WO2023234134A1 - 静翼、及びこれを備えているガスタービン - Google Patents

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WO2023234134A1
WO2023234134A1 PCT/JP2023/019272 JP2023019272W WO2023234134A1 WO 2023234134 A1 WO2023234134 A1 WO 2023234134A1 JP 2023019272 W JP2023019272 W JP 2023019272W WO 2023234134 A1 WO2023234134 A1 WO 2023234134A1
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WO
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space
wall surface
rear end
blade
end space
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PCT/JP2023/019272
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English (en)
French (fr)
Inventor
正人 片岡
猛 梅原
渓也 石山
Original Assignee
三菱パワー株式会社
三菱重工業株式会社
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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

  • the present invention relates to a stator blade and a gas turbine equipped with the same.
  • This application claims priority based on Japanese Patent Application No. 2022-089017 filed in Japan on May 31, 2022, the contents of which are incorporated herein.
  • a gas turbine includes a compressor that compresses air to generate compressed air, a combustor that burns fuel in the compressed air to generate combustion gas, and a turbine that is driven by the combustion gas.
  • the turbine includes a turbine rotor that rotates about an axis, a turbine casing that covers the rotor, and a plurality of rows of stationary blades.
  • the turbine rotor has a rotor shaft centered on the axis, and a plurality of rotor blade rows attached to the rotor shaft.
  • the plurality of rotor blade rows are lined up in the axial direction in which the axis extends.
  • Each rotor blade row has a plurality of rotor blades arranged in a circumferential direction with respect to the axis.
  • the plurality of stator blade rows are arranged in the axial direction and attached to the inner peripheral side of the turbine casing.
  • Each of the plurality of stator blade rows is arranged upstream of the axis of any one of the plurality of rotor blade rows.
  • Each stator blade row has a plurality of stator blades arranged in a circumferential direction with respect to the axis.
  • a stationary blade includes a blade body extending in the radial direction with respect to an axis and forming an airfoil shape, an inner shroud provided on the radially inner side of the blade body, and an outer shroud provided on the radial outside of the blade body.
  • the blade body of the stator vane is arranged in a combustion gas flow path through which combustion gas passes.
  • the inner shroud defines a radially inner edge of the combustion gas flow path.
  • the outer shroud defines a radially outer edge of the combustion gas flow path.
  • stator blades are generally cooled with air or the like.
  • a plurality of cooling air spaces through which cooling air passes are formed in a blade body of a stator blade described in Patent Document 1 below. All of the plurality of cooling air spaces extend in the blade height direction, which is the radial direction with respect to the axis.
  • a plurality of trailing end cooling passages extending from the trailing end space closest to the trailing edge to the trailing edge of the wing body are formed.
  • a plurality of pins and a plurality of ribs that partition the inside of the rear end space in the blade height direction are arranged in this rear end space. The plurality of pins protrude from the pressure side inner surface or the negative pressure side inner surface defining the rear end space.
  • the plurality of ribs also protrude from the positive pressure side inner surface or the negative pressure side inner surface defining the rear end space. Furthermore, a cylindrical insert is inserted into an adjacent space of the plurality of cooling air spaces that is in contact with an edge on the leading edge side of the rear end space. This cylindrical insert is formed with a through hole through which cooling air can be ejected from the inner circumferential side toward the outer circumferential side.
  • a plurality of cooling air spaces through which cooling air passes are also formed in the vane body of the stationary blade described in Patent Document 2 below. All of the plurality of cooling air spaces extend in the blade height direction, which is the radial direction with respect to the axis.
  • a plurality of pins are arranged in the rear end space closest to the rear edge. The plurality of pins are joined to a positive pressure side inner surface and a negative pressure side inner surface that define a rear end space.
  • a cylindrical insert is inserted into an adjacent space of the plurality of cooling air spaces that is in contact with an edge on the leading edge side of the rear end space. This cylindrical insert is formed with a through hole through which cooling air can be ejected from the inner circumferential side toward the outer circumferential side.
  • Patent Document 1 and Patent Document 2 by providing a plurality of pins in the rear end space, heat exchange between the wall surface that defines the rear end space and the cooling air in the rear end space is efficiently performed. be able to. Further, as in the technique described in Patent Document 2, when the positive pressure side inner surface and the negative pressure side inner surface that define the rear end space are connected using a plurality of pins in the rear end space, the rear end space is included in the stationary blade. The rigidity of the part can be increased.
  • the pressure within the cooling air space of the blade body is higher than the pressure outside the blade body. Therefore, during operation of the gas turbine, a force is applied to the blade body that causes the blade surface of the blade body to expand outward due to the pressure difference between the inside and outside of the blade body.
  • the phenomenon in which the wing surface undergoes creep deformation in a bulging manner due to this force is called bulging.
  • Bulging phenomenon is likely to occur in parts of the vane body of the stator blade that have low rigidity. When the bulging phenomenon occurs, not only the aerodynamic performance of the stator vane decreases, but also the durability of the stator vane decreases.
  • an object of the present disclosure is to provide a technique that can improve the bulging strength of a stator blade and suppress a decrease in aerodynamic performance and durability of the stator blade.
  • a stationary blade included in a gas turbine includes a blade body having an airfoil-shaped cross section and extending in a blade height direction having a directional component perpendicular to the cross section.
  • the wing body includes a leading edge and a trailing edge that extend in the blade height direction, a pressure surface and a suction surface that extend in the blade height direction and connect the leading edge and the trailing edge, and the leading edge and the rear edge. It has a rear end space and an adjacent space located between the edge and between the positive pressure surface and the negative pressure surface, and a plurality of rear end cooling passages penetrating from the rear end space to the rear edge.
  • the adjacent space is located closer to the front edge than the rear end space.
  • An edge of the rear end space on the front edge side is open and communicates with the rear end space.
  • Both the adjacent space and the rear end space are defined by an inner wall surface.
  • the inner wall surface of the adjacent space and the inner wall surface of the rear end space each include a positive pressure side inner wall surface extending along the positive pressure surface, and a positive pressure side inner wall surface extending along the negative pressure surface and extending from the positive pressure side inner wall surface to the negative pressure side inner wall surface. and a negative pressure side inner wall surface that is remote from the pressure surface side.
  • the positive pressure side inner wall surface of the adjacent space and the positive pressure side inner wall surface of the rear end space are connected.
  • the negative pressure side inner wall surface of the adjacent space and the negative pressure side inner wall surface of the rear end space are connected.
  • a plurality of partition ribs and a plurality of pins are arranged in line in the blade height direction and partition the inside of the rear end space in the blade height direction.
  • Each of the plurality of pins is joined to the positive pressure side inner wall surface of the rear end space and the negative pressure side inner wall surface of the rear end space.
  • At least one of the plurality of partition ribs forms an extended partition rib that extends into the adjacent space and is joined to the inner wall surface defining the adjacent space.
  • the positive pressure side inner wall surface and the negative pressure side inner wall surface that define the rear end space are joined by a plurality of pins. Therefore, the stiffness around the trailing end space in the wing body is higher than the stiffness around the adjacent space in the wing body. In other words, the stiffness around the adjacent space in the wing body is lower than the stiffness around the trailing end space in the wing body.
  • the bulging phenomenon is likely to occur in parts of the wing body that have low rigidity. When this bulging phenomenon occurs, not only the aerodynamic performance of the stator blade deteriorates, but also the durability of the stator blade decreases.
  • high stress is generated near the boundary between a portion of the wing body with low rigidity and a portion of the wing body with high rigidity due to deformation due to the bulging phenomenon.
  • high stress is generated near the boundary between the adjacent space and the rear end space due to deformation due to the bulging phenomenon.
  • At least one of the plurality of partition ribs arranged in the rear end space is extended into the adjacent space to increase the rigidity near the boundary between the adjacent space and the rear end space.
  • the bulging strength of the stator vane is improved, and deterioration in the aerodynamic performance and durability of the stator vane due to the occurrence of the bulging phenomenon can be suppressed.
  • a gas turbine according to one aspect of the invention for achieving the above object includes: The stationary blade according to the one aspect, a rotor that rotates about an axis, and a casing that covers the outer peripheral side of the rotor.
  • the stationary blade is fixed to an inner circumferential surface of the casing.
  • 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 a stationary blade in an embodiment according to the present disclosure.
  • FIG. 3 is a sectional view taken along the line III-III in FIG. 2 (a vertical sectional view of the main part of the stationary blade).
  • 4 is a cross-sectional view (cross-sectional view of the wing body) taken along the line IV-IV in FIG. 3.
  • FIG. FIG. 5 is an enlarged view of the V section in FIG. 4 (a cross-sectional view of the main part of the wing body).
  • FIG. 7 is a vertical cross-sectional view of a main part of a stator blade in a modification of an embodiment according to the present disclosure.
  • FIG. 7 is a cross-sectional view of a main part of a wing body in another modified example of an embodiment according to the present disclosure.
  • stator vane of the present disclosure and a gas turbine equipped with the stator vane will be described in detail with reference to the drawings.
  • the gas turbine 10 of the present embodiment includes a compressor 20 that compresses air A, and a combustion system that combusts fuel F in the air A compressed by the compressor 20 to generate combustion gas G. 30, and a turbine 40 driven by combustion gas G.
  • the compressor 20 includes a compressor rotor 21 that rotates around an axis Ar, a compressor casing 25 that covers the compressor rotor 21, and a plurality of stator blade rows 26.
  • the turbine 40 includes a turbine rotor 41 that rotates around an axis Ar, a turbine casing 45 that covers the turbine rotor 41, and a plurality of stator blade rows 46.
  • the direction in which the axis Ar extends is referred to as an axial direction Da
  • the circumferential direction around the axis Ar is simply referred to as a circumferential direction Dc
  • the direction perpendicular to the axis Ar is referred to as a radial direction Dr.
  • one side of the axial direction Da is defined as the upstream side of the axis Dau, and the opposite side thereof is defined as the downstream side of the axis Dad.
  • the side approaching the axis Ar in the radial direction Dr is defined as the radially inner side Dri, and the opposite side thereof is defined as the radially outer side Dro.
  • the compressor 20 is arranged on the axial upstream side Dau with respect to the turbine 40.
  • Gas turbine 10 further includes an intermediate casing 16 .
  • This intermediate casing 16 is arranged between the compressor casing 25 and the turbine casing 45 in the axial direction Da.
  • Compressor casing 25, intermediate casing 16, and turbine casing 45 are connected to each other to form gas turbine casing 15.
  • the compressor rotor 21 has a rotor shaft 22 that extends in the axial direction Da centering on the axis Ar, and a plurality of rotor blade rows 23 attached to the rotor shaft 22.
  • the plural rotor blade rows 23 are arranged in the axial direction Da.
  • Each row of rotor blades 23 is composed of a plurality of rotor blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • Any one of the plurality of stator blade rows 26 is disposed on the downstream side Dad of each of the plurality of rotor blade rows 23 on the axis line.
  • Each stator blade row 26 is provided inside the compressor casing 25.
  • Each stator blade row 26 is composed of a plurality of stator blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • the turbine rotor 41 has a rotor shaft 42 that extends in the axial direction Da centering on the axis Ar, and a plurality of rotor blade rows 43 that are attached to the rotor shaft 42.
  • the plurality of rotor blade rows 43 are arranged in the axial direction Da.
  • Each row of rotor blades 43 is composed of a plurality of rotor blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • Any one of the plurality of stator blade rows 46 is arranged on the axial upstream side Dau of each of the plurality of rotor blade rows.
  • Each stationary blade row 46 is provided inside the turbine casing 45.
  • Each stator blade row 46 is composed of a plurality of stator blades arranged in the circumferential direction Dc.
  • the combustor 30 is attached to the intermediate casing 16.
  • the compressor 20 compresses air A to generate compressed air.
  • This compressed air flows into the combustor 30.
  • Fuel F is supplied to the combustor 30.
  • fuel F is combusted in compressed air to generate high-temperature, high-pressure combustion gas G.
  • This combustion gas G is sent from the combustor 30 to an annular combustion gas passage 49 within the turbine casing 45 .
  • the combustion gas G rotates the turbine rotor 41 while flowing in the combustion gas flow path 49 toward the downstream side Dad of the axis.
  • This rotation of the turbine rotor 41 causes the rotor of the generator GEN connected to the gas turbine rotor 11 to rotate.
  • the generator GEN generates electricity.
  • stator blades that constitute the first-stage stator blade row 46 in the turbine 40 and modifications thereof will be described.
  • FIG. 2 is a perspective view of the stationary blade in this embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the line III--III in FIG. 2 (a vertical cross-sectional view of the main part of the stationary blade).
  • FIG. 4 is a cross-sectional view taken along the line IV-IV in FIG. 3 (a cross-sectional view of the wing body).
  • FIG. 5 is an enlarged view of the V section in FIG. 4 (a cross-sectional view of the main part of the wing body).
  • the stationary blade 50 of this embodiment includes a blade body 51, an inner shroud 80i, an outer shroud 80o, an inner impingement plate 88i, an outer impingement plate 88o, and a first insert 68A. , a second insert 68B, and a third insert 68C.
  • the blade body 51 has an airfoil-shaped cross section and extends in the blade height direction Dh having a directional component perpendicular to this cross section.
  • the outer shroud 80o is provided at one end of the blade body 51 in the blade height direction Dh.
  • the inner shroud 80i is provided at the other end of the blade body 51 in the blade height direction Dh.
  • the wing body 51, the inner shroud 80i, and the outer shroud 80o are integrally formed by casting or the like.
  • the blade height direction Dh becomes the radial direction Dr.
  • the first blade height side Dh1 which is one side in the blade height direction Dh
  • the second blade height side Dh2 which is the other side in the blade height direction Dh
  • the outer shroud 80o is provided on the radially outer side Dro of the blade body 51
  • the inner shroud 80i is provided on the radially inner side Dri of the blade body 51.
  • the blade height direction Dh may be referred to as the radial direction Dr
  • the first blade height side Dh1 may be referred to as the radially outer Dro
  • the blade height second side Dh2 may be referred to as the radially inner Dri.
  • the wing surface which is the outer surface of the wing body 51, includes a leading edge 52, a trailing edge 53, a suction surface 54 that is a convex surface, and a pressure surface 55 that is a concave surface. and has.
  • the negative pressure surface 54 and the positive pressure surface 55 are surfaces that connect the leading edge 52 and the trailing edge 53.
  • the leading edge 52, the trailing edge 53, the suction surface 54, and the pressure surface 55 all extend in the radial direction Dr, which is the blade height direction Dh.
  • Dr the leading edge 52 is located on the upstream side Dau of the axis with respect to the trailing edge 53.
  • the negative pressure surface 54 faces one side in the circumferential direction Dc
  • the positive pressure surface 55 faces the other side in the circumferential direction Dc.
  • This blade body 51 is arranged within the combustion gas flow path 49 of the turbine 40 described using FIG. 1.
  • This blade body 51 has a plurality of cooling air spaces 60 extending in the blade height direction Dh (radial direction Dr) within the blade body 51.
  • the plurality of cooling air spaces 60 are lined up along the camber line CL of the wing body 51 from the axial upstream side Dau to the axial downstream Dad.
  • the cooling air space 60 closest to the axial upstream side Dau is the first space 60A
  • the cooling air space 60 adjacent to the axial downstream side Dad of this first space 60A is the second space 60B.
  • the cooling air space 60 adjacent to Dad on the downstream side of the axis line of this second space 60B is called a third space 60C
  • the cooling air space 60 adjacent to Dad on the downstream side of the axis line of this third space 60C is called a fourth space 60D.
  • the first space 60A and the second space 60B are partitioned by a first partition wall 57 that extends in a direction substantially perpendicular to the camber line CL.
  • the second space 60B and the third space 60C are partitioned by a second partition wall 58 that extends in a direction substantially perpendicular to the camber line CL.
  • a first insert 68A is arranged in the first space 60A
  • a second insert 68B is arranged in the second space 60B
  • a third insert 68C is arranged in the third space 60C.
  • the inner shroud 80i defines a radially inner edge of the annular combustion gas flow path 49.
  • the outer shroud 80o also defines a radially outer edge of the annular combustion gas flow path 49.
  • the inner shroud 80i includes a shroud main body 81i, a peripheral wall 84i, and a retainer 86i.
  • the shroud main body 81i is a square plate-shaped member that extends in a direction including a direction component perpendicular to the radial direction Dr, which is the blade height direction Dh.
  • This shroud body 81i has a gas path surface 82i and an anti-gas path surface 83i.
  • the gas path surface 82i is a surface that faces the radially outer Dro, which is the first blade height side Dh1, and is in contact with the combustion gas G.
  • the anti-gas path surface 83i is a surface facing radially inward Dri, which is the second blade height side Dh2. This anti-gas path surface 83i is in a back-to-back relationship with the gas path surface 82i.
  • the peripheral wall 84i is a wall that protrudes from the shroud main body 81i to the radially inner side Dri along the outer peripheral edge of the shroud main body 81i.
  • a cavity 85i is formed in the inner shroud 80i by the shroud main body 81i and the peripheral wall 84i, and is recessed toward the radially outer side Dro.
  • the retainer 86i is formed on the radially inner side Dri of the peripheral wall 84i. This retainer 86i is connected to the radially outer end Dro of an inner cover (not shown) that is fixed to the gas turbine casing 15, and is used to support the radially inner Dri portion of the stationary blade 50 on the inner cover. take on the role of
  • the outer shroud 80o basically has the same configuration as the inner shroud 80i. Therefore, like the inner shroud 80i, the outer shroud 80o also includes a shroud main body 81o and a peripheral wall 84o. However, the outer shroud 80o does not have a portion corresponding to the retainer 86i of the inner shroud 80i. Like the shroud main body 81i of the inner shroud 80i, the shroud main body 81o of the outer shroud 80o is also a square plate-shaped member, and has a gas path surface 82o and an anti-gas path surface 83o.
  • the gas path surface 82o of the outer shroud 80o faces the radially inner Dri, which is the second blade height side Dh2, and is a surface in contact with the combustion gas G.
  • the anti-gas path surface 83o of the outer shroud 80o is a surface facing the radially outer Dro, which is the first blade height side Dh1.
  • the peripheral wall 84o is a wall that protrudes radially outward from the shroud body 81o along the outer peripheral edge of the shroud body 81o.
  • a cavity 85o is formed in the outer shroud 80o by a shroud main body 81o and a peripheral wall 84o, which is recessed toward the radially inner side Dri.
  • a portion of the peripheral wall 84o serves to attach the stationary blade 50 to the inner peripheral side of the turbine casing 45.
  • the inner impingement plate 88i partitions the cavity 85i of the inner shroud 80i into two spaces in the blade height direction Dh.
  • a plurality of impingement holes 89 penetrating in the blade height direction Dh are formed in this inner impingement plate 88i.
  • the cooling air Ac that has flowed into the cavity 85i of the inner shroud 80i is ejected from the plurality of impingement holes 89 of the inner impingement plate 88i to the radially outer side Dro, collides with the anti-gas path surface 83i of the inner shroud 80i, and performs impingement cooling. do.
  • the cooling air Ac that has impingement-cooled the opposite gas path surface 83i is ejected into the combustion gas flow path 49 through a passage (not shown), for example, to film-cool the gas path surface 82i and the like.
  • the outer impingement plate 88o partitions the cavity 85o of the outer shroud 80o into two spaces in the blade height direction Dh.
  • a plurality of impingement holes 89 penetrating in the blade height direction Dh are formed in this outer impingement plate 88o.
  • the cooling air Ac that has flowed into the cavity 85o of the outer shroud 80o is ejected from the plurality of impingement holes 89 of the outer impingement plate 88o to the radially inner side Dri, collides with the anti-gas path surface 83o of the outer shroud 80o, and performs impingement cooling there. .
  • the cooling air Ac that has impingement-cooled the opposite gas path surface 83o is ejected into the combustion gas flow path 49 through a passage (not shown), for example, to film-cool the gas path surface 82o and the like.
  • the third space 60C is closed at the radially inner end Dri, which is the second blade height side Dh2, and closed at the radially outer Dro end, which is the first blade height side Dh1. It's open.
  • the radially inner Dri end of the blade body 51 forms a part of the anti-gas path surface 83i of the inner shroud 80i
  • the radially outer Dro end of the blade body 51 forms a part of the anti-gas path surface 83o of the outer shroud 80o. form part of Therefore, the opening 61C of the third space 60C opens at the anti-gas path surface 83o of the outer shroud 80o.
  • a plurality of third wing surface cooling passages 67C are formed in the wing body 51, penetrating from the inner wall surface 62C defining the third space 60C to the wing surface of the wing body 51.
  • the first space 60A and the second space 60B are closed at the end of the radially inner Dri, which is the second blade height side Dh2, and the blade height second side Dh2 is closed.
  • the end of the radially outer Dro, which is one side Dh1 is open.
  • the opening of the first space 60A and the opening of the second space 60B are opened at the anti-gas path surface 83o of the outer shroud 80o, similar to the opening 61C of the third space 60C.
  • a plurality of first wing surface cooling passages 67A are formed in the wing body 51, penetrating from the inner wall surface 62A defining the first space 60A to the wing surface of the wing body 51.
  • a plurality of second wing surface cooling passages 67B are formed in the wing body 51, penetrating from the inner wall surface 62B defining the second space 60B to the wing surface of the wing body 51.
  • the third insert 68C disposed in the third space 60C has a cylindrical shape and extends in the radial direction Dr.
  • the radially inner Dri end of the third insert 68C is closed, and the radially outer Dro end of the third insert 68C is open.
  • This third insert 68C is located almost entirely within the third space 60C, but a radially outer Dro portion of the third insert 68C protrudes from the third space 60C to the radially outer Dro, and is located within the third space 60C.
  • the end of the radially outer Dro of the insert 68C is located radially outer Dro than the outer impingement plate 88o.
  • cooling air Ac can flow into the third insert 68C from the opening of the third insert 68C.
  • a plurality of impingement holes 69 penetrating from the inner circumferential side to the outer circumferential side are formed in the cylindrical third insert 68C. Therefore, the cooling air Ac that has flowed into the third insert 68C is ejected from the plurality of impingement holes 69, collides with the inner wall surface 62C that defines the third space 60C, and impingement-cools the space.
  • a part of the cooling air Ac that has impingement-cooled the inner wall surface 62C that defines the third space 60C is injected into the combustion gas flow path 49 through the plurality of third blade surface cooling passages 67C described above, and coats the blade surface with a film. Cooling.
  • the first insert 68A disposed in the first space 60A and the second insert 68B disposed in the second space 60B have substantially the same configuration as the third insert 68C described using FIGS. 3 and 4. It is. That is, the first insert 68A and the second insert 68B, like the third insert 68C, have a cylindrical shape and extend in the radial direction Dr. The radially inner Dri ends of the first insert 68A and the second insert 68B are closed, and the radially outer Dro ends of the first insert 68A and the second insert 68B are open.
  • the first insert 68A is located almost entirely within the first space 60A, but the radially outer Dro portion of the first insert 68A protrudes from the third space 60C to the radially outer Dro, and is located within the first insert 60A.
  • the end of the radially outer Dro of 68A is located further radially outwardly than the outer impingement plate 88o. Therefore, cooling air Ac can flow into the first insert 68A from the opening of the first insert 68A.
  • the cylindrical first insert 68A is also formed with a plurality of impingement holes 69 penetrating from the inner circumferential side to the outer circumferential side.
  • the cooling air Ac that has flowed into the first insert 68A is ejected from the plurality of impingement holes 69, collides with the inner wall surface 62A defining the first space 60A, and impingement-cools the space.
  • the cooling air Ac that has impingement-cooled the inner wall surface 62A that defines the first space 60A is ejected into the combustion gas flow path 49 via the plurality of first blade surface cooling passages 67A described above to film-cool the blade surface.
  • the second insert 68B is almost entirely located within the second space 60B, but the radially outer Dro portion of the second insert 68B protrudes from the second space 60B to the radially outer Dro, and is located within the second space 60B.
  • the end of the radially outer Dro of the second insert 68B is located further radially outward than the outer impingement plate 88o. Therefore, cooling air Ac can flow into the second insert 68B from the opening of the second insert 68B.
  • the cylindrical second insert 68B is also formed with a plurality of impingement holes 69 penetrating from the inner circumferential side to the outer circumferential side. Therefore, the cooling air Ac that has flowed into the second insert 68B is ejected from the plurality of impingement holes 69, collides with the inner wall surface 62B defining the second space 60B, and impingement-cools the space.
  • the cooling air Ac that impingement-cooled the inner wall surface 62B that defines the second space 60B is ejected into the combustion gas flow path 49 through the plurality of second blade surface cooling passages 67B described above to film-cool the blade surface.
  • the fourth space 60D is located furthest Dad on the downstream side of the axis among the plurality of cooling air spaces 60. Therefore, hereinafter, this fourth space 60D will be referred to as a rear end space 60D. Further, the third space 60C is adjacent to the axial upstream side Dau of this rear end space 60D. Therefore, hereinafter, this third space 60C will be referred to as an adjacent space 60C.
  • the rear end space 60D is closed at the radially inner end Dri, which is the second blade height side Dh2, and at the radially outer Dro end, which is the first blade height side Dh1. Further, an edge (edge on the front edge 52 side) of the rear end space 60D on the upstream side of the axis Dau is open and communicates with the adjacent space 60C.
  • the inner wall surface 62D defining the rear end space 60D has a first blade height inner wall surface 64D, a second blade height inner wall surface 65D, a positive pressure side inner wall surface 63Dp, and a negative pressure side inner wall surface 63Dn.
  • the first blade height side inner wall surface 64D faces the second blade height side Dh2 and defines the edge of the first blade height side Dh1 of the rear end space 60D.
  • the second blade height side inner wall surface 65D faces the first blade height side Dh1 and defines the edge of the second blade height side Dh2 of the rear end space 60D.
  • the positive pressure side inner wall surface 63Dp faces the negative pressure surface 54, spreads along the positive pressure surface 55, and defines the edge of the rear end space 60D on the positive pressure surface 55 side.
  • An edge of the positive pressure side inner wall surface 63Dp on the first blade height side Dh1 is connected to the first blade height side inner wall surface 64D.
  • the edge of the second blade height side Dh2 of the positive pressure side inner wall surface 63Dp is connected to the second blade height side inner wall surface 65D.
  • the negative pressure side inner wall surface 63Dn faces the positive pressure surface 55 side, spreads along the negative pressure surface 54, and is separated from the positive pressure side inner wall surface 63Dp toward the negative pressure surface 54 side, and extends toward the negative pressure surface 54 side of the rear end space 60D.
  • the edge of this negative pressure side inner wall surface 63Dn on the first blade height side Dh1 is connected to the first blade height side inner wall surface 64D.
  • the edge of the second blade height side Dh2 of this negative pressure side inner wall surface 63Dn is connected to the second blade height side inner wall surface 65D.
  • the edge of the negative pressure side inner wall surface 63Dn on the downstream side of the axis Dad is connected to the edge of the positive pressure side inner wall surface 63Dp on the downstream side of the axis Dad.
  • a plurality of trailing end cooling passages 67D are formed in the blade body 51, penetrating from the trailing end space 60D to the combustion gas flow path.
  • the rear end cooling passage 67D penetrates from the boundary between the edge of the downstream side Dad of the negative pressure side inner wall surface 63Dn and the edge of the downstream side Dad of the axis line of the positive pressure side inner wall surface 63Dp to the rear edge 53 of the blade body 51.
  • the plurality of trailing end cooling passages 67D are lined up in the blade height direction Dh.
  • a plurality of partition ribs 71 that are arranged in the blade height direction Dh and partition the inside of the rear end space 60D in the blade height direction Dh, and a plurality of cylindrical or polygonal columnar pins 72 are arranged. There is.
  • the plurality of partition ribs 71 extend in a direction substantially perpendicular to the blade height direction Dh, and are joined to the pressure side inner wall surface 63Dp and the negative pressure side inner wall surface 63Dn.
  • the plurality of pins 72 extend in a direction substantially perpendicular to the camber line CL, and are joined to the positive pressure side inner wall surface 63Dp and the negative pressure side inner wall surface 63Dn.
  • At least one of the plurality of partition ribs 71 forms an extended partition rib 71a extending into the adjacent space 60C.
  • the extended partitioning rib 71a is arranged at a position of 30 to 70% of the dimension in the blade height direction Dh of the rear end space 60D from the inner wall surface 65D on the second blade height side that defines the rear end space 60D. ing. That is, the extended partitioning rib 71a is arranged near the center of the blade body 51 in the blade height direction Dh.
  • the inner wall surface 62C defining the adjacent space 60C which is the third space 60C, has a blade height second side inner wall surface 65C, a positive pressure side inner wall surface 63Cp, a negative pressure side inner wall surface 63Cn, and the axis downstream side Dad of the second partition wall 58. and a second partition wall surface 66C.
  • the second blade height side inner wall surface 65C faces the first blade height side Dh1 and defines the edge of the second blade height side Dh2 of the adjacent space 60C.
  • the edge of the axis downstream side Dad of the second blade height side inner wall surface 65C is connected to the axis line upstream edge Dau of the second blade height side inner wall surface 65D that defines the rear end space 60D.
  • the positive pressure side inner wall surface 63Cp faces the negative pressure surface 54 side, spreads along the positive pressure surface 55, and defines the edge of the rear end space 60D on the positive pressure surface 55 side.
  • the edge of the second blade height side Dh2 of the positive pressure side inner wall surface 63Cp is connected to the second blade height side inner wall surface 65C.
  • An edge of the positive pressure side inner wall surface 63Cp on the upstream side Dau of the axis is connected to the second partition wall surface 66C.
  • An edge on the downstream side Dad of the positive pressure side inner wall surface 63Cp is connected to an edge Dau on the upstream side of the axis line of the positive pressure side inner wall surface 63Dp that defines the rear end space 60D.
  • the negative pressure side inner wall surface 63Cn faces the positive pressure surface 55 side, spreads along the negative pressure surface 54 surface, and is separated from the positive pressure side inner wall surface 63Cp toward the negative pressure surface 54 side, and extends toward the negative pressure surface 54 side of the adjacent space 60C. Define the edges.
  • the edge of the second blade height side Dh2 of this negative pressure side inner wall surface 63Cn is connected to the second blade height side inner wall surface 65C.
  • An edge of the axial upstream side Dau of this negative pressure side inner wall surface 63Cn is connected to the second partition wall surface 66C.
  • An edge on the downstream side Dad of the negative pressure side inner wall surface 63Cn is connected to an edge Dau on the upstream side of the axis line of the negative pressure side inner wall surface 63Dn that defines the rear end space 60D.
  • the portions existing in the adjacent space 60C are joined to the positive pressure side inner wall surface 63Dp and the negative pressure side inner wall surface 63Cn of the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C.
  • the extension dimension L in which the extension partition rib 71a extends from the edge of the axis upstream side Dau (the edge on the front edge 52 side) of the rear end space 60D in the adjacent space 60C is the rear end space. It is smaller than twice the boundary width W, which is the distance between the positive pressure side inner wall surface 63Dp and the negative pressure side inner wall surface 63Dn at the edge on the side of the leading edge 52 at 60D.
  • the edge of the rear end space 60D on the side of the front edge 52 is the boundary between the adjacent space 60C and the rear end space 60D, and is the opening 61D on the side of the front edge 52 in the rear end space 60D. Further, in this embodiment, the edge on the front edge 52 side in the rear end space 60D is the position of the edge on the front edge 52 side of the pin 72 closest to the front edge 52 among the plurality of pins 72.
  • the cooling air Ac that has flowed into the rear end space 60D convectively cools the plurality of partition ribs 71, the plurality of pins 72, and the inner wall surface 62D that defines the rear end space 60D while flowing within the rear end space 60D. .
  • This cooling air Ac flows into the plurality of rear end cooling passages 67D.
  • the cooling air Ac that has flowed into the rear end cooling passage 67D convectively cools the surface defining the rear end space 60D while flowing within the rear end space 60D.
  • This cooling air Ac is ejected from the trailing edge 53 of the blade body 51 into the combustion gas flow path 49 .
  • the positive pressure side inner wall surface 63Dp and the negative pressure side inner wall surface 63Dn that define the rear end space 60D are joined by the plurality of pins 72 and the partition ribs 71.
  • the third insert 68C is inserted into the adjacent space 60C adjacent to the rear end space 60D, the positive pressure side inner wall surface 63Cp and the negative pressure side inner wall surface 63Cn that define the adjacent space 60C are separated by pins, etc. is not joined. Therefore, the rigidity around the adjacent space 60C in the wing body 51 is lower than the rigidity around the rear end space 60D in the wing body 51.
  • the parts of the blade body 51 with low rigidity are caused by the blade surface expanding due to the pressure difference between the inside and outside of the blade body 51 during operation of the gas turbine. Bulging phenomenon caused by creep deformation is likely to occur. When the bulging phenomenon occurs, this portion of the blade surface with low rigidity deforms as shown by the two-dot broken line in FIG. When this bulging phenomenon occurs, not only the aerodynamic performance of the stator blade 50 deteriorates, but also the durability of the stator blade 50 deteriorates.
  • high stress is generated near the boundary between a portion of the blade body 51 with low rigidity and a portion of the blade body 51 with high rigidity due to deformation due to the bulging phenomenon.
  • high stress is generated near the boundary between the adjacent space 60C and the rear end space 60D due to deformation due to the bulging phenomenon.
  • the amount of deformation due to the bulging phenomenon increases near the center of the blade body 51 in the blade height direction Dh.
  • the plurality of partitioning ribs 71 arranged near the center of the wing body 51 in the blade height direction Dh are arranged adjacent to each other. It extends into the space 60C, increasing the rigidity of the center portion of the wing body 51 in the blade height direction Dh, which is near the boundary between the adjacent space 60C and the rear end space 60D. As a result, in this embodiment, the occurrence of the bulging phenomenon is suppressed, and deformation near the center of the blade body 51 in the blade height direction Dh, which is near the boundary between the adjacent space 60C and the rear end space 60D, is suppressed. There is.
  • the bulging strength of the stator vane 50 is improved, and a decrease in the aerodynamic performance and durability of the stator vane 50 due to the occurrence of the bulging phenomenon can be suppressed.
  • the extension dimension L in which the extension partition rib 71a extends from the edge on the front edge 52 side of the rear end space 60D into the adjacent space 60C is the length on the front edge 52 side in the rear end space 60D. is smaller than twice the boundary width W, which is the distance between the positive pressure side inner wall surface 63Dp of the rear end space 60D and the negative pressure side inner wall surface 63Dn of the rear end space 60D at the edge of the rear end space 60D.
  • the extended dimension L of this extended partitioning rib 71a may be larger than twice the boundary width W.
  • the bulging strength of the wing body 51 increases compared to the case where the extension dimension L of the extension partition rib 71a is twice the boundary width W, but the amount of increase in the bulging strength is greater than the increase in the extension dimension L. small. Furthermore, since the stationary blade 50 is formed by casting, if the extension dimension L of the extension partition rib 71a is increased, casting becomes difficult accordingly. Therefore, in this embodiment, the extension dimension L of the extension partition rib 71a is made smaller than twice the boundary width W.
  • the inner wall surface 65D on the second blade height side defining the rear end space 60D is connected to the rear end space 60D.
  • a plurality of partition ribs 71 arranged at positions of 30 to 70% of the dimension in the blade height direction Dh form extended partition ribs 71a.
  • the portion of the extended partitioning rib 71a that exists in the adjacent space 60C is located in the right side of the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C. It is joined to the pressure side inner wall surface 63Cp and the negative pressure side inner wall surface 63Cn.
  • the portion of the extended partitioning rib 71b that exists within the adjacent space 60C is the negative pressure side inner wall surface of the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C. 63Cn, and not to the positive pressure side inner wall surface 63Cp.
  • the static pressure that the positive pressure side inner wall surface 63Cp that defines the adjacent space 60C receives from the adjacent space 60C and the static pressure that the negative pressure side inner wall surface 63Cn that defines the adjacent space 60C receives are the same value.
  • the flow velocity of the combustion gas G flowing along the suction surface 54 outside the blade body 51 is higher than the flow velocity of the combustion gas G flowing along the pressure surface 55 outside the blade body 51.
  • the static pressure that 54 receives is lower than the static pressure that pressure surface 55 receives from outside of wing body 51 .
  • the pressure difference between the pressure in the adjacent space 60C and the pressure in the area outside the blade body 51 along the negative pressure surface 54 is equal to the pressure in the adjacent space 60C and the pressure in the area outside the blade body 51 along the positive pressure surface 55. It becomes larger than the pressure difference between Therefore, even if a bulging phenomenon occurs around the adjacent space 60C, the amount of deformation due to the bulging phenomenon is larger on the negative pressure surface 54 side than on the positive pressure surface 55 side.
  • the part of the extended partitioning rib 71b that exists in the adjacent space 60C is joined only to the negative pressure side inner wall surface 63Cn of the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C, and The rigidity is increased only on the negative pressure surface 54 side near the boundary between the rear end space 60D and the rear end space 60D.
  • the space occupied by the extended partitioning rib 71b in the adjacent space 60C is smaller than in the embodiment described above, so that the insertability of the third insert 68C into the adjacent space 60C and the insertion of the third insert in the adjacent space 60C are reduced.
  • the degree of freedom in layout of the insert 68C can be increased.
  • this modification is a modification of the stationary blade 50 in the embodiment. However, this modification may be applied to the stationary blade 50a in the first modification.
  • stator vanes 50, 50a, and 50b in the above embodiment and each modification each have four spaces from a first space 60A to a fourth space 60D.
  • the vane may have more space.
  • inserts are arranged in all spaces except for the rear end space 60D, which is the fourth space 60D.
  • inserts may not be arranged in all spaces except the rear end space 60D.
  • stator blades 50, 50a, and 50b in the above embodiment and each modification are all stator blades that constitute the first stage stator blade row 46.
  • the stator vane may be a stator vane that constitutes the stator blade row 46 on the downstream side of the axis Dad than the first stage stator vane row 46.
  • the stationary blade in the first aspect is
  • the stationary blades 50, 50a, and 50b included in the gas turbine 10 include a blade body 51 having an airfoil-shaped cross section and extending in a blade height direction Dh having a directional component perpendicular to the cross section.
  • the blade body 51 has a leading edge 52 and a trailing edge 53 extending in the blade height direction Dh, and a pressure surface 55 and a suction surface extending in the blade height direction Dh and connecting the leading edge 52 and the trailing edge 53.
  • a rear end space 60D and an adjacent space 60C located between the front edge 52 and the rear edge 53 and between the positive pressure surface 55 and the negative pressure surface 54, and from the rear end space 60D to the rear It has a plurality of rear end cooling passages 67D extending through the edge 53.
  • the adjacent space 60C is located closer to the front edge 52 than the rear end space 60D.
  • An edge of the rear end space 60D on the front edge 52 side is open and communicates with the rear end space 60D.
  • Both the adjacent space 60C and the rear end space 60D are defined by inner wall surfaces 62C and 62D.
  • the inner wall surface 62C of the adjacent space 60C and the inner wall surface 62D of the rear end space 60D both have positive pressure side inner wall surfaces 63Cp, 63Dp extending along the positive pressure surface 55 and extending along the negative pressure surface 54.
  • negative pressure side inner wall surfaces 63Cn and 63Dn are spaced apart from the positive pressure side inner wall surfaces 63Cp and 63Dp toward the negative pressure surface 54 side.
  • the positive pressure side inner wall surface 63Cp of the adjacent space 60C and the positive pressure side inner wall surface 63Dp of the rear end space 60D are connected.
  • the negative pressure side inner wall surface 63Cn of the adjacent space 60C and the negative pressure side inner wall surface 63Dn of the rear end space 60D are connected.
  • a plurality of partition ribs 71 and a plurality of pins 72 are arranged in line in the blade height direction Dh and partition the inside of the rear end space 60D in the blade height direction Dh. There is.
  • the plurality of pins 72 are all joined to the positive pressure side inner wall surface 63Dp of the rear end space 60D and the negative pressure side inner wall surface 63Dn of the rear end space 60D.
  • At least one partitioning rib 71 among the plurality of partitioning ribs 71 has extended partitioning ribs 71a and 71b that extend into the adjacent space 60C and are joined to the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C. I will do it.
  • the positive pressure side inner wall surface 63Dp and the negative pressure side inner wall surface 63Dn that define the rear end space 60D are joined by a plurality of pins 72. Therefore, the rigidity around the rear end space 60D in the wing body 51 is higher than the rigidity around the adjacent space 60C in the wing body 51. In other words, the rigidity around the adjacent space 60C in the wing body 51 is lower than the rigidity around the rear end space 60D in the wing body 51.
  • a bulging phenomenon is likely to occur in a portion of the wing body 51 that has low rigidity. When this bulging phenomenon occurs, not only the aerodynamic performance of the stator blade 50 deteriorates, but also the durability of the stator blade 50 deteriorates.
  • high stress is generated near the boundary between a portion of the blade body 51 with low rigidity and a portion of the blade body 51 with high rigidity due to deformation due to the bulging phenomenon.
  • high stress is generated near the boundary between the adjacent space 60C and the rear end space 60D due to deformation due to the bulging phenomenon.
  • At least one partition rib 71 among the plurality of partition ribs 71 arranged in the rear end space 60D is extended into the adjacent space 60C, and the boundary between the adjacent space 60C and the rear end space 60D is Increased rigidity in the vicinity.
  • the occurrence of the bulging phenomenon is suppressed, and deformation near the boundary between the adjacent space 60C and the rear end space 60D is suppressed.
  • the bulging strength of the stator vanes 50, 50a, 50b is improved, and a decrease in the aerodynamic performance and durability of the stator vanes 50, 50a, 50b due to the occurrence of the bulging phenomenon can be suppressed.
  • the stationary blade in the second embodiment is In the stationary blade 50 described in the first aspect, the extended partitioning rib 71a extends from one end of the rear end space 60D in the blade height direction Dh to the blade height direction Dh of the rear end space 60D. It is placed at a position of 30% to 70% of the size of .
  • the amount of deformation due to the bulging phenomenon increases around the adjacent space 60C in the blade body 51 and near the center of the blade body 51 in the blade height direction Dh. Therefore, in this aspect, a position of 30 to 70% of the dimension of the rear end space 60D in the blade height direction Dh from one end of the rear end space 60D in the blade height direction Dh among the plurality of partition ribs 71 is selected.
  • the partition rib 71 disposed at the center of the blade body 51 in the blade height direction Dh is an extended partition rib 71a.
  • the stationary blade in the third aspect is In the stationary blade 50a in the first aspect or the second aspect, all of the plurality of partition ribs 71 are the extended partition ribs 71a, 71b.
  • the stationary blade in the fourth aspect is in the stationary blades 50, 50a, 50b in any one of the first to third aspects, the extended partitioning ribs 71a, 71b extend from the edge of the rear end space 60D on the front edge 52 side.
  • the extension dimension L extending within the adjacent space 60C is a boundary width W that is the distance between the positive pressure side inner wall surface 63Dp and the negative pressure side inner wall surface 63Dn at the edge on the front edge 52 side of the rear end space 60D. less than twice.
  • the extension dimension L of the extension partition ribs 71a and 71b may be larger than twice the boundary width W.
  • the bulging strength of the wing body 51 increases compared to the case where the extension dimension L of the extension partition ribs 71a and 71b is made twice the boundary width W, but the bulging strength increases more than the increase in the extension dimension L. Quantity is small.
  • the stator vanes 50, 50a, 50b are formed by casting, if the extension dimension L of the extension partition ribs 71a, 71b is increased, casting becomes difficult accordingly. Therefore, in this embodiment, the extension dimension L of the extended partitioning ribs 71a, 71b is made smaller than twice the boundary width W by weighing the increase in bulging strength and the difficulty of casting.
  • the stationary blade in the fifth aspect is In the stationary blade 50b in any one of the first to fourth aspects, the extended partitioning rib 71b is joined to the negative pressure side inner wall surface 63Dn of the adjacent space 60C, and the It is not joined to the positive pressure side inner wall surface 63Dp.
  • the static pressure that the positive pressure side inner wall surface 63Cp that defines the adjacent space 60C receives from the adjacent space 60C and the static pressure that the negative pressure side inner wall surface 63Cn that defines the adjacent space 60C receives are the same value.
  • the flow velocity of the combustion gas G flowing along the suction surface 54 outside the blade body 51 is higher than the flow velocity of the combustion gas G flowing along the pressure surface 55 outside the blade body 51.
  • the static pressure that 54 receives is lower than the static pressure that pressure surface 55 receives from outside of wing body 51 .
  • the pressure difference between the pressure in the adjacent space 60C and the pressure in the area outside the blade body 51 along the negative pressure surface 54 is equal to the pressure in the adjacent space 60C and the pressure in the area outside the blade body 51 along the positive pressure surface 55. It becomes larger than the pressure difference between Therefore, even if a bulging phenomenon occurs around the adjacent space 60C, the amount of deformation due to the bulging phenomenon is larger on the negative pressure surface 54 side than on the positive pressure surface 55 side.
  • the portion of the extended partitioning rib 71b that exists in the adjacent space 60C is joined only to the negative pressure side inner wall surface 63Cn of the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C, and The rigidity is increased only on the negative pressure surface 54 side near the boundary with the rear end space 60D.
  • the stationary blade in the sixth aspect is The stationary blades 50, 50a, 50b in any one of the first to fifth aspects further include a cylindrical insert 68C disposed in the adjacent space 60C.
  • a plurality of impingement holes 69 are formed in the insert 68C, penetrating from the inner circumferential side to the outer circumferential side.
  • the cooling air Ac that has flowed into the insert 68C is ejected from the impingement hole 69, collides with the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C, and impingement-cools the space. Therefore, in this aspect, the blade surface along the inner wall surface 62C that defines the adjacent space 60C can be efficiently cooled.
  • the gas turbine in the above embodiment can be understood as follows, for example.
  • the gas turbine in the seventh aspect is: Stator blades 50, 50a in any one of the first to sixth aspects. 50b, a rotor 41 that rotates around an axis Ar, and a casing 45 that covers the outer peripheral side of the rotor 41.
  • the stationary blades 50, 50a. 50b is fixed to the inner peripheral surface of the casing 45.

Landscapes

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Abstract

静翼は、断面の形状が翼形を成す翼体を備える。翼体は、前縁と後縁との間に位置する後端空間及び隣接空間と、後端空間から後縁にかけて貫通する複数の後端冷却通路と、を有する。前記隣接空間は、前記後端空間よりも前記前縁の側に位置する。前記後端空間の前記前縁の側の縁が開口して、前記後端空間と連通している。前記後端空間内には、前記翼高さ方向に並んで前記後端空間内を前記翼高さ方向に仕切る複数の仕切リブと、複数のピンと、が配置されている。前記複数のピンは、いずれも、前記後端空間を確定する正圧側内壁面と負圧側内壁面とに接合されている。前記複数の仕切リブのうち、少なくとも一の仕切リブは、前記隣接空間内にまで延びて、前記隣接空間を画定する内側壁面に接合されている延長仕切リブを成す。

Description

静翼、及びこれを備えているガスタービン
 本発明は、静翼、及びこれを備えているガスタービンに関する。
 本願は、2022年5月31日に、日本国に出願された特願2022-089017号に基づき優先権を主張し、この内容をここに援用する。
 ガスタービンは、空気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、圧縮空気中で燃料を燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスで駆動するタービンと、を備える。タービンは、軸線を中心として回転するタービンロータと、このロータを覆うタービンケーシングと、複数の静翼列と、を備える。タービンロータは、軸線を中心とするロータ軸と、ロータ軸に取り付けられている複数の動翼列と、を有する。複数の動翼列は、軸線が延びる軸線方向に並んでいる。各動翼列は、いずれも、軸線に対する周方向に並ぶ複数の動翼を有する。複数の静翼列は、軸線方向に並んで、タービンケーシングの内周側に取り付けられている。複数の静翼列のそれぞれは、複数の動翼列のうちのいずれか一の動翼列の軸線上流側に配置されている。各静翼列は、いずれも、軸線に対する周方向に並ぶ複数の静翼を有する。
 静翼は、軸線に対する径方向に延びて翼形を成す翼体と、翼体の径方向内側に設けられている内側シュラウドと、翼体の径方向外側に設けられている外側シュラウドと、を有する。静翼の翼体は、燃焼ガスが通る燃焼ガス流路内に配置される。内側シュラウドは、燃焼ガス流路の径方向内側の縁を画定する。外側シュラウドは、燃焼ガス流路の径方向外側の縁を画定する。
 ガスタービンの静翼は、高温の燃焼ガスに晒される。このため、静翼は、一般的に、空気等で冷却される。
 例えば、以下の特許文献1に記載の静翼の翼体には、冷却空気が通る複数の冷却空気空間が形成されている。複数の冷却空気空間は、いずれも、軸線に対する径方向である翼高さ方向に延びている。複数の冷却空気空間のうち、最も後縁側の後端空間からは、翼体の後縁まで延びる複数の後端冷却通路が形成されている。この後端空間には、複数のピンと、後端空間内を翼高さ方向に仕切る複数のリブとが配置されている。複数のピンは、後端空間を画定する正圧側内面又は負圧側内面から突出している。また、複数のリブも、後端空間を画定する正圧側内面又は負圧側内面から突出している。また、複数の冷却空気空間のうち、後端空間の前縁側の縁に接する隣接空間内には、筒状のインサートが挿入されている。この筒状のインサートは、内周側から外周側に向かって冷却空気を噴出可能な貫通孔が形成されている。
 また、例えば、以下の特許文献2に記載の静翼の翼体にも、冷却空気が通る複数の冷却空気空間が形成されている。複数の冷却空気空間は、いずれも、軸線に対する径方向である翼高さ方向に延びている。複数の冷却空気空間のうち、最も後縁側の後端空間には、複数のピンが配置されている。複数のピンは、後端空間を画定する正圧側内面と負圧側内面とに接合されている。また、複数の冷却空気空間のうち、後端空間の前縁側の縁に接する隣接空間内には、筒状のインサートが挿入されている。この筒状のインサートは、内周側から外周側に向かって冷却空気を噴出可能な貫通孔が形成されている。
特開平10-306705号公報 図5 特許第6353131号公報
 特許文献1及び特許文献2に記載の技術では、後端空間内に複数のピンを設けることで、後端空間を画定する壁面と後端空間内の冷却空気との熱交換を効率的に行うことができる。また、特許文献2に記載の技術のように、後端空間内の複数のピンで、後端空間を画定する正圧側内面と負圧側内面とを連結すると、静翼中で後端空間を含む部分の剛性を高めることができる。
 また、特許文献1及び特許文献2に記載の技術では、後端空間の前縁側の縁に接する隣接空間内には、筒状のインサートが挿入されるため、ピン等で、この隣接空間を画定する正圧側内面と負圧側内面とがピン等で連結されていない。このため、静翼中で、隣接空間周りの部分の剛性が、静翼中で後端空間周りの部分の剛性よりも低くなる。
 ガスタービンの運転中、翼体の冷却空気空間内の圧力は、翼体の外側の圧力よりも高い。このため、ガスタービンの運転中、翼体の内外の圧力差により、翼体には、翼体の翼面が外側に膨らもうとする力がかかる。この力によって、翼面が膨らむようにクリープ変形する現象は、バルジングと呼ばれる。
 静翼の翼体中で、剛性が低い部分は、バルジング現象が発生し易い。バルジング現象が発生すると、静翼の空力性能が低下するのみならず、静翼の耐久性が低下する。
 そこで、本開示は、静翼のバルジング強度を向上させて、静翼の空力性能や耐久性の低下を抑えることができる技術を提供することを目的とする。
 前記目的を達成するための発明に係る一態様の静翼は、
 ガスタービンが備える静翼において、断面の形状が翼形を成し、前記断面に対して垂直な方向成分を有する翼高さ方向に延びる翼体を備える。前記翼体は、前記翼高さ方向に延びる前縁及び後縁と、前記翼高さ方向に延び且つ前記前縁と前記後縁とをつなぐ正圧面及び負圧面と、前記前縁と前記後縁との間で且つ前記正圧面と前記負圧面との間に位置する後端空間及び隣接空間と、前記後端空間から前記後縁にかけて貫通する複数の後端冷却通路と、を有する。前記隣接空間は、前記後端空間よりも前記前縁の側に位置する。前記後端空間の前記前縁の側の縁が開口して、前記後端空間と連通している。前記隣接空間及び前記後端空間は、いずれも、内側壁面により画定されている。前記隣接空間の前記内側壁面及び前記後端空間の前記内側壁面は、いずれも、前記正圧面に沿って広がる正圧側内壁面と、前記負圧面に沿って広がり且つ前記正圧側内壁面から前記負圧面の側に離れている負圧側内壁面と、を有する。前記隣接空間の前記正圧側内壁面と前記後端空間の前記正圧側内壁面とはつながっている。前記隣接空間の前記負圧側内壁面と前記後端空間の前記負圧側内壁面とはつながっている。前記後端空間内には、前記翼高さ方向に並んで前記後端空間内を前記翼高さ方向に仕切る複数の仕切リブと、複数のピンと、が配置されている。
前記複数のピンは、いずれも、前記後端空間の前記正圧側内壁面と前記後端空間の前記負圧側内壁面とに接合されている。前記複数の仕切リブのうち、少なくとも一の仕切リブは、前記隣接空間内にまで延びて、前記隣接空間を画定する前記内側壁面に接合されている延長仕切リブを成す。
 本態様では、後端空間を画定する正圧側内壁面と負圧側内壁面とが、複数のピンにより接合されている。このため、翼体中で後端空間周りの剛性が、翼体中で隣接空間周りの剛性よりも高くなっている。言い換えると、翼体中で隣接空間周りの剛性が、翼体中で後端空間周りの剛性よりも低くなっている。翼体中で剛性が低い部分は、バルジング現象が発生し易い。このバルジング現象が発生すると、静翼の空力性能が低下するのみならず、静翼の耐久性が低下する。特に、翼体中で剛性が低い部分と翼体中で剛性の高い部分との境目近傍では、バルジング現象による変形で高い応力が発生する。つまり、隣接空間と後端空間との境目近傍は、バルジング現象による変形で高い応力が発生する。
 そこで、本態様では、後端空間内に配置されている複数の仕切リブのうち、少なくとも一の仕切リブを隣接空間内に延長し、隣接空間と後端空間との境目近傍の剛性を高めている。この結果、本態様では、バルジング現象の発生を抑制して、隣接空間と後端空間との境目近傍の変形を抑えている。
 従って、本態様では、静翼のバルジング強度が向上し、バルジング現象の発生による静翼の空力性能や耐久性の低下を抑えることができる。
 前記目的を達成するための発明に係る一態様のガスタービンは、
 前記一態様における静翼と、軸線を中心として回転するロータと、前記ロータの外周側を覆うケーシングと、を備える。前記静翼は、前記ケーシングの内周面に固定されている。
 本開示の一態様によれば、静翼のバルジング強度を向上させて、静翼の空力性能や耐久性の低下を抑えることができる。
本開示に係る一実施形態におけるガスタービンの模式的な断面図である。 本開示に係る一実施形態における静翼の斜視図である。 図2中のIII-III線断面図(静翼の要部縦断面図)である。 図3中のIV-IV線断面図(翼体の横断面図)である。 図4におけるV部拡大図(翼体の要部横断面図)である。 本開示に係る一実施形態の変形例における静翼の要部縦断面図である。 本開示に係る一実施形態の他の変形例における翼体の要部横断面図である。
 以下、本開示の静翼、及びこの静翼を備えるガスタービンの実施形態について、図面を参照して詳細に説明する。
 「ガスタービンの実施形態」
 ガスタービンの実施形態について、図1を参照して説明する。
 図1に示すように、本実施形態のガスタービン10は、空気Aを圧縮する圧縮機20と、圧縮機20で圧縮された空気A中で燃料Fを燃焼させて燃焼ガスGを生成する燃焼器30と、燃焼ガスGにより駆動するタービン40と、を備えている。
 圧縮機20は、軸線Arを中心として回転する圧縮機ロータ21と、圧縮機ロータ21を覆う圧縮機ケーシング25と、複数の静翼列26と、を有する。タービン40は、軸線Arを中心として回転するタービンロータ41と、タービンロータ41を覆うタービンケーシング45と、複数の静翼列46と、を有する。なお、以下では、軸線Arが延びる方向を軸線方向Da、この軸線Arを中心とした周方向を単に周方向Dcとし、軸線Arに対して垂直な方向を径方向Drとする。また、軸線方向Daの一方側を軸線上流側Dau、その反対側を軸線下流側Dadとする。また、径方向Drで軸線Arに近づく側を径方向内側Dri、その反対側を径方向外側Droとする。
 圧縮機20は、タービン40に対して軸線上流側Dauに配置されている。
 圧縮機ロータ21とタービンロータ41とは、同一軸線Ar上に位置し、互いに接続されてガスタービンロータ11を成す。このガスタービンロータ11には、例えば、発電機GENのロータが接続されている。ガスタービン10は、さらに、中間ケーシング16を備える。この中間ケーシング16は、軸線方向Daで、圧縮機ケーシング25とタービンケーシング45との間に配置されている。圧縮機ケーシング25と中間ケーシング16とタービンケーシング45とは、互いに接続されてガスタービンケーシング15を成す。
 圧縮機ロータ21は、軸線Arを中心として軸線方向Daに延びるロータ軸22と、このロータ軸22に取り付けられている複数の動翼列23と、を有する。複数の動翼列23は、軸線方向Daに並んでいる。各動翼列23は、いずれも、周方向Dcに並んでいる複数の動翼で構成されている。複数の動翼列23の各軸線下流側Dadには、複数の静翼列26のうちのいずれか一の静翼列26が配置されている。各静翼列26は、圧縮機ケーシング25の内側に設けられている。各静翼列26は、いずれも、周方向Dcに並んでいる複数の静翼で構成されている。
 タービンロータ41は、軸線Arを中心として軸線方向Daに延びるロータ軸42と、このロータ軸42に取り付けられている複数の動翼列43と、を有する。複数の動翼列43は、軸線方向Daに並んでいる。各動翼列43は、いずれも、周方向Dcに並んでいる複数の動翼で構成されている。複数の動翼列の各軸線上流側Dauには、複数の静翼列46のうちのいずれか一の静翼列46が配置されている。各静翼列46は、タービンケーシング45の内側に設けられている。各静翼列46は、いずれも、周方向Dcに並んでいる複数の静翼で構成されている。
 燃焼器30は、中間ケーシング16に取り付けられている。
 圧縮機20は、空気Aを圧縮して圧縮空気を生成する。この圧縮空気は、燃焼器30内に流入する。燃焼器30には、燃料Fが供給される。燃焼器30内では、圧縮空気中で燃料Fが燃焼して、高温高圧の燃焼ガスGが生成される。この燃焼ガスGは、燃焼器30からタービンケーシング45内の環状の燃焼ガス流路49に送られる。燃焼ガスGは、燃焼ガス流路49内を軸線下流側Dadへ流れる過程で、タービンロータ41を回転させる。このタービンロータ41の回転で、ガスタービンロータ11に接続されている発電機GENのロータが回転する。この結果、発電機GENは発電する。
 以下、タービン40における初段の静翼列46を構成する静翼に関する実施形態、及びその変形例について説明する。
 「静翼の実施形態」
 静翼の実施形態について、図2~図5を参照して説明する。なお、図2は、本実施形態における静翼の斜視図である。図3は、図2中のIII-III線断面図(静翼の要部縦断面図)である。図4は、図3中のIV-IV線断面図(翼体の横断面図)である。図5は、図4におけるV部拡大図(翼体の要部横断面図)である。
 図2~図4に示すように、本実施形態の静翼50は、翼体51と、内側シュラウド80iと、外側シュラウド80oと、内側インピンジ板88iと、外側インピンジ板88oと、第一インサート68Aと、第二インサート68Bと、第三インサート68Cと、を有する。
 翼体51は、断面の形状が翼形を成し、この断面に対して垂直な方向成分を有する翼高さ方向Dhに延びている。外側シュラウド80oは、翼体51における翼高さ方向Dhの一方側の端に設けられている。内側シュラウド80iは、翼体51における翼高さ方向Dhの他方側の端に設けられている。翼体51と、内側シュラウド80iと、外側シュラウド80oとは、鋳物等で一体形成されている。
 静翼50がタービンケーシング45に取り付けられた状態では、翼高さ方向Dhが径方向Drになる。また、翼高さ方向Dhの一方側である翼高さ第一側Dh1は、径方向外側Droになり、翼高さ方向Dhの他方側である翼高さ第二側Dh2は、径方向内側Driになる。このため、外側シュラウド80oは、翼体51の径方向外側Droに設けられ、内側シュラウド80iは、翼体51の径方向内側Driに設けられることになる。そこで、本実施形態では、翼高さ方向Dhを径方向Dr、翼高さ第一側Dh1を径方向外側Dro、翼高さ第二側Dh2を径方向内側Driという場合がある。
 翼体51の外面である翼面は、図2~図4に示すように、前縁52と、後縁53と、凸状の面である負圧面54と、凹状の面である正圧面55と、を有する。負圧面54及び正圧面55は、前縁52と後縁53とをつなぐ面である。前縁52、後縁53、負圧面54及び正圧面55は、いずれも、翼高さ方向Dhである径方向Drに延びている。静翼50がタービンケーシング45に取り付けられた状態で、前縁52は、後縁53に対して軸線上流側Dauに位置する。また、静翼50がタービンケーシング45に取り付けられた状態で、負圧面54は、周方向Dcの一方側を向き、と正圧面55は、周方向Dcの他方側を向く。この翼体51は、図1を用いて説明したタービン40の燃焼ガス流路49内に配置されている。
 この翼体51は、翼体51内で翼高さ方向Dh(径方向Dr)に延びる複数の冷却空気空間60を有する。複数の冷却空気空間60は、翼体51のキャンバーラインCLに沿って、軸線上流側Dauから軸線下流側Dadに向かって並んでいる。ここで、複数の冷却空気空間60のうち、最も軸線上流側Dauの冷却空気空間60を第一空間60A、この第一空間60Aの軸線下流側Dadに隣接する冷却空気空間60を第二空間60B、この第二空間60Bの軸線下流側Dadに隣接する冷却空気空間60を第三空間60C、この第三空間60Cの軸線下流側Dadに隣接する冷却空気空間60を第四空間60Dとする。第一空間60Aと第二空間60Bとは、キャンバーラインCLに対してほぼ垂直な方向に広がる第一隔壁57により仕切られている。また、第二空間60Bと第三空間60Cとは、キャンバーラインCLに対してほぼ垂直な方向に広がる第二隔壁58により仕切られている。第一空間60Aには、第一インサート68Aが配置され、第二空間60Bには、第二インサート68Bが配置され、第三空間60Cには、第三インサート68Cが配置されている。
 内側シュラウド80iは、環状の燃焼ガス流路49の径方向内側Driの縁を画定する。また、外側シュラウド80oは、環状の燃焼ガス流路49の径方向外側Droの縁を画定する。
 内側シュラウド80iは、シュラウド本体81iと、周壁84iと、リテーナ86iと、を有する。
 シュラウド本体81iは、翼高さ方向Dhである径方向Drに垂直な方向の方向成分を含む方向に広がる四角板状の部材である。このシュラウド本体81iは、ガスパス面82iと、反ガスパス面83iと、を有する。ガスパス面82iは、翼高さ第一側Dh1である径方向外側Droを向き、燃焼ガスGが接する面である。反ガスパス面83iは、翼高さ第二側Dh2である径方向内側Driを向く面である。この反ガスパス面83i、ガスパス面82iと背合わせの関係である。
 周壁84iは、シュラウド本体81iの外周縁に沿ってシュラウド本体81iから径方向内側Driに突出する壁である。内側シュラウド80iには、シュラウド本体81iと周壁84iとにより、径方向外側Droに向かって凹むキャビティ85iが形成されている。
 リテーナ86iは、周壁84iの径方向内側Driに形成されている。このリテーナ86iは、ガスタービンケーシング15に固定されている、図示されていない内側カバーの径方向外側Droの端に接続され、この静翼50の径方向内側Driの部分を内側カバーに支持させるための役目を担う。
 外側シュラウド80oは、基本的に、内側シュラウド80iの構成と同じである。よって、外側シュラウド80oも、内側シュラウド80iと同様に、シュラウド本体81oと、周壁84o、を有する。但し、外側シュラウド80oは、内側シュラウド80iのリテーナ86iに相当する部分を有していない。この外側シュラウド80oのシュラウド本体81oも、内側シュラウド80iのシュラウド本体81iと同様、四角板状の部材で、ガスパス面82oと、反ガスパス面83oと、を有する。外側シュラウド80oのガスパス面82oは、翼高さ第二側Dh2である径方向内側Driを向き、燃焼ガスGが接する面である。外側シュラウド80oの反ガスパス面83oは、翼高さ第一側Dh1である径方向外側Droを向く面である。
 周壁84oは、シュラウド本体81oの外周縁に沿ってシュラウド本体81oから径方向外側Droに突出する壁である。外側シュラウド80oには、シュラウド本体81oと周壁84oとにより、径方向内側Driに向かって凹むキャビティ85oが形成されている。周壁84oの一部は、静翼50をタービンケーシング45の内周側に取り付ける役目を担う。
 内側インピンジ板88iは、翼高さ方向Dhで、内側シュラウド80iのキャビティ85iを二つの空間に仕切る。この内側インピンジ板88iには、翼高さ方向Dhに貫通する複数のインピンジ孔89が形成されている。
 内側シュラウド80iのキャビティ85iに流入した冷却空気Acは、内側インピンジ板88iの複数のインピンジ孔89から径方向外側Droに噴出し、内側シュラウド80iの反ガスパス面83iに衝突して、ここをインピンジ冷却する。反ガスパス面83iをインピンジ冷却した冷却空気Acは、例えば、図示されていない通路を介して、燃焼ガス流路49内に噴出されてガスパス面82i等をフィルム冷却する。
 外側インピンジ板88oは、翼高さ方向Dhで、外側シュラウド80oのキャビティ85oを二つの空間に仕切る。この外側インピンジ板88oには、翼高さ方向Dhに貫通する複数のインピンジ孔89が形成されている。
 外側シュラウド80oのキャビティ85oに流入した冷却空気Acは、外側インピンジ板88oの複数のインピンジ孔89から径方向内側Driに噴出し、外側シュラウド80oの反ガスパス面83oに衝突し、ここをインピンジ冷却する。反ガスパス面83oをインピンジ冷却した冷却空気Acは、例えば、図示されていない通路を介して、燃焼ガス流路49に噴出されてガスパス面82o等をフィルム冷却する。
 図3及び図4に示すように、第三空間60Cは、翼高さ第二側Dh2である径方向内側Driの端が閉じ、翼高さ第一側Dh1である径方向外側Droの端が開口している。なお、翼体51の径方向内側Driの端は、内側シュラウド80iの反ガスパス面83iの一部を形成し、翼体51の径方向外側Droの端は、外側シュラウド80oの反ガスパス面83oの一部を形成する。このため、第三空間60Cの開口61Cは、外側シュラウド80oの反ガスパス面83oで開口していることになる。翼体51には、この第三空間60Cを画定する内側壁面62Cから翼体51の翼面にかけて貫通する複数の第三翼面冷却通路67Cが形成されている。
 第一空間60A及び第二空間60Bも、図3及び図4を用いて説明した第三空間60Cと同様、翼高さ第二側Dh2である径方向内側Driの端が閉じ、翼高さ第一側Dh1である径方向外側Droの端が開口している。第一空間60Aの開口及び第二空間60Bの開口は、第三空間60Cの開口61Cと同様、外側シュラウド80oの反ガスパス面83oで開口している。翼体51には、第一空間60Aを画定する内側壁面62Aから翼体51の翼面にかけて貫通する複数の第一翼面冷却通路67Aが形成されている。さらに、翼体51には、第二空間60Bを画定する内側壁面62Bから翼体51の翼面にかけて貫通する複数の第二翼面冷却通路67Bが形成されている。
 第三空間60Cに配置される第三インサート68Cは、図3及び図4に示すように、筒状を成し、径方向Drに延びている。この第三インサート68Cの径方向内側Driの端は閉じ、この第三インサート68Cの径方向外側Droの端が開口している。この第三インサート68Cは、ほぼ全体が第三空間60C内に位置しているが、この第三インサート68Cの径方向外側Droの部分は、第三空間60Cから径方向外側Droに突出し、第三インサート68Cの径方向外側Droの端は、外側インピンジ板88oよりも、径方向外側Droに位置している。このため、第三インサート68C内には、第三インサート68Cの開口から冷却空気Acが流入可能である。筒状の第三インサート68Cには、内周側から外周側に貫通する複数のインピンジ孔69が形成されている。このため、第三インサート68C内に流入した冷却空気Acは、複数のインピンジ孔69から噴出して、第三空間60Cを画定する内側壁面62Cに衝突し、ここをインピンジ冷却する。第三空間60Cを画定する内側壁面62Cをインピンジ冷却した冷却空気Acの一部は、前述した複数の第三翼面冷却通路67Cを介して、燃焼ガス流路49に噴出されて翼面をフィルム冷却する。
 第一空間60Aに配置される第一インサート68A、及び第二空間60Bに配置される第二インサート68Bは、図3及び図4を用いて説明した第三インサート68Cの構成と実質的に同じ構成である。すなわち、第一インサート68A及び第二インサート68Bは、第三インサート68Cと同様、筒状を成し、径方向Drに延びている。第一インサート68A及び第二インサート68Bの径方向内側Driの端は閉じ、第一インサート68A及び第二インサート68Bの径方向外側Droの端が開口している。第一インサート68Aは、ほぼ全体が第一空間60A内に位置しているが、この第一インサート68Aの径方向外側Droの部分は、第三空間60Cから径方向外側Droに突出し、第一インサート68Aの径方向外側Droの端は、外側インピンジ板88oよりも、径方向外側Droに位置している。このため、第一インサート68A内には、第一インサート68Aの開口から冷却空気Acが流入可能である。筒状の第一インサート68Aにも、内周側から外周側に貫通する複数のインピンジ孔69が形成されている。このため、第一インサート68A内に流入した冷却空気Acは、複数のインピンジ孔69から噴出して、第一空間60Aを画定する内側壁面62Aに衝突し、ここをインピンジ冷却する。第一空間60Aを画定する内側壁面62Aをインピンジ冷却した冷却空気Acは、前述した複数の第一翼面冷却通路67Aを介して、燃焼ガス流路49に噴出されて翼面をフィルム冷却する。また、第二インサート68Bは、ほぼ全体が第二空間60B内に位置しているが、この第二インサート68Bの径方向外側Droの部分は、第二空間60Bから径方向外側Droに突出し、第二インサート68Bの径方向外側Droの端は、外側インピンジ板88oよりも、径方向外側Droに位置している。このため、第二インサート68B内には、第二インサート68Bの開口から冷却空気Acが流入可能である。筒状の第二インサート68Bにも、内周側から外周側に貫通する複数のインピンジ孔69が形成されている。このため、第二インサート68B内に流入した冷却空気Acは、複数のインピンジ孔69から噴出して、第二空間60Bを画定する内側壁面62Bに衝突し、ここをインピンジ冷却する。第二空間60Bを画定する内側壁面62Bをインピンジ冷却した冷却空気Acは、前述した複数の第二翼面冷却通路67Bを介して、燃焼ガス流路49に噴出されて翼面をフィルム冷却する。
 第四空間60Dは、複数の冷却空気空間60のうちで、最も軸線下流側Dadに位置している。このため、以下では、この第四空間60Dを後端空間60Dとする。また、第三空間60Cは、この後端空間60Dの軸線上流側Dauに隣接している。このため、以下では、この第三空間60Cを隣接空間60Cとする。
 後端空間60Dは、翼高さ第二側Dh2である径方向内側Driの端、及び、翼高さ第一側Dh1である径方向外側Droの端が閉じている。また、後端空間60Dの軸線上流側Dauの縁(前縁52の側の縁)は、開口し、隣接空間60Cと連通している。この後端空間60Dを画定する内側壁面62Dは、翼高さ第一側内壁面64D、翼高さ第二側内壁面65D、正圧側内壁面63Dp、及び負圧側内壁面63Dnを有する。翼高さ第一側内壁面64Dは、翼高さ第二側Dh2を向き、後端空間60Dの翼高さ第一側Dh1の縁を画定する。翼高さ第二側内壁面65Dは、翼高さ第一側Dh1を向き、後端空間60Dの翼高さ第二側Dh2の縁を画定する。正圧側内壁面63Dpは、負圧面54の側を向き、正圧面55に沿って広がって、後端空間60Dの正圧面55側の縁を画定する。この正圧側内壁面63Dpの翼高さ第一側Dh1の縁は、翼高さ第一側内壁面64Dに接続している。また、この正圧側内壁面63Dpの翼高さ第二側Dh2の縁は、翼高さ第二側内壁面65Dに接続している。負圧側内壁面63Dnは、正圧面55の側を向き、負圧面54に沿って広がって、且つ正圧側内壁面63Dpから負圧面54の側に離れて、後端空間60Dの負圧面54側の縁を画定する。この負圧側内壁面63Dnの翼高さ第一側Dh1の縁は、翼高さ第一側内壁面64Dに接続している。また、この負圧側内壁面63Dnの翼高さ第二側Dh2の縁は、翼高さ第二側内壁面65Dに接続している。さらに、この負圧側内壁面63Dnの軸線下流側Dadの縁は、正圧側内壁面63Dpの軸線下流側Dadの縁に接続している。
 翼体51には、後端空間60Dから燃焼ガス流路に貫通する複数の後端冷却通路67Dが形成されている。この後端冷却通路67Dは、負圧側内壁面63Dnの軸線下流側Dadの縁と正圧側内壁面63Dpの軸線下流側Dadの縁との境目から翼体51の後縁53にかけて貫通している。複数の後端冷却通路67Dは、翼高さ方向Dhに並んでいる。
 後端空間60D内には、翼高さ方向Dhに並んで後端空間60D内を翼高さ方向Dhに仕切る複数の仕切リブ71と、複数の円柱又は多角柱状のピン72とが配置されている。
 複数の仕切リブ71は、翼高さ方向Dhに対してほぼ垂直な方向に広がり、正圧側内壁面63Dp及び負圧側内壁面63Dnに接合されている。複数のピン72は、キャンバーラインCLに対してほぼ垂直な方向に延び、正圧側内壁面63Dp及び負圧側内壁面63Dnに接合されている。
 複数の仕切リブ71のうち、少なくとも一の仕切リブ71は、隣接空間60C内にまで延びている延長仕切リブ71aを成す。具体的に、延長仕切リブ71aは、後端空間60Dを画定する翼高さ第二側内壁面65Dから、後端空間60Dの翼高さ方向Dhにおける寸法の30~70%の位置に配置されている。つまり、延長仕切リブ71aは、翼体51の翼高さ方向Dhにおける中央部近傍に配置されている。
 第三空間60Cである隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cは、翼高さ第二側内壁面65C、正圧側内壁面63Cp、負圧側内壁面63Cn、第二隔壁58の軸線下流側Dadの向く面である第二隔壁面66Cと、を有する。翼高さ第二側内壁面65Cは、翼高さ第一側Dh1を向き、隣接空間60Cの翼高さ第二側Dh2の縁を画定する。この翼高さ第二側内壁面65Cの軸線下流側Dadの縁は、後端空間60Dを画定する翼高さ第二側内壁面65Dの軸線上流側Dauの縁に接続している。正圧側内壁面63Cpは、負圧面54の側を向き、正圧面55に沿って広がって、後端空間60Dの正圧面55側の縁を画定する。この正圧側内壁面63Cpの翼高さ第二側Dh2の縁は、翼高さ第二側内壁面65Cに接続している。この正圧側内壁面63Cpの軸線上流側Dauの縁は、第二隔壁面66Cに接続している。この正圧側内壁面63Cpの軸線下流側Dadの縁は、後端空間60Dを画定する正圧側内壁面63Dpの軸線上流側Dauの縁に接続している。負圧側内壁面63Cnは、正圧面55の側を向き、負圧面54面に沿って広がって、且つ正圧側内壁面63Cpから負圧面54の側に離れて、隣接空間60Cの負圧面54側の縁を画定する。この負圧側内壁面63Cnの翼高さ第二側Dh2の縁は、翼高さ第二側内壁面65Cに接続している。この負圧側内壁面63Cnの軸線上流側Dauの縁は、第二隔壁面66Cに接続している。この負圧側内壁面63Cnの軸線下流側Dadの縁は、後端空間60Dを画定する負圧側内壁面63Dnの軸線上流側Dauの縁に接続している。
 前述した延長仕切リブ71aのうち、隣接空間60C内に存在する部分は、この隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cのうち、正圧側内壁面63Dp及び負圧側内壁面63Cnに接合されている。図5に示すように、延長仕切リブ71aが、後端空間60Dの軸線上流側Dauの縁(前縁52の側の縁)から隣接空間60C内を延びている延長寸法Lは、後端空間60Dにおける前縁52の側の縁における正圧側内壁面63Dpと負圧側内壁面63Dnとの間隔である境界幅Wの二倍より小さい。なお、後端空間60Dにおける前縁52の側の縁は、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境界であり、且つ後端空間60Dにおける前縁52の側の開口61Dである。また、後端空間60Dにおける前縁52の側の縁は、本実施形態において、複数のピン72のうち、最も前縁52側のピン72における前縁52側の縁の位置である。
 第三空間60Cである隣接空間60Cに配置されている第三インサート68Cから噴出し、この隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cをインピンジ冷却した冷却空気Acの他の一部は、後端空間60Dの開口61Dから後端空間60D内に流入する。後端空間60D内に流入した冷却空気Acは、この後端空間60D内を流れる過程で、複数の仕切リブ71、複数のピン72、及び後端空間60Dを画定する内側壁面62Dを対流冷却する。この冷却空気Acは、複数の後端冷却通路67Dに流入する。後端冷却通路67Dに流入した冷却空気Acは、この後端空間60D内を流れる過程で、この後端空間60Dを画定する面を対流冷却する。この冷却空気Acは、翼体51の後縁53から燃焼ガス流路49に噴出される。
 以上で説明したように、後端空間60Dを画定する正圧側内壁面63Dpと負圧側内壁面63Dnとが、複数のピン72及び仕切リブ71により接合されている。一方、この後端空間60Dに隣接する隣接空間60C内には、第三インサート68Cが挿入されるため、この隣接空間60Cを画定する正圧側内壁面63Cpと負圧側内壁面63Cnとは、ピン等で接合されていない。このため、翼体51中で隣接空間60C周りの剛性が、翼体51中で後端空間60D周りの剛性よりも低くなっている。翼体51中で剛性が低い部分は、「発明が解決しようとする課題」の欄で説明したように、ガスタービンの運転中、翼体51の内外の圧力差により、翼面が膨らむ形でクリープ変形するバルジング現象が発生し易い。バルジング現象が発生すると、この剛性が低い部分の翼面が、図4中で、二点破線で示すように変形する。このバルジング現象が発生すると、静翼50の空力性能が低下するのみならず、静翼50の耐久性が低下する。特に、翼体51中で剛性が低い部分と翼体51中で剛性の高い部分との境目近傍では、バルジング現象による変形で高い応力が発生する。つまり、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍は、バルジング現象による変形で高い応力が発生する。また、翼体51中の隣接空間60C周りであって、翼体51の翼高さ方向Dhにおける中央部近傍では、バルジング現象による変形量が大きくなる。
 そこで、本実施形態では、後端空間60D内に配置されている複数の仕切リブ71のうち、翼体51の翼高さ方向Dhにおける中央部近傍に配置されている複数の仕切リブ71を隣接空間60C内に延長し、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍であって翼体51の翼高さ方向Dhにおける中央部近傍の剛性を高めている。この結果、本実施形態では、バルジング現象の発生を抑制して、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍であって翼体51の翼高さ方向Dhにおける中央部近傍の変形を抑えている。
 従って、本実施形態では、静翼50のバルジング強度が向上し、バルジング現象の発生による静翼50の空力性能や耐久性の低下を抑えることができる。
 本実施形態では、前述したように、延長仕切リブ71aが、後端空間60Dの前縁52側の縁から隣接空間60C内を延びている延長寸法Lは、後端空間60Dにおける前縁52側の縁における後端空間60Dの正圧側内壁面63Dpと後端空間60Dの負圧側内壁面63Dnとの間隔である境界幅Wの二倍より小さい。しかしながら、この延長仕切リブ71aの延長寸法Lは、境界幅Wの二倍より大きくてもよい。この場合、延長仕切リブ71aの延長寸法Lを境界幅Wの2倍にした場合と比べて、翼体51のバルジング強度が増加するものの、延長寸法Lの増加量よりもバルジング強度の増加量が小さい。また、この静翼50は、鋳造により形成されるため、延長仕切リブ71aの延長寸法Lを増加すると、その分だけ鋳造が難しくなる。そこで、本実施形態では、延長仕切リブ71aの延長寸法Lを境界幅Wの2倍より小さくしている。
 「静翼の第一変形例」
 静翼の実施形態の第一変形例について、図6を参照して説明する。
 前記実施形態における静翼50では、図3を用いて説明したように、複数の仕切リブ71のうち、後端空間60Dを画定する翼高さ第二側内壁面65Dから、後端空間60Dの翼高さ方向Dhにおける寸法の30~70%の位置に配置されている複数の仕切リブ71が延長仕切リブ71aを成す。
 図6に示すように、本変形例における静翼50aでは、複数の仕切リブ71の全てが延長仕切リブ71aを成す。このため、本変形例では、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍であって翼体51の翼高さ方向Dhにおける全体の剛性を高めることができる。
 「静翼の第二変形例」
 静翼の実施形態の第二変形例について、図7を参照して説明する。
 前記実施形態における静翼50では、図5を用いて説明したように、延長仕切リブ71aのうち、隣接空間60C内に存在する部分は、この隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cのうち、正圧側内壁面63Cp及び負圧側内壁面63Cnに接合されている。
 図7に示すように、本変形例における静翼50bでは、延長仕切リブ71bのうち、隣接空間60C内に存在する部分は、この隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cのうち、負圧側内壁面63Cnのみに接合され、正圧側内壁面63Cpには接合されていない。
 隣接空間60C内から、隣接空間60Cを画定する正圧側内壁面63Cpが受ける静圧と隣接空間60Cを画定する負圧側内壁面63Cnが受ける静圧とは、同じ値である。一方、翼体51外で負圧面54に沿って流れる燃焼ガスGの流速は、翼体51外で正圧面55に沿って流れる燃焼ガスGの流速よりも高いため、翼体51外から負圧面54が受ける静圧は、翼体51外から正圧面55が受ける静圧よりも低い。よって、隣接空間60C内の圧力と翼体51外で負圧面54に沿った領域の圧力との圧力差は、隣接空間60C内の圧力と翼体51外で正圧面55に沿った領域の圧力との圧力差より大きくなる。このため、隣接空間60C周りにバルジング現象が発生した場合でも、バルジング現象による変形量は、正圧面55側よりも負圧面54側の方が大きい。
 そこで、本変形例では、延長仕切リブ71bのうち、隣接空間60C内に存在する部分を、この隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cのうちで負圧側内壁面63Cnのみに接合し、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍であって負圧面54側のみの剛性を高めている。
 本変形例では、隣接空間60C内で延長仕切リブ71bが占める空間が前記実施形態よりも小さくなるため、隣接空間60C内への第三インサート68Cの挿入性や、隣接空間60C内での第三インサート68Cのレイアウトの自由度を高めることができる。
 なお、本変形例は、前記実施形態における静翼50の変形例である。しかしながら、前記第一変形例における静翼50aに、本変形例を適用してもよい。
 「静翼のその他の変形例」
 以上の実施形態及び各変形例における静翼50,50a,50bは、いずれも、第一空間60Aから第四空間60Dまでの四つの空間を有する。しかしながら、静翼は、さらに多くの空間を有してもよい。また、以上の実施形態及び各変形例における静翼50,50a,50bは、いずれも、第四空間60Dである後端空間60Dを除く、全ての空間内にインサートが配置されている。しかしながら、後端空間60Dを除く全ての空間にインサートが配置されていなくてもよい。
 以上の実施形態及び各変形例における静翼50,50a,50bは、いずれも、初段の静翼列46を構成する静翼である。しかしながら、静翼は、初段の静翼列46よりも軸線下流側Dadの静翼列46を構成する静翼であってもよい。
 また、本開示は、以上で説明した一実施形態及び各変形例に限定されるものではない。
特許請求の範囲に規定された内容及びその均等物から導き出される本発明の概念的な思想と趣旨を逸脱しない範囲において、種々の追加、変更、置き換え、部分的削除等が可能である。
「付記」
 以上の実施形態及び各変形例における静翼は、例えば、以下のように把握される。
(1)第一態様における静翼は、
 ガスタービン10が備える静翼50,50a,50bにおいて、断面の形状が翼形を成し、前記断面に対して垂直な方向成分を有する翼高さ方向Dhに延びる翼体51を備る。
前記翼体51は、前記翼高さ方向Dhに延びる前縁52及び後縁53と、前記翼高さ方向Dhに延び且つ前記前縁52と前記後縁53とをつなぐ正圧面55及び負圧面54と、前記前縁52と前記後縁53との間で且つ前記正圧面55と前記負圧面54との間に位置する後端空間60D及び隣接空間60Cと、前記後端空間60Dから前記後縁53にかけて貫通する複数の後端冷却通路67Dと、を有する。前記隣接空間60Cは、前記後端空間60Dよりも前記前縁52の側に位置する。前記後端空間60Dの前記前縁52の側の縁が開口して、前記後端空間60Dと連通している。前記隣接空間60C及び前記後端空間60Dは、いずれも、内側壁面62C,62Dにより画定されている。前記隣接空間60Cの前記内側壁面62C及び前記後端空間60Dの前記内側壁面62Dは、いずれも、前記正圧面55に沿って広がる正圧側内壁面63Cp,63Dpと、前記負圧面54に沿って広がり且つ前記正圧側内壁面63Cp,63Dpから前記負圧面54の側に離れている負圧側内壁面63Cn,63Dnと、を有する。前記隣接空間60Cの前記正圧側内壁面63Cpと前記後端空間60Dの前記正圧側内壁面63Dpとはつながっている。前記隣接空間60Cの前記負圧側内壁面63Cnと前記後端空間60Dの前記負圧側内壁面63Dnとはつながっている。前記後端空間60D内には、前記翼高さ方向Dhに並んで前記後端空間60D内を前記翼高さ方向Dhに仕切る複数の仕切リブ71と、複数のピン72と、が配置されている。前記複数のピン72は、いずれも、前記後端空間60Dの前記正圧側内壁面63Dpと前記後端空間60Dの前記負圧側内壁面63Dnとに接合されている。前記複数の仕切リブ71のうち、少なくとも一の仕切リブ71は、前記隣接空間60C内にまで延びて、前記隣接空間60Cを画定する前記内側壁面62Cに接合されている延長仕切リブ71a,71bを成す。
 本態様では、後端空間60Dを画定する正圧側内壁面63Dpと負圧側内壁面63Dnとが、複数のピン72により接合されている。このため、翼体51中で後端空間60D周りの剛性が、翼体51中で隣接空間60C周りの剛性よりも高くなっている。言い換えると、翼体51中で隣接空間60C周りの剛性が、翼体51中で後端空間60D周りの剛性よりも低くなっている。翼体51中で剛性が低い部分は、バルジング現象が発生し易い。このバルジング現象が発生すると、静翼50の空力性能が低下するのみならず、静翼50の耐久性が低下する。特に、翼体51中で剛性が低い部分と翼体51中で剛性の高い部分との境目近傍では、バルジング現象による変形で高い応力が発生する。つまり、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍は、バルジング現象による変形で高い応力が発生する。
 そこで、本態様では、後端空間60D内に配置されている複数の仕切リブ71のうち、少なくとも一の仕切リブ71を隣接空間60C内に延長し、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍の剛性を高めている。この結果、本態様では、バルジング現象の発生を抑制して、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍の変形を抑えている。
 従って、本態様では、静翼50,50a,50bのバルジング強度が向上し、バルジング現象の発生による静翼50,50a,50bの空力性能や耐久性の低下を抑えることができる。
(2)第二態様における静翼は、
 前記第一態様における記載の静翼50において、前記延長仕切リブ71aは、前記翼高さ方向Dhにおける前記後端空間60Dの一方側の端から、前記後端空間60Dの前記翼高さ方向Dhにおける寸法の30~70%の位置に配置されている。
 翼体51中の隣接空間60C周りであって、翼体51の翼高さ方向Dhにおける中央部近傍では、バルジング現象による変形量が大きくなる。そこで、本態様で、複数の仕切リブ71のうち、翼高さ方向Dhにおける後端空間60Dの一方側の端から、後端空間60Dの翼高さ方向Dhにおける寸法の30~70%の位置に配置されている仕切リブ71、言い換えると、翼体51中で翼高さ方向Dhの中央部に配置されている仕切リブ71を延長仕切リブ71aとしている。この結果、本態様では、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍であって翼体51の翼高さ方向Dhにおける中央部近傍の変形を抑えることができる。
(3)第三態様における静翼は、
 前記第一態様又は前記第二態様における静翼50aにおいて、前記複数の仕切リブ71の全てが前記延長仕切リブ71a,71bである。
 本態様では、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍であって翼体51の翼高さ方向Dhにおける全体の剛性を高めることができる。
(4)第四態様における静翼は、
 前記第一態様から前記第三態様のうちのいずれか一態様における静翼50,50a,50bにおいて、前記延長仕切リブ71a,71bが、前記後端空間60Dの前記前縁52の側の縁から前記隣接空間60C内を延びている延長寸法Lは、前記後端空間60Dにおける前記前縁52の側の縁における前記正圧側内壁面63Dpと前記負圧側内壁面63Dnとの間隔である境界幅Wの二倍より小さい。
 延長仕切リブ71a,71bの延長寸法Lは、境界幅Wの二倍より大きくてもよい。この場合、延長仕切リブ71a,71bの延長寸法Lを境界幅Wの2倍にした場合と比べて、翼体51のバルジング強度が増加するものの、延長寸法Lの増加量よりもバルジング強度の増加量が小さい。また、この静翼50,50a,50bは、鋳造により形成されるため、延長仕切リブ71a,71bの延長寸法Lを増加すると、その分だけ鋳造が難しくなる。そこで、本態様では、バルジング強度の増加と鋳造の困難性とを比較考量し、延長仕切リブ71a,71bの延長寸法Lを境界幅Wの2倍より小さくしている。
(5)第五態様における静翼は、
 前記第一態様から前記第四態様のうちのいずれか一態様における静翼50bにおいて、前記延長仕切リブ71bは、前記隣接空間60Cの前記負圧側内壁面63Dnに接合され、前記隣接空間60Cの前記正圧側内壁面63Dpには接合されていない。
 隣接空間60C内から、隣接空間60Cを画定する正圧側内壁面63Cpが受ける静圧と隣接空間60Cを画定する負圧側内壁面63Cnが受ける静圧とは、同じ値である。一方、翼体51外で負圧面54に沿って流れる燃焼ガスGの流速は、翼体51外で正圧面55に沿って流れる燃焼ガスGの流速よりも高いため、翼体51外から負圧面54が受ける静圧は、翼体51外から正圧面55が受ける静圧よりも低い。よって、隣接空間60C内の圧力と翼体51外で負圧面54に沿った領域の圧力との圧力差は、隣接空間60C内の圧力と翼体51外で正圧面55に沿った領域の圧力との圧力差より大きくなる。このため、隣接空間60C周りにバルジング現象が発生した場合でも、バルジング現象による変形量は、正圧面55側よりも負圧面54側の方が大きい。
 そこで、本態様では、延長仕切リブ71bのうち、隣接空間60C内に存在する部分を、この隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cのうちで負圧側内壁面63Cnのみに接合し、隣接空間60Cと後端空間60Dとの境目近傍であって負圧面54側のみの剛性を高めている。
(6)第六態様における静翼は、
 前記第一態様から前記第五態様のうちのいずれか一態様における静翼50,50a,50bにおいて、前記隣接空間60C内に配置されている筒状のインサート68Cをさらに備える。前記インサート68Cには、内周側から外周側に貫通する複数のインピンジ孔69が形成されている。
 本態様では、インサート68C内に流入した冷却空気Acがインピンジ孔69から噴出して、隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cに衝突し、ここをインピンジ冷却する。
このため、本態様では、隣接空間60Cを画定する内側壁面62Cに沿った翼面を効率的に冷却することができる。
 以上の実施形態におけるガスタービンは、例えば、以下のように把握される。
(7)第七態様におけるガスタービンは、
 前記第一態様から前記第六態様のうちのいずれか一態様における静翼50,50a.50bと、軸線Arを中心として回転するロータ41と、前記ロータ41の外周側を覆うケーシング45と、を備える。前記静翼50,50a.50bは、前記ケーシング45の内周面に固定されている。
 本開示の一態様によれば、静翼のバルジング強度を向上させて、静翼の空力性能や耐久性の低下を抑えることができる。
10:ガスタービン
11:ガスタービンロータ
15:ガスタービンケーシング
16:中間ケーシング
20:圧縮機
21:圧縮機ロータ
22:ロータ軸
23:動翼列
25:圧縮機ケーシング
26:静翼列
30:燃焼器
40:タービン
41:タービンロータ
42:ロータ軸
43:動翼列
45:タービンケーシング
46:静翼列
49:燃焼ガス流路
50,50a,50b:静翼
51:翼体
52:前縁
53:後縁
54:負圧面
55:正圧面
57:第一隔壁
58:第二隔壁
60:冷却空気空間
60A:第一空間
62A:内側壁面
67A:第一翼面冷却通路
68A:第一インサート
69;インピンジ孔
60B:第二空間
62B:内側壁面
67B:第二翼面冷却通路
68B:第二インサート
60C:第三空間(隣接空間)
61C:開口
62C:内側壁面
63Cp:正圧側内壁面
63Cn:負圧側内壁面
65C:翼高さ第二側内壁面
66C:第二隔壁面
67C:第三翼面冷却通路
68C:第三インサート
60D:第四空間(後端空間)
61D:開口
62D:内側壁面
63Dp:正圧側内壁面
63Dn:負圧側内壁面
64D:翼高さ第一側内壁面
65D:翼高さ第二側内壁面
67D:後端冷却通路
71:仕切リブ
71a,71b:延長仕切リブ
72:ピン
80i:内側シュラウド
80o:外側シュラウド
81i,81o:シュラウド本体
82i,82o:ガスパス面
83i,83o:反ガスパス面
84i,84o:周壁
85i,85o:キャビティ
86i:リテーナ
88i:内側インピンジ板
88o:外側インピンジ板
89:インピンジ孔
A:空気
Ac:冷却空気
F:燃料
G:燃焼ガス
Ar:軸線
CL:キャンバーライン
Da:軸線方向
Dau:軸線上流側
Dad:軸線下流側
Dc:周方向
Dr:径方向
Dri:径方向内側
Dro:径方向外側
Dh:翼高さ方向
Dh1:翼高さ第一側
Dh2:翼高さ第二側
L:延長寸法
W:境界幅

Claims (7)

  1.  ガスタービンが備える静翼において、
     断面の形状が翼形を成し、前記断面に対して垂直な方向成分を有する翼高さ方向に延びる翼体を備え、
     前記翼体は、前記翼高さ方向に延びる前縁及び後縁と、前記翼高さ方向に延び且つ前記前縁と前記後縁とをつなぐ正圧面及び負圧面と、前記前縁と前記後縁との間で且つ前記正圧面と前記負圧面との間に位置する後端空間及び隣接空間と、前記後端空間から前記後縁にかけて貫通する複数の後端冷却通路と、を有し、
     前記隣接空間は、前記後端空間よりも前記前縁の側に位置し、
     前記後端空間の前記前縁の側の縁が開口して、前記後端空間と連通し、
     前記隣接空間及び前記後端空間は、いずれも、内側壁面により画定され、
     前記隣接空間の前記内側壁面及び前記後端空間の前記内側壁面は、いずれも、前記正圧面に沿って広がる正圧側内壁面と、前記負圧面に沿って広がり且つ前記正圧側内壁面から前記負圧面の側に離れている負圧側内壁面と、を有し、
     前記隣接空間の前記正圧側内壁面と前記後端空間の前記正圧側内壁面とはつながり、
     前記隣接空間の前記負圧側内壁面と前記後端空間の前記負圧側内壁面とはつながり、
     前記後端空間内には、前記翼高さ方向に並んで前記後端空間内を前記翼高さ方向に仕切る複数の仕切リブと、複数のピンと、が配置され、
     前記複数のピンは、いずれも、前記後端空間の前記正圧側内壁面と前記後端空間の前記負圧側内壁面とに接合され、
     前記複数の仕切リブのうち、少なくとも一の仕切リブは、前記隣接空間内にまで延びて、前記隣接空間を画定する前記内側壁面に接合されている延長仕切リブを成す、
     静翼。
  2.  請求項1に記載の静翼において、
     前記延長仕切リブは、前記翼高さ方向における前記後端空間の一方側の端から、前記後端空間の前記翼高さ方向における寸法の30~70%の位置に配置されている、
     静翼。
  3.  請求項1又は2に記載の静翼において、
     前記複数の仕切リブの全てが前記延長仕切リブである、
     静翼。
  4.  請求項1又は2に記載の静翼において、
     前記延長仕切リブが、前記後端空間の前記前縁の側の縁から前記隣接空間内を延びている延長寸法は、前記後端空間における前記前縁の側の縁における前記正圧側内壁面と前記負圧側内壁面との間隔である境界幅の二倍より小さい、
     静翼。
  5.  請求項1又は2に記載の静翼において、
     前記延長仕切リブは、前記隣接空間の前記負圧側内壁面に接合され、前記隣接空間の前記正圧側内壁面には接合されていない、
     静翼。
  6.  請求項1又は2に記載の静翼において、
     前記隣接空間内に配置されている筒状のインサートをさらに備え、
     前記インサートには、内周側から外周側に貫通する複数のインピンジ孔が形成されている、
     静翼。
  7.  請求項1又は2に記載の静翼と、
     軸線を中心として回転するロータと、
     前記ロータの外周側を覆うケーシングと、
     を備え、
     前記静翼は、前記ケーシングの内周面に固定されている、
     ガスタービン。
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