JP6811141B2

JP6811141B2 - Turbine vane row

Info

Publication number: JP6811141B2
Application number: JP2017081560A
Authority: JP
Inventors: 賢司新谷; 康広堀内; 田川　久人; 久人田川; 健光三浦
Original assignee: Mitsubishi Power Ltd
Current assignee: Mitsubishi Power Ltd
Priority date: 2017-04-17
Filing date: 2017-04-17
Publication date: 2021-01-13
Anticipated expiration: 2037-04-17
Also published as: JP2018178897A

Description

本発明は、タービンに備えられたタービン静翼列に関する。 The present invention relates to a turbine vane train provided in a turbine.

一般的に、ガスタービンでは、燃焼器に供給される燃料流量と圧縮機に吸い込まれる空気流量を制御することにより負荷を制御している。この場合、タービンの前側で負荷制御に関与する条件が全て決定されるため、タービンに備えられた各タービン段落での負荷の配分や圧力のバランスに対する自由度が低く、特に、部分負荷運転においてタービン効率が低下し得る。これに対し、タービン段落の静翼列（以下、タービン静翼列）の静翼を可変静翼とし、負荷制御に関与する条件を増やすことにより、各タービン段落での負荷の配分等に対する自由度を高める方法がある。この方法により、部分負荷運転におけるタービン効率を向上させることができ得る。 Generally, in a gas turbine, the load is controlled by controlling the flow rate of fuel supplied to the combustor and the flow rate of air sucked into the compressor. In this case, since all the conditions related to load control are determined on the front side of the turbine, the degree of freedom for load distribution and pressure balance in each turbine paragraph provided in the turbine is low, and the turbine is particularly in partial load operation. Efficiency can be reduced. On the other hand, by making the vanes of the turbine vane row (hereinafter referred to as the turbine vane train) variable vanes and increasing the conditions involved in load control, the degree of freedom for load distribution in each turbine paragraph, etc. There is a way to increase. By this method, turbine efficiency in partial load operation can be improved.

ところで、ガスタービンの一種に静翼の内部に冷却空気を流通させて静翼を冷却するものがある（特許文献１等を参照）。 By the way, there is a type of gas turbine in which cooling air is circulated inside the vane to cool the vane (see Patent Document 1 and the like).

特許第４８８４４１０号公報Japanese Patent No. 4884410

特許文献１では、静翼の外周壁に冷却空気を導入するための空気孔を設け、空気孔を介して導かれた冷却空気を静翼の内部に設けた冷却空気導入路に流通させている。そのため、特許文献１の静翼を可変静翼とする場合、静翼を冷却するための機構（静翼冷却機構）に加えて、静翼を駆動するための機構（静翼駆動機構）を設ける必要があり、それだけタービン静翼列の構造が非常に複雑となる。 In Patent Document 1, an air hole for introducing cooling air is provided on the outer peripheral wall of the stationary blade, and the cooling air guided through the air hole is circulated to the cooling air introduction path provided inside the stationary blade. .. Therefore, when the stationary blade of Patent Document 1 is a variable stationary blade, a mechanism for driving the stationary blade (static blade driving mechanism) is provided in addition to a mechanism for cooling the stationary blade (static blade cooling mechanism). It is necessary, and the structure of the turbine vane train becomes very complicated.

本発明は上記に鑑みてなされたもので、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができるタービン静翼列を提供することを目的とする。 The present invention has been made in view of the above, and an object of the present invention is to provide a turbine vane train capable of improving turbine efficiency with a simple structure.

上記目的を達成するために、本発明は、ケーシングの内部に設けられた支持部材と、前記支持部材に支持された複数の静翼とを備えるタービン静翼列において、前記複数の静翼は、前記支持部材に対して径方向に延びる軸部材を中心に回転可能に支持された複数の可動静翼と、前記支持部材に対して回転不能に設けられた複数の固定静翼とを備え、前記複数の可動静翼と前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの内周面の周方向に並べて配置され、前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの外周側の空間に連通し前記ケーシングの外周側の空間から供給された冷却流体が流通する第１冷却流路を備え、前記固定静翼の内周側に保持された隔壁部を備え、前記隔壁部は、前記第１冷却流路に連通し前記第１冷却流路から供給された冷却流体が流通する第２冷却流路を備え、前記軸部材は、前記ケーシングの外周側の空間と前記第２冷却流路を繋ぐ中空部を有していることを特徴とする。 In order to achieve the above object, the present invention has a turbine vane row including a support member provided inside the casing and a plurality of vanes supported by the support member, wherein the plurality of vanes are provided. A plurality of movable vanes rotatably supported around a shaft member extending in the radial direction with respect to the support member, and a plurality of fixed vanes rotatably provided with respect to the support member. The plurality of movable vanes and the plurality of fixed vanes are arranged side by side in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing, and the plurality of fixed vanes communicate with the space on the outer peripheral side of the casing to communicate with the outer periphery of the casing. A first cooling flow path through which the cooling fluid supplied from the side space flows is provided , and a partition wall portion held on the inner peripheral side of the fixed vane is provided, and the partition wall portion communicates with the first cooling flow path. A second cooling flow path through which the cooling fluid supplied from the first cooling flow path flows is provided, and the shaft member has a hollow portion connecting the space on the outer peripheral side of the casing and the second cooling flow path. It is characterized by being.

本発明によれば、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができるタービン静翼列を提供することができる。 According to the present invention, it is possible to provide a turbine vane train that can improve turbine efficiency with a simple structure.

本発明の第１実施形態に係る二軸ガスタービンの模式図である。It is a schematic diagram of the twin-screw gas turbine which concerns on 1st Embodiment of this invention. 本発明の第１実施形態に係るタービンの要部の内部構造を表す断面図である。It is sectional drawing which shows the internal structure of the main part of the turbine which concerns on 1st Embodiment of this invention. 図２の矢印ＩＩＩ−ＩＩＩ線による矢視断面図である。It is a cross-sectional view taken along the arrow III-III of FIG. 本発明の第１実施形態に係るタービン静翼列の一部を拡大して示した部分拡大図である。It is a partially enlarged view which showed the part of the turbine vane row which concerns on 1st Embodiment of this invention in an enlarged manner. 低圧タービン初段静翼列に供給された冷却空気の流れを示す図である。It is a figure which shows the flow of the cooling air supplied to the low-pressure turbine first-stage stationary blade row. 本発明の第１実施形態に係る可動静翼及び固定静翼を径方向外側から見た図である。It is a figure which looked at the movable stationary blade and the fixed stationary blade which concerns on 1st Embodiment of this invention from the outside in the radial direction. 本発明の第１実施形態に係る可動静翼及び固定静翼を径方向外側から見た図である。It is a figure which looked at the movable stationary blade and the fixed stationary blade which concerns on 1st Embodiment of this invention from the outside in the radial direction. 本発明の第１実施形態の変形例に係る可動静翼及び固定静翼を径方向外側から見た図である。It is a figure which looked at the movable stationary blade and the fixed stationary blade which concerns on the modification of 1st Embodiment of this invention from the outside in the radial direction. 本発明の第２実施形態に係る可動静翼及び固定静翼を径方向外側から見た図である。It is a figure which looked at the movable stationary blade and the fixed stationary blade which concerns on 2nd Embodiment of this invention from the outside in the radial direction. 本発明の第３実施形態に係るタービン静翼列の一部を拡大して示した部分拡大図である。It is a partially enlarged view which showed the part of the turbine vane row which concerns on 3rd Embodiment of this invention in an enlarged manner.

＜第１実施形態＞
（構成）
１．二軸ガスタービン
本実施形態では、本発明を二軸ガスタービンに適用した場合を例に挙げて説明する。 <First Embodiment>
(Constitution)
1. 1. Twin-screw gas turbine In this embodiment, a case where the present invention is applied to a twin-screw gas turbine will be described as an example.

図１は、本実施形態に係る二軸ガスタービンの模式図である。図１に示すように、本実施形態に係る二軸ガスタービン１００は、圧縮機１、燃焼器２及びタービン３（高圧タービン３Ａ及び低圧タービン３Ｂ）を備えている。 FIG. 1 is a schematic view of a twin-screw gas turbine according to the present embodiment. As shown in FIG. 1, the twin-screw gas turbine 100 according to the present embodiment includes a compressor 1, a combustor 2, and a turbine 3 (high-pressure turbine 3A and low-pressure turbine 3B).

圧縮機１は、吸気部（不図示）を介して吸い込まれた空気４を圧縮して高圧の圧縮空気５を生成し、燃焼器２に供給する。燃焼器２は、圧縮機１より得た圧縮空気５と燃料を混合して燃焼し、高温の燃焼ガス（主流ガス）６を発生させて高圧タービン３Ａに供給する。高圧タービン３Ａの高圧タービンロータ７Ａ（後述する）は、燃焼器２より得た燃焼ガス６が膨張することにより回転駆動される。高圧タービンロータ７Ａは、圧縮機１の圧縮機ロータ（不図示）と連結しており、高圧タービン３Ａで得られる回転動力により圧縮機１が駆動される。高圧タービン３Ａを駆動した燃焼ガス６は、低圧タービン３Ｂに供給される。低圧タービン３Ｂの低圧タービンロータ７Ｂ（後述する）は、高圧タービン３Ａより得た燃焼ガス６が膨張することにより回転駆動される。低圧タービンロータ７Ｂは、発電機やポンプ等の負荷機器８に連結しており、低圧タービン３Ｂで得られる回転動力により負荷機器８が駆動される。低圧タービン３Ｂを駆動した燃焼ガス６は、排ガス９として低圧タービン３Ｂから排出される。 The compressor 1 compresses the air 4 sucked through the intake unit (not shown) to generate high-pressure compressed air 5 and supplies it to the combustor 2. The combustor 2 mixes and burns the compressed air 5 obtained from the compressor 1 and the fuel to generate a high-temperature combustion gas (mainstream gas) 6 and supplies it to the high-pressure turbine 3A. The high-pressure turbine rotor 7A (described later) of the high-pressure turbine 3A is rotationally driven by the expansion of the combustion gas 6 obtained from the combustor 2. The high-pressure turbine rotor 7A is connected to the compressor rotor (not shown) of the compressor 1, and the compressor 1 is driven by the rotational power obtained by the high-pressure turbine 3A. The combustion gas 6 that drives the high-pressure turbine 3A is supplied to the low-pressure turbine 3B. The low-pressure turbine rotor 7B (described later) of the low-pressure turbine 3B is rotationally driven by the expansion of the combustion gas 6 obtained from the high-pressure turbine 3A. The low-pressure turbine rotor 7B is connected to a load device 8 such as a generator or a pump, and the load device 8 is driven by the rotational power obtained by the low-pressure turbine 3B. The combustion gas 6 that drives the low-pressure turbine 3B is discharged from the low-pressure turbine 3B as exhaust gas 9.

２．タービン
図２は、本実施形態に係るタービンの要部の内部構造を表す断面図であり、回転中心となる回転軸を含む断面を表している。 2. 2. Turbine FIG. 2 is a cross-sectional view showing the internal structure of a main part of the turbine according to the present embodiment, and shows a cross section including a rotation axis as a rotation center.

図２に示すように、タービン３は、高圧タービン３Ａと低圧タービン３Ｂとで構成されている。低圧タービン３Ｂは、高圧タービン３Ａの燃焼ガス６の流れ方向の下流側に配置されている。以下、燃焼ガス６の流れ方向の上流側、下流側を単に「上流側」、「下流側」と言う。 As shown in FIG. 2, the turbine 3 is composed of a high-pressure turbine 3A and a low-pressure turbine 3B. The low-pressure turbine 3B is arranged on the downstream side in the flow direction of the combustion gas 6 of the high-pressure turbine 3A. Hereinafter, the upstream side and the downstream side in the flow direction of the combustion gas 6 are simply referred to as "upstream side" and "downstream side".

図２に示すように、タービン３は、静止体１０と、静止体１０に対して回転する回転体を構成する高圧タービンロータ７Ａ及び低圧タービンロータ７Ｂを備えている。高圧タービンロータ７Ａと低圧タービンロータ７Ｂは、それぞれ独立に回転する。 As shown in FIG. 2, the turbine 3 includes a stationary body 10 and a high-pressure turbine rotor 7A and a low-pressure turbine rotor 7B constituting a rotating body that rotates with respect to the stationary body 10. The high-pressure turbine rotor 7A and the low-pressure turbine rotor 7B rotate independently of each other.

高圧タービンロータ７Ａは、高圧タービン軸部２３及び複数の高圧タービン動翼列４５を備えている。 The high-pressure turbine rotor 7A includes a high-pressure turbine shaft portion 23 and a plurality of high-pressure turbine blade rows 45.

高圧タービン軸部２３は、高圧タービンロータ７Ａの回転軸（中心軸）Ｌに沿って延在している。 The high-pressure turbine shaft portion 23 extends along the rotation shaft (central shaft) L of the high-pressure turbine rotor 7A.

複数の高圧タービン動翼列４５は、燃焼ガス６の流れ方向に並べて配置されている。高圧タービン動翼列４５は、高圧タービンディスク２５及び高圧タービン動翼２４を備えている。高圧タービンディスク２５は、高圧タービン軸部２３の外周面から高圧タービンロータ７Ａの径方向外側に延在している。高圧タービン動翼２４は、高圧タービンディスク２５の外周面に高圧タービンロータ７Ａの周方向に沿って複数設けられている。高圧タービン動翼２４は、燃焼ガス流路（主流ガスパス）２６を流れる燃焼ガス６により、高圧タービン軸部２３とともに回転軸Ｌを中心に回転する。 The plurality of high-pressure turbine blade rows 45 are arranged side by side in the flow direction of the combustion gas 6. The high-pressure turbine blade row 45 includes a high-pressure turbine disk 25 and a high-pressure turbine blade 24. The high-pressure turbine disk 25 extends radially outward from the high-pressure turbine rotor 7A from the outer peripheral surface of the high-pressure turbine shaft portion 23. A plurality of high-pressure turbine blades 24 are provided on the outer peripheral surface of the high-pressure turbine disk 25 along the circumferential direction of the high-pressure turbine rotor 7A. The high-pressure turbine blade 24 rotates about the rotation shaft L together with the high-pressure turbine shaft portion 23 by the combustion gas 6 flowing through the combustion gas flow path (mainstream gas path) 26.

低圧タービンロータ７Ｂは、低圧タービン軸部２７及び複数の低圧タービン動翼列４６を備えている。 The low pressure turbine rotor 7B includes a low pressure turbine shaft 27 and a plurality of low pressure turbine blade rows 46.

低圧タービン軸部２７は、低圧タービンロータ７Ｂの回転軸Ｌに沿って延在している。 The low-pressure turbine shaft portion 27 extends along the rotation shaft L of the low-pressure turbine rotor 7B.

複数の低圧タービン動翼列４６は、燃焼ガス６の流れ方向に並べて配置されている。低圧タービン動翼列４６は、低圧タービンディスク２９及び低圧タービン動翼２８を備えている。低圧タービンディスク２９は、低圧タービン軸部２７の外周面から低圧タービンロータ７Ｂの径方向外側に延在している。低圧タービン動翼２８は、低圧タービンディスク２９の外周面に低圧タービンロータ７Ｂの周方向に沿って複数設けられている。低圧タービン動翼２８は、燃焼ガス流路２６を流れる燃焼ガス６により、低圧タービン軸部２７とともに回転軸Ｌを中心に回転する。 The plurality of low-pressure turbine blade rows 46 are arranged side by side in the flow direction of the combustion gas 6. The low pressure turbine blade row 46 includes a low pressure turbine disc 29 and a low pressure turbine blade 28. The low-pressure turbine disc 29 extends radially outward from the low-pressure turbine rotor 7B from the outer peripheral surface of the low-pressure turbine shaft portion 27. A plurality of low-pressure turbine blades 28 are provided on the outer peripheral surface of the low-pressure turbine disk 29 along the circumferential direction of the low-pressure turbine rotor 7B. The low-pressure turbine blade 28 rotates about the rotation shaft L together with the low-pressure turbine shaft portion 27 by the combustion gas 6 flowing through the combustion gas flow path 26.

静止体１０は、ケーシング１１及び複数のタービン静翼列１２を備えている。 The stationary body 10 includes a casing 11 and a plurality of turbine stationary blade rows 12.

ケーシング１１は、タービン３（高圧タービン３Ａ及び低圧タービン３Ｂ）の外周壁を形成する円筒状の部材である。ケーシング１１内に、タービン静翼列１２、高圧タービンロータ７Ａ及び低圧タービンロータ７Ｂが収容されている。 The casing 11 is a cylindrical member that forms the outer peripheral wall of the turbine 3 (high pressure turbine 3A and low pressure turbine 3B). A turbine vane row 12, a high-pressure turbine rotor 7A, and a low-pressure turbine rotor 7B are housed in the casing 11.

複数のタービン静翼列１２は、燃焼ガス６の流れ方向に並べて配置されている。タービン静翼列１２は、タービン静翼５３を備えている。タービン静翼５３は、高圧及び低圧タービンロータ７Ａ，７Ｂの周方向に沿って複数設けられている。高圧タービン動翼列４５及び低圧タービン動翼列４６とタービン静翼列１２とは、燃焼ガス６の流れ方向に交互に設けられており、高圧タービン動翼列４５及び低圧タービン動翼列４６は、タービン静翼列１２に対して下流側に配置されている。つまり、高圧タービン３Ａ側では、複数の高圧タービン動翼列４５のうち初段（最上流側の段落）の高圧タービン動翼列の上流側に初段のタービン静翼列１２が配置されており、上流側から下流側に向かって、初段のタービン静翼列１２、高圧タービン動翼列４５、タービン静翼列１２、高圧タービン動翼列４５・・・となるように、タービン静翼列１２と高圧タービン動翼列４５とが交互に設けられている。低圧タービン３Ｂ側では、上流側から下流側に向かって、タービン静翼列１２、低圧タービン動翼列４６、タービン静翼列１２、低圧タービン動翼列４６・・・となるように、タービン静翼列１２と低圧タービン動翼列４６とが交互に設けられている。 The plurality of turbine vane rows 12 are arranged side by side in the flow direction of the combustion gas 6. The turbine vane row 12 includes a turbine vane 53. A plurality of turbine stationary blades 53 are provided along the circumferential direction of the high-pressure and low-pressure turbine rotors 7A and 7B. The high-pressure turbine blade row 45, the low-pressure turbine blade row 46, and the turbine stationary blade row 12 are alternately provided in the flow direction of the combustion gas 6, and the high-pressure turbine blade row 45 and the low-pressure turbine blade row 46 are provided. , It is arranged on the downstream side with respect to the turbine blade row 12. That is, on the high-pressure turbine 3A side, the first-stage turbine stationary blade row 12 is arranged on the upstream side of the high-pressure turbine moving blade row of the first stage (uppermost stream side paragraph) of the plurality of high-pressure turbine moving blade rows 45, and is upstream. From the side to the downstream side, the turbine stationary blade row 12 and the high pressure are formed so that the first stage turbine stationary blade row 12, the high pressure turbine moving blade row 45, the turbine stationary blade row 12, the high pressure turbine moving blade row 45, and so on. Turbine vane trains 45 are provided alternately. On the low-pressure turbine 3B side, the turbine blade row 12, the low-pressure turbine blade row 46, the turbine blade row 12, the low-pressure turbine blade row 46, and so on are formed from the upstream side to the downstream side. Blade rows 12 and low-pressure turbine blade rows 46 are provided alternately.

本実施形態では、複数の低圧タービン動翼列４６のうち初段に配置された低圧タービン初段動翼列４６Ａの直前、つまり、複数の高圧タービン動翼列４５のうち最終段（最下流側の段落）に配置された高圧タービン最終段動翼列４５Ａと低圧タービン初段動翼列４６Ａの間に設置されたタービン静翼列（低圧タービン初段静翼列）１２Ａに本発明を適用した場合を例に挙げて説明する。 In the present embodiment, immediately before the low-pressure turbine first stage rotor blade row 46A arranged in the first stage of the plurality of low-pressure turbine rotor blade rows 46, that is, the final stage of the plurality of high-pressure turbine rotor blade rows 45 (the most downstream paragraph). ) Is applied to the turbine stationary blade row (low pressure turbine first stage stationary blade row) 12A installed between the high pressure turbine final stage blade row 45A and the low pressure turbine first stage rotor blade row 46A as an example. I will explain it by listing it.

低圧タービン初段静翼列１２Ａは、外輪１３、静翼１４、内輪１５、ダイヤフラム１６及び隔壁部３０を備えている。 The low-pressure turbine first-stage stationary blade row 12A includes an outer ring 13, a stationary blade 14, an inner ring 15, a diaphragm 16, and a partition wall portion 30.

外輪１３は、低圧タービンロータ７Ｂの周方向に延在する円筒状の部材である。外輪１３は、ケーシング１１の内周面１１ａに支持されている。具体的に、外輪１３の上流側及び下流側の端部にはフック１７，１８が設けられており、フック１７，１８がケーシング１１の内周面１１ａに支持されたケーシングシュラウド１９，２０にそれぞれ嵌合している。これにより、外輪１３はケーシングシュラウド１９，２０の内周面に保持される。ケーシングシュラウド１９，２０は、ケーシング１１の内周面１１ａに設けられたフック２１，２２を介してケーシング１１の内周面１１ａに保持されている。 The outer ring 13 is a cylindrical member extending in the circumferential direction of the low pressure turbine rotor 7B. The outer ring 13 is supported by the inner peripheral surface 11a of the casing 11. Specifically, hooks 17 and 18 are provided at the upstream and downstream ends of the outer ring 13, and the hooks 17 and 18 are supported on the inner peripheral surface 11a of the casing 11 on the casing shrouds 19 and 20, respectively. It is fitted. As a result, the outer ring 13 is held on the inner peripheral surfaces of the casing shrouds 19 and 20. The casing shrouds 19 and 20 are held on the inner peripheral surface 11a of the casing 11 via hooks 21 and 22 provided on the inner peripheral surface 11a of the casing 11.

内輪１５は、外輪１３の内周側（低圧タービンロータ７Ｂの径方向内側）に設けられている。内輪１５は、低圧タービンロータ７Ｂの周方向に延在する円筒状の部材である。 The inner ring 15 is provided on the inner peripheral side of the outer ring 13 (inward in the radial direction of the low pressure turbine rotor 7B). The inner ring 15 is a cylindrical member extending in the circumferential direction of the low-pressure turbine rotor 7B.

ダイヤフラム１６は、内輪１５の内周面に取り付けられており、低圧タービンロータ７Ｂの周方向に延在している。 The diaphragm 16 is attached to the inner peripheral surface of the inner ring 15 and extends in the circumferential direction of the low pressure turbine rotor 7B.

静翼１４は、外輪１３の内周面に低圧タービンロータ７Ｂの周方向に沿って複数設けられている。静翼１４は、外輪１３と内輪１５との間に設けられており、外輪１３の内周面から低圧タービンロータ７Ｂの径方向内側に向かって延伸している。 A plurality of stationary blades 14 are provided on the inner peripheral surface of the outer ring 13 along the circumferential direction of the low-pressure turbine rotor 7B. The stationary blade 14 is provided between the outer ring 13 and the inner ring 15, and extends from the inner peripheral surface of the outer ring 13 toward the inside of the low-pressure turbine rotor 7B in the radial direction.

図３は、図２の矢印ＩＩＩ−ＩＩＩ線による矢視断面図である。図３に示すように、低圧タービン初段静翼列１２Ａが備える複数の静翼１４は、複数の可動静翼１４Ａと複数の固定静翼１４Ｂとで構成されている。 FIG. 3 is a cross-sectional view taken along the arrow III-III of FIG. As shown in FIG. 3, the plurality of vanes 14 included in the low-pressure turbine first stage vane row 12A are composed of a plurality of movable vanes 14A and a plurality of fixed vanes 14B.

複数の可動静翼１４Ａと複数の固定静翼１４Ｂは、ケーシング１１の内周面１１ａの周方向（図３の矢印Ｒで示す方向）に並べて配置されている。以下、ケーシング１１の内周面１１ａの周方向を単に「ケーシング周方向」と言う。本実施形態では、複数の固定静翼１４Ｂは、複数の可動静翼１４Ａよりも少なく配置されている。図３に例示する構成では、ケーシング周方向に隣接する固定静翼１４Ｂ同士の間に可動静翼１４Ａが３つ設けられている。なお、固定静翼１４Ｂが可動静翼１４Ａよりも少なく配置されている限りにおいては、可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの個数比は限定されない。 The plurality of movable vanes 14A and the plurality of fixed vanes 14B are arranged side by side in the circumferential direction (direction indicated by the arrow R in FIG. 3) of the inner peripheral surface 11a of the casing 11. Hereinafter, the circumferential direction of the inner peripheral surface 11a of the casing 11 is simply referred to as "casing circumferential direction". In this embodiment, the plurality of fixed vanes 14B are arranged less than the plurality of movable vanes 14A. In the configuration illustrated in FIG. 3, three movable stationary blades 14A are provided between the fixed stationary blades 14B adjacent to each other in the circumferential direction of the casing. As long as the fixed stationary blades 14B are arranged less than the movable stationary blades 14A, the number ratio of the movable stationary blades 14A and the fixed stationary blades 14B is not limited.

図４は、本実施形態に係るタービン静翼列の一部を拡大して示した部分拡大図である。 FIG. 4 is a partially enlarged view showing a part of the turbine vane row according to the present embodiment in an enlarged manner.

図４に示すように、可動静翼１４Ａは、外輪１３に対して径方向外側に延びる軸部材３１を中心に回転可能に支持されている。具体的に、可動静翼１４Ａは、外輪１３及び内輪１５に対して軸部材３１を中心に回転可能に支持された翼付け根部５６を備えており、可動静翼１４Ａの翼部が翼付け根部５６に座すように支持されて構成されている。つまり、可動静翼１４Ａの翼部は、径方向内側の端部が内輪１５の外周面に接続しておらず、自由端に構成されている。本実施形態では、外輪１３の可動静翼１４Ａに対応する部分は可動静翼１４Ａを支持する支持部材（外周側支持部材）１３Ａ、内輪１５の可動静翼１４Ａに対応する部分は可動静翼１４Ａを支持する支持部材（内周側支持部材）１５Ａとして機能する。軸部材３１は、翼付け根部５６の径方向外側の端部に接続している。 As shown in FIG. 4, the movable stationary blade 14A is rotatably supported around a shaft member 31 extending radially outward with respect to the outer ring 13. Specifically, the movable stationary wing 14A includes a wing base 56 that is rotatably supported around the shaft member 31 with respect to the outer ring 13 and the inner ring 15, and the wing portion of the movable stationary wing 14A is the wing base. It is supported and configured to sit on 56. That is, in the blade portion of the movable stationary blade 14A, the end portion on the inner side in the radial direction is not connected to the outer peripheral surface of the inner ring 15, and is configured as a free end. In the present embodiment, the portion of the outer ring 13 corresponding to the movable stationary blade 14A is a support member (outer peripheral side support member) 13A that supports the movable stationary blade 14A, and the portion of the inner ring 15 corresponding to the movable stationary blade 14A is the movable stationary blade 14A. It functions as a support member (inner peripheral side support member) 15A that supports the above. The shaft member 31 is connected to the radial outer end of the wing root portion 56.

図３に示すように、軸部材３１は、翼付け根部５６の径方向外側の端部から低圧タービンロータ７Ｂの径方向外側に向かって、ケーシング１１の周壁面を貫通して延在する棒状部材である。軸部材３１のケーシング１１の周壁面から突出した部分には、アーム３２が接続している。本実施形態では、アーム３２はケーシング１１の外周側に設けられたリング部材（不図示）に接続しており、リング部材を介してアーム３２が駆動され、軸部材３１が外輪１３に対して回転することにより、可動静翼１４Ａが外輪１３に対して軸部材３１を中心に回転駆動される。 As shown in FIG. 3, the shaft member 31 is a rod-shaped member extending from the radial outer end of the blade base 56 toward the radial outer side of the low-pressure turbine rotor 7B through the peripheral wall surface of the casing 11. Is. An arm 32 is connected to a portion of the shaft member 31 protruding from the peripheral wall surface of the casing 11. In the present embodiment, the arm 32 is connected to a ring member (not shown) provided on the outer peripheral side of the casing 11, the arm 32 is driven via the ring member, and the shaft member 31 rotates with respect to the outer ring 13. By doing so, the movable stationary blade 14A is rotationally driven with respect to the outer ring 13 about the shaft member 31.

図４に示すように、固定静翼１４Ｂは、外輪１３に対して回転不能に設けられている。具体的に、固定静翼１４Ｂは、径方向外側の端部が外輪１３の内周面に接続（固定）し、径方向内側の端部が内輪１５の外周面に接続している。固定静翼１４Ｂの翼部表面には、冷却孔５５が複数形成されている。
本実施形態では、外輪１３の固定静翼１４Ｂに対応する部分は固定静翼１４Ｂを固定して支持する支持部材（外周側固定部材）１３Ｂ、内輪１５の固定静翼１４Ｂに対応する部分は固定静翼１４Ｂを固定して支持する支持部材（内周側固定部材）１５Ｂとして機能する。 As shown in FIG. 4, the fixed stationary blade 14B is provided so as not to rotate with respect to the outer ring 13. Specifically, in the fixed stationary blade 14B, the radial outer end is connected (fixed) to the inner peripheral surface of the outer ring 13, and the radial inner end is connected to the outer peripheral surface of the inner ring 15. A plurality of cooling holes 55 are formed on the surface of the blade portion of the fixed stationary blade 14B.
In the present embodiment, the portion of the outer ring 13 corresponding to the fixed stationary blade 14B is a support member (outer peripheral side fixing member) 13B that fixes and supports the fixed stationary blade 14B, and the portion of the inner ring 15 corresponding to the fixed stationary blade 14B is fixed. It functions as a support member (inner peripheral side fixing member) 15B that fixes and supports the stationary blade 14B.

本実施形態では、外輪１３及び内輪１５は、ケーシング周方向に複数の静翼に対応して複数のセグメントに分割されている。つまり、外輪１３及び内輪１５は、ケーシング周方向に複数の可動静翼１４Ａ及び複数の固定静翼１４Ｂ毎に複数のセグメントに分割されている。そして、複数の外輪１３及び複数の内輪１５をタービン周方向に接合することにより、低圧タービン初段静翼列１２Ａが構成されている。 In the present embodiment, the outer ring 13 and the inner ring 15 are divided into a plurality of segments corresponding to a plurality of stationary blades in the circumferential direction of the casing. That is, the outer ring 13 and the inner ring 15 are divided into a plurality of segments for each of the plurality of movable stationary blades 14A and the plurality of fixed stationary blades 14B in the circumferential direction of the casing. Then, by joining the plurality of outer rings 13 and the plurality of inner rings 15 in the circumferential direction of the turbine, the low pressure turbine first stage stationary blade row 12A is configured.

図２に示すように、隔壁部３０は、ダイヤフラム１６の内周面に設けられた溝（不図示）に嵌まり込んでダイヤフラム１６の内周部に保持されている。隔壁部３０は、高圧タービンロータ７Ａと低圧タービンロータ７Ｂのホイール間に位置しており、高圧タービンロータ７Ａと低圧タービンロータ７Ｂの間にあるホイールスペース３３を上流側ホイールスペース３３Ａと下流側ホイールスペース３３Ｂに隔てている。 As shown in FIG. 2, the partition wall portion 30 is fitted into a groove (not shown) provided on the inner peripheral surface of the diaphragm 16 and is held by the inner peripheral portion of the diaphragm 16. The partition wall portion 30 is located between the wheels of the high-pressure turbine rotor 7A and the low-pressure turbine rotor 7B, and the wheel space 33 between the high-pressure turbine rotor 7A and the low-pressure turbine rotor 7B is used as the upstream wheel space 33A and the downstream wheel space. It is separated by 33B.

本実施形態では、ケーシング１１、低圧タービン初段静翼列１２Ａの外輪１３、内輪１５及びダイヤフラム１６は、それぞれ空気孔３４，３５，３６，３７を備えている。また、隔壁部３０及び低圧タービン初段静翼列１２Ｂの固定静翼１４Ｂは中空構造に形成されており、それぞれ低圧タービンロータ７Ｂの径方向内側（回転軸Ｌ側）に延びる静翼冷却流路（第１冷却流路）３８及び隔壁冷却流路（第２冷却流路）３９を備えている。第１冷却流路３８は、ケーシング１１の外周側の空間に連通し、ケーシング１１の外周側の空間から供給された冷却空気（冷却流体）が流通するように形成されている。第２冷却流路３９は、第１冷却流路３８に連通し、第１冷却流路３８から供給された冷却空気が流通するように形成されている。ケーシング１１の空気孔３４には、圧縮機１（図１を参照）から抽気した空気を導く圧縮空気導入管（不図示）が接続している。隔壁部３０の中心部には上流側に開口する上流側孔部４０と下流側に開口する下流側孔部４１が形成されており、第２冷却流路３９は、上流側孔部４０を介して上流側ホイールスペース３３Ａに、下流側孔部４１を介して下流側ホイールスペース３３Ｂにそれぞれ連通している。 In the present embodiment, the casing 11, the outer ring 13, the inner ring 15, and the diaphragm 16 of the low-pressure turbine first-stage stationary blade row 12A are provided with air holes 34, 35, 36, and 37, respectively. Further, the partition wall portion 30 and the fixed vane 14B of the low-pressure turbine first-stage vane row 12B are formed in a hollow structure, and each of them extends in the radial direction (rotary axis L side) of the low-pressure turbine rotor 7B. A first cooling flow path) 38 and a partition wall cooling flow path (second cooling flow path) 39 are provided. The first cooling flow path 38 is formed so as to communicate with the space on the outer peripheral side of the casing 11 and allow the cooling air (cooling fluid) supplied from the space on the outer peripheral side of the casing 11 to flow. The second cooling flow path 39 is formed so as to communicate with the first cooling flow path 38 and allow the cooling air supplied from the first cooling flow path 38 to flow. A compressed air introduction pipe (not shown) for guiding air extracted from the compressor 1 (see FIG. 1) is connected to the air hole 34 of the casing 11. An upstream hole 40 that opens to the upstream side and a downstream hole 41 that opens to the downstream side are formed in the central portion of the partition wall 30, and the second cooling flow path 39 passes through the upstream hole 40. The upstream wheel space 33A communicates with the downstream wheel space 33B via the downstream hole 41.

図５は、低圧タービン初段静翼列１２Ａに供給された冷却空気の流れを示す図である。図２，５に示すように、本実施形態では、圧縮機１から抽気した冷却空気は、空気孔３４及び空気孔３５を経由して第１冷却流路３８に流入し、固定静翼１４Ｂを冷却する。第１冷却流路３８を流れる冷却空気は、一部が固定静翼１４Ｂの翼部表面に形成された冷却孔５５を通って燃焼ガス流路２６に噴出する。一方、冷却孔５５を通って燃焼ガス流路２６に噴出されなかった冷却空気は、空気孔３６、空気孔３７、第２冷却流路３９並びに上流側及び下流側孔部４０，４１を経由して、上流側ホイールスペース３３Ａ及び下流側ホイールスペース３３Ｂにそれぞれ噴出する。上流側ホイールスペース３３Ａ及び下流側ホイールスペース３３Ｂに噴出した冷却空気は、上流側ホイールスペース３３Ａ及び下流側ホイールスペース３３Ｂを満たす。これにより、燃焼ガス流路２６を流れる燃焼ガス６が上流側ホイールスペース３３Ａ及び下流側ホイールスペース３３Ｂに漏れ込むことを抑制することができる。 FIG. 5 is a diagram showing a flow of cooling air supplied to the low-pressure turbine first-stage stationary blade row 12A. As shown in FIGS. 2 and 5, in the present embodiment, the cooling air extracted from the compressor 1 flows into the first cooling flow path 38 via the air holes 34 and the air holes 35, and the fixed stationary blade 14B is formed. Cooling. A part of the cooling air flowing through the first cooling flow path 38 is ejected into the combustion gas flow path 26 through the cooling hole 55 formed on the blade portion surface of the fixed stationary blade 14B. On the other hand, the cooling air that was not ejected to the combustion gas flow path 26 through the cooling hole 55 passes through the air hole 36, the air hole 37, the second cooling flow path 39, and the upstream and downstream side holes 40 and 41. Then, the air is ejected into the upstream wheel space 33A and the downstream wheel space 33B, respectively. The cooling air ejected into the upstream wheel space 33A and the downstream wheel space 33B fills the upstream wheel space 33A and the downstream wheel space 33B. As a result, it is possible to prevent the combustion gas 6 flowing through the combustion gas flow path 26 from leaking into the upstream wheel space 33A and the downstream wheel space 33B.

なお、本実施形態では、低圧タービン初段静翼列１２Ｂの可動静翼１４Ａは中実構造に構成されている。可動静翼１４Ａを中空構造とする場合、例えば、軸部材３１にケーシングの外周側の空間と可動静翼１４Ａの内部を繋ぐ中空部を設け、ケーシング１１の外周側の空間から軸部材３１を介して可動静翼１４Ａの内部に冷却空気を供給することができる。可動静翼１４Ａを冷却し温度が上昇した冷却空気は、燃焼ガス流路２６に排出しても良いし、軸部材３１を介して再びケーシング１１の外周側の空間へ戻しても良い。また、可動静翼１４Ａの翼部表面に冷却孔を複数形成し、可動静翼１４Ａの内部を流れる冷却空気を冷却孔から燃焼ガス流路２６に噴出させても良い。また、可動静翼１４Ａの内部を流れる冷却空気を内輪１５を介してダイヤフラム１６側へ導いても良い。 In the present embodiment, the movable vane 14A of the low-pressure turbine first-stage vane row 12B has a solid structure. When the movable stationary blade 14A has a hollow structure, for example, the shaft member 31 is provided with a hollow portion connecting the space on the outer peripheral side of the casing and the inside of the movable stationary blade 14A, and the space on the outer peripheral side of the casing 11 is provided via the shaft member 31. Cooling air can be supplied to the inside of the movable stationary blade 14A. The cooling air that has cooled the movable vane 14A and whose temperature has risen may be discharged to the combustion gas flow path 26, or may be returned to the space on the outer peripheral side of the casing 11 again via the shaft member 31. Further, a plurality of cooling holes may be formed on the surface of the blade portion of the movable stationary blade 14A, and the cooling air flowing inside the movable stationary blade 14A may be ejected from the cooling holes into the combustion gas flow path 26. Further, the cooling air flowing inside the movable stationary blade 14A may be guided to the diaphragm 16 side via the inner ring 15.

（動作）
図６は、本実施形態に係る可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂを径方向外側から見た図である。 (motion)
FIG. 6 is a view of the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B according to the present embodiment as viewed from the outside in the radial direction.

図６に示すように、本実施形態では、可動静翼１４Ａを駆動する前の状態（初期状態）において、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの間のスロート幅４２，４４と、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間のスロート幅４３とが同じ大きさになっている。なお、本実施形態において、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの間のスロート幅とは、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの翼面の最小距離を言い、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間のスロート幅とは、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の翼面の最小距離を言う。 As shown in FIG. 6, in the present embodiment, in the state (initial state) before driving the movable stationary blade 14A, the throat width 42 between the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B adjacent to each other in the circumferential direction of the casing, The throat width 43 between the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the circumferential direction of the casing is the same size as 44. In the present embodiment, the throat width between the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B adjacent to the casing circumferential direction is the minimum of the blade surfaces of the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B adjacent to the casing circumferential direction. The throat width between the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the circumferential direction of the casing refers to the minimum distance between the blade surfaces of the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the circumferential direction of the casing.

図７は、本実施形態に係る可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂを径方向外側から見た図であって、可動静翼１４Ａを駆動した状態を例示している。図７に例示する構成では、可動静翼１４Ａの前縁側がケーシング周方向の下流側（図７の紙面上方向）に移動し、後縁側がケーシング周方向の上流側（図７の紙面下方向）に移動するように、可動静翼１４Ａを駆動している。なお、本実施形態では、複数の可動静翼１４Ａを同時に駆動する。 FIG. 7 is a view of the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B according to the present embodiment viewed from the outside in the radial direction, and illustrates a state in which the movable stationary blade 14A is driven. In the configuration illustrated in FIG. 7, the front edge side of the movable stationary blade 14A moves to the downstream side in the circumferential direction of the casing (upward of the paper surface in FIG. 7), and the trailing edge side moves to the upstream side in the circumferential direction of the casing (downward to the paper surface in FIG. 7). ), The movable stationary blade 14A is driven. In this embodiment, a plurality of movable stationary blades 14A are driven at the same time.

図７に示すように、可動静翼１４Ａが駆動されると、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの間のスロート幅４２，４４、及びケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間のスロート幅４３が異なる大きさとなるように各スロート幅が調整される。図７に例示する構成では、スロート幅４３，４４は大きくなる（広がる）ようにスロート幅４３´，４４´に変化し、スロート幅４２は小さくなる（狭まる）ようにスロート幅４２´に変化する。これは、ケーシング周方向に可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂが隣接して並べられているためである。従って、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂとの間のスロート幅４２，４４、及びケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間のスロート幅４３を操作意図通りに広げる又は狭めるためには、スロート幅４２，４３，４４の合計量が可動静翼１４Ａを駆動する前後で操作意図通りに変化するように可動静翼１４Ａを駆動する必要がある。このような構成を実現するためには、上述したように、複数の固定静翼１４Ｂが複数の可動静翼１４Ａよりも少なく配置されるようにすることが望ましい。 As shown in FIG. 7, when the movable stationary blade 14A is driven, the throat widths 42 and 44 between the movable stationary blade 14A adjacent to the casing circumferential direction and the fixed stationary blade 14B, and the movable static blade adjacent to the casing circumferential direction are shown. Each throat width is adjusted so that the throat widths 43 between the blades 14A have different sizes. In the configuration illustrated in FIG. 7, the throat widths 43 and 44 change to the throat widths 43'and 44'so as to increase (widen), and the throat width 42 changes to the throat width 42'so as to decrease (narrow). .. This is because the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B are arranged adjacent to each other in the circumferential direction of the casing. Therefore, the throat widths 42 and 44 between the movable stationary blades 14A and the fixed stationary blades 14B adjacent to each other in the circumferential direction of the casing and the throat width 43 between the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the circumferential direction of the casing are set as intended. In order to widen or narrow the throat widths 42, 43, 44, it is necessary to drive the movable vane 14A so that the total amount of the throat widths 42, 43, 44 changes as intended before and after driving the movable vane 14A. In order to realize such a configuration, as described above, it is desirable that the plurality of fixed vanes 14B are arranged less than the plurality of movable vanes 14A.

図７に例示する構成では、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの間のスロート幅４２´，４４´の合計量は、初期状態におけるケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの間のスロート幅４２，４４の合計量と等しくなる。そのため、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａと固定静翼１４Ｂの間を流れる燃焼ガスの流量は可動静翼１４Ａを駆動する前後で等しくなると推定される。一方、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間のスロート幅４３´の合計量は、初期状態におけるケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間のスロート幅４３の合計量より増加する。そのため、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間を流れる燃焼ガスの流量が増加するように調節（制御）される。 In the configuration illustrated in FIG. 7, the total amount of the throat widths 42'and 44'between the movable vanes 14A adjacent to the casing circumferential direction and the fixed vanes 14B is the movable vanes adjacent to the casing circumferential direction in the initial state. It is equal to the total amount of throat widths 42 and 44 between 14A and the fixed vane 14B. Therefore, it is estimated that the flow rate of the combustion gas flowing between the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B adjacent to each other in the circumferential direction of the casing becomes equal before and after driving the movable stationary blade 14A. On the other hand, the total amount of the throat width 43'between the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the casing circumferential direction is larger than the total amount of the throat width 43 between the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the casing circumferential direction in the initial state. To do. Therefore, the flow rate of the combustion gas flowing between the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the circumferential direction of the casing is adjusted (controlled) so as to increase.

（効果）
（１）本実施形態に係るタービン静翼列では、ケーシング１１の内部に設けられた支持部材に対して径方向に延びる軸部材３１を中心に回転可能に支持された複数の可動静翼１４Ａと支持部材に対して回転不能に設けられた複数の固定静翼１４Ｂとをケーシング周方向に並べて配置している。つまり、本実施形態に係るタービン静翼列では、静翼駆動機構を有する（静翼冷却機構を有していない）可動静翼１４Ａと静翼冷却機構を有する（静翼駆動機構を有していない）固定静翼１４Ｂとで複数の静翼を構成し、静翼駆動機構と静翼冷却機構を異なる静翼に適用している。そのため、静翼冷却機構に加えて静翼駆動機構を設ける必要がなくシンプルな構造のタービン静翼列とすることができる。そして、タービン静翼列の静翼に可変静翼を適用することにより、燃焼ガス６の流量を制御することができ、静翼の上流側の圧力を高めることができる。これにより、燃焼ガス６の流速を抑制して、静翼の上流側で澱みの影響を受け難くし、その分、タービン効率を向上させることができる。以上のことから、本実施形態に係るタービン静翼列によれば、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができる。 (effect)
(1) In the turbine vane row according to the present embodiment, a plurality of movable vanes 14A rotatably supported around a shaft member 31 extending in the radial direction with respect to a support member provided inside the casing 11. A plurality of fixed stationary blades 14B provided so as not to rotate with respect to the support member are arranged side by side in the circumferential direction of the casing. That is, the turbine vane row according to the present embodiment has a movable vane 14A having a vane drive mechanism (not having a vane cooling mechanism) and a vane cooling mechanism (having a vane drive mechanism). A plurality of vanes are composed of the fixed vane 14B, and the vane drive mechanism and the vane cooling mechanism are applied to different vanes. Therefore, it is not necessary to provide a stationary blade drive mechanism in addition to the stationary blade cooling mechanism, and a turbine stationary blade train having a simple structure can be obtained. Then, by applying the variable vane to the vane of the turbine vane row, the flow rate of the combustion gas 6 can be controlled, and the pressure on the upstream side of the vane can be increased. As a result, the flow velocity of the combustion gas 6 can be suppressed to make it less susceptible to stagnation on the upstream side of the stationary blade, and the turbine efficiency can be improved accordingly. From the above, according to the turbine vane row according to the present embodiment, the turbine efficiency can be improved with a simple structure.

（２）本実施形態に係るタービン静翼列では、固定静翼１４Ｂに第１冷却流路３８を設けて冷却空気を流通させている。そのため、固定静翼１４Ｂを冷却することができ、タービン静翼列の健全性を高めることができる。 (2) In the turbine vane row according to the present embodiment, the first cooling flow path 38 is provided in the fixed vane 14B to allow cooling air to flow. Therefore, the fixed vane 14B can be cooled, and the soundness of the turbine vane row can be improved.

（３）二軸ガスタービンの一種に、高圧タービンロータと低圧タービンロータのホイール間に位置し、高圧タービンロータと低圧タービンロータの間にあるホイールスペースを上流側ホイールスペースと下流側ホイールスペースに隔てるための隔壁部をタービン静翼列の静翼で保持するものがある。この種のガスタービンでは、タービン静翼列の静翼を可変静翼とした場合、隔壁部を保持する分、可変静翼を駆動するにはより容量の大きい静翼駆動機構が必要となる。 (3) A type of twin-screw gas turbine, which is located between the wheels of a high-pressure turbine rotor and a low-pressure turbine rotor, and separates the wheel space between the high-pressure turbine rotor and the low-pressure turbine rotor into the upstream wheel space and the downstream wheel space. Some partition walls are held by the stationary blades of the turbine stationary blade row. In this type of gas turbine, when the stationary blade of the turbine stationary blade row is a variable stationary blade, a stationary blade drive mechanism having a larger capacity is required to drive the variable stationary blade because the partition wall is held.

これに対し、本実施形態に係るタービン静翼列では、複数の固定静翼１４Ｂで隔壁部３０を保持している。つまり、タービン静翼列の可動静翼１４Ａは隔壁部３０を保持していない。そのため、可動静翼１４Ａを駆動するための静翼駆動機構の容量が大きくなることを抑制することができる。 On the other hand, in the turbine vane row according to the present embodiment, the partition wall portion 30 is held by a plurality of fixed vanes 14B. That is, the movable vane 14A of the turbine vane row does not hold the partition wall 30. Therefore, it is possible to suppress an increase in the capacity of the stationary blade driving mechanism for driving the movable stationary blade 14A.

（４）本実施形態に係るタービン静翼列では、固定静翼１４Ｂの第１冷却流路３８に連通する第２冷却流路３９を隔壁部３０に設けて、固定静翼１４Ｂからの冷却空気を流通させている。そのため、隔壁部３０を冷却することができ、タービン静翼列の健全性をより高めることができる。 (4) In the turbine stationary blade row according to the present embodiment, a second cooling flow path 39 communicating with the first cooling flow path 38 of the fixed stationary blade 14B is provided in the partition wall portion 30, and the cooling air from the fixed stationary blade 14B is provided. Is in circulation. Therefore, the partition wall portion 30 can be cooled, and the soundness of the turbine vane row can be further improved.

（５）本実施形態では、外輪１３及び内輪１５が、ケーシング周方向に複数の静翼に対応するように複数のセグメントに分割されている。そのため、可動静翼１４Ａ、軸部材３１、外周側支持部材１３Ａ及び内周側支持部材１５Ａにより構成される可動セグメントと、固定静翼１４Ｂ、外周側固定部材１３Ｂ及び内周側固定部材１５Ｂにより構成される固定セグメントとが互いに独立して構成される。従って、可動セグメントと固定セグメントをタービン周方向に接続するだけでタービン静翼列を容易に製作及び組み立てることができ、タービン静翼列の製造及び組み立て効率を向上させることができる。 (5) In the present embodiment, the outer ring 13 and the inner ring 15 are divided into a plurality of segments so as to correspond to a plurality of stationary blades in the circumferential direction of the casing. Therefore, it is composed of a movable segment composed of a movable stationary blade 14A, a shaft member 31, an outer peripheral side support member 13A and an inner peripheral side support member 15A, and a fixed stationary blade 14B, an outer peripheral side fixing member 13B and an inner peripheral side fixing member 15B. The fixed segments to be formed are configured independently of each other. Therefore, the turbine vane train can be easily manufactured and assembled only by connecting the movable segment and the fixed segment in the circumferential direction of the turbine, and the manufacturing and assembling efficiency of the turbine vane train can be improved.

（変形例１）
図８は、本変形例に係る可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂを径方向外側から見た図であって、可動静翼１４Ａを駆動した状態を例示している。 (Modification example 1)
FIG. 8 is a view of the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B according to the present modification as viewed from the outside in the radial direction, and illustrates a state in which the movable stationary blade 14A is driven.

図８に示すように、本変形例では、可動静翼１４Ａの回転角（転向角）を固定静翼１４Ｂに対する相対位置に応じて異ならせて、ケーシング周方向に隣接する可動静翼１４Ａ同士の間のスロート幅をケーシング周方向に徐々に変化させる。図８に例示する構成では、可動静翼１４Ａを駆動した後において、ケーシング周方向の上流側（図８の紙面下方向）から下流側（図８の紙面上方向）に向かってスロート幅４７，４８，４９，５０の順に大きくなるように、可動静翼１４Ａの回転角を固定静翼１４Ｂに対する相対位置に応じて変化させて、各スロート幅を調整している。これにより、固定静翼１４Ｂの周辺を流れる燃焼ガスの流速が急激に変化することを抑制することができる。なお、本実施形態において、可動静翼１４Ａの回転角とは、可動静翼１４Ａを径方向外側から見た場合において、可動静翼１４Ａの径方向外側の端部（端面）における軸部材３１との接続部から可動静翼１４Ａの前縁部に向かって延在する直線を基準線Ｘと定義した場合、可動静翼１４Ａを駆動する前後の基準線Ｘ，Ｘ´のなす角度αを言う。可動静翼１４Ａの回転角を変化させる方法としては、例えば、軸部材３１に対するアーム３２の取付け角度を複数の可動静翼１４Ａ毎に変える方法がある。 As shown in FIG. 8, in this modification, the rotation angle (turning angle) of the movable stationary blades 14A is made different according to the relative position with respect to the fixed stationary blades 14B, and the movable stationary blades 14A adjacent to each other in the circumferential direction of the casing are different from each other. The throat width between them is gradually changed in the circumferential direction of the casing. In the configuration illustrated in FIG. 8, after the movable vane 14A is driven, the throat width 47, from the upstream side (downward on the paper surface in FIG. 8) to the downstream side (upward on the paper surface in FIG. 8) in the circumferential direction of the casing. Each throat width is adjusted by changing the rotation angle of the movable stationary blade 14A according to the relative position with respect to the fixed stationary blade 14B so as to increase in the order of 48, 49, 50. As a result, it is possible to suppress a sudden change in the flow velocity of the combustion gas flowing around the fixed vane 14B. In the present embodiment, the rotation angle of the movable stationary blade 14A refers to the shaft member 31 at the radial outer end (end surface) of the movable stationary blade 14A when the movable stationary blade 14A is viewed from the radial outside. When the straight line extending from the connecting portion of the movable stationary blade 14A toward the front edge portion of the movable stationary blade 14A is defined as the reference line X, it means the angle α formed by the reference lines X and X'before and after driving the movable stationary blade 14A. As a method of changing the rotation angle of the movable stationary blade 14A, for example, there is a method of changing the mounting angle of the arm 32 with respect to the shaft member 31 for each of the plurality of movable stationary blades 14A.

（変形例２）
本変形例では、ケーシング周方向に急激な流速変化が起こることを積極的に利用する構成とする。 (Modification 2)
In this modification, it is configured to positively utilize the sudden change in the flow velocity in the circumferential direction of the casing.

本実施形態に係る可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂの上流側の条件によっては、低圧タービン初段静翼列１２Ａに予め全温の周方向分布が付加されている場合がある。このような全温の周方向分布が発生する要因として、燃焼ガス流路２６において可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂの上流側に配置されているタービン静翼列の静翼の影響や可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂの前側に設置されている燃焼器（図１を参照）の影響が考えられる。 Depending on the conditions on the upstream side of the movable vane 14A and the fixed vane 14B according to the present embodiment, the circumferential distribution of the total temperature may be added to the low pressure turbine first stage vane row 12A in advance. Factors that cause such a circumferential distribution of the total temperature include the influence of the stationary blades of the turbine stationary blades arranged on the upstream side of the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 14B in the combustion gas flow path 26 and the movable static blade. The influence of the combustor (see FIG. 1) installed on the front side of the blade 14A and the fixed stationary blade 14B is considered.

本変形例では、燃焼ガス流路２６において可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂの上流側に配置されているタービン静翼列の静翼や可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂの前側に設置されている燃焼器との相対的な位置関係がタービン周方向に一定となるように可動静翼１４Ａ及び固定静翼１４Ｂを配置する。上述した実施形態に係る構成では、ケーシング周方向に速度分布を付与することができるため、本変形例に係る構成とすることにより、ケーシング周方向の全温分布を均一化することができる。例えば、燃焼器２の缶数に対して固定静翼１４Ｂの数を整数倍、つまり１倍（同数）、２倍、３倍・・・とし、燃焼器２の中央部に対応する全温の高い位置の後側にスロート幅が最小であるスロート幅４２が、燃焼器２の側端部に対応する全温の低い位置の後側にスロート幅が最大であるスロート幅４４が配置されるように構成することで、ケーシング周方向の全温を均一化することができる。 In this modification, it is installed on the front side of the turbine vanes 14A and the fixed vanes 14B of the turbine vane train arranged on the upstream side of the movable vanes 14A and the fixed vanes 14B in the combustion gas flow path 26. The movable vane 14A and the fixed vane 14B are arranged so that the relative positional relationship with the combustor is constant in the circumferential direction of the turbine. In the configuration according to the above-described embodiment, the velocity distribution can be imparted in the circumferential direction of the casing. Therefore, by adopting the configuration according to this modification, the total temperature distribution in the circumferential direction of the casing can be made uniform. For example, the number of fixed stationary blades 14B is an integral multiple, that is, 1 time (same number), 2 times, 3 times, etc. with respect to the number of cans of the combustor 2, and the total temperature corresponding to the central part of the combustor 2 The throat width 42 having the minimum throat width is arranged on the rear side of the high position, and the throat width 44 having the maximum throat width is arranged on the rear side of the low total temperature position corresponding to the side end of the combustor 2. By configuring the above, the total temperature in the circumferential direction of the casing can be made uniform.

＜第２実施形態＞
図９は、本実施形態に係る可動静翼１４Ａ及び固定静翼１１４Ｂを径方向外側から見た図であって、可動静翼１４Ａを駆動した状態を例示している。図９において、上記第１実施形態と同等の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。 <Second Embodiment>
FIG. 9 is a view of the movable stationary blade 14A and the fixed stationary blade 114B according to the present embodiment viewed from the outside in the radial direction, and illustrates a state in which the movable stationary blade 14A is driven. In FIG. 9, the same parts as those in the first embodiment are designated by the same reference numerals, and the description thereof will be omitted as appropriate.

本実施形態に係るタービン静翼列は、固定静翼１４Ｂの後縁側が外輪１３（図２，４を参照）に対して回転可能に支持されている点で第１実施形態に係るタービン静翼列と異なる。その他の構成は、第１実施形態に係るタービン静翼列と同様である。 The turbine vane row according to the first embodiment is a turbine vane according to the first embodiment in that the trailing edge side of the fixed vane 14B is rotatably supported with respect to the outer ring 13 (see FIGS. 2 and 4). Different from the column. Other configurations are the same as those of the turbine vane row according to the first embodiment.

図９に示すように、本実施形態では、固定静翼１１４Ｂは、前縁側翼部１１５及び後縁側翼部１１６を備えている。つまり、固定静翼１１４Ｂは、前縁側翼部１１５と後縁側翼部１１６とに分割して構成されている。 As shown in FIG. 9, in the present embodiment, the fixed stationary wing 114B includes a front veranda side wing portion 115 and a trailing edge side wing portion 116. That is, the fixed stationary wing 114B is divided into a front edge side wing portion 115 and a trailing edge side wing portion 116.

前縁側翼部１１５は、外輪１３に対して回転不能に設けられている。具体的に、前縁側翼部１１５は、径方向外側の端部が外輪１３の内周面に接続し、径方向内側の端部が内輪１５の外周面に接続している。 The front edge side wing portion 115 is provided so as not to rotate with respect to the outer ring 13. Specifically, in the front edge side wing portion 115, the radial outer end is connected to the inner peripheral surface of the outer ring 13, and the radial inner end is connected to the outer peripheral surface of the inner ring 15.

後縁側翼部１１６は、外輪１３に対して径方向に延びる軸部材１１７を中心に回転可能に支持されている。具体的に、後縁側翼部１１６は、外輪１３及び内輪１５に対して軸部材１１７を中心に回転可能に支持された翼付け根部（不図示）を備えており、後縁側翼部１１６が翼付け根部に座すように支持されて構成されている。つまり、後縁側翼部１１６は、径方向内側の端部が内輪１５の外周面に接続しておらず、自由端に構成されている。軸部材１１７は、翼付け根部の径方向外側の端部に接続している。軸部材１１７は、翼付け根部の径方向外側の端部から低圧タービンロータ７Ｂの径方向外側に向かって、ケーシング１１の周壁面を貫通して延在する棒状部材である。軸部材１１７のケーシング１１の周壁面から突出した部分には、アーム（不図示）が接続している。本実施形態では、アームはケーシング１１の外周側に設けられたリング部材（不図示）に接続しており、リング部材を介してアームが駆動され、軸部材１１７が外輪１３に対して回転することにより、後縁側翼部１１６が外輪１３に対して軸部材１１７を中心に回転駆動される。なお、軸部材１１７に接続したアームを駆動するリング部材は、軸部材３１に接続したアーム３２（図３を参照）を駆動するリング部材を適用しても良いし、軸部材３１に接続したアーム３２を駆動するリング部材とは別に設けても良い。 The trailing edge side wing portion 116 is rotatably supported around a shaft member 117 extending in the radial direction with respect to the outer ring 13. Specifically, the trailing edge side wing portion 116 includes a wing root portion (not shown) rotatably supported around the shaft member 117 with respect to the outer ring 13 and the inner ring 15, and the trailing edge side wing portion 116 is a wing. It is constructed to be supported so as to sit at the base. That is, the trailing edge side wing portion 116 is configured as a free end without connecting the radial inner end portion to the outer peripheral surface of the inner ring 15. The shaft member 117 is connected to the radial outer end of the wing root. The shaft member 117 is a rod-shaped member extending from the radial outer end of the blade base portion toward the radial outer side of the low-pressure turbine rotor 7B through the peripheral wall surface of the casing 11. An arm (not shown) is connected to a portion of the shaft member 117 protruding from the peripheral wall surface of the casing 11. In the present embodiment, the arm is connected to a ring member (not shown) provided on the outer peripheral side of the casing 11, the arm is driven via the ring member, and the shaft member 117 rotates with respect to the outer ring 13. As a result, the trailing edge side wing portion 116 is rotationally driven with respect to the outer ring 13 about the shaft member 117. As the ring member for driving the arm connected to the shaft member 117, the ring member for driving the arm 32 (see FIG. 3) connected to the shaft member 31 may be applied, or the arm connected to the shaft member 31 may be applied. It may be provided separately from the ring member for driving 32.

本実施形態では、第１実施形態と同様の効果に加えて以下の効果が得られる。 In the present embodiment, the following effects can be obtained in addition to the same effects as those in the first embodiment.

本実施形態では、固定静翼１４Ｂが、外輪１３に対して径方向に延びる軸部材１１７を中心に回転可能に支持された後縁側翼部１１６を備えている。そのため、可動静翼１４Ａと固定静翼１１４Ｂの間のスロート幅１４２´を調整することで固定静翼１１４Ｂの周辺を流れる燃焼ガスの流量を調整することができる。これにより、固定静翼１１４Ｂの周辺を流れる燃焼ガスの流速が急激に変化することをより抑制することができる。 In the present embodiment, the fixed stationary blade 14B includes a trailing edge side blade portion 116 rotatably supported around a shaft member 117 extending in the radial direction with respect to the outer ring 13. Therefore, the flow rate of the combustion gas flowing around the fixed vane 114B can be adjusted by adjusting the throat width 142'between the movable vane 14A and the fixed vane 114B. As a result, it is possible to further suppress a sudden change in the flow velocity of the combustion gas flowing around the fixed vane 114B.

＜第３実施形態＞
図１０は、本実施形態に係るタービン静翼列の一部を拡大して示した部分拡大図である。図１０において、上記第１実施形態と同等の部分には同一の符号を付し、適宜説明を省略する。 <Third Embodiment>
FIG. 10 is a partially enlarged view showing a part of the turbine vane row according to the present embodiment in an enlarged manner. In FIG. 10, the same parts as those in the first embodiment are designated by the same reference numerals, and the description thereof will be omitted as appropriate.

本実施形態に係るタービン静翼列は、可動静翼１４Ａが外周側支持部材１３Ａ及び内周側支持部材１５Ａの代わりに外周側固定部材１３Ｂ及び内周側固定部材１５Ｂに支持されている点で第１実施形態に係るタービン静翼列と異なる。その他の構成は、第１実施形態に係るタービン静翼列と同様である。 In the turbine stationary blade row according to the present embodiment, the movable stationary blade 14A is supported by the outer peripheral side fixing member 13B and the inner peripheral side fixing member 15B instead of the outer peripheral side support member 13A and the inner peripheral side support member 15A. It is different from the turbine vane row according to the first embodiment. Other configurations are the same as those of the turbine vane row according to the first embodiment.

図１０に示すように、本実施形態では、外輪１３及び内輪１５がケーシング周方向に少なくとも固定静翼１４Ｂを１つ含むように複数のセグメントに分割されている。つまり、少なくとも１つの固定静翼１４Ｂを含む外周側固定部材１３Ｂ及び内周側固定部材１５Ｂに複数（図１０に例示する構成では３つ）の可動静翼１４Ａが支持されている。 As shown in FIG. 10, in the present embodiment, the outer ring 13 and the inner ring 15 are divided into a plurality of segments so as to include at least one fixed stationary blade 14B in the circumferential direction of the casing. That is, a plurality of movable stationary blades 14A (three in the configuration illustrated in FIG. 10) are supported on the outer peripheral side fixing member 13B and the inner peripheral side fixing member 15B including at least one fixed stationary blade 14B.

本実施形態では、ケーシング周方向において、固定静翼１４Ｂが隣接する可動静翼１４Ａで挟まれるように（隣接する可動静翼１４Ａ間に位置するように）設けられている。つまり、固定静翼１４Ｂは、各セグメントを構成する外周側固定部材１３Ｂ及び内周側固定部材１５Ｂの両端部を除く位置に設けられている。 In the present embodiment, the fixed vanes 14B are provided so as to be sandwiched between the adjacent movable vanes 14A (located between the adjacent movable vanes 14A) in the circumferential direction of the casing. That is, the fixed stationary blade 14B is provided at a position excluding both ends of the outer peripheral side fixing member 13B and the inner peripheral side fixing member 15B constituting each segment.

本実施形態では、外周側固定部材１３Ｂ及び内周側固定部材１５Ｂに可動静翼１４Ａをケーシング周方向から挿入して取り付けるための取り付け経路５４が形成されている。取り付け経路５４には、スペーサー５１が取り付けられている（埋め込まれている）。これにより、取付け経路５４を介してリーク（漏れ流れ）が発生することを抑制している。 In the present embodiment, an attachment path 54 for inserting and attaching the movable stationary blade 14A from the circumferential direction of the casing is formed in the outer peripheral side fixing member 13B and the inner peripheral side fixing member 15B. A spacer 51 is attached (embedded) in the attachment path 54. As a result, the occurrence of a leak (leakage flow) through the mounting path 54 is suppressed.

本実施形態では、外輪１３及び内輪１５が、ケーシング周方向に少なくとも固定静翼１４Ｂを１つ含むように複数のセグメントに分割されている。そのため、少なくとも１つの固定静翼１４Ｂを含む外周側固定部材１３Ｂ及び内周側固定部材１５Ｂに複数の可動静翼１４Ａを組み込んで、ケーシング周方向に接続するだけでタービン静翼列を容易に製作及び組み立てることができ、タービン静翼列の製造及び組み立て効率を向上させることができる。また、外輪１３及び内輪１５をケーシング周方向に複数の可動静翼１４Ａ及び複数の固定静翼１４Ｂ毎に複数のセグメントに分割する構成に比べて、燃焼ガス流路を形成した際のずれや脱落の発生を抑制することができる。 In the present embodiment, the outer ring 13 and the inner ring 15 are divided into a plurality of segments so as to include at least one fixed vane 14B in the circumferential direction of the casing. Therefore, a turbine vane train can be easily manufactured by incorporating a plurality of movable vanes 14A into the outer peripheral side fixing member 13B including at least one fixed vane 14B and the inner peripheral side fixing member 15B and connecting them in the circumferential direction of the casing. And can be assembled, and the production and assembly efficiency of turbine vane trains can be improved. Further, as compared with the configuration in which the outer ring 13 and the inner ring 15 are divided into a plurality of segments for each of a plurality of movable stationary blades 14A and a plurality of fixed stationary blades 14B in the circumferential direction of the casing, deviation or dropout when the combustion gas flow path is formed. Can be suppressed.

＜その他＞
本発明は上述した各実施形態に限定されるものではなく、様々な変形例が含まれる。例えば、上述した各実施形態は本発明を分かりやすく説明するために詳細に説明したものであり、必ずしも説明した全ての構成を備えるものに限定されるものではない。例えば、ある実施形態の構成の一部を他の実施形態の構成に置き換えることも可能であり、ある実施形態の構成に他の実施形態の構成を追加することも可能である。また、各実施形態の構成の一部を削除することも可能である。 <Others>
The present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes various modifications. For example, each of the above-described embodiments has been described in detail in order to explain the present invention in an easy-to-understand manner, and is not necessarily limited to those having all the described configurations. For example, it is possible to replace a part of the configuration of one embodiment with the configuration of another embodiment, and it is also possible to add the configuration of another embodiment to the configuration of one embodiment. It is also possible to delete a part of the configuration of each embodiment.

上述した各実施形態では、複数の可動静翼１４Ａを同時に駆動する構成を例示した。しかしながら、本発明の本質的効果は、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができるタービン静翼列を提供することであり、この本質的効果を得る限りにおいては、必ずしも上述した構成に限定されない。例えば、複数の可動静翼１４Ａを個別に独立して駆動する構成としても良い。 In each of the above-described embodiments, a configuration for simultaneously driving a plurality of movable stationary blades 14A has been illustrated. However, the essential effect of the present invention is to provide a turbine vane train that can improve turbine efficiency with a simple structure, and as long as this essential effect is obtained, it is not necessarily limited to the above-described configuration. .. For example, a plurality of movable stationary blades 14A may be individually and independently driven.

また、上述した各実施形態では、本発明を二軸ガスタービンに適用した場合を例に挙げて説明したが、一軸ガスタービンにも本発明は適用可能である。また、ガスタービンに限定されず、ジェットエンジンにも本発明は適用可能である。これらの場合でも、シンプルな構造でタービン効率を向上させることができる。 Further, in each of the above-described embodiments, the case where the present invention is applied to a twin-screw gas turbine has been described as an example, but the present invention can also be applied to a single-screw gas turbine. Further, the present invention is applicable not only to gas turbines but also to jet engines. Even in these cases, the turbine efficiency can be improved with a simple structure.

また、上述した各実施形態では、本発明を低圧タービン３Ｂの初段の静翼列に適用した場合を例に挙げて説明したが、低圧タービン３Ｂの初段の下流側に配置された各段の静翼列にも本発明は適用可能である。この場合でも、上述した各実施形態と同様の効果を得ることができる。 Further, in each of the above-described embodiments, the case where the present invention is applied to the stationary blade row of the first stage of the low pressure turbine 3B has been described as an example, but the static of each stage arranged on the downstream side of the first stage of the low pressure turbine 3B has been described. The present invention is also applicable to the blade train. Even in this case, the same effect as that of each of the above-described embodiments can be obtained.

１１ケーシング
１２タービン静翼列
１３外輪（支持部材）
１４静翼
１４Ａ可動静翼
１４Ｂ固定静翼
１５内輪（支持部材）
３１軸部材
３８静翼冷却流路（第１冷却流路） 11 Casing 12 Turbine vane row 13 Outer ring (support member)
14 Static wing 14A Movable stationary wing 14B Fixed stationary wing 15 Inner ring (support member)
31 Shaft member 38 Static blade cooling flow path (first cooling flow path)

Claims

ケーシングの内部に設けられた支持部材と、前記支持部材に支持された複数の静翼とを備えるタービン静翼列において、
前記複数の静翼は、前記支持部材に対して径方向に延びる軸部材を中心に回転可能に支持された複数の可動静翼と、前記支持部材に対して回転不能に設けられた複数の固定静翼とを備え、
前記複数の可動静翼と前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの内周面の周方向に並べて配置され、
前記複数の固定静翼は、前記ケーシングの外周側の空間に連通し前記ケーシングの外周側の空間から供給された冷却流体が流通する第１冷却流路を備え、
前記固定静翼の内周側に保持された隔壁部を備え、
前記隔壁部は、前記第１冷却流路に連通し前記第１冷却流路から供給された冷却流体が流通する第２冷却流路を備え、
前記軸部材は、前記ケーシングの外周側の空間と前記第２冷却流路を繋ぐ中空部を有していることを特徴とするタービン静翼列。 In a turbine vane row including a support member provided inside the casing and a plurality of vanes supported by the support member.
The plurality of stationary blades are a plurality of movable stationary blades rotatably supported around a shaft member extending in the radial direction with respect to the support member, and a plurality of fixed blades rotatably provided with respect to the support member. Equipped with a stationary wing,
The plurality of movable vanes and the plurality of fixed vanes are arranged side by side in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.
The plurality of fixed vanes include a first cooling flow path that communicates with the space on the outer peripheral side of the casing and through which a cooling fluid supplied from the space on the outer peripheral side of the casing flows .
A partition wall portion held on the inner peripheral side of the fixed stationary blade is provided.
The partition wall includes a second cooling flow path that communicates with the first cooling flow path and allows the cooling fluid supplied from the first cooling flow path to flow.
The turbine stationary blade row is characterized in that the shaft member has a hollow portion connecting the space on the outer peripheral side of the casing and the second cooling flow path .

請求項１に記載のタービン静翼列において、
前記複数の固定静翼は、前記可動静翼よりも少なく配置されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 1.
A turbine vane row characterized in that the plurality of fixed vanes are arranged less than the movable vanes.

請求項２に記載のタービン静翼列において、
前記支持部材は、前記ケーシングの内周面の周方向に前記複数の静翼に対応して複数のセグメントに分割されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
The turbine stationary blade row is characterized in that the support member is divided into a plurality of segments corresponding to the plurality of stationary blades in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.

請求項２に記載のタービン静翼列において、
前記支持部材は、前記ケーシングの内周面の周方向に少なくとも前記複数の固定静翼の１つを含むように複数のセグメントに分割されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
Wherein the support member, the turbine Shizutsubasaretsu, characterized in that it is divided into a plurality of segments to include at least one of said plurality of stationary vanes in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.

請求項２に記載のタービン静翼列において、
前記複数の固定静翼は、前縁側翼部及び後縁側翼部を備え、
前記後縁側翼部は、前記支持部材に対して径方向に延びる軸部材を中心に回転可能に支持されていることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
The plurality of fixed stationary wings include a front porch and a trailing porch.
The turbine stationary blade row is characterized in that the trailing edge side blade portion is rotatably supported around a shaft member extending in the radial direction with respect to the support member.

請求項２に記載のタービン静翼列において、
二つ以上の前記可動静翼が前記ケーシングの内周面の周方向に隣接して配置されており、
前記ケーシングの内周面の周方向に隣接して配置された前記可動静翼の回転角が異なることを特徴とするタービン静翼列。 In the turbine vane row according to claim 2.
Two or more of the movable vanes are arranged adjacent to each other in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing.
A turbine stationary blade row characterized in that the rotation angles of the movable stationary blades arranged adjacent to each other in the circumferential direction of the inner peripheral surface of the casing are different.

空気を圧縮し圧縮空気を生成する圧縮機と、
前記圧縮空気と燃料とを混合して燃焼し燃焼ガスを生成する燃焼器と、
請求項１に記載のタービン静翼列と、前記タービン静翼列に対して前記燃焼ガスの流れ方向の下流側に配置されたタービン動翼列とを有するタービンと
を備えることを特徴とするガスタービン。 A compressor that compresses air to generate compressed air,
A combustor that mixes compressed air and fuel and burns them to generate combustion gas.
A gas including the turbine stationary blade row according to claim 1 and a turbine having a turbine moving blade row arranged on the downstream side in the flow direction of the combustion gas with respect to the turbine stationary blade row. Turbine.

請求項７に記載のガスタービンにおいて、
前記複数の固定静翼の数は、前記燃焼器の缶数の整数倍であることを特徴とするガスタービン。 In the gas turbine according to claim 7 ,
A gas turbine characterized in that the number of the plurality of fixed vanes is an integral multiple of the number of cans of the combustor.