼の斜視図である。 図３は、図２のIII－III線に沿う断面図である。 図４は、静翼の部分拡大図である。 図５は、第１の実施形態に係る静翼の部分斜視図である。 図６は、他の実施形態係る静翼の部分斜視図である。 図７は、第１の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。 図８は、第２実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。 図９は、第２実施形態の冷却工程を概略的に説明する図である。 図１０は、第３の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。 図１１は、第４の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 図１２Ａは、第５の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 図１２Ｂは、第５の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 図１３Ａは、第６の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 図１３Ｂは、第６の実施形態に係る静翼の概略断面図である。
　本開示の実施形態を、図面を参照して以下に詳述する。図１は、本開示に係る実施形態におけるガスタービンの概略断面図である。図１に示すように、本実施形態のガスタービン１０は、燃焼器３０によって発生した燃焼ガスによって駆動されるタービン２０を含む。タービン２０は、ロータシャフト２４、軸Ａｒを中心に回転するタービンロータ２６、タービンロータ２６を覆うタービンケーシング２２、および複数段の静翼２８を備える。
　図２は、本開示の実施形態によるガスタービンの静翼を模式的に説明する。図２は、第１の実施形態における静翼の斜視図である。図３は、図２のIII－III線に沿った断面図である。図４は、静翼の部分拡大図である。図２に示すように、静翼５０は、ガスタービンの半径方向に延びる静翼本体（エアフォイル）５１と、静翼本体５１の径方向内側に配置された内側シュラウド６０と、静翼本体５１の径方向外側に配置された外側シュラウド７０とを含む。静翼本体５１は、燃焼ガスが通過する燃焼ガス流路（高温ガス流路）に配置される。一般的に、環状の燃焼ガス流路は、その径方向内側が内側シュラウド６０によって定義され、そしてその径方向外側が外側シュラウド７０によって定義される。内側シュラウド６０と外側シュラウド７０は、燃焼ガス流路の一部を規定する板状の部材である。
　図２に示すように、静翼本体５１の上流側の端部は、前縁部５２を有し、静翼本体５１の下流側の端部は、後縁部５３を有する。静翼本体５１の表面のうち、凸面は背側面５４（負圧面）であり、凹面は腹側面５５（正圧面）である。利便性のために、以下の説明では、静翼本体５１の腹側（正圧面側）と静翼本体５１の背側（負圧面側）を、それぞれ腹側と背側と呼ぶ。
　内側シュラウド６０と外側シュラウド７０は、基本的に同じ構造を有する。したがって、以下では、外側シュラウド７０を主に説明する。
　図２および図３に示すように、外側シュラウド７０は、板状シュラウド部材であり、シュラウド本体７２、シュラウド本体７２の外周上に配置されたシュラウド端部７４、及びシュラウド端部７４に沿って延びる周壁７６を備る。周壁７６は、シュラウド本体７２からガスタービンの径方向外側に向かって突出する。
　外側シュラウド７０は、上流側の端面である前端面、下流側の端面である後端面、腹側の端面である腹側端面、背側の端面である腹側端面を有する。外側シュラウド７０は、径方向内側を向き、高温ガス流路に面するガスパス面７８を有する。前端面と後端面は、互いに実質的に平行であり、腹側端面と背側端面は、互いに実質的に平行である。したがって、径方向から見た場合、外側シュラウド７０は、図３に示すように、実質的に平行四辺形状を有する。
　シュラウド端部７４は、シュラウド本体７２から突出する鍔状または縁状の構造物である。シュラウド端部７４は、外側シュラウド７０の上流側に配置された前側シュラウド端部７４Ｌと、外側シュラウド７０の下流側に配置された後側シュラウド端部７４Ｔと、外側シュラウド７０の背側に配置された背側シュラウド端部７４Ｎと、外側シュラウド７０の腹側に配置された腹側シュラウド端部７４Ｐとを備える。例えば、図３に示すように、前側シュラウド端部７４Ｌ、後側シュラウド端部７４Ｔ、背側シュラウド端部７４Ｎ、および腹側シュラウド端部７４Ｐは、シュラウド本体７２の外周上に配置され、シュラウド本体７２の全体を囲む。
　前側シュラウド端部７４Ｌは、その内部に前側シュラウド端部流路７５Ｌを含む。後側シュラウド端部７４Ｔは、その内部に後側シュラウド端部流路７５Ｔを含む。背側シュラウド端部７４Ｎは、その内部に背側シュラウド端部流路７５Ｎを含む。腹側シュラウド端部７４Ｐは、その内部に腹側シュラウド端部流路７５Ｐを含む。
　この実施形態では、前側シュラウド端部流路７５Ｌは、その一端で背側シュラウド端部流路７５Ｎに連通され、その他端で腹側シュラウド端部流路７５Ｐに連通される。後側シュラウド端部流路７５Ｔは、その一端で背側シュラウド端部流路７５Ｎに連通され、その他端で腹側シュラウド端部流路７５Ｐに連通される。図２、図３および図４に示すように、前側シュラウド端部流路７５Ｌは、シュラウド端部流路入口１７１を有する。後側シュラウド端部流路７５Ｔは、シュラウド端部流路出口１７２を有する。シュラウド端部流路入口１７１を通って前側シュラウド端部流路７５Ｌに流れ込む冷却空気の一部は、背側シュラウド端部流路７５Ｎと腹側シュラウド端部流路７５Ｐを通過し、次いで、後側シュラウド端部流路７５Ｔを流れて、シュラウド端部流路出口１７２から流出する。図３に示すように、シュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｐ、７５Ｎはタービュレータ１７５を備える。タービュレータ１７５は、シュラウド端部流路の内面に配置されたリブであってもよい。シュラウド端部の冷却を強化するために、タービュレータ１７５は、流路の径方向内側面を規定する流路の底面に配置されてもよい。ここで、流路の底面は、径方向内壁８１に対して略平行に延在してもよい。また、タービュレータ１７５は、流路の周方向側壁もしくは軸方向壁を規定する流路の側面に配置されてもよい。
　本実施形態では、シュラウド端部流路入口１７１は、前側シュラウド端部流路７５Ｌに設けられ、シュラウド端部流路出口１７２は、後側シュラウド端部流路７５Ｔに設けられる。しかしながら、静翼の構造は、この実施形態に限定されない。シュラウド端部流路入口１７１は、背側シュラウド端部流路７５Ｎ、腹側シュラウド端部流路７５Ｐ、または後側シュラウド端部流路７５Ｔなどの他のシュラウド端部流路に設けても良い。シュラウド端部流路出口１７２は、背側シュラウド端部流路７５Ｎ、腹側シュラウド端部流路７５Ｐ、または前側シュラウド端部流路７５Ｌなどの他のシュラウド端部流路に設けても良い。他の形態として、複数のシュラウド端部流路入口１７１を、１または複数のシュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｎ、７５Ｐに設けても良い。また、複数のシュラウド端部流路出口１７２を、１または複数のシュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｎ、７５Ｐに設けてもよい。
　シュラウド本体７２は、径方向内壁８１とその反対側に位置する径方向外壁８２とを備える。シュラウド本体７２は、径方向内壁８１と径方向外壁８２との間に空間Ｓを含む。内壁８１の径方向内面は、外側シュラウド７０のガスパス面７８を構成する。この径方向内壁８１は、シュラウド本体７２の一部を構成する。この径方向内側壁８１は、シュラウド端部７４の一部を構成するようにガスタービンの周方向もしくは軸方向に連続的に伸長されてもよい。図２は、一例として、径方向内壁８１が連続的にガスタービンの軸方向に延伸して後側シュラウド端部７４Ｔの一部を構成する例を説明している。シュラウド本体７２は、外側シュラウド７０の空間Ｓを径方向外側の外側領域と径方向内側の内側領域（キャビティ）とに仕切るインピンジプレート７３を備える。外側領域は、冷却空気の一部が後側シュラウド端部流路７５Ｔから外側領域に流れ込むようにシュラウド端部流路出口１７２に接続されている。内側領域は、外側シュラウド７０の径方向内壁８１とインピンジメントプレート７３との間に定義される。
　インピンジメントプレート７３では、複数のインピンジメント冷却孔７９が、インピンジメントプレート７３を径方向に貫通するように設けられている。外側領域に存在する冷却空気の一部は、インピンジメントプレート７３のインピンジメント冷却孔７９を通って内側領域に流れ込む。この冷却空気は、径方向内壁８１の径方向外側面に向かって噴射され、径方向内壁８１の径方向外側面をインピンジメント冷却し、次いで、外壁８２を通過してその外側に排出される。例えば、径方向内壁８１の径方向外側面をインピンジメント冷却するためにインピンジメント冷却孔７９から径方向内壁８１の径方向外側面に向かって噴射された冷却空気は、空間Ｓの内側領域と、外壁８２の空間Ｓとは反対側（外側）に位置する外側空間とを接続する通路を介して排出される。このような通路は、空間Ｓの外側領域から隔離されてもよい。より具体的には、本実施形態では、冷却空気が排出管８３の穴を通って排出される。排出管８３は、内側領域と外部空間を接続する態様で径方向外壁８２とインピンジメントプレート７３とを貫通するように設けられている。
＜静翼本体＞
　静翼本体５１は、複数の空気チャネル１４１、１４２、１４３を備える。より具体的には、静翼本体５１の内部は、径方向に延在する隔壁５１Ｐによって、複数の空気チャネル１４１、１４２、１４３に仕切られる。複数のインサート１５１、１５２、１５３が、それぞれの空気チャネル１４１、１４２、１４３に挿入される。複数のインサート１５１，１５２，１５３は、それぞれ径方向に延伸する内側空気チャネル１６１，１６２，１６３を含み、外側シュラウド７０から静翼本体５１を通って内側シュラウド６０に向かって径方向に延びる。各インサート１５１、１５２、１５３は、外側シュラウド７０から静翼本体５１を通って内側シュラウド６０まで連続して形成される。各内側空気チャネル１６１、１６２、１６３は、吸気マニホールド５６の内側に開口している空気取入口５８を有する。
　各インサート１５１、１５２、１５３は、それぞれ、内側空気チャネル１６１、１６２、１６３と連通する複数の孔部（貫通孔）５９を有する。インサート１５１、１５２、１５３の内側空気チャネル１６１、１６２、１６３に供給される冷却空気の一部は、静翼本体５１の内面に向かって複数の孔部５９から噴射されてエアフォイル５１の内面をインピンジメント冷却する。複数の空気チャネル１４１、１４２、１４３は、それぞれ、インサート１５１、１５２、１５３と静翼本体５１の内面との間に定義された外側空気チャネルを有する。孔部５９を通して噴射された冷却空気の一部は、外側空気チャネルによってガイドされ、径方向外側、径方向内側、または径方向の外側および内側に向かって外側空気チャネルを通って流れる。例として、図３は、インサート１５１の側面と静翼本体５１の前端部の内面との間に設けられた外側空気チャネル５７を示す。　　　　
　吸気マニホールド５６と排出管８３は、燃焼器ケーシングの内部から導出された冷却空気が外部クーラー（図示せず）によって冷却され、次いで、外部圧縮機（図示せず）によって圧縮される強制空冷システムに接続される。圧縮空気は冷却に使用され、その後、燃焼器ケーシングの内部に戻される。以上の説明では、空冷システムが本実施形態に適用される例を説明した。しかしながら、本静翼は、このような実施形態に限定されない。本開示は、他のタイプの冷却システムに適用されてもよい。例えば、吸気マニホールド５６と排出管８３は、閉ループ蒸気冷却システムまたは閉ループ空冷システムに接続されてもよい。冷却に使用される圧縮空気は、吸気マニホールドに供給されて、シュラウド本体７２やシュラウド端部７４を経ることなく、最初に空気取入口５８に直接供給される。すなわち、冷却空気は、シュラウド本体７２やシュラウド端部７４の冷却に使用される前に、エアフォイル５１の冷却に最初に使用される。
　この実施の形態では、空気チャネル１４１は、静翼本体５１の上流端に位置する前端空気チャネルである。例えば、前端インサートであるインサート１５１では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６１に供給された冷却空気の一部が、孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れる。静翼本体５１の前端部の内面とインサート１５１との間の空間である外側空気チャネル５７は、前側シュラウド端部流路７５Ｌのシュラウド端部流路入口１７１と連通される。エアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射された冷却空気の一部は、シュラウド端部流路入口１７１に接続された外側空気チャネル５７を通って前側シュラウド端部流路７５Ｌのシュラウド端部流路入口１７１に流れ込む。
　図５は、第１の実施形態における静翼の部分斜視図である。この実施の形態では、空気チャネル１４２は、前端空気チャネル１４１の下流側に位置し、前端空気チャネル１４１と後端空気チャネル１４３（以下詳述する）との間に位置する中間空気チャネルである。例えば、中間インサートであるインサート１５２では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６２に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネルを通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側に流れ、そして、図５に示すように、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１（後側シュラウド端部上に配置）に流れ込む。次いで、冷却空気は内側シュラウド６０のシュラウド端部６５を通過し、内側シュラウド６０のシュラウド端部６４を冷却し、そして、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２（前側シュラウド端部流路に配置される）を介してシュラウド６０のシュラウド本体６２に流れ込む。外側シュラウド７０と同様に、冷却空気は、インピンジメントプレート６３のインピンジメント冷却孔から噴射され、径方向外側を向き、高温ガス流路に面したガスパス面を備える内側シュラウド６０の径方向外壁を冷却する。
　本実施形態では、エアフォイル５１の前端部の内面に向かって前端内側空気チャネル１６１から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って外側シュラウド７０に向かって径方向外側に流れる。また、エアフォイル５１の中央部の内面に向かって中間内側空気チャネル１６２から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側に流れる。しかしながら、静翼の構造は、この実施形態に限定されない。エアフォイル５１の前端部の内面に向かって前端内側空気チャネル１６１から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側に流れるように構成してもよい。また、エアフォイル５１の中央部の内面に向かって中間内側空気チャネル１６２から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って外側シュラウド７０に向かって径方向外側に流れるように構成してもよい。このような変更は、他の実施形態として以下に詳述される。
　本開示のいくつかの実施形態において、図２で示されるように、空気チャネル１４３は、静翼本体５１の下流端に位置する後端空気チャネルである。後端空気チャネル１４３は、インサート１５３の下流側にエアフォイル冷却構造１５４を備える。エアフォイル冷却構造１５４は、複数のピンフィン１６４が内部に配置された通路を含む。例えば、後端インサートであるインサート１５３においては、空気取入口５８を介して内側空気チャネル（後端内側空気チャネル）１６３に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通してエアフォイル５１の後端部の内面に噴射され、次に、エアフォイル冷却構造１５４に導かれる。冷却空気は、ピンフィン１６４を備えた通路を通過し、その後、エアフォイル５１の後縁部５３で高温ガス流路に排出される。　　
　図６は、他の実施形態における静翼の部分斜視図である。図６に示すように、この実施形態では、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１は、前側シュラウド端部６４Ｌ上に配置されている。また、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２は、後側シュラウド端部６４Ｔ上に配置されている。また、この実施形態では、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１が、後側シュラウド端部７４Ｔ上に配置されている。さらにまた、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路出口１７２が、前側シュラウド端部７４Ｌ上に配置されている。この実施形態では、前端インサートであるインサート１５１では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６１に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側にガイドされ、そして、図６に示すように、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１（前側シュラウド端部６４Ｌ上に配置）に流れ込む。次いで、冷却空気は内側シュラウド６０のシュラウド端部流路６５を通過し、内側シュラウド６０のシュラウド端部６４を冷却し、そして、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２（後側シュラウド端部６４Ｔに配置される）を介して内側シュラウド６０のシュラウド本体６２に流れ込む。また、この実施形態では、中間インサートであるインサート１５２では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６２に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って外側シュラウド７０に向かって径方向外側にガイドされ、そして、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１（後側シュラウド端部７４Ｔ上に配置）に流れ込む。次いで、冷却空気は外側シュラウド７０のシュラウド端部流路７５を通過し、外側シュラウド７０のシュラウド端部７４を冷却し、そして、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路出口１７２（前側シュラウド端部７４Ｌに配置される）を介して外側シュラウド７０のシュラウド本体７２に流れ込む。
＜冷却方法＞
　次に、第１の実施形態の静翼の冷却方法について説明する。図７は、第１の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。図７に示すように、ステップＳ１０２において、冷却空気の一部が前端空気チャネル１４１に流入して前端空気チャネル１４１を冷却する。冷却空気は、インサート１５１の孔部５９を通って、前端内側空気チャネル１６１からエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０のいずれか一方に向かって、径方向外側か径方向内側にガイドされ、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０を冷却する。
　ステップＳ１０４において、冷却空気の一部が中間空気チャネル１４２に流入して中間空気チャネル１４２を冷却する。冷却空気は、インサート１５１の孔部５９を通って、中間内側空気チャネル１６２からエアフォイル５１の中央部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０の他方に向かって、径方向外側か径方向内側にガイドされ、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０の他方を冷却する。
　次に、第２の実施形態の静翼の冷却方法について説明する。図８は、第２の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。この方法は、例として空気チャネル１４１及び外側シュラウド７０を用いて説明される。図９は第２の実施形態の冷却工程を概略的に例示する。図８および図９（ａ）に示すように、ステップＳ２０２において、冷却空気の一部が、空気取入口５８を通ってインサート１５１の内側空気チャネル１６１に流れ込む。次に、冷却空気は、孔部５９を通してエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射されてエアフォイル５１を冷却し、外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れる。ある実施形態においては、内側空気チャネルに流れ込む冷却空気が強制空冷システムから導入されてもよい。
　図９（ｂ）に示すように、ステップＳ２０４において、冷却空気がシュラウド端部流路入口１７１を通ってシュラウド端部流路７５に流れ込む。冷却空気は、シュラウド端部流路７５に沿って流れ、シュラウド端部７４を冷却する。
　図９（ｃ）に示すように、ステップＳ２０６において、冷却空気がシュラウド本体７２の外側領域に流れ込み、インピンジメント冷却孔７９を通って径方向内壁８１の径方向外面に向かって噴射され、径方向内壁８１の径方向外面をインピンジメント冷却してシュラウド本体７２を冷却する。
　次に、第３の実施形態の静翼の冷却方法について説明する。図１０は、第３の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。図１０に示すように、ステップＳ３０２において、少なくとも一つの空気チャネルにおいて、冷却空気の一部が、空気取入口を通ってインサートの内側空気チャネルに流れ込む。次に、冷却空気は、孔部を通してエアフォイルの前端部の内面に向かって噴射されてエアフォイルを冷却し、外側空気チャネルを通って径方向外側に流れる。ある実施形態においては、内側空気チャネルに流れ込む冷却空気が強制空冷システムから導入されてもよい。
　ステップＳ３０４において、冷却空気がシュラウド本体の外側領域に流入し、インピンジメント冷却孔を通って径方向内壁の径方向外面に向かって噴射され、径方向内壁の径方向外面を冷却してシュラウド本体を冷却する。
　ステップＳ３０６において、冷却空気がシュラウド端部流路入口を通ってシュラウド端部流路に流れ込む。冷却空気はシュラウド端部流路に沿って流れ、シュラウド端部を冷却する。ある実施形態においては、冷却空気はシュラウド端部流路出口を通って強制空冷システムに戻される。
　次に、本願の第４の実施形態について、以下に説明する。図１１は、第４の実施形態による静翼の概略断面図である。図１１に示すように、第４の実施形態では、複数のエアフォイル５１（本実施形態では２つ）がシュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｎ、７５Ｐによって囲まれている。第１の実施形態（図３）とは異なり、２つのシュラウド端部流路入口１７１が、前側シュラウド端部流路７５Ｌに設けられている。
　２つのエアフォイル５１の前端部の内面と各インサート１５１との間の空間であるそれぞれの外側空気チャネルは、それぞれのエアフォイル５１の外側空気チャネルの外端部に設けられた空気通路を介して前側シュラウド端部流路７５Ｌのシュラウド端部流路入口１７１と連通される。冷却空気は、それぞれのシュラウド端部流路入口１７１を通って前側シュラウド端部流路７５Ｌに流れ込み、背側シュラウド端部流路７５Ｎ、または腹側シュラウド端部流路７５Ｐを通って流れ、シュラウド端部流路出口１７２を通ってシュラウド本体７２の外側領域に流れ込む。
　上記の実施形態では、静翼本体（エアフォイル）は、３つの空気チャネル１４１、１４２、１４３を含んでいた。しかしながら、静翼本体（エアフォイル）に含まれる空気チャネルの数は３個に限定されない。静翼本体（エアフォイル）は、２つ、４つ、５つあるいはそれ以上のような異なる数の空気チャネルを含んでもよい。このような変形例の実施形態において、各空気チャネルは、外側シュラウドまたは内側シュラウドに接続されてもよい。
　例えば、本願の第５の実施形態を以下に説明する。図１２Ａおよび１２Ｂは、それぞれ第５の実施形態に係る静翼の概略断面図である。図１２Ａおよび１２Ｂが示すように、第５の実施形態では、静翼本体（エアフォイル）は、タービン内の高温ガスの流れの上流端から下流端にかけてこの順序で配置された空気チャネル１９１、１９２、１９３、１９４および１９５を含む。空気チャネル１９１、１９２、１９３、１９４および１９５はそれぞれ、インサートと内側空気チャネル（図示せず）を含む。図１２Ａに示すように、第１の空気チャネル１９１と第２の空気チャネル１９２とは、前側シュラウド端部７４Ｌに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１と連通される。また、図１２Ｂに示すように、第３の空気チャネル１９３と第４の空気チャネル１９４とは、後側シュラウド端部６４Ｔに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１と連通する。
　本実施形態では、第１の空気チャネル１９１に導入された冷却空気の一部は、第１の空気チャネル１９１の内部を流れ、第１の内側空気チャネルから、第１インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内側表面に向かって噴射され、次に、外側シュラウド７０に向かって外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れるよう導かれる。同様に、第２の空気チャネル１９２の第２の内側空気チャネルから、第２インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射された冷却空気の一部は、外側シュラウド７０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れるよう導かれる。そして、冷却空気は、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１へと導かれる。
　本実施形態では、第３の空気チャネル１９３の第３の内側空気チャネルから、第３インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射された冷却空気の一部は、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向内側に流れるよう導かれる。また、第４の空気チャネル１９４の第４の内側空気チャネルから、第４インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射された冷却空気の一部は、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向内側に流れるよう導かれる。そして、冷却空気は、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１へと導かれる。
　第５の空気チャネル１９５は、静翼本体５１の下流端に位置する後端空気チャネルである。前述したように、第５の空気チャネル１９５では、空気取入口５８を通して第５の内側空気チャネルに供給された冷却空気の一部は、エアフォイル５１の後端部の内面に向かって孔部５９を通って噴射され、次いで、エアフォイル冷却構造１５４に流れるように導かれる。冷却空気の一部は、ピンフィン１６４を備える通路を流れ、その後、エアフォイル５１の後縁部５３において高温ガス流路に排出される。
　静翼の構造は、この実施形態に限定されない。代替の実施形態では、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１は、後側シュラウド端部７４Ｔに配置されてもよく、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路出口１７２は、前側シュラウド端部７４Ｌで配置されてもよい。また、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１は、前側シュラウド端部６４Ｌに配置されてもよく、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２は、後側シュラウド端部６４Ｔに配置されてもよい。この実施形態では、第１の空気チャネル１９１と第２の空気チャネル１９２は、前側シュラウド端部６４Ｌに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１と連通される。また、第３の空気チャネル１９３と第４の空気チャネル１９４は、後側シュラウド端部７４Ｔに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１と連通される。
　次に、本願の第６の実施形態について、以下に説明する。図１３Ａおよび１３Ｂは、それぞれ第６の実施形態に係る静翼の概略断面図である。この実施形態では、外側シュラウド７０は、２つのシュラウド端部流路入口（前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌおよび後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔ）と、２つのシュラウド端部流路出口（腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐおよび背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎ）を備える。この前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌは、前側シュラウド端部７４Ｌに設けられている。後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔは、後側シュラウド端部７４Ｔに設けられる。腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐは、腹側シュラウド端部７４Ｐに設けられている。背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎは、背側シュラウド端部７４Ｎに設けられている。空気チャネル１９１、１９２、１９３、１９４および１９５はそれぞれ、インサートと内側空気チャネル（図示せず）を含む。
　この実施形態では、内側シュラウド６０は、２つのシュラウド端部流路入口（前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌおよび後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔ）と、２つのシュラウド端部流路出口（腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐおよび背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎ）を備える。この前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌは、前側シュラウド端部６４Ｌに設けられている。後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔは、後側シュラウド端部６４Ｔに設けられる。腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐは、腹側シュラウド端部６４Ｐに設けられている。背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎは、背側シュラウド端部６４Ｎに設けられている。
　図１３Ａに示すように、第１の空気チャネル１９１は、前側シュラウド端部７４Ｌに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｌと連通されている。また、第４の空気チャネル１９４は、後側シュラウド端部７４Ｔに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｔと連通されている。図１３Ｂに示すように、第２の空気チャネル１９２は、前側シュラウド端部６４Ｌに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｌと連通されている。第３の空気チャネル１９３は、後側シュラウド端部６４Ｔに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｔと連通されている。
　この実施形態では、例えば、第１の空気チャネル１９１に供給された冷却空気の一部は、第１の内側空気チャネルから、第１インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内側表面に向かって噴射され、次に、外側シュラウド７０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れるよう導かれる。そして、図１３Ａに示すように、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌに流れ込む。冷却空気は、次いで、前側シュラウド端部流路７５Ｌに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路７５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐから流出し、または背側シュラウド端部流路７５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎから流出する。この実施形態では、例えば、第４の空気チャネル１９４に供給された冷却空気の一部は、第４の内側空気チャネルから、第４インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射され、次に、外側シュラウド７０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れるよう導かれる。そして、図１３Ａに示すように、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔに流れ込む。冷却空気は、次いで、後側シュラウド端部流路７５Ｔに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路７５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐから流出し、または背側シュラウド端部流路７５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎから流出する。
　この実施形態では、例えば、第２の空気チャネル１９２に供給された冷却空気の一部は、第２の内側空気チャネルから、第２インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射され、次に、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向内側に流れるよう導かれる。そして、図１３Ｂに示すように、前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌに流れ込む。冷却空気は、次いで、前側シュラウド端部流路６５Ｌに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路６５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐから流出し、または背側シュラウド端部流路６５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎから流出する。この実施形態では、例えば、第３の空気チャネル１９３に供給された冷却空気の一部は、第３の内側空気チャネルから、第３インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射され、次に、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向内側に流れるよう導かれる。そして、図１３Ｂに示すように、後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔに流れ込む。冷却空気は、次いで、後側シュラウド端部流路６５Ｔに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路６５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐから流出し、または背側シュラウド端部流路６５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎから流出する。
　第５の空気チャネル１９５は、静翼本体５１の下流端に位置する後端空気チャネルである。前述したように、第５の空気チャネル１９５では、空気取入口５８を通して第５の内側空気チャネルに供給された冷却空気の一部は、エアフォイル５１の後端部の内面に向かって孔部５９を通って噴射され、次いで、エアフォイル冷却構造１５４に流れるように導かれる。冷却空気の一部は、ピンフィン１６４を備える通路を流れ、その後、エアフォイル５１の後縁部５３において高温ガス流路に排出される。
　静翼の構造は、この実施形態に限定されない。代替の実施形態として、第１の空気チャネル１９１は、前側シュラウド端部６４Ｌに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｌと連通されてもよい。また、第４の空気チャネル１９４は、後側シュラウド端部６４Ｔに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｔと連通されてもよい。また、第２の空気チャネル１９２は、前側シュラウド端部７４Ｌに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｌと連通されてもよい。また、第３の空気チャネル１９３は、後側シュラウド端部７４Ｔに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｔと連通されてもよい。
　本開示は上記実施形態に限定されず、種々の実施態様で実施することができる。より良い理解のために、図面を参照して具体的な実施形態を説明したが、上記の説明は一例として提示されたものであり、付随する請求項により定義される発明の範囲を限定するものではない。本発明の範囲は、付随する請求項によって決定されるべきである。当業者は、発明の範囲から逸脱することなく様々な変更を行うことができ、付随する請求項は、そのような変更をカバーしている。
１０　ガスタービン
２０　タービン
２２　タービンケース
２４　ロータシャフト
２６　タービンロータ
Ａｒ　軸
３０　燃焼器
５０　静翼
５１　静翼本体（エアフォイル）
５１Ｐ　　　隔壁
５２　前縁部
５３　後縁部
５４　背側面
５５　腹側面
５６　吸気マニホールド
５７　外側空気チャネル
５８　空気取入口
５９　孔部
１４１，１４２，１４３　空気チャンネル
１５１，１５２，１５３　インサート
１６１，１６２，１６３　内側空気チャンネル
１９１，１９２，１９３，１９４，１９５　　空気チャンネル
１５４　　　エアフォイル冷却構造
１６４　　　ピンフィン
６０　内側シュラウド
７０　外側シュラウド
６２、７２　シュラウド本体
６３、７３　インピンジメントプレート
６４、７４　シュラウド端部
６５、７５　シュラウド端部流路
Ｓ　　空間
１７１　　　シュラウド端部流路入口
１７２　　　シュラウド端部流路出口
１７５　　　タービュレータ
７６　周壁
７８　ガスパス面
７９　インピンジメント冷却孔
８１　径方向内壁
８２　径方向外壁
８３　排出管
１８１　　　シュラウド端部流路入口
１８２　　　シュラウド端部流路出口

Claims (17)

  1. 　タービンの静翼であって、
    　エアフォイルと、
    　前記タービンの径方向における前記エアフォイルの端部に設けられたシュラウドとを備え、
    　前記シュラウドは、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの外側端部に設けられた外側シュラウドと、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの内側端部に設けられた内側シュラウドとを含み、
    　前記エアフォイルは、前記タービンの径方向に沿って延びる複数の空気チャネルを備え、複数の前記空気チャネルは、第１の空気チャネルおよび第２の空気チャネルを含み、
    　前記エアフォイルは、前記静翼の前記タービンの径方向の外側から前記第１の空気チャネルおよび前記第２の空気チャネルに冷却空気を導入するように構成された空気取入口を備え、
    　前記第１の空気チャネルは、前記第１の空気チャネルに導入された冷却空気が前記外側シュラウドと前記内側シュラウドのいずれか１つに向かって流れて前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか１つを冷却するように、前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか１つと連通されており、
    　前記第２の空気チャネルは、前記第２の空気チャネルに導入された冷却空気が前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドの他方に向かって流れて前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドの他方を冷却するように、前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドの他方と連通されている、静翼。
  2. 　前記第１の空気チャネルは、前記タービン内の高温ガスの流れ方向に沿って前記エアフォイルの上流端に位置する前端空気チャネルであり、
    　前記第２の空気チャネルは、前記前端空気チャネルの下流側に位置する空気チャネルである、請求項１に記載の静翼。
  3. 　前記第１の空気チャネルは、前記第１の空気チャネル内を流れた冷却空気を用いて前記外側チャネルが冷却されるように前記外側シュラウドと連通されており、
    　前記第２の空気チャネルは、前記第２の空気チャネル内を流れた冷却空気を用いて前記内側チャネルが冷却されるように前記内側シュラウドと連通されている、請求項２に記載の静翼。
  4. 　前記外側シュラウドは、外側シュラウド本体と、前記外側シュラウド本体を囲むように前記外側シュラウド本体の周囲に配置された外側シュラウド端部とを含み、前記外側シュラウド端部は内部に外側シュラウド端部流路を備え、
    　前記内側シュラウドは、内側シュラウド本体と、前記内側シュラウド本体を囲むように前記内側シュラウド本体の周囲に配置された内側シュラウド端部とを含み、前記内側シュラウド端部は内部に内側シュラウド端部流路を備え、
    　前記第１の空気チャネルは、前記外側シュラウド端部流路と連通され、
    　前記第２の空気チャネルは、前記内側シュラウド端部流路と連通される、請求項３に記載の静翼。
  5. 　前記外側シュラウド端部は、前記外側シュラウド端部の前端部に配置された外側シュラウド端部流路入口を含み、前記第１の空気チャネルは、前記外側シュラウド端部流路入口を介して前記外側シュラウド端部流路と連通され、
    　前記内側シュラウド端部は、前記内側シュラウド端部の後端部に配置された内側シュラウド端部流路入口を含み、前記第２の空気チャネルは、前記内側シュラウド端部流路入口を介して前記内側シュラウド端部流路と連通される、請求項４に記載の静翼。
  6. 　前記外側シュラウド端部は、前記外側シュラウド端部の前端部に配置された外側シュラウド端部流路入口を含み、前記第１の空気チャネルは、前記外側シュラウド端部流路入口を介して前記外側シュラウド端部流路と連通され、
    　前記内側シュラウド端部は、前記内側シュラウド端部の前端部に配置された内側シュラウド端部流路入口を含み、前記第２の空気チャネルは、前記内側シュラウド端部流路入口を介して前記内側シュラウド端部流路と連通される、請求項４に記載の静翼。
  7. 　前記エアフォイルは、前記タービン内の高温ガスの流れに沿って前記エアフォイルの下流端に位置する後端空気チャネルをさらに含み、
    　前記後端空気チャネルは、前記タービンの径方向に沿って延び、その下流端に排出口が配置され、
    　前記排出口は、冷却空気が前記後端空気チャネル内を流れて前記後端空気チャネルを冷却し、次に、前記排出口を通って前記タービンの高温ガス流路に排出されるように前記タービンの高温ガス流路に対して開口する、請求項２に記載の静翼。
  8. 　前記空気取入口が、燃焼器ケーシングの内部から抽出されて外部圧縮機によって圧縮された冷却空気を受け取るように構成されており、
    　前記外側シュラウドと前記内側シュラウドはそれぞれ、前記燃焼器ケーシングの内部へ冷却空気を排出するように構成された排出通路を備える、請求項１に記載の静翼。
  9. 　前記空気取入口は、前記燃焼器ケーシングの内部から、前記外側シュラウドあるいは前記内側シュラウドを経ることなく冷却空気を前記第１の空気チャネルおよび前記第２の空気チャネルへ導入するように構成されている、請求項８に記載の静翼。
  10. 　タービンの静翼の冷却方法であって、
    　前記タービンは、エアフォイルと、前記タービンの径方向における前記エアフォイルの端部に設けられたシュラウドとを備え、
    　前記シュラウドは、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの外側端部に設けられた外側シュラウドと、前記タービンの径方向の前記エアフォイルの内側端部に設けられた内側シュラウドとを含み、前記エアフォイルは、前記タービンの径方向に沿って延びる複数の空気チャネルを備え、複数の前記空気チャネルは、第１の空気チャネルおよび第２の空気チャネルを含み、
    　前記静翼の冷却方法は、
    　前記第１の空気チャネル内に冷却空気を流して前記第１の空気チャネルを冷却し、前記第１の空気チャネル内を流れた冷却空気を使用して前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか１つを冷却し、
    　前記第２の空気チャネル内に冷却空気を流して前記第２の空気チャネルを冷却し、前記第２の空気チャネル内を流れた冷却空気を使用して前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドのいずれか他方を冷却する、静翼の冷却方法。
  11. 　前記第１の空気チャネルは、前記タービン内の高温ガスの流れ方向に沿って前記エアフォイルの上流端に位置する前端空気チャネルであり、
    　前記第２の空気チャネルは、前記前端空気チャネルの下流側に位置する空気チャネルである、請求項１０に記載の静翼の冷却方法。
  12. 　前記外側シュラウドは、前記第１の空気チャネル内を流れた冷却空気を用いて冷却され、
    　前記内側シュラウドは、前記第２の空気チャネル内を流れた冷却空気を用いて冷却される、請求項１１に記載の静翼の冷却方法。
  13. 　前記外側シュラウドは、外側シュラウド本体と、前記外側シュラウド本体を囲むように前記外側シュラウド本体の周囲に配置された外側シュラウド端部とを含み、前記外側シュラウド端部は内部に外側シュラウド端部流路を備え、
    　前記内側シュラウドは、内側シュラウド本体と、前記内側シュラウド本体を囲むように前記内側シュラウド本体の周囲に配置された内側シュラウド端部とを含み、前記内側シュラウド端部は内部に内側シュラウド端部流路を備え、
    　前記第１の空気チャネルの内部を流れた冷却空気は、前記外側シュラウド端部の前端部を通って前記外側シュラウド端部流路へと導入されて前記外側シュラウド端部を冷却し、
    　前記第２の空気チャネルの内部を流れた冷却空気は、前記内側シュラウド端部の後端部を通って前記内側シュラウド端部流路へと導入されて前記内側シュラウド端部を冷却する、請求項１２に記載の静翼の冷却方法。
  14. 　前記外側シュラウドは、外側シュラウド本体と、前記外側シュラウド本体を囲むように前記外側シュラウド本体の周囲に配置された外側シュラウド端部とを含み、前記外側シュラウド端部は内部に外側シュラウド端部流路を備え、
    　前記内側シュラウドは、内側シュラウド本体と、前記内側シュラウド本体を囲むように前記内側シュラウド本体の周囲に配置された内側シュラウド端部とを含み、前記内側シュラウド端部は内部に内側シュラウド端部流路を備え、
    　前記第１の空気チャネルの内部を流れた冷却空気は、前記外側シュラウド端部の前端部を通って前記外側シュラウド端部流路へと導入されて前記外側シュラウド端部を冷却し、
    　前記第２の空気チャネルの内部を流れた冷却空気は、前記内側シュラウド端部の前端部を通って前記内側シュラウド端部流路へと導入されて前記内側シュラウド端部を冷却する、請求項１２に記載の静翼の冷却方法。
  15. 　前記エアフォイルは、前記タービン内の高温ガスの流れに沿って前記エアフォイルの下流端に位置する後端空気チャネルをさらに含み、前記後端空気チャネルは、前記タービンの径方向に沿って延び、
    　前記静翼の冷却方法は、
    　冷却空気を前記後端空気チャネルの内部に流して前記後端空気チャネルを冷却し、次に、前記後端空気チャネル内を流れた冷却空気を、前記後端空気チャネルの下流端に配置された排出口を介して前記タービンの高温ガス流路へ排出する、請求項１１に記載の静翼の冷却方法。
  16. 　静翼の外部から、前記外側シュラウドあるいは前記内側シュラウドを経ることなく冷却空気を前記第１の空気チャネルおよび前記第２の空気チャネルへ導入するステップをさらに含む、請求項１０に記載の静翼の冷却方法。
  17. 　燃焼器ケーシングの内部から抽出されて外部圧縮機によって圧縮された冷却空気を記第１の空気チャネルおよび前記第２の空気チャネルへ導入し、
    　前記外側シュラウドおよび前記内側シュラウドから前記燃焼器ケーシングの内部へ冷却空気を排出するステップをさらに含む、請求項１０に記載の静翼の冷却方法。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2024106091A1 (ja) * 2022-11-16 2024-05-23 三菱パワー株式会社 ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09177503A (ja) * 1995-12-27 1997-07-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼の冷却装置
JP2010276010A (ja) * 2009-04-30 2010-12-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼、タービン翼の製造方法、及び、ガスタービン
JP2015059486A (ja) * 2013-09-18 2015-03-30 株式会社東芝 タービン静翼
US20190226344A1 (en) * 2018-01-19 2019-07-25 United Technologies Corporation Hybrid cooling schemes for airfoils of gas turbine engines

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4526226A (en) * 1981-08-31 1985-07-02 General Electric Company Multiple-impingement cooled structure
JPH10177503A (ja) 1996-12-18 1998-06-30 Hitachi Ltd 装置診断制御方式
US5829245A (en) * 1996-12-31 1998-11-03 Westinghouse Electric Corporation Cooling system for gas turbine vane
US6887033B1 (en) * 2003-11-10 2005-05-03 General Electric Company Cooling system for nozzle segment platform edges
AU2005284134B2 (en) * 2004-09-16 2008-10-09 General Electric Technology Gmbh Turbine engine vane with fluid cooled shroud
US8523527B2 (en) * 2010-03-10 2013-09-03 General Electric Company Apparatus for cooling a platform of a turbine component
US8517680B1 (en) * 2010-04-23 2013-08-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with platform cooling
US8641377B1 (en) * 2011-02-23 2014-02-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Industrial turbine blade with platform cooling
JP5791405B2 (ja) 2011-07-12 2015-10-07 三菱重工業株式会社 回転機械の翼体
US10240470B2 (en) * 2013-08-30 2019-03-26 United Technologies Corporation Baffle for gas turbine engine vane
WO2015057310A2 (en) * 2013-09-17 2015-04-23 United Technologies Corporation Platform cooling core for a gas turbine engine rotor blade
US10001013B2 (en) * 2014-03-06 2018-06-19 General Electric Company Turbine rotor blades with platform cooling arrangements
US10041374B2 (en) * 2014-04-04 2018-08-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with platform cooling circuit
US9982542B2 (en) * 2014-07-21 2018-05-29 United Technologies Corporation Airfoil platform impingement cooling holes
DE102020106135B4 (de) * 2020-03-06 2023-08-17 Doosan Enerbility Co., Ltd. Strömungsmaschinenkomponente für eine gasturbine, strömungsmaschinenanordnung und gasturbine mit derselben
US11536149B1 (en) * 2022-03-11 2022-12-27 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling method and structure of vane of gas turbine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH09177503A (ja) * 1995-12-27 1997-07-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン翼の冷却装置
JP2010276010A (ja) * 2009-04-30 2010-12-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン翼、タービン翼の製造方法、及び、ガスタービン
JP2015059486A (ja) * 2013-09-18 2015-03-30 株式会社東芝 タービン静翼
US20190226344A1 (en) * 2018-01-19 2019-07-25 United Technologies Corporation Hybrid cooling schemes for airfoils of gas turbine engines

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2024106091A1 (ja) * 2022-11-16 2024-05-23 三菱パワー株式会社 ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造

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