WO2024080334A1 - 翼環アッセンブリ、およびこれを備えているガスタービン - Google Patents

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WO2024080334A1
WO2024080334A1 PCT/JP2023/037075 JP2023037075W WO2024080334A1 WO 2024080334 A1 WO2024080334 A1 WO 2024080334A1 JP 2023037075 W JP2023037075 W JP 2023037075W WO 2024080334 A1 WO2024080334 A1 WO 2024080334A1
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WO
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blade ring
deflector
ring assembly
turbine
axial
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/037075
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
慎 加藤
一晴 廣川
孝太 藤原
直輝 武田
惇英 稲富
明弘 松野下
一孝 坪倉
真也 橋本
Original Assignee
三菱パワー株式会社
三菱重工業株式会社
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Filing date
Publication date
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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
    • 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
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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 disclosure relates to a blade ring assembly and a gas turbine including the same.
  • This application claims priority to Japanese Patent Application No. 2022-165186, filed on October 14, 2022, the contents of which are incorporated herein by reference.
  • Patent Document 1 discloses a gas turbine equipped with a mechanism for separating particles contained in the cooling air.
  • This gas turbine is equipped with a particle separation protective element that is positioned on the inner periphery side (rotor side) of the stationary blades, and this particle separation protective element makes it difficult for airborne particles to flow into the intake opening.
  • the particle separation protective element described in Patent Document 1 does not prevent the cooling air supplied from the compressor into the casing from flowing directly into the air passage leading to the inside of the stator blade. As a result, cooling air containing foreign matter may flow into the inside of the stator blade, causing clogging of the cooling passage inside the stator blade.
  • the present disclosure has been made to solve the above problems, and aims to provide a blade ring assembly that can prevent foreign matter from entering the stator blade, and a gas turbine equipped with the same.
  • the blade ring assembly includes a turbine blade ring extending in a circumferential direction centered on the axis, vanes arranged on the inner periphery of the turbine blade ring, and a deflector arranged on the outer periphery of at least a portion of the turbine blade ring, the turbine blade ring having a blade ring body and a plurality of protrusions arranged at different positions in the circumferential direction at intervals from each other, the protrusions protruding from the blade ring body toward the upstream side of the axis on both sides in the axial direction along which the axis extends, the protrusions being included in the plurality of protrusions and adjacent to each other in the circumferential direction, form a cooling medium intake port that connects from the outer periphery side to the inner periphery side of the turbine blade ring together with the blade ring body, and the deflector is arranged so as to block at least a portion
  • the gas turbine disclosed herein comprises a rotor rotatable about the axis, a casing covering the rotor from the outer periphery, the above-mentioned blade ring assembly covering the rotor from the outer periphery while supported by the casing, and a combustor that generates combustion gas by burning fuel and sends the combustion gas into the casing, and the vanes included in the blade ring assembly are first-stage turbine vanes in the axial direction.
  • the blade ring assembly disclosed herein, and a gas turbine equipped with the same, can prevent foreign objects from entering the stator blades.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing a schematic overall view of a gas turbine according to a first embodiment of the present disclosure.
  • 1 is an enlarged cross-sectional view of a portion of a gas turbine according to a first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 1 is a cross-sectional view showing a schematic view of a portion of a blade ring assembly according to a first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a partially exploded perspective view of a blade ring assembly according to a first embodiment of the present disclosure.
  • 4 is a cross-sectional view taken along line VV of the blade ring assembly shown in FIG. 3.
  • FIG. 2 is a plan view showing a deflector according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a front view showing the deflector according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing a shielding cover according to the first embodiment of the present disclosure.
  • 4A to 4C are cross-sectional views showing the operation of the deflector according to the first embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 4 is a perspective view of a portion of a blade ring assembly according to a second embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 11 is a plan view showing a deflector according to a second embodiment of the present disclosure.
  • 10A and 10B are cross-sectional views showing the operation of a deflector according to a second embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 13 is a perspective view of a deflector according to another embodiment of the present disclosure.
  • Gas turbine configuration 1 is a cross-sectional view showing a schematic diagram of an entire gas turbine 10 according to the present embodiment.
  • the gas turbine 10 includes a compressor 20 that compresses air A, a combustor 30 that burns fuel F in the air A compressed by the compressor 20 to generate combustion gas G, and a turbine 40 that is driven by the combustion gas G.
  • the compressor 20 has a compressor rotor 21 that rotates around the axis Ar, a compressor casing 25 that covers the outer periphery of the compressor rotor 21, and multiple stator vane stages 26.
  • the turbine 40 has a turbine rotor 41 that rotates around the axis Ar, a turbine casing 45 that covers the outer periphery of the turbine rotor 41, and multiple stator vane stages 46.
  • the compressor rotor 21 and the turbine rotor 41 are located on the same axis Ar and are connected to each other to form the gas turbine rotor 11.
  • a rotor of a generator GEN is connected to the gas turbine rotor 11.
  • the compressor casing 25 and the turbine casing 45 are connected to each other to form the gas turbine casing 15.
  • the gas turbine casing 15 is an example of a "casing.”
  • the combustor 30 is, for example, a can-type combustor.
  • the direction in which the axis Ar extends is defined as the "axial direction Da”
  • the circumferential direction around the axis Ar is defined as the “circumferential direction Dc”
  • the direction perpendicular to the axis Ar around the axis Ar is defined as the "radial direction Dr”.
  • the side of the compressor 20 with respect to the turbine 40 is defined as the "axial upstream side Dau”
  • the opposite side is defined as the "axial downstream side Dad”.
  • the side approaching the axis Ar is defined as the "radial inner side Dri”
  • the opposite side is defined as the "radial outer side Dro".
  • the side from the positive pressure surface of the blade body 110 of the stator vane 46a described later toward the negative pressure surface is defined as the "circumferential direction Dcn", and the side from the negative pressure surface of the blade body 110 toward the positive pressure surface is defined as the "circumferential direction Dcp”.
  • the axial direction Da is the flow direction of the combustion gas G.
  • the compressor rotor 21 has a rotor shaft 22 extending in the axial direction Da around the axis Ar, and a plurality of rotor blade stages 23 attached to the rotor shaft 22.
  • the plurality of rotor blade stages 23 are arranged at intervals in the axial direction Da.
  • Each rotor blade stage 23 is composed of a plurality of rotor blades 23a arranged in the circumferential direction Dc.
  • a stator vane stage 26 is arranged on the axial downstream side Dad of each of the plurality of rotor blade stages 23.
  • Each stator vane stage 26 is attached inside the compressor casing 25.
  • Each stator vane stage 26 is composed of a plurality of stator vanes 26a arranged in the circumferential direction Dc.
  • the turbine rotor 41 has a rotor shaft 42 extending in the axial direction Da centered on the axis Ar, and a plurality of rotor blade stages 43 attached to the rotor shaft 42.
  • the plurality of rotor blade stages 43 are arranged in the axial direction Da.
  • Each rotor blade stage 43 is composed of a plurality of rotor blades 43a arranged in the circumferential direction Dc.
  • a stator vane stage 46 is arranged on the axial upstream side Dau of each of the plurality of rotor blade stages 43.
  • Each stator vane stage 46 is attached inside the turbine casing 45.
  • Each stator vane stage 46 is composed of a plurality of gas turbine stator vanes 46a arranged in the circumferential direction Dc.
  • the gas turbine stator vanes 46a will be simply referred to as "stator vanes 46a".
  • FIG. 2 is an enlarged cross-sectional view of a portion of the gas turbine 10 according to the embodiment.
  • FIG. 2 shows a schematic cross-section of the blade ring assembly WS shown in FIG. 3 taken along line II-II.
  • the turbine casing 45 has a cylindrical outer casing 45a constituting the outer shell of the turbine casing 45, an inner casing 45b fixed to the inside of the outer casing 45a, and a plurality of ring segments 45c fixed to the inside of the inner casing 45b.
  • Each of the ring segments 45c is disposed between two adjacent stator vane stages 46 among the plurality of stator vane stages 46.
  • a rotor blade stage 43 is disposed on the radially inner side Dri of each ring segment 45c.
  • the space between the rotor shaft 42 and the turbine casing 45 in the radial direction Dr, in which the stationary vanes 46a and the rotor blades 43a are arranged, is a flow path through which the combustion gas G from the combustor 30 flows.
  • the above-mentioned flow path through which the combustion gas G from the combustor 30 flows is referred to as the "combustion gas flow path 49.”
  • the combustion gas flow path 49 is formed as an annular space centered on the axis Ar, and is long in the axial direction Da.
  • the gas turbine 10 in this embodiment is equipped with a cooling device 50 that supplies cooling air to the stator vanes 46a and the ring segments 45c in the second and subsequent stages counting from the axial upstream side Dau.
  • the cooling device 50 has a foreign matter collector 51, a cooler 52, a boost compressor 53, and a cooling air line 54.
  • the foreign object collector 51 is, for example, a strainer with multiple fine holes, and separates foreign objects contained in the cooling air flowing through the cooling air line 54.
  • the cooler 52 cools the cooling air flowing through the cooling air line 54.
  • the boost compressor 53 pressurizes the cooling air flowing through the cooling air line 54.
  • the cooling air line 54 extracts compressed air Ac from inside the gas turbine casing 15 as cooling air, and supplies the extracted cooling air to the inside of the outer casing 45a via the foreign object collector 51, the cooler 52, and the boost compressor 53.
  • the inner casing 45b of the turbine casing 45 has a cooling air passage 45p formed therein, which penetrates from the radial outside Dro to the radial inside Dri.
  • the cooling air supplied to the inside of the outer casing 45a from the cooling air line 54 passes through the cooling air passage 45p of the inner casing 45b, and is introduced into the second and subsequent stage stator vanes 46a and the divided ring 45c, and is used to cool the stator vanes 46a and the divided ring 45c.
  • the foreign object collector 51 is disposed in the cooling air line 54, so that foreign objects are less likely to reach the second and subsequent stage stator vanes 46a and the divided ring 45c. Note that the path for supplying cooling air to the stator vanes 46a is not limited to the above.
  • the compressor 20 compresses air A to generate compressed air Ac.
  • a part (most part) of the compressed air Ac generated by the compressor 20 flows into the combustor 30.
  • a fuel F is supplied to the combustor 30.
  • the fuel F is combusted in the compressed air Ac to generate high-temperature, high-pressure combustion gas G.
  • the combustion gas G generated by the combustor 30 is sent from the combustor 30 to a combustion gas flow passage 49 in the turbine 40.
  • the combustion gas G rotates the turbine rotor 41 while flowing through the combustion gas flow passage 49 to the axial downstream side Dad.
  • the rotation of the turbine rotor 41 rotates the rotor of the generator GEN connected to the gas turbine rotor 11.
  • the generator GEN generates electricity.
  • the gas turbine 10 includes a blade ring assembly WS.
  • the blade ring assembly WS is disposed on the inner circumferential side of the gas turbine casing 15.
  • the blade ring assembly WS is disposed on the most upstream side of the turbine 40 in the axial direction Da (the most axial upstream side Dau).
  • the blade ring assembly WS includes a turbine blade ring 70, a plurality of stator vanes 46a1 each constituting a first stage of stator vanes 46a in the axial direction Da, and a deflector 90.
  • the compressed air Ac supplied from the compressor 20 into the gas turbine casing 15 is supplied directly as cooling air to the first stage stator vanes 46a1 without passing through the foreign matter collector 51.
  • a deflector 90 is attached to the turbine blade ring 70 in this embodiment to prevent foreign matter contained in the compressed air Ac from reaching the stator vanes 46a1.
  • the compressed air Ac may be referred to as "cooling air Ac" below.
  • the gas turbine casing 15 has a front wall 61, a peripheral wall 62, and a rear wall 63 as wall portions that define an accommodation chamber R in which the combustor 30 is accommodated.
  • the accommodation chamber R is a space within the gas turbine casing 15 through which compressed air Ac flows, and the blade ring assembly WS is exposed to the space.
  • the front wall 61 is located on the axial upstream side Dau with respect to the storage chamber R.
  • the front wall 61 has a cylindrical portion 61a having an opening 61h, and a cylindrical lid portion 61b attached to the cylindrical portion 61a and covering the opening 61h.
  • a part of the combustor 30 is disposed inside the cylindrical portion 61a and the cylindrical lid portion 61b.
  • the intake portion 31 of the combustor 30 is disposed inside the cylindrical lid portion 61b.
  • the peripheral wall 62 is located radially outward Dro with respect to the storage chamber R.
  • the peripheral wall 62 extends between the front wall 61 and the rear wall 63, connecting the front wall 61 and the rear wall 63 in the axial direction Da.
  • the peripheral wall 62 has a first peripheral wall 62a and a second peripheral wall 62b.
  • the first peripheral wall 62a is a portion that connects to the front wall 61 from the axial downstream side Dad.
  • the first peripheral wall 62a extends in the axial direction Da.
  • the second peripheral wall 62b is located integrally with the first peripheral wall 62a on the axial downstream side Dad of the first peripheral wall 62a, and is a portion that connects to the rear wall 63.
  • the second peripheral wall 62b is, for example, an inclined portion (reduced diameter portion) that is inclined so as to be located radially inward Dri as it proceeds toward the axial downstream side Dad.
  • the second peripheral wall 62b includes, for example, an arcuate portion whose inclination with respect to the axial direction Da becomes steeper as it advances toward the axial downstream side Dad.
  • the rear wall 63 is located on the axial downstream side Dad of the accommodation chamber R.
  • the rear wall 63 is connected to the second peripheral wall 62b from the axial downstream side Dad.
  • the rear wall 63 spreads out along the radial direction Dr.
  • the rear wall 63 is a partition wall that closes the axial downstream side Dad of the accommodation chamber R.
  • a blade ring fixing portion 71 of the turbine blade ring 70 described later is fixed to the rear wall 63.
  • the rear wall 63 is located on the axial downstream side Dad of the air intake port 72 of the turbine blade ring 70 described later.
  • a guide section 64 is disposed at the inlet of the storage chamber R as viewed from the compressor 20, to guide the compressed air Ac into the storage chamber R.
  • the guide section 64 is, for example, a turning vane disposed at an angle with respect to the axis Ar.
  • the guide section 64 changes the flow direction (flow orientation) of the compressed air Ac flowing in from the compressor 20 toward the peripheral wall 62 of the gas turbine casing 15. However, if a portion of the compressed air Ac flowing in from the compressor 20 is configured to flow toward the peripheral wall 62 or rear wall 63, the guide section 64 may be omitted.
  • FIG. 3 is a perspective view showing a portion of the blade ring assembly WS.
  • the blade ring assembly WS includes a turbine blade ring 70, a plurality of combustor connecting members 80, a plurality of stator vanes 46a1 (not shown in FIG. 3, and only one stator vane 46a1 is shown in FIG. 5), a plurality of deflectors 90, a plurality of seal members 85, and a plurality of shielding covers 150 (not shown in FIG. 3, and only one shielding cover 150 is shown in FIG. 5).
  • the turbine blade ring 70 extends in the circumferential direction Dc centered on the axis Ar and is formed in an annular shape.
  • the turbine blade ring 70 has an outer peripheral surface 70o, an inner peripheral surface 70i, an upstream end surface 70u, and a downstream end surface 70d.
  • the outer peripheral surface 70o faces the radially outward side Dro.
  • the outer peripheral surface 70o is exposed to the accommodation chamber R of the gas turbine casing 15.
  • the inner peripheral surface 70i is located on the opposite side to the outer peripheral surface 70o and faces the radially inward side Dri.
  • the inner peripheral surface 70i faces the multiple stator blades 46a1.
  • the upstream end surface 70u faces the axial upstream side Dau.
  • the downstream end surface 70d is located on the opposite side to the upstream end surface 70u and faces the axial downstream side Dad.
  • the turbine blade ring 70 has a blade ring main body 7, a blade ring fixing portion 71, and a number of protrusions 73.
  • the blade ring main body 7 is formed, for example, in a cylindrical shape.
  • the blade ring fixing portion 71 fixes the blade ring main body 7 to the gas turbine casing 15.
  • the blade ring fixing portion 71 is disposed integrally with the blade ring main body 7 at the axial downstream side Dad end of the blade ring main body 7.
  • the blade ring fixing portion 71 is, for example, a flange that protrudes radially outward Dro from the blade ring main body 7.
  • the blade ring fixing portion 71 is located radially inward Dri of the rear wall 63 of the gas turbine casing 15 (see FIG. 2).
  • the blade ring fixing portion 71 is supported in a fixed state to the rear wall 63 of the gas turbine casing 15.
  • the turbine blade ring 70 has multiple air intake ports 72 formed therein.
  • the multiple air intake ports 72 are arranged around the entire circumference of the turbine blade ring 70 at predetermined intervals in the circumferential direction Dc.
  • the air intake ports 72 penetrate from the outer peripheral surface 70o to the inner peripheral surface 70i of the turbine blade ring 70.
  • the air intake ports 72 are located on the axially upstream side Dau of the blade ring fixing portion 71.
  • FIG. 4 is a perspective view showing a part of the blade ring assembly WS in an exploded state.
  • the air intake 72 in this embodiment is a notch (groove) formed at the end of the axial upstream side Dau of the turbine blade ring 70. That is, the air intake 72 is open to the axial upstream side Dau while penetrating from the outer peripheral surface 70o to the inner peripheral surface 70i of the turbine blade ring 70.
  • the air intake 72 may be, for example, a through hole penetrating from the outer peripheral surface 70o to the inner peripheral surface 70i at the center of the turbine blade ring 70 in the axial direction Da.
  • the air intake 72 guides a part of the cooling air Ac flowing through the accommodation chamber R of the gas turbine casing 15 from the outer peripheral side to the inner peripheral side of the turbine blade ring 70.
  • the air intake 72 is an example of a "cooling medium intake”
  • the compressed air Ac compressed by the compressor 20 is an example of a "cooling medium”.
  • the air intakes 72 formed by cutting out the end of the axial upstream side Dau of the turbine blade ring 70 form a plurality of protrusions 73 protruding from the blade ring main body 7 to the axial upstream side Dau.
  • the plurality of protrusions 73 are arranged at different positions in the circumferential direction Dc at intervals from one another, and each protrudes toward the axial upstream side Dau from the end face of the blade ring main body 7 facing the axial upstream side Dau.
  • the end face of the blade ring main body 7 facing the axial upstream side Dau is referred to as the "upstream surface 7s".
  • the end faces of the plurality of protrusions 73 on the axial upstream side Dau form the upstream end face 70u of the turbine blade ring 70 described above.
  • the plurality of protrusions 73 and the plurality of air intakes 72 are arranged alternately in the circumferential direction Dc (see FIG. 3). Therefore, as shown in FIG. 4, when one air intake 72 is focused on, the multiple protrusions 73 have a first protrusion 73a located on the circumferential direction Dcn side of the air intake 72 and a second protrusion 73b located on the circumferential direction Dcp side of the air intake 72.
  • the first protrusion 73a and the second protrusion 73b form the air intake 72 that communicates with the blade ring main body 7 from the outer circumferential side to the inner circumferential side of the turbine blade ring 70.
  • the air intake 72 is located between the first protrusion 73a and the second protrusion 73b in the circumferential direction Dc.
  • the air intake 72 in this embodiment is formed so as to become narrower toward the radially inner side Dri (see FIG. 7).
  • the narrowest part located at the radially innermost Dri of the air intake 72 may be referred to as the "narrow part 72a".
  • the narrow portion 72a is formed, for example, between the end of the radially inner side Dri of the first protrusion 73a and the end of the radially inner side Dri of the second protrusion 73b.
  • the narrow portion 72a is an example of the "smallest portion.”
  • the blade ring main body 7 in this embodiment has a deflector fixing portion 75 that protrudes from the upstream surface 7s between the first protrusion 73a and the second protrusion 73b.
  • the deflector fixing portion 75 is arranged, for example, at a central position between the first protrusion 73a and the second protrusion 73b (see FIG. 4).
  • the deflector fixing portion 75 is arranged in the air intake 72 with a gap in the circumferential direction Dc between the first protrusion 73a and the second protrusion 73b (see FIG. 4). As shown in FIG.
  • the deflector fixing portion 75 has a support surface 75b facing the radially outward side Dro and a fixing surface 75a that is perpendicular to the support surface 75b and faces the axial upstream side Dau.
  • the deflector 90 described below is attached to the support surface 75b and the fixing surface 75a.
  • the fixing surface 75a of the deflector fixing portion 75 has a connecting hole 75h to which a fastener 93 such as a bolt can be connected. Multiple (e.g., two) coupling holes 75h are arranged on the fixing surface 75a.
  • the first protrusion 73a and the second protrusion 73b adjacent to each other are provided with a cooling medium circulating part 100.
  • the cooling medium circulating part 100 connects the first protrusion 73a and the second protrusion 73b so as to span the first protrusion 73a and the second protrusion 73b.
  • the cooling medium circulating part 100 circulates the cooling medium through a cooling flow passage (not shown) formed in the blade ring main body 7.
  • steam, air, etc. are used as the cooling medium, but the cooling medium is not limited to these, and any medium that has fluidity and can be used to cool the blade ring main body 7 is appropriately used.
  • the cooling medium circulating part 100 is provided on the radial outer side Dro of the turbine blade ring 70, and overlaps with the air intake port 72 when viewed in the radial direction Dr.
  • the cooling medium circulating part 100 is an example of a "forced cooling part".
  • Combustor connection member 80 is a fixed component to which transition piece 32 of combustor 30 is fixed. As shown in Fig. 3 , the multiple combustor connection members 80 are provided at positions corresponding to the multiple protruding portions 73 of turbine blade ring 70 in circumferential direction Dc. As shown in Fig. 3 and Fig. 4 , combustor connection member 80 has a frame portion 81 and a flange 82.
  • the frame body portion 81 is a portion to which the transition piece 32 of the combustor 30 is connected.
  • the transition piece 32 of the combustor 30 is fixed to the frame body portion 81 by, for example, welding.
  • the flange 82 is a portion that extends from the frame body portion 81 radially outward Dro.
  • the flange 82 has a planar shape along the circumferential direction Dc and the radial direction Dr.
  • the flange 82 faces the end face 73u of the axial upstream side Dau of the protruding portion 73 in the axial direction Da.
  • the end face 73u of the axial upstream side Dau of the protruding portion 73 has a connecting hole 73h formed therein to which a fastener 83 such as a bolt can be connected.
  • the flange 82 is formed with an insertion hole 82h through which the fastener 83 passes.
  • the fastener 83 passed through the insertion hole 82h of the flange 82 is coupled to the coupling hole 73h of the protrusion 73, thereby fixing the flange 82 to the protrusion 73.
  • the end surface 73u of the protrusion 73, including the coupling hole 73h, is an example of a "connection portion" that can be connected to the combustor connection member 80.
  • the end surface 73u of each of the first protrusion 73a and the second protrusion 73b described above has a coupling hole 73h, and the combustor connection member 80 is attached to it.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view taken along line V-V of the blade ring assembly WS shown in Fig. 3.
  • a plurality of stator vanes 46a1 (only one of which is shown in Fig. 5) are disposed on the inner periphery of the turbine blade ring 70 and are arranged side by side in the circumferential direction Dc.
  • the stator vanes 46a1 are held by a retaining member 74 provided on the turbine blade ring 70.
  • the stator vane 46a1 has a blade body 110, an outer shroud 120, an inner shroud 130, and an air passage 140.
  • the blade body 110 has an airfoil-shaped cross section and extends in the radial direction Dr. In other words, the blade height direction of the blade body 110 is the radial direction Dr.
  • the blade body 110 is disposed in the combustion gas flow path 49 through which the combustion gas G passes.
  • the convex surface forms the suction side (negative pressure surface) and the concave surface forms the ventral side (positive pressure surface).
  • a plurality of exhaust holes 110h are formed in the end of the blade body 110 on the axial upstream side Dau and the end on the axial downstream side Dad.
  • the outer shroud 120 is provided at the end of the radially outer side Dro of the blade body 110, and defines the outer peripheral position of the combustion gas flow path 49 as an annular space.
  • the outer shroud 120 has a shroud body 121, a peripheral wall 122, a retainer 124, and an impact plate 123.
  • the shroud body 121 is formed in a plate shape extending in the axial direction Da and the circumferential direction Dc.
  • the shroud body 121 has a gas path surface 121a and an outer inner surface 121b.
  • the gas path surface 121a is the surface that contacts the combustion gas G (the surface that faces the combustion gas flow path 49) and faces the radially inward Dri.
  • the outer inner surface 121b is the surface that faces the opposite side to the gas path surface 121a.
  • the peripheral wall 122 protrudes from the shroud body 121 radially outward Dro along the outer peripheral edge of the shroud body 121.
  • the peripheral wall 122 is formed around the entire outer peripheral edge of the shroud body 121.
  • the peripheral wall 122 has a front wall portion 122a having a front wall facing the axial downstream side Dad, a rear wall portion 122b having a rear wall facing the axial upstream side Dau, a rear wall portion 122c having a rear wall facing the circumferential direction Dcp, and a ventral wall portion (not shown) having a ventral wall facing the circumferential direction Dcn. Therefore, the outer shroud 120 has a first space S1, which is a space surrounded by the peripheral wall 122 from four directions.
  • the retainer 124 is disposed on the radially outer side Dro of the front wall portion 122a of the peripheral wall 122.
  • the retainer 124 extends from the front wall portion 122a to the radially outer side Dro integrally with the front wall portion 122a.
  • the end of the radially outer side Dro of the retainer 124 is fixed, for example, to the deflector fixing portion 75 of the blade ring main body 7.
  • the retainer 124 has a front surface 124a facing the axial upstream side Dau.
  • the collision plate 123 is disposed in the first space S1 of the outer shroud 120 and divides the first space S1 into a region on the radially outer side Dro and a cavity CA, which is a region on the radially inner side Dri.
  • the collision plate 123 is formed with a plurality of air holes 123h penetrating in the radial direction Dr.
  • a portion of the cooling air Ac present on the radially outer side Dro of the stator vane 46a1 flows into the cavity CA through the plurality of air holes 123h formed in the collision plate 123.
  • After cooling the outer shroud 120 a portion of the air that flows into the cavity CA is exhausted, for example, from an exhaust hole (not shown) provided in the outer shroud 120 to the combustion gas flow path 49.
  • the inner shroud 130 is provided at the end of the radially inner side Dri of the blade body 110, and defines the inner position of the combustion gas flow path 49 as an annular space.
  • the inner shroud 130 has a shroud body 131, a peripheral wall 132, and an impact plate 133.
  • the shroud body 131 is formed in a plate shape extending in the axial direction Da and the circumferential direction Dc.
  • the shroud body 131 has a gas path surface 131a and an inner inner surface 131b.
  • the gas path surface 131a is the surface that contacts the combustion gas G (the surface that faces the combustion gas flow path 49) and faces the radially outward Dro.
  • the inner inner surface 131b is the surface that faces the opposite side to the gas path surface 131a.
  • the shroud body 131 has an exhaust hole 131h that connects the second space S2, which will be described later, to the combustion gas flow path 49.
  • the peripheral wall 132 protrudes from the shroud body 131 radially inward Dri along the outer peripheral edge of the shroud body 131.
  • the peripheral wall 132 is formed around the entire outer peripheral edge of the shroud body 131.
  • the peripheral wall 132 has a front wall portion 133a having a front wall facing the axial downstream side Dad, a rear wall portion 133b having a rear wall facing the axial upstream side Dau, a rear wall portion 133c having a rear wall facing the circumferential direction Dcp, and a ventral wall portion (not shown) having a ventral wall facing the circumferential direction Dcn.
  • the inner shroud 130 has a second space S2, which is a space surrounded by the peripheral wall 132 from four directions.
  • the collision plate 133 is provided in the second space S2 of the inner shroud 130 and divides the second space S2 into a radially inner region Dri and a cavity CA, which is a radially outer region Dro.
  • the collision plate 133 has a plurality of air holes 133h formed therein that penetrate in the radial direction Dr.
  • the collision plate 133 may be omitted.
  • the multiple air passages 140 extend from the outer shroud 120 through the blade body 110 to the inner shroud 130. Some of the adjacent air passages 140 may be connected to each other at the radially outer portion Dro or the radially inner portion Dri. Any of the multiple air passages 140 is connected to the first space S1 of the outer shroud 120. Any of the multiple air passages 140 is connected to the second space S2 of the inner shroud 130. The air passages 140 are connected to the multiple exhaust holes 110h of the blade body 110.
  • a portion of the cooling air Ac that flows through the air passage 140 is exhausted to the combustion gas flow path 49 from a plurality of exhaust holes 110h provided in the blade body 110.
  • Another portion of the cooling air Ac that flows through the air passage 140 flows into the second space S2 of the inner shroud 130 and cools the inner shroud 130.
  • the cooling air Ac that flows through the second space S2 of the inner shroud 130 is exhausted to the combustion gas flow path 49 from the exhaust hole 131h of the inner shroud 130.
  • the deflector 90 Next, the deflector 90 will be described. 3, the multiple deflectors 90 are disposed on the outer circumferential side of at least a portion of the turbine blade ring 70. The multiple deflectors 90 are disposed separately in the circumferential direction Dc and positioned corresponding to the multiple air intakes 72.
  • the deflectors 90 and the turbine blade ring 70 are formed of a material of the same composition (e.g., stainless steel) and have the same thermal expansion coefficient.
  • the "same composition” here means, for example, that the material used to manufacture the turbine blade ring 70 and the material used to manufacture the deflectors 90 are the same material.
  • Figure 6 is a plan view of the deflector 90 when viewed from the radial outside Dro.
  • Figure 7 is a front view of the deflector 90 when viewed from the axial upstream side Dau.
  • the deflector 90 is positioned so as to block at least a portion of the air intake 72 when viewed from the radial outside Dro.
  • the deflector 90 has a fixed base portion 91 and a plate portion 92.
  • the fixed base portion 91 is disposed between two adjacent protruding portions 73 (the first protruding portion 73a and the second protruding portion 73b) in the circumferential direction Dc, and is attached to the turbine blade ring 70.
  • the fixed base portion 91 is detachably fixed to the deflector fixing portion 75 of the blade ring main body 7.
  • the fixed base portion 91 has a first portion 91a that abuts on the fixing surface 75a of the deflector fixing portion 75 from the axial upstream side Dau, and a second portion 91b that abuts on the support surface 75b of the deflector fixing portion 75 from the radial outside Dro.
  • Each of the first portion 91a and the second portion 91b is a plate-like portion having a predetermined thickness, and is integrally formed with the ends connected to each other.
  • the fixed base portion 91 is L-shaped when viewed from the circumferential direction Dc.
  • the first part 91a of the fixing base 91 has an insertion hole 93h through which the fastener 93 passes.
  • the fastener 93 passed through the insertion hole 93h of the first part 91a is connected to the connecting hole 75h of the deflector fixing part 75, thereby fixing the first part 91a and the second part 91b integral with the first part 91a to the deflector fixing part 75.
  • the fixing base 91 is detachable from the deflector fixing part 75 by the fastener 93.
  • the first portion 91a is provided with a fastening hole 91h through which a fastener 95 such as a bolt is passed.
  • the first portion 91a including the fastening hole 91h is an example of a "fixing portion” capable of fixing the seal member 85.
  • the above-mentioned first portion 91a has the fastening hole 91h, and the seal member 85 is attached. Therefore, the first portion 91a including the fastening hole 91h for fixing the deflector 90 to the turbine blade ring 70 is disposed between the two protrusions 73 in the circumferential direction Dc.
  • a connecting hole 94h to which a fastener 94 such as a bolt can be connected is provided on the surface of the second part 91b facing the radially outward Dro.
  • a plurality of connecting holes 94h (e.g., two) are arranged on the end surface of the second part 91b facing the radially outward Dro.
  • the plate portion 92 is attached to the fixed base portion 91.
  • the plate portion 92 is attached to the end of the fixed base portion 91 on the radially outer side Dro, and is supported by the fixed base portion 91.
  • the plate portion 92 is, for example, a plate-like shape extending along a direction intersecting (for example, perpendicular) with the radial direction Dr.
  • the plate portion 92 has, for example, a main surface 92a extending in a direction intersecting (for example, perpendicular) with the radial direction Dr.
  • the plate portion 92 has a pair of main surfaces 92a positioned so as to face the radially outer side Dro and the radially inner side Dri when attached to the fixed base portion 91.
  • the main surface 92a facing the radially inner side Dri abuts against a surface of the second portion 91b of the fixed base portion 91 facing the radially outer side Dro.
  • the plate portion 92 has an insertion hole 92h through which the fastener 94 passes.
  • the insertion hole 92h penetrates the pair of main surfaces 92a in the plate thickness direction of the plate portion 92.
  • the fastener 94 passed through the insertion hole 92h of the plate portion 92 is connected to the connecting hole 94h of the second portion 91b, thereby fixing the plate portion 92 to the second portion 91b of the fixed base portion 91.
  • the plate portion 92 is detachable from the fixed base portion 91 by the fastener 94. Therefore, the fixed base portion 91 can be removed from the turbine blade ring 70 while the plate portion 92 and the fixed base portion 91 are integrated.
  • the plate portion 92 is arranged so as to overlap at least a part of each of the two adjacent protrusions 73 (the first protrusion 73a and the second protrusion 73b) in the circumferential direction Dc when viewed from the radial outside Dro. Also, the plate portion 92 is arranged with a gap between it and the upstream surface 7s of the blade ring main body 7 when viewed from the radial outside Dro.
  • the gap between the plate portion 92 and the upstream surface 7s of the blade ring main body 7 when viewed from the radial outside Dro is referred to as "gap G1".
  • the plate portion 92 has a first end 92e1 which is the end on the axial downstream side Dad, a pair of second end portions 92e2 which are both ends in the first direction (left and right direction in Fig. 6 and Fig. 7) in which the two protrusions are adjacent to each other, and a third end portion 92e3 which is the end on the axial upstream side Dau. That is, the first end portion 92e1 is arranged with a gap G1 between it and the upstream surface 7s of the turbine blade ring 70. The first end 92e1 and the third end 92e3 extend in the first direction. The second end 92e2 extends in the axial direction Da.
  • the plate portion 92 is disposed with a gap between it and the two protruding portions 73 in the radial direction Dr.
  • the gap between the plate portion 92 and the two protruding portions 73 on the radially outer side Dro is referred to as "gap G2". That is, the second end portion 92e2 is disposed with a gap G2 between it and the two protruding portions 73.
  • the width L1 of the plate portion 92 in the first direction in which the two protruding portions 73 are adjacent is larger than the width L2 of the narrow portion 72a of the air intake port 72 in the first direction when viewed from the radial direction. Note that the width L1 of the plate portion 92 is the distance between the pair of second end portions 92e2 in the first direction.
  • the percentage of the air intake port 72 that is blocked by the deflector 90 when viewed from the radially outer side Dro is higher than the percentage of the air intake port 72 that is blocked by the deflector 90 when viewed from the axial upstream side Dau as shown in Figure 7.
  • the percentage of the air intake port 72 that is blocked in the radial direction Dr by the fixed base portion 91 and the plate portion 92 when viewed from the radially outer side Dro is higher than the percentage of the air intake port 72 that is blocked in the axial direction Da by the fixed base portion 91 and the plate portion 92 when viewed from the axial upstream side Dau.
  • the third end 92e3 of the plate portion 92 is located on the axial downstream side Dad of the front surface 124a of the retainer 124 included in the stator vane 46a1. Also, the third end 92e3 is located on the axial downstream side Dad of the surface of the fixed base portion 91 facing the axial upstream side Dau. Also, the third end 92e3 is located on the axial downstream side Dad of the end surface 73u of the protruding portion 73 facing the axial upstream side Dau.
  • the deflector 90 is disposed on the inner circumferential side of the cooling medium flow section 100.
  • the plate section 92 is located between the cooling medium flow section 100 and the air intake port 72 in the radial direction Dr.
  • the seal member 85 is disposed between the transition pieces 32 of two combustors 30 adjacent to each other in the circumferential direction Dc, and air-tightly seals the gap between the transition pieces 32 of the two combustors 30.
  • a spring seal is used as the seal member 85.
  • the seal member 85 is disposed on the inner peripheral side of the turbine blade ring 70 (see Fig. 5).
  • the seal member 85 is disposed at a position overlapping with the air intake port 72 in the radial direction Dr (see Figs. 5 and 6).
  • the seal member 85 is removable to the outer peripheral side of the turbine blade ring 70 through the air intake port 72 in a state in which the transition piece 32 of the combustor 30 is removed from the combustor connecting member 80.
  • the sealing member 85 has an insertion hole 95h through which the fastener 95 passes.
  • the fastener 95 which is passed through the insertion hole 95h of the sealing member 85, is connected to the connection hole 91h of the first part 91a of the fixed base part 91, thereby fixing the sealing member 85 to the first part 91a.
  • the sealing member 85 is detachable from the fixed base part 91 by the fastener 95.
  • shielding cover 8 is a cross-sectional view showing the shielding cover 150.
  • the shielding cover 150 is attached to the inner shroud 130 and fixed to the inner shroud 130 by welding or the like.
  • the shielding cover 150 covers at least a part of the second space S2 of the inner shroud 130 from the radially inner side Dri.
  • the shielding cover 150 in this embodiment is attached to the peripheral wall 132 of the inner shroud 130 and covers the entire second space S2 of the inner shroud 130.
  • the compressed air Ac compressed by the compressor 20 is supplied from the compressor 20 to the accommodation chamber R in which the combustor 30 is arranged.
  • a part of the compressed air Ac supplied to the accommodation chamber R has its flow direction angle changed by the guide portion 64 and flows toward the peripheral wall 62 of the gas turbine casing 15.
  • the compressed air Ac that collides with the peripheral wall 62 is, for example, split into two.
  • a part (for example, most part) of the compressed air Ac changes its flow direction so as to flow toward the intake section 31 of the combustor 30, and then flows toward the intake section 31 of the combustor 30 (see arrow A1 in FIG. 2).
  • another part of the compressed air Ac changes its flow direction so as to flow from the peripheral wall 62 along the rear wall 63 after colliding with the peripheral wall 62 of the gas turbine casing 15 (see arrow A2 in FIG. 2).
  • a flow of compressed air Ac see arrow A2 in Fig. 2 and Fig.
  • the compressed air collides with the seal member 85 that air-tightly seals the gap between the two transition pieces 32 of the combustor 30, and a flow of compressed air Ac (see arrow A4 in FIGS. 2 and 4) is generated from the radially inner side Dri toward the radially outer side Dro along the seal member 85.
  • FIG. 9 is a cross-sectional view showing the operation of the deflector 90.
  • a deflector 90 is attached to the turbine blade ring 70.
  • the deflector 90 includes a plate portion 92 arranged to block at least a part of the air intake 72 when viewed from the radial direction Dr. For this reason, most of the compressed air Ac flowing along the rear wall 63 of the gas turbine casing 15 does not flow directly into the air intake 72, but collides with the plate portion 92 of the deflector 90 and bounces back (see arrows A2 and A2' in FIG. 9).
  • the foreign matter M that flows to the axial upstream side Dau away from the air intake 72 due to the rebound of the compressed air Ac is taken into the combustor 30, for example, from the intake section 31 of the combustor 30, and is discharged outside the gas turbine 10 in the combustion gas G.
  • the combustion gas flow path 49 has fewer or no small holes that can become clogged by foreign matter compared to the stator vane 46a1, so malfunctions due to foreign matter M are less likely to occur.
  • the above-mentioned action can be achieved with a simple configuration such as the plate portion 92. Therefore, for example, it is possible to suppress an increase in the cost of manufacturing the deflector 90.
  • the width L1 of the plate portion 92 in the first direction where the two protrusions 73 are adjacent to each other is greater than the width L2 of the narrow portion 72a of the cooling medium intake 72 in the first direction when viewed from the radial direction Dr. For this reason, it is difficult for compressed air Ac to flow from the radial outside Dro through the air intake 72 to the inner periphery of the turbine blade ring 70, compared to when, for example, the width L1 of the plate portion 92 is the same as or smaller than the width L2 of the narrow portion 72a.
  • the first end 92e1 of the plate portion 92 is disposed with a gap G1 between it and the upstream surface 7s of the blade ring main body 7 when viewed from the radial outside Dro. Furthermore, as shown in FIG. 7, the pair of second end portions 92e2 of the plate portion 92 are disposed with a gap G2 between them and the two protrusions 73 when viewed from the axial upstream side Dau. Therefore, even if tolerances occur in the dimensions of the length, width, thickness, etc. during the manufacturing process of the plate portion 92, the gaps G1 and G2 prevent the plate portion 92 from interfering with the turbine blade ring 70. As a result, for example, the number of steps required for assembling the blade ring assembly WS can be reduced.
  • the third end 92e3 of the plate portion 92 is located on the axial downstream side Dad of the front surface 124a of the retainer 124 included in the stator vane 46a1. Therefore, for example, compared to when the third end 92e3 is located at the same position in the axial direction Da as the front surface 124a of the retainer 124, or on the axial upstream side Dau of the front surface 124a, foreign matter M contained in the compressed air Ac (see arrow A3 in Figures 2, 4, and 9) flowing from the axial upstream side Dau is less likely to collide with the main surface 92a facing the radially inward Dri of the plate portion 92 and bounce back. As a result, foreign matter M is less likely to be taken into the air intake 72.
  • the fixed base portion 91 of the deflector 90 is disposed between the two protruding portions 73 in the circumferential direction Dc and is attached to the turbine blade ring 70, and the plate portion 92 is attached to the outer end portion of the fixed base portion 91 in the radial direction Dr.
  • This allows the fixed base portion 91 in the cooling medium intake port to support the plate portion 92 from the radially inner side Dri. Therefore, when compressed air Ac collides with the plate portion 92 from the radially outer side Dro, it is possible to suppress the plate portion 92 from being displaced to the radially inner side Dri.
  • the third end 92e3 of the plate portion 92 is located on the axial downstream side Dad of the surface of the fixed base portion 91 facing the axial upstream side Dau. Therefore, compared to when the third end 92e3 is located at the same position in the axial direction Da as the surface of the fixed base portion 91 facing the axial upstream side Dau, or located on the axial upstream side Dau of the surface, foreign matter M contained in the compressed air Ac flowing from the radially outer side Dro of the fixed base portion 91 is less likely to collide with the main surface 92a facing the radially inner side Dri of the plate portion 92 and bounce back. As a result, foreign matter M is less likely to be taken into the air intake port 72.
  • the fixed base portion 91 can be removed from the turbine blade ring 70 while the plate portion 92 and the fixed base portion 91 are integral with each other. For this reason, even if, for example, a forced cooling part such as the cooling medium circulation portion 100 is present as an interference on the radially outer side Dro of the plate portion 92, the fixed base portion 91 can be removed toward the axial upstream side Dau while remaining integral with the plate portion 92. As a result, for example, compared to a case in which the fixed base portion 91 and the plate portion 92 are not integral with each other, maintenance such as repairs can be easily performed on the fixed base portion 91 and the plate portion 92.
  • the fixed base portion 91 has a first portion 91a to which a seal member 85 that airtightly seals the gap between the two transition pieces 32 of the combustors 30 adjacent in the circumferential direction Dc is fixed.
  • the fixed base portion 91 is a member that supports the plate portion 92 from the radially inner side Dri, and at the same time, serves as a member for fixing the seal member 85. Therefore, there is no need to provide a member other than the fixed base portion 91 to fix the seal member 85. As a result, an increase in the number of parts of the turbine blade ring 70 can be suppressed.
  • each of the multiple protrusions 73 has an end face 73u including a coupling hole 73h that can be connected to the combustor connection member 80 to which the transition piece 32 of the combustor 30 is fixed. Therefore, by using the protrusions 73, the length of the plate portion 92 can be made relatively long in the axial direction Da. Therefore, the inflow of foreign matter M contained in the compressed air Ac flowing from the radial outside Dro toward the deflector 90 into the air intake port 72 is suppressed.
  • the turbine blade ring 70 and the deflector 90 are formed from materials of the same composition, so that, for example, the effect of thermal expansion of the turbine blade ring 70 acting between the turbine blade ring 70 and the deflector 90 can be kept small. Therefore, for example, it is possible to prevent malfunctions from occurring between the turbine blade ring 70 and the first portion 91a of the fixed base portion 91. As a result, the life of the blade ring assembly WS can be extended.
  • the percentage of the deflector 90 blocking the air intake 72 in the radial direction Dr as viewed from the radial outside Dro is higher than the percentage of the deflector 90 blocking the air intake 72 as viewed from the axial upstream side Dau. This makes the amount of cooling air Ac taken into the air intake 72 from the axial upstream side Dau greater than the amount of compressed air Ac taken into the air intake 72 from the radial outside Dro.
  • the inventors analyzed the size of the foreign matter M contained in the compressed air Ac in the storage chamber R.
  • the plate portion 92 is arranged so as to overlap at least a portion of each of the two protrusions 73 adjacent to each other in the circumferential direction Dc when viewed from the radially outer side Dro, and to leave a gap G2 between the two protrusions 73 in the radial direction Dr.
  • a part of the compressed air Ac flowing from the radially outer side Dro toward the plate portion 92 collides with the main surface 92a facing the radially outer side Dro of the plate portion 92, flows in the circumferential direction Dc, turns at an angle exceeding 90° (for example, about 180°), and flows into the air intake port 72 from the above-mentioned gap G2 in the radial direction Dr.
  • the amount of compressed air Ac from which the foreign matter M has been separated and drawn into the air intake port 72 can be increased.
  • FIG. 10 is an exploded perspective view of a portion of the blade ring assembly WS
  • FIG. 11 is a plan view of the deflector 97 as viewed from the radially outer side Dro.
  • the deflector fixing portion 75 is formed with cooling holes 76 formed in the radial direction Dr.
  • the cooling holes 76 penetrate the deflector fixing portion 75, and one end of the cooling holes 76 on the radially outer side Dro opens to the support surface 75b adjacent to the upstream surface 7s of the blade ring main body 7, and the other end on the radially inner side Dri opens to the first space S1 of the outer shroud 120.
  • three cooling holes 76 are formed in one deflector fixing portion 75 at intervals in the circumferential direction Dc, but the number of cooling holes 76 is not limited to three and is selected appropriately according to the cooling performance required for the blade ring assembly WS.
  • the deflector 97 of this embodiment has a fixed base portion 98 and a plate portion 99.
  • the fixed base portion 98 is removably fixed to the deflector fixing portion 75 by a fastener 93, and has a first portion 98a that abuts against the fixing surface 75a of the deflector fixing portion 75 from the axial upstream side Dau, and a pair of second portions 98b, 98c provided on the upper surface of the radially outer side Dro of the first portion 98a.
  • the first portion 98a and the second portions 98b, 98c are integrally molded as a single part.
  • the second portions 98b, 98c are spaced apart in the circumferential direction Dc and do not impede the flow of the cooling medium between them.
  • the fixed base portion 98 is L-shaped when viewed from the circumferential direction Dc, but unlike the fixed base portion 91 of the first embodiment, the second portions 98b, 98c do not abut against the support surface 75b of the deflector fixing portion 75.
  • the second parts 98b, 98c are provided on the upper surface of the radially outer side Dro of the first part 98a, so that a groove 98d is formed between one second part 98b and the other second part 98c, with the upper surface of the first part 98a as the bottom.
  • the groove 98d is formed in the axial direction Da and is continuous and flush with the support surface 75b of the deflector fixing part 75.
  • the groove 98d and the support surface 75b define a cooling medium intake passage 97a between the plate part 99 fixed to the second parts 98b, 98c.
  • the plate portion 99 is in the shape of a plate extending in a direction intersecting the radial direction Dr, and has two main surfaces 99a facing the radially outer side Dro and the radially inner side Dri.
  • One main surface 99a facing the radially inner side Dri abuts the surface of the second part 98b, 98c of the fixed base part 98 facing the radially outer side Dro.
  • the plate portion 99 has two insertion holes through which the fasteners 94 are passed, spaced apart in the circumferential direction Dc.
  • the surfaces of the second parts 98b, 98c facing the radially outer side Dro have two coupling holes corresponding to the insertion holes of the plate portion 99.
  • the fasteners 94 passed through the insertion holes of the plate portion 99 are coupled to the coupling holes of the second parts 98b, 98c, so that the plate portion 99 is detachably fixed to the second parts 98b, 98c of the fixed base part 98.
  • the plate portion 99 has a first end 99c which is the end on the axial downstream side Dad, two second ends 99d, 99e which are both ends of the plate portion 99 in the longitudinal direction, a third end 99f which is the end on the axial upstream side Dau, and a rectangular protruding portion 99g which protrudes from the third end 99f to the axial upstream side Dau.
  • the first end 99c is positioned with a gap G1 between it and the upstream surface 7s of the blade ring main body 7.
  • the first end 99c and the third end 99f extend in the first direction, similar to the plate portion 92 of the first embodiment.
  • Both second ends 99d, 99e extend in the axial direction Da and are parallel to each other.
  • the leading edge 99h of the protrusion 99g is parallel to the first end 99c, and the distance between the two side edges 99i, 99j of the protrusion 99g that are spaced apart in the first direction is substantially equal to the length of the fixed base 98 in the circumferential direction Dc.
  • the second end 99d of the plate portion 99 protrudes in the circumferential direction Dcn, and the second end 99e protrudes in the circumferential direction Dcp.
  • the plate portion 99 is arranged such that the second end 99d overlaps the first protrusion 73a of the two protrusions adjacent to each other in the circumferential direction Dc, and the second end 99e overlaps the second protrusion 73b.
  • the second ends 99d, 99e are arranged with a gap between them and the protrusions 73a, 73b in the radial direction Dr.
  • the leading edge 99h of the protruding portion 99g coincides with the surface on the axially upstream side Dau of the first portion 98a of the fixed base portion 98, and the two side edges 99i, 99j of the protruding portion 99g coincide with two side surfaces spaced apart in the circumferential direction Dc of the fixed base portion 98.
  • the protruding portion 99g is positioned to overlap the groove 98d of the fixed base portion 98, so that the groove 98d is blocked by the protruding portion 99g when viewed from the radially outer side Dro.
  • FIG. 12 is a cross-sectional view showing the function of the deflector 97.
  • the angle of the flow direction is changed by the guide portion (the turning vane of the compressor), and compressed air Ac (A3) flows as a cooling medium from the axial upstream side Dau into the intake passage 97a of the deflector 97.
  • the compressed air Ac that flows into the intake passage 97a flows between the second parts 98b, 98c along the groove 98d and the support surface 75b to the axial downstream side Dad and collides with the upstream surface 7s of the blade ring main body 7.
  • a part of the compressed air Ac that collides with the upstream surface 7s turns to the radially inward Dri and flows into the first space S1 of the outer shroud 120 through the cooling hole 76.
  • the cooling air Ac that flows into the inner peripheral side of the turbine blade ring 70 through the cooling hole 76 cools the blade body 110, the outer shroud 120, and the inner shroud 130, as in the first embodiment described above.
  • the cooling medium intake passage 97a is formed in the fixed base portion 98 of the deflector 97, so the amount of compressed air Ac flowing into the outer shroud 120 and the inner shroud 130 can be increased more than in the deflector 90 of the first embodiment. This improves the effect of the cooling structure of the stator vane 46a1.
  • a protruding portion 99g that protrudes toward the axial upstream side Dau and blocks the groove 98d is formed on the plate portion 99 of the deflector 97, so that the foreign matter M bounces off the plate portion 99 and does not hit the groove 98d of the fixed base portion 98.
  • the protruding portion 99g can prevent the foreign matter M from flowing from the intake passage 97a into the outer shroud 120 and the inner shroud 130. As a result, foreign matter M is prevented from clogging the cooling structure of the stator blade 46a1.
  • the plate portion 92' of the deflector 90 may be integrally formed with the fixed base portion 91'.
  • the fixed base portion 91' has an insertion hole 91c through which a fastener 96 such as a bolt is passed.
  • a plurality of insertion holes 91c (for example, two) are formed in the fixed base portion 91'.
  • the fixed base portion 91' is fixed to the blade ring main body 7 by being connected to a connection hole 7a formed in advance in the blade ring main body 7 with the fastener 96 passed through the insertion hole 91c. This eliminates the need to separately attach the fixed base portion 91' and the plate portion 92', making it easier to attach the deflector 90 to the turbine blade ring 70, for example.
  • the plate portion 92 described in the above embodiment is not limited to the above-mentioned arrangement, and may be arranged, for example, inside the air intake 72.
  • the blade ring assembly WS includes a turbine blade ring 70 extending in a circumferential direction Dc centered on the axis Ar, a stator vane 46a arranged on the inner circumferential side of the turbine blade ring 70, and deflectors 90, 97 arranged on at least a part of the outer circumferential side of the turbine blade ring 70.
  • the turbine blade ring 70 has a blade ring main body 7 and a plurality of protrusions 73 arranged at different positions in the circumferential direction Dc at intervals from each other, protruding from the blade ring main body 7 toward the axial upstream side Dau on both sides in the axial direction Da along which the axis Ar extends.
  • the blade ring assembly WS according to the second embodiment is the blade ring assembly WS according to the first embodiment, and the deflectors 90, 97 may include plate portions 92, 92', 99 having main surfaces 92a, 99a extending in a direction intersecting the radial direction Dr.
  • the function (1) above can be achieved with a simple configuration such as plate portions 92, 92', and 99.
  • the blade ring assembly WS of the third embodiment is the blade ring assembly WS of the second embodiment, and the cooling medium intake has a narrowest portion (narrow portion 72a) between the inner circumferential ends of the two protrusions 73, and the width L1 of the plate portions 92, 92' in the first direction in which the two protrusions 73 are adjacent may be greater than the width L2 of the narrowest portion of the cooling medium intake in the first direction.
  • compressed air Ac is less likely to flow from the outside in the radial direction Dr through the cooling medium intake into the inner periphery of the turbine blade ring 70, compared to when the width L1 of the plate portions 92, 92' is the same as or smaller than the width L2 of the initial portion of the cooling medium intake.
  • the blade ring assembly WS according to the fourth aspect is the blade ring assembly WS according to the second or third aspect, and the plate portions 92, 92' have a first end 92e1 which is the end on the axial downstream side Dad of both sides in the axial direction Da, and a pair of second end portions 92e2 which are both ends in the first direction where the two protrusions 73 are adjacent to each other, and the first end portion 92e1 and the pair of second end portions 92e2 may be arranged with gaps G1, G2 between them and the turbine blade ring 70.
  • the blade ring assembly WS according to the fifth aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the second to fourth aspects, and the plate portions 92, 92' have a third end 92e3 which is an end portion on the axial upstream side Dau, and the third end 92e3 may be located on the axial downstream side Dad of both sides in the axial direction Da, relative to the surface (front surface 124a) of the retainer 124 included in the stator vane 46a which faces the axial upstream side Dau.
  • the blade ring assembly WS according to the sixth aspect is any one of the blade ring assemblies according to the second to fifth aspects, and the deflector 90 is disposed between the two protruding portions 73 in the circumferential direction Dc and further includes a fixed base portion 91, 91', 98 attached to the turbine blade ring 70, and the plate portions 92, 92', 99 may be attached to the outer end portions of the fixed base portions 91, 91', 98 in the radial direction Dr.
  • the blade ring assembly WS of the seventh aspect is the blade ring assembly WS of the sixth aspect, in which the plate portion 92 has a third end portion 92e3 which is an end portion on the axial upstream side Dau, and the third end portion 92e3 may be located on the axial downstream side Dad of both sides in the axial direction Da of the surface of the fixing base portion 91 facing the axial upstream side Dau.
  • the blade ring assembly WS according to the eighth aspect is the blade ring assembly WS according to the sixth or seventh aspect, and the fixing base portion 91 may be removable from the turbine blade ring 70 while the plate portion 92 and the fixing base portion 91 are integral with each other.
  • the blade ring assembly WS according to the ninth aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the sixth to eighth aspects, and the fixing base portion 91 may have a fixing portion (first portion 91a including a connecting hole 91h) capable of fixing a seal member 85 that seals the gap between two transition pieces 32 of adjacent combustors 30 in the circumferential direction Dc.
  • the fixed base portion 91 serves as a member that supports the plate portion 92 from the inside in the radial direction Dr, and at the same time serves as a member for fixing the seal member 85. Therefore, for example, there is no need to provide a member other than the fixed base portion 91 to fix the seal member 85.
  • the blade ring assembly WS according to the tenth aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the sixth to ninth aspects, and the fixed base portion 98 may have a groove 98d formed in the axial direction Da radially inward from the plate portion 99, and defining a cooling medium intake passage 97a between the plate portion 99 and the fixed base portion 98.
  • This increases the amount of cooling medium flowing into the cooling structure of the stator blade, improving the cooling effect of the stator blade.
  • the blade ring assembly WS according to the eleventh aspect is the blade ring assembly WS according to the tenth aspect, and the plate portion 99 may be formed to protrude toward the axial upstream side Dau and have a protruding portion 99g that overlaps with the groove 98d when viewed from the outside in the radial direction Dr.
  • the protruding portion 99g can prevent foreign matter M from entering the cooling structure of the stator blade 46a1.
  • the blade ring assembly WS according to the tenth aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the first to eleventh aspects, and each of the two protrusions 73 may have a connection portion (end surface 73u including a coupling hole 73h) that can be connected to a fixed part (combustor connection member 80) to which the transition piece 32 of the combustor 30 is fixed.
  • the length of the plate portions 92, 92', and 99 can be made relatively long in the axial direction Da.
  • the blade ring assembly WS according to the thirteenth aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the first to twelfth aspects, and the turbine blade ring 70 and the deflector 90 may be formed from materials of the same composition.
  • the blade ring assembly WS according to the 14th aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the first to 13th aspects, and the percentage of the cooling medium inlet blocked by the deflector 90 when viewed from the outside in the radial direction Dr may be higher than the percentage of the cooling medium inlet blocked by the deflector 90 when viewed from the upstream side Dau of the axis.
  • the amount of cooling air Ac taken into the cooling medium intake port from the axial upstream side Dau becomes greater than the amount of compressed air Ac taken into the cooling medium intake port from the outside in the radial direction Dr.
  • the blade ring assembly WS according to the fifteenth aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the first to fourteenth aspects, and the fixing portion (first portion 91a including the insertion hole 93h) that fixes the deflector 90 to the turbine blade ring 70 may be disposed between the two protruding portions 73 in the circumferential direction Dc.
  • the blade ring assembly WS according to the 16th aspect is any one of the blade ring assemblies WS according to the first to fifteenth aspects, and further includes a forced cooling component (cooling medium flow section 100) through which steam flows, which is provided on the outer periphery of the turbine blade ring 70 and positioned so as to overlap with the cooling medium intake port when viewed in the radial direction Dr, and the deflector 90 may be disposed on the inner periphery of the forced cooling component.
  • a forced cooling component cooling medium flow section 100
  • the gas turbine 10 includes a rotor (gas turbine rotor 11) that can rotate around the axis Ar, a casing (gas turbine casing 15) that covers the rotor from the outer periphery, a blade ring assembly WS of any one of the first to sixteenth aspects that covers the rotor from the outer periphery while being supported by the casing, and a combustor 30 that generates combustion gas G by burning fuel F and sends the combustion gas G into the casing, and the stator vane 46a included in the blade ring assembly WS is a first stage turbine stator vane (stator vane 46a1) in the axial direction Da.

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Abstract

本開示の翼環アッセンブリは、軸線を中心とする周方向に延びたタービン翼環と、タービン翼環の内周側に配置された静翼と、タービン翼環の少なくとも一部の外周側に配置されたデフレクタとを備える。タービン翼環は、翼環本体と、軸線が延びる軸線方向における両側のうち軸線上流側に向かって翼環本体から突出し、互いに間隔をあけて周方向の異なる位置に配置された複数の突出部とを有する。複数の突出部に含まれて周方向で隣り合う２つの突出部は、翼環本体と共にタービン翼環の外周側から内周側に通じた冷却媒体取り込み口を形成し、デフレクタは、軸線を中心とした径方向から見た場合に、冷却媒体取り込み口の少なくとも一部を遮るように配置されている。

Description

翼環アッセンブリ、およびこれを備えているガスタービン
　本開示は、翼環アッセンブリ、およびこれを備えているガスタービンに関する。
　本願は、２０２２年１０月１４日に出願された特願２０２２－１６５１８６号に対して優先権を主張し、その内容をここに援用する。
　特許文献１には、冷却空気に含まれる粒子を分離するための機構を備えたガスタービンが開示されている。このガスタービンは、静翼よりも内周側（ロータ側）に配置された粒子分離用保護要素を備え、この粒子分離用保護要素によって浮遊粒子が取り入れ開口に流入することを困難にする。
特表２０１０－５０１７６４号公報
　しかしながら、特許文献１に記載の粒子分離用保護要素は、圧縮機からケーシング内に供給された冷却空気が静翼の内部に通じる空気通路にそのまま流入することを抑制するものではない。このため、異物を含む冷却空気が静翼の内部に流入し、静翼内部の冷却路に目詰まりが生じる場合がある。
　本開示は、上記課題を解決するためになされたものであって、異物が静翼内に流入することを抑制することができる翼環アッセンブリ、およびこれを備えているガスタービンを提供することを目的とする。
　上記課題を解決するために、本開示に係る翼環アッセンブリは、軸線を中心とする周方向に延びたタービン翼環と、前記タービン翼環の内周側に配置された静翼と、前記タービン翼環の少なくとも一部の外周側に配置されたデフレクタとを備え、前記タービン翼環は、翼環本体と、前記軸線が延びる軸線方向における両側のうち軸線上流側に向かって前記翼環本体から突出し、互いに間隔をあけて前記周方向の異なる位置に配置された複数の突出部とを有し、前記複数の突出部に含まれて前記周方向で隣り合う２つの突出部は、前記翼環本体と共に前記タービン翼環の外周側から前記内周側に通じた冷却媒体取り込み口を形成し、前記デフレクタは、前記軸線を中心とした径方向から見た場合に、前記冷却媒体取り込み口の少なくとも一部を遮るように配置されている。
　上記課題を解決するために、本開示に係るガスタービンは、前記軸線を中心として回転可能なロータと、前記ロータを外周側から覆うケーシングと、前記ケーシングに支持された状態で前記ロータを前記外周側から覆う上記の翼環アッセンブリと、燃料の燃焼により燃焼ガスを生成し、前記ケーシング内に前記燃焼ガスを送る燃焼器とを備え、前記翼環アッセンブリに含まれる前記静翼は、前記軸線方向における１段目のタービン静翼である。
　本開示の翼環アッセンブリ、およびこれを備えているガスタービンは、異物が静翼内に流入することを抑制することができる。
本開示の第一実施形態に係るガスタービンの全体を模式的に示した断面図である。 本開示の第一実施形態に係るガスタービンの一部を拡大して示した断面図である。 本開示の第一実施形態に係る翼環アッセンブリの一部を模式的に示した断面図である。 本開示の第一実施形態に係る翼環アッセンブリの一部を分解して示した斜視図である。 図３で示された翼環アッセンブリのＶ－Ｖ線に沿った断面図である。 本開示の第一実施形態に係るデフレクタを示した平面図である。 本開示の第一実施形態に係るデフレクタを示した正面図である。 本開示の第一実施形態に係る遮蔽カバーを示した断面図である。 本開示の第一実施形態に係るデフレクタの作用を示した断面図である。 本開示の第二実施形態に係る翼環アッセンブリの一部を示した斜視図である。 本開示の第二実施形態に係るデフレクタを示した平面図である。 本開示の第二実施形態に係るデフレクタの作用を示した断面図である。 本開示のその他の実施形態に係るデフレクタを示した斜視図である。
＜第一実施形態＞
　以下、本開示の第一実施形態に係る翼環アッセンブリ、およびこれを備えているガスタービンについて、図面を参照して説明する。以下の説明では、同一または類似の機能を有する構成に同一の符号を付す。そして、それら構成の重複する説明は省略する場合がある。
（ガスタービンの構成）
　図１は、本実施形態におけるガスタービン１０の全体を模式的に示した断面図である。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の外周側を覆う圧縮機車室２５と、複数の静翼段２６とを有している。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の外周側を覆うタービン車室４５と、複数の静翼段４６とを有している。
　圧縮機ロータ２１とタービンロータ４１とは、同一軸線Ａｒ上に位置しており、互いに接続されてガスタービンロータ１１を構成している。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。圧縮機車室２５とタービン車室４５とは、互いに接続されてガスタービン車室１５を構成している。ガスタービン車室１５は、「ケーシング」の一例である。燃焼器３０は、例えば、缶型燃焼器である。
　ここで、以下の説明では、軸線Ａｒが延びる方向を「軸線方向Ｄａ」、軸線Ａｒを中心とした周方向を「周方向Ｄｃ」、軸線Ａｒを中心として軸線Ａｒに対して垂直な方向を「径方向Ｄｒ」と定義する。軸線方向Ｄａにおける両側のうち、タービン４０を基準にして圧縮機２０の側を「軸線上流側Ｄａｕ」、その反対側を「軸線下流側Ｄａｄ」と定義する。また、径方向Ｄｒにおける両側のうち、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」と定義する。また、周方向Ｄｃにおける両側のうち、後述する静翼４６ａの翼体１１０の正圧面から負圧面に向かう側を「周方向Ｄｃｎ」、翼体１１０の負圧面から正圧面に向かう側を「周方向Ｄｃｐ」と定義する。軸線方向Ｄａは、燃焼ガスＧの流れ方向である。
　圧縮機ロータ２１は、軸線Ａｒを中心として軸線方向Ｄａに延びたロータ軸２２と、ロータ軸２２に取り付けられている複数の動翼段２３とを有している。複数の動翼段２３は、軸線方向Ｄａに間隔をあけて並んでいる。各動翼段２３は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の動翼２３ａで構成されている。複数の動翼段２３の各軸線下流側Ｄａｄには、静翼段２６が配置されている。各静翼段２６は、圧縮機車室２５の内側に取り付けられている。各静翼段２６は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の静翼２６ａ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に延びたロータ軸４２と、ロータ軸４２に取り付けられている複数の動翼段４３とを有している。複数の動翼段４３は、軸線方向Ｄａに並んでいる。各動翼段４３は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数の動翼４３ａで構成されている。複数の動翼段４３の各軸線上流側Ｄａｕには、静翼段４６が配置されている。各静翼段４６は、タービン車室４５の内側に取り付けられている。各静翼段４６は、いずれも、周方向Ｄｃに並んでいる複数のガスタービン静翼４６ａで構成されている。以下では、説明の便宜上、ガスタービン静翼４６ａを単に「静翼４６ａ」と称する。
　図２は、実施形態のガスタービン１０の一部を拡大して示した断面図である。なお、図２は、説明の便宜上、図３で示された翼環アッセンブリＷＳのＩＩ－ＩＩ線に沿った断面を模式的に示す。タービン車室４５は、当該タービン車室４５の外殻を構成する筒状の外側車室４５ａと、外側車室４５ａの内側に固定されている内側車室４５ｂと、内側車室４５ｂの内側に固定されている複数の分割環４５ｃとを有している。複数の分割環４５ｃは、いずれも、複数の静翼段４６における隣り合う２つの静翼段４６の間に配置されている。各分割環４５ｃの径方向内側Ｄｒｉには、動翼段４３が配置されている。
　径方向Ｄｒにおけるロータ軸４２とタービン車室４５との間であって、静翼４６ａおよび動翼４３ａが配置されている空間は、燃焼器３０からの燃焼ガスＧが流れる流路である。以下、燃焼器３０からの燃焼ガスＧが流れる上記の流路を「燃焼ガス流路４９」と称する。燃焼ガス流路４９は、軸線Ａｒを中心とした環状の空間として形成されており、軸線方向Ｄａに長い。
　本実施形態におけるガスタービン１０は、軸線上流側Ｄａｕから数えて２段目以降の静翼４６ａおよび分割環４５ｃに冷却空気を供給する冷却装置５０を備えている。冷却装置５０は、異物捕集器５１と、冷却器５２と、ブースト圧縮機５３と、冷却空気ライン５４とを有している。
　異物捕集器５１は、例えば複数の細孔を有するストレーナであり、冷却空気ライン５４を流れる冷却空気に含まれる異物を分離する。冷却器５２は、冷却空気ライン５４を流れる冷却空気を冷却する。ブースト圧縮機５３は、冷却空気ライン５４を流れる冷却空気を昇圧させる。冷却空気ライン５４は、ガスタービン車室１５内の圧縮空気Ａｃを冷却空気として抽気し、抽気した冷却空気を、異物捕集器５１、冷却器５２、およびブースト圧縮機５３を経由させて、外側車室４５ａの内側に供給する。
　タービン車室４５の内側車室４５ｂには、径方向外側Ｄｒｏから径方向内側Ｄｒｉに貫通する冷却空気通路４５ｐが形成されている。冷却空気ライン５４から外側車室４５ａの内側に供給された冷却空気は、内側車室４５ｂの冷却空気通路４５ｐを経由して、２段目以降の静翼４６ａ内および分割環４５ｃ内に導入されて、それら静翼４６ａおよび分割環４５ｃの冷却に利用される。ここで、冷却空気ライン５４に異物捕集器５１が配置されていることで、２段目以降の静翼４６ａおよび分割環４５ｃには異物が到達しにくい。なお、静翼４６ａへ冷却空気を供給する経路は、上記に限られない。
（ガスタービンの動作）
　図１に戻り、ガスタービン１０の動作について説明する。圧縮機２０は、空気Ａを圧縮して圧縮空気Ａｃを生成する。圧縮機２０により生成された圧縮空気Ａｃの一部（大部分）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Ａｃ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。燃焼器３０により生成された燃焼ガスＧは、燃焼器３０からタービン４０内の燃焼ガス流路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の回転に伴い、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。その結果、発電機ＧＥＮが発電する。
（翼環アッセンブリ）
　図２に示すように、ガスタービン１０は、翼環アッセンブリＷＳを備えている。翼環アッセンブリＷＳは、ガスタービン車室１５の内周側に配置されている。本実施形態における翼環アッセンブリＷＳは、軸線方向Ｄａにおけるタービン４０の最上流側（最も軸線上流側Ｄａｕ）に配置されている。
　翼環アッセンブリＷＳは、タービン翼環７０と、軸線方向Ｄａにおける１段目の複数の静翼４６ａをそれぞれ成している複数の静翼４６ａ１と、デフレクタ９０とを備えている。本実施形態における１段目の静翼４６ａ１には、圧縮機２０からガスタービン車室１５内に供給された圧縮空気Ａｃが、異物捕集器５１を経由せずに冷却空気として直接供給される。そのため、本実施形態におけるタービン翼環７０には、圧縮空気Ａｃに含まれる異物が静翼４６ａ１に到達することを抑制するためのデフレクタ９０が取り付けられている。以下、この内容について詳しく説明する。以下では、説明の便宜上、圧縮空気Ａｃを「冷却空気Ａｃ」と称することがある。
（翼環アッセンブリの周囲の構成）
　ガスタービン車室１５は、燃焼器３０が収容される収容室Ｒを規定する壁部として、前壁６１、周壁６２、および後壁６３を有している。収容室Ｒは、圧縮空気Ａｃが流れるガスタービン車室１５内の空間であり、翼環アッセンブリＷＳが露出されている。
　前壁６１は、収容室Ｒに対して軸線上流側Ｄａｕに位置している。前壁６１は、開口６１ｈを有した筒部６１ａと、筒部６１ａに取り付けられて開口６１ｈを覆う筒状蓋部６１ｂとを有している。燃焼器３０の一部は、筒部６１ａおよび筒状蓋部６１ｂの内部に配置される。例えば、燃焼器３０の吸気部３１は、筒状蓋部６１ｂの内部に配置される。
　周壁６２は、収容室Ｒに対して径方向外側Ｄｒｏに位置している。周壁６２は、前壁６１と後壁６３との間に延びており、前壁６１と後壁６３とを軸線方向Ｄａにつないでいる。周壁６２は、第１周壁６２ａと、第２周壁６２ｂとを有している。第１周壁６２ａは、前壁６１に軸線下流側Ｄａｄからつながる部分である。第１周壁６２ａは、軸線方向Ｄａに延びている。第２周壁６２ｂは、第１周壁６２ａと一体の状態で第１周壁６２ａよりも軸線下流側Ｄａｄに位置しており、後壁６３につながる部分である。第２周壁６２ｂは、例えば、軸線下流側Ｄａｄに進むにしたがって径方向内側Ｄｒｉに位置するように傾いた傾斜部（縮径部）である。第２周壁６２ｂは、例えば、軸線下流側Ｄａｄに進むにしたがって軸線方向Ｄａに対する傾斜が急となる円弧部を含んでいる。
　後壁６３は、収容室Ｒに対して軸線下流側Ｄａｄに位置している。後壁６３は、第２周壁６２ｂに軸線下流側Ｄａｄからつながっている。後壁６３は、径方向Ｄｒに沿って広がっている。後壁６３は、収容室Ｒの軸線下流側Ｄａｄを塞ぐ隔壁である。後壁６３には、後述するタービン翼環７０の翼環固定部７１が固定される。後壁６３は、後述するタービン翼環７０の空気取り込み口７２よりも軸線下流側Ｄａｄに位置している。
　圧縮機２０から見て収容室Ｒの入口部分には、圧縮空気Ａｃを収容室Ｒに案内する案内部６４が配置されている。案内部６４は、例えば軸線Ａｒに対して傾斜した状態で配置されたターニングベーンである。案内部６４は、例えば、圧縮機２０から流入する圧縮空気Ａｃの流れる方向（流れる向き）をガスタービン車室１５の周壁６２に向けて変化させる。ただし、圧縮機２０から流入する圧縮空気Ａｃの一部が周壁６２または後壁６３に向かう構成であれば、案内部６４は省略されてもよい。
（翼環アッセンブリの構成）
　図３は、翼環アッセンブリＷＳの一部を示した斜視図である。
　翼環アッセンブリＷＳは、タービン翼環７０と、複数の燃焼器接続部材８０と、複数の静翼４６ａ１（図３中には図示せず、図５中に１つの静翼４６ａ１のみ図示）と、複数のデフレクタ９０と、複数のシール部材８５と、複数の遮蔽カバー１５０（図３中には図示せず、図５中に１つの遮蔽カバー１５０のみ図示）とを備えている。
（タービン翼環）
　タービン翼環７０は、軸線Ａｒを中心とする周方向Ｄｃに延びており、円環状に形成されている。タービン翼環７０は、外周面７０ｏ、内周面７０ｉ、上流側端面７０ｕ、および下流側端面７０ｄを有している。外周面７０ｏは、径方向外側Ｄｒｏを向いている。外周面７０ｏは、ガスタービン車室１５の収容室Ｒに露出されている。内周面７０ｉは、外周面７０ｏとは反対側に位置しており、径方向内側Ｄｒｉを向いている。内周面７０ｉは、複数の静翼４６ａ１に面している。上流側端面７０ｕは、軸線上流側Ｄａｕを向いている。下流側端面７０ｄは、上流側端面７０ｕとは反対側に位置しており、軸線下流側Ｄａｄを向いている。
　タービン翼環７０は、翼環本体７と、翼環固定部７１と、複数の突出部７３とを有している。翼環本体７は、例えば、円筒状に形成されている。翼環固定部７１は、翼環本体７をガスタービン車室１５に固定する。翼環固定部７１は、翼環本体７における軸線下流側Ｄａｄの端部に翼環本体７と一体に配置されている。翼環固定部７１は、例えば、翼環本体７から径方向外側Ｄｒｏに張り出したフランジである。翼環固定部７１は、ガスタービン車室１５の後壁６３の径方向内側Ｄｒｉに位置している（図２参照）。翼環固定部７１は、ガスタービン車室１５の後壁６３に固定された状態で支持される。
　図３に示すように、タービン翼環７０には、複数の空気取り込み口７２が形成されている。複数の空気取り込み口７２は、周方向Ｄｃに所定の間隔をあけてタービン翼環７０の全周に分かれて配置されている。空気取り込み口７２は、タービン翼環７０の外周面７０ｏから内周面７０ｉに貫通している。空気取り込み口７２は、翼環固定部７１よりも軸線上流側Ｄａｕに位置している。
　図４は、翼環アッセンブリＷＳの一部を分解して示した斜視図である。本実施形態における空気取り込み口７２は、タービン翼環７０の軸線上流側Ｄａｕの端部に形成された切欠部（溝部）である。すなわち、空気取り込み口７２は、タービン翼環７０の外周面７０ｏから内周面７０ｉに貫通した状態で、軸線上流側Ｄａｕに開放されている。なお、これに代えて、空気取り込み口７２は、例えば、軸線方向Ｄａにおけるタービン翼環７０の中央部で外周面７０ｏから内周面７０ｉに貫通した貫通孔であってもよい。空気取り込み口７２は、ガスタービン車室１５の収容室Ｒを流れる冷却空気Ａｃの一部を、タービン翼環７０の外周側から内周側に導く。空気取り込み口７２は、「冷却媒体取り込み口」の一例であり、圧縮機２０により圧縮された圧縮空気Ａｃは、「冷却媒体」の一例である。
　本実施形態では、タービン翼環７０の軸線上流側Ｄａｕの端部が切り欠かれることで形成された上記の空気取り込み口７２によって翼環本体７から軸線上流側Ｄａｕに突出した複数の突出部７３が形成されている。複数の突出部７３は、互いに間隔をあけて周方向Ｄｃで異なる位置に配置され、それぞれが翼環本体７の軸線上流側Ｄａｕを向く端面から軸線上流側Ｄａｕに向かって突出している。以下、翼環本体７における軸線上流側Ｄａｕを向く端面を「上流面７ｓ」と称する。複数の突出部７３の軸線上流側Ｄａｕの端面は、上述したタービン翼環７０の上流側端面７０ｕを成している。複数の突出部７３と複数の空気取り込み口７２とは、周方向Ｄｃに交互に配置されている（図３参照）。このため、図４に示すように、１つの空気取り込み口７２に着目した場合、複数の突出部７３は、空気取り込み口７２の周方向Ｄｃｎの側に位置した第１突出部７３ａと、空気取り込み口７２の周方向Ｄｃｐの側に位置した第２突出部７３ｂとを有している。第１突出部７３ａと第２突出部７３ｂとは、翼環本体７と共にタービン翼環７０の外周側から内周側に通じた空気取り込み口７２を形成している。換言すると、空気取り込み口７２は、周方向Ｄｃで第１突出部７３ａと第２突出部７３ｂとの間に位置している。本実施形態における空気取り込み口７２は、径方向内側Ｄｒｉに向かうにしたがって狭くなるように形成されている（図７参照）。以下、説明の便宜上、空気取り込み口７２における最も径方向内側Ｄｒｉに位置した最も狭くなる部分を「狭隘部７２ａ」と称することがある。狭隘部７２ａは、例えば、第１突出部７３ａの径方向内側Ｄｒｉの端部と、第２突出部７３ｂの径方向内側Ｄｒｉの端部との間に形成されている。狭隘部７２ａは、「最小部分」の一例である。
　図５に示すように、本実施形態における翼環本体７は、第１突出部７３ａと第２突出部７３ｂとの間で上流面７ｓから突出するデフレクタ固定部７５を有している。デフレクタ固定部７５は、例えば、第１突出部７３ａと第２突出部７３ｂとの間の中央位置に配置されている（図４参照）。デフレクタ固定部７５は、空気取り込み口７２内で第１突出部７３ａおよび第２突出部７３ｂに周方向Ｄｃに隙間をあけて配置されている（図４参照）。図５に示すように、デフレクタ固定部７５は、径方向外側Ｄｒｏを向く支持面７５ｂと、支持面７５ｂに対して垂直であり、軸線上流側Ｄａｕを向く固定面７５ａとを有している。これら支持面７５ｂおよび固定面７５ａには、後述のデフレクタ９０が取り付けられている。デフレクタ固定部７５の固定面７５ａには、ボルトなどの結合具９３が結合可能な結合穴７５ｈが形成されている。結合穴７５ｈは、複数（例えば２つ）が固定面７５ａに配置されている。
　なお、図３に示すように、隣り合う第１突出部７３ａおよび第２突出部７３ｂには、冷却媒体流通部１００が設けられている。冷却媒体流通部１００は、第１突出部７３ａおよび第２突出部７３ｂにまたがるようにこれら第１突出部７３ａおよび第２突出部７３ｂを接続する。冷却媒体流通部１００は、翼環本体７に形成された冷却流路（図示省略）に冷却媒体を流通させる。本開示において、冷却媒体には蒸気、空気などが使用されるが、冷却媒体はそれらに限定されることはなく、流動性を有し翼環本体７の冷却に使用可能な媒体が適切に採用される。冷却媒体流通部１００は、タービン翼環７０の径方向外側Ｄｒｏに設けられ、径方向Ｄｒで見た場合に空気取り込み口７２と重なる。冷却媒体流通部１００は、「強制冷却用部品」の一例である。
（燃焼器接続部材）
　次に、燃焼器接続部材８０について説明する。燃焼器接続部材８０は、燃焼器３０の尾筒３２が固定される固定部品である。図３に示すように、複数の燃焼器接続部材８０は、周方向Ｄｃでタービン翼環７０の複数の突出部７３と対応する位置に設けられている。図３および図４に示すように、燃焼器接続部材８０は、枠体部８１と、フランジ８２とを有している。
　枠体部８１は、燃焼器３０の尾筒３２が接続される部分である。燃焼器３０の尾筒３２は、例えば、溶接によって枠体部８１に固定される。フランジ８２は、枠体部８１から径方向外側Ｄｒｏに延びた部分である。フランジ８２は、周方向Ｄｃおよび径方向Ｄｒに沿った平面形状を成している。フランジ８２は、軸線方向Ｄａで、突出部７３の軸線上流側Ｄａｕの端面７３ｕに面する。突出部７３の軸線上流側Ｄａｕの端面７３ｕには、ボルトなどの結合具８３が結合可能な結合穴７３ｈが形成されている。
　フランジ８２には、結合具８３が通される挿通孔８２ｈが形成されている。フランジ８２の挿通孔８２ｈに通された結合具８３が突出部７３の結合穴７３ｈに結合されることで、フランジ８２が突出部７３に固定される。結合穴７３ｈを含む突出部７３の端面７３ｕは、燃焼器接続部材８０と接続可能な「接続部」の一例である。本実施形態では、上述した第１突出部７３ａおよび第２突出部７３ｂの各々の端面７３ｕは、結合穴７３ｈを有し、燃焼器接続部材８０が取り付けられる。
（静翼）
　次に、静翼４６ａ１について説明する。
　図５は、図３に示された翼環アッセンブリＷＳのＶ－Ｖ線に沿った断面図である。複数の静翼４６ａ１（図５中では１つのみ図示）は、タービン翼環７０の内周側に配置され、周方向Ｄｃに並べて配置されている。静翼４６ａ１は、タービン翼環７０に設けられた保持部材７４によって保持されている。静翼４６ａ１は、翼体１１０と、外側シュラウド１２０と、内側シュラウド１３０と、空気通路１４０とを有している。
　翼体１１０は、断面が翼形を成しており、径方向Ｄｒに延びている。つまり、翼体１１０の翼高さ方向は、径方向Ｄｒである。翼体１１０は、燃焼ガスＧが通る燃焼ガス流路４９内に配置される。翼体１１０の表面で、周方向Ｄｃを向く面のうち、凸状の面が背側面（負圧面）を成しており、凹状の面が腹側面（正圧面）を成している。翼体１１０のうち軸線上流側Ｄａｕの端部および軸線下流側Ｄａｄの端部には、複数の排気孔１１０ｈが形成されている。
　外側シュラウド１２０は、翼体１１０の径方向外側Ｄｒｏの端に設けられ、環状を成す空間としての燃焼ガス流路４９の外周側位置を規定している。外側シュラウド１２０は、シュラウド本体１２１と、周壁１２２と、リテーナ１２４と、衝突板１２３とを有している。
　シュラウド本体１２１は、軸線方向Ｄａおよび周方向Ｄｃに広がる板状に形成されている。シュラウド本体１２１は、ガスパス面１２１ａと、外側内面１２１ｂとを有している。ガスパス面１２１ａは、燃焼ガスＧに接する面（燃焼ガス流路４９に面する面）であり、径方向内側Ｄｒｉを向いている。外側内面１２１ｂは、ガスパス面１２１ａと反対側を向く面である。
　周壁１２２は、シュラウド本体１２１の外周縁に沿ってシュラウド本体１２１から径方向外側Ｄｒｏに突出している。本実施形態における周壁１２２は、シュラウド本体１２１の外周縁の全周にわたって形成されている。周壁１２２は、軸線下流側Ｄａｄを向いた前壁を有した前壁部１２２ａと、軸線上流側Ｄａｕを向いた後壁を有した後壁部１２２ｂと、周方向Ｄｃｐを向いた背側壁を有した背側壁部１２２ｃと、周方向Ｄｃｎを向いた腹側壁を有した腹側壁部（図示省略）とを有している。したがって、外側シュラウド１２０は、周壁１２２によって４つの方向から囲まれる空間である第１空間Ｓ１を持つ。
　リテーナ１２４は、周壁１２２における前壁部１２２ａの径方向外側Ｄｒｏに配置されている。リテーナ１２４は、前壁部１２２ａと一体に前壁部１２２ａから径方向外側Ｄｒｏに延びている。リテーナ１２４の径方向外側Ｄｒｏの端部は、例えば、翼環本体７のデフレクタ固定部７５に固定されている。リテーナ１２４は、軸線上流側Ｄａｕを向く前面１２４ａを有している。
　衝突板１２３は、外側シュラウド１２０の第１空間Ｓ１内に配置され、第１空間Ｓ１を径方向外側Ｄｒｏの領域と、径方向内側Ｄｒｉの領域であるキャビティＣＡとに仕切っている。衝突板１２３には、径方向Ｄｒに貫通する複数の空気孔１２３ｈが形成されている。静翼４６ａ１の径方向外側Ｄｒｏに存在する冷却空気Ａｃの一部は、衝突板１２３に形成された複数の空気孔１２３ｈを経て、キャビティＣＡ内に流入する。キャビティＣＡ内に流入した空気の一部は、外側シュラウド１２０を冷却した後、例えば、外側シュラウド１２０に設けられた排気孔（図示省略）から燃焼ガス流路４９に排気される。
　内側シュラウド１３０は、翼体１１０の径方向内側Ｄｒｉの端に設けられ、環状を成す空間としての燃焼ガス流路４９の内周側位置を規定している。内側シュラウド１３０は、シュラウド本体１３１と、周壁１３２と、衝突板１３３とを有している。
　シュラウド本体１３１は、軸線方向Ｄａおよび周方向Ｄｃに広がる板状に形成されている。シュラウド本体１３１は、ガスパス面１３１ａと、内側内面１３１ｂとを有している。ガスパス面１３１ａは、燃焼ガスＧに接する面（燃焼ガス流路４９に面する面）であり、径方向外側Ｄｒｏを向いている。内側内面１３１ｂは、ガスパス面１３１ａと反対側を向く面である。シュラウド本体１３１は、後述する第２空間Ｓ２を燃焼ガス流路４９に連通させる排気孔１３１ｈを有している。
　周壁１３２は、シュラウド本体１３１の外周縁に沿ってシュラウド本体１３１から径方向内側Ｄｒｉに突出している。本実施形態における周壁１３２は、シュラウド本体１３１の外周縁の全周にわたって形成されている。周壁１３２は、軸線下流側Ｄａｄを向いた前壁を有した前壁部１３３ａと、軸線上流側Ｄａｕを向いた後壁を有した後壁部１３３ｂと、周方向Ｄｃｐを向いた背側壁を有した背側壁部１３３ｃと、周方向Ｄｃｎを向いた腹側壁を有した腹側壁部（図示省略）とを有している。内側シュラウド１３０は、周壁１３２によって４つの方向から囲まれる空間である第２空間Ｓ２を持つ。
　衝突板１３３は、内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２内に設けられ、第２空間Ｓ２を径方向内側Ｄｒｉの領域と径方向外側Ｄｒｏの領域であるキャビティＣＡとに仕切っている。衝突板１３３には、径方向Ｄｒに貫通する複数の空気孔１３３ｈが形成されている。なお、衝突板１３３は、省略されてもよい。
　複数の空気通路１４０は、外側シュラウド１２０から翼体１１０を通り、内側シュラウド１３０に延びている。複数の空気通路１４０のうち隣接する空気通路１４０の一部は、径方向外側Ｄｒｏの部分または径方向内側Ｄｒｉの部分で互いに連通していてもよい。複数の空気通路１４０のうちいずれかは、外側シュラウド１２０の第１空間Ｓ１に連通している。複数の空気通路１４０のうちいずれかは、内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２に連通している。空気通路１４０は、翼体１１０の複数の排気孔１１０ｈと連通している。
　タービン翼環７０の空気取り込み口７２を通じてタービン翼環７０の内周側に流入した冷却空気Ａｃの一部は、外側シュラウド１２０の衝突板１２３の空気孔１２３ｈに流入し、外側シュラウド１２０のキャビティＣＡを流れることで外側シュラウド１２０を冷却する。タービン翼環７０の内周側に流入した冷却空気Ａｃの別の一部は、空気通路１４０に流入し、空気通路１４０を通る過程で翼体１１０を冷却する。空気通路１４０を流れた冷却空気Ａｃの一部は、翼体１１０に設けられた複数の排気孔１１０ｈから燃焼ガス流路４９に排気される。空気通路１４０を流れた冷却空気Ａｃの別の一部は、内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２に流入し、内側シュラウド１３０を冷却する。内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２を流れた冷却空気Ａｃは、内側シュラウド１３０の排気孔１３１ｈから燃焼ガス流路４９に排気される。
（デフレクタ）
　次に、デフレクタ９０について説明する。
　図３に示すように、複数のデフレクタ９０は、タービン翼環７０の少なくとも一部の外周側に配置されている。複数のデフレクタ９０は、周方向Ｄｃに分かれて配置され、複数の空気取り込み口７２に対応して位置している。デフレクタ９０とタービン翼環７０とは、同一組成の材料（例えばステンレス鋼）で形成され、同じ熱膨張率を持つ。ここでいう「同一組成」は、例えば、タービン翼環７０を製造する際に使用される材料と、デフレクタ９０を製造する際に使用される材料とが同一の材料であることを意味する。
　図６は、デフレクタ９０を径方向外側Ｄｒｏから見た時のデフレクタ９０の平面図である。図７は、デフレクタ９０を軸線上流側Ｄａｕから見た時のデフレクタ９０の正面図である。図６に示すように、デフレクタ９０は、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、空気取り込み口７２の少なくとも一部を遮るように配置されている。図３から図７に示すように、デフレクタ９０は、固定台部９１と、板部９２とを有している。
（固定台部）
　固定台部９１は、周方向Ｄｃに隣り合う２つの突出部７３（第１突出部７３ａおよび第２突出部７３ｂ）の間に配置され、タービン翼環７０に取り付けられている。本実施形態における固定台部９１は、翼環本体７のデフレクタ固定部７５に着脱可能に固定されている。固定台部９１は、デフレクタ固定部７５の固定面７５ａに軸線上流側Ｄａｕから当接する第１部分９１ａと、デフレクタ固定部７５の支持面７５ｂに径方向外側Ｄｒｏから当接する第２部分９１ｂとを有している。第１部分９１ａおよび第２部分９１ｂのそれぞれは、所定の厚みを持つ板状であり、端部が互いに接続された状態で一体を成している。固定台部９１は、周方向Ｄｃから見てＬ字状である。
　固定台部９１の第１部分９１ａには、結合具９３が通される挿通孔９３ｈが形成されている。第１部分９１ａの挿通孔９３ｈに通された結合具９３がデフレクタ固定部７５の結合穴７５ｈに結合されることで、第１部分９１ａおよび第１部分９１ａと一体の第２部分９１ｂがデフレクタ固定部７５に固定される。つまり、固定台部９１は、結合具９３によってデフレクタ固定部７５に対して着脱可能とされている。
　また、第１部分９１ａには、ボルトなどの結合具９５が通される結合穴９１ｈが設けられている。結合穴９１ｈを含む第１部分９１ａは、シール部材８５を固定可能な「固定部」の一例である。本実施形態では、上述した第１部分９１ａは、結合穴９１ｈを有し、シール部材８５が取り付けられる。したがって、デフレクタ９０をタービン翼環７０に固定するための、結合穴９１ｈを含む第１部分９１ａは、周方向Ｄｃで２つの突出部７３の間に配置されている。
　また、第２部分９１ｂの径方向外側Ｄｒｏを向く面には、ボルトなどの結合具９４が結合可能な結合穴９４ｈが設けられている。結合穴９４ｈは、複数（例えば２つ）が第２部分９１ｂの径方向外側Ｄｒｏを向く端面に配置されている。
（板部）
　板部９２は、固定台部９１に取り付けられている。板部９２は、固定台部９１における径方向外側Ｄｒｏの端部に取り付けられ、固定台部９１によって支持されている。板部９２は、例えば、径方向Ｄｒとは交差した（例えば直交した）方向に沿う板状である。板部９２は、例えば、径方向Ｄｒとは交差した方向（例えば直交した方向）に広がる主面９２ａを有する。本実施形態では、板部９２は、固定台部９１に取り付けられた際、径方向外側Ｄｒｏおよび径方向内側Ｄｒｉを向くように位置した一対の主面９２ａを有している。板部９２が有する一対の主面９２ａのうち径方向内側Ｄｒｉを向く主面９２ａは、固定台部９１の第２部分９１ｂの径方向外側Ｄｒｏを向く面に当接している。
　板部９２には、結合具９４が通される挿通孔９２ｈが形成されている。挿通孔９２ｈは、一対の主面９２ａを当該板部９２の板厚方向に貫通している。板部９２の挿通孔９２ｈに通された結合具９４が第２部分９１ｂの結合穴９４ｈに結合されることで、板部９２が固定台部９１の第２部分９１ｂに固定される。つまり、板部９２は、結合具９４によって固定台部９１に対して着脱可能とされている。したがって、固定台部９１は、板部９２と固定台部９１とが一体である状態で、タービン翼環７０から取り外し可能である。
　図６に示すように、板部９２は、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、周方向Ｄｃに隣り合う２つの突出部７３（第１突出部７３ａおよび第２突出部７３ｂ）のそれぞれの少なくとも一部に重なるように配置されている。また、板部９２は、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、翼環本体７の上流面７ｓとの間に隙間（ギャップ）をあけて配置されている。以下、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に板部９２が翼環本体７の上流面７ｓとの間にあける隙間を「隙間Ｇ１」と称する。ここで、板部９２は、軸線下流側Ｄａｄの端部である第１端部９２ｅ１と、２つの突出部が隣り合う第１方向（図６中および図７中の左右方向）の両端部である一対の第２端部９２ｅ２と、軸線上流側Ｄａｕの端部である第３端部９２ｅ３とを有している。すなわち、第１端部９２ｅ１は、タービン翼環７０の上流面７ｓとの間に隙間Ｇ１をあけて配置されている。第１端部９２ｅ１および第３端部９２ｅ３は、第１方向に延びている。第２端部９２ｅ２は、軸線方向Ｄａに延びている。
　また、図７に示すように、板部９２は、径方向Ｄｒでこれら２つの突出部７３との間に隙間（ギャップ）をあけて配置されている。以下、径方向外側Ｄｒｏで板部９２が２つの突出部７３との間にあける隙間を「隙間Ｇ２」と称する。すなわち、第２端部９２ｅ２は、２つの突出部７３との間に隙間Ｇ２をあけて配置されている。さらに、２つの突出部７３が隣り合う第１方向における板部９２の幅Ｌ１は、径方向から見た場合に、第１方向における空気取り込み口７２の狭隘部７２ａの幅Ｌ２よりも大きい。なお、板部９２の幅Ｌ１は、第１方向における一対の第２端部９２ｅ２同士の離間距離である。
　また、図６に示すように、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に空気取り込み口７２をデフレクタ９０が遮る割合は、図７に示すように、軸線上流側Ｄａｕから見た場合に空気取り込み口７２をデフレクタ９０が遮る割合よりも高い。つまり、径方向外側Ｄｒｏから見た空気取り込み口７２を固定台部９１および板部９２が径方向Ｄｒに遮る割合は、軸線上流側Ｄａｕから見た空気取り込み口７２を固定台部９１および板部９２が軸線方向Ｄａに遮る割合よりも高い。
　また、図５に示すように、板部９２の第３端部９２ｅ３は、静翼４６ａ１に含まれるリテーナ１２４の前面１２４ａよりも軸線下流側Ｄａｄに位置している。また、第３端部９２ｅ３は、固定台部９１の軸線上流側Ｄａｕを向く面よりも、軸線下流側Ｄａｄに位置している。また、第３端部９２ｅ３は、突出部７３の軸線上流側Ｄａｕを向く端面７３ｕよりも、軸線下流側Ｄａｄに位置している。
　また、図３に示すように、デフレクタ９０は、冷却媒体流通部１００の内周側に配置されている。また、板部９２は、径方向Ｄｒで、冷却媒体流通部１００と空気取り込み口７２との間に位置している。
（シール部材）
　図３から図７に示すように、シール部材８５は、周方向Ｄｃに隣り合う２つの燃焼器３０の尾筒３２の間に配置され、２つの燃焼器３０の尾筒３２の間の隙間を気密に塞ぐ。シール部材８５には、例えば、ばねシールが採用される。シール部材８５は、タービン翼環７０の内周側に配置されている（図５参照）。シール部材８５は、径方向Ｄｒで空気取り込み口７２と重なる位置に配置されている（図５および図６参照）。シール部材８５は、燃焼器３０の尾筒３２が燃焼器接続部材８０から取り外されている状態で、空気取り込み口７２を通じてタービン翼環７０の外周側に取り外し可能である。
　シール部材８５には、結合具９５が通される挿通孔９５ｈが設けられている。シール部材８５の挿通孔９５ｈに通された結合具９５が固定台部９１の第１部分９１ａの結合穴９１ｈに結合されることで、シール部材８５が第１部分９１ａに固定される。つまり、シール部材８５は、結合具９５によって固定台部９１に対して着脱可能とされている。
（遮蔽カバー）
　図８は、遮蔽カバー１５０を示した断面図である。遮蔽カバー１５０は、内側シュラウド１３０に取り付けられ、溶接などで内側シュラウド１３０に固定される。遮蔽カバー１５０は、内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２の少なくとも一部を径方向内側Ｄｒｉから覆う。本実施形態における遮蔽カバー１５０は、内側シュラウド１３０の周壁１３２に取り付けられ、内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２の全部を覆う。遮蔽カバー１５０が内側シュラウド１３０に取り付けられることで、内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２には、径方向内側Ｄｒｉから圧縮空気Ａｃが供給されなくなる。内側シュラウド１３０の第２空間Ｓ２には、タービン翼環７０の空気取り込み口７２から流入し、外側シュラウド１２０および翼体１１０の空気通路１４０を流れた圧縮空気Ａｃが供給される。
（作用・効果）
　次に、本実施形態の構成によって発揮される作用・効果について説明する。
　図２に示すように、圧縮機２０により圧縮された圧縮空気Ａｃは、圧縮機２０から燃焼器３０が配置された収容室Ｒに供給される。収容室Ｒに供給された圧縮空気Ａｃの一部は、案内部６４によって流れ方向の角度が変えられ、ガスタービン車室１５の周壁６２に向けて流れる。そして、周壁６２（第１周壁６２ａ）に衝突した圧縮空気Ａｃは、例えば、二手に分かれる。すなわち、圧縮空気Ａｃの一部（例えば大部分）は、燃焼器３０の吸気部３１に向かうように流れ方向を変えた後、燃焼器３０の吸気部３１に向かう（図２中の矢印Ａ１参照）。一方で、圧縮空気Ａｃの別の一部は、ガスタービン車室１５の周壁６２にぶつかった後、周壁６２から後壁６３に沿って流れるように流れ方向を変える（図２中の矢印Ａ２参照）。その結果、収容室Ｒの内部では、タービン翼環７０に対して径方向外側Ｄｒｏに位置する空間で径方向外側Ｄｒｏから径方向内側Ｄｒｉに向かう圧縮空気Ａｃの流れ（図２中および図９中の矢印Ａ２参照）が発生する。そして、この圧縮空気Ａｃの流れの一部がタービン翼環７０の空気取り込み口７２からタービン翼環７０の内周側に取り込まれようとする。
　また、図２および図４に示すように、収容室Ｒに供給された圧縮空気Ａｃの一部は、案内部６４によって流れ方向の角度が変えられた後、軸線上流側Ｄａｕから直接的に空気取り込み口７２に向かう圧縮空気の流れ（図２中および図４中の矢印Ａ３参照）が発生する。同時に、燃焼器３０の２つの尾筒３２同士の間の隙間を気密に塞ぐシール部材８５に衝突するとともに、シール部材８５に沿って径方向内側Ｄｒｉから径方向外側Ｄｒｏに向かう圧縮空気Ａｃの流れ（図２中および図４中の矢印Ａ４参照）が発生する。
　図９は、デフレクタ９０の作用を示した断面図である。
　本実施形態では、タービン翼環７０にデフレクタ９０が取り付けられている。デフレクタ９０は、径方向Ｄｒから見た場合に空気取り込み口７２の少なくとも一部を遮るように配置された板部９２を含んでいる。このため、ガスタービン車室１５の後壁６３に沿って流れた圧縮空気Ａｃの大部分は、そのまま空気取り込み口７２に流入するのではなく、デフレクタ９０の板部９２に衝突して跳ね返る（図９中の矢印Ａ２および矢印Ａ２´参照）。この過程で、圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍ（例えば錆やごみ）は、空気取り込み口７２から離間するように軸線上流側Ｄａｕへ流れる。このため、圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍが空気取り込み口７２に径方向外側Ｄｒｏから入りにくくなる。その結果、静翼４６ａ１の冷却構造（例えば、翼体１１０の排気孔１１０ｈや、内側シュラウド１３０の排気孔１３１ｈ）に異物Ｍが詰まることが抑制される。
　圧縮空気Ａｃが跳ね返ることで空気取り込み口７２から離間するように軸線上流側Ｄａｕに流れた異物Ｍは、例えば、燃焼器３０の吸気部３１から燃焼器３０に取り込まれ、燃焼ガスＧに含まれてガスタービン１０の外部に排出される。燃焼ガス流路４９は、異物によって目詰まりする小さな孔が静翼４６ａ１と比べて少ないまたは存在しないため、異物Ｍによる不具合が生じにくい。
　また、本実施形態で説明した構成によれば、板部９２といった簡易な構成で上述した作用を実現することができる。したがって、例えば、デフレクタ９０の製造にかかるコストの増大を抑制することができる。
　また、図７に示したように、２つの突出部７３が隣り合う第１方向における板部９２の幅Ｌ１は、径方向Ｄｒから見た場合に、第１方向における冷却媒体取り込み口７２の狭隘部７２ａの幅Ｌ２よりも大きい。このため、例えば、板部９２の上記幅Ｌ１が狭隘部７２ａの上記幅Ｌ２よりも同じまたは小さい場合と比較して、径方向外側Ｄｒｏから空気取り込み口７２を通じてタービン翼環７０の内周側に圧縮空気Ａｃが流入しにくい。
　また、図６に示したように、板部９２の第１端部９２ｅ１は、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、翼環本体７の上流面７ｓとの間に隙間Ｇ１をあけた状態で配置されている。さらに、図７に示したように、板部９２の一対の第２端部９２ｅ２は、軸線上流側Ｄａｕから見た場合に、２つの突出部７３との間に隙間Ｇ２をあけた状態で配置されている。このため、板部９２の製造過程において長さ、幅、厚さ等の寸法に公差が生じたとしても、隙間Ｇ１，Ｇ２があるため、板部９２のタービン翼環７０への干渉を抑制することができる。その結果、例えば、翼環アッセンブリＷＳの組立などにかかる工数を削減することができる。
　また、図５に示したように、板部９２の第３端部９２ｅ３は、静翼４６ａ１に含まれるリテーナ１２４の前面１２４ａよりも軸線下流側Ｄａｄに位置している。このため、例えば、第３端部９２ｅ３がリテーナ１２４の前面１２４ａと軸線方向Ｄａで同一の位置、または前面１２４ａよりも軸線上流側Ｄａｕに位置した場合と比較して、軸線上流側Ｄａｕから流れてきた圧縮空気Ａｃ（図２中、図４中、および図９中の矢印Ａ３参照）に含まれる異物Ｍが、板部９２の径方向内側Ｄｒｉを向く主面９２ａに衝突して跳ね返りにくい。その結果、異物Ｍが空気取り込み口７２内に取り込まれにくい。また、径方向内側Ｄｒｉから流れてきた圧縮空気Ａｃ（図２中、図４中、および図９中の矢印Ａ４参照）に含まれる異物Ｍが、板部９２の径方向内側Ｄｒｉを向く主面９２ａに衝突して跳ね返りにくい。その結果、異物Ｍが空気取り込み口７２内に取り込まれにくい。
　また、本実施形態で説明した構成によれば、デフレクタ９０の固定台部９１が周方向Ｄｃで２つの突出部７３の間に配置され、タービン翼環７０に取り付けられ、板部９２が固定台部９１における径方向Ｄｒの外側の端部に取り付けられている。これにより、冷却媒体取り込み口内の固定台部９１が板部９２を径方向内側Ｄｒｉから支持することができる。したがって、径方向外側Ｄｒｏから圧縮空気Ａｃが板部９２に衝突した際に、板部９２が径方向内側Ｄｒｉに変位することを抑制することができる。
　また、本実施形態で説明した構成によれば、板部９２の第３端部９２ｅ３が、固定台部９１の軸線上流側Ｄａｕを向く面よりも軸線下流側Ｄａｄに位置している。このため、第３端部９２ｅ３が固定台部９１の軸線上流側Ｄａｕを向く面と軸線方向Ｄａで同じ位置、または当該面よりも軸線上流側Ｄａｕに位置した場合と比較して、固定台部９１よりも径方向外側Ｄｒｏから流れてきた圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍが、板部９２の径方向内側Ｄｒｉを向く主面９２ａに衝突して跳ね返りにくい。その結果、異物Ｍが空気取り込み口７２内に取り込まれにくい。
　また、本実施形態で説明した構成によれば、固定台部９１は、板部９２と固定台部９１とが一体である状態で、タービン翼環７０から取り外し可能である。このため、例えば、板部９２よりも径方向外側Ｄｒｏに冷却媒体流通部１００などの強制冷却用部品が干渉物として存在していたとしても、板部９２と一体の状態で固定台部９１を軸線上流側Ｄａｕに向かって取り外すことができる。その結果、例えば、固定台部９１と板部９２とが一体でない場合と比較して、これら固定台部９１および板部９２に対して修理などのメンテナンスを容易に行うことができる。
　また、本実施形態で説明した構成によれば、固定台部９１は、周方向Ｄｃに隣り合う燃焼器３０の２つの尾筒３２の間の隙間を気密に塞ぐシール部材８５が固定される第１部分９１ａを有している。つまり、固定台部９１は、板部９２を径方向内側Ｄｒｉから支持する部材であると同時に、シール部材８５を固定するための部材を兼ねている。したがって、シール部材８５を固定するために固定台部９１以外の部材を設ける必要がない。その結果、タービン翼環７０の部品点数の増加を抑制することができる。
　また、本実施形態で説明した構成によれば、複数の突出部７３のそれぞれは、燃焼器３０の尾筒３２が固定される燃焼器接続部材８０と接続可能な結合穴７３ｈを含む端面７３ｕを有している。このため、突出部７３を利用することで、板部９２の長さを軸線方向Ｄａに比較的長くとることができる。したがって、径方向外側Ｄｒｏからデフレクタ９０に向かって流れてくる圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍの空気取り込み口７２への流入が抑制される。
　また、本実施形態で説明した構成によれば、タービン翼環７０とデフレクタ９０は、同一組成の材料で形成されているため、例えば、タービン翼環７０とデフレクタ９０との間に作用するタービン翼環７０の熱膨張の影響を小さく抑えることができる。したがって、例えば、タービン翼環７０と固定台部９１の第１部分９１ａとの間で不具合が生じることを抑制することができる。その結果、翼環アッセンブリＷＳの寿命を長くすることができる。
　また、図６および図７に示したように、径方向外側Ｄｒｏから見た空気取り込み口７２をデフレクタ９０が径方向Ｄｒに遮る割合が、軸線上流側Ｄａｕから見た空気取り込み口７２をデフレクタ９０が遮る割合よりも高い。これにより、軸線上流側Ｄａｕから空気取り込み口７２に取り込まれる冷却空気Ａｃの量が径方向外側Ｄｒｏから空気取り込み口７２に取り込まれる圧縮空気Ａｃの量よりも多くなる。発明者らは、収容室Ｒ内の圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍの大きさを解析した。その結果、デフレクタ９０の周囲を流れる圧縮空気Ａｃのうち、径方向外側Ｄｒｏからデフレクタ９０に向かって流れる圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍの大きさが、軸線上流側Ｄａｕからデフレクタ９０に向かって流れる圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍよりも大きいことを見出した。したがって、上述した構成により、径方向外側Ｄｒｏから流れてくる圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍが空気取り込み口７２に取り込まれることを抑制しつつ、冷却空気Ａｃを軸線上流側Ｄａｕから空気取り込み口７２に取り込ませることで、静翼４６ａ１の冷却構造に異物Ｍが詰まることが抑制される。
　また、図６および図７に示したように、板部９２は、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、周方向Ｄｃに隣り合う２つの突出部７３のそれぞれの少なくとも一部に重なるように、かつ、径方向Ｄｒでこれら２つの突出部７３との間に隙間Ｇ２をあけて配置されている。径方向外側Ｄｒｏから板部９２に向かって流れてきた圧縮空気Ａｃの一部は、板部９２の径方向外側Ｄｒｏを向く主面９２ａに衝突し、周方向Ｄｃに流れた後、９０°を超える角度（例えば約１８０°）でターンして径方向Ｄｒにあいた上記隙間Ｇ２から空気取り込み口７２内に流入する。この過程で、圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍは、当該異物Ｍが持つ慣性力によってターンすることができず、空気取り込み口７２内に取り込まれることがほとんどない。つまり、径方向外側Ｄｒｏから飛来した異物Ｍが空気取り込み口７２に取り込まれることを抑制しつつ、板部９２によって異物Ｍが分離された圧縮空気Ａｃの一部を板部９２と突出部７３との間の隙間Ｇ２から空気取り込み口７２内に取り込ませることができる。したがって、例えば、板部９２が径方向Ｄｒに隙間Ｇ２をあけずに突出部７３に当接した場合などと比較して、空気取り込み口７２に取り込まれる、異物Ｍが分離された圧縮空気Ａｃの量を増加させることができる。
　＜第二実施形態＞
　以下では、本開示の第二実施形態に係る翼環アッセンブリについて、図１０から図１２を参照して説明する。なお、以下の説明では、上記第一実施形態と同一又は類似の機能を有する構成に同一の符号を付してそれらの説明は省略する。
　図１０は、翼環アッセンブリＷＳの一部を分解して示した斜視図、図１１は、デフレクタ９７を径方向外側Ｄｒｏから見た時の平面図である。本実施形態において、デフレクタ固定部７５には、径方向Ｄｒに形成された冷却孔７６が形成されている。冷却孔７６はデフレクタ固定部７５を貫通しており、冷却孔７６の径方向外側Ｄｒｏの一端は翼環本体７の上流面７ｓに隣接して支持面７５ｂに開口し、径方向内側Ｄｒｉの他端は外側シュラウド１２０の第１空間Ｓ１に開口している。本実施形態においては、ひとつのデフレクタ固定部７５に３つの冷却孔７６が周方向Ｄｃに相互に離間して形成されているが、冷却孔７６の数は３つに限定されることはなく、翼環アッセンブリＷＳに求められる冷却性能に応じて適宜選択される。
　本実施形態のデフレクタ９７は、固定台部９８と、板部９９とを有している。固定台部９８は、デフレクタ固定部７５に結合具９３によって着脱可能に固定されており、デフレクタ固定部７５の固定面７５ａに軸線上流側Ｄａｕから当接する第１部分９８ａと、第１部分９８ａの径方向外側Ｄｒｏの上面に設けられた一対の第２部分９８ｂ，９８ｃとを有している。第１部分９８ａおよび第２部分９８ｂ，９８ｃは、一体成形された単一部品である。第２部分９８ｂ，９８ｃは周方向Ｄｃに離間しており、それらの間を冷却媒体が流れることを阻害しない。固定台部９８は、周方向Ｄｃから見てＬ字状をなしているが、上記第一実施形態の固定台部９１とは異なり、第２部分９８ｂ，９８ｃはデフレクタ固定部７５の支持面７５ｂに当接してはいない。第１部分９８ａの径方向外側Ｄｒｏの上面に第２部分９８ｂ，９８ｃが設けられることにより、一方の第２部分９８ｂと他方の第２部分９８ｃとの間には、第１部分９８ａの上面を底とする溝９８ｄが形成されている。溝９８ｄは、軸線方向Ｄａに形成され、デフレクタ固定部７５の支持面７５ｂに面一に連続している。溝９８ｄ及び支持面７５ｂは、第２部分９８ｂ，９８ｃに固定される板部９９との間で冷却媒体の取込み通路９７ａを画成する。
　図１１に示すように、板部９９は、径方向Ｄｒと交差した方向に広がる板状であって、径方向外側Ｄｒｏおよび径方向内側Ｄｒｉを向く２つの主面９９ａを有している。径方向内側Ｄｒｉを向く一方の主面９９ａは、固定台部９８の第２部分９８ｂ，９８ｃの径方向外側Ｄｒｏを向く面に当接している。板部９９には、結合具９４が通される挿通孔が、周方向Ｄｃに離間して２つずつ形成されている。いっぽう第２部分９８ｂ，９８ｃの径方向外側Ｄｒｏを向く面には、板部９９の挿通孔に対応する結合穴が２つずつ形成されている。板部９９の挿通孔に通された結合具９４が第２部分９８ｂ，９８ｃの結合穴に結合されることで、板部９９が固定台部９８の第２部分９８ｂ，９８ｃに着脱可能に固定されている。
　板部９９は、軸線下流側Ｄａｄの端部である第１端部９９ｃと、板部９９の長さ方向の両端部である２つの第２端部９９ｄ，９９ｅと、軸線上流側Ｄａｕの端部である第３端部９９ｆと、第３端部９９ｆから軸線上流側Ｄａｕに張り出す矩形の張出部９９ｇとを有している。第１端部９９ｃは、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、翼環本体７の上流面７ｓとの間に隙間Ｇ１をあけて配置される。第１端部９９ｃおよび第３端部９９ｆは、第一実施形態の板部９２と同じく第１方向に延びている。第２端部９９ｄ，９９ｅはどちらも軸線方向Ｄａに延びており、両者は平行である。張出部９９ｇの先縁９９ｈは、第１端部９９ｃと平行であり、第１方向に離間する張出部９９ｇの２つの側縁９９ｉ，９９ｊ間の距離は、固定台部９８の周方向Ｄｃの長さと実質的に等しい。
　板部９９の第２端部９９ｄは、周方向Ｄｃｎに向かって張出し、第２端部９９ｅは周方向Ｄｃｐに向かって張り出している。板部９９は、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、周方向Ｄｃに隣り合う２つの突出部のうち第１突出部７３ａに第２端部９９ｄが重なり、第２突出部７３ｂに第２端部９９ｅが重なるように配置される。また、第２端部９９ｄ，９９ｅは、径方向Ｄｒにおいて突出部７３ａ，７３ｂとの間に隙間をあけて配置されている。
　張出部９９ｇは、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に、張出部９９ｇの先縁９９ｈが固定台部９８の第１部分９８ａの軸線上流側Ｄａｕの面に一致し、かつ張出部９９ｇの２つの側縁９９ｉ，９９ｊが、固定台部９８の周方向Ｄｃに離間する２つの側面に一致する。これにより、張出部９９ｇが固定台部９８の溝９８ｄに重なるように配置されるので、溝９８ｄは、径方向外側Ｄｒｏから見た場合に張出部９９ｇによって遮られる。
　図１２は、デフレクタ９７の作用を示した断面図である。デフレクタ９７の取込み通路９７ａには、案内部（圧縮機のターニングベーン）によって流れ方向の角度を変えられ、軸線上流側Ｄａｕから流れてきた冷却媒体としての圧縮空気Ａｃ（Ａ３）が流れ込む。取込み通路９７ａに流れ込んだ圧縮空気Ａｃは、第２部分９８ｂ，９８ｃの間を、溝９８ｄ及び支持面７５ｂに沿って軸線下流側Ｄａｄに流れ、翼環本体７の上流面７ｓに衝突する。上流面７ｓに衝突した圧縮空気Ａｃの一部は、径方向内側Ｄｒｉに向きを変え、冷却孔７６を通じて外側シュラウド１２０の第１空間Ｓ１に流れ込む。冷却孔７６を通じてタービン翼環７０の内周側に流入した冷却空気Ａｃは、上記第一実施形態と同様に、翼体１１０、外側シュラウド１２０及び内側シュラウド１３０を冷却する。本実施形態では、デフレクタ９７の固定台部９８に、冷却媒体の取込み通路９７ａが形成されているので、外側シュラウド１２０及び内側シュラウド１３０に流入する圧縮空気Ａｃの量を、第一実施形態のデフレクタ９０よりも増加させることができる。これにより、静翼４６ａ１の冷却構造による効果を向上させることができる。
　圧縮空気Ａｃ（Ａ３）とは別に、ガスタービン車室１５の後壁６３に沿って流れる圧縮空気Ａｃ（Ａ２）は、空気取り込み口７２に流入するのではなく、デフレクタ９７の板部９９に衝突する。このとき、圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍは、板部９９に当たって跳ね返り、空気取り込み口７２から離間するように軸線上流側Ｄａｕへ流れる。本実施形態では、デフレクタ９７の板部９９に、軸線上流側Ｄａｕに張り出して溝９８ｄを遮る張出部９９ｇが形成されているので、異物Ｍは板部９９に当たって跳ね返り、固定台部９８の溝９８ｄには当たらない。つまり、デフレクタ９７の固定台部９８に、圧縮空気の取込み通路９７ａの一部を構成する溝９８ｄを形成した場合でも、張出部９９ｇにより、取込み通路９７ａから外側シュラウド１２０及び内側シュラウド１３０への異物Ｍの流入を阻止することができる。その結果、静翼４６ａ１の冷却構造に異物Ｍが詰まることが抑制される。
（その他の実施形態）
　以上、本開示の実施形態について図面を参照して詳述したが、具体的な構成は実施形態の構成に限られることはなく、本開示の要旨を逸脱しない範囲内での構成の付加、省略、置換、およびその他の変更が可能である。
　なお、図１３に示すように、デフレクタ９０の板部９２´は、固定台部９１´に一体形成されていてもよい。この場合、固定台部９１´には、ボルトなどの結合具９６が通される挿通孔９１ｃが形成されている。挿通孔９１ｃは、複数（例えば２つ）が固定台部９１´に形成されている。固定台部９１´は、結合具９６が挿通孔９１ｃに通された状態で、翼環本体７に予め形成されている結合穴７ａに結合されることで翼環本体７に固定されている。これにより、固定台部９１´および板部９２´をそれぞれ別々に取り付ける必要がなくなるため、例えば、デフレクタ９０をタービン翼環７０に取り付ける作業が容易となる。
　また、上記実施形態で説明した板部９２は、上述した配置に限定されることはなく、例えば、空気取り込み口７２内に配置されてもよい。
＜付記＞
　実施形態に記載の翼環アッセンブリ、およびこれを備えているガスタービンは、例えば以下のように把握される。
　（１）第１態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、軸線Ａｒを中心とする周方向Ｄｃに延びたタービン翼環７０と、前記タービン翼環７０の内周側に配置された静翼４６ａと、前記タービン翼環７０の少なくとも一部の外周側に配置されたデフレクタ９０，９７とを備え、前記タービン翼環７０は、翼環本体７と、前記軸線Ａｒが延びる軸線方向Ｄａにおける両側のうち軸線上流側Ｄａｕに向かって前記翼環本体７から突出し、互いに間隔をあけて前記周方向Ｄｃの異なる位置に配置された複数の突出部７３とを有し、前記複数の突出部７３に含まれて前記周方向Ｄｃで隣り合う２つの突出部７３は、前記翼環本体７と共に前記タービン翼環７０の外周側から前記内周側に通じた冷却媒体取り込み口（空気取り込み口７２）を形成し、前記デフレクタ９０，９７は、前記軸線Ａｒを中心とした径方向Ｄｒから見た場合に、前記冷却媒体取り込み口の少なくとも一部を遮るように配置されている。
　これにより、ガスタービン車室１５内で翼環アッセンブリＷＳに径方向Ｄｒの外側から流れてくる圧縮空気Ａｃの大部分は、そのまま冷却媒体取り込み口に流入するのではなく、デフレクタ９０，９７に衝突して跳ね返る。この過程で、圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍ（例えば錆やごみ）は、冷却媒体取り込み口から離間するように軸線上流側Ｄａｕへ流れる。したがって、圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍが冷却媒体取り込み口に径方向Ｄｒの外側から入りにくくなる。
　（２）第２態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第１態様の翼環アッセンブリＷＳであって、前記デフレクタ９０，９７は、前記径方向Ｄｒとは交差した方向に広がる主面９２ａ，９９ａを持つ板部９２，９２´，９９を含んでもよい。
　これにより、板部９２，９２´，９９といった簡易な構成で上記（１）の作用を実現することができる。
　（３）第３態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第２態様の翼環アッセンブリＷＳであって、前記冷却媒体取り込み口は、前記２つの突出部７３の前記内周側の端部の間に、当該冷却媒体取り込み口が最も狭くなる最小部分（狭隘部７２ａ）を有し、前記２つの突出部７３が隣り合う第１方向における前記板部９２，９２´の幅Ｌ１は、前記第１方向における前記冷却媒体取り込み口の前記最小部分の幅Ｌ２よりも大きくてもよい。
　これにより、板部９２，９２´の幅Ｌ１が冷却媒体取り込み口の最初部分の幅Ｌ２よりも同じまたは小さい場合と比較して、径方向Ｄｒの外側から冷却媒体取り込み口を通じてタービン翼環７０の内周側に圧縮空気Ａｃが流入しにくい。
　（４）第４態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第２または第３態様の翼環アッセンブリＷＳであって、前記板部９２，９２´は、前記軸線方向Ｄａにおける両側のうち軸線下流側Ｄａｄの端部である第１端部９２ｅ１と、前記２つの突出部７３が隣り合う第１方向の両端部である一対の第２端部９２ｅ２とを有し、前記第１端部９２ｅ１および前記一対の第２端部９２ｅ２は、前記タービン翼環７０との間に隙間Ｇ１，Ｇ２をあけて配置されてもよい。
　これにより、隙間Ｇ１，Ｇ２があるため、板部９２，９２´の製造過程において長さ、幅、厚さ等の寸法に公差が生じたとしても、板部９２，９２´のタービン翼環７０への干渉を抑制することができる。その結果、例えば、翼環アッセンブリＷＳの組立などにかかる工数を削減することができる。
　（５）第５態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第２から第４態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記板部９２，９２´は、前記軸線上流側Ｄａｕの端部である第３端部９２ｅ３を有し、前記第３端部９２ｅ３は、前記静翼４６ａに含まれるリテーナ１２４の前記軸線上流側Ｄａｕを向く面（前面１２４ａ）よりも、前記軸線方向Ｄａにおける両側のうち軸線下流側Ｄａｄに位置してもよい。
　これにより、第３端部９２ｅ３がリテーナ１２４の前記軸線上流側Ｄａｕを向く面と軸線方向Ｄａで同じ位置、または当該面よりも軸線上流側Ｄａｕに位置した場合と比較して、軸線上流側Ｄａｕから流れてきた圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍが、板部９２，９２´の径方向Ｄｒの内側を向く主面９２ａに衝突して跳ね返りにくい。また、径方向Ｄｒの外側から流れてきた圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍが、板部９２の径方向Ｄｒの内側を向く主面９２ａに衝突して跳ね返りにくい。
　（６）第６態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第２から第５態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリであって、前記デフレクタ９０は、前記周方向Ｄｃで前記２つの突出部７３の間に配置され、前記タービン翼環７０に取り付けられた固定台部９１，９１´，９８を更に含み、前記板部９２，９２´，９９は、前記固定台部９１，９１´，９８における前記径方向Ｄｒの外側の端部に取り付けられてもよい。
　これにより、冷却媒体取り込み口内の固定台部９１，９１´が板部９２，９２´を径方向Ｄｒの内側から支持することができる。
　（７）第７態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第６態様の翼環アッセンブリＷＳであって、前記板部９２は、前記軸線上流側Ｄａｕの端部である第３端部９２ｅ３を有し、前記第３端部９２ｅ３は、前記固定台部９１の前記軸線上流側Ｄａｕを向く面よりも、前記軸線方向Ｄａにおける両側のうち軸線下流側Ｄａｄに位置してもよい。
　これにより、第３端部９２ｅ３が固定台部９１の軸線上流側Ｄａｕを向く面と軸線方向Ｄａで同じ位置、または当該面よりも軸線上流側Ｄａｕに位置した場合と比較して、固定台部９１よりも径方向Ｄｒの内側から流れてきた圧縮空気Ａｃに含まれる異物Ｍが、板部９２の径方向Ｄｒの内側を向く主面９２ａに衝突して跳ね返りにくい。
　（８）第８態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第６または第７態様の翼環アッセンブリＷＳであって、前記固定台部９１は、前記板部９２と前記固定台部９１とが一体である状態で、前記タービン翼環７０から取り外し可能であってもよい。
　これにより、例えば、固定台部９１と板部９２とが一体でない場合と比較して、これら固定台部９１および板部９２に対して修理などのメンテナンスを容易に行うことができる。
　（９）第９態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第６から第８態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記固定台部９１は、前記周方向Ｄｃに隣り合う燃焼器３０の２つの尾筒３２の間の隙間を塞ぐシール部材８５を固定可能な固定部（結合穴９１ｈを含む第１部分９１ａ）を有してもよい。
　これにより、固定台部９１が板部９２を径方向Ｄｒの内側から支持する部材であると同時に、シール部材８５を固定するための部材を兼ねている。このため、例えば、シール部材８５を固定するために固定台部９１以外の部材を設ける必要がない。
　（１０）第１０態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第６から第９態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記固定台部９８には、前記板部９９よりも前記径方向の内側において前記軸線方向Ｄａに形成され、前記板部９９との間で冷却媒体取込み通路９７ａを画成する溝９８ｄを有してもよい。
　これにより、静翼の冷却構造への冷却媒体の流入量が増加するので、静翼の冷却効果を向上させることができる。
　（１１）第１１態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第１０態様の翼環アッセンブリＷＳであって、板部９９は、軸線上流側Ｄａｕに張り出すように形成され、径方向Ｄｒの外側から見たときに溝９８ｄに重なる張出部９９ｇを有してもよい。
　これにより、圧縮空気の取込み通路９７ａを形成したデフレクタ９７を採用した場合でも、張出部９９ｇにより、静翼４６ａ１の冷却構造への異物Ｍの流入を阻止することができる。
　（１２）第１０態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第１から第１１態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記２つの突出部７３のそれぞれは、燃焼器３０の尾筒３２が固定される固定部品（燃焼器接続部材８０）と接続可能な接続部（結合穴７３ｈを含む端面７３ｕ）を有してもよい。
　これにより、２つの突出部７３を利用することで、板部９２，９２´，９９の長さを軸線方向Ｄａに比較的長くとることができる。
　（１３）第１３態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第１から第１２態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記タービン翼環７０と前記デフレクタ９０は、同一組成の材料で形成されていてもよい。
　これにより、タービン翼環７０とデフレクタ９０との間に作用するタービン翼環７０の熱膨張の影響を小さく抑えることができる。したがって、タービン翼環７０とデフレクタ９０との間で不具合が生じることを抑制することができる。
　（１４）第１４態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第１から第１３態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記径方向Ｄｒの外側から見た場合に前記冷却媒体取り込み口を前記デフレクタ９０が遮る割合は、前記軸線上流側Ｄａｕから見た場合に前記冷却媒体取り込み口を前記デフレクタ９０が遮る割合よりも高くてもよい。
　これにより、軸線上流側Ｄａｕから冷却媒体取り込み口に取り込まれる冷却空気Ａｃの量が径方向Ｄｒの外側から冷却媒体取り込み口に取り込まれる圧縮空気Ａｃの量よりも多くなる。
　（１５）第１５態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第１から第１４態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記デフレクタ９０を前記タービン翼環７０に固定する固定部（挿通孔９３ｈを含む第１部分９１ａ）は、前記周方向Ｄｃで前記２つの突出部７３の間に配置されてもよい。
　これにより、例えば、デフレクタ９０の固定部がタービン翼環７０の外周側または内周側に配置された場合と比較して、省スペース化を図ることができる。
　（１６）第１６態様に係る翼環アッセンブリＷＳは、第１から第１５態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳであって、前記タービン翼環７０の前記外周側に設けられ、前記径方向Ｄｒで見た場合に前記冷却媒体取り込み口と重なる位置に配置され、蒸気が流れる強制冷却用部品（冷却媒体流通部１００）を更に備え、前記デフレクタ９０は、前記強制冷却用部品の前記内周側に配置されてもよい。
　（１７）第１７態様に係るガスタービン１０は、前記軸線Ａｒを中心として回転可能なロータ（ガスタービンロータ１１）と、前記ロータを外周側から覆うケーシング（ガスタービン車室１５）と、前記ケーシングに支持された状態で前記ロータを前記外周側から覆う第１から第１６態様のうちいずれか１つの翼環アッセンブリＷＳと、燃料Ｆの燃焼により燃焼ガスＧを生成し、前記ケーシング内に前記燃焼ガスＧを送る燃焼器３０とを備え、前記翼環アッセンブリＷＳに含まれる前記静翼４６ａは、前記軸線方向Ｄａにおける１段目のタービン静翼（静翼４６ａ１）である。
　７…翼環本体
　７ａ，７３ｈ，７５ｈ，９１ｈ，９４ｈ…結合穴
　７ｓ…上流面
　１０…ガスタービン
　１１…ガスタービンロータ
　１５…ガスタービン車室
　２０…圧縮機
　２１…圧縮機ロータ
　２２，４２…ロータ軸
　２３，４３…動翼段
　２３ａ，４３ａ…動翼
　２５…圧縮機車室
　２６，４６…静翼段
　２６ａ…静翼
　３０…燃焼器
　３１…吸気部
　３２…尾筒
　４０…タービン
　４１…タービンロータ
　４５…タービン車室
　４５ａ…外側車室
　４５ｂ…内側車室
　４５ｃ…分割環
　４５ｐ…冷却空気通路
　４６ａ…ガスタービン静翼
　４６ａ１…静翼
　４９…燃焼ガス流路
　５０…冷却装置
　５１…異物捕集器
　５２…冷却器
　５３…ブースト圧縮機
　５４…冷却空気ライン
　６１…前壁
　６１ａ…筒部
　６１ｂ…筒状蓋部
　６１ｈ…開口
　６２…周壁
　６２ａ…第１周壁
　６２ｂ…第２周壁
　６３…後壁
　６４…案内部
　７０…タービン翼環
　７０ｏ…外周面
　７０ｉ…内周面
　７０ｄ…下流側端面
　７０ｕ…上流側端面
　７１…翼環固定部
　７２…空気取り込み口
　７２ａ…狭隘部
　７３…突出部
　７３ａ…第１突出部
　７３ｂ…第２突出部
　７３ｕ…端面
　７５…デフレクタ固定部
　７５ａ…固定面
　７５ｂ…支持面
　７６…冷却孔
　８０…燃焼器接続部材
　８１…枠体部
　８２…フランジ
　８２ｈ，９１ｃ，９２ｈ，９３ｈ，９５ｈ…挿通孔
　８３，９３，９４，９５，９６…結合具
　８５…シール部材
　９０，９７…デフレクタ
　９１，９１´，９８…固定台部
　９１ａ…第１部分
　９１ｂ…第２部分
　９２，９２´，９９…板部
　９２ａ，９９ａ…主面
　９２ｅ１…第１端部
　９２ｅ２…第２端部
　９２ｅ３…第３端部
　９８ｄ…溝
　９９ｇ…張出部
　１００…冷却媒体流通部
　１１０…翼体
　１１０ｈ…排気孔
　１２０…外側シュラウド
　１２１，１３１…シュラウド本体
　１２１ａ，１３１ａ…ガスパス面
　１２１ｂ…外側内面
　１２２，１３２…周壁
　１２２ａ，１３２ａ…前壁部
　１２２ｂ，１３２ｂ…後壁部
　１２２ｃ，１３２ｃ…背側壁部
　１２３，１３３…衝突板
　１２３ｈ…空気孔
　１２４…リテーナ
　１２４ａ…前面
　１３０…内側シュラウド
　１３１ｂ…内側内面
　１４０…空気通路
　１５０…遮蔽カバー
　Ａ…空気
　Ａ１，Ａ２，Ａ２´，Ａ３，Ａ４…矢印
　Ａｃ…圧縮空気
　Ａｒ…軸線
　ＣＡ…キャビティ
　Ｄａ…軸線方向
　Ｄａｄ…軸線下流側
　Ｄａｕ…軸線上流側
　Ｄｃ，Ｄｃｎ，Ｄｃｐ…周方向
　Ｄｒ…径方向
　Ｄｒｉ…径方向内側
　Ｄｒｏ…径方向外側
　Ｆ…燃料
　Ｇ…燃焼ガス
　Ｇ１，Ｇ２…隙間
　ＧＥＮ…発電機
　Ｌ１…第１方向における板部の幅
　Ｌ２…第１方向における狭隘部の幅
　Ｒ…収容室
　Ｓ１…第１空間
　Ｓ２…第２空間
　ＷＳ…翼環アッセンブリ

Claims (17)

  1. 　軸線を中心とする周方向に延びたタービン翼環と、
    　前記タービン翼環の内周側に配置された静翼と、
    　前記タービン翼環の少なくとも一部の外周側に配置されたデフレクタと を備え、
    　前記タービン翼環は、
    　翼環本体と、
    　前記軸線が延びる軸線方向における両側のうち軸線上流側に向かって前記翼環本体から突出し、互いに間隔をあけて前記周方向の異なる位置に配置された複数の突出部と を有し、
    　前記複数の突出部に含まれて前記周方向で隣り合う２つの突出部は、前記翼環本体と共に前記タービン翼環の外周側から前記内周側に通じた冷却媒体取り込み口を形成し、
    　前記デフレクタは、前記軸線を中心とした径方向から見た場合に、前記冷却媒体取り込み口の少なくとも一部を遮るように配置されている、翼環アッセンブリ。
  2. 　前記デフレクタは、前記径方向とは交差した方向に広がる主面を持つ板部を含む、請求項１に記載の翼環アッセンブリ。
  3. 　前記冷却媒体取り込み口は、前記２つの突出部の前記内周側の端部の間に、当該冷却媒体取り込み口が最も狭くなる最小部分を有し、
    　前記２つの突出部が隣り合う第１方向における前記板部の幅は、前記第１方向における前記冷却媒体取り込み口の前記最小部分の幅よりも大きい、請求項２に記載の翼環アッセンブリ。
  4. 　前記板部は、前記軸線方向における両側のうち軸線下流側の端部である第１端部と、前記２つの突出部が隣り合う第１方向の両端部である一対の第２端部とを有し、
    　前記第１端部および前記一対の第２端部は、前記タービン翼環との間に隙間をあけて配置されている、請求項２に記載の翼環アッセンブリ。
  5. 　前記板部は、前記軸線上流側の端部である第３端部を有し、
    　前記第３端部は、前記静翼に含まれるリテーナの前記軸線上流側を向く面よりも、前記軸線方向における両側のうち軸線下流側に位置する、請求項２に記載の翼環アッセンブリ。
  6. 　前記デフレクタは、前記周方向で前記２つの突出部の間に配置され、前記タービン翼環に取り付けられた固定台部を更に含み、
    　前記板部は、前記固定台部における前記径方向の外側の端部に取り付けられている、請求項２に記載の翼環アッセンブリ。
  7. 　前記板部は、前記軸線上流側の端部である第３端部を有し、
    　前記第３端部は、前記固定台部の前記軸線上流側を向く面よりも、前記軸線方向における両側のうち軸線下流側に位置する、請求項６に記載の翼環アッセンブリ。
  8. 　前記固定台部は、前記板部と前記固定台部とが一体である状態で、前記タービン翼環から取り外し可能である、請求項６に記載の翼環アッセンブリ。
  9. 　前記固定台部は、前記周方向に隣り合う燃焼器の２つの尾筒の間の隙間を塞ぐシール部材を固定可能な固定部を有する、請求項６に記載の翼環アッセンブリ。
  10. 　前記固定台部には、前記板部よりも前記径方向の内側において前記軸線方向に形成され、前記板部との間で冷却媒体取込み通路を画成する溝を有する、請求項６に記載の翼環アッセンブリ。
  11. 　前記板部は、前記軸線上流側に張り出すように形成され、前記径方向の外側から見たときに前記溝に重なる張出部を有する、請求項１０に記載の翼環アッセンブリ。
  12. 　前記２つの突出部のそれぞれは、燃焼器の尾筒が固定される固定部品と接続可能な接続部を有する、請求項１に記載の翼環アッセンブリ。
  13. 　前記タービン翼環と前記デフレクタは、同一組成の材料で形成されている、請求項１に記載の翼環アッセンブリ。
  14. 　前記径方向の外側から見た場合に前記冷却媒体取り込み口を前記デフレクタが遮る割合は、前記軸線上流側から見た場合に前記冷却媒体取り込み口を前記デフレクタが遮る割合よりも高い、請求項１に記載の翼環アッセンブリ。
  15. 　前記デフレクタを前記タービン翼環に固定する固定部は、前記周方向で前記２つの突出部の間に配置された、請求項１に記載の翼環アッセンブリ。
  16. 　前記タービン翼環の前記外周側に設けられ、前記径方向で見た場合に前記冷却媒体取り込み口と重なる位置に配置され、冷却媒体が流れる強制冷却用部品を更に備え、
    　前記デフレクタは、前記強制冷却用部品の前記内周側に配置された、請求項１に記載の翼環アッセンブリ。
  17. 　前記軸線を中心として回転可能なロータと、
    　前記ロータを外周側から覆うケーシングと、
    　前記ケーシングに支持された状態で前記ロータを前記外周側から覆う請求項１から請求項１６のうちいずれか１項に記載の翼環アッセンブリと、
    　燃料の燃焼により燃焼ガスを生成し、前記ケーシング内に前記燃焼ガスを送る燃焼器と を備え、
    　前記翼環アッセンブリに含まれる前記静翼は、前記軸線方向における１段目のタービン静翼である、ガスタービン。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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US4173120A (en) * 1977-09-09 1979-11-06 International Harvester Company Turbine nozzle and rotor cooling systems
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