WO2024106091A1 - ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造 - Google Patents

ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造 Download PDF

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WO2024106091A1
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cooling air
shroud end
flow passage
turbine
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PCT/JP2023/037085
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聡 水上
デヴィッド アレン フロッドマン
哲 羽田
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三菱パワー株式会社
三菱重工業株式会社
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    • F01D5/12—Blades
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    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium

Definitions

  • This disclosure relates to a method for cooling gas turbine vanes and also to a cooling structure for gas turbine vanes.
  • Patent Document 1 describes the cooling of turbine vanes.
  • Figure 4 of Patent Document 1 describes that cooling air is taken in from two air intakes located near the forward end of the shroud in the ventral passage and the suction passage. The cooling air then flows along each of the ventral passage and the suction passage toward the aft end of the shroud, and is then discharged into the hot gas flow path from two exhausts located at the aft end of the shroud.
  • a shroud for a turbine vane includes a shroud body and a shroud end portion provided around the shroud body and surrounding the shroud body, the shroud end portion includes a shroud end flow passage therein, the shroud end flow passage is provided along the circumference of the shroud body, the shroud end portion includes a plurality of cooling air inlets configured to introduce cooling air from the outside of the shroud end portion into the shroud end flow passage, and a plurality of cooling air outlets configured to discharge cooling air from within the shroud end flow passage to the outside of the shroud end portion, and the shroud end flow passage is divided into three or more sub-flow passages by the plurality of cooling air inlets and the plurality of cooling air outlets.
  • the above-mentioned features allow the number of shroud end passages to be increased by using three or more sub-passages, and the cooling air flow rate of each sub-passage to be reduced. This allows the cross-sectional area of the shroud end passages to be reduced, providing space to allow for the expansion of the shroud body, and facilitating the placement of essential components in the expanded space of the shroud body. Furthermore, the above-mentioned features allow the pressure loss of the cooling air within the shroud end passages to be reduced by providing shorter sub-passages.
  • a method for cooling stationary vanes of a turbine having a shroud comprises a shroud body and a shroud end portion provided around the shroud body and surrounding the shroud body, the shroud end portion includes a shroud end flow passage therein, the shroud end flow passage is provided along the circumference of the shroud body, and the shroud end portion includes a forward shroud end portion disposed at an upstream end of the shroud end portion relative to a flow direction of high-temperature gas of the turbine, an aft shroud end portion disposed at a downstream end of the shroud end portion relative to a flow direction of high-temperature gas of the turbine, and a rear shroud end portion disposed at a rear side of the shroud end portion relative to a flow direction of high-temperature gas of the turbine.
  • the suction side shroud end portion includes a suction side shroud end flow passage therein
  • the ventral side shroud end portion includes a ventral side shroud end flow passage therein
  • the cooling method includes flowing cooling air into the suction side shroud end flow passage from the upstream side to the downstream side with respect to the flow direction of high-temperature gas of the turbine, flowing cooling air into the suction side shroud end flow passage from the downstream side to the upstream side with respect to the flow direction of high-temperature gas of the turbine, and discharging the cooling air from a cooling air outlet provided in the middle portion of the suction side shroud end flow passage.
  • the above-mentioned features make it possible to increase the number of shroud end passages in the aft shroud end passage and reduce the cooling air flow rate of each sub-passage. This reduces the cross-sectional area of the shroud end passages to provide space to allow for the expansion of the shroud body, making it easier to arrange essential components in the expanded space of the shroud body. Furthermore, the above-mentioned features make it possible to reduce the pressure loss of the cooling air inside the shroud end passage by providing short sub-passages in the aft shroud end passage.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine in an embodiment according to the present disclosure.
  • FIG. 2 is a perspective view of a stator blade according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III in FIG. 2.
  • FIG. 2 is a partial perspective view of a stator blade according to the first embodiment.
  • FIG. 4 is a partial perspective view of a stator blade according to another embodiment. 4 is a flowchart illustrating a cooling method for a stator blade according to the first embodiment.
  • 6 is a flowchart illustrating a cooling method for a stator blade according to a second embodiment.
  • FIG. 11 is a diagram for explaining a cooling process of the second embodiment.
  • FIG. 10 is a flowchart illustrating a cooling method for a stator blade according to a third embodiment.
  • FIG. 11 is a schematic cross-sectional view of a stator vane according to a fourth embodiment.
  • FIG. 13 is a schematic cross-sectional view of a stator vane according to a fifth embodiment.
  • FIG. 13 is a schematic cross-sectional view of a stator vane according to a fifth embodiment.
  • FIG. 13 is a partial enlarged view of a stator vane according to a fifth embodiment.
  • FIG. 13 is a schematic cross-sectional view of a stator vane according to a sixth embodiment.
  • FIG. 13 is a schematic cross-sectional view of a stator vane according to a sixth embodiment.
  • FIG. 13 is a partial schematic view of a stator vane according to a seventh embodiment.
  • FIG. 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine in an embodiment of the present disclosure.
  • a gas turbine 10 of this embodiment includes a turbine 20 driven by combustion gas generated by a combustor 30.
  • the turbine 20 includes a rotor shaft 24, a turbine rotor 26 that rotates about an axis Ar, a turbine casing 22 that covers the turbine rotor 26, and multiple stages of stator vanes 28.
  • FIG. 2 is a schematic diagram of a gas turbine stator vane according to an embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a perspective view of the stator vane in the first embodiment.
  • FIG. 3 is a cross-sectional view taken along line III-III in FIG. 2.
  • FIG. 4 is a partially enlarged view of the stator vane.
  • the stator vane 50 includes a stator vane body (airfoil) 51 extending in the radial direction of the gas turbine, an inner shroud 60 disposed radially inside the stator vane body 51, and an outer shroud 70 disposed radially outside the stator vane body 51.
  • the stator vane body 51 is disposed in a combustion gas flow path (high-temperature gas flow path) through which combustion gas passes.
  • the annular combustion gas flow path is defined by the inner shroud 60 at its radial inner side, and the outer shroud 70 at its radial outer side.
  • the inner shroud 60 and the outer shroud 70 are plate-shaped members that define a part of the combustion gas flow path.
  • the upstream end of the stator vane body 51 has a leading edge 52, and the downstream end of the stator vane body 51 has a trailing edge 53.
  • the convex surface is the suction side 54 (suction surface)
  • the concave surface is the ventral side 55 (pressure surface).
  • the ventral side (pressure surface side) of the stator vane body 51 and the suction side (suction surface side) of the stator vane body 51 are referred to as the ventral side and the suction side, respectively.
  • the inner shroud 60 and the outer shroud 70 basically have the same structure. Therefore, the following mainly describes the outer shroud 70.
  • the outer shroud 70 is a plate-shaped shroud member and includes a shroud body 72, a shroud end portion 74 disposed on the outer periphery of the shroud body 72, and a peripheral wall 76 extending along the shroud end portion 74.
  • the peripheral wall 76 protrudes from the shroud body 72 toward the radial outside of the gas turbine.
  • the outer shroud 70 has a front end face which is the upstream end face, an aft end face which is the downstream end face, a ventral end face which is the ventral end face, and a ventral end face which is the suction end face.
  • the outer shroud 70 faces radially inward and has a gas path surface 78 which faces the high-temperature gas flow path.
  • the front end face and the aft end face are substantially parallel to each other, and the ventral end face and the suction end face are substantially parallel to each other. Therefore, when viewed in the radial direction, the outer shroud 70 has a substantially parallelogram shape, as shown in FIG. 3.
  • the shroud ends 74 are flange-like or edge-like structures protruding from the shroud body 72.
  • the shroud ends 74 include a forward shroud end 74L disposed on the upstream side of the outer shroud 70, an aft shroud end 74T disposed on the downstream side of the outer shroud 70, a suction side shroud end 74N disposed on the suction side of the outer shroud 70, and a ventral side shroud end 74P disposed on the ventral side of the outer shroud 70.
  • a forward shroud end 74L disposed on the upstream side of the outer shroud 70
  • an aft shroud end 74T disposed on the downstream side of the outer shroud 70
  • a suction side shroud end 74N disposed on the suction side of the outer shroud 70
  • a ventral side shroud end 74P disposed on the ventral side of the outer shroud
  • the forward shroud end 74L , the aft shroud end 74T , the suction side shroud end 74N , and the ventral side shroud end 74P are disposed on the outer periphery of the shroud body 72 and surround the entire shroud body 72.
  • the forward shroud end 74L includes therein a forward shroud end flow passage 75L .
  • the aft shroud end 74T includes therein an aft shroud end flow passage 75T .
  • the suction shroud end 74N includes therein a suction shroud end flow passage 75N.
  • the ventral shroud end 74P includes therein a ventral shroud end flow passage 75P .
  • the forward shroud end passage 75L is connected at one end to the suction shroud end passage 75N and at the other end to the ventral shroud end passage 75P .
  • the aft shroud end passage 75T is connected at one end to the suction shroud end passage 75N and at the other end to the ventral shroud end passage 75P .
  • the forward shroud end passage 75L has a shroud end passage inlet 171.
  • the aft shroud end passage 75T has a shroud end passage outlet 172.
  • the shroud end passages 75L , 75T , 75P , and 75N include turbulators 175.
  • the turbulators 175 may be ribs disposed on the inner surface of the shroud end passage. To enhance cooling of the shroud end, the turbulators 175 may be disposed on the bottom surface of the passage that defines the radial inner surface of the passage. Here, the bottom surface of the passage may extend substantially parallel to the radial inner wall 81.
  • the turbulators 175 may also be disposed on the side surface of the passage that defines the circumferential side wall or axial wall of the passage.
  • the shroud end flow passage inlet 171 is provided in the forward shroud end flow passage 75L
  • the shroud end flow passage outlet 172 is provided in the aft shroud end flow passage 75T .
  • the structure of the stator vane is not limited to this embodiment.
  • the shroud end flow passage inlet 171 may be provided in another shroud end flow passage, such as the suction side shroud end flow passage 75N , the ventral side shroud end flow passage 75P , or the aft shroud end flow passage 75T .
  • the shroud end flow passage outlet 172 may be provided in another shroud end flow passage, such as the suction side shroud end flow passage 75N , the ventral side shroud end flow passage 75P , or the forward shroud end flow passage 75L .
  • a plurality of shroud end flow passage inlets 171 may be provided in one or a plurality of shroud end flow passages 75L , 75T , 75N , and 75P .
  • multiple shroud end flow passage outlets 172 may be provided in one or more of the shroud end flow passages 75L , 75T , 75N , 75P .
  • the shroud body 72 includes a radial inner wall 81 and a radial outer wall 82 located on the opposite side thereof.
  • the shroud body 72 includes a hollow space S between the radial inner wall 81 and the radial outer wall 82.
  • the radial inner surface of the inner wall 81 constitutes the gas path surface 78 of the outer shroud 70.
  • the radial inner wall 81 constitutes a part of the shroud body 72.
  • the radial inner wall 81 may be continuously extended in the circumferential direction or the axial direction of the gas turbine so as to constitute a part of the shroud end 74.
  • the shroud body 72 includes an impingement plate 73 that divides the space S of the outer shroud 70 into an outer region on the radial outer side and an inner region (cavity) on the radial inner side.
  • the outer region is connected to the shroud end passage outlets 172 such that a portion of the cooling air flows from the aft shroud end passage 75 T into the outer region.
  • the inner region is defined between the radially inner wall 81 of the outer shroud 70 and the impingement plate 73.
  • a plurality of impingement cooling holes 79 are provided so as to penetrate the impingement plate 73 in the radial direction. A portion of the cooling air present in the outer region flows into the inner region through the impingement cooling holes 79 of the impingement plate 73. This cooling air is injected toward the radial outer surface of the radial inner wall 81, impingement cools the radial outer surface of the radial inner wall 81, and then passes through the outer wall 82 and is discharged to the outside.
  • the cooling air injected from the impingement cooling holes 79 toward the radial outer surface of the radial inner wall 81 to impingement cool the radial outer surface of the radial inner wall 81 is discharged through a passage connecting the inner region of the hollow space (S) and the outer space located on the opposite side (outside) of the hollow space (S) of the outer wall 82.
  • a passage may be isolated from the outer region of the hollow space (S).
  • the cooling air is discharged through a hole in the discharge pipe 83.
  • the exhaust pipe 83 is arranged to penetrate the radial outer wall 82 and the impingement plate 73 in a manner that connects the inner region with the external space.
  • the vane body 51 includes a plurality of air channels 141, 142, 143. More specifically, the interior of the vane body 51 is divided into a plurality of air channels 141, 142, 143 by radially extending partitions 51P . A plurality of inserts 151, 152, 153 are inserted into the respective air channels 141, 142, 143. The plurality of inserts 151, 152, 153 each include an inner air channel 161, 162, 163 extending in the radial direction, and extend radially from the outer shroud 70 through the vane body 51 toward the inner shroud 60.
  • Each of the inserts 151, 152, 153 is formed continuously from the outer shroud 70 through the vane body 51 to the inner shroud 60.
  • Each of the inner air channels 161, 162, 163 has an air intake 58 that opens to the inside of the intake manifold 56.
  • Each insert 151, 152, 153 has a plurality of holes (through holes) 59 communicating with the inner air channels 161, 162, 163, respectively. A portion of the cooling air supplied to the inner air channels 161, 162, 163 of the inserts 151, 152, 153 is injected from the plurality of holes 59 toward the inner surface of the vane body 51 to impingement cool the inner surface of the airfoil 51.
  • Each of the plurality of air channels 141, 142, 143 has an outer air channel defined between the inserts 151, 152, 153 and the inner surface of the vane body 51.
  • FIG. 3 shows an outer air channel 57 provided between the side of the insert 151 and the inner surface of the front end of the vane body 51.
  • the intake manifold 56 and the discharge pipe 83 are connected to a forced air cooling system in which cooling air drawn from inside the combustor casing is cooled by an external cooler (not shown) and then compressed by an external compressor (not shown). The compressed air is used for cooling and then returned to the inside of the combustor casing.
  • a forced air cooling system in which cooling air drawn from inside the combustor casing is cooled by an external cooler (not shown) and then compressed by an external compressor (not shown). The compressed air is used for cooling and then returned to the inside of the combustor casing.
  • an air cooling system is applied to this embodiment.
  • the present vane is not limited to such an embodiment.
  • the present disclosure may be applied to other types of cooling systems.
  • the intake manifold 56 and the discharge pipe 83 may be connected to a closed loop steam cooling system or a closed loop air cooling system.
  • the compressed air used for cooling is supplied to the intake manifold and first supplied directly to the air intake 58 without passing through the shroud body 72 or the shroud end 74. That is, the cooling air is first used to cool the airfoil 51 before being used to cool the shroud body 72 or the shroud end 74.
  • the air channel 141 is a leading end air channel located at the upstream end of the vane body 51.
  • the leading end insert 151 a part of the cooling air supplied to the inner air channel 161 through the air intake 58 is injected toward the inner surface of the leading end of the airfoil 51 through the hole 59, and then flows radially outward through the outer air channel 57.
  • the outer air channel 57 which is a space between the inner surface of the leading end of the vane body 51 and the insert 151, is connected to the shroud end flow passage inlet 171 of the leading shroud end flow passage 75L .
  • the air channel 142 is an intermediate air channel located downstream of the leading end air channel 141 and located between the leading end air channel 141 and the trailing end air channel 143 (described in detail below).
  • the intermediate insert 152 a portion of the cooling air supplied to the inner air channel 162 through the air intake 58 is injected through the hole 59 toward the inner surface of the center of the airfoil 51, then flows radially inward through the outer air channel toward the inner shroud 60, and then flows into the shroud end flow passage inlet 181 (located on the aft shroud end) of the inner shroud 60, as shown in FIG. 5.
  • the cooling air then passes through the shroud end passage 65 of the inner shroud 60, cooling the shroud end 64 of the inner shroud 60, and flows into the shroud body 62 of the shroud 60 through the shroud end passage outlet 182 (located in the forward shroud end passage) of the inner shroud 60.
  • the cooling air is injected from the impingement cooling holes of the impingement plate 63 to cool the radially outer wall of the inner shroud 60 with a gas path surface facing radially outward and facing the hot gas path.
  • a portion of the cooling air injected from the leading end inner air channel 161 toward the inner surface of the leading end of the airfoil 51 flows radially outward through the outer air channel 57 toward the outer shroud 70. Also, a portion of the cooling air injected from the intermediate inner air channel 162 toward the inner surface of the center of the airfoil 51 flows radially inward through the outer air channel 57 toward the inner shroud 60.
  • the structure of the stator vane is not limited to this embodiment.
  • a portion of the cooling air injected from the leading end inner air channel 161 toward the inner surface of the leading end of the airfoil 51 may be configured to flow radially inward through the outer air channel 57 toward the inner shroud 60.
  • a portion of the cooling air injected from the intermediate inner air channel 162 toward the inner surface of the center of the airfoil 51 may be configured to flow radially outward through the outer air channel 57 toward the outer shroud 70.
  • the air channel 143 is an aft air channel located at the downstream end of the vane body 51.
  • the aft air channel 143 includes an airfoil cooling structure 154 downstream of the insert 153.
  • the airfoil cooling structure 154 includes a passage having a plurality of pin fins 164 disposed therein.
  • the insert 153 which is an aft insert
  • a portion of the cooling air supplied to the inner air channel (the aft inner air channel) 163 through the air intake 58 is injected through the holes 59 onto the inner surface of the aft end of the airfoil 51 and then directed to the airfoil cooling structure 154.
  • the cooling air passes through the passage with the pin fins 164 and is then discharged into the hot gas flow path at the trailing edge 53 of the airfoil 51.
  • Fig. 6 is a partial perspective view of a stator vane in another embodiment.
  • the shroud end flow passage inlet 181 of the inner shroud 60 is disposed on the forward shroud end 64L .
  • the shroud end flow passage outlet 182 of the inner shroud 60 is disposed on the aft shroud end 64T .
  • the shroud end flow passage inlet 171 of the outer shroud 70 is disposed on the aft shroud end 74T .
  • the shroud end flow passage outlet 172 of the outer shroud 70 is disposed on the forward shroud end 74L .
  • the cooling air then passes through the shroud end flow passage 65 of the inner shroud 60, cools the shroud end 64 of the inner shroud 60, and flows into the shroud body 62 of the inner shroud 60 through the shroud end flow passage outlet 182 (located on the aft shroud end 64T ) of the inner shroud 60.
  • a portion of the cooling air supplied to the inner air channel 162 through the air intake 58 is injected toward the inner surface of the center of the airfoil 51 through the hole 59, then guided radially outward toward the outer shroud 70 through the outer air channel 57, and flows into the shroud end flow passage inlet 171 (located on the aft shroud end 74T ) of the outer shroud 70.
  • the cooling air then passes through the shroud end flow passage 75 of the outer shroud 70, cools the shroud end 74 of the outer shroud 70, and flows into the shroud body 72 of the outer shroud 70 through the shroud end flow passage outlet 172 (located on the forward shroud end 74L ) of the outer shroud 70.
  • Fig. 7 is a flow chart for explaining the cooling method for the stator vane according to the first embodiment.
  • step S102 a part of the cooling air flows into the leading end air channel 141 to cool the leading end air channel 141.
  • the cooling air passes through the hole 59 of the insert 151, is injected from the leading end inner air channel 161 toward the inner surface of the leading end of the airfoil 51, and is then guided radially outward or radially inward toward either the outer shroud 70 or the inner shroud 60 through the outer air channel 57, thereby cooling the outer shroud 70 or the inner shroud 60.
  • step S104 a portion of the cooling air flows into the intermediate air channel 142 to cool the intermediate air channel 142.
  • the cooling air is injected through the holes 59 of the insert 151 from the intermediate inner air channel 162 toward the inner surface of the center of the airfoil 51, and then guided radially outward or inward through the outer air channel 57 toward the other of the outer shroud 70 or the inner shroud 60 to cool the other of the outer shroud 70 or the inner shroud 60.
  • FIG. 8 is a flow chart for explaining the cooling method for the stator vane of the second embodiment. This method is explained using the air channel 141 and the outer shroud 70 as an example.
  • FIG. 9 illustrates a schematic cooling process of the second embodiment. As shown in FIG. 8 and FIG. 9(a), in step S202, a portion of the cooling air flows through the air intake 58 into the inner air channel 161 of the insert 151. The cooling air is then injected through the hole 59 toward the inner surface of the front end of the airfoil 51 to cool the airfoil 51, and flows radially outward through the outer air channel 57. In some embodiments, the cooling air flowing into the inner air channel may be introduced from a forced air cooling system.
  • step S204 cooling air flows into the shroud end passage 75 through the shroud end passage inlet 171.
  • the cooling air flows along the shroud end passage 75 and cools the shroud end 74.
  • step S206 cooling air flows into the outer region of the shroud body 72 and is injected through the impingement cooling holes 79 toward the radial outer surface of the radial inner wall 81, thereby impingement cooling the radial outer surface of the radial inner wall 81 and cooling the shroud body 72.
  • FIG. 10 is a flow chart for describing the method for cooling the vane of the third embodiment.
  • step S302 in at least one air channel, a portion of the cooling air flows through an air intake into an inner air channel of the insert. The cooling air is then injected through holes toward the inner surface of the leading end of the airfoil to cool the airfoil, and flows radially outward through the outer air channel.
  • the cooling air flowing into the inner air channel may be introduced from a forced air cooling system.
  • step S304 cooling air flows into the outer region of the shroud body and is injected through the impingement cooling holes toward the radially outer surface of the radially inner wall, cooling the radially outer surface of the radially inner wall and thereby cooling the shroud body.
  • step S306 cooling air flows into the shroud end flow passages through the shroud end flow passage inlets.
  • the cooling air flows along the shroud end flow passages to cool the shroud ends.
  • the cooling air is returned to the forced air cooling system through the shroud end flow passage outlets.
  • Figure 11 is a schematic cross-sectional view of a vane according to the fourth embodiment.
  • a plurality of airfoils 51 are surrounded by shroud end passages 75L , 75T , 75N , and 75P .
  • two shroud end passage inlets 171 are provided in the forward shroud end passage 75L .
  • Each outer air channel which is the space between the inner surface of the forward end of the two airfoils 51 and each insert 151, is communicated with a shroud end flow passage inlet 171 of the forward shroud end flow passage 75L through an air passage provided at the outer end of the outer air channel of each airfoil 51.
  • the cooling air flows through each shroud end flow passage inlet 171 into the forward shroud end flow passage 75L , flows through the suction side shroud end flow passage 75N or the ventral side shroud end flow passage 75P , and flows through the shroud end flow passage outlet 172 into the outer region of the shroud body 72.
  • the stator body included three air channels 141, 142, 143.
  • the number of air channels included in the stator body is not limited to three.
  • the stator body (airfoil) may include a different number of air channels, such as two, four, five or more.
  • each air channel may be connected to an outer shroud or an inner shroud.
  • Figures 12A and 12B are schematic cross-sectional views of a stator vane according to the fifth embodiment, respectively.
  • Figure 13 is a partial enlarged view of a stator vane according to the fifth embodiment.
  • Figures 12A and 12B each show an embodiment in which a shroud end surrounds a shroud body and a shroud end flow passage is divided into three sub-flow passages.
  • the outer shroud 70 includes two shroud end flow passage inlets (a forward shroud end flow passage inlet 171L and an aft shroud end flow passage inlet 171T ) and two shroud end flow passage outlets (a ventral shroud end flow passage outlet 172P and an aft shroud end flow passage outlet 172T ).
  • the forward shroud end flow passage inlet 171L is provided at the forward shroud end 74L .
  • the aft shroud end flow passage inlet 171T is provided at the aft shroud end 74T .
  • the pressure shroud end flowpath outlets 172P are provided at the pressure shroud end 74p .
  • the aft shroud end flowpath outlets 172T are provided at the aft shroud end 74T .
  • the vane body airfoil
  • the vane body includes air channels 191, 192, 193, 194, and 195 arranged in this order from the upstream end to the downstream end of the hot gas flow in the turbine.
  • Each of the air channels 191, 192, 193, 194, and 195 includes an insert and an inner air channel (not shown).
  • the inner shroud 60 has two shroud end flow passage inlets (forward shroud end flow passage inlet 181L and aft shroud end flow passage inlet 181T ) and two shroud end flow passage outlets (aft shroud end flow passage outlet 182T and suction shroud end flow passage outlet 182N ).
  • the forward shroud end flow passage inlet 181L is provided at the forward shroud end 64L .
  • the aft shroud end flow passage inlet 181T is provided at the aft shroud end 64T .
  • the aft shroud end flow passage outlet 182T is provided at the aft shroud end 64T .
  • the suction shroud end flow passage outlet 182N is provided at the suction shroud end 64N .
  • the first air channel 191 communicates with the shroud end flow passage inlet 171L of the outer shroud 70 located at the forward shroud end 74L
  • the fourth air channel 194 communicates with the shroud end flow passage inlet 171T of the outer shroud 70 located at the aft shroud end 74T .
  • the first sub-flow passage 201 extends between the forward shroud end flow passage inlet 171L and the aft shroud end flow passage outlet 172T .
  • the second sub-flow passage 202 extends between the forward shroud end flow passage inlet 171L and the ventral shroud end flow passage outlet 172P .
  • the third sub-flow passage 203 extends between the aft shroud end flow passage inlet 171T and the ventral shroud end flow passage outlet 172P .
  • each of the first to third sub-flow passages includes a cooling air inlet at one end, a cooling air outlet at the other end, and an airtight flow passage extending from the one end to the other end.
  • a portion of the cooling air provided to the first air channel 191 is injected from the first inner air channel through the holes 59 in the first insert toward the inner surface of the forward end of the airfoil 51 and then directed to flow radially outward through its outer air channel toward the outer shroud 70 and into the forward shroud end flow passage inlet 171 L, as shown in FIG. 12A.
  • the cooling air then flows along the forward shroud end flow passage 75 L.
  • the cooling air then flows along the ventral shroud end flow passage 75 P and then exits through the ventral shroud end flow passage outlet 172 P.
  • the cooling air also flows along the suction shroud end flow passage 75 N , along the aft shroud end flow passage 75 T and then exits through the aft shroud end flow passage outlet 172 T.
  • a portion of the cooling air provided to the fourth air channel 194 is injected from the fourth inner air channel through the holes 59 in the fourth insert toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51 and then directed to flow radially outward through its outer air channel toward the outer shroud 70 and into the aft shroud end flow passage inlet 171 T , as shown in FIG. 12A.
  • the cooling air then flows along the aft shroud end flow passage 75 T.
  • the cooling air then flows along the ventral shroud end flow passage 75 P and then exits the ventral shroud end flow passage outlet 172 P.
  • the ventral shroud end flow passage outlet 172P is connected to an outer region of the space S of the shroud body 72, and the cooling air flows into the outer region of the space S of the shroud body 72 and is injected toward the radially outer surface of the radially inner wall 81 through the cooling holes 79, thereby impingement cooling the radially outer surface of the radially inner wall 81 and cooling the shroud body 72.
  • the cooling air is then discharged through the holes of the discharge pipe 83.
  • the cooling air flows from the aft shroud end flow passage outlet 172T into the outer region of the space S of the shroud body 72.
  • the second air channel 192 communicates with the shroud end flow passage inlet 181L of the inner shroud 60 located at the forward shroud end 64L .
  • the third air channel 193 communicates with the shroud end flow passage inlet 181T of the inner shroud 60 located at the aft shroud end 64T .
  • a suction shroud end flow passage outlet 182N is provided in the suction shroud end flow passage 65N .
  • a shroud end flow passage outlet 182T of the inner shroud 60 is provided at the aft shroud end 64T .
  • the first sub-flow passage 201 extends between the forward shroud end flow passage inlet 181L and the aft shroud end flow passage outlet 182T .
  • the second sub-channel 202 extends between the forward shroud end channel inlet 181L and the suction shroud end channel outlet 182N .
  • the third sub-channel 203 extends between the aft shroud end channel inlet 181T and the suction shroud end channel outlet 182N .
  • a portion of the cooling air supplied to the second air channel 192 is injected from the second inner air channel through the holes 59 of the second insert toward the inner surface of the middle portion of the airfoil 51 and then directed to flow radially inward through its outer air channel toward the inner shroud 60.
  • the cooling air flows into the forward shroud end flow passage inlet 181 L.
  • the cooling air then flows along the forward shroud end flow passage 65 L.
  • the cooling air then flows along the suction shroud end flow passage 75 N and then exits from the suction shroud end flow passage outlet 182 N.
  • the cooling air also flows along the ventral shroud end flow passage 65 P , along the aft shroud end flow passage 65 T and then exits from the aft shroud end flow passage outlet 182 T into the shroud body 62, for example, into the inner region of the space S of the shroud body 62. Similar to the outer shroud 70, the cooling air is injected through the cooling holes in the impingement plate to cool the radially outer wall of the inner shroud 60 with the gas path surface facing radially outwardly and facing the hot gas path.
  • a portion of the cooling air supplied to the third air channel 193 is injected from the third inner air channel through the holes 59 in the third insert toward the inner surface of the middle portion of the airfoil 51 and then directed to flow radially inward through its outer air channel toward the inner shroud 60 and into the aft shroud end flow passage inlet 181 T as shown in FIG. 12B.
  • the cooling air then flows along the aft shroud end flow passage 65 T.
  • the cooling air then flows along the aft shroud end flow passage 75 N and then exits the aft shroud end flow passage outlet 182 N into the shroud body 62, e.g., into the inner region of the space S of the shroud body 62.
  • the fifth air channel 195 is an aft air channel located at the downstream end of the vane body 51. As previously described, in the fifth air channel 195, a portion of the cooling air supplied to the fifth inner air channel through the air intake 58 is injected through holes 59 toward the inner surface of the aft end of the airfoil 51 and then directed to flow to the airfoil cooling structure 154. A portion of the cooling air flows through a passage comprising the pin fins 164 and is then discharged into the hot gas flow path at the trailing edge 53 of the airfoil 51.
  • the structure of the stator vane is not limited to this embodiment.
  • the first sub-passage 201 may be configured to flow the cooling air in the opposite direction. That is, the rear shroud end passage outlet 172T may be moved to the front shroud end passage 75L as the front shroud end passage outlet 172L , and the cooling air may flow in the first sub-passage 201 from the rear shroud end passage inlet 171T toward the front shroud end passage outlet 172L .
  • Figures 14A and 14B are schematic cross-sectional views of a vane according to the sixth embodiment.
  • Figures 14A and 14B each explain an embodiment in which a shroud end surrounds a shroud body and a shroud end flow passage is divided into four sub-flow passages.
  • the outer shroud 70 has two shroud end flow passage inlets (a forward shroud end flow passage inlet 171L and an aft shroud end flow passage inlet 171T ) and two shroud end flow passage outlets (a ventral shroud end flow passage outlet 172P and a suction shroud end flow passage outlet 172N ).
  • the forward shroud end flow passage inlet 171L is provided at the forward shroud end 74L .
  • the aft shroud end flow passage inlet 171T is provided at the aft shroud end 74T .
  • the pressure side shroud end flow passage outlet 172P is provided at the pressure side shroud end 74P .
  • the suction side shroud end flow passage outlet 172N is provided at the suction side shroud end 74N .
  • the first sub-flow passage 201 extends between the forward shroud end flow passage inlet 171 L and the suction shroud end flow passage outlet 172 N.
  • the second sub-flow passage 202 extends between the forward shroud end flow passage inlet 171 L and the ventral shroud end flow passage outlet 172 P.
  • the third sub-flow passage 203 extends between the aft shroud end flow passage inlet 171 T and the ventral shroud end flow passage outlet 172 P.
  • the fourth sub-flow passage 204 extends between the aft shroud end flow passage inlet 171 T and the suction shroud end flow passage outlet 172 N.
  • each of the first to fourth sub-flow passages includes a cooling air inlet at one end, a cooling air outlet at the other end, and an airtight flow passage extending from the one end to the other end.
  • the inner shroud 60 has two shroud end flow passage inlets (a forward shroud end flow passage inlet 181L and an aft shroud end flow passage inlet 181T ) and two shroud end flow passage outlets (a ventral shroud end flow passage outlet 182P and a suction shroud end flow passage outlet 182N ).
  • the forward shroud end flow passage inlet 181L is provided at the forward shroud end 64L .
  • the aft shroud end flow passage inlet 181T is provided at the aft shroud end 64T .
  • the ventral shroud end flow passage outlet 182P is provided at the ventral shroud end 64P .
  • the suction shroud end flow passage outlet 182N is provided at the suction shroud end 64N .
  • the first sub-flow passage 201 extends between the forward shroud end flow passage inlet 181L and the ventral shroud end flow passage outlet 182P .
  • the second sub-flow passage 202 extends between the forward shroud end flow passage inlet 181L and the suction shroud end flow passage outlet 182N .
  • the third sub-flow passage 203 extends between the aft shroud end flow passage inlet 181T and the suction shroud end flow passage outlet 182N .
  • the fourth sub-flow passage 204 extends between the aft shroud end flow passage inlet 181T and the ventral shroud end flow passage outlet 182P .
  • each of the first to fourth sub-flow passages includes a cooling air inlet at one end, a cooling air outlet at the other end, and an airtight flow passage extending from the one end to the other end.
  • the first air channel 191 is in communication with the shroud end flow passage inlet 171L of the outer shroud 70 located at the forward shroud end 74L
  • the fourth air channel 194 is in communication with the shroud end flow passage inlet 171T of the outer shroud 70 located at the aft shroud end 74T .
  • a portion of the cooling air supplied to the first air channel 191 is injected from the first inner air channel through the holes 59 of the first insert toward the inner surface of the forward end of the airfoil 51, and then directed to flow radially outward through its outer air channel 57 toward the outer shroud 70.
  • the cooling air flows into the forward shroud end flow passage inlet 171 L.
  • the cooling air then flows along the forward shroud end flow passage 75 L.
  • the cooling air then flows along the ventral shroud end flow passage 75 P and then exits the ventral shroud end flow passage outlet 172 P into the shroud body 72, e.g., into the outer region of the space S of the shroud body 72.
  • the cooling air flows along the suction shroud end flow passage 75 N and then exits the suction shroud end flow passage outlet 172 N into the shroud body 72, e.g., into the outer region of the space S of the shroud body 72.
  • a portion of the cooling air supplied to the fourth air channel 194 is injected from the fourth inner air channel through the holes 59 of the fourth insert toward the inner surface of the center of the airfoil 51, and then directed to flow radially outward through its outer air channel 57 toward the outer shroud 70. Then, as shown in FIG. 14A, the cooling air flows into the aft shroud end flow passage inlet 171 T.
  • the cooling air then flows along the aft shroud end flow passage 75 T.
  • the cooling air then flows along the ventral shroud end flow passage 75 P and then exits the ventral shroud end flow passage outlet 172 P into the shroud body 72, e.g., into the outer region of the space S of the shroud body 72.
  • the cooling air flows along the suction shroud end flow passage 75 N and then exits the suction shroud end flow passage outlet 172 N into the shroud body 72, e.g., into the outer region of the space S of the shroud body 72.
  • the second air channel 192 is in communication with the shroud end flow passage inlet 181 L of the inner shroud 60 located at the forward shroud end 64 L.
  • the third air channel 193 is in communication with the shroud end flow passage inlet 181 T of the inner shroud 60 located at the aft shroud end 64 T.
  • a portion of the cooling air supplied to the second air channel 192 is injected from the second inner air channel through the hole 59 of the second insert toward the inner surface of the center of the airfoil 51, and then directed to flow radially inward through its outer air channel 57 toward the inner shroud 60. Then, as shown in FIG. 14B, the cooling air flows into the forward shroud end flow passage inlet 181 L. The cooling air then flows along the forward shroud end flow passage 65 L.
  • the cooling air then flows along the ventral shroud end flow passage 65 P and then exits the ventral shroud end flow passage outlet 182 P into the shroud body 62, e.g., into the inner region of the space S of the shroud body 62.
  • the cooling air flows along the suction shroud end flow passage 65 N and then exits the suction shroud end flow passage outlet 182 N into the shroud body 62, e.g., into the inner region of the space S of the shroud body 62.
  • a portion of the cooling air supplied to the third air channel 193 is injected from the third inner air channel through the holes 59 of the third insert toward the inner surface of the central portion of the airfoil 51, and then directed to flow radially inward through its outer air channel 57 toward the inner shroud 60. Then, as shown in FIG. 14B, the cooling air flows into the aft shroud end flow passage inlet 181 T. The cooling air then flows along the aft shroud end flow passage 65 T.
  • the cooling air then flows along the ventral shroud end flow passage 65 P and then exits the ventral shroud end flow passage outlet 182 P into the shroud body 62, e.g., into the inner region of the space S of the shroud body 62.
  • the cooling air flows along the suction shroud end flow passage 65 N and then exits the suction shroud end flow passage outlet 182 N into the shroud body 62, e.g., into the inner region of the space S of the shroud body 62.
  • the first air channel 191 may be communicated with the shroud end flow passage inlet 181L of the inner shroud 60 located at the forward shroud end 64L .
  • the fourth air channel 194 may be communicated with the shroud end flow passage inlet 181T of the inner shroud 60 located at the aft shroud end 64T .
  • the second air channel 192 may be communicated with the shroud end flow passage inlet 171L of the outer shroud 70 located at the forward shroud end 74L .
  • the third air passage 193 may be communicated with the shroud end flow passage inlet 171T of the outer shroud 70 located at the aft shroud end 74T .
  • Fig. 15 is a partial schematic diagram of a stator vane according to the seventh embodiment.
  • the pressure-side shroud end flow passage outlet 172P has two adjacent outlets (a first outlet located on the front side and a second outlet located on the rear side).
  • the pressure-side shroud end flow passage 75P is divided into two flow passages by a partition wall 220.
  • the partition wall is provided between the two outlets.
  • the cooling air flowing from the front shroud end flow passage inlet 171L is blocked by the partition wall 220 and flows out from the first outlet
  • the cooling air flowing from the rear shroud end flow passage inlet 171T is blocked by the partition wall 220 and flows out from the second outlet.
  • This configuration allows the airflow from the forward shroud end passage inlet 171 L to be separated from the airflow from the aft shroud end passage inlet 171 T.
  • the temperature of the cooling air from the forward shroud end passage inlet 171 L is different from the temperature of the cooling air from the aft shroud end passage inlet 171 T.
  • This embodiment can facilitate temperature control of the cooling system by preventing mixing of these two airflows having different temperatures.
  • the structure of the stator vane is not limited to this embodiment.
  • the structure having two outlets and a partition therebetween may be applied to other shroud end flow passages.
  • the structure having two outlets and a partition therebetween may be applied to the suction side shroud end flow passage 75N and the suction side shroud end flow passage outlet 172N .

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Abstract

本開示のシュラウドは、シュラウド本体とシュラウド本体の周囲に設けられてシュラウド本体を囲むシュラウド端部とを備え、シュラウド端部は内部にシュラウド端部流路を含み、シュラウド端部流路はシュラウド本体の周囲に沿って設けられる。シュラウド端部は、シュラウド端部の外部からシュラウド端部流路内へ冷却空気を導入するように構成された複数の冷却空気入口と、シュラウド端部流路内からシュラウド端部の外部へと冷却空気を流出させるように構成された複数の冷却空気出口とを備える。シュラウド端部流路は、複数の冷却空気入口と複数の冷却空気出口とによって、３つ以上のサブ流路へと分割される。

Description

ガスタービンの静翼の冷却方法および冷却構造
　本開示は、ガスタービンの静翼の冷却方法に関するものであり、また、ガスタービンの静翼の冷却構造に関する。
　ガスタービンの静翼とガスタービンのロータブレードは高温燃焼ガスにさらされる。したがって、静翼とロータブレードは冷却空気によって冷却される必要がある。例えば、下記の特許文献１は、タービン静翼の冷却について説明する。特許文献１の図４は、腹側通路および背側通路のシュラウドの前端部近傍に配置された２つの空気取入口から冷却空気が取り入れられることを説明する。次に、冷却空気は、シュラウドの後端部へ向かって、腹側通路および背側通路のそれぞれに沿って流れ、次に、シュラウドの後端部に配置された２つの排出口から高温ガス流路へ排出される。
日本国特許公報６４１８６６７号
　近年、ガスタービン入口温度が上昇し、したがって、第１段静翼の冷却をさらに促進することが望まれている。上記問題に対処するためのアプローチの一つは、第１段静翼に（従来の技術と比較して）より高い圧力とより低い温度の冷却空気を供給することである。発明者の検討によると、第１段静翼を冷却するために、より高い圧力と低い温度の冷却空気が使用される場合には、エアフォイルまたはシュラウド端部を冷却するために冷却空気が使用された後であっても、第１段静翼の他の構成要素を冷却するために再利用できる可能性がある。
しかしながら、従来の技術では、冷却空気の利用効率が制限されてしまっていた。
　冷却空気の使用効率を高めることが可能なガスタービンの静翼の冷却方法または冷却構造を提供することが望まれる。
　本開示の第１の態様によれば、タービン静翼のシュラウドが提供される。前記シュラウドは、シュラウド本体と前記シュラウド本体の周囲に設けられて前記シュラウド本体を囲むシュラウド端部とを備え、前記シュラウド端部は内部にシュラウド端部流路を含み、前記シュラウド端部流路は前記シュラウド本体の周囲に沿って設けられ、前記シュラウド端部は、前記シュラウド端部の外部から前記シュラウド端部流路内へ冷却空気を導入するように構成された複数の冷却空気入口と、前記シュラウド端部流路内から前記シュラウド端部の外部へと冷却空気を流出させるように構成された複数の冷却空気出口とを備え、前記シュラウド端部流路は、前記複数の冷却空気入口と前記複数の冷却空気出口とによって、３つ以上のサブ流路へと分割される。
　上述した特徴により、３つ以上のサブ流路を使用することでシュラウド端部流路の数を増加させ、各サブ流路の冷却空気の流量を減らすことが可能になる。これにより、シュラウド端部流路の断面積を減らしてシュラウド本体の拡大を許容するための空間を提供し、シュラウド本体の拡大した空間への必須部品の配置を容易にすることができる。さらに、上述した特徴により、短いサブ流路を提供することで、シュラウド端部流路内部の冷却空気の圧損を減少させることが可能になる。
　本開示の第２の側面によれば、シュラウドを備えるタービンの静翼を冷却する方法が提供される。前記シュラウドは、シュラウド本体と前記シュラウド本体の周囲に設けられて前記シュラウド本体を囲むシュラウド端部とを備え、前記シュラウド端部は内部にシュラウド端部流路を含み、前記シュラウド端部流路は前記シュラウド本体の周囲に沿って設けられ、前記シュラウド端部は、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の上流端部に配置された前側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の下流端部に配置された後側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の背側に配置された背側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の腹側に配置された腹側シュラウド端部とを備え、前記背側シュラウド端部は内部に背側シュラウド端部流路を含み、前記腹側シュラウド端部は内部に腹側シュラウド端部流路を含み、前記冷却方法は、冷却空気を、前記背側シュラウド端部流路内部に前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して上流側から下流側へと流し、冷却空気を、前記背側シュラウド端部流路内部に前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して下流側から上流側へと流し、前記冷却空気を、前記背側シュラウド端部流路の中間部分に設けられた冷却空気出口から流出させる。
　上述した特徴により、背側シュラウド端部流路においてシュラウド端部流路の数を増加させ、各サブ流路の冷却空気の流量を減らすことが可能になる。これにより、シュラウド端部流路の断面積を減らしてシュラウド本体の拡大を許容するための空間を提供し、シュラウド本体の拡大した空間への必須部品の配置を容易にすることができる。さらに、上述した特徴により、背側シュラウド端部流路に短いサブ流路を提供することで、シュラウド端部流路内部の冷却空気の圧損を減少させることが可能になる。
本開示の有意な利点は、以下の図面と詳細な説明によって明らかになるであろう。
本開示に係る実施形態におけるガスタービンの概略断面図である。 第１の実施形態における静翼の斜視図である。 図２のIII－III線に沿う断面図である。 静翼の部分拡大図である。 第１の実施形態に係る静翼の部分斜視図である。 他の実施形態係る静翼の部分斜視図である。 第１の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。 第２実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。 第２実施形態の冷却工程を概略的に説明する図である。 第３の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。 第４の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 第５の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 第５の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 第５の実施形態に係る静翼の部分拡大図である。 第６の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 第６の実施形態に係る静翼の概略断面図である。 第７の実施形態に係る静翼の部分概略図である。
　本開示の実施形態を、図面を参照して以下に詳述する。図１は、本開示に係る実施形態におけるガスタービンの概略断面図である。図１に示すように、本実施形態のガスタービン１０は、燃焼器３０によって発生した燃焼ガスによって駆動されるタービン２０を含む。タービン２０は、ロータシャフト２４、軸Ａｒを中心に回転するタービンロータ２６、タービンロータ２６を覆うタービンケーシング２２、および複数段の静翼２８を備える。
　図２は、本開示の実施形態によるガスタービンの静翼を模式的に説明する。図２は、第１の実施形態における静翼の斜視図である。図３は、図２のIII－III線に沿った断面図である。図４は、静翼の部分拡大図である。図２に示すように、静翼５０は、ガスタービンの半径方向に延びる静翼本体（エアフォイル）５１と、静翼本体５１の径方向内側に配置された内側シュラウド６０と、静翼本体５１の径方向外側に配置された外側シュラウド７０とを含む。静翼本体５１は、燃焼ガスが通過する燃焼ガス流路（高温ガス流路）に配置される。一般的に、環状の燃焼ガス流路は、その径方向内側が内側シュラウド６０によって定義され、そしてその径方向外側が外側シュラウド７０によって定義される。内側シュラウド６０と外側シュラウド７０は、燃焼ガス流路の一部を規定する板状の部材である。
　図２に示すように、静翼本体５１の上流側の端部は、前縁部５２を有し、静翼本体５１の下流側の端部は、後縁部５３を有する。静翼本体５１の表面のうち、凸面は背側面５４（負圧面）であり、凹面は腹側面５５（正圧面）である。利便性のために、以下の説明では、静翼本体５１の腹側（正圧面側）と静翼本体５１の背側（負圧面側）を、それぞれ腹側と背側と呼ぶ。
　内側シュラウド６０と外側シュラウド７０は、基本的に同じ構造を有する。したがって、以下では、外側シュラウド７０を主に説明する。
　図２および図３に示すように、外側シュラウド７０は、板状シュラウド部材であり、シュラウド本体７２、シュラウド本体７２の外周上に配置されたシュラウド端部７４、及びシュラウド端部７４に沿って延びる周壁７６を備える。周壁７６は、シュラウド本体７２からガスタービンの径方向外側に向かって突出する。
　外側シュラウド７０は、上流側の端面である前端面、下流側の端面である後端面、腹側の端面である腹側端面、背側の端面である腹側端面を有する。外側シュラウド７０は、径方向内側を向き、高温ガス流路に面するガスパス面７８を有する。前端面と後端面は、互いに実質的に平行であり、腹側端面と背側端面は、互いに実質的に平行である。したがって、径方向から見た場合、外側シュラウド７０は、図３に示すように、実質的に平行四辺形状を有する。
　シュラウド端部７４は、シュラウド本体７２から突出する鍔状または縁状の構造物である。シュラウド端部７４は、外側シュラウド７０の上流側に配置された前側シュラウド端部７４Ｌと、外側シュラウド７０の下流側に配置された後側シュラウド端部７４Ｔと、外側シュラウド７０の背側に配置された背側シュラウド端部７４Ｎと、外側シュラウド７０の腹側に配置された腹側シュラウド端部７４Ｐとを備える。例えば、図３に示すように、前側シュラウド端部７４Ｌ、後側シュラウド端部７４Ｔ、背側シュラウド端部７４Ｎ、および腹側シュラウド端部７４Ｐは、シュラウド本体７２の外周上に配置され、シュラウド本体７２の全体を囲む。
　前側シュラウド端部７４Ｌは、その内部に前側シュラウド端部流路７５Ｌを含む。後側シュラウド端部７４Ｔは、その内部に後側シュラウド端部流路７５Ｔを含む。背側シュラウド端部７４Ｎは、その内部に背側シュラウド端部流路７５Ｎを含む。腹側シュラウド端部７４Ｐは、その内部に腹側シュラウド端部流路７５Ｐを含む。
　この実施形態では、前側シュラウド端部流路７５Ｌは、その一端で背側シュラウド端部流路７５Ｎに連通され、その他端で腹側シュラウド端部流路７５Ｐに連通される。後側シュラウド端部流路７５Ｔは、その一端で背側シュラウド端部流路７５Ｎに連通され、その他端で腹側シュラウド端部流路７５Ｐに連通される。図２、図３および図４に示すように、前側シュラウド端部流路７５Ｌは、シュラウド端部流路入口１７１を有する。後側シュラウド端部流路７５Ｔは、シュラウド端部流路出口１７２を有する。シュラウド端部流路入口１７１を通って前側シュラウド端部流路７５Ｌに流れ込む冷却空気の一部は、背側シュラウド端部流路７５Ｎと腹側シュラウド端部流路７５Ｐを通過し、次いで、後側シュラウド端部流路７５Ｔを流れて、シュラウド端部流路出口１７２から流出する。図３に示すように、シュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｐ、７５Ｎはタービュレータ１７５を備える。タービュレータ１７５は、シュラウド端部流路の内面に配置されたリブであってもよい。シュラウド端部の冷却を強化するために、タービュレータ１７５は、流路の径方向内側面を規定する流路の底面に配置されてもよい。ここで、流路の底面は、径方向内壁８１に対して略平行に延在してもよい。また、タービュレータ１７５は、流路の周方向側壁もしくは軸方向壁を規定する流路の側面に配置されてもよい。
　本実施形態では、シュラウド端部流路入口１７１は、前側シュラウド端部流路７５Ｌに設けられ、シュラウド端部流路出口１７２は、後側シュラウド端部流路７５Ｔに設けられる。しかしながら、静翼の構造は、この実施形態に限定されない。シュラウド端部流路入口１７１は、背側シュラウド端部流路７５Ｎ、腹側シュラウド端部流路７５Ｐ、または後側シュラウド端部流路７５Ｔなどの他のシュラウド端部流路に設けても良い。シュラウド端部流路出口１７２は、背側シュラウド端部流路７５Ｎ、腹側シュラウド端部流路７５Ｐ、または前側シュラウド端部流路７５Ｌなどの他のシュラウド端部流路に設けても良い。他の形態として、複数のシュラウド端部流路入口１７１を、１または複数のシュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｎ、７５Ｐに設けても良い。また、複数のシュラウド端部流路出口１７２を、１または複数のシュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｎ、７５Ｐに設けてもよい。
　シュラウド本体７２は、径方向内壁８１とその反対側に位置する径方向外壁８２とを備える。シュラウド本体７２は、径方向内壁８１と径方向外壁８２との間に中空空間Ｓを含む。内壁８１の径方向内面は、外側シュラウド７０のガスパス面７８を構成する。この径方向内壁８１は、シュラウド本体７２の一部を構成する。この径方向内壁８１は、シュラウド端部７４の一部を構成するようにガスタービンの周方向もしくは軸方向に連続的に伸長されてもよい。図２は、一例として、径方向内壁８１が連続的にガスタービンの軸方向に延伸して後側シュラウド端部７４Ｔの一部を構成する例を説明している。シュラウド本体７２は、外側シュラウド７０の空間Ｓを径方向外側の外側領域と径方向内側の内側領域（キャビティ）とに仕切るインピンジメントプレート７３を備える。外側領域は、冷却空気の一部が後側シュラウド端部流路７５Ｔから外側領域に流れ込むようにシュラウド端部流路出口１７２に接続されている。内側領域は、外側シュラウド７０の径方向内壁８１とインピンジメントプレート７３との間に定義される。
　インピンジメントプレート７３では、複数のインピンジメント冷却孔７９が、インピンジメントプレート７３を径方向に貫通するように設けられている。外側領域に存在する冷却空気の一部は、インピンジメントプレート７３のインピンジメント冷却孔７９を通って内側領域に流れ込む。この冷却空気は、径方向内壁８１の径方向外側面に向かって噴射され、径方向内壁８１の径方向外側面をインピンジメント冷却し、次いで、外壁８２を通過してその外側に排出される。例えば、径方向内壁８１の径方向外側面をインピンジメント冷却するためにインピンジメント冷却孔７９から径方向内壁８１の径方向外側面に向かって噴射された冷却空気は、中空空間（Ｓ）の内側領域と、外壁８２の中空空間（Ｓ）とは反対側（外側）に位置する外側空間とを接続する通路を介して排出される。このような通路は、中空空間（Ｓ）の外側領域から隔離されてもよい。より具体的には、本実施形態では、冷却空気が排出管８３の穴を通って排出される。排出管８３は、内側領域と外部空間を接続する態様で径方向外壁８２とインピンジメントプレート７３とを貫通するように設けられている。
（エアフォイル）
　静翼本体５１は、複数の空気チャネル１４１、１４２、１４３を備える。より具体的には、静翼本体５１の内部は、径方向に延在する隔壁５１Ｐによって、複数の空気チャネル１４１、１４２、１４３に仕切られる。複数のインサート１５１、１５２、１５３が、それぞれの空気チャネル１４１、１４２、１４３に挿入される。複数のインサート１５１、１５２、１５３は、それぞれ径方向に延伸する内側空気チャネル１６１、１６２、１６３を含み、外側シュラウド７０から静翼本体５１を通って内側シュラウド６０に向かって径方向に延びる。各インサート１５１、１５２、１５３は、外側シュラウド７０から静翼本体５１を通って内側シュラウド６０まで連続して形成される。各内側空気チャネル１６１、１６２、１６３は、吸気マニホールド５６の内側に開口している空気取入口５８を有する。
　各インサート１５１、１５２、１５３は、それぞれ、内側空気チャネル１６１、１６２、１６３と連通する複数の孔部（貫通孔）５９を有する。インサート１５１、１５２、１５３の内側空気チャネル１６１、１６２、１６３に供給される冷却空気の一部は、静翼本体５１の内面に向かって複数の孔部５９から噴射されてエアフォイル５１の内面をインピンジメント冷却する。複数の空気チャネル１４１、１４２、１４３は、それぞれ、インサート１５１、１５２、１５３と静翼本体５１の内面との間に定義された外側空気チャネルを有する。孔部５９を通して噴射された冷却空気の一部は、外側空気チャネルによってガイドされ、径方向外側、径方向内側、または径方向の外側および内側に向かって外側空気チャネルを通って流れる。例として、図３は、インサート１５１の側面と静翼本体５１の前端部の内面との間に設けられた外側空気チャネル５７を示す。
　吸気マニホールド５６と排出管８３は、燃焼器ケーシングの内部から導出された冷却空気が外部クーラー（図示せず）によって冷却され、次いで、外部圧縮機（図示せず）によって圧縮される強制空冷システムに接続される。圧縮空気は冷却に使用され、その後、燃焼器ケーシングの内部に戻される。以上の説明では、空冷システムが本実施形態に適用される例を説明した。しかしながら、本静翼は、このような実施形態に限定されない。本開示は、他のタイプの冷却システムに適用されてもよい。例えば、吸気マニホールド５６と排出管８３は、閉ループ蒸気冷却システムまたは閉ループ空冷システムに接続されてもよい。冷却に使用される圧縮空気は、吸気マニホールドに供給されて、シュラウド本体７２やシュラウド端部７４を経ることなく、最初に空気取入口５８に直接供給される。すなわち、冷却空気は、シュラウド本体７２やシュラウド端部７４の冷却に使用される前に、エアフォイル５１の冷却に最初に使用される。
　この実施の形態では、空気チャネル１４１は、静翼本体５１の上流端に位置する前端空気チャネルである。例えば、前端インサートであるインサート１５１では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６１に供給された冷却空気の一部が、孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れる。静翼本体５１の前端部の内面とインサート１５１との間の空間である外側空気チャネル５７は、前側シュラウド端部流路７５Ｌのシュラウド端部流路入口１７１と連通される。エアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射された冷却空気の一部は、シュラウド端部流路入口１７１に接続された外側空気チャネル５７を通って前側シュラウド端部流路７５Ｌのシュラウド端部流路入口１７１に流れ込む。
　図５は、第１の実施形態における静翼の部分斜視図である。この実施の形態では、空気チャネル１４２は、前端空気チャネル１４１の下流側に位置し、前端空気チャネル１４１と後端空気チャネル１４３（以下詳述する）との間に位置する中間空気チャネルである。例えば、中間インサートであるインサート１５２では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６２に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネルを通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側に流れ、そして、図５に示すように、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１（後側シュラウド端部上に配置）に流れ込む。次いで、冷却空気は内側シュラウド６０のシュラウド端部流路６５を通過し、内側シュラウド６０のシュラウド端部６４を冷却し、そして、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２（前側シュラウド端部流路に配置される）を介してシュラウド６０のシュラウド本体６２に流れ込む。外側シュラウド７０と同様に、冷却空気は、インピンジメントプレート６３のインピンジメント冷却孔から噴射され、径方向外側を向き、高温ガス流路に面したガスパス面を備える内側シュラウド６０の径方向外壁を冷却する。
　本実施形態では、エアフォイル５１の前端部の内面に向かって前端内側空気チャネル１６１から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って外側シュラウド７０に向かって径方向外側に流れる。また、エアフォイル５１の中央部の内面に向かって中間内側空気チャネル１６２から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側に流れる。しかしながら、静翼の構造は、この実施形態に限定されない。エアフォイル５１の前端部の内面に向かって前端内側空気チャネル１６１から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側に流れるように構成してもよい。また、エアフォイル５１の中央部の内面に向かって中間内側空気チャネル１６２から噴射される冷却空気の一部が、外側空気チャネル５７を通って外側シュラウド７０に向かって径方向外側に流れるように構成してもよい。このような変更は、他の実施形態として以下に詳述される。
　本開示のいくつかの実施形態において、図２で示されるように、空気チャネル１４３は、静翼本体５１の下流端に位置する後端空気チャネルである。後端空気チャネル１４３は、インサート１５３の下流側にエアフォイル冷却構造１５４を備える。エアフォイル冷却構造１５４は、複数のピンフィン１６４が内部に配置された通路を含む。例えば、後端インサートであるインサート１５３においては、空気取入口５８を介して内側空気チャネル（後端内側空気チャネル）１６３に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通してエアフォイル５１の後端部の内面に噴射され、次に、エアフォイル冷却構造１５４に導かれる。冷却空気は、ピンフィン１６４を備えた通路を通過し、その後、エアフォイル５１の後縁部５３で高温ガス流路に排出される。
　図６は、他の実施形態における静翼の部分斜視図である。図６に示すように、この実施形態では、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１は、前側シュラウド端部６４Ｌ上に配置されている。また、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２は、後側シュラウド端部６４Ｔ上に配置されている。また、この実施形態では、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１が、後側シュラウド端部７４Ｔ上に配置されている。さらにまた、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路出口１７２が、前側シュラウド端部７４Ｌ上に配置されている。この実施形態では、前端インサートであるインサート１５１では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６１に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って内側シュラウド６０に向かって径方向内側にガイドされ、そして、図６に示すように、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１（前側シュラウド端部６４Ｌ上に配置）に流れ込む。次いで、冷却空気は内側シュラウド６０のシュラウド端部流路６５を通過し、内側シュラウド６０のシュラウド端部６４を冷却し、そして、内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２（後側シュラウド端部６４Ｔに配置される）を介して内側シュラウド６０のシュラウド本体６２に流れ込む。また、この実施形態では、中間インサートであるインサート１５２では、空気取入口５８を通して内側空気チャネル１６２に供給された冷却空気の一部は、孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って外側シュラウド７０に向かって径方向外側にガイドされ、そして、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１（後側シュラウド端部７４Ｔ上に配置）に流れ込む。次いで、冷却空気は外側シュラウド７０のシュラウド端部流路７５を通過し、外側シュラウド７０のシュラウド端部７４を冷却し、そして、外側シュラウド７０のシュラウド端部流路出口１７２（前側シュラウド端部７４Ｌに配置される）を介して外側シュラウド７０のシュラウド本体７２に流れ込む。
（冷却方法）
　次に、第１の実施形態の静翼の冷却方法について説明する。図７は、第１の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。図７に示すように、ステップＳ１０２において、冷却空気の一部が前端空気チャネル１４１に流入して前端空気チャネル１４１を冷却する。冷却空気は、インサート１５１の孔部５９を通って、前端内側空気チャネル１６１からエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０のいずれか一方に向かって、径方向外側か径方向内側にガイドされ、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０を冷却する。
　ステップＳ１０４において、冷却空気の一部が中間空気チャネル１４２に流入して中間空気チャネル１４２を冷却する。冷却空気は、インサート１５１の孔部５９を通って、中間内側空気チャネル１６２からエアフォイル５１の中央部の内面に向かって噴射され、次いで外側空気チャネル５７を通って、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０の他方に向かって、径方向外側か径方向内側にガイドされ、外側シュラウド７０あるいは内側シュラウド６０の他方を冷却する。
　次に、第２の実施形態の静翼の冷却方法について説明する。図８は、第２の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。この方法は、例として空気チャネル１４１及び外側シュラウド７０を用いて説明される。図９は第２の実施形態の冷却工程を概略的に例示する。図８および図９（ａ）に示すように、ステップＳ２０２において、冷却空気の一部が、空気取入口５８を通ってインサート１５１の内側空気チャネル１６１に流れ込む。次に、冷却空気は、孔部５９を通してエアフォイル５１の前端部の内面に向かって噴射されてエアフォイル５１を冷却し、外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れる。ある実施形態においては、内側空気チャネルに流れ込む冷却空気が強制空冷システムから導入されてもよい。
　図９（ｂ）に示すように、ステップＳ２０４において、冷却空気がシュラウド端部流路入口１７１を通ってシュラウド端部流路７５に流れ込む。冷却空気は、シュラウド端部流路７５に沿って流れ、シュラウド端部７４を冷却する。
　図９（ｃ）に示すように、ステップＳ２０６において、冷却空気がシュラウド本体７２の外側領域に流れ込み、インピンジメント冷却孔７９を通って径方向内壁８１の径方向外面に向かって噴射され、径方向内壁８１の径方向外面をインピンジメント冷却してシュラウド本体７２を冷却する。
　次に、第３の実施形態の静翼の冷却方法について説明する。図１０は、第３の実施形態の静翼の冷却方法を説明するフローチャートである。図１０に示すように、ステップＳ３０２において、少なくとも一つの空気チャネルにおいて、冷却空気の一部が、空気取入口を通ってインサートの内側空気チャネルに流れ込む。次に、冷却空気は、孔部を通してエアフォイルの前端部の内面に向かって噴射されてエアフォイルを冷却し、外側空気チャネルを通って径方向外側に流れる。ある実施形態においては、内側空気チャネルに流れ込む冷却空気が強制空冷システムから導入されてもよい。
　ステップＳ３０４において、冷却空気がシュラウド本体の外側領域に流入し、インピンジメント冷却孔を通って径方向内壁の径方向外面に向かって噴射され、径方向内壁の径方向外面を冷却してシュラウド本体を冷却する。
　ステップＳ３０６において、冷却空気がシュラウド端部流路入口を通ってシュラウド端部流路に流れ込む。冷却空気はシュラウド端部流路に沿って流れ、シュラウド端部を冷却する。ある実施形態においては、冷却空気はシュラウド端部流路出口を通って強制空冷システムに戻される。
　次に、本願の第４の実施形態について、以下に説明する。図１１は、第４の実施形態による静翼の概略断面図である。図１１に示すように、第４の実施形態では、複数のエアフォイル５１（本実施形態では２つ）がシュラウド端部流路７５Ｌ、７５Ｔ、７５Ｎ、７５Ｐによって囲まれている。第１の実施形態（図３）とは異なり、２つのシュラウド端部流路入口１７１が、前側シュラウド端部流路７５Ｌに設けられている。
　２つのエアフォイル５１の前端部の内面と各インサート１５１との間の空間であるそれぞれの外側空気チャネルは、それぞれのエアフォイル５１の外側空気チャネルの外端部に設けられた空気通路を介して前側シュラウド端部流路７５Ｌのシュラウド端部流路入口１７１と連通される。冷却空気は、それぞれのシュラウド端部流路入口１７１を通って前側シュラウド端部流路７５Ｌに流れ込み、背側シュラウド端部流路７５Ｎ、または腹側シュラウド端部流路７５Ｐを通って流れ、シュラウド端部流路出口１７２を通ってシュラウド本体７２の外側領域に流れ込む。
　上記の実施形態では、静翼本体（エアフォイル）は、３つの空気チャネル１４１、１４２、１４３を含んでいた。しかしながら、静翼本体（エアフォイル）に含まれる空気チャネルの数は３個に限定されない。静翼本体（エアフォイル）は、２つ、４つ、５つあるいはそれ以上のような異なる数の空気チャネルを含んでもよい。このような変形例の実施形態において、各空気チャネルは、外側シュラウドまたは内側シュラウドに接続されてもよい。
　次に、本願の第５の実施形態を以下に説明する。図１２Ａおよび１２Ｂは、それぞれ第５の実施形態に係る静翼の概略断面図である。図１３は、第５の実施形態に係る静翼の部分拡大図である。図１２Ａおよび１２Ｂは、それぞれ、シュラウド端部がシュラウド本体を囲み、シュラウド端部流路が３つのサブ流路に分割される実施形態を示す。この実施形態において、外側シュラウド７０は、２つのシュラウド端部流路入口（前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌおよび後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔ）と、２つのシュラウド端部流路出口（腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐおよび後側シュラウド端部流路出口１７２Ｔ）とを備える。前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌは、前側シュラウド端部７４Ｌに設けられる。後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔは、後側シュラウド端部７４Ｔに設けられる。腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐは、腹側シュラウド端部７４ｐに設けられる。後側シュラウド端部流路出口１７２Ｔは、後側シュラウド端部７４Ｔに設けられる。また、この実施形態では、静翼本体（エアフォイル）は、タービン内の高温ガスの流れの上流端から下流端にかけてこの順序で配置された空気チャネル１９１、１９２、１９３、１９４および１９５を含む。空気チャネル１９１、１９２、１９３、１９４および１９５はそれぞれ、インサートと内側空気チャネル（図示せず）を含む。
　この実施形態において、内側シュラウド６０は、２つのシュラウド端部流路入口（前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌおよび後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔ）と、２つのシュラウド端部流路出口（後側シュラウド端部流路出口１８２Ｔおよび背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎ）とを備える。前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌは、前側シュラウド端部６４Ｌに設けられる。後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔは、後側シュラウド端部６４Ｔに設けられる。後側シュラウド端部流路出口１８２Ｔは、後側シュラウド端部６４Ｔに設けられる。背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎは、背側シュラウド端部６４Ｎに設けられる。
　図１２Ａに示すように、第１の空気チャネル１９１は、前側シュラウド端部７４Ｌに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｌと連通される。また、第４の空気チャネル１９４は、後側シュラウド端部７４Ｔに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｔと連通する。
　図１２Ａに示されるように、第１サブ流路２０１は、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌと後側シュラウド端部流路出口１７２Ｔとの間に延在する。第２サブ流路２０２は、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌと腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐとの間に延在する。第３サブ流路２０３は、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔと腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐとの間に延在する。例えば、第１～第３サブ流路の各々は、冷却空気入口をその一端に備え、冷却空気出口を他端に備え、前記一端から前記他端にわたって気密流路を備える。
　この実施形態においては、例えば、第１の空気チャネル１９１に供給された冷却空気の一部は、第１の内側空気チャネルから、第１インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内側表面に向かって噴射され、次に、外側シュラウド７０に向かって自身の外側空気チャネルを通って径方向外側に流れるよう導かれる。そして、図１２Ａに示すように、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌに流れ込む。冷却空気は、次いで、前側シュラウド端部流路７５Ｌに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路７５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐから流出する。また、冷却空気は、背側シュラウド端部流路７５Ｎに沿って流れ、後側シュラウド端部流路７５Ｔに沿って流れ、次いで後側シュラウド端部流路出口１７２Ｔから流出する。この実施形態では、例えば、第４の空気チャネル１９４に供給された冷却空気の一部は、第４の内側空気チャネルから、第４インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射され、次に、外側シュラウド７０に向かって自身の外側空気チャネルを通って径方向外側に流れるよう導かれる。そして、図１２Ａに示すように、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔに流れ込む。冷却空気は、次いで、後側シュラウド端部流路７５Ｔに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路７５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐから流出する。
　図１３に示されるように、腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐは、シュラウド本体７２の空間Ｓの外側領域へ接続されており、冷却空気がシュラウド本体７２の空間Ｓの外側領域へと流れ込み、冷却孔７９を通って、径方向内壁８１の径方向外側面に向かって噴射され、径方向内壁８１の径方向外側面をインピンジメント冷却してシュラウド本体７２を冷却する。そして、冷却空気は、排出管８３の孔を通って排出される。同様に、冷却空気は、後側シュラウド端部流路出口１７２Ｔからシュラウド本体７２の空間Ｓの外側領域へ流れ込む。
　図１２Ｂに示すように、第２の空気チャネル１９２は、前側シュラウド端部６４Ｌに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｌと連通される。また、第３の空気チャネル１９３は、後側シュラウド端部６４Ｔに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｔと連通する。図１２Ｂにおいて、背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎが背側シュラウド端部流路６５Ｎに設けられる。また、後側シュラウド端部６４Ｔに内側シュラウド６０のシュラウド端部流路出口１８２Ｔが設けられる。図１２Ｂに示されるように、第１サブ流路２０１は、前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌと後側シュラウド端部流路出口１８２Ｔとの間に延在する。第２サブ流路２０２は、前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌと背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎとの間に延在する。第３サブ流路２０３は、後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔと背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎとの間に延在する。
　この実施形態においては、例えば、第２の空気チャネル１９２に供給された冷却空気の一部は、第２の内側空気チャネルから、第２インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中間部分の内側表面に向かって噴射され、次に、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネルを通って径方向内側に流れるよう導かれる。そして、図１２Ｂに示すように、前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌに流れ込む。冷却空気は、次いで、前側シュラウド端部流路６５Ｌに沿って流れる。次いで、冷却空気は、背側シュラウド端部流路７５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎから流出する。また、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路６５Ｐに沿って流れ、後側シュラウド端部流路６５Ｔに沿って流れ、次いで後側シュラウド端部流路出口１８２Ｔからシュラウド本体６２、例えばシュラウド本体６２の空間Ｓの内側領域へと流出する。外側シュラウド７０と同様に、冷却空気は、インピンジメントプレートの冷却孔を通って噴射され、径方向外側を向き高温ガス流路に対向するガスパス面を備える内側シュラウド６０の径方向外壁を冷却する。この実施形態では、例えば、第３の空気チャネル１９３に供給された冷却空気の一部は、第３の内側空気チャネルから、第３インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中間部分の内側表面に向かって噴射され、次に、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネルを通って径方向内側に流れるよう導かれ、そして、図１２Ｂに示すように、後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔに流れ込む。冷却空気は、次いで、後側シュラウド端部流路６５Ｔに沿って流れる。次いで、冷却空気は、背側シュラウド端部流路７５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎからシュラウド本体６２、例えばシュラウド本体６２の空間Ｓの内側領域へと流出する。
　第５の空気チャネル１９５は、静翼本体５１の下流端に位置する後端空気チャネルである。前述したように、第５の空気チャネル１９５では、空気取入口５８を通して第５の内側空気チャネルに供給された冷却空気の一部は、エアフォイル５１の後端部の内面に向かって孔部５９を通って噴射され、次いで、エアフォイル冷却構造１５４に流れるように導かれる。冷却空気の一部は、ピンフィン１６４を備える通路を流れ、その後、エアフォイル５１の後縁部５３において高温ガス流路に排出される。
　静翼の構造は、この実施形態に限定されない。例えば、図１２Ａにおいて、第１サブ流路２０１を反対方向に冷却空気を流すように構成してもよい。すなわち、後側シュラウド端部流路出口１７２Ｔを前側シュラウド端部流路出口１７２Ｌとして前側シュラウド端部流路７５Ｌに移動し、冷却空気が第１サブ流路２０１内を後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔから前側シュラウド端部流路出口１７２Ｌへ向かって流れるようにしてもよい。
　次に、本願の第６の実施形態について、以下に説明する。図１４Ａおよび１４Ｂは、それぞれ第６の実施形態に係る静翼の概略断面図である。　図１４Ａおよび１４Ｂは、それぞれ、シュラウド端部がシュラウド本体を囲み、シュラウド端部流路が４つのサブ流路に分割される実施形態を説明する。この実施形態では、外側シュラウド７０は、２つのシュラウド端部流路入口（前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌおよび後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔ）と、２つのシュラウド端部流路出口（腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐおよび背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎ）を備える。この前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌは、前側シュラウド端部７４Ｌに設けられている。後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔは、後側シュラウド端部７４Ｔに設けられる。腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐは、腹側シュラウド端部７４Ｐに設けられている。背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎは、背側シュラウド端部７４Ｎに設けられている。
　図１４Ａに示されるように、第１サブ流路２０１は、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌと背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎの間に延在する。第２サブ流路２０２は、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌと腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐとの間に延在する。第３サブ流路２０３は、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔと腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐとの間に延在する。第４サブ流路２０４は、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔと背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎとの間に延在する。例えば、第１～第４サブ流路の各々は、冷却空気入口をその一端に備え、冷却空気出口を他端に備え、前記一端から前記他端にわたって気密流路を備える。
　この実施形態では、内側シュラウド６０は、２つのシュラウド端部流路入口（前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌおよび後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔ）と、２つのシュラウド端部流路出口（腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐおよび背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎ）を備える。この前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌは、前側シュラウド端部６４Ｌに設けられている。後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔは、後側シュラウド端部６４Ｔに設けられる。腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐは、腹側シュラウド端部６４Ｐに設けられている。背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎは、背側シュラウド端部６４Ｎに設けられている。
　図１４Ｂに示されるように、第１サブ流路２０１は、前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌと腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐの間に延在する。第２サブ流路２０２は、前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌと背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎとの間に延在する。第３サブ流路２０３は、後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔと背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎとの間に延在する。第４サブ流路２０４は、後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔとは腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐとの間に延在する。例えば、第１～第４サブ流路の各々は、冷却空気入口をその一端に備え、冷却空気出口を他端に備え、前記一端から前記他端にわたって気密流路を備える。
　図１４Ａに示すように、第１の空気チャネル１９１は、前側シュラウド端部７４Ｌに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｌと連通されている。また、第４の空気チャネル１９４は、後側シュラウド端部７４Ｔに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｔと連通されている。
　この実施形態では、例えば、第１の空気チャネル１９１に供給された冷却空気の一部は、第１の内側空気チャネルから、第１インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の前端部の内側表面に向かって噴射され、次に、外側シュラウド７０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れるよう導かれる。そして、図１４Ａに示すように、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌに流れ込む。冷却空気は、次いで、前側シュラウド端部流路７５Ｌに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路７５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐから流出し、シュラウド本体７２、例えばシュラウド本体７２の空間Ｓの外側領域へと流れ込む。または背側シュラウド端部流路７５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎから流出し、シュラウド本体７２、例えばシュラウド本体７２の空間Ｓの外側領域へと流れ込む。この実施形態では、例えば、第４の空気チャネル１９４に供給された冷却空気の一部は、第４の内側空気チャネルから、第４インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射され、次に、外側シュラウド７０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向外側に流れるよう導かれる。そして、図１４Ａに示すように、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔに流れ込む。冷却空気は、次いで、後側シュラウド端部流路７５Ｔに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路７５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐから流出し、シュラウド本体７２、例えばシュラウド本体７２の空間Ｓの外側領域へと流れ込む。または背側シュラウド端部流路７５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎから流出し、シュラウド本体７２、例えばシュラウド本体７２の空間Ｓの外側領域へと流れ込む。
　図１４Ｂに示すように、第２の空気チャネル１９２は、前側シュラウド端部６４Ｌに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｌと連通されている。第３の空気流路１９３は、後側シュラウド端部６４Ｔに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｔと連通されている。
　この実施形態では、例えば、第２の空気チャネル１９２に供給された冷却空気の一部は、第２の内側空気チャネルから、第２インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射され、次に、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向内側に流れるよう導かれる。そして、図１４Ｂに示すように、前側シュラウド端部流路入口１８１Ｌに流れ込む。冷却空気は、次いで、前側シュラウド端部流路６５Ｌに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路６５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐから流出し、シュラウド本体６２、例えばシュラウド本体６２の空間Ｓの内側領域へと流れ込む。または背側シュラウド端部流路６５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎから流出し、シュラウド本体６２、例えばシュラウド本体６２の空間Ｓの内側領域へと流れ込む。この実施形態では、例えば、第３の空気チャネル１９３に供給された冷却空気の一部は、第３の内側空気チャネルから、第３インサートの孔部５９を通ってエアフォイル５１の中央部の内側表面に向かって噴射され、次に、内側シュラウド６０に向かって自身の外側空気チャネル５７を通って径方向内側に流れるよう導かれる。そして、図１４Ｂに示すように、後側シュラウド端部流路入口１８１Ｔに流れ込む。冷却空気は、次いで、後側シュラウド端部流路６５Ｔに沿って流れる。次いで、冷却空気は、腹側シュラウド端部流路６５Ｐに沿って流れ、次いで腹側シュラウド端部流路出口１８２Ｐから流出し、シュラウド本体６２、例えばシュラウド本体６２の空間Ｓの内側領域へと流れ込む。または背側シュラウド端部流路６５Ｎに沿って流れ、次いで背側シュラウド端部流路出口１８２Ｎから流出し、シュラウド本体６２、例えばシュラウド本体６２の空間Ｓの内側領域へと流れ込む。
　静翼の構造は、この実施形態に限定されない。代替の実施形態として、第１の空気チャネル１９１は、前側シュラウド端部６４Ｌに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｌと連通されてもよい。また、第４の空気チャネル１９４は、後側シュラウド端部６４Ｔに配置された内側シュラウド６０のシュラウド端部流路入口１８１Ｔと連通されてもよい。また、第２の空気チャネル１９２は、前側シュラウド端部７４Ｌに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｌと連通されてもよい。また、第３の空気流路１９３は、後側シュラウド端部７４Ｔに配置された外側シュラウド７０のシュラウド端部流路入口１７１Ｔと連通されてもよい。
　次に、第７の実施形態を説明する。図１５は、第７の実施形態に係る静翼の部分概略図である。この実施形態では、腹側シュラウド端部流路出口１７２Ｐは、互いに隣接する２つの出口（前側に位置する第１出口と後側に位置する第２出口）を備える。腹側シュラウド端部流路７５Ｐは隔壁２２０によって２つの流路に分割される。隔壁は２つの出口の間に設けられる。この実施形態では、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌから流れた冷却空気は、隔壁２２０によってブロックされて第１出口から流出し、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔから流れた冷却空気は、隔壁２２０によってブロックされて第２出口から流出する。
　この構成により、前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌからの空気流を、後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔからの空気流から分離することが可能になる。前側シュラウド端部流路入口１７１Ｌからの冷却空気の温度は後側シュラウド端部流路入口１７１Ｔからの冷却空気の温度と異なる。この実施形態では、これら異なる温度をもつ２つの空気流が混ざるのを防いで冷却システムの温度制御を容易にすることができる。
　静翼の構造は、この実施形態に限定されない。２つの出口と隔壁をその間に備える構造を他のシュラウド端部流路に適用してもよい。例えば、２つの出口と隔壁をその間に備える構造を背側シュラウド端部流路７５Ｎと背側シュラウド端部流路出口１７２Ｎとに適用してもよい。
　本開示は上記実施形態に限定されず、種々の実施態様で実施することができる。より良い理解のために、具体的な実施形態を、図面を参照して説明したが、上記の説明は一例として提示されたものであり、付随する請求項により定義される発明の範囲を限定するものではない。本発明の範囲は、付随する請求項によって決定されるべきである。当業者は、発明の範囲から逸脱することなく様々な変更を行うことができ、付随する請求項は、そのような変更をカバーしている。
１０　ガスタービン
２０　タービン
２２　タービンケーシング
２４　ロータシャフト
２６　タービンロータ
Ａｒ　軸
３０　燃焼器
５０　静翼
５１　静翼本体（エアフォイル）
５１Ｐ　隔壁
５２　前縁部
５３　後縁部
５４　背側面
５５　腹側面
５６　吸気マニホールド
５７　外側空気チャネル
５８　空気取入口
５９　孔部
１４１、１４２、１４３　空気チャネル
１５１、１５２、１５３　インサート
１６１、１６２、１６３　内側空気チャネル
１９１、１９２、１９３、１９４、１９５　空気チャネル
１５４　エアフォイル冷却構造
１６４　ピンフィン
６０　内側シュラウド
７０　外側シュラウド
６２、７２　シュラウド本体
６３、７３　インピンジメントプレート
６４、７４　シュラウド端部
６５、７５　シュラウド端部流路
Ｓ　中空空間
１７１　シュラウド端部流路入口
１７２　シュラウド端部流路出口
１７５　タービュレータ
７６　周壁
７８　ガスパス面
７９　インピンジメント冷却孔
８１　径方向内壁
８２　径方向外壁
８３　排出管
１８１　シュラウド端部流路入口
１８２　シュラウド端部流路出口
２０１、２０２、２０３、２０４　サブ流路
２２０　隔壁

Claims (18)

  1. 　タービン静翼のシュラウドであって、
    　シュラウド本体と前記シュラウド本体の周囲に設けられて前記シュラウド本体を囲むシュラウド端部とを備え、前記シュラウド端部は内部にシュラウド端部流路を含み、前記シュラウド端部流路は前記シュラウド本体の周囲に沿って設けられ、
    　前記シュラウド端部は、前記シュラウド端部の外部から前記シュラウド端部流路内へ冷却空気を導入するように構成された複数の冷却空気入口と、前記シュラウド端部流路内から前記シュラウド端部の外部へと冷却空気を流出させるように構成された複数の冷却空気出口とを備え、
    　前記シュラウド端部流路は、前記複数の冷却空気入口と前記複数の冷却空気出口とによって、３つ以上のサブ流路へと分割される、シュラウド。
  2. 　前記シュラウド端部流路は、前記複数の冷却空気入口と前記複数の冷却空気出口とによって、４つのサブ流路へと分割される、請求項１に記載のシュラウド。
  3. 　前記サブ流路の各々は、前記複数の冷却空気入口の一つをその一端に備え、
    　前記複数の冷却空気出口の一つを他端に備え、前記一端から前記他端にわたって気密流路を備える、請求項１に記載のシュラウド。
  4. 　前記複数の冷却空気入口の少なくとも一つは、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の下流端部に配置される、請求項１に記載のシュラウド。
  5. 　前記シュラウド端部は、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の上流端部に配置された前側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の下流端部に配置された後側シュラウド端部とを備え、
    　前記複数の冷却空気入口は、前記前側シュラウド端部に設けられた第１冷却空気入口と、前記後側シュラウド端部に設けられた第２冷却空気入口とを備える、請求項１に記載のシュラウド。
  6. 　前記シュラウド端部は、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の上流端部に配置された前側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の下流端部に配置された後側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の背側に配置された背側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の腹側に配置された腹側シュラウド端部とを備え、
    　前記複数の冷却空気入口は、前記前側シュラウド端部の中間部分に設けられた第１冷却空気入口と、前記後側シュラウド端部の中間部分に設けられた第２冷却空気入口とを備え、
    　前記複数の冷却空気出口は、前記背側シュラウド端部の中間部分に設けられた第１冷却空気出口と、前記腹側シュラウド端部の中間部分に設けられた第２冷却空気出口とを備え、
    　前記サブ流路は、前記第１冷却空気入口と前記第１冷却空気出口とによって画定される第１サブ流路と、前記第１冷却空気入口と前記第２冷却空気出口とによって画定される第２サブ流路と、前記第２冷却空気入口と前記第１冷却空気出口とによって画定される第３サブ流路と、前記第２冷却空気入口と前記第２冷却空気出口とによって画定される第４サブ流路とを備える、請求項２に記載のシュラウド。
  7. 　前記複数の冷却空気出口は、前記冷却空気が前記シュラウド端部流路から前記シュラウド本体へと流入するように前記シュラウド本体へ接続される、請求項１に記載のシュラウド。
  8. 　前記シュラウド本体は内部に空間を含み、
    　前記冷却空気が前記シュラウド端部流路から前記内部空間へと流入する、請求項７に記載のシュラウド。
  9. 　前記シュラウド端部は前記シュラウド本体の全周囲を囲む、請求項１に記載のシュラウド。
  10. 　前記シュラウド端部は、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の上流端部に配置された前側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の下流端部に配置された後側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の背側に配置された背側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の腹側に配置された腹側シュラウド端部とを備え、
    　前記背側シュラウド端部は背側シュラウド端部流路を内部に含み、前記腹側シュラウド端部は腹側シュラウド端部流路を内部に含み、
    　前記背側シュラウド端部流路または前記腹側シュラウド端部流路は、隔壁によって分割される、請求項１に記載のシュラウド。
  11. 　前記第１冷却空気出口は、隔壁によって、前記第１サブ流路を画定する前側第１冷却空気出口と前記第３サブ流路を画定する後側第１冷却空気出口とに分けられ、
    　前記第２冷却空気出口は、隔壁によって前記第２サブ流路を画定する前側第２冷却空気出口と、前記第４サブ流路を画定する後側第２冷却空気出口とに分けられる、請求項６に記載のシュラウド。
  12. 　前記シュラウド本体は内部に空間を含み、
    　前記空間が前記冷却空気出口を介して前記シュラウド端部流路に接続されており、前記冷却空気が前記シュラウド端部流路から前記冷却空気出口を介して前記内部空間へと流入する、請求項１に記載のシュラウド。
  13. 　前記シュラウド本体は、前記空間内に設けられたインピンジメントプレートを備え、
    　前記インピンジメントプレートは、前記空間を、前記タービンの径方向外側領域と径方向内側領域とに分割し、
    　前記径方向外側領域は、前記冷却空気出口を介して前記シュラウド端部流路に接続されており、
    　前記インピンジメントプレートは、前記径方向に沿って貫通する複数の冷却孔を備える、請求項１２に記載のシュラウド。
  14. 　シュラウドを備えるタービンの静翼を冷却する方法であって、
    　前記シュラウドは、シュラウド本体と前記シュラウド本体の周囲に設けられて前記シュラウド本体を囲むシュラウド端部とを備え、前記シュラウド端部は内部にシュラウド端部流路を含み、前記シュラウド端部流路は前記シュラウド本体の周囲に沿って設けられ、　前記シュラウド端部は、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の上流端部に配置された前側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の下流端部に配置された後側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の背側に配置された背側シュラウド端部と、前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して前記シュラウド端部の腹側に配置された腹側シュラウド端部とを備え、　前記背側シュラウド端部は内部に背側シュラウド端部流路を含み、前記腹側シュラウド端部は内部に腹側シュラウド端部流路を含み、
    　前記冷却方法は、
    　冷却空気を、前記背側シュラウド端部流路内部に前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して上流側から下流側へと流し、
    　冷却空気を、前記背側シュラウド端部流路内部に前記タービンの高温ガスの流れ方向に対して下流側から上流側へと流し、
    　前記冷却空気を、前記背側シュラウド端部流路の中間部分に設けられた冷却空気出口から流出させる、冷却方法。
  15. 　前記冷却空気出口は、互いに隣接する第１出口と第２出口とを備え、
    　前記上流側から下流側へと流れた冷却空気を前記第１出口から流出させ、
    　前記下流側から上流側へと流れた冷却空気を前記第２出口から流出させ、
    　前記第１出口と前記第２出口とは、その間に設けられた隔壁によって分けられる、請求項１４に記載の冷却方法。
  16. 　前記冷却空気を、前記冷却空気出口によって前記背側シュラウド端部流路から前記シュラウド本体へ流入させる、請求項１４に記載の冷却方法。
  17. 　前記シュラウド本体は内部に空間を含み、前記冷却空気が前記シュラウド端部流路から前記内部空間へと流入する、請求項１６に記載の冷却方法。
  18. 　前記シュラウド本体は、前記空間内に設けられたインピンジメントプレートを備え、
    　前記インピンジメントプレートは、前記空間を、前記タービンの径方向外側領域と径方向内側領域とに分割し、前記径方向外側領域は、前記冷却空気出口を介して前記シュラウド端部流路に接続されており、前記インピンジメントプレートは、前記径方向に沿って貫通する複数の冷却孔を備え、
    　前記冷却空気を、前記冷却空気出口によって前記背側シュラウド端部流路から前記シュラウド本体の前記外部領域へ流入させ、前記インピンジメントプレートの冷却孔を通して噴射させる、請求項１７に記載の冷却方法。
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