JP5925030B2 - Gas turbine and its high temperature parts - Google Patents

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  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

本発明は、ガスタービン、及びこのガスタービンで燃焼ガスが接する高温部品に関する。   The present invention relates to a gas turbine and a high-temperature component with which combustion gas comes into contact with the gas turbine.

ガスタービンは、大気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機と、燃料に圧縮空気を混合して燃焼させて燃焼ガスを生成する燃焼器と、燃焼ガスにより回転するロータと、ロータを回転可能に覆うケーシングと、を備えている。   A gas turbine is a compressor that generates compressed air by compressing the atmosphere, a combustor that generates combustion gas by mixing compressed air with fuel, a rotor that rotates by the combustion gas, and a rotor that can rotate. And a casing that covers.

ロータは、ロータ軸を中心としてこのロータ軸に平行な軸方向に延びるロータ本体と、軸方向に並んでロータ本体に設けられている複数の動翼段と、を有している。各動翼段は、いずれも、ロータ軸に対する周方向に並んでロータ本体に設けられている複数の動翼を有している。各動翼段の上流側には、静翼段が配置されている。各静翼段は、ロータ軸に対する周方向に並んでケーシングの内側に固定されている複数の静翼を有している。静翼は、ロータ軸に対して径方向に延びる静翼本体と、この静翼本体の径方向外側に設けられている外側シュラウドと、静翼本体の径方向内側に設けられている内側シュラウドとを有している。燃焼器からの燃焼ガスは、静翼の外側シュラウドと内側シュラウドとの間を通って、下流側の動翼に導かれる。軸方向で互いに隣接する静翼段相互間には、周方向に並んだ複数の分割環が配置されている。この分割環は、この分割環の上流側及び下流側の静翼段を構成する静翼の外側シュラウドと共同して、環状の燃焼ガス流路の外周側を画定する。   The rotor has a rotor main body extending in the axial direction parallel to the rotor axis around the rotor axis, and a plurality of blade stages provided in the rotor main body side by side in the axial direction. Each of the blade stages has a plurality of blades provided in the rotor body side by side in the circumferential direction with respect to the rotor shaft. A stationary blade stage is arranged upstream of each blade stage. Each stationary blade stage has a plurality of stationary blades fixed to the inside of the casing side by side in the circumferential direction with respect to the rotor shaft. The stationary blade includes a stationary blade body that extends in a radial direction with respect to the rotor shaft, an outer shroud that is provided on a radially outer side of the stationary blade body, and an inner shroud that is provided on a radially inner side of the stationary blade body. have. Combustion gas from the combustor passes between the outer shroud and the inner shroud of the stationary blade and is guided to the downstream moving blade. Between the stator blade stages adjacent to each other in the axial direction, a plurality of divided rings arranged in the circumferential direction are arranged. The split ring defines the outer peripheral side of the annular combustion gas flow path in cooperation with the outer shrouds of the stationary blades constituting the stationary blade stages upstream and downstream of the divided ring.

ガスタービンの構成部品のうち、燃焼器、動翼、静翼、及び分割環は、いずれも、高温の燃焼ガスに接する高温部品である。これらの高温部品は、いずれも、その耐久性等を確保するために、空気等で冷却されている。   Among the components of the gas turbine, the combustor, the moving blade, the stationary blade, and the split ring are all high-temperature components that are in contact with high-temperature combustion gas. All of these high-temperature components are cooled with air or the like in order to ensure their durability and the like.

ガスタービンの高温部品を空気で冷却する構造としては、例えば、以下の特許文献１に開示されている冷却構造がある。この特許文献１に開示されているガスタービンでは、燃焼器の尾筒の出口フランジと第一段静翼の外側シュラウド及び内側シュラウドとの間をシール部材でシールしている。外側シュラウド及び内側シュラウドには、その上流側端面から下流側に向かって凹むシール溝が形成されており、ここにシール部材が差し込まれている。   As a structure for cooling the high-temperature components of the gas turbine with air, for example, there is a cooling structure disclosed in Patent Document 1 below. In the gas turbine disclosed in Patent Document 1, a seal member seals between an outlet flange of a combustor tail cylinder and an outer shroud and an inner shroud of a first stage stationary blade. The outer shroud and the inner shroud are formed with seal grooves that are recessed from the upstream end face toward the downstream side, and a seal member is inserted therein.

この特許文献１に開示されている冷却構造では、シール溝の溝底から燃焼ガス流路に連通する空気通路が形成されている。この空気通路は、燃焼ガス流路に近づくに連れて次第に下流側に向かって傾斜している。このため、シール溝内に入ってきた高圧の空気は、この空気通路を通って燃焼ガス流路内に流れ込み、外側シュラウド又は内側シュラウドの燃焼ガス流路側の面をフィルム冷却する。   In the cooling structure disclosed in Patent Document 1, an air passage that communicates from the bottom of the seal groove to the combustion gas passage is formed. The air passage gradually inclines toward the downstream side as it approaches the combustion gas flow path. For this reason, the high-pressure air that has entered the seal groove flows into the combustion gas flow path through this air passage, and the surface of the outer shroud or the inner shroud on the combustion gas flow path side is film-cooled.

特開２０１０−２４２７５０号公報JP 2010-242750 A

上記特許文献１に記載の冷却構造では、外側シュラウド又は内側シュラウドの燃焼ガス流路側の面であって、空気通路の燃焼ガス流路側の開口よりも下流側の部分を冷却することができる。しかしながら、上記特許文献１に記載の構造では、外側シュラウド又は内側シュラウドで、空気通路の燃焼ガス流路側の開口よりも上流側の部分、つまり、シール溝と燃焼ガス流路とに挟まれた領域を冷却することができず、係る部分の耐久性を高めることができないという問題点がある。   In the cooling structure described in Patent Document 1, it is possible to cool a portion of the outer shroud or the inner shroud on the combustion gas flow path side and downstream of the opening of the air passage on the combustion gas flow path side. However, in the structure described in Patent Document 1, the outer shroud or the inner shroud is located on the upstream side of the opening of the air passage on the combustion gas flow path side, that is, the region sandwiched between the seal groove and the combustion gas flow path. Cannot be cooled, and the durability of the part cannot be increased.

そこで、本発明は、このような従来技術の問題点に着目し、耐久性を向上させることができる高温部品、この高温部品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。   Therefore, the present invention pays attention to such problems of the prior art, and an object thereof is to provide a high-temperature component capable of improving durability and a gas turbine including the high-temperature component.

上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンの高温部品は、
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、前記ガスタービンのロータ軸に対する径方向で前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、が形成されていることを特徴とする。 The high-temperature component of the gas turbine according to the invention for solving the above problems is
A high-temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows, and is recessed in a direction away from the other high-temperature part from an end surface facing the other high-temperature part adjacent to the combustion gas flow path, And a groove extending in the extending direction of the end surface, a cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path in a radial direction with respect to the rotor shaft of the gas turbine , An introduction passage connecting the groove and the cooling passage, and a discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path are formed.

ガスタービンの高温部品には、高温部品を基準にして燃焼ガス流路と反対側部分に冷却用の圧縮空気が供給される。当該高温部品では、溝から燃焼ガス流路につながる通路が形成されているため、溝内に圧縮空気が入り込み易くなり、この溝を冷却することができる。さらに、当該高温部品では、溝と燃焼ガス流路とに挟まれた領域に冷却通路が形成されており、この冷却通路内に圧縮空気が流れ込むので、溝と燃焼ガス流路とに挟まれた領域を冷却することができる。   The high-temperature components of the gas turbine are supplied with compressed compressed air for cooling to the opposite side of the combustion gas flow path with respect to the high-temperature components. In the high-temperature component, since a passage leading from the groove to the combustion gas flow path is formed, compressed air can easily enter the groove, and the groove can be cooled. Further, in the high temperature component, a cooling passage is formed in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path, and since compressed air flows into the cooling passage, the cooling passage is sandwiched between the groove and the combustion gas flow path. The area can be cooled.

上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンの他の高温部品は、
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、が形成され、前記排出通路における前記冷却通路側の開口は、該冷却通路における前記燃焼ガスの流れの上流側の部分に形成されていることを特徴とする。 Other high-temperature parts of the gas turbine according to the invention for solving the above problems are as follows:
A high-temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows, and is recessed in a direction away from the other high-temperature part from an end surface facing the other high-temperature part adjacent to the combustion gas flow path, In addition, a groove extending in the extending direction of the end face, a cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path, and an introduction connecting the groove and the cooling passage. A passage and a discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path are formed , and the opening on the cooling passage side in the discharge passage is an upstream portion of the flow of the combustion gas in the cooling passage It characterized that you have been formed.

当該高温部品では、冷却通路よりもさらに上流側部分を冷却することができる。   In the high temperature component, it is possible to cool the upstream portion further than the cooling passage.

また、前記ガスタービンの高温部品において、前記排出通路は、前記燃焼ガス流路に近づくに連れて、次第に前記燃焼ガスの流れの下流側に向かう方向に傾斜していてもよい。
また、上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンの他の高温部品は、
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、が形成され、前記排出通路は、前記燃焼ガス流路に近づくに連れて、次第に前記燃焼ガスの流れの下流側に向かう方向に傾斜していることを特徴とする。 In the high-temperature component of the gas turbine, the exhaust passage may be gradually inclined toward the downstream side of the flow of the combustion gas as it approaches the combustion gas flow path.
In addition, other high-temperature parts of the gas turbine according to the invention for solving the above problems are as follows:
A high-temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows, and is recessed in a direction away from the other high-temperature part from an end surface facing the other high-temperature part adjacent to the combustion gas flow path, In addition, a groove extending in the extending direction of the end face, a cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path, and an introduction connecting the groove and the cooling passage. A passage and a discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path are formed, and the discharge passage gradually becomes downstream of the flow of the combustion gas as it approaches the combustion gas flow path. Inclined in the direction of heading.

当該高温部品では、燃焼ガス流路側の面に沿って排出通路からの圧縮空気が流れるので、この燃焼ガス流路側の面をフィルム冷却することができる。   In the high temperature component, the compressed air from the exhaust passage flows along the surface on the combustion gas flow path side, so that the surface on the combustion gas flow path side can be film-cooled.

また、前記ガスタービンの高温部品において、前記排出通路における前記燃焼ガス流路側の開口は、前記他の高温部品を臨める位置に形成されていてもよい。
また、上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンの他の高温部品は、
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、が形成され、前記排出通路における前記燃焼ガス流路側の開口は、前記他の高温部品を臨める位置に形成されていることを特徴とする。 Further, in the high temperature component of the gas turbine, the opening on the combustion gas flow path side in the exhaust passage may be formed at a position facing the other high temperature component.
In addition, other high-temperature parts of the gas turbine according to the invention for solving the above problems are as follows:
A high-temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows, and is recessed in a direction away from the other high-temperature part from an end surface facing the other high-temperature part adjacent to the combustion gas flow path, In addition, a groove extending in the extending direction of the end face, a cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path, and an introduction connecting the groove and the cooling passage. A passage and a discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path are formed, and the opening on the combustion gas flow path side in the discharge passage is formed at a position facing the other high-temperature components. It is characterized by that.

高温部品と他の高温部品の間に生じる隙間には、燃焼ガスの巻き込みが生じ、これにより高温部品に損傷を生じることがある。当該高温部品では、この隙間へ圧縮空気を噴出してパージすることにより、他の高温部品との間への燃焼ガスの巻き込みを防ぐことができ、効果的に高温部品の損傷をして耐久性を高めることができる。   Combustion gas entrainment can occur in the gaps between the hot part and other hot parts, which can cause damage to the hot part. In the high-temperature parts, by jetting compressed air into this gap and purging, it is possible to prevent entrainment of combustion gas with other high-temperature parts, effectively damaging the high-temperature parts and durability Can be increased.

また、前記ガスタービンの高温部品において、前記冷却通路である第一冷却通路の前記延在方向における端部で、該第一冷却通路と連通し、前記燃焼ガス流路に沿って前記他の高温部品から遠ざかる向きに延びる第二冷却通路が形成され、前記排出通路は、前記第二冷却通路を介して、前記第一冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続してもよい。
また、上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンの他の高温部品は、
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、が形成され、前記冷却通路である第一冷却通路の前記延在方向における端部で、該第一冷却通路と連通し、前記燃焼ガス流路に沿って前記他の高温部品から遠ざかる向きに延びる第二冷却通路が形成され、前記排出通路は、前記第二冷却通路を介して、前記第一冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続することを特徴とする。 Further, in the high-temperature component of the gas turbine, at the end portion in the extending direction of the first cooling passage that is the cooling passage, the other high temperature component communicates with the first cooling passage and extends along the combustion gas passage. A second cooling passage extending in a direction away from the part may be formed, and the discharge passage may connect the first cooling passage and the combustion gas passage through the second cooling passage.
In addition, other high-temperature parts of the gas turbine according to the invention for solving the above problems are as follows:
A high-temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows, and is recessed in a direction away from the other high-temperature part from an end surface facing the other high-temperature part adjacent to the combustion gas flow path, In addition, a groove extending in the extending direction of the end face, a cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path, and an introduction connecting the groove and the cooling passage. A passage and a discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas passage are formed, and communicated with the first cooling passage at an end in the extending direction of the first cooling passage which is the cooling passage. And a second cooling passage extending in a direction away from the other high-temperature component along the combustion gas flow path is formed, and the discharge passage is connected to the first cooling passage and the combustion via the second cooling passage. Connected with gas flow path To.

当該高温部品では、第二冷却通路が形成されることで、第一冷却通路内の一方の端部から他方の端部にかけての流れがスムーズになるため、第一冷却通路に沿った部分の全体を効率よく冷却することができる。   In the high temperature component, since the second cooling passage is formed, the flow from one end portion to the other end portion in the first cooling passage becomes smooth, so the entire portion along the first cooling passage Can be efficiently cooled.

また、前記ガスタービンの高温部品において、前記溝は、前記他の高温部品との間をシールするシール部材が入り込むシール溝であってもよい。   In the high-temperature component of the gas turbine, the groove may be a seal groove into which a seal member that seals between the other high-temperature components enters.

当該高温部品では、前述したように、シール溝内に圧縮空気が流れ込み易くなるため、シール溝内のシール部材を冷却することができる。   In the high-temperature component, as described above, the compressed air easily flows into the seal groove, so that the seal member in the seal groove can be cooled.

また、前記ガスタービンの高温部品において、当該高温部品が、前記ガスタービンの静翼であり、前記溝と前記冷却通路と前記導入通路と前記排出通路とは、前記静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドに形成されていてもよい。
また、上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンの他の高温部品は、
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、が形成され、当該高温部品が、前記ガスタービンの静翼であり、前記溝と前記冷却通路と前記導入通路と前記排出通路とは、前記静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドに形成されていることを特徴とする。 In the high-temperature component of the gas turbine, the high-temperature component is a stationary blade of the gas turbine, and the groove, the cooling passage, the introduction passage, and the discharge passage include an outer shroud of the stationary blade and / or It may be formed in the inner shroud.
In addition, other high-temperature parts of the gas turbine according to the invention for solving the above problems are as follows:
A high-temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows, and is recessed in a direction away from the other high-temperature part from an end surface facing the other high-temperature part adjacent to the combustion gas flow path, In addition, a groove extending in the extending direction of the end face, a cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path, and an introduction connecting the groove and the cooling passage. A passage, a discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas passage, and the high-temperature component is a stationary blade of the gas turbine, the groove, the cooling passage, the introduction passage, and the The discharge passage is formed in the outer shroud and / or the inner shroud of the stationary blade.

当該高温部品、つまり静翼では、静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウド中で、溝と燃焼ガス流路とに挟まれた領域を冷却することができる。   In the high temperature component, that is, the stationary blade, the region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path can be cooled in the outer shroud and / or the inner shroud of the stationary blade.

また、前記ガスタービンの高温部品である前記静翼において、前記他の高温部品は、前記外側シュラウド又は前記内側シュラウドに対して、前記燃焼ガスの流れの上流側又は下流側に隣接する部品であり、前記延在方向は、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向であってもよい。   Further, in the stationary blade that is a high-temperature component of the gas turbine, the other high-temperature component is a component adjacent to the outer shroud or the inner shroud on the upstream side or the downstream side of the flow of the combustion gas. The extending direction may be a circumferential direction with respect to a rotor shaft of the gas turbine.

また、前記ガスタービンの高温部品において、当該高温部品が、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向に複数並んで環状を成す分割環であり、前記他の高温部品は、前記分割環に前記周方向で隣接する他の分割環であり、前記延在方向は、前記ロータ軸に平行な軸方向であってもよい。   Further, in the high-temperature component of the gas turbine, the high-temperature component is a split ring that forms a ring in a plurality in a circumferential direction with respect to the rotor shaft of the gas turbine, and the other high-temperature component is in the circumferential direction of the split ring. And the extending direction may be an axial direction parallel to the rotor axis.

当該高温部品、つまり分割環では、分割環中で、溝と燃焼ガス流路とに挟まれた領域を冷却することができる。   In the high temperature part, that is, the split ring, the region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path can be cooled in the split ring.

また、前記ガスタービンの高温部品において、当該高温部品が、前記ガスタービンの燃焼器と静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドとの間をシールするシール部品であり、前記他の高温部品は、前記静翼であり、前記延在方向は、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向であり、前記溝は、前記静翼の前記外側シュラウド又は前記内側シュラウドの一部である係合凸部が入り込む係合溝であってもよい。
また、上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンの他の高温部品は、
燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、が形成され、当該高温部品が、前記ガスタービンの燃焼器と静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドとの間をシールするシール部品であり、前記他の高温部品は、前記静翼であり、前記延在方向は、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向であり、前記溝は、前記静翼の前記外側シュラウド又は前記内側シュラウドの一部である係合凸部が入り込む係合溝であることを特徴とする。 Further, in the high temperature component of the gas turbine, the high temperature component is a seal component that seals between the combustor of the gas turbine and the outer shroud and / or the inner shroud of the stationary blade, and the other high temperature component includes: The stationary blade, the extending direction is a circumferential direction with respect to the rotor shaft of the gas turbine, and the groove is engaged with an engaging convex portion that is a part of the outer shroud or the inner shroud of the stationary blade. It may be an engaging groove.
In addition, other high-temperature parts of the gas turbine according to the invention for solving the above problems are as follows:
A high-temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows, and is recessed in a direction away from the other high-temperature part from an end surface facing the other high-temperature part adjacent to the combustion gas flow path, In addition, a groove extending in the extending direction of the end face, a cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path, and an introduction connecting the groove and the cooling passage. A passage and an exhaust passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path are formed, and the high temperature component is disposed between the combustor of the gas turbine and the outer shroud and / or inner shroud of the stationary blade. The other high temperature component is the stationary blade, the extending direction is a circumferential direction with respect to a rotor shaft of the gas turbine, and the groove is the outer shroud of the stationary blade or Inside Wherein the engaging protrusion is a part of the shroud is engaging groove entering.

当該高温部品、つまりシール部材では、他の高温部品である静翼の外側シュラウド又は内側シュラウドの係合凸部を冷却することができる。さらに、当該シール部材では、シール部材中で、溝と燃焼ガス流路とに挟まれた領域を冷却することができる。   In the high temperature component, that is, the seal member, the outer shroud of the stationary blade, which is another high temperature component, or the engagement convex portion of the inner shroud can be cooled. Further, the seal member can cool a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path in the seal member.

上記問題点を解決するための発明に係るガスタービンは、前記高温部品と、前記燃焼ガスにより回転するロータと、を備えていることを特徴とする。   A gas turbine according to an invention for solving the above-described problems includes the high-temperature component and a rotor rotated by the combustion gas.

本発明では、高温部品の溝と燃焼ガス流路とに挟まれた領域を冷却することができ、この高温部品の耐久性を高めることができる。   In this invention, the area | region pinched | interposed into the groove | channel and combustion gas flow path of a high temperature component can be cooled, and durability of this high temperature component can be improved.

本発明に係る一実施形態におけるガスタービンの要部切欠側面である。It is a principal part notched side surface of the gas turbine in one Embodiment which concerns on this invention. 本発明に係る一実施形態におけるガスタービンの要部断面図である。It is principal part sectional drawing of the gas turbine in one Embodiment which concerns on this invention. 本発明に係る一実施形態における高温部品ａであるシール部材の断面図である。It is sectional drawing of the sealing member which is the high temperature component a in one Embodiment which concerns on this invention. 本発明に係る一実施形態における高温部品ａであるシール部材の要部拡大断面図である。It is a principal part expanded sectional view of the sealing member which is the high temperature component a in one Embodiment which concerns on this invention. 本発明に係る一実施形態における高温部品ａの変形例としてのシール部材の要部拡大断面図である。It is a principal part expanded sectional view of the sealing member as a modification of the high temperature component a in one Embodiment which concerns on this invention. 本発明に係る一実施形態における高温部品ｂである静翼の要部拡大断面図である。It is a principal part expanded sectional view of the stationary blade which is the high temperature component b in one Embodiment which concerns on this invention. 本発明に係る一実施形態における高温部品ｂの第一変形例としての静翼の要部拡大断面図である。It is a principal part expanded sectional view of the stationary blade as a 1st modification of the high temperature component b in one Embodiment which concerns on this invention. 本発明に係る一実施形態における高温部品ｂの第二変形例としての静翼の要部拡大断面図である。It is a principal part expanded sectional view of the stationary blade as a 2nd modification of the high temperature component b in one Embodiment which concerns on this invention. 図８におけるIＸ矢視図である。It is IX arrow line view in FIG. 本発明に係る一実施形態における高温部品ｃである分割環の断面図である。It is sectional drawing of the split ring which is the high temperature component c in one Embodiment which concerns on this invention. 図１０におけるＸI−ＸI断面図である。It is XI-XI sectional drawing in FIG.

以下、本発明に係る各種実施形態及び各種変形例について、図面を参照して詳細に説明する。   Hereinafter, various embodiments and various modifications according to the present invention will be described in detail with reference to the drawings.

「ガスタービン」
まず、図１及び図２を用いて、ガスタービンの基本構成について説明する。 "gas turbine"
First, the basic configuration of the gas turbine will be described with reference to FIGS. 1 and 2.

ガスタービンは、図１に示すように、外気を圧縮して圧縮空気を生成する圧縮機１０と、燃料供給源からの燃料を圧縮空気に混合して燃焼させて燃焼ガスを生成する複数の燃焼器２０と、燃焼ガスにより駆動するタービン３０と、を備えている。   As shown in FIG. 1, the gas turbine includes a compressor 10 that compresses outside air to generate compressed air, and a plurality of combustions that generate combustion gas by mixing the fuel from the fuel supply source with the compressed air and burning it. And a turbine 30 driven by combustion gas.

タービン３０は、ケーシング３１と、このケーシング３１内でロータ軸Ａｒを中心として回転するタービンロータ３３とを備えている。このタービンロータ３３は、例えば、このタービンロータ３３の回転で発電する発電機（図示されていない。）と接続されている。圧縮機１０は、タービン３０に対して、ロータ軸Ａｒに平行な軸方向Ｄａの一方側に配置されている。タービン３０のケーシング３１は、ロータ軸Ａｒを中心として円筒状を成している。複数の燃焼器２０は、ロータ軸Ａｒに対する周方向Ｄｃに互いの間隔をあけて、このケーシング３１に取り付けられている。なお、以下では、軸方向Ｄａで圧縮機１０が配置されている側を上流側、その反対側を下流側とする。また、ロータ軸Ａｒに対する径方向Ｄｒで、ロータ軸Ａｒから遠ざかる側を径方向外側、ロータ軸Ａｒに近づく側を径方向内側とする。   The turbine 30 includes a casing 31 and a turbine rotor 33 that rotates around the rotor axis Ar in the casing 31. The turbine rotor 33 is connected to, for example, a generator (not shown) that generates electric power by the rotation of the turbine rotor 33. The compressor 10 is arranged with respect to the turbine 30 on one side in the axial direction Da parallel to the rotor axis Ar. The casing 31 of the turbine 30 has a cylindrical shape with the rotor axis Ar as a center. The plurality of combustors 20 are attached to the casing 31 at intervals in the circumferential direction Dc with respect to the rotor axis Ar. In the following, the side where the compressor 10 is disposed in the axial direction Da is the upstream side, and the opposite side is the downstream side. Further, in the radial direction Dr with respect to the rotor shaft Ar, the side away from the rotor shaft Ar is defined as the radially outer side, and the side approaching the rotor shaft Ar is defined as the radially inner side.

タービンロータ３３は、図２に示すように、ロータ軸Ａｒを中心として、軸方向Ｄａに延びているロータ本体３４と、軸方向Ｄａに並んでロータ本体３４に取り付けられている複数の動翼段３５と、を有している。各動翼段３５は、いずれも、ロータ軸Ａｒに対して周方向Ｄｃに並んでロータ軸Ａｒに取り付けられている複数の動翼３６を有している。動翼３６は、径方向Ｄｒに延びる動翼本体３７と、この動翼本体３７の径方向内側に設けられているプラットホーム３８と、このプラットホーム３８の径方向内側に設けられている翼根３９とを有している。動翼３６は、この翼根３９がロータ本体３４に埋め込まれることで、ロータ本体３４に固定されている。   As shown in FIG. 2, the turbine rotor 33 includes a rotor body 34 extending in the axial direction Da around the rotor axis Ar and a plurality of blade stages attached to the rotor body 34 side by side in the axial direction Da. 35. Each rotor blade stage 35 has a plurality of rotor blades 36 attached to the rotor shaft Ar along the circumferential direction Dc with respect to the rotor shaft Ar. The rotor blade 36 includes a rotor blade body 37 extending in the radial direction Dr, a platform 38 provided on the radially inner side of the rotor blade body 37, and a blade root 39 provided on the radially inner side of the platform 38. have. The rotor blade 36 is fixed to the rotor body 34 by the blade root 39 being embedded in the rotor body 34.

複数の動翼段３５の各上流側には、静翼段４０が配置されている。各静翼段４０は、いずれも、複数の静翼４１が周方向Ｄｃに並んで構成されている。各静翼４１は、いずれも、径方向Ｄｒに延びる静翼本体４２と、静翼本体４２の径方向外側に設けられている外側シュラウド４３と、静翼本体４２の径方向内側に設けられている内側シュラウド４５と、を有している。   A stationary blade stage 40 is disposed on each upstream side of the plurality of blade stages 35. Each stationary blade stage 40 is configured by a plurality of stationary blades 41 arranged in the circumferential direction Dc. Each of the stationary blades 41 is provided on the radially inner side of the stationary blade body 42, the stationary blade body 42 extending in the radial direction Dr, the outer shroud 43 provided on the radially outer side of the stationary blade body 42. An inner shroud 45.

動翼段３５及び静翼段４０の径方向外側であって、ケーシング３１の径方向内側には、ロータ軸Ａｒを中心として円筒状の翼環５０が配置されている。この翼環５０は、ケーシング３１に固定されている。静翼４１の外側シュラウド４３と翼環５０とは、遮熱環５２により連結されている。   A cylindrical blade ring 50 centering on the rotor axis Ar is disposed radially outside the rotor blade stage 35 and the stationary blade stage 40 and radially inside the casing 31. The blade ring 50 is fixed to the casing 31. The outer shroud 43 of the stationary blade 41 and the blade ring 50 are connected by a heat shield ring 52.

軸方向Ｄａで隣接する静翼段４０の外側シュラウド４３相互間には、ロータ軸Ａｒを中心として周方向Ｄｃに並んだ複数の分割環６１が配置されている。周方向Ｄｃに並んだ複数の分割環６１は環状を成し、その径方向内側には、動翼段３５が配置されている。周方向Ｄｃに並んだ複数の分割環６１は、いずれも、遮熱環５２により翼環５０に連結されている。   Between the outer shrouds 43 of the stationary blade stages 40 adjacent in the axial direction Da, a plurality of split rings 61 arranged in the circumferential direction Dc with the rotor axis Ar as a center are arranged. The plurality of split rings 61 arranged in the circumferential direction Dc form an annular shape, and a moving blade stage 35 is disposed on the radially inner side. Each of the plurality of split rings 61 arranged in the circumferential direction Dc is connected to the blade ring 50 by a heat shield ring 52.

燃焼器２０は、高温高圧の燃焼ガスＧをタービン３０に送る尾筒２２と、この尾筒２２内に燃料及び圧縮空気を供給する燃料供給器２１と、を備えている。尾筒２２の下流側のフランジ、つまり出口フランジ２３には、第一静翼段４０ａを構成する静翼４１ａの内側シュラウド４５及び外側シュラウド４３が接続されている。   The combustor 20 includes a tail cylinder 22 that sends high-temperature and high-pressure combustion gas G to the turbine 30, and a fuel supply device 21 that supplies fuel and compressed air into the tail cylinder 22. An inner shroud 45 and an outer shroud 43 of the stationary vane 41a constituting the first stationary vane stage 40a are connected to the downstream flange of the tail cylinder 22, that is, the outlet flange 23.

圧縮機１０からの圧縮空気Ａは、タービン３０のケーシング３１内に入り、燃焼器２０の周りから燃焼器２０の燃料供給器２１内に流れ込む。燃料供給器２１はこの圧縮空気Ａと共に外部からの燃料を尾筒２２内に供給する。尾筒２２内では、燃料が燃焼して、燃焼ガスＧが生成される。この燃焼ガスＧは、静翼段４０を構成する複数の静翼４１の内側シュラウド４５と外側シュラウド４３との間、その下流側の動翼段３５を構成する複数の動翼３６のプラットホーム３８とこの動翼３６の径方向外側に配置されている分割環６１との間を通る過程で、動翼本体３７に接して、タービンロータ３３をロータ軸Ａｒ回りに回転させる。   The compressed air A from the compressor 10 enters the casing 31 of the turbine 30 and flows from around the combustor 20 into the fuel supplier 21 of the combustor 20. The fuel supplier 21 supplies fuel from the outside together with the compressed air A into the tail cylinder 22. In the transition piece 22, the fuel is burned and combustion gas G is generated. The combustion gas G is disposed between the inner shroud 45 and the outer shroud 43 of the plurality of stationary blades 41 constituting the stationary blade stage 40 and the platform 38 of the plurality of blades 36 constituting the moving blade stage 35 on the downstream side thereof. The turbine rotor 33 is rotated around the rotor axis Ar in contact with the rotor blade main body 37 in the process of passing between the rotor blade 36 and the split ring 61 arranged on the radially outer side.

すなわち、燃焼ガスＧが流れる燃焼ガス流路Ｐｇは、静翼４１の内側シュラウド４５及び外側シュラウド４３と、動翼３６のプラットホーム３８及びこれに対向する分割環６１とで画定されている。すなわち、静翼４１、動翼３６及び分割環６１は、いずれも、高温高圧の燃焼ガスＧに接する高温部品である。   That is, the combustion gas flow path Pg through which the combustion gas G flows is defined by the inner shroud 45 and the outer shroud 43 of the stationary blade 41, the platform 38 of the moving blade 36, and the split ring 61 facing this. That is, each of the stationary blade 41, the moving blade 36, and the split ring 61 is a high-temperature component that contacts the high-temperature and high-pressure combustion gas G.

圧縮機１０からの圧縮空気Ａの一部、又は圧縮機１０から抽気された圧縮空気Ａは、静翼４１の外側シュラウド４３及び内側シュラウド４５を冷却するために、この外側シュラウド４３の径方向外側や内側シュラウド４５の径方向内側の領域にも流れ込む。また、ケーシング３１の径方向内側であって翼環５０の径方向外側に領域にも、圧縮機１０からケーシング３１内に流れ込んだ前述の圧縮空気Ａの一部、又は圧縮機１０から抽気した圧縮空気Ａが供給される。この圧縮空気Ａは、分割環６１を冷却するために、翼環５０を介して、その径方向内側に配置されている分割環６１の径方向外側に流れ込む。   A part of the compressed air A from the compressor 10 or the compressed air A extracted from the compressor 10 is radially outside of the outer shroud 43 in order to cool the outer shroud 43 and the inner shroud 45 of the stationary blade 41. Or flows into the radially inner region of the inner shroud 45. Further, a part of the above-described compressed air A that has flowed into the casing 31 from the compressor 10 or a compressed air extracted from the compressor 10 also in a region radially inward of the casing 31 and radially outward of the blade ring 50. Air A is supplied. The compressed air A flows through the blade ring 50 to the radially outer side of the split ring 61 disposed on the radially inner side in order to cool the split ring 61.

「高温部品ａ」
次に、図３及び図４を用いて、本発明に係る高温部品ａの一実施形態について説明する。 "High temperature parts a"
Next, an embodiment of the high-temperature component a according to the present invention will be described with reference to FIGS.

本実施形態の高温部品ａは、図３に示すように、燃焼器２０の尾筒２２における出口フランジ２３と、第一静翼段４０ａの静翼４１ａにおける内側シュラウド４５及び外側シュラウド４３との間をシールするシール部材８０である。   As shown in FIG. 3, the high-temperature component a of the present embodiment is between the outlet flange 23 in the tail cylinder 22 of the combustor 20, and the inner shroud 45 and the outer shroud 43 in the stationary blade 41a of the first stationary blade stage 40a. This is a sealing member 80 that seals.

静翼４１ａの外側シュラウド４３及び内側シュラウド４５には、それぞれその上流側端面から上流側に突出する係合凸部４４が形成されている。   The outer shroud 43 and the inner shroud 45 of the stationary blade 41a are each formed with an engaging convex portion 44 that protrudes upstream from the upstream end face thereof.

尾筒２２の出口開口は、ほぼ四角形状を成しており、尾筒２２の出口フランジ２３は、この尾筒２２の出口開口の周りに四角環状に形成されている。前述のシール部材８０は、四角環状の出口フランジ２３で、周方向Ｄｃに延び且つ径方向Ｄｒで互いに対向する一対の周方向延在部に沿って配置されている。一方、四角環状の出口フランジ２３で、径方向Ｄｒに延び且つ周方向Ｄｃで互いに対向する一対の径方向延在部には、周方向で隣接する他の尾筒２２の出口フランジ２３における径方向延存部との間をシールする他のシール部材が配置されている。   The outlet opening of the tail tube 22 has a substantially rectangular shape, and the outlet flange 23 of the tail tube 22 is formed in a square ring around the outlet opening of the tail tube 22. The aforementioned sealing member 80 is a square annular outlet flange 23 and is disposed along a pair of circumferentially extending portions that extend in the circumferential direction Dc and face each other in the radial direction Dr. On the other hand, in the square annular outlet flange 23, a pair of radially extending portions extending in the radial direction Dr and opposed to each other in the circumferential direction Dc has a radial direction in the outlet flange 23 of another tail tube 22 adjacent in the circumferential direction. Another seal member that seals between the extended portion is disposed.

四角環状の出口フランジ２３の径方向外側の周方向延在部に沿って配置されているシール部材８０は、この出口フランジ２３の周方向延在部に係合すると共に静翼４１ａの外側シュラウド４３に係合する。また、四角環状の出口フランジ２３の径方向内側の周方向延在部に沿って配置されているシール部材８０は、この出口フランジ２３の周方向延在部に係合すると共に静翼４１ａの内側シュラウド４５に係合する。径方向内側のシール部材８０の径方向外側、径方向外側のシール部材８０の径方向内側には、尾筒２２からの燃焼ガスＧが通る。よって、これらシール部材８０は、燃焼ガス流路Ｐｇにおける軸方向Ｄａの一部を画定する。なお、径方向内側のシール部材８０と径方向外側のシール部材８０とは、尾筒２２の中心軸を基準にしてほぼ対象な形状を成しているため、以下では、主として、径方向内側のシール部材８０について説明する。   A seal member 80 disposed along a circumferentially extending portion on the radially outer side of the square annular outlet flange 23 engages with a circumferentially extending portion of the outlet flange 23 and also has an outer shroud 43 of the stationary blade 41a. Engage with. Further, the seal member 80 disposed along the radially extending portion on the radially inner side of the square annular outlet flange 23 engages with the circumferentially extending portion of the outlet flange 23 and is disposed on the inner side of the stationary blade 41a. Engage with shroud 45. The combustion gas G from the tail cylinder 22 passes through the radially outer side of the radially inner seal member 80 and the radially inner side of the radially outer seal member 80. Therefore, these seal members 80 define a part of the axial direction Da in the combustion gas flow path Pg. Note that the radially inner seal member 80 and the radially outer seal member 80 have a substantially target shape on the basis of the central axis of the tail cylinder 22. The seal member 80 will be described.

シール部材８０の上流側部分には、図４に示すように、径方向内側に向かって凹み且つ周方向Ｄｃに延びているフランジ溝８４が形成されている。このフランジ溝８４には、尾筒２２の出口フランジ２３が嵌まり込む。なお、径方向外側のシール部材８０におけるフランジ溝８４は、径方向外側に向かって凹んでいる。   As shown in FIG. 4, a flange groove 84 that is recessed radially inward and extending in the circumferential direction Dc is formed in the upstream portion of the seal member 80. The outlet flange 23 of the tail cylinder 22 is fitted into the flange groove 84. The flange groove 84 in the radially outer seal member 80 is recessed toward the radially outer side.

また、シール部材８０の下流側部分には、周方向Ｄｃに延びて静翼４１ａの内側シュラウド４５と対向する下流側端面８５と、この下流側端面８５に対して凹んでいる係合溝８６とが形成されている。この係合溝８６は、下流側端面８５から上流側に向かって、言い換えると静翼４１ａから遠ざかる向きに凹み、且つ下流側端面８５の延在方向である周方向Ｄｃに延びている。この係合溝８６には、静翼４１ａにおける内側シュラウド４５の係合凸部４４が嵌まり込む。   Further, in the downstream portion of the seal member 80, a downstream end surface 85 extending in the circumferential direction Dc and facing the inner shroud 45 of the stationary blade 41a, and an engagement groove 86 recessed with respect to the downstream end surface 85 are provided. Is formed. The engaging groove 86 is recessed from the downstream end face 85 toward the upstream side, in other words, away from the stationary blade 41a, and extends in the circumferential direction Dc, which is the extending direction of the downstream end face 85. In the engaging groove 86, the engaging convex portion 44 of the inner shroud 45 in the stationary blade 41a is fitted.

このシール部材８０の係合溝８６と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域には、下流側端面８５の延在方向、つまり周方向Ｄｃに延びる冷却通路８７が形成されている。さらに、シール部材８０には、冷却通路８７と係合溝８６とを接続する導入通路８８と、冷却通路８７と燃焼ガス流路Ｐｇとを接続する排出通路８９とが形成されている。   A cooling passage 87 extending in the extending direction of the downstream end face 85, that is, the circumferential direction Dc is formed in a region sandwiched between the engagement groove 86 and the combustion gas flow path Pg of the seal member 80. Further, the seal member 80 is formed with an introduction passage 88 that connects the cooling passage 87 and the engagement groove 86, and a discharge passage 89 that connects the cooling passage 87 and the combustion gas passage Pg.

導入通路８８における係合溝８６側の開口８８ｉは、係合溝８６の溝側面であって係合溝８６の溝底側に形成されている。また、排出通路８９の冷却通路８７側の開口８９ｉは、冷却通路８７の下流側に形成され、排出通路８９の燃焼ガス流路Ｐｇ側の開口８９ｏは、下流側端面８５の燃焼ガス流路Ｐｇ側に形成されている。   The opening 88 i on the engagement groove 86 side in the introduction passage 88 is formed on the groove side surface of the engagement groove 86 and on the groove bottom side of the engagement groove 86. Further, the opening 89i on the cooling passage 87 side of the discharge passage 89 is formed on the downstream side of the cooling passage 87, and the opening 89o on the combustion gas flow path Pg side of the discharge passage 89 is formed on the combustion gas flow path Pg of the downstream end face 85. Formed on the side.

圧縮機１０からケーシング３１内に入ってきた圧縮空気Ａの一部は、燃焼器２０の尾筒２２、シール部材８０、第一静翼段４０ａのまわりを通る。この圧縮空気Ａのさらに一部は、シール部材８０と静翼４１ａの内側シュラウド４５との間の隙間を経て、シール部材８０の係合溝８６内に流れ込む。このため、この係合溝８６に嵌まり込んでいる内側シュラウド４５の係合凸部４４は、この圧縮空気Ａにより冷却される。   Part of the compressed air A that has entered the casing 31 from the compressor 10 passes around the tail cylinder 22, the seal member 80, and the first stationary blade stage 40 a of the combustor 20. A part of the compressed air A flows into the engagement groove 86 of the seal member 80 through a gap between the seal member 80 and the inner shroud 45 of the stationary blade 41a. For this reason, the engagement convex portion 44 of the inner shroud 45 fitted in the engagement groove 86 is cooled by the compressed air A.

係合溝８６内に流れ込んだ圧縮空気Ａの一部は、導入通路８８を経て、冷却通路８７内に流れ込む。この冷却通路８７は、前述したように、係合溝８６と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域中に形成されているため、この冷却通路８７内を流れる圧縮空気Ａにより、シール部材８０中で冷却通路８７よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分を冷却することができる。   Part of the compressed air A that has flowed into the engagement groove 86 flows into the cooling passage 87 via the introduction passage 88. Since the cooling passage 87 is formed in the region sandwiched between the engagement groove 86 and the combustion gas passage Pg as described above, the sealing member 80 is compressed by the compressed air A flowing in the cooling passage 87. The portion of the combustion gas flow path Pg side of the cooling passage 87 can be cooled.

冷却通路８７内の圧縮空気Ａは、排出通路８９を経て燃焼ガス流路Ｐｇ内に排出される。排出通路８９の燃焼ガス流路Ｐｇ側の開口８９ｏは、前述したように、シール部材８０における下流側端面８５の燃焼ガス流路Ｐｇ側に形成されている。このため、この排出通路８９から排出された圧縮空気Ａにより、シール部材８０の下流側端面８５と内側シュラウド４５の上流側端面との間への燃焼ガスＧの巻き込みを防ぐことができる。   The compressed air A in the cooling passage 87 is discharged into the combustion gas flow path Pg through the discharge passage 89. The opening 89o on the combustion gas flow path Pg side of the discharge passage 89 is formed on the combustion gas flow path Pg side of the downstream end face 85 of the seal member 80 as described above. For this reason, the compressed air A discharged from the discharge passage 89 can prevent the combustion gas G from being caught between the downstream end face 85 of the seal member 80 and the upstream end face of the inner shroud 45.

以上のように、本実施形態では、高温部品ａであるシール部材８０の係合溝８６と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域内に冷却通路８７を形成し、ここに圧縮空気Ａを導入しているため、シール部材８０における係合溝８６よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分を冷却することができる。よって、本実施形態では、シール部材８０を高温の燃焼ガスＧから保護することができ、このシール部材８０の耐久性を高めることができる。   As described above, in the present embodiment, the cooling passage 87 is formed in the region sandwiched between the engagement groove 86 of the seal member 80, which is the high-temperature component a, and the combustion gas flow path Pg, and the compressed air A is supplied thereto. Since it is introduced, the portion of the seal member 80 closer to the combustion gas flow path Pg than the engagement groove 86 can be cooled. Therefore, in this embodiment, the seal member 80 can be protected from the high-temperature combustion gas G, and the durability of the seal member 80 can be enhanced.

「高温部品ａの変形例」
次に、高温部品ａであるシール部材の変形例について、図５を用いて説明する。 "Modification of high-temperature part a"
Next, a modification of the sealing member that is the high-temperature component a will be described with reference to FIG.

本変形例のシール部材８０ａは、上記実施形態のシール部材８０に、冷却通路８７と係合溝８６とを接続する導入通路としての第二導入通路８８の他に、係合溝８６内への圧縮空気Ａを積極的に導入するために、第一導入通路８８ａをさらに形成したものである。   The seal member 80a of the present modified example is not limited to the second introduction passage 88 as an introduction passage connecting the cooling passage 87 and the engagement groove 86 to the seal member 80 of the above-described embodiment. In order to actively introduce the compressed air A, a first introduction passage 88a is further formed.

第一導入通路８８ａの一方の開口８８ａｉは、ケーシング３１内で圧縮空気Ａが漂う側に開口し、他方の開口８８ａｏは、係合溝８６の底面側に形成されている。このように、本実施形態では、係合溝８６内に圧縮空気Ａを導入するための第一導入通路８８ａが形成されているので、この係合溝８６内に内側シュラウド４５の係合凸部４４が嵌まり込んでいても、この係合溝８６内に圧縮空気Ａが入り易くなる。このため、本変形例では、内側シュラウド４５の係合凸部４４を上記実施形態よりも冷却することができる。さらに、本変形例では、冷却通路８７内に流入する圧縮空気Ａの流量が増加するため、シール部材８０ａにおける係合溝８６よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分を上記実施形態より冷却することができる。   One opening 88 ai of the first introduction passage 88 a opens to the side where the compressed air A drifts in the casing 31, and the other opening 88 ao is formed on the bottom surface side of the engagement groove 86. Thus, in this embodiment, since the first introduction passage 88a for introducing the compressed air A into the engagement groove 86 is formed, the engagement convex portion of the inner shroud 45 is formed in the engagement groove 86. Even if 44 is fitted, the compressed air A easily enters the engagement groove 86. For this reason, in this modification, the engagement convex part 44 of the inner side shroud 45 can be cooled rather than the said embodiment. Furthermore, in this modification, since the flow rate of the compressed air A flowing into the cooling passage 87 increases, the portion of the seal member 80a closer to the combustion gas flow path Pg than the engagement groove 86 is cooled from the above embodiment. Can do.

また、本変形例では、排出通路８９ａが冷却通路８７の上流側部分に形成されている。具体的に、この排出通路８９ａの冷却通路８７側の開口８９ａｉは、冷却通路８７の上流側に形成され、排出通路８９の燃焼ガスＧ側の開口８９ａｏは、シール部材８０の内周面８２、つまり燃焼ガス流路Ｐｇ側の面に形成されている。この排出通路８９ａは、燃焼ガス流路Ｐｇ側に近づくに連れて下流側に向かう側に傾斜している。このため、この排出通路８９ａから排出された圧縮空気Ａは、シール部材８０ａの内周面８２に沿って流れ、この内周面８２をフィルム冷却することができる。よって、本変形例では、この観点からも、シール部材８０ａにおける係合溝８６よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分を上記実施形態より冷却することができる。   In this modification, the discharge passage 89 a is formed in the upstream portion of the cooling passage 87. Specifically, the opening 89ai on the cooling passage 87 side of the discharge passage 89a is formed on the upstream side of the cooling passage 87, and the opening 89ao on the combustion gas G side of the discharge passage 89 is formed on the inner peripheral surface 82 of the seal member 80, That is, it is formed on the surface on the combustion gas flow path Pg side. The discharge passage 89a is inclined toward the downstream side as it approaches the combustion gas flow path Pg side. For this reason, the compressed air A discharged from the discharge passage 89a flows along the inner peripheral surface 82 of the seal member 80a, and the inner peripheral surface 82 can be film-cooled. Therefore, in this modification, also from this viewpoint, the portion of the seal member 80a closer to the combustion gas flow path Pg than the engagement groove 86 can be cooled from the above embodiment.

「高温部品ｂ」
次に、図６を用いて、本発明に係る高温部品ｂの一実施形態について説明する。 "High temperature parts b"
Next, an embodiment of the high-temperature component b according to the present invention will be described with reference to FIG.

本実施形態の高温部品ｂは、第一静翼段４０ｂを構成する静翼４１ｂである。この静翼４１ｂの内側シュラウド４５ｂは、燃焼器２０の尾筒２２における出口フランジ２３ｂと対向している。尾筒２２の出口フランジ２３ｂと静翼４１ｂの内側シュラウド４５ｂとの間は、シール部材９０によりシールされる。 The high temperature component b of the present embodiment is a stationary blade 41b that constitutes the first stationary blade stage 40b. Inner shroud 4 5b of the stationary blade 41b is opposed to the outlet flange 23b in the transition piece 22 of the combustor 20. A seal member 90 seals between the outlet flange 23b of the transition piece 22 and the inner shroud 45b of the stationary blade 41b.

内側シュラウド４５ｂの端面で、尾筒２２の出口フランジ２３ｂと対向する上流側端面４４ｂには、シール溝４６が形成されている。このシール溝４６は、この上流側端面４４ｂから下流側に向かって、言い換えると尾筒２２から遠ざかる向きに凹み、且つ上流側端面４４ｂの延在方向である周方向Ｄｃに延びている。このシール溝４６には、前述のシール部材９０の一方の端部側が嵌まり込む。   A seal groove 46 is formed on the upstream end surface 44b of the inner shroud 45b facing the outlet flange 23b of the transition piece 22 at the end surface. The seal groove 46 is recessed from the upstream end surface 44b toward the downstream side, in other words, away from the tail tube 22, and extends in the circumferential direction Dc, which is the extending direction of the upstream end surface 44b. One end side of the above-described seal member 90 is fitted into the seal groove 46.

この内側シュラウド４５ｂで、このシール溝４６と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域には、上流側端面４４ｂの延在方向、つまり周方向Ｄｃに延びる冷却通路４７が形成されている。さらに、この内側シュラウド４５ｂには、冷却通路４７とシール溝４６とを接続する導入通路４８と、冷却通路４７と燃焼ガス流路Ｐｇとを接続する排出通路４９とが形成されている。   A cooling passage 47 extending in the extending direction of the upstream end face 44b, that is, the circumferential direction Dc is formed in a region sandwiched between the seal groove 46 and the combustion gas flow path Pg in the inner shroud 45b. Further, an introduction passage 48 that connects the cooling passage 47 and the seal groove 46 and a discharge passage 49 that connects the cooling passage 47 and the combustion gas passage Pg are formed in the inner shroud 45b.

導入通路４８におけるシール溝４６側の開口４８ｉは、シール溝４６の溝側面であってシール溝４６の溝底側に形成されている。また、排出通路４９の冷却通路４７側の開口４９ｉは、冷却通路４７の上流側に形成され、排出通路４９の燃焼ガス流路Ｐｇ側の開口４９ｏは、内側シュラウド４５ｂの径方向外側面４２ｂ、つまり燃焼ガス流路Ｐｇ側の面に形成されている。この排出通路４９は、燃焼ガス流路Ｐｇ側に近づくに連れて下流側に向かう側に傾斜している。   The opening 48 i on the seal groove 46 side in the introduction passage 48 is formed on the groove side surface of the seal groove 46 and on the groove bottom side of the seal groove 46. An opening 49i on the cooling passage 47 side of the discharge passage 49 is formed on the upstream side of the cooling passage 47, and an opening 49o on the combustion gas flow path Pg side of the discharge passage 49 is formed on the radially outer side surface 42b of the inner shroud 45b. That is, it is formed on the surface on the combustion gas flow path Pg side. The discharge passage 49 is inclined toward the downstream side as it approaches the combustion gas flow path Pg side.

圧縮機１０からケーシング３１内に入ってきた圧縮空気Ａの一部は、前述したように、燃焼器２０の尾筒２２、シール部材９０、第一静翼段４０ａの周りを通る。この圧縮空気Ａのさらに一部は、尾筒２２の出口フランジ２３ｂと静翼４１ｂの内側シュラウド４５ｂとの間の隙間を経て、内側シュラウド４５ｂのシール溝４６内に流れ込む。このため、このシール溝４６に嵌まり込んでいるシール部材９０は、この圧縮空気Ａにより冷却される。   As described above, a part of the compressed air A that has entered the casing 31 from the compressor 10 passes around the tail cylinder 22, the seal member 90, and the first stationary blade stage 40a of the combustor 20. A part of the compressed air A flows into the seal groove 46 of the inner shroud 45b through a gap between the outlet flange 23b of the tail cylinder 22 and the inner shroud 45b of the stationary blade 41b. For this reason, the seal member 90 fitted in the seal groove 46 is cooled by the compressed air A.

シール溝４６内に流れ込んだ圧縮空気Ａの一部は、導入通路４８を経て、冷却通路４７内に流れ込む。この冷却通路４７は、前述したように、シール溝４６と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域中に形成されているため、この冷却通路４７内を流れる圧縮空気Ａにより、内側シュラウド４５ｂ中でシール溝４６よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側であって、このシール溝４６の溝底面よりも上流側の部分を冷却することができる。   Part of the compressed air A that has flowed into the seal groove 46 flows into the cooling passage 47 via the introduction passage 48. Since the cooling passage 47 is formed in the region sandwiched between the seal groove 46 and the combustion gas flow path Pg as described above, the compressed air A flowing in the cooling passage 47 causes the inner shroud 45b to pass through the cooling passage 47. Thus, the portion on the combustion gas flow path Pg side from the seal groove 46 and upstream from the groove bottom surface of the seal groove 46 can be cooled.

冷却通路４７内の圧縮空気Ａは、排出通路４９を経て燃焼ガス流路Ｐｇ内に排出される。排出通路４９は、前述したように、燃焼ガス流路Ｐｇ側に近づくに連れて下流側に向かう側に傾斜している。このため、この排出通路４９から排出された圧縮空気Ａは、内側シュラウド４５ｂの径方向外側面４２ｂに沿って流れ、この径方向外側面４２ｂをフィルム冷却する。よって、本実施形態では、この観点からも、内側シュラウド４５ｂにおけるシール溝４６よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分を冷却することができる。   The compressed air A in the cooling passage 47 is discharged into the combustion gas flow path Pg through the discharge passage 49. As described above, the discharge passage 49 is inclined toward the downstream side as it approaches the combustion gas flow path Pg side. Therefore, the compressed air A discharged from the discharge passage 49 flows along the radially outer surface 42b of the inner shroud 45b, and the radially outer surface 42b is film-cooled. Therefore, in this embodiment, also from this viewpoint, it is possible to cool the portion of the inner shroud 45b closer to the combustion gas flow path Pg than the seal groove 46.

よって、本実施形態では、静翼４１ｂの内側シュラウド４５ｂの上流側部分を高温の燃焼ガスＧから保護することができ、この静翼４１ｂの耐久性を高めることができる。   Therefore, in this embodiment, the upstream part of the inner shroud 45b of the stationary blade 41b can be protected from the high-temperature combustion gas G, and the durability of the stationary blade 41b can be improved.

なお、以上では、静翼４１ｂの内側シュラウド４５ｂの構成について詳細に説明したが、この静翼４１ｂの外側シュラウドも基本的に内側シュラウド４５ｂと同様に、シール溝、導入通路、冷却通路、排出通路が形成されている。また、以下で説明する高温部品ｂの各変形例でも、静翼の内側シュラウドと外側シュラウドとは、基本的に同様に形成されているため、静翼の内側シュラウドの構成について詳細に説明し、この静翼の外側シュラウドの構成に関する説明を省略する。   Although the configuration of the inner shroud 45b of the stationary blade 41b has been described in detail above, the outer shroud of the stationary blade 41b is basically similar to the inner shroud 45b in the seal groove, the introduction passage, the cooling passage, and the discharge passage. Is formed. Also, in each modification of the high-temperature component b described below, the inner shroud and the outer shroud of the stationary blade are basically formed in the same manner, so the configuration of the inner shroud of the stationary blade will be described in detail. A description of the configuration of the outer shroud of the stationary blade is omitted.

「高温部品ｂの第一変形例」
次に、高温部品ｂである静翼の第一変形例について、図７を用いて説明する。 "First variant of high-temperature component b"
Next, a first modification of the stationary blade that is the high-temperature component b will be described with reference to FIG.

本変形例における静翼４１ｃの内側シュラウド４５ｃにも、上記実施形態と同様、上流側端面４４ｂから凹むシール溝４６と、シール溝４６と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域内の冷却通路４７と、シール溝４６と冷却通路４７とを接続する導入通路４８と、冷却通路４７と燃焼ガス流路Ｐｇとを接続する排出通路４９ｃとが形成されている。但し、本変形例の排出通路４９ｃは、上記実施形態の排出通路４９に対して、その配置及び向きが異なっている。   Similarly to the above embodiment, the inner shroud 45c of the stationary blade 41c in the present modification also has a seal groove 46 recessed from the upstream end face 44b, and a cooling passage in a region sandwiched between the seal groove 46 and the combustion gas flow path Pg. 47, an introduction passage 48 that connects the seal groove 46 and the cooling passage 47, and a discharge passage 49c that connects the cooling passage 47 and the combustion gas passage Pg are formed. However, the arrangement and direction of the discharge passage 49c of the present modification are different from those of the discharge passage 49 of the above embodiment.

本変形例の排出通路４９ｃの冷却通路４７側の開口４９ｃｉは、冷却通路４７の上流側に形成されている。また、この排出通路４９ｃの燃焼ガス流路Ｐｇ側の開口４９ｃｏは、内側シュラウド４５ｃの上流側端面４４ｂと径方向外側面４２ｂとの角部に形成されている。   The opening 49ci on the cooling passage 47 side of the discharge passage 49c of this modification is formed on the upstream side of the cooling passage 47. Further, the opening 49co on the combustion gas flow path Pg side of the discharge passage 49c is formed at the corner between the upstream end face 44b and the radially outer face 42b of the inner shroud 45c.

このように、排出通路４９ｃの燃焼ガス流路Ｐｇ側の開口４９ｃｏが、内側シュラウド４５ｃの上流側端面４４ｂと径方向外側面４２ｂとの角部に形成されていると、尾筒２２の出口フランジ２３ｂと内側シュラウド４５ｃの上流側端面４４ｂとの間への燃焼ガスＧの巻き込みを防ぐことができる。このため、本変形例では、内側シュラウド４５ｃ中で冷却通路４７よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分を冷却することができると共に、内側シュラウド４５ｃ中で冷却通路４７よりも上流側の部分や、シール部材９０中で燃焼ガス流路Ｐｇと対向する部分も冷却することができる。   Thus, when the opening 49co on the combustion gas flow path Pg side of the discharge passage 49c is formed at the corner between the upstream end face 44b and the radially outer face 42b of the inner shroud 45c, the outlet flange of the tail cylinder 22 It is possible to prevent the combustion gas G from getting between 23b and the upstream end face 44b of the inner shroud 45c. For this reason, in this modification, while being able to cool the portion on the combustion gas flow path Pg side of the cooling passage 47 in the inner shroud 45c, the portion on the upstream side of the cooling passage 47 in the inner shroud 45c, A portion facing the combustion gas flow path Pg in the seal member 90 can also be cooled.

「高温部品ｂの第二変形例」
次に、高温部品ｂである静翼の第二変形例について、図８及び図９を用いて説明する。 "Second modification of high-temperature part b"
Next, a second modification of the stationary blade that is the high-temperature component b will be described with reference to FIGS. 8 and 9.

本変形例の静翼４１ｄは、上記実施形態の静翼４１ｂにおける内側シュラウド４５ｂに、冷却通路４７ｄをさらに追加形成したものである。   The stator blade 41d of this modification is obtained by further forming a cooling passage 47d in the inner shroud 45b of the stator blade 41b of the above embodiment.

本変形例では、上記実施形態の冷却通路である第一冷却通路４７の延在方向である周方向Ｄｃとつながる第二冷却通路４７ｄを追加形成している。この第二冷却通路４７ｄは、本変形例の静翼４１ｄにおける内側シュラウド４５ｄの一対の周方向端面４４ｃに沿って、第一冷却通路４７の周方向Ｄｃにおける端部から尾筒２２に対して遠ざかる向きである下流側に延びている。この第二冷却通路４７ｄは、内側シュラウド４５ｄの下流側端面４４ｄと径方向外側面４２ｂとの角部で開口している。   In this modification, a second cooling passage 47d that is connected to the circumferential direction Dc that is the extending direction of the first cooling passage 47 that is the cooling passage of the above embodiment is additionally formed. The second cooling passage 47d moves away from the end portion in the circumferential direction Dc of the first cooling passage 47 along the pair of circumferential end faces 44c of the inner shroud 45d in the stationary blade 41d of the present modification. Extends downstream in the direction. The second cooling passage 47d opens at the corner between the downstream end face 44d of the inner shroud 45d and the radially outer face 42b.

本変形例の内側シュラウド４５ｄには、第一冷却通路４７と燃焼ガス流路Ｐｇとを接続する排出通路４９が形成されている。この排出通路４９は、上記実施形態の内側シュラウド４５ｂに形成されている排出通路４９と同様の位置に同様の向きに形成されている。   A discharge passage 49 that connects the first cooling passage 47 and the combustion gas passage Pg is formed in the inner shroud 45d of the present modification. The discharge passage 49 is formed in the same direction at the same position as the discharge passage 49 formed in the inner shroud 45b of the above embodiment.

本変形例において、第一冷却通路４７内に入った圧縮空気Ａの一部は、排出通路４９から燃焼ガス流路Ｐｇ内に排出される。また、第一冷却通路４７内に入った圧縮空気Ａの他の一部は、この第一冷却通路４７の端部から第二冷却通路４７ｄ内に流れ込み、この第二冷却通路４７ｄの下流側の開口から燃焼ガス流路Ｐｇ内に排出される。   In this modification, part of the compressed air A that has entered the first cooling passage 47 is discharged from the discharge passage 49 into the combustion gas passage Pg. The other part of the compressed air A that has entered the first cooling passage 47 flows into the second cooling passage 47d from the end of the first cooling passage 47, and is downstream of the second cooling passage 47d. The gas is discharged from the opening into the combustion gas flow path Pg.

以上のように、本変形例では、第二冷却通路４７ｄを形成したことにより、第一冷却通路４７の延在方向への圧縮空気Ａの流動が生じる。このため、第一冷却通路４７に沿った部分の熱伝達率が向上して、内側シュラウド４５ｄ中で第一冷却通路４７に沿った部分の全体を効率よく冷却することができる。つまり、本変形例では、内側シュラウド４５ｄ中でシール溝４６よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側であって、このシール溝４６の溝底よりも上流側の部分における周方向Ｄｃの全体を効率よく冷却することができる。   As described above, in the present modification, the flow of the compressed air A in the extending direction of the first cooling passage 47 occurs due to the formation of the second cooling passage 47d. For this reason, the heat transfer coefficient of the portion along the first cooling passage 47 is improved, and the entire portion along the first cooling passage 47 in the inner shroud 45d can be efficiently cooled. In other words, in the present modification, the entire circumferential direction Dc in the inner shroud 45d on the combustion gas flow path Pg side of the seal groove 46 and upstream of the groove bottom of the seal groove 46 is efficiently cooled. can do.

さらに、本変形例では、第二冷却通路４７ｄを形成したことにより、内側シュラウド４５ｄの一対の周方向端面４４ｃ側の部分を冷却することができる。   Furthermore, in the present modification, the second cooling passage 47d is formed, so that the portions on the pair of circumferential end surfaces 44c side of the inner shroud 45d can be cooled.

以上、高温部品ｂ及びその変形例について説明してきたが、これらはいずれも尾筒２２の出口フランジ２３ｂと対向する上流側端面４４ｂに、シール溝４６が形成されている。しかし、本発明の技術思想はこれに限られるものではなく、シール溝４６が静翼４１ｂのシュラウドの側面の端面に形成されていてもよい。この場合、周方向Ｄｃで隣接する他の静翼４１ｂとの間に設けられたシール溝４６の近傍を効果的に冷却することができる。   As described above, the high-temperature component b and the modified examples thereof have been described. In each of these, the seal groove 46 is formed on the upstream end surface 44b facing the outlet flange 23b of the tail tube 22. However, the technical idea of the present invention is not limited to this, and the seal groove 46 may be formed on the end surface of the side surface of the shroud of the stationary blade 41b. In this case, the vicinity of the seal groove 46 provided between the other stationary blade 41b adjacent in the circumferential direction Dc can be effectively cooled.

「高温部品ｃ」   "High temperature parts c"

次に、本発明に係る高温部品ｃの一実施形態について、図１０及び図１１を用いて説明する。   Next, an embodiment of the high-temperature component c according to the present invention will be described with reference to FIGS.

本実施形態の高温部品ｃは、周方向Ｄｃに並ぶ分割環６１である。この分割環６１には、図１０に示すように、その上流側部分に、下流側に向かって凹む上流側係合溝６２ａが形成され、その下流側部分に、上流側に向かって凹む下流側係合溝６２ｂが形成されている。この分割環６１は、上流側係合溝６２ａに、この分割環６１の上流側に位置している遮熱環５２ａの係合凸部５３ａが嵌まり込み、下流側係合溝６２ｂに、この分割環６１の下流側に位置している遮熱環５２ｂの係合凸部５３ｂが嵌まり込むことで、これら遮熱環５２ａ，５２ｂを介して翼環５０に取り付けられている。 The high temperature component c of the present embodiment is a split ring 61 arranged in the circumferential direction Dc. The split ring 61, as shown in FIG. 10, the downstream and upstream sides fraction, formed the upstream engagement groove 62a that is recessed toward the downstream side, the recessed on its downstream portion, toward the upstream side A side engagement groove 62b is formed. In the split ring 61, the engagement convex portion 53a of the heat shield ring 52a located on the upstream side of the split ring 61 is fitted into the upstream engagement groove 62a, and the downstream engagement groove 62b is inserted into the split ring 61. The engagement projection 53b of the heat shield ring 52b located on the downstream side of the split ring 61 is fitted into the blade ring 50 via these heat shield rings 52a and 52b.

分割環６１と翼環５０との間には、遮蔽板５６が配置されている。この遮蔽板５６の上流側部分は、この遮蔽板５６の上流側に位置している遮熱環５２ａに係合している。また、この遮蔽板５６の下流側部分は、この遮蔽板５６の下流側に位置している遮熱環５２ｂに係合している。この遮蔽板５６には、その径方向外側から径方向内側に貫通する複数の貫通孔５７が形成されている。   A shielding plate 56 is disposed between the split ring 61 and the blade ring 50. The upstream portion of the shield plate 56 is engaged with a heat shield ring 52 a located on the upstream side of the shield plate 56. Further, the downstream portion of the shielding plate 56 is engaged with a heat shielding ring 52 b located on the downstream side of the shielding plate 56. The shielding plate 56 is formed with a plurality of through holes 57 penetrating from the radially outer side to the radially inner side.

翼環５０には、その径方向外側から径方向内側に貫通する貫通孔５１が形成されている。   The blade ring 50 is formed with a through hole 51 that penetrates from the radially outer side to the radially inner side.

図２を用いて前述したように、ケーシング３１の径方向内側であって翼環５０の径方向外側に領域には、圧縮機１０からケーシング３１内に流れ込んだ圧縮空気Ａの一部、又は圧縮機１０から抽気した圧縮空気Ａが供給される。この圧縮空気Ａは、翼環５０の貫通孔５１を通って、翼環５０と遮蔽板５６との間に流れ込む。さらに、この圧縮空気Ａは、遮蔽板５６の多数の貫通孔５７を通って、遮蔽板５６と分割環６１との間に流れ込み、分割環６１を冷却する。   As described above with reference to FIG. 2, a part of the compressed air A that has flowed into the casing 31 from the compressor 10 or compressed in the region radially inward of the casing 31 and radially outward of the blade ring 50. Compressed air A extracted from the machine 10 is supplied. The compressed air A flows between the blade ring 50 and the shielding plate 56 through the through hole 51 of the blade ring 50. Further, the compressed air A passes through the numerous through holes 57 of the shielding plate 56 and flows between the shielding plate 56 and the split ring 61 to cool the split ring 61.

また、図１０及び図１１に示すように、この分割環６１で、周方向Ｄｃで隣接する他の分割環６１と対向する一対の周方向端面６３には、それぞれシール溝６４が形成されている。このシール溝６４は、周方向端面６３から周方向Ｄｃで隣接する他の分割環６１に対して遠ざかる向きに凹み、且つ周方向端面６３の延在方向である軸方向Ｄａに延びている。このシール溝６４には、周方向Ｄｃで隣接する他の分割環６１との間をシールするシール部材９５が嵌まり込む。   Further, as shown in FIGS. 10 and 11, a seal groove 64 is formed in each of the pair of circumferential end faces 63 facing the other divided ring 61 adjacent in the circumferential direction Dc. . The seal groove 64 is recessed from the circumferential end face 63 in the direction away from the other split ring 61 adjacent in the circumferential direction Dc, and extends in the axial direction Da that is the extending direction of the circumferential end face 63. In the seal groove 64, a seal member 95 that seals between the other split ring 61 adjacent in the circumferential direction Dc is fitted.

分割環６１で、シール溝６４と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域には、周方向端面６３の延在方向、つまり軸方向Ｄａに延びる冷却通路６５が形成されている。さらに、この分割環６１には、シール溝６４と冷却通路６５とを接続する複数の導入通路６７と、冷却通路６５と燃焼ガス流路Ｐｇとを接続する複数の排出通路６８とが形成されている。   A cooling passage 65 extending in the extending direction of the circumferential end surface 63, that is, in the axial direction Da is formed in a region of the split ring 61 sandwiched between the seal groove 64 and the combustion gas flow path Pg. Further, the split ring 61 is formed with a plurality of introduction passages 67 that connect the seal groove 64 and the cooling passage 65, and a plurality of discharge passages 68 that connect the cooling passage 65 and the combustion gas passage Pg. Yes.

複数の導入通路６７は、シール溝６４の延在方向である軸方向Ｄａに並んでいる。これら第二導入通路６７のシール溝６４側の開口６７ｉは、シール溝６４の溝側面であって溝底面側に形成されている。また、複数の排出通路６８も、シール溝６４の延在方向である軸方向Ｄａに並んでいる。これら排出通路６８の冷却通路６５側の開口６８ｉは、冷却通路６５の周方向端面６３側に形成されている。なお、この周方向端面６３は、分割環６１の一対の周方向端面６３のうち、この冷却通路６５に近い周方向端面６３である。また、排出通路６８の燃焼ガス流路Ｐｇ側の開口６８ｏは、この周方向端面６３に形成されている。   The plurality of introduction passages 67 are arranged in the axial direction Da, which is the extending direction of the seal groove 64. The openings 67i on the seal groove 64 side of the second introduction passage 67 are formed on the groove side surface of the seal groove 64 and on the groove bottom surface side. The plurality of discharge passages 68 are also arranged in the axial direction Da, which is the extending direction of the seal groove 64. The opening 68 i on the cooling passage 65 side of the discharge passage 68 is formed on the circumferential end face 63 side of the cooling passage 65. The circumferential end surface 63 is a circumferential end surface 63 close to the cooling passage 65 among the pair of circumferential end surfaces 63 of the split ring 61. Further, the opening 68 o on the combustion gas flow path Pg side of the discharge passage 68 is formed in the circumferential end face 63.

遮蔽板５６と分割環６１との間の圧縮空気領域Ｒａに流れ込んだ圧縮空気Ａは、周方向Ｄｃで隣接する分割環６１の相互間を経てシール溝６４内に流れ込む。そして、この圧縮空気Ａは、第二導入通路６７を経て、冷却通路６５内に流れ込む。このように、本実施形態では、シール溝６４内に圧縮空気Ａの流れが形成されるため、シール溝６４内のシール部材９５を冷却することができる。このため、このシール部材９５の耐久性を高めることができる。   The compressed air A that has flowed into the compressed air region Ra between the shielding plate 56 and the split ring 61 flows into the seal groove 64 through the space between the adjacent split rings 61 in the circumferential direction Dc. The compressed air A flows into the cooling passage 65 via the second introduction passage 67. Thus, in this embodiment, since the flow of the compressed air A is formed in the seal groove 64, the seal member 95 in the seal groove 64 can be cooled. For this reason, the durability of the seal member 95 can be enhanced.

冷却通路６５は、前述したように、シール溝６４と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域中に形成されているため、この冷却通路６５内を流れる圧縮空気Ａにより、分割環６１中で冷却通路６５よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分であって、シール溝６４の溝底面よりもシール溝６４の開口側の部分も冷却することができる。   Since the cooling passage 65 is formed in the region sandwiched between the seal groove 64 and the combustion gas flow path Pg as described above, the compressed air A flowing in the cooling passage 65 is used in the split ring 61. A portion closer to the combustion gas flow path Pg than the cooling passage 65 and closer to the opening of the seal groove 64 than the bottom surface of the seal groove 64 can also be cooled.

冷却通路６５内の圧縮空気Ａは、排出通路６８を経て燃焼ガス流路Ｐｇ内に排出される。排出通路６８の燃焼ガス流路Ｐｇ側の開口６８ｏは、前述したように、分割環６１の周方向端面６３に形成されている。このため、この排出通路６８から排出された圧縮空気Ａにより、分割環６１の周方向端面６３と、この分割環６１に周方向Ｄｃで隣接する他の分割環６１の周方向端面６３との間への燃焼ガスＧの巻き込みを防ぐことができる。   The compressed air A in the cooling passage 65 is discharged into the combustion gas flow path Pg through the discharge passage 68. The opening 68o on the combustion gas flow path Pg side of the discharge passage 68 is formed in the circumferential end face 63 of the split ring 61 as described above. For this reason, between the circumferential end surface 63 of the split ring 61 and the circumferential end face 63 of another split ring 61 adjacent to the split ring 61 in the circumferential direction Dc by the compressed air A discharged from the discharge passage 68. It is possible to prevent the combustion gas G from being caught.

以上のように、本実施形態では、高温部品ｃである分割環６１のシール溝６４と燃焼ガス流路Ｐｇとで挟まれた領域内に冷却通路６５を形成し、ここに圧縮空気Ａを導入しているため、分割環６１におけるシール溝６４よりも燃焼ガス流路Ｐｇ側の部分を冷却することができる。よって、本実施形態では、分割環６１を高温の燃焼ガスＧから保護することができ、この分割環６１の耐久性を高めることができる。   As described above, in the present embodiment, the cooling passage 65 is formed in the region sandwiched between the seal groove 64 of the split ring 61 that is the high-temperature component c and the combustion gas flow path Pg, and the compressed air A is introduced therein. Therefore, the portion of the split ring 61 closer to the combustion gas flow path Pg than the seal groove 64 can be cooled. Therefore, in the present embodiment, the split ring 61 can be protected from the high-temperature combustion gas G, and the durability of the split ring 61 can be enhanced.

１０：圧縮機、２０：燃焼器、２２：尾筒、２３，２３ｂ：出口フランジ、３０：タービン、３１：ケーシング、３３：タービンロータ、３４：ロータ本体、３５：動翼段、３６：動翼、４０：静翼段、４０ａ：第一静翼段、４１，４１ａ，４１ｂ，４１ｃ，４１ｄ：静翼、４３：外側シュラウド、４４：係合凸部、４４ｂ：上流側端面、４５：内側シュラウド、４６：シール溝、４７：冷却通路（第一冷却通路）、４７ｄ：第二冷却通路、４８：導入通路、４９，４９ｃ：排出通路、５０：翼環、５２，５２ａ，５２ｂ：遮熱環、５６：遮蔽板、６１：分割環、６４：シール溝、６５：冷却通路、６７：導入通路、６８：排出通路、８０，８０ａ，９０，９５：シール部材、８５：下流側端面、８６：係合溝、８７：冷却通路、８８ａ：第一導入通路、８８：導入通路（第二導入通路）、８９，８９ａ：排出通路   10: compressor, 20: combustor, 22: tail tube, 23, 23b: outlet flange, 30: turbine, 31: casing, 33: turbine rotor, 34: rotor body, 35: blade stage, 36: blade , 40: stationary blade stage, 40a: first stationary blade stage, 41, 41a, 41b, 41c, 41d: stationary blade, 43: outer shroud, 44: engagement convex portion, 44b: upstream end face, 45: inner shroud , 46: seal groove, 47: cooling passage (first cooling passage), 47d: second cooling passage, 48: introduction passage, 49, 49c: discharge passage, 50: blade ring, 52, 52a, 52b: heat shield ring , 56: shielding plate, 61: split ring, 64: seal groove, 65: cooling passage, 67: introduction passage, 68: discharge passage, 80, 80a, 90, 95: seal member, 85: downstream end face, 86: Engagement groove, 87: cooling passage, 88a: first Introducing passage, 88: introduction passage (second introduction passage), 89,89A: discharge passage

Claims (16)

燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、
前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、
前記ガスタービンのロータ軸に対する径方向で前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、
前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、
前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、
が形成されていることを特徴とするガスタービンの高温部品。 In a high temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows,
A groove recessed in a direction away from the other high temperature component from the end surface facing the other high temperature component adjacent to the combustion gas flow path, and extending in the extending direction of the end surface;
A cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path in a radial direction with respect to a rotor shaft of the gas turbine ;
An introduction passage connecting the groove and the cooling passage;
A discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path;
A high-temperature part of a gas turbine, characterized in that is formed. 燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、
前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、
前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、
前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、
前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、
が形成され、
前記排出通路における前記冷却通路側の開口は、該冷却通路における前記燃焼ガスの流れの上流側の部分に形成されている、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In a high temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows,
A groove recessed in a direction away from the other high temperature component from the end surface facing the other high temperature component adjacent to the combustion gas flow path, and extending in the extending direction of the end surface;
A cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path;
An introduction passage connecting the groove and the cooling passage;
A discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path;
Formed,
The opening on the cooling passage side in the discharge passage is formed in the upstream portion of the flow of the combustion gas in the cooling passage.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、
前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、
前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、
前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、
前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、
が形成され、
前記排出通路は、前記燃焼ガス流路に近づくに連れて、次第に前記燃焼ガスの流れの下流側に向かう方向に傾斜している、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In a high temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows,
A groove recessed in a direction away from the other high temperature component from the end surface facing the other high temperature component adjacent to the combustion gas flow path, and extending in the extending direction of the end surface;
A cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path;
An introduction passage connecting the groove and the cooling passage;
A discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path;
Formed,
The exhaust passage is gradually inclined toward the downstream side of the flow of the combustion gas as it approaches the combustion gas flow path,
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１又は２に記載のガスタービンの高温部品において、
前記排出通路は、前記燃焼ガス流路に近づくに連れて、次第に前記燃焼ガスの流れの下流側に向かう方向に傾斜している、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In the high temperature component of the gas turbine according to claim 1 or 2,
The exhaust passage is gradually inclined toward the downstream side of the flow of the combustion gas as it approaches the combustion gas flow path,
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、
前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、
前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、
前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、
前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、
が形成され、
前記排出通路における前記燃焼ガス流路側の開口は、前記他の高温部品を臨める位置に形成されている、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In a high temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows,
A groove recessed in a direction away from the other high temperature component from the end surface facing the other high temperature component adjacent to the combustion gas flow path, and extending in the extending direction of the end surface;
A cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path;
An introduction passage connecting the groove and the cooling passage;
A discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path;
Formed,
The opening on the combustion gas flow path side in the discharge passage is formed at a position facing the other high-temperature component,
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１から４のいずれか一項に記載のガスタービンの高温部品において、
前記排出通路における前記燃焼ガス流路側の開口は、前記他の高温部品を臨める位置に形成されている、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In the high temperature component of the gas turbine according to any one of claims 1 to 4 ,
The opening on the combustion gas flow path side in the discharge passage is formed at a position facing the other high-temperature component,
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、
前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、
前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、
前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、
前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、
が形成され、
前記冷却通路である第一冷却通路の前記延在方向における端部で、該第一冷却通路と連通し、前記燃焼ガス流路に沿って前記他の高温部品から遠ざかる向きに延びる第二冷却通路が形成され、
前記排出通路は、前記第二冷却通路を介して、前記第一冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In a high temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows,
A groove recessed in a direction away from the other high temperature component from the end surface facing the other high temperature component adjacent to the combustion gas flow path, and extending in the extending direction of the end surface;
A cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path;
An introduction passage connecting the groove and the cooling passage;
A discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path;
Formed,
A second cooling passage that communicates with the first cooling passage at the end of the first cooling passage that is the cooling passage in the extending direction and extends away from the other high-temperature components along the combustion gas passage. Formed,
The discharge passage connects the first cooling passage and the combustion gas passage through the second cooling passage.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１から６のいずれか一項に記載のガスタービンの高温部品において、
前記冷却通路である第一冷却通路の前記延在方向における端部で、該第一冷却通路と連通し、前記燃焼ガス流路に沿って前記他の高温部品から遠ざかる向きに延びる第二冷却通路が形成され、
前記排出通路は、前記第二冷却通路を介して、前記第一冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In the high temperature component of the gas turbine according to any one of claims 1 to 6 ,
A second cooling passage that communicates with the first cooling passage at the end of the first cooling passage that is the cooling passage in the extending direction and extends away from the other high-temperature components along the combustion gas passage. Formed,
The discharge passage connects the first cooling passage and the combustion gas passage through the second cooling passage.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１から８のいずれか一項に記載のガスタービンの高温部品において、
前記溝は、前記他の高温部品との間をシールするシール部材が入り込むシール溝である、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In the high temperature component of the gas turbine according to any one of claims 1 to 8 ,
The groove is a seal groove into which a seal member that seals between the other high-temperature components enters.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、
前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、
前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、
前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、
前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、
が形成され、
当該高温部品が、前記ガスタービンの静翼であり、
前記溝と前記冷却通路と前記導入通路と前記排出通路とは、前記静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドに形成されている、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In a high temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows,
A groove recessed in a direction away from the other high temperature component from the end surface facing the other high temperature component adjacent to the combustion gas flow path, and extending in the extending direction of the end surface;
A cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path;
An introduction passage connecting the groove and the cooling passage;
A discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path;
Formed,
The high temperature component is a stationary blade of the gas turbine,
The groove, the cooling passage, the introduction passage, and the discharge passage are formed in an outer shroud and / or an inner shroud of the stationary blade,
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１から９のいずれか一項に記載のガスタービンの高温部品において、
当該高温部品が、前記ガスタービンの静翼であり、
前記溝と前記冷却通路と前記導入通路と前記排出通路とは、前記静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドに形成されている、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In the high temperature component of the gas turbine according to any one of claims 1 to 9 ,
The high temperature component is a stationary blade of the gas turbine,
The groove, the cooling passage, the introduction passage, and the discharge passage are formed in an outer shroud and / or an inner shroud of the stationary blade,
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１０又は１１に記載のガスタービンの高温部品において、
前記他の高温部品は、前記外側シュラウド又は前記内側シュラウドに対して、前記燃焼ガスの流れの上流側又は下流側に隣接する部品であり、
前記延在方向は、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向である、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 The high temperature component of the gas turbine according to claim 10 or 11 ,
The other high-temperature component is a component adjacent to the outer shroud or the inner shroud on the upstream side or the downstream side of the flow of the combustion gas,
The extending direction is a circumferential direction with respect to a rotor shaft of the gas turbine.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１から９のいずれか一項に記載のガスタービンの高温部品において、
当該高温部品が、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向に複数並んで環状を成す分割環であり、
前記他の高温部品は、前記分割環に前記周方向で隣接する他の分割環であり、
前記延在方向は、前記ロータ軸に平行な軸方向である、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In the high temperature component of the gas turbine according to any one of claims 1 to 9 ,
The high-temperature component is a split ring that forms a ring in the circumferential direction with respect to the rotor shaft of the gas turbine,
The other high-temperature component is another divided ring adjacent to the divided ring in the circumferential direction,
The extending direction is an axial direction parallel to the rotor axis.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 燃焼ガスが流れる燃焼ガス流路を画定するガスタービンの高温部品において、
前記燃焼ガス流路に沿って隣接する他の高温部品と対向する端面から該他の高温部品に対して遠ざかる向きに凹み、且つ該端面の延在方向に延びる溝と、
前記溝と前記燃焼ガス流路とに挟まれた領域中で、前記延在方向に延びる冷却通路と、
前記溝と前記冷却通路とを接続する導入通路と、
前記冷却通路と前記燃焼ガス流路とを接続する排出通路と、
が形成され、
当該高温部品が、前記ガスタービンの燃焼器と静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドとの間をシールするシール部品であり、
前記他の高温部品は、前記静翼であり、
前記延在方向は、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向であり、
前記溝は、前記静翼の前記外側シュラウド又は前記内側シュラウドの一部である係合凸部が入り込む係合溝である、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In a high temperature part of a gas turbine that defines a combustion gas flow path through which combustion gas flows,
A groove recessed in a direction away from the other high temperature component from the end surface facing the other high temperature component adjacent to the combustion gas flow path, and extending in the extending direction of the end surface;
A cooling passage extending in the extending direction in a region sandwiched between the groove and the combustion gas flow path;
An introduction passage connecting the groove and the cooling passage;
A discharge passage connecting the cooling passage and the combustion gas flow path;
Formed,
The high-temperature component is a seal component that seals between the combustor of the gas turbine and the outer shroud and / or inner shroud of the stationary blade;
The other high-temperature component is the stationary blade,
The extending direction is a circumferential direction with respect to a rotor shaft of the gas turbine,
The groove is an engagement groove into which an engagement convex portion that is a part of the outer shroud or the inner shroud of the stationary blade enters.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１から８のいずれか一項に記載のガスタービンの高温部品において、
当該高温部品が、前記ガスタービンの燃焼器と静翼の外側シュラウド及び／又は内側シュラウドとの間をシールするシール部品であり、
前記他の高温部品は、前記静翼であり、
前記延在方向は、前記ガスタービンのロータ軸に対する周方向であり、
前記溝は、前記静翼の前記外側シュラウド又は前記内側シュラウドの一部である係合凸部が入り込む係合溝である、
ことを特徴とするガスタービンの高温部品。 In the high temperature component of the gas turbine according to any one of claims 1 to 8 ,
The high-temperature component is a seal component that seals between the combustor of the gas turbine and the outer shroud and / or inner shroud of the stationary blade;
The other high-temperature component is the stationary blade,
The extending direction is a circumferential direction with respect to a rotor shaft of the gas turbine,
The groove is an engagement groove into which an engagement convex portion that is a part of the outer shroud or the inner shroud of the stationary blade enters.
A high-temperature part of a gas turbine characterized by that. 請求項１から１５のいずれか一項に記載の高温部品と、
前記燃焼ガスにより回転するロータと、
を備えていることを特徴とするガスタービン。 The high temperature component according to any one of claims 1 to 15 ,
A rotor rotated by the combustion gas;
A gas turbine comprising:
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