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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Application number
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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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air

Definitions

  • 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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