JP7154984B2

JP7154984B2 - Turbine stator blades and gas turbines

Info

Publication number: JP7154984B2
Application number: JP2018231286A
Authority: JP
Inventors: 靖夫宮久; 哲羽田; 進若園
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2018-12-11
Filing date: 2018-12-11
Publication date: 2022-10-18
Anticipated expiration: 2038-12-11
Also published as: JP2020094508A

Description

本開示は、タービン静翼及びガスタービン The present disclosure relates to turbine vanes and gas turbines

複数の燃焼器を備えるガスタービンでは、燃焼器の出口部近傍において、燃焼器間での音響的な伝搬により燃焼振動が発生することがある。このような燃焼振動は、ガスタービンの安定運転を阻害する要因となり得るため、燃焼器の出口部近傍で生じる燃焼振動を抑制するための工夫が検討されている。 In a gas turbine having a plurality of combustors, acoustic propagation between the combustors may cause combustion oscillations near the outlets of the combustors. Since such combustion oscillations can be a factor that hinders the stable operation of the gas turbine, measures have been taken to suppress the combustion oscillations that occur near the outlet of the combustor.

例えば、特許文献１に記載のガスタービンでは、燃焼器移行部（尾筒）が、軸方向において燃焼器出口部を超えてタービン側の空間内に延びる側壁延長部を有している。側壁延長部は、タービンの最上流側に配置されるタービン静翼の上流側にて該タービン静翼の近傍まで延びており、燃焼器出口部とタービン静翼との間の環状空間を周方向において部分的に仕切っている。これにより、隣接する燃焼器の出口部間における熱音響的な接続に起因する熱音響的脈動を抑制している。 For example, in the gas turbine described in Patent Document 1, a combustor transition section (transition piece) has a side wall extension extending axially beyond the combustor outlet into a space on the turbine side. The side wall extension extends to the vicinity of the turbine stator vane on the upstream side of the turbine stator vane arranged on the most upstream side of the turbine, and extends circumferentially in the annular space between the combustor outlet and the turbine stator vane. It is partially partitioned in This suppresses the thermoacoustic pulsation caused by the thermoacoustic connection between the outlets of adjacent combustors.

特許第５７２６２６７号公報Japanese Patent No. 5726267

特許文献１に記載のガスタービンでは、燃焼器の尾筒とタービン静翼との間には、仕切りが存在しない軸方向位置が存在し、該軸方向位置では燃焼器とタービン静翼との隙間が周方向に直線的に形成されるため、隣接する燃焼器間における音響的伝搬の抑制効果が限定的となりうる。 In the gas turbine disclosed in Patent Document 1, there is an axial position where no partition exists between the transition piece of the combustor and the turbine stator vane, and at this axial position there is a gap between the combustor and the turbine stator vane. is formed linearly in the circumferential direction, the effect of suppressing acoustic propagation between adjacent combustors may be limited.

上述の事情に鑑みて、本発明の少なくとも一実施形態は、燃焼器とタービン静翼との隙間を介した音響的伝搬に起因する燃焼器の出口部間における燃焼振動を抑制可能なタービン静翼及びガスタービンを提供することを目的とする。 In view of the circumstances described above, at least one embodiment of the present invention provides a turbine stator vane capable of suppressing combustion oscillation between exit portions of a combustor due to acoustic propagation through a gap between the combustor and the turbine stator vane. and a gas turbine.

（１）本発明の少なくとも一実施形態に係るタービン静翼は、
中空の翼体を備えるタービン静翼であって、
前記翼体は、
圧力面、負圧面及び後縁を含む翼型を部分的に形成する第１部分と、
前記第１部分に対して前記翼型の前縁側に位置し、凸部を有する第２部分と、
を含み、
前記第２部分の外面又は内面は、凹部を含む。 (1) A turbine stator vane according to at least one embodiment of the present invention,
A turbine stator vane comprising a hollow blade body,
The wing body is
a first portion partially forming an airfoil including a pressure surface, a suction surface and a trailing edge;
a second portion located on the leading edge side of the airfoil with respect to the first portion and having a convex portion;
including
The outer surface or inner surface of the second portion includes a recess.

上記（１）に記載のタービン静翼によれば、タービン静翼の第２部分が有する凸部を、燃焼器の径方向壁部に嵌合させたときに、タービン静翼の凸部と燃焼器の径方向壁部とを軸方向においてオーバーラップさせることができる。これにより、燃焼器とタービン静翼との隙間が周方向に直線的に形成されることを回避することができる。したがって、燃焼器とタービン静翼との隙間を介した音響的伝搬に起因する、燃焼器の出口部間における燃焼振動を低減することができる。 According to the turbine stator blade described in (1) above, when the protrusion of the second portion of the turbine stator blade is fitted to the radial wall portion of the combustor, the protrusion of the turbine stator blade and the combustion It can be axially overlapped with the radial wall of the vessel. As a result, it is possible to prevent the gap between the combustor and the turbine stator blade from being formed linearly in the circumferential direction. Therefore, combustion oscillations between the combustor outlets due to acoustic propagation through the gap between the combustor and the turbine vanes can be reduced.

一方、タービン静翼のうちタービンの燃焼ガスの流れに晒されない部分の温度は、タービン静翼のうち燃焼ガスの流れに晒される部分と比較して低くなりやすい。このため、タービン静翼における燃焼ガスの流れに晒される部分の熱伸びは、燃焼ガスの流れに晒されない部分（相対的に温度が低い部分）に拘束され、翼体の翼面（特に圧力面側）に大きな圧縮応力が発生しやすい。 On the other hand, the temperature of the portion of the turbine nozzle that is not exposed to the combustion gas flow of the turbine tends to be lower than the temperature of the portion of the turbine nozzle that is exposed to the combustion gas flow. Therefore, the thermal elongation of the portion of the turbine nozzle exposed to the combustion gas flow is constrained by the portion not exposed to the combustion gas flow (relatively low temperature portion), and the blade surface of the blade body (especially the pressure surface) side) tends to generate large compressive stress.

この点、上記（１）に記載のタービン静翼によれば、凸部を含む第２部分の外面又は内面が凹部を含むことにより、凸部を含む第２部分の剛性を低くすることができる。これにより、上記熱伸びに対する拘束を弱めて翼面に生じる圧縮応力を低減し、翼体を冷却するための冷却空気を増加させることなくタービン静翼の破損を抑制することができる。 In this regard, according to the turbine stator vane described in (1) above, since the outer surface or the inner surface of the second portion including the protrusions includes the recesses, the rigidity of the second portion including the protrusions can be reduced. . As a result, it is possible to reduce the compressive stress generated on the blade surface by weakening the constraint on the thermal expansion, and suppress damage to the turbine stationary blade without increasing the cooling air for cooling the blade body.

（２）幾つかの実施形態では、上記（１）に記載のタービン静翼において、
前記凹部は、翼高さ方向における中央位置を含む範囲に形成される。 (2) In some embodiments, in the turbine stator vane described in (1) above,
The recess is formed in a range including the central position in the blade height direction.

上記（２）に記載のタービン静翼によれば、凹部を形成することによるフィレット部の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面に生じる圧縮応力を低減することができる。 According to the turbine stator blade described in (2) above, it is possible to reduce the compressive stress generated on the blade surface while suppressing the influence of the formation of the recess on the rigidity of the fillet portion.

（３）幾つかの実施形態では、上記（１）又は（２）に記載のタービン静翼において、
前記翼体の端部に接続し流路壁を形成するシュラウド壁部と、
前記翼体の翼面と前記シュラウド壁部の壁面とによって形成された角部に設けられたフィレット部と、
を備え、
前記翼高さ方向において、前記凹部の存在範囲をＳ１、前記フィレット部の上流側端面の存在範囲をＳ２とすると、前記範囲Ｓ１は前記範囲Ｓ２の少なくとも一部とオーバーラップしない。 (3) In some embodiments, in the turbine stator vane described in (1) or (2) above,
a shroud wall portion connected to the end portion of the wing body and forming a channel wall;
a fillet portion provided at a corner portion formed by the wing surface of the wing body and the wall surface of the shroud wall portion;
with
In the blade height direction, if the existence range of the recess is S1 and the existence range of the upstream end face of the fillet portion is S2, the range S1 does not overlap at least a part of the range S2.

仮に、凹部を翼高さ方向における翼体の全範囲に亘って形成した場合、圧縮応力が高くなりやすいフィレット部の剛性が低下して、フィレット部の応力が増大してしまう場合がある。そこで、上記（３）のように範囲Ｓ１が範囲Ｓ２の少なくとも一部とオーバーラップしないように凹部を形成することにより、フィレット部の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面に生じる圧縮応力を低減し、タービン静翼の破損を抑制することができる。
なお、上記（３）における「シュラウド壁部」は、例えば、後述の「外側シュラウド壁部６０」であってもよいし、「内側シュラウド壁部６２」であってもよい。 If the concave portion were formed over the entire range of the blade body in the blade height direction, the rigidity of the fillet portion, where compressive stress tends to increase, would decrease, and the stress in the fillet portion would increase. Therefore, by forming the recess so that the range S1 does not overlap at least a part of the range S2 as in (3) above, the compressive stress generated on the blade surface is reduced while suppressing the impact on the rigidity of the fillet portion. It is possible to reduce the damage of the turbine stator blades.
The “shroud wall portion” in (3) above may be, for example, the “outer shroud wall portion 60” described later or the “inner shroud wall portion 62”.

（４）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（３）の何れかに記載のタービン静翼において、
前記凹部は、前記第２部分のうち前記タービンの燃焼ガスの流れに晒されない部分の外面又は内面に形成される。 (4) In some embodiments, in the turbine stator vane according to any one of (1) to (3) above,
The recess is formed on the outer surface or the inner surface of a portion of the second portion that is not exposed to the combustion gas flow of the turbine.

上記（４）に記載のタービン静翼によれば、第２部分のうち燃焼ガスの流れに晒されない部分の剛性を低下させることができるため、燃焼ガスの流れに晒される部分の熱伸びに対する、燃焼ガスの流れに晒されない部分（相対的に温度が低い部分）による拘束を弱めることができる。これにより、翼面に生じる圧縮応力を低減し、タービン静翼の破損を抑制することができる。 According to the turbine stator blade described in (4) above, since the rigidity of the portion of the second portion that is not exposed to the combustion gas flow can be reduced, the thermal elongation of the portion that is exposed to the combustion gas flow is It is possible to weaken the restraint by the portion that is not exposed to the combustion gas flow (the portion that has a relatively low temperature). As a result, compressive stress generated on the blade surface can be reduced, and damage to the turbine stator blade can be suppressed.

（５）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかに記載のタービン静翼において、
前記凹部は、前記第２部分の内面のうち前記凸部に対応する部分（凸部の裏側部分）に形成される。 (5) In some embodiments, in the turbine stator vane according to any one of (1) to (4) above,
The concave portion is formed in a portion of the inner surface of the second portion corresponding to the convex portion (the back side portion of the convex portion).

凸部は、燃焼器の径方向壁部に嵌合させることにより、燃焼ガスの流れの影響を特に受けにくくなり、凸部の周囲よりも低温となりやすい。この点、上記（５）に記載のタービン静翼によれば、第２部分の内面のうち凸部に対応する部分に凹部が形成されるため、凸部の周りの部分の熱伸びに対する凸部による拘束を弱めることができる。これにより、凸部の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、タービン静翼の破損を抑制することができる。 By fitting the convex portion to the radial wall portion of the combustor, the convex portion is particularly resistant to the influence of the flow of the combustion gas, and the temperature tends to be lower than that around the convex portion. In this respect, according to the turbine stator blade described in (5) above, since the concave portion is formed in the portion corresponding to the convex portion on the inner surface of the second portion, the convex portion is less than the portion surrounding the convex portion due to thermal expansion. can be weakened. As a result, the compressive stress generated around the protrusion can be effectively reduced, and damage to the turbine stator vane can be suppressed.

（６）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（５）の何れか１項に記載のタービン静翼において、
前記凹部は、前記第２部分の内面に形成されており、
ロータの周方向において、前記凹部の存在範囲をＳ３、前記凸部の存在範囲をＳ４とすると、前記範囲Ｓ３は、前記範囲Ｓ４の内側に位置する。 (6) In some embodiments, in the turbine stator vane according to any one of (1) to (5) above,
The recess is formed on the inner surface of the second portion,
In the circumferential direction of the rotor, assuming that the existence range of the concave portion is S3 and the existence range of the convex portion is S4, the range S3 is positioned inside the range S4.

上記（６）に記載のタービン静翼によれば、範囲Ｓ３が範囲Ｓ４の内側に位置するため、凸部の周りの部分の熱伸びに対する凸部による拘束を弱めることができる。これにより、凸部の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、タービン静翼の破損を抑制することができる。 According to the turbine stator vane described in (6) above, since the range S3 is located inside the range S4, it is possible to weaken the constraint of the protrusions on the thermal expansion of the portion around the protrusions. As a result, the compressive stress generated around the protrusion can be effectively reduced, and damage to the turbine stator vane can be suppressed.

（７）幾つかの実施形態では、上記（５）又は（６）に記載のタービン静翼において、
前記凹部の深さをｄ、前記第２部分のうち前記凸部に隣接する部分の肉厚をｔとすると、ｄ＞ｔを満たす。 (7) In some embodiments, in the turbine stator vane described in (5) or (6) above,
Let d be the depth of the concave portion, and t be the thickness of the portion of the second portion adjacent to the convex portion, then d>t is satisfied.

上記（７）に記載のタービン静翼によれば、凸部及び凸部の周囲の剛性を効果的に低減することができる。これにより、凸部の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、タービン静翼の破損を抑制することができる。 According to the turbine stator vane described in (7) above, it is possible to effectively reduce the rigidity around the convex portion and the convex portion. As a result, the compressive stress generated around the protrusion can be effectively reduced, and damage to the turbine stator vane can be suppressed.

（８）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかに記載のタービン静翼において、
前記凹部は、前記凸部の外面に形成される。 (8) In some embodiments, in the turbine stator vane according to any one of (1) to (4) above,
The concave portion is formed on the outer surface of the convex portion.

上記（８）に記載のタービン静翼によれば、凹部が凸部の外面に形成されているため、相対的に温度が低くなりやすい凸部の剛性を低くすることができ、凸部の周りの部分の熱伸びに対する凸部による拘束を弱めることができる。これにより、凸部の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、タービン静翼Ａの破損を抑制することができる。 According to the turbine stator vane described in (8) above, since the concave portion is formed on the outer surface of the convex portion, the rigidity of the convex portion, which tends to be relatively low in temperature, can be reduced. It is possible to weaken the restraint by the convex portion on the thermal elongation of the portion. As a result, compressive stress generated around the convex portion can be effectively reduced, and damage to the turbine stator blade A can be suppressed.

（９）幾つかの実施形態では、上記（１）乃至（４）の何れかに記載のタービン静翼において、
前記第２部分は、前記凸部に隣接する平坦面が外面に形成された平坦部を含み、
前記凹部の少なくとも一部は、前記平坦部の内面に形成される。 (9) In some embodiments, in the turbine stator vane according to any one of (1) to (4) above,
The second portion includes a flat portion having an outer surface formed with a flat surface adjacent to the convex portion,
At least part of the recess is formed on the inner surface of the flat portion.

上記（９）に記載のタービン静翼によれば、凸部に隣接する平坦部の内面に凹部の少なくとも一部を形成することにより、平坦部を含む第２部分の剛性を低くすることができる。これにより、翼面に生じる圧縮応力を低減し、タービン静翼の破損を抑制することができる。 According to the turbine stator vane described in (9) above, by forming at least a part of the concave portion on the inner surface of the flat portion adjacent to the convex portion, it is possible to reduce the rigidity of the second portion including the flat portion. . As a result, compressive stress generated on the blade surface can be reduced, and damage to the turbine stator blade can be suppressed.

（１０）本発明の少なくとも一実施形態に係るガスタービンは、
ロータの径方向に沿った径方向壁部を有する出口部を含むとともに、前記ロータの周方向に配置される複数の燃焼器と、
前記周方向に隣り合う前記燃焼器の前記出口部のうち互いに対向する一対の前記径方向壁部の下流側に位置する、上記（１）乃至（９）の何れかに記載のタービン静翼と、
を備える。 (10) A gas turbine according to at least one embodiment of the present invention,
a plurality of combustors arranged circumferentially of the rotor, including outlets having radial walls along the radial direction of the rotor;
The turbine stator vane according to any one of (1) to (9) above, which is positioned downstream of the pair of radial wall portions facing each other in the outlet portions of the combustors adjacent in the circumferential direction. ,
Prepare.

上記（１０）に記載のガスタービンによれば、上記（１）乃至（９）の何れかに記載のタービン静翼を備えるため、複数の燃焼器の出口部間における音響伝搬に起因した燃焼振動を低減することができる。また、翼面に生じる圧縮応力を低減し、タービン静翼の破損を抑制することができる。 According to the gas turbine described in (10) above, since it includes the turbine stator vane described in any one of (1) to (9) above, combustion vibration caused by acoustic propagation between outlets of a plurality of combustors is prevented. can be reduced. In addition, it is possible to reduce the compressive stress generated on the blade surface and suppress damage to the turbine stator blade.

（１１）幾つかの実施形態では、上記（１０）に記載のガスタービンにおいて、
前記径方向壁部は前記凸部と嵌合されている。 (11) In some embodiments, in the gas turbine according to (10) above,
The radial wall portion is fitted with the convex portion.

上記（１１）に記載のガスタービンによれば、燃焼器とタービン静翼との隙間が周方向に直線的に形成されることを回避することができるため、複数の燃焼器の出口部間における音響伝搬に起因した燃焼振動を低減することができる。 According to the gas turbine described in (11) above, it is possible to prevent the gap between the combustor and the turbine stator blade from being formed linearly in the circumferential direction. Combustion oscillations caused by acoustic propagation can be reduced.

（１２）幾つかの実施形態では、上記（１０）又は（１１）に記載のガスタービンにおいて、
前記径方向壁部の下流側の端面に前記ロータの径方向に沿った凸部受入溝を含み、前記凸部受入溝と前記凸部の少なくとも一部は前記ロータの軸方向において一部オーバーラップしている。 (12) In some embodiments, in the gas turbine according to (10) or (11) above,
A protrusion receiving groove along the radial direction of the rotor is included in the downstream end surface of the radial wall portion, and at least a part of the protrusion receiving groove and the protrusion partly overlap in the axial direction of the rotor. is doing.

上記（１２）に記載のガスタービンによれば、燃焼器とタービン静翼との隙間が周方向に直線的に形成されることを回避することができるため、複数の燃焼器の出口部間における音響伝搬に起因した燃焼振動を低減することができる。 According to the gas turbine described in (12) above, it is possible to prevent the gap between the combustor and the turbine stator blade from being formed linearly in the circumferential direction. Combustion oscillations caused by acoustic propagation can be reduced.

本発明の少なくとも一つの実施形態によれば、燃焼器と静翼との隙間を介した音響的伝搬に起因する燃焼器の出口部間における燃焼振動を抑制可能なタービン静翼及びガスタービンが提供される。 According to at least one embodiment of the present invention, a turbine stator vane and a gas turbine capable of suppressing combustion oscillations between exit portions of a combustor due to acoustic propagation through a gap between the combustor and the stator vane are provided. be done.

一実施形態に係るガスタービン１の概略構成図である。1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine 1 according to one embodiment; FIG. 一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４及びタービン６の入口部分を示す概略図である。1 is a schematic diagram showing inlet portions of a combustor 4 and a turbine 6 of a gas turbine 1 according to one embodiment; FIG. 一実施形態に係る燃焼器４（燃焼器アセンブリ１０）の出口部５２の構成を示す図であり、周方向に配置される複数の燃焼器４のうち、隣り合う２つの燃焼器を示している。FIG. 4 is a diagram showing the configuration of the outlet portion 52 of the combustor 4 (combustor assembly 10) according to one embodiment, showing two adjacent combustors among the plurality of combustors 4 arranged in the circumferential direction. . 周方向に沿った断面図であり、図５は径方向に沿った断面図である。It is a cross-sectional view along the circumferential direction, and FIG. 5 is a cross-sectional view along the radial direction. それぞれ、一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４の出口部５２及びタービン６の入口部の構成を示す概略図である。4A and 4B are schematic diagrams showing configurations of an outlet portion 52 of a combustor 4 and an inlet portion of a turbine 6 of a gas turbine 1 according to one embodiment, respectively. 図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。5 is an enlarged cross-sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG. 4; FIG. 図６に示した形態における凹部１８が形成される径方向範囲の一例を示す図である。7 is a diagram showing an example of a radial range in which recesses 18 are formed in the embodiment shown in FIG. 6. FIG. 図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。5 is an enlarged cross-sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG. 4; FIG. 図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。5 is an enlarged cross-sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG. 4; FIG. 図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。5 is an enlarged cross-sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG. 4; FIG. 図１０に示した形態における凹部１８が形成される径方向範囲の一例を示す図である。11 is a diagram showing an example of a radial range in which recesses 18 are formed in the embodiment shown in FIG. 10; FIG. 図１０に示した形態における凹部１８が形成される径方向範囲の一例を示す図である。11 is a diagram showing an example of a radial range in which recesses 18 are formed in the embodiment shown in FIG. 10; FIG.

以下、添付図面を参照して本発明の幾つかの実施形態について説明する。ただし、実施形態として記載されている又は図面に示されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対的配置等は、本発明の範囲をこれに限定する趣旨ではなく、単なる説明例にすぎない。
例えば、「ある方向に」、「ある方向に沿って」、「平行」、「直交」、「中心」、「同心」或いは「同軸」等の相対的或いは絶対的な配置を表す表現は、厳密にそのような配置を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の角度や距離をもって相対的に変位している状態も表すものとする。
例えば、「同一」、「等しい」及び「均質」等の物事が等しい状態であることを表す表現は、厳密に等しい状態を表すのみならず、公差、若しくは、同じ機能が得られる程度の差が存在している状態も表すものとする。
例えば、四角形状や円筒形状等の形状を表す表現は、幾何学的に厳密な意味での四角形状や円筒形状等の形状を表すのみならず、同じ効果が得られる範囲で、凹凸部や面取り部等を含む形状も表すものとする。
一方、一の構成要素を「備える」、「具える」、「具備する」、「含む」、又は、「有する」という表現は、他の構成要素の存在を除外する排他的な表現ではない。 Several embodiments of the present invention will now be described with reference to the accompanying drawings. However, the dimensions, materials, shapes, relative arrangements, etc. of the components described as embodiments or shown in the drawings are not intended to limit the scope of the present invention, and are merely illustrative examples. do not have.
For example, expressions denoting relative or absolute arrangements such as "in a direction", "along a direction", "parallel", "perpendicular", "center", "concentric" or "coaxial" are strictly not only represents such an arrangement, but also represents a state of relative displacement with a tolerance or an angle or distance to the extent that the same function can be obtained.
For example, expressions such as "identical", "equal", and "homogeneous", which express that things are in the same state, not only express the state of being strictly equal, but also have tolerances or differences to the extent that the same function can be obtained. It shall also represent the existing state.
For example, expressions that express shapes such as squares and cylinders do not only represent shapes such as squares and cylinders in a geometrically strict sense, but also include irregularities and chamfers to the extent that the same effect can be obtained. The shape including the part etc. shall also be represented.
On the other hand, the expressions "comprising", "comprising", "having", "including", or "having" one component are not exclusive expressions excluding the presence of other components.

図１は、一実施形態に係るガスタービン１の概略構成図である。
図１に示すように、ガスタービン１は、圧縮空気を生成するための圧縮機２と、圧縮空気及び燃料を用いて燃焼ガスを発生させるための燃焼器４と、燃焼ガスによって回転駆動されるように構成されたタービン６と、を備える。発電用のガスタービン１の場合、タービン６には不図示の発電機が連結される。 FIG. 1 is a schematic configuration diagram of a gas turbine 1 according to one embodiment.
As shown in FIG. 1, a gas turbine 1 includes a compressor 2 for generating compressed air, a combustor 4 for generating combustion gas using the compressed air and fuel, and a combustion gas that is rotationally driven. a turbine 6 configured to: In the case of the gas turbine 1 for power generation, the turbine 6 is connected with a generator (not shown).

燃焼器４には、燃料と、圧縮機２で生成された圧縮空気とが供給されるようになっており、該燃焼器４において燃料が燃焼され、タービン６の作動流体である燃焼ガスが生成される。図１に示すように、ガスタービン１は、ケーシング２０内にロータ８を中心として周方向に沿って複数配置された燃焼器４を有する。 Fuel and compressed air generated by the compressor 2 are supplied to the combustor 4 , and the fuel is combusted in the combustor 4 to generate combustion gas, which is a working fluid for the turbine 6 . be done. As shown in FIG. 1 , the gas turbine 1 has a plurality of combustors 4 arranged in a casing 20 along the circumferential direction around a rotor 8 .

タービン６は、タービン車室２２によって形成される燃焼ガス流路２８を有し、該燃焼ガス流路２８に設けられる複数のタービン静翼２４及びタービン動翼２６を含む。タービン静翼２４はタービン車室２２側から支持されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数のタービン静翼２４が静翼列を構成している。また、タービン動翼２６はロータ８に植設されており、ロータ８の周方向に沿って配列される複数のタービン動翼２６が動翼列を構成している。静翼列と動翼列とは、ロータ８の軸線方向において交互に配列されている。 The turbine 6 has a combustion gas flow path 28 formed by the turbine casing 22 and includes a plurality of turbine stator vanes 24 and turbine rotor blades 26 provided in the combustion gas flow path 28 . The turbine stator vanes 24 are supported from the turbine casing 22 side, and a plurality of turbine stator vanes 24 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 form a stator vane row. The turbine rotor blades 26 are implanted in the rotor 8, and a plurality of turbine rotor blades 26 arranged along the circumferential direction of the rotor 8 form a rotor blade cascade. The row of stationary blades and row of rotor blades are alternately arranged in the axial direction of the rotor 8 .

タービン６では、燃焼ガス流路２８に流れ込んだ燃焼器４からの燃焼ガスが複数のタービン静翼２４及び複数のタービン動翼２６を通過することでロータ８が回転駆動され、ロータ８に連結された発電機が駆動されて電力が生成されるようになっている。タービン６を駆動した後の燃焼ガスは、排気車室３０を介して外部へ排出される。 In the turbine 6 , the combustion gas from the combustor 4 that has flowed into the combustion gas flow path 28 passes through the plurality of turbine stationary blades 24 and the plurality of turbine rotor blades 26 , thereby rotating the rotor 8 and connecting it to the rotor 8 . A generator is driven to generate electric power. Combustion gas after driving the turbine 6 is discharged to the outside through an exhaust casing 30 .

以下では、ガスタービン１の軸方向（ロータ８の軸方向）を単に「軸方向」と記載し、ガスタービン１の径方向（ロータ８の径方向）を単に「径方向」と記載し、ガスタービン１の周方向（ロータ８の周方向）を単に「周方向」と記載することとする。また、燃焼ガス流路２８における燃焼ガスの流れ方向について、軸方向における上流側を単に「上流側」と記載し、軸方向における下流側を単に「下流側」と記載することとする。 Hereinafter, the axial direction of the gas turbine 1 (the axial direction of the rotor 8) is simply referred to as the “axial direction”, the radial direction of the gas turbine 1 (the radial direction of the rotor 8) is simply referred to as the “radial direction”, and the gas The circumferential direction of the turbine 1 (the circumferential direction of the rotor 8) is simply referred to as "circumferential direction". Further, regarding the flow direction of the combustion gas in the combustion gas passage 28, the upstream side in the axial direction is simply referred to as the "upstream side", and the downstream side in the axial direction is simply referred to as the "downstream side".

図２は、一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４及びタービン６の入口部分を示す概略図である。
図２に示すように、ロータ８を中心として環状に複数配置される燃焼器４（図１参照）の各々は、ケーシング２０により画定される燃焼器車室３２に設けられた燃焼器ライナ３６と、燃焼器ライナ３６内にそれぞれ配置された第１燃焼バーナ３８及び第１燃焼バーナ３８を囲うように配置された複数の第２燃焼バーナ４０と、を含む。なお、燃焼器４は、燃焼ガスをバイパスさせるためのバイパス管（不図示）等の他の構成要素を備えていてもよい。 FIG. 2 is a schematic diagram showing the inlet portions of the combustor 4 and turbine 6 of the gas turbine 1 according to one embodiment.
As shown in FIG. 2, each of the plurality of combustors 4 (see FIG. 1) annularly arranged around the rotor 8 includes a combustor liner 36 provided in a combustor casing 32 defined by the casing 20. , a first combustion burner 38 each positioned within the combustor liner 36 and a plurality of second combustion burners 40 positioned to surround the first combustion burner 38 . Note that the combustor 4 may include other components such as a bypass pipe (not shown) for bypassing the combustion gas.

燃焼器ライナ３６は、第１燃焼バーナ３８及び複数の第２燃焼バーナ４０の周囲に配置される内筒４８と、内筒４８の先端部に連結された尾筒５０と、を有している。なお、内筒４８と尾筒５０とが一体的な燃焼筒を構成していてもよい。 The combustor liner 36 has an inner cylinder 48 arranged around the first combustion burner 38 and the plurality of second combustion burners 40, and a transition piece 50 connected to the tip of the inner cylinder 48. . Note that the inner cylinder 48 and the transition piece 50 may form an integral combustion cylinder.

第１燃焼バーナ３８及び第２燃焼バーナ４０は、それぞれ、燃料を噴射するための燃料ノズル（不図示）と、該燃料ノズルを囲むように配置されたバーナ筒（不図示）と、を含む。各々の燃料ノズルには、燃料ポート４２，４４をそれぞれ介して燃料が供給されるようになっている。また、圧縮機２（図１参照）で生成された圧縮空気が、車室入口４１を介して燃焼器車室３２内に供給され、該圧縮空気が燃焼器車室３２から各々のバーナ筒に流入するようになっている。そして、各バーナ筒では、燃料ノズルから噴射される燃料と圧縮空気とが混合され、この混合気が燃焼器ライナ３６に流れ込み、着火されて燃焼することにより、燃焼ガスが発生するようになっている。 The first combustion burner 38 and the second combustion burner 40 each include a fuel nozzle (not shown) for injecting fuel and a burner cylinder (not shown) arranged to surround the fuel nozzle. Each fuel nozzle is supplied with fuel via fuel ports 42 and 44, respectively. Compressed air generated by the compressor 2 (see FIG. 1) is supplied into the combustor casing 32 through the casing inlet 41, and the compressed air is supplied from the combustor casing 32 to each burner cylinder. It is designed to flow in. In each burner cylinder, the fuel injected from the fuel nozzle and the compressed air are mixed, and this mixture flows into the combustor liner 36, where it is ignited and combusted to generate combustion gas. there is

なお、第１燃焼バーナ３８は拡散燃焼火炎を発生させるためのバーナであってもよく、第２燃焼バーナ４０は予混合気を燃焼させ予混合燃焼火炎を発生させるためのバーナであってもよい。すなわち、第２燃焼バーナ４０において、燃料ポート４４からの燃料と圧縮空気とが予混合されて、該予混合気がスワラ（不図示）によって主として旋回流を形成し、燃焼器ライナ３６に流れ込む。 The first combustion burner 38 may be a burner for generating a diffusion combustion flame, and the second combustion burner 40 may be a burner for burning a premixed gas to generate a premixed combustion flame. . That is, in the second combustion burner 40 , the fuel from the fuel port 44 and the compressed air are premixed, and the premixed air mainly forms a swirling flow by a swirler (not shown) and flows into the combustor liner 36 .

また、圧縮空気と、燃料ポート４２を介して第１燃焼バーナ３８から噴射された燃料とが燃焼器ライナ３６内で混合され、図示しない種火により着火されて燃焼し、燃焼ガスが発生する。このとき、燃焼ガスの一部が火炎を伴って周囲に拡散することで、各第２燃焼バーナ４０から燃焼器ライナ３６内に流れ込んだ予混合気に着火されて燃焼する。すなわち、第１燃焼バーナ３８から噴射された拡散燃焼用燃料による拡散燃焼火炎によって、第２燃焼バーナ４０からの予混合気（予混合燃料）の安定燃焼を行うための保炎を行うことができる。その際、燃焼領域は例えば内筒４８に形成され、尾筒５０には形成されなくてもよい。 Compressed air and fuel injected from the first combustion burner 38 through the fuel port 42 are mixed in the combustor liner 36, ignited by a pilot flame (not shown), and combusted to generate combustion gas. At this time, part of the combustion gas is diffused to the surroundings with flame, and the premixed gas that has flowed into the combustor liner 36 from each of the second combustion burners 40 is ignited and burned. That is, the diffusion combustion flame of the diffusion combustion fuel injected from the first combustion burner 38 can hold the premixed gas (premixed fuel) from the second combustion burner 40 for stable combustion. . At that time, the combustion region may be formed in the inner cylinder 48 and not formed in the transition piece 50, for example.

上述のようにして燃焼器４において燃料の燃焼により発生した燃焼ガスは、尾筒５０の下流端部（燃焼器４の下流端部）に位置する燃焼器４の出口部５２を介して、１段目のタービン静翼２４に流入する。 The combustion gas generated by the combustion of the fuel in the combustor 4 as described above passes through the outlet 52 of the combustor 4 located at the downstream end of the transition piece 50 (the downstream end of the combustor 4). It flows into the turbine stator blade 24 of the stage.

図３は、一実施形態に係る燃焼器４（燃焼器アセンブリ１０）の出口部５２の構成を示す図であり、周方向に配置される複数の燃焼器４のうち、隣り合う２つの燃焼器を示している。図４及び図５は、それぞれ、一実施形態に係るガスタービン１の燃焼器４の出口部５２及びタービン６の入口部の構成を示す概略図である。このうち図４は周方向に沿った断面図であり、図５は径方向に沿った断面図である。 FIG. 3 is a diagram showing the configuration of the outlet portion 52 of the combustor 4 (combustor assembly 10) according to one embodiment. is shown. 4 and 5 are schematic diagrams showing configurations of an outlet portion 52 of the combustor 4 and an inlet portion of the turbine 6 of the gas turbine 1 according to one embodiment, respectively. 4 is a cross-sectional view along the circumferential direction, and FIG. 5 is a cross-sectional view along the radial direction.

例えば図３に示すように、各燃焼器４の出口部５２は、径方向に沿って延在する径方向壁部５４ａ，５４ｂと、周方向に沿って延在する周方向壁部５６ａ，５６ｂと、を含む。ここで、周方向に隣り合う燃焼器４の出口部５２のうち、一方の燃焼器４の径方向壁部５４ａと、他方の燃焼器４の径方向壁部５４ｂとは、互いに対向する一対の径方向壁部５４ａ，５４ｂである。各燃焼器４の出口部５２において、径方向壁部５４ａ，５４ｂと周方向壁部５６ａ，５６ｂとの各角部１３２は丸みを帯びている。 For example, as shown in FIG. 3, the outlet portion 52 of each combustor 4 includes radial wall portions 54a and 54b extending in the radial direction and circumferential wall portions 56a and 56b extending in the circumferential direction. and including. Here, among the outlet portions 52 of the combustors 4 adjacent in the circumferential direction, the radial wall portion 54a of one combustor 4 and the radial wall portion 54b of the other combustor 4 are paired to face each other. These are the radial walls 54a and 54b. At the exit portion 52 of each combustor 4, corner portions 132 of the radial wall portions 54a, 54b and the circumferential wall portions 56a, 56b are rounded.

例えば図４に示すように、ガスタービン１は、周方向に配置される複数の燃焼器４と、燃焼器４の出口部５２よりも下流側に位置する第１段のタービン静翼２４（１段静翼）と、を備える。すなわち、燃焼器４と、タービン静翼２４とは別々に設けられている。周方向に配置される複数の燃焼器４は、燃焼器アセンブリ１０を構成する。 For example, as shown in FIG. 4 , the gas turbine 1 includes a plurality of combustors 4 arranged in the circumferential direction and a first stage turbine stator vane 24 (1 a staged stator vane); That is, the combustor 4 and the turbine stator blades 24 are provided separately. A plurality of combustors 4 arranged in a circumferential direction constitute a combustor assembly 10 .

周方向に沿って配列される第１段の複数のタービン静翼２４は、上述の一対の径方向壁部５４ａ，５４ｂの下流側に位置するタービン静翼２４Ａを含む。また、第１段の複数のタービン静翼２４は、周方向に隣り合う一対のタービン静翼２４Ａ，２４Ａの間の周方向位置に設けられる他のタービン静翼２４Ｂをさらに含む。第１段のタービン静翼２４Ａは、第１段の他のタービン静翼２４Ｂの前縁よりも上流側まで延在している。図４における一点鎖線Ｌ１は、他の第１段のタービン静翼２４Ｂの軸方向における前縁の位置を示している。図示する例示的形態では、タービン静翼２４Ａ及び他のタービン静翼２４Ｂは、周方向において交互に配置される。 The plurality of first-stage turbine stator vanes 24 arranged along the circumferential direction include a turbine stator vane 24A located downstream of the pair of radial wall portions 54a and 54b. In addition, the plurality of first stage turbine stator vanes 24 further includes another turbine stator vane 24B provided at a circumferential position between a pair of turbine stator vanes 24A, 24A adjacent in the circumferential direction. The first stage turbine stator vane 24A extends upstream from the leading edge of the other first stage turbine stator vane 24B. A dashed line L1 in FIG. 4 indicates the position of the leading edge in the axial direction of another first stage turbine stator vane 24B. In the illustrated exemplary form, the turbine stator vanes 24A and the other turbine stator vanes 24B are interleaved in the circumferential direction.

例えば図５に示すように、タービン静翼２４Ａは、翼体７０と、径方向における翼体７０の外側端部８０に接続して径方向における外側の流路壁面８１を形成する外側シュラウド壁部６０と、径方向における翼体７０の内側端部８２に接続して径方向における内側の流路壁面８３を形成する内側シュラウド壁部６２と、を含む。タービン静翼２４は外側シュラウド壁部６０を介してタービン車室２２（図１参照）に支持される。 For example, as shown in FIG. 5, the turbine stator vane 24A includes a blade body 70 and an outer shroud wall portion connecting to a radially outer end portion 80 of the blade body 70 to form a radially outer flow passage wall surface 81. 60 and an inner shroud wall portion 62 that connects to the radially inner end 82 of the airfoil 70 to form a radially inner flowpath wall surface 83 . The turbine stationary blade 24 is supported by the turbine casing 22 (see FIG. 1) via the outer shroud wall portion 60 .

翼体７０の翼面７１（翼体７０の表面）と外側シュラウド壁部６０の流路壁面８１とによって形成された角部１０２には、外側フィレット部１０３が設けられている。翼面７１と内側シュラウド壁部６２の流路壁面８３とによって形成された角部１０６には、内側フィレット部１０７が設けられている。外側フィレット部１０３は、燃焼器４の出口部５２における対応する角部１３２（図３参照）との段差を無くす又は小さくするように、上流側に向かうにつれてフィレット半径が大きくなるフィレット半径拡大部１０４を含む。内側フィレット部１０７は、燃焼器４の出口部５２における対応する角部１３２との段差を無くす又は小さくするように、上流側に向かうにつれてフィレット半径が大きくなるフィレット半径拡大部１０８を含む。 An outer fillet portion 103 is provided at a corner portion 102 formed by the blade surface 71 of the blade body 70 (the surface of the blade body 70 ) and the flow path wall surface 81 of the outer shroud wall portion 60 . An inner fillet portion 107 is provided at a corner portion 106 formed by the blade surface 71 and the flow path wall surface 83 of the inner shroud wall portion 62 . The outer fillet portion 103 has an enlarged fillet radius portion 104 whose fillet radius increases toward the upstream side so as to eliminate or reduce the step with the corresponding corner portion 132 (see FIG. 3) at the outlet portion 52 of the combustor 4. including. The inner fillet portion 107 includes an enlarged fillet radius portion 108 that increases in fillet radius toward the upstream side so as to eliminate or reduce the step with the corresponding corner portion 132 at the exit portion 52 of the combustor 4 .

図４に示すように、翼体７０は中空に形成されており、翼体７０を冷却するための冷却空気が内部に流れるように構成されている。翼体７０は、圧力面７２、負圧面７４及び後縁７６を含む翼型７８を部分的に形成する第１部分１２と、第１部分１２に対して翼型７８の前縁側に位置し、凸部１４を有する第２部分１６と、を含む。 As shown in FIG. 4, the wing body 70 is formed in the air, and is configured such that cooling air for cooling the wing body 70 flows inside. the airfoil 70 includes a first portion 12 partially defining an airfoil 78 including a pressure surface 72, a suction surface 74 and a trailing edge 76; and located on the leading edge side of the airfoil 78 with respect to the first portion 12; and a second portion 16 having a protrusion 14 .

図示する例示的形態では、第２部分１６は、軸方向における翼体７０の上流側端部であり、凸部１４に隣接する平坦面６４が外面にそれぞれ形成された一対の平坦部６６を含む。凸部１４は周方向において一対の平坦部６６の間に位置し、凸部１４は、平坦面６４に対して軸方向における上流側に突出している。凸部１４は、軸方向と略直交する頂面８８と、周方向と略直交し互いに略平行な一対の側面９０とを含み、一対の側面９０は、一対の平坦面６４にそれぞれ接続している。凸部１４は、図５に示すように、外側シュラウド壁部６０から内側シュラウド壁部まで径方向に沿って直線状に延在しており、燃焼器４の出口部５２の径方向壁部５４ａ，５４ｂの下流側の端面に径方向に沿って形成された凸部受入溝５８に嵌合する。これにより、凸部１４および平坦面６４の一部は燃焼ガスＦに晒されない部分８６となる。また、燃焼ガスＦ（軸方向の流れ）に晒されない部分８６とは、翼体７０において相対的に温度が低い部分を指す。 In the exemplary form shown, the second portion 16 is the upstream end of the airfoil 70 in the axial direction and includes a pair of flats 66 each having a flat surface 64 formed on its outer surface adjacent to the projection 14 . . The convex portion 14 is positioned between the pair of flat portions 66 in the circumferential direction, and protrudes axially upstream of the flat surface 64 . The convex portion 14 includes a top surface 88 substantially orthogonal to the axial direction and a pair of side surfaces 90 substantially orthogonal to the circumferential direction and substantially parallel to each other. there is As shown in FIG. 5 , the convex portion 14 extends linearly along the radial direction from the outer shroud wall portion 60 to the inner shroud wall portion, and is the radial wall portion 54 a of the outlet portion 52 of the combustor 4 . , 54b are fitted into projection-receiving grooves 58 formed along the radial direction in the downstream end faces. As a result, a portion of the convex portion 14 and the flat surface 64 becomes a portion 86 that is not exposed to the combustion gas F. As shown in FIG. Also, the portion 86 that is not exposed to the combustion gas F (axial flow) refers to a portion of the blade body 70 that has a relatively low temperature.

図４に示すように、上記タービン静翼２４Ａによれば、タービン静翼２４Ａの第２部分１６が有する凸部１４を、燃焼器４の径方向壁部５４ａ，５４ｂに嵌合させたときに、タービン静翼２４Ａの凸部１４と燃焼器４の径方向壁部５４ａ，５４ｂの凸部受入溝５８とを軸方向において一部オーバーラップさせることができる。これにより、燃焼器４とタービン静翼２４Ａとの隙間が周方向に直線的に（厳密には円弧状に）形成されることを回避することができるため、複数の燃焼器４の出口部５２間における音響伝搬に起因した燃焼振動を低減することができる。 As shown in FIG. 4, according to the turbine stator vane 24A, when the protrusion 14 of the second portion 16 of the turbine stator vane 24A is fitted to the radial wall portions 54a and 54b of the combustor 4, , the protrusions 14 of the turbine stationary blades 24A and the protrusion receiving grooves 58 of the radial walls 54a and 54b of the combustor 4 can be partially overlapped in the axial direction. As a result, it is possible to prevent the gap between the combustor 4 and the turbine stator blade 24A from being formed linearly (strictly speaking, arcuately) in the circumferential direction. Combustion oscillations due to acoustic propagation in between can be reduced.

図６は、図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。
幾つかの実施形態では、例えば図６に示すように、タービン静翼２４Ａの第２部分１６の内面８４は、凹部１８を含む。図示する形態では、凹部１８は、第２部分１６のうちタービン６の燃焼ガスの流れＦ（軸方向の流れ）に晒されない部分８６の内面８４に形成されている。 FIG. 6 is an enlarged cross-sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG.
In some embodiments, the inner surface 84 of the second portion 16 of the turbine vane 24A includes the recess 18, for example as shown in FIG. In the illustrated form, the recess 18 is formed in the inner surface 84 of a portion 86 of the second portion 16 that is not exposed to the combustion gas flow F (axial flow) of the turbine 6 .

図６に示す例示的形態では、周方向において、凹部１８の存在範囲をＳ３、凸部１４の存在範囲をＳ４とすると、範囲Ｓ３は、範囲Ｓ４の内側に位置する。すなわち、凹部１８は、第２部分１６の内面８４のうち凸部１４に対応する部分９２（凸部１４の裏側部分）に形成されている。また、凹部１８の深さをｄ、第２部分１６のうち凸部１４に隣接する平坦部６６の肉厚をｔとすると、ｄ＞ｔを満たす。また、凹部１８は、翼体７０の内部に形成された冷却空気が通るための冷却流路１９と連通している。 In the exemplary embodiment shown in FIG. 6, when the existence range of the concave portion 18 is S3 and the existence range of the convex portion 14 is S4 in the circumferential direction, the range S3 is located inside the range S4. That is, the recess 18 is formed in a portion 92 of the inner surface 84 of the second portion 16 corresponding to the projection 14 (the back side portion of the projection 14). If the depth of the concave portion 18 is d and the thickness of the flat portion 66 adjacent to the convex portion 14 in the second portion 16 is t, d>t is satisfied. Further, the recessed portion 18 communicates with a cooling passage 19 formed inside the wing body 70 and through which cooling air passes.

タービン静翼２４Ａのうち、凸部１４および平坦部６６の凸部１４近接側は、タービン６の燃焼ガスの流れＦに晒されない部分８６となり、圧力面７２、負圧面７４、後縁７６および平坦部６６の凸部１４遠隔側は、タービン６の燃焼ガスの流れＦに晒される部分８７となる。タービン静翼２４Ａのうちタービン６の燃焼ガスの流れＦに晒されない部分８６の温度は、タービン静翼２４Ａのうち燃焼ガスの流れＦに晒される部分８７と比較して低くなりやすい。このため、タービン静翼２４Ａにおける燃焼ガスの流れＦに晒される部分８７の熱伸びは、燃焼ガスの流れＦに晒されない部分８６（相対的に温度が低い部分）に拘束され、翼体７０の翼面７１における特に圧力面７２側に大きな圧縮応力が発生しやすい。 Of the turbine stator blade 24A, the protruding portion 14 and the protruding portion 14 adjacent side of the flat portion 66 become a portion 86 not exposed to the flow F of the combustion gas of the turbine 6, and form the pressure surface 72, the suction surface 74, the trailing edge 76 and the flat portion 86. A remote side of the convex portion 14 of the portion 66 becomes a portion 87 exposed to the flow F of the combustion gas of the turbine 6 . The temperature of a portion 86 of the turbine stator vane 24A that is not exposed to the flow F of the combustion gas of the turbine 6 tends to be lower than that of a portion 87 of the turbine stator vane 24A that is exposed to the flow F of the combustion gas. Therefore, the thermal expansion of the portion 87 exposed to the combustion gas flow F in the turbine stator blade 24A is restrained by the portion 86 not exposed to the combustion gas flow F (the portion having a relatively low temperature). A large compressive stress is likely to occur on the blade surface 71, particularly on the pressure surface 72 side.

この点、図６に示す形態では、凸部１４を含む第２部分１６の内面８４に凹部１８を形成することにより、凸部１４を含む第２部分１６の剛性を低くすることができる。これにより、上記熱伸びに対する拘束を弱めて翼面７１に生じる圧縮応力を低減することができるため、翼体７０を冷却するための冷却空気を増加させることなくタービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。 In this respect, in the embodiment shown in FIG. 6, the rigidity of the second portion 16 including the protrusions 14 can be reduced by forming the recesses 18 in the inner surface 84 of the second portion 16 including the protrusions 14 . As a result, it is possible to reduce the compressive stress generated on the blade surface 71 by weakening the constraint on the thermal expansion, so that damage to the turbine stationary blade 24A is suppressed without increasing the amount of cooling air for cooling the blade body 70. be able to.

また、凸部１４は、燃焼器４の径方向壁部５４ａ，５４ｂに嵌合することにより、燃焼ガスの流れＦの影響を特に受けにくく、凸部１４の周囲よりも低温となりやすい。このため、上記のように範囲Ｓ３が、範囲Ｓ４の内側に位置するように凹部１８を形成することにより、凸部１４の周りの部分の熱伸びに対する凸部１４による拘束を弱めることができる。これにより、凸部１４の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、タービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。 Further, since the projection 14 is fitted to the radial wall portions 54 a and 54 b of the combustor 4 , it is particularly resistant to the influence of the combustion gas flow F, and the temperature around the projection 14 tends to be lower than that around the projection 14 . Therefore, by forming the concave portion 18 so that the range S3 is positioned inside the range S4 as described above, the constraint by the convex portion 14 against the thermal expansion of the portion around the convex portion 14 can be weakened. As a result, the compressive stress generated around the convex portion 14 can be effectively reduced, and damage to the turbine stationary blade 24A can be suppressed.

また、ｄ＞ｔを満たすように凹部１８が形成されているため、凸部１４及び凸部１４の周囲の剛性を効果的に低減することができる。これにより、凸部１４の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、タービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。 Further, since the concave portion 18 is formed so as to satisfy d>t, the rigidity around the convex portion 14 and the convex portion 14 can be effectively reduced. As a result, the compressive stress generated around the convex portion 14 can be effectively reduced, and damage to the turbine stationary blade 24A can be suppressed.

図７は、図６に示した形態における凹部１８が形成される翼高さ方向の範囲の一例を示す図である。
図７に示す形態では、凹部１８は翼高さ方向に沿って直線状に延在している。翼高さ方向において、凹部１８の存在範囲をＳ１、外側フィレット部１０３の上流側端面１０５の存在範囲をＳ２ａ、内側フィレット部１０７の上流側端面１０９の存在範囲をＳ２ｂとすると、範囲Ｓ１は、範囲Ｓ２ａ及び範囲Ｓ２ｂの各々に対してオーバーラップしていない。また、範囲Ｓ１は、翼高さ方向における中央位置Ｍを含んでいる。ここで、翼高さ方向における中央位置Ｍとは、内側シュラウド壁部６２の流路壁面８３と外側シュラウド壁部６０の流路壁面８１との中点である。 FIG. 7 is a diagram showing an example of the range in the blade height direction in which the concave portion 18 is formed in the form shown in FIG.
In the form shown in FIG. 7, the recess 18 extends linearly along the blade height direction. In the blade height direction, the existence range of the recess 18 is S1, the existence range of the upstream end surface 105 of the outer fillet portion 103 is S2a, and the existence range of the upstream end surface 109 of the inner fillet portion 107 is S2b. There is no overlap for each of range S2a and range S2b. Further, the range S1 includes the central position M in the blade height direction. Here, the center position M in the blade height direction is the middle point between the flow channel wall surface 83 of the inner shroud wall portion 62 and the flow channel wall surface 81 of the outer shroud wall portion 60 .

仮に、凹部１８を翼高さ方向において内側シュラウド壁部６２から外側シュラウド壁部６０に亘って形成した場合、圧縮応力が高くなりやすいフィレット部１０３，１０７の剛性が低下して、フィレット部１０３，１０７の応力が増大してしまう場合がある。そこで、上記のように範囲Ｓ１が範囲Ｓ２ａ及び範囲Ｓ２ｂの各々とオーバーラップしないように凹部１８を形成することにより、フィレット部１０３，１０７の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面７１に生じる圧縮応力を低減し、タービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。また、範囲Ｓ１が翼高さ方向における中央位置Ｍを含むことにより、凹部１８を形成することによるフィレット部１０３，１０７の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面７１に生じる圧縮応力を低減することができる。 If the recessed portion 18 were formed from the inner shroud wall portion 62 to the outer shroud wall portion 60 in the blade height direction, the rigidity of the fillet portions 103 and 107 where compressive stress tends to increase would be reduced. The stress at 107 may increase. Therefore, by forming the recessed portion 18 so that the range S1 does not overlap with each of the ranges S2a and S2b as described above, the influence on the rigidity of the fillet portions 103 and 107 is suppressed, and the Compressive stress can be reduced, and damage to the turbine stationary blade 24A can be suppressed. In addition, since the range S1 includes the central position M in the blade height direction, the compressive stress generated on the blade surface 71 is reduced while suppressing the influence of the formation of the recess 18 on the rigidity of the fillet portions 103 and 107. be able to.

図８は、図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。図８に示す形態では、図６に示す形態とは凹部１８の配置が異なる。
幾つかの実施形態では、例えば図８に示すように、タービン静翼２４Ａの第２部分１６の外面９６は、凹部１８を含む。図示する形態では、凹部１８は、第２部分１６のうちタービン６の燃焼ガスの軸方向の流れＦに晒されない部分８６の外面９６に形成されている。凹部１８は、具体的には、凸部１４の頂面８８に形成されている。 FIG. 8 is an enlarged cross-sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG. In the form shown in FIG. 8, the arrangement of recesses 18 is different from that shown in FIG.
In some embodiments, the outer surface 96 of the second portion 16 of the turbine vane 24A includes the recess 18, for example as shown in FIG. In the illustrated form, the recess 18 is formed in the outer surface 96 of the portion 86 of the second portion 16 that is not exposed to the axial flow F of the combustion gases of the turbine 6 . Specifically, the concave portion 18 is formed on the top surface 88 of the convex portion 14 .

このように、凸部１４を含む第２部分１６の外面９６に凹部１８を形成することにより、凸部１４を含む第２部分１６の剛性を低くすることができる。これにより、図６及び図７に示した形態と同様に、翼面７１に生じる圧縮応力を低減し、翼体７０を冷却するための冷却空気を増加させることなくタービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。 By forming the recesses 18 in the outer surface 96 of the second portion 16 including the protrusions 14 in this manner, the rigidity of the second portion 16 including the protrusions 14 can be reduced. 6 and 7, the compressive stress generated on the blade surface 71 is reduced, and damage to the turbine stationary blade 24A is suppressed without increasing the amount of cooling air for cooling the blade body 70. can do.

また、凹部１８が凸部１４の頂面８８に形成されているため、相対的に温度が低くなりやすい凸部１４の剛性を低くすることができ、凸部１４の周りの部分の熱伸びに対する凸部１４による拘束を弱めることができる。これにより、凸部１４の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、翼体７０を冷却するための冷却空気を増加させることなくタービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。 In addition, since the concave portion 18 is formed on the top surface 88 of the convex portion 14, the rigidity of the convex portion 14, which tends to be relatively low in temperature, can be reduced, and the thermal elongation of the portion around the convex portion 14 can be reduced. Restriction by the convex portion 14 can be weakened. As a result, the compressive stress generated around the convex portion 14 can be effectively reduced, and damage to the turbine stationary blade 24A can be suppressed without increasing the amount of cooling air for cooling the blade body 70. FIG.

また、図６及び図７に示した形態と同様に、凹部１８の存在範囲をＳ１、外側フィレット部１０３の上流側端面１０５の存在範囲をＳ２ａ、内側フィレット部１０７の上流側端面１０９の存在範囲をＳ２ｂとすると、範囲Ｓ１が範囲Ｓ２ａ及び範囲Ｓ２ｂの各々とオーバーラップしないように凹部１８を形成してもよく、範囲Ｓ１が翼高さ方向における中央位置Ｍを含んでもよい。これにより、凹部１８を形成することによるフィレット部１０３，１０７の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面７１に生じる圧縮応力を低減することができる。 6 and 7, the existence range of the recess 18 is S1, the existence range of the upstream end face 105 of the outer fillet portion 103 is S2a, and the existence range of the upstream end face 109 of the inner fillet portion 107 is is S2b, the recess 18 may be formed so that the range S1 does not overlap the ranges S2a and S2b, and the range S1 may include the central position M in the blade height direction. As a result, the compressive stress generated in the blade surface 71 can be reduced while suppressing the influence of the formation of the recess 18 on the rigidity of the fillet portions 103 and 107 .

図９は、図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。図９に示す形態では、図６及び図８に示す形態とは凹部１８の配置が異なる。
幾つかの実施形態では、例えば図９に示すように、タービン静翼２４Ａの第２部分１６の外面９６は、凹部１８を含む。図示する形態では、凹部１８は、第２部分１６のうちタービン６の燃焼ガスの軸方向の流れＦに晒されない部分８６の外面９６に形成されている。凹部１８は、具体的には、凸部１４の一対の側面９０の各々に形成されている。 FIG. 9 is an enlarged sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG. In the form shown in FIG. 9, the arrangement of recesses 18 is different from that shown in FIGS.
In some embodiments, the outer surface 96 of the second portion 16 of the turbine vane 24A includes the recess 18, for example as shown in FIG. In the illustrated form, the recess 18 is formed in the outer surface 96 of the portion 86 of the second portion 16 that is not exposed to the axial flow F of the combustion gases of the turbine 6 . Specifically, the recess 18 is formed on each of the pair of side surfaces 90 of the projection 14 .

また、凹部１８が凸部１４の一対の側面９０の各々に形成されているため、相対的に温度が低くなりやすい凸部１４の剛性を低くすることができ、凸部１４の周りの部分の熱伸びに対する凸部１４による拘束を弱めることができる。これにより、凸部１４の周囲に生じる圧縮応力を効果的に低減し、翼体７０を冷却するための冷却空気を増加させることなくタービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。 In addition, since the recess 18 is formed on each of the pair of side surfaces 90 of the projection 14, the rigidity of the projection 14, which tends to have a relatively low temperature, can be reduced, and the portion around the projection 14 can be reduced. Restriction by the protrusions 14 against thermal expansion can be weakened. As a result, the compressive stress generated around the convex portion 14 can be effectively reduced, and damage to the turbine stationary blade 24A can be suppressed without increasing the amount of cooling air for cooling the blade body 70. FIG.

図１０は、図４に示したタービン静翼２４Ａの具体的な構成例を示す拡大断面図である。図１１は、図１０に示した形態における凹部１８が形成される径方向範囲の一例を示す図である。図１０及び図１１に示す形態では、図６、図８及び図９の各々に示す形態とは凹部１８の配置が異なる。 FIG. 10 is an enlarged cross-sectional view showing a specific configuration example of the turbine stationary blade 24A shown in FIG. FIG. 11 is a diagram showing an example of a radial range in which the concave portion 18 is formed in the form shown in FIG. 10 and 11 differ from the embodiments shown in FIGS. 6, 8 and 9 in arrangement of recesses 18 .

幾つかの実施形態では、例えば図１０及び図１１に示すように、凹部１８の少なくとも一部は、平坦部６６の内面８４に形成される。図１１に示すように、凹部１８は、平坦部６６の内面８４のうち、翼高さ方向における一部の範囲に形成されており、このため、平坦部６６は、翼高さ方向において部分的に薄くなっている。また、図１０に示すように、凹部１８は、一対の平坦部６６のうち一方の平坦部６６の内面８４から凸部１４の裏側を通って他方の平坦部６６の内面８４に至るように形成されている。 In some embodiments, at least a portion of recess 18 is formed in inner surface 84 of flat portion 66, as shown, for example, in FIGS. As shown in FIG. 11, the recessed portion 18 is formed in a partial range in the blade height direction of the inner surface 84 of the flat portion 66. Therefore, the flat portion 66 is partially formed in the blade height direction. thinned to 10, the recess 18 is formed to extend from the inner surface 84 of one flat portion 66 of the pair of flat portions 66 to the inner surface 84 of the other flat portion 66 through the back side of the convex portion 14. It is

このように、凹部１８の少なくとも一部を凸部１４に隣接する平坦部６６の内面８４に形成することにより、平坦部６６を含む第２部分１６の剛性を低くすることができる。これにより、図６及び図７に示した形態と同様に、翼面７１に生じる圧縮応力を低減し、翼体７０を冷却するための冷却空気を増加させることなくタービン静翼２４Ａの破損を抑制することができる。 By forming at least a part of the concave portion 18 on the inner surface 84 of the flat portion 66 adjacent to the convex portion 14 in this manner, the rigidity of the second portion 16 including the flat portion 66 can be reduced. 6 and 7, the compressive stress generated on the blade surface 71 is reduced, and damage to the turbine stationary blade 24A is suppressed without increasing the amount of cooling air for cooling the blade body 70. can do.

また、図１１に示すように、凹部１８の存在範囲をＳ１、外側フィレット部１０３の上流側端面１０５の存在範囲をＳ２ａ、内側フィレット部１０７の上流側端面１０９の存在範囲をＳ２ｂとすると、範囲Ｓ１が範囲Ｓ２ａ及び範囲Ｓ２ｂとオーバーラップしないように凹部１８は形成されてもよく、範囲Ｓ１が翼高さ方向における中央位置Ｍを含んでもよい。これにより、凹部１８を形成することによるフィレット部１０３，１０７の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面７１に生じる圧縮応力を低減することができる。 Further, as shown in FIG. 11, if the existence range of the concave portion 18 is S1, the existence range of the upstream end face 105 of the outer fillet portion 103 is S2a, and the existence range of the upstream end face 109 of the inner fillet portion 107 is S2b, the range The recess 18 may be formed so that S1 does not overlap with the ranges S2a and S2b, and the range S1 may include the central position M in the blade height direction. As a result, the compressive stress generated in the blade surface 71 can be reduced while suppressing the influence of the formation of the recess 18 on the rigidity of the fillet portions 103 and 107 .

本発明は上述した実施形態に限定されることはなく、上述した実施形態に変形を加えた形態や、これらの形態を適宜組み合わせた形態も含む。 The present invention is not limited to the above-described embodiments, and includes modifications of the above-described embodiments and modes in which these modes are combined as appropriate.

例えば、図６、図８、図９及び図１０に示した幾つかの実施形態では、範囲Ｓ１と範囲Ｓ２ａとがオーバーラップしないように凹部１８が形成された形態を例示したが、範囲Ｓ１は範囲Ｓ２ａの一部とオーバーラップしてもよいし、範囲Ｓ１は範囲Ｓ２ａの全部とオーバーラップしてもよい。ただし、範囲Ｓ１が範囲Ｓ２ａの少なくとも一部とオーバーラップしないことにより、凹部１８を形成することによるフィレット部１０３の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面７１に生じる圧縮応力を低減することができる。 For example, in some of the embodiments shown in FIGS. 6, 8, 9 and 10, the concave portion 18 is formed so that the range S1 and the range S2a do not overlap, but the range S1 is A portion of the range S2a may overlap, or the range S1 may overlap the entire range S2a. However, since the range S1 does not overlap at least a part of the range S2a, it is possible to reduce the compressive stress generated on the blade surface 71 while suppressing the influence of the formation of the recess 18 on the rigidity of the fillet portion 103. can.

また、図６、図８、図９及び図１０に示した幾つかの実施形態では、範囲Ｓ１と範囲Ｓ２ｂとがオーバーラップしないように凹部１８が形成された形態を例示したが、範囲Ｓ１は範囲Ｓ２ｂの一部とオーバーラップしてもよいし、範囲Ｓ１は範囲Ｓ２ｂの全部とオーバーラップしてもよい。ただし、範囲Ｓ１が範囲Ｓ２ｂの少なくとも一部とオーバーラップしないことにより、凹部１８を形成することによるフィレット部１０３の剛性に与える影響を抑制しつつ、翼面７１に生じる圧縮応力を低減することができる。 Further, in some embodiments shown in FIGS. 6, 8, 9 and 10, examples were given of forms in which the recesses 18 were formed so that the range S1 and the range S2b did not overlap, but the range S1 A portion of the range S2b may overlap, or the range S1 may overlap the entire range S2b. However, since the range S1 does not overlap at least a part of the range S2b, it is possible to reduce the compressive stress generated on the blade surface 71 while suppressing the influence of the formation of the recess 18 on the rigidity of the fillet portion 103. can.

また、幾つかの実施形態では、例えば図１２示すように、内側シュラウド壁部６２の流路壁面８３は、下流側に向かうにつれて径方向における外側に向かうように傾斜する傾斜面８５を含んでいてもよい。これにより、傾斜面８５に沿った流れの速度を落として周方向の圧力分布を均一化し、燃焼器４の出口部５２の周方向壁部５６ｂと内側シュラウド壁部６２との隙間からの径方向内側への燃焼ガスの巻き込みｆを抑制することができる。 In some embodiments, for example, as shown in FIG. 12, the flow path wall surface 83 of the inner shroud wall portion 62 includes a sloped surface 85 that slopes radially outward toward the downstream side. good too. As a result, the velocity of the flow along the inclined surface 85 is reduced to equalize the pressure distribution in the circumferential direction. Involvement f of combustion gas to the inside can be suppressed.

１ガスタービン
２圧縮機
４燃焼器
６タービン
８ロータ
１０燃焼器アセンブリ
１２第１部分
１４凸部
１６第２部分
１８凹部
１９冷却流路
２０ケーシング
２２タービン車室
２４，２４Ａ，２４Ｂタービン静翼
２６タービン動翼
２８燃焼ガス流路
３０排気車室
３２燃焼器車室
３８第１燃焼バーナ
４０第２燃焼バーナ
４１車室入口
４２，４４燃料ポート
４８内筒
５０尾筒
５２出口部
５４ａ，５４ｂ径方向壁部
５６ａ，５６ｂ周方向壁部
６０外側シュラウド壁部
６２内側シュラウド壁部
６４平坦面
６６平坦部
７０翼体
７１翼面
７２圧力面
７４負圧面
７６後縁
７８翼型
８０外側端部
８１，８３流路壁面
８２内側端部
８４内面
８５傾斜面
８６，８７，９２，９４部分
８８頂面
９０側面
９６外面
１０２，１０６，１３２角部
１０３外側フィレット部
１０４，１０８フィレット半径拡大部
１０５，１０９上流側端面
１０７内側フィレット部 1 gas turbine 2 compressor 4 combustor 6 turbine 8 rotor 10 combustor assembly 12 first portion 14 convex portion 16 second portion 18 concave portion 19 cooling channel 20 casing 22 turbine casing 24, 24A, 24B turbine stator vane 26 turbine Moving blade 28 Combustion gas flow path 30 Exhaust casing 32 Combustor casing 38 First combustion burner 40 Second combustion burner 41 Chamber inlets 42, 44 Fuel port 48 Inner cylinder 50 Tailpiece 52 Outlet parts 54a, 54b Radial direction wall Portions 56a, 56b Circumferential wall portion 60 Outer shroud wall portion 62 Inner shroud wall portion 64 Flat surface 66 Flat portion 70 Blade body 71 Blade surface 72 Pressure surface 74 Suction surface 76 Trailing edge 78 Airfoil 80 Outer ends 81, 83 Flow Road wall surface 82 inner end 84 inner surface 85 inclined surfaces 86, 87, 92, 94 portion 88 top surface 90 side surface 96 outer surface 102, 106, 132 corner 103 outer fillet portions 104, 108 enlarged fillet radius portions 105, 109 upstream end surface 107 inner fillet

Claims

中空の翼体を備えるタービン静翼であって、
前記翼体は、
圧力面、負圧面及び後縁を含む翼型を部分的に形成する第１部分と、
前記第１部分に対して前記翼型の前縁側に位置し、凸部を有する第２部分と、
を含み、
前記第２部分の外面又は内面は、凹部を含み、
前記翼体の端部に接続し流路壁を形成するシュラウド壁部と、
前記翼体の翼面と前記シュラウド壁部の壁面とによって形成された角部に設けられたフィレット部と、
を備え、
翼高さ方向において、前記凹部の存在範囲をＳ１、前記フィレット部の上流側端面の存在範囲をＳ２とすると、前記存在範囲Ｓ１は前記存在範囲Ｓ２の少なくとも一部とオーバーラップしない、タービン静翼。 A turbine stator vane comprising a hollow blade body,
The wing body is
a first portion partially forming an airfoil including a pressure surface, a suction surface and a trailing edge;
a second portion located on the leading edge side of the airfoil with respect to the first portion and having a convex portion;
including
the outer or inner surface of the second portion includes a recess;
a shroud wall portion connected to the end portion of the wing body and forming a channel wall;
a fillet portion provided at a corner portion formed by the wing surface of the wing body and the wall surface of the shroud wall portion;
with
Assuming that the existence range of the recessed portion is S1 and the existence range of the upstream end face of the fillet portion is S2 in the blade height direction, the existence range S1 does not overlap at least a part of the existence range S2 . wings.

前記凹部は、翼高さ方向における中央位置を含む範囲に形成された、請求項１に記載のタービン静翼。 The turbine stator blade according to claim 1, wherein the recess is formed in a range including a central position in the blade height direction.

前記凹部は、前記第２部分のうちタービンの燃焼ガスの流れに晒されない部分の外面又は内面に形成された、請求項１又は２に記載のタービン静翼。 3. The turbine stator vane according to claim 1, wherein said recessed portion is formed on an outer surface or an inner surface of a portion of said second portion that is not exposed to the flow of combustion gas of the turbine.

中空の翼体を備えるタービン静翼であって、
前記翼体は、
圧力面、負圧面及び後縁を含む翼型を部分的に形成する第１部分と、
前記第１部分に対して前記翼型の前縁側に位置し、凸部を有する第２部分と、
を含み、
前記第２部分の外面又は内面は、凹部を含み、
前記凹部は、前記第２部分の内面のうち前記凸部に対応する部分に形成された、タービン静翼。 A turbine stator vane comprising a hollow blade body,
The wing body is
a first portion partially forming an airfoil including a pressure surface, a suction surface and a trailing edge;
a second portion located on the leading edge side of the airfoil with respect to the first portion and having a convex portion;
including
the outer or inner surface of the second portion includes a recess;
The turbine stator blade, wherein the concave portion is formed in a portion of the inner surface of the second portion corresponding to the convex portion.

中空の翼体を備えるタービン静翼であって、
前記翼体は、
圧力面、負圧面及び後縁を含む翼型を部分的に形成する第１部分と、
前記第１部分に対して前記翼型の前縁側に位置し、凸部を有する第２部分と、
を含み、
前記第２部分の外面又は内面は、凹部を含み、
前記凹部は、前記第２部分の内面に形成されており、
ロータの周方向において、前記凹部の存在範囲をＳ３、前記凸部の存在範囲をＳ４とすると、前記存在範囲Ｓ３は、前記存在範囲Ｓ４の内側に位置する、タービン静翼。 A turbine stator vane comprising a hollow blade body,
The wing body is
a first portion partially forming an airfoil including a pressure surface, a suction surface and a trailing edge;
a second portion located on the leading edge side of the airfoil with respect to the first portion and having a convex portion;
including
the outer or inner surface of the second portion includes a recess;
The recess is formed on the inner surface of the second portion,
A turbine stator blade, wherein the existence range S3 is located inside the existence range S4, where S3 is the existence range of the recesses and S4 is the existence range of the protrusions in the circumferential direction of the rotor.

前記凹部の深さをｄ、前記第２部分のうち前記凸部に隣接する部分の肉厚をｔとすると、ｄ＞ｔを満たす、請求項４又は５に記載のタービン静翼。 6. The turbine stator vane according to claim 4 , wherein d>t is satisfied, where d is the depth of said concave portion and t is the thickness of a portion of said second portion adjacent to said convex portion.

中空の翼体を備えるタービン静翼であって、
前記翼体は、
圧力面、負圧面及び後縁を含む翼型を部分的に形成する第１部分と、
前記第１部分に対して前記翼型の前縁側に位置し、凸部を有する第２部分と、
を含み、
前記第２部分の外面又は内面は、凹部を含み、
前記凹部は、前記凸部の外面に形成された、タービン静翼。 A turbine stator vane comprising a hollow blade body,
The wing body is
a first portion partially forming an airfoil including a pressure surface, a suction surface and a trailing edge;
a second portion located on the leading edge side of the airfoil with respect to the first portion and having a convex portion;
including
the outer or inner surface of the second portion includes a recess;
The turbine stator blade, wherein the concave portion is formed on an outer surface of the convex portion.

中空の翼体を備えるタービン静翼であって、
前記翼体は、
圧力面、負圧面及び後縁を含む翼型を部分的に形成する第１部分と、
前記第１部分に対して前記翼型の前縁側に位置し、凸部を有する第２部分と、
を含み、
前記第２部分の外面又は内面は、凹部を含み、
前記第２部分は、前記凸部に隣接する平坦面が外面に形成された平坦部を含み、
前記凹部の少なくとも一部は、前記平坦部の内面に形成された、タービン静翼。 A turbine stator vane comprising a hollow blade body,
The wing body is
a first portion partially forming an airfoil including a pressure surface, a suction surface and a trailing edge;
a second portion located on the leading edge side of the airfoil with respect to the first portion and having a convex portion;
including
the outer or inner surface of the second portion includes a recess;
The second portion includes a flat portion having an outer surface formed with a flat surface adjacent to the convex portion,
At least part of the recess is a turbine stator vane formed on an inner surface of the flat portion.

ロータの径方向に沿った径方向壁部を有する出口部を含むとともに、前記ロータの周方向に配置される複数の燃焼器と、
前記周方向に隣り合う前記燃焼器の前記出口部のうち互いに対向する一対の前記径方向壁部の下流側に位置する、請求項１乃至８の何れか１項に記載のタービン静翼と、
を備えるガスタービン。 a plurality of combustors arranged circumferentially of the rotor, including outlets having radial walls along the radial direction of the rotor;
9. The turbine stator vane according to any one of claims 1 to 8 , positioned downstream of a pair of said radial wall portions facing each other among said outlet portions of said combustors adjacent in said circumferential direction;
A gas turbine with a

前記径方向壁部は前記凸部と嵌合されている、請求項９に記載のガスタービン。 10. The gas turbine according to claim 9 , wherein said radial wall portion is fitted with said convex portion.

前記径方向壁部の下流側の端面に前記ロータの径方向に沿った凸部受入溝を含み、前記凸部受入溝と前記凸部の少なくとも一部は前記ロータの軸方向において一部オーバーラップしている請求項９又は請求項１０に記載のガスタービン。 A protrusion receiving groove along the radial direction of the rotor is included in the downstream end surface of the radial wall portion, and at least a part of the protrusion receiving groove and the protrusion partly overlap in the axial direction of the rotor. 11. A gas turbine according to claim 9 or claim 10 .