(57)【要約】【課題】熱応力を起因とした応力集中を緩和し、疲労寿命の向上を図ること。【解決手段】ガスタービンにおいて上流側から下流側に向けて流通する燃焼ガスが外面を通過する翼本体５３と、翼本体における高さ方向Ｈの両端部のうちの少なくとも一方に配設されて翼本体を支持すると共に、燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路Ｆの隔壁の一部を構成するシュラウド６０、６１と、を備え、翼本体及びシュラウドには、燃焼ガス流路の外側に高さ方向に延出された翼本体側連結部５８、５９及びシュラウド側連結部６６、６７がそれぞれ設けられ、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部は、燃焼ガス流路の外側に突出する互いの突端部７０、７１の一部で連結され、燃焼ガス流路側に位置する基端部７２、７３では連結されていないガスタービン翼８を提供する。【選択図】図３
2010144656.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンにおいて上流側から下流側に向けて流通する燃焼ガスが外面を通過する翼本体と、
該翼本体における高さ方向の両端部のうちの少なくとも一方に配設されて前記翼本体を支持すると共に、前記燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路の隔壁の一部を構成するシュラウドと、
を備え、
前記翼本体及び前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路の外側に前記高さ方向に延出された翼本体側連結部及びシュラウド側連結部がそれぞれ設けられ、
前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部は、前記燃焼ガス流路の外側に突出する互いの突端部の一部で連結され、前記燃焼ガス流路側に位置する基端部では連結されていないことを特徴とするガスタービン翼。
【請求項２】
請求項１に記載のガスタービン翼において、
前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第１冷却孔が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項３】
請求項２に記載のガスタービン翼において、
前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分には、他の部分より厚肉に形成された厚肉部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項４】
請求項２又は３に記載のガスタービン翼において、
前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分の近傍には、前記第１冷却孔から放出された前記冷却ガスが導入される冷却ガス導入部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項５】
請求項１から４のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の互いに対向する面のうちの少なくとも一方には、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の基端同士の接触を抑制する逃げ部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項６】
請求項１から５のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
前記翼本体の外面及び前記シュラウドの前記燃焼ガス流路側の面には、互いに厚さが異なる表面処理層がそれぞれ設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項７】
請求項１から６のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の間には、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第２冷却孔が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項８】
請求項１から７のいずれか１項に記載のガスタービン翼において、
前記シュラウド側連結部には、前記シュラウドに対して前記翼本体を前記高さ方向に位置決めする位置決め部が設けられていることを特徴とするガスタービン翼。
【請求項９】
圧縮空気を生成する圧縮機と、
該圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器と、
請求項１から８のいずれか１項に記載のガスタービン翼を有し、前記燃焼器から供給される前記燃焼ガスにより回転動力を発生させるタービンと、
を備えていることを特徴とするガスタービン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービン翼、及びこのガスタービン翼を備えるガスタービンに関する。
【背景技術】
【０００２】
従来から、例えば下記特許文献１に示されるような、以下に示すガスタービン翼が知られている。即ち、このガスタービン翼は、外面を有している中空の翼本体（エアホイル）を備えており、前記外面は、前縁と後縁との間を横方向に延在していると共に、互いに反対側に位置している第１の端と第２の端との間を高さ方向（長さ方向）に延在している。また、翼本体の外面は、前記第１の端に隣接して、ろう材を受け入れる少なくとも１つの溝を有しており、該溝は、前記前縁と前記後縁との間を横方向に少なくとも部分的に延在していている。また、このガスタービン翼は、シュラウド（第１のバンド）を備え、該シュラウドは、支持開口を画定しているシュラウド側連結部（内面）を有しており、前記支持開口は、前記第１の端の所で翼本体と相補形状を成して翼本体を受け入れている。また、シュラウド側連結部は、少なくとも１つの溝を有しており、該溝は、前記ろう材を受け入れる拡大クレビスを翼本体の溝と前記溝との間に画定するように、翼本体の溝と略同一直線に沿って延在していると共に該翼本体の溝と向かい合っている。
【特許文献１】特許第３１３０７３９号明細書
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
しかしながら、前記従来のガスタービン翼では、翼本体の高さ方向に延出されているシュラウド側連結部が、その全面に亘って翼本体の外面にろう付け接合されている。そのため、シュラウドが隔壁の一部を構成する燃焼ガス流路内を高温の燃焼ガスが流通するときには、翼本体及びシュラウドに、それぞれの熱変形による熱応力が作用し、シュラウド側連結部の燃焼ガス流路側に位置する基端部に応力集中が生じる。その結果、基端部で疲労による損傷が助長され、ガスタービン翼の疲労寿命が短くなってしまうという問題がある。
【０００４】
本発明は、上述した事情に鑑みてなされたものであって、その目的は、熱応力を起因とした応力集中を緩和し、疲労寿命の向上を図ることができるガスタービン翼、及びこのガスタービン翼を備えるガスタービンを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
上記課題を解決するために、本発明は以下の手段を提案している。
本発明に係るガスタービン翼は、ガスタービンにおいて上流側から下流側に向けて流通する燃焼ガスが外面を通過する翼本体と、該翼本体における高さ方向の両端部のうちの少なくとも一方に配設されると共に、前記燃焼ガスが流通する燃焼ガス流路の隔壁の一部を構成するシュラウドと、を備え、前記翼本体及び前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路の外側に前記高さ方向に延出された翼本体側連結部及びシュラウド側連結部がそれぞれ設けられ、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部は、前記燃焼ガス流路の外側に突出する互いの突端部の一部で連結され、前記燃焼ガス流路側に位置する基端部では連結されていないことを特徴とするものである。
【０００６】
上記ガスタービン翼によれば、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部は、突端部の一部で互いに連結され、基端部では連結されていないので、燃焼ガス流路内を高温の燃焼ガスが流通しても、翼本体及びシュラウドそれぞれの熱変形を、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部において突端部より燃焼ガス流路側に位置する基端側の部分で吸収することができる。従って、熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することが可能となり、このガスタービン翼の疲労寿命の向上を図ることができる。
【０００７】
また、前記シュラウドには、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第１冷却孔が設けられていても良い。
【０００８】
この構成によれば、シュラウドに前記第１冷却孔が設けられているので、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分を冷却することができる。従って、翼本体に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、ガスタービン翼の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
ここで、第１冷却孔をシュラウド側連結部の基端部の近傍に設けた場合には第１冷却孔近傍で応力が高くなるものの、熱応力の緩和の効果と相まって応力を低減させて疲労寿命の向上を図ることができる。
【０００９】
また、前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分には、他の部分より厚肉に形成された厚肉部が設けられていても良い。
【００１０】
この構成によれば、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分に前記厚肉部が設けられているので、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分の剛性を高めることが可能となる。これにより、燃焼ガスの圧力を起因として、翼本体側連結部の基端部を基点として塑性変形するガス曲げを生じさせる力が翼本体に作用した場合であっても、ガス曲げの発生を抑制することができる。従って、ガスタービン翼の疲労寿命の向上を図りつつ、ガス曲げの発生を抑制することができる。
ここで、厚肉部を設けることで、厚肉部近傍において熱応力が生じやすくなるものの、第１冷却孔の冷却により厚肉部における熱応力が緩和されるので疲労寿命の向上を図ることができる。
【００１１】
また、前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分の近傍には、前記第１冷却孔から放出された前記冷却ガスが導入される冷却ガス導入部が設けられていても良い。
【００１２】
この構成によれば、冷却ガス導入部が設けられているので、第１冷却孔から放出された冷却ガスが、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分を冷却する際に、燃焼ガス流路を流通する燃焼ガスによって前述の冷却が阻害されるのを抑制することができる。従って、翼本体に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、１段静翼の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
【００１３】
また、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の互いに対向する面のうちの少なくとも一方には、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の基端同士の接触を抑制する逃げ部が設けられていても良い。
【００１４】
この構成によれば、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部の互いに対向する面のうちの少なくとも一方に前記逃げ部が設けられているので、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部の基端同士のフレッティング（摩擦力を伴い、且つ振幅が小さい繰り返し相対滑り）を抑制することができる。従って、フレッティング摩耗及びフレッティング疲労を抑制することが可能となり、ガスタービン翼の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
【００１５】
また、前記翼本体の外面及び前記シュラウドの前記燃焼ガス流路側の面には、互いに厚さが異なる表面処理層がそれぞれ設けられていても良い。
【００１６】
この構成においては、翼本体の外面及びシュラウドの燃焼ガス流路側の面に互いに厚さが異なる表面処理層がそれぞれ設けられている。ここで、翼本体及びシュラウドそれぞれに予め表面処理層を形成した後に、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部を介して連結することで、例えば翼本体とシュラウドとが一体に形成されている場合に比べて、厚さが異なる表面処理層を容易且つ正確に形成することができる。従って、このガスタービン翼によれば疲労寿命の向上を図りつつ、翼本体及びシュラウドそれぞれの温度条件等に適した厚さを具備する表面処理層を容易に形成することができる。
【００１７】
また、前記翼本体側連結部及び前記シュラウド側連結部の間には、前記燃焼ガス流路内に冷却ガスを放出して前記翼本体の前記翼本体側連結部に接続される部分を冷却する第２冷却孔が設けられていても良い。
【００１８】
この構成によれば、翼本体側連結部及びシュラウド側連結部の間に前記第２冷却孔が設けられているので、翼本体の翼本体側連結部に接続される部分を冷却することができる。従って、翼本体に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、ガスタービン翼の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
【００１９】
また、前記シュラウド側連結部には、前記シュラウドに対して前記翼本体を前記高さ方向に位置決めする位置決め部が設けられていても良い。
【００２０】
この構成によれば、シュラウドに前記位置決め部が設けられているので、ガスタービン翼の製造に際し、翼本体とシュラウドとの組み立てを容易化することができる。
【００２１】
また、本発明に係るガスタービンは、圧縮空気を生成する圧縮機と、該圧縮機から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスを生成する燃焼器と、上記本発明に係るガスタービン翼を有し、前記燃焼器から供給される前記燃焼ガスにより回転動力を発生させるタービンと、を備えていることを特徴とするものである。
【００２２】
上記ガスタービンによれば、タービンが、上記本発明に係るガスタービン翼を有するので、ガスタービン全体として疲労寿命の向上を図ることができる。
なお、タービンの静翼において、特に、上流側に位置する１段静翼及び２段静翼では、燃焼ガス流路内を高温の燃焼ガスが通過するので、これら静翼に上記本発明に係るガスタービン翼を採用することは、熱応力を起因とする疲労に対して効果的である。
【発明の効果】
【００２３】
本発明に係るガスタービン翼によれば、熱応力を起因とした応力集中を緩和し、疲労寿命の向上を図ることができる。
また、本発明に係るガスタービンによれば、このガスタービン翼を備えているので、全体として疲労寿命の向上を図ることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
（第１実施形態）
以下、本発明に係る第１実施形態について図面を参照して説明する。図１は、本発明に係る第１実施形態のガスタービンを示す模式的な半断面図である。
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圧縮機２と、圧縮機２から供給される圧縮空気に燃料を供給して燃焼ガスＧ１（図２参照）を生成する複数の燃焼器３と、少なくとも１段ずつのタービン静翼５及びタービン動翼６を有し、燃焼器３から供給される燃焼ガスＧ１により回転動力を発生させるタービン４と、を備えている。
【００２５】
また、ガスタービン１には、軸線方向Ｄに延びるロータ７が、圧縮機２からタービン４まで一体的に取り付けられており、このロータ７は、一端が圧縮機２内に設けられた軸受部２３によって軸線Ｏ回りであるタービン４の周方向Ｒに回転可能に支持されると共に、他端がタービン４に設けられた軸受部４１によってタービン４の周方向Ｒに回転可能に支持されている。以下、ロータ７の軸線方向Ｄに沿って圧縮機２側を前側とし、タービン４側を後側とする。
【００２６】
圧縮機２は、空気を取り込む空気取入口２０ａを前側に向けて配設された圧縮機ケーシング２０と、この圧縮機ケーシング２０内に配設された複数の圧縮機静翼２１及び複数の圧縮機動翼２２と、を備えている。
圧縮機静翼２１は、それぞれ圧縮機ケーシング２０の内周面に固定されると共にロータ７側に向けて延設される圧縮機静翼本体５１を備えている。圧縮機静翼本体５１は、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。また、圧縮機動翼２２は、ロータ７の外周面に固定されると共に圧縮機ケーシング２０の内周面に向けて延設される圧縮機動翼本体５２を備えている。圧縮機動翼本体５２は、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。そして、これら圧縮機静翼２１と圧縮機動翼２２は、軸線方向Ｄに沿って交互になるように多段配置されている。
【００２７】
燃焼器３は、内部に図示しないバーナを有する内筒３０と、圧縮機２から供給される圧縮空気を内筒３０に導く外筒３１と、内筒３０に燃料を供給する図示しない燃料噴射器と、内筒３０からの燃焼ガスＧ１をタービン４に導く尾筒３２と、を備えている。このように構成された燃焼器３によれば、内筒３０内において、外筒３１から導かれる圧縮空気と燃焼噴射機から供給される燃料とを混合し、混合された流体をバーナにより燃焼させることで燃焼ガスＧ１を生成することが可能となり、この燃焼ガスＧ１を尾筒３２を通してタービン４に導くことができる。
複数の燃焼器３は、タービン４の周方向Ｒに配置されると共に、前端部が圧縮機ケーシング２０の後端部に連結された燃焼器ケーシング３３の内部に配設されている。
【００２８】
タービン４は、前端部が燃焼器ケーシング３３の後端部に連結されたタービンケーシング４０と、このタービンケーシング４０内に配設された前記タービン静翼５及び前記タービン動翼６と、を備えている。
タービン静翼５は、それぞれタービンケーシング４０の内周面に固定されると共にロータ７側に向けて延設されるタービン静翼本体５３を備えている。タービン静翼本体５３は、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。また、タービン動翼６は、ロータ７の外周面に固定されると共にタービンケーシング４０の内周面に向けて延設されるタービン動翼本体５４を備えている。タービン動翼本体５４は、タービン４の周方向Ｒに互いに等しい間隔をあけて配列している。そして、これらタービン静翼５とタービン動翼６は、軸線方向Ｄに沿って交互になるように多段配置されている。
【００２９】
また、タービン４には、圧縮機２内部の空気が圧縮機２から燃焼器３を迂回（バイパス）して供給される図示しないバイパス流路が設けられている。このバイパス流路を通してタービン４に供給された空気は、冷却ガスＧ２（図２参照）としてタービン静翼本体５３及びタービン動翼本体５４それぞれの内部を流通するようになっている。
また、タービンケーシング４０の後端部には、後側に向けて開口した排気室４２が連結されている。この排気室４２には、タービン静翼５及びタービン動翼６を通過した燃焼ガスＧ１の動圧を静圧に変換する排気ディフューザ４２ａが備えられている。
【００３０】
以上のように構成されたガスタービン１においては、まず、圧縮機２の空気取入口２０ａから取り込まれた空気が、多段に配置された圧縮機静翼２１及び圧縮機動翼２２を通過して圧縮され圧縮空気が生成される。次いで、燃焼器３にて、前述したように圧縮空気から燃焼ガスＧ１が生成され、この燃焼ガスＧ１がタービン４に導かれる。そして、この燃焼ガスＧ１がタービン静翼５及びタービン動翼６を通過することでロータ７が回転駆動され、ガスタービン１は、回転動力を出力することができる。
なお、ロータ７を回転駆動した後の排気ガスは、排気室４２の排気ディフューザ４２ａで静圧に変換された後、大気に放出される。
【００３１】
次に、以上のように構成されたガスタービン１において、タービン静翼５のうち最も前側に位置する１段静翼８の構成について詳細に説明する。図２は、図１に示すガスタービンの１段静翼の一部分の斜視図である。図３は、図２に示すＡ−Ａ矢視断面図である。
図２に示すように、１段静翼８は、ガスタービン１において前側（上流側）から後側（下流側）に向けて流通する燃焼ガスＧ１が外周面（外面）５３ａを通過する前記タービン静翼本体（翼本体）５３と、タービン４の半径方向と一致するタービン静翼本体５３の高さ方向Ｈの両端部に配設されてタービン静翼本体５３を支持すると共に、燃焼ガスＧ１が流通する燃焼ガス流路Ｆの隔壁の一部を構成するシュラウド６０、６１と、を備えている。
【００３２】
図３に示すように、タービン静翼本体５３は、前記高さ方向Ｈに延在する筒状に形成されており、前記高さ方向Ｈに沿った断面視における外周面５３ａ及び内周面５３ｂが前記高さ方向Ｈと平行になるように形成されている。
また、タービン静翼本体５３には、前記高さ方向Ｈに延出された翼本体側連結部が設けられている。本実施形態では、翼本体側連結部として、タービン静翼本体５３の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１（前記半径方向の外側）の端部から前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１に向けて延出される第１翼本体側連結部５８と、タービン静翼本体５３の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２（前記半径方向の内側）の端部から前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に向けて延出される第２翼本体側連結部５９と、を備えている。
第１翼本体側連結部５８及び第２翼本体側連結部５９は、いずれもタービン静翼本体５３に連なる筒状に形成され、いずれの外周面５８ａ、５９ａ及び内周面５８ｂ、５９ｂも、それぞれに対応するタービン静翼本体５３の端部の外周面５３ａ及び内周面５３ｂと連続するように形成されている。
【００３３】
また本実施形態では、図２に示すように、シュラウドとして、第１翼本体側連結部５８側に配設された第１シュラウド６０と、第２翼本体側連結部５９側に配設された第２シュラウド６１と、を備えている。
図３に示すように、第１シュラウド６０は、板状に形成されると共に軸線Ｏと略平行に配設されている。第１シュラウド６０には、第１翼本体側連結部５８が挿通される第１挿通孔６３が形成されている。第１挿通孔６３は、第１翼本体側連結部５８の外形と同形同大に形成されており、この第１挿通孔６３内には、第１翼本体側連結部５８においてタービン静翼本体５３に接続される部分（後述する基端部７２）が隙間なく挿通されている。
【００３４】
また、第２シュラウド６１は、板状に形成されると共に軸線Ｏと略平行に配設されている。第２シュラウド６１には、第２翼本体側連結部５９が挿通される第２挿通孔６５が形成されている。第２挿通孔６５は、第２翼本体側連結部５９の外形と同形同大に形成されており、この第２挿通孔６５内には、第２翼本体側連結部５９においてタービン静翼本体５３に接続される部分（後述する基端部７２）が隙間なく挿通されている。
【００３５】
そして、図１に示すガスタービン１では、タービン静翼本体５３が周方向Ｒに複数配列することで、第１シュラウド６０及び第２シュラウド６１それぞれが環状に連なり、この環状に連なった第１シュラウド６０がタービンケーシング４０の内周面に固定されると共に、環状に連なった第２シュラウド６１が燃焼器３の尾筒３２の後端に接続されることで、第１シュラウド６０と第２シュラウド６１との間に、環状の燃焼ガス流路Ｆが形成される。また、図３に示すように、各シュラウド６０、６１によって燃焼ガス流路Ｆと仕切られた外部Ａと、タービン静翼本体５３内部Ｂとは連通している。
【００３６】
また、第１シュラウド６０及び第２シュラウド６１には、前記高さ方向Ｈに延出された第１シュラウド側連結部６６及び第２シュラウド側連結部６７がそれぞれ設けられている。
第１シュラウド側連結部６６は、第１挿通孔６３の輪郭をなす周壁部６３ａから前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１である燃焼ガス流路Ｆに対する外側に向けて延出された筒状に形成されている。第１シュラウド側連結部６６の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１に延出された突端は、第１翼本体側連結部５８において燃焼ガス流路Ｆの外側に位置する突端と、前記高さ方向Ｈの位置が一致している。また、第１シュラウド側連結部６６の内周面６６ａと第１翼本体側連結部５８の外周面５８ａとは、互いに全周に亘って隙間なく接触している。
【００３７】
また、第２シュラウド側連結部６７は、第２挿通孔６５の輪郭をなす周壁部６５ａから前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２である燃焼ガス流路Ｆに対する外側に向けて延出された筒状に形成されている。第２シュラウド側連結部６７の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に延出された突端は、第２翼本体側連結部５９において燃焼ガス流路Ｆの外側に位置する突端と、前記高さ方向Ｈの位置が一致している。また、第２シュラウド側連結部６７の内周面６７ａと第２翼本体側連結部５９の外周面５９ａとは、互いに全周に亘って隙間なく接触している。
【００３８】
そして、タービン静翼本体５３は、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６が互いに連結されることで、これら連結部５８、６６を介して第１シュラウド６０に支持され、また、第２翼本体側連結部５９及び第２シュラウド側連結部６７が互いに連結されることで、これら連結部５９、６７を介して第２シュラウド６１に支持されている。
【００３９】
ここで、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６における連結に係る構成と、第２翼本体側連結部５９及び第２シュラウド側連結部６７における連結に係る構成とは、同様の構成となっている。以下では、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６における連結に係る構成についてのみ説明し、第２翼本体側連結部５９及び第２シュラウド側連結部６７における連結に係る構成については、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６の連結に係る構成と対応する構成要素について同一の符号を付して、その説明を省略する。
【００４０】
第１翼本体側連結部５８と第１シュラウド側連結部６６とは、燃焼ガス流路Ｆの外側に突出する互いの突端側で連結され、燃焼ガス流路Ｆ側に位置する基端側では連結されていない。
詳しく説明すると、第１翼本体側連結部５８の突端部７０には、その内周面５８ｂから外周面５８ａに向かうに連れて基端側に向かうように切り欠かれて形成された切り欠き部７０ａが、その全周に亘って形成されている。また、第１シュラウド側連結部６６の突端部７１には、その外周面６６ｂから内周面６６ａに向かうに連れて基端側に向かうように切り欠かれて形成された切り欠き部７１ａが、その全周に亘って形成されている。そして、第１翼本体側連結部５８と第１シュラウド側連結部６６とが組み付けられた状態で、切り欠き部７０ａ、７１ａによりＶ字状の開先が形成されている。
【００４１】
そして、図２及び図３に示すように、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６は、両切り欠き部７０ａ、７１ａにより形成される開先に溶接部７５が形成されることで互いに連結されている。
なお、図３に示す例では、第１シュラウド側連結部６６が前記高さ方向Ｈに沿って第１シュラウド６０から突出した長さＬは、第１翼本体側連結部５８と第１シュラウド側連結部６６との肉厚δの２倍より大きくなっている。
【００４２】
以上のように構成された１段静翼８には、図２に示すように、例えばバイパス流路から冷却ガスＧ２が供給されており、この冷却ガスＧ２は、各シュラウド６０、６１によって燃焼ガス流路Ｆと仕切られた外部Ａと、タービン静翼本体５３内部Ｂとに充填される。そして、各シュラウド６０、６１によって燃焼ガス流路Ｆと仕切られた外部Ａの冷却ガスＧ２の圧力Ｐ１は、燃焼ガス流路Ｆ内の燃焼ガスＧ１の圧力Ｐ２よりも高くなっている。
【００４３】
以上に示した１段静翼８によれば、各翼本体側連結部５８、５９及び各シュラウド側連結部６６、６７は、突端部７０、７１で互いに連結され、基端部７２、７３では連結されていないので、燃焼ガス流路Ｆ内を高温の燃焼ガスＧ１が流通しても、タービン静翼本体５３及び各シュラウド６０、６１それぞれの熱変形を、各翼本体側連結部５８、５９及び各シュラウド側連結部６６、６７において突端部７０、７１より燃焼ガス流路Ｆ側に位置する部分で吸収することができる。従って、熱応力を起因として生ずる応力集中を緩和することが可能となり、この１段静翼８の疲労寿命の向上を図ることができる。
【００４４】
また、燃焼ガス流路Ｆの外部Ａの冷却ガスＧ２の圧力Ｐ１が、燃焼ガス流路Ｆ内の燃焼ガスＧ１の圧力Ｐ２よりも高くなっているので、例えば溶接部７５にクラック等が発生した場合であっても、燃焼ガスＧ１が外部Ａに漏出するのではなく、外部Ａから燃焼ガス流路Ｆ内に向けて冷却ガスＧ２を放出することが可能になる。
また、以上に示したガスタービン１によれば、前記１段静翼８を備えているので、ガスタービン１全体として疲労寿命の向上を図ることができる。
【００４５】
（第２実施形態）
次に、本発明に係る第２実施形態について図面を参照して説明する。図４は、本発明に係る第２実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
なお、この第２実施形態においては、第１実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００４６】
また、第１実施形態で示したように、１段静翼９０は、第１シュラウド６０側と第２シュラウド６１側とで同様の構成要素を備えているので、本実施形態以降では、第１シュラウド６０、及びタービン静翼本体５３において第１シュラウド６０側に位置する部分（図３に示すＸ部）の構成を代表して説明し、第２シュラウド６１、及びタービン静翼本体５３において第２シュラウド６１側に位置する部分の構成の説明は省略する。
【００４７】
図４に示すように、本実施形態の１段静翼９０では、第１シュラウド６０には、燃焼ガス流路Ｆ内に冷却ガスＧ２を放出してタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２を冷却する第１冷却孔９１が設けられている。
図示の例では、第１冷却孔９１は、第１シュラウド６０に、燃焼ガス流路Ｆと第１シュラウド６０により仕切られた外部Ａとを連通するように形成されている。また、第１冷却孔９１は、第１シュラウド６０の第１シュラウド側連結部６６に接続される部分に形成されている。
ここで、前述したように、第１シュラウド６０によって燃焼ガス流路Ｆと仕切られた外部Ａの冷却ガスＧ２の圧力Ｐ１は、燃焼ガス流路Ｆ内の燃焼ガスＧ１の圧力Ｐ２よりも高くなっているので、以上のように第１冷却孔９１を形成することで、第１シュラウド６０の外部Ａの冷却ガスＧ２が燃焼ガス流路Ｆ内に放出される。
【００４８】
以上に示した１段静翼９０によれば、第１実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、第１シュラウド６０に第１冷却孔９１が設けられているので、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２を冷却することができる。従って、タービン静翼本体５３に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、１段静翼９０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
ここで、本実施形態のように第１シュラウド６０の第１シュラウド側連結部６６に接続される部分に第１冷却孔９１を設けた場合には第１冷却孔９１近傍で応力が高くなるものの、熱応力の緩和の効果と相まって応力を低減させて疲労寿命の向上を図ることができる。
【００４９】
（第３実施形態）
次に、本発明に係る第３実施形態について図面を参照して説明する。図５は、本発明に係る第３実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
なお、この第３実施形態においては、第２実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００５０】
図５に示すように、本実施形態の１段静翼１００では、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２には、他の部分より厚肉に形成された厚肉部１０１が設けられている。本実施形態では、厚肉部１０１は、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２から第１翼本体側連結部５８の基端部７２に亘って設けられている。図示の例では、厚肉部１０１は、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２、及び第１翼本体側連結部５８の基端部７２において、それぞれの外周面５３ａ、５８ａが面一に維持されつつ、それぞれの内周面５３ｂ、５８ｂ側が突出されることで形成されている。
【００５１】
以上に示した１段静翼１００によれば、第２実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２に厚肉部１０１が設けられているので、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２の剛性を高めることが可能となる。これにより、燃焼ガスＧ１の圧力を起因として、第１翼本体側連結部５８の基端部７２を基点として塑性変形するガス曲げを生じさせる力が作用した場合であっても、ガス曲げの発生を抑制することができる。従って、１段静翼１００の疲労寿命の向上を図りつつ、ガス曲げの発生を抑制することができる。
ここで、厚肉部１０１を設けることで厚肉部１０１近傍において熱応力が生じやすくなるものの、第１冷却孔９１の冷却により厚肉部１０１における熱応力が緩和されるので疲労寿命の向上を図ることができる。
【００５２】
（第４実施形態）
次に、本発明に係る第４実施形態について図面を参照して説明する。図６は、本発明に係る第４実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
なお、この第４実施形態においては、第１実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００５３】
図６に示すように、本実施形態の１段静翼１２０では、第１シュラウド側連結部６６と第１シュラウド６０との間の応力集中を緩和する応力集中緩和部１２１が設けられている。
図示の例では、応力集中緩和部１２１は、第１シュラウド側連結部６６の外周面６６ｂと、第１シュラウド６０において燃焼ガス流路Ｆの反対側を向く面６０ｂとを滑らかに接続する凹曲面状のフィレットにより構成されている。
【００５４】
以上に示した１段静翼１２０によれば、第１実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、第１シュラウド側連結部６６と第１シュラウド６０との間の応力集中を緩和することが可能となり、１段静翼１２０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
ここで、本実施形態では応力集中緩和部１２１が厚肉に形成されているため熱応力が生じ易くなるものの、突端部７０、７１を連結することによる応力集中の緩和、及び応力集中緩和部１２１を設けることによる応力集中の緩和の効果と相まって、結果として疲労寿命の向上を図ることができる。
【００５５】
（第５実施形態）
次に、本発明に係る第５実施形態について図面を参照して説明する。図７は、本発明に係る第５実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
なお、この第５実施形態においては、第４実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００５６】
図７に示すように、本実施形態の１段静翼１３０では、第１シュラウド側連結部６６の内周面６６ａ（翼本体側連結部に対向する面）には、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６の基端同士の接触を抑制する逃げ部１３１が設けられている。
図示の例では、逃げ部１３１は、第１シュラウド側連結部６６の内周面６６ａと、第１シュラウド６０の燃焼ガス流路Ｆ側の面６０ａとを滑らかに接続する凸曲面状のフィレットにより構成されている。つまり、逃げ部１３１は、第１シュラウド６０の第１挿通孔６３の輪郭をなす周壁部６３ａにおいて燃焼ガス流路Ｆ側に位置する部分が、面取りされることで構成されている。
【００５７】
以上に示した１段静翼１３０によれば、第４実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、第１シュラウド側連結部６６の内周面６６ａに逃げ部１３１が設けられているので、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６の基端同士のフレッティング（摩擦力を伴い、且つ振幅が小さい繰り返し相対滑り）を抑制することができる。従って、フレッティング摩耗及びフレッティング疲労を抑制することが可能となり、１段静翼１３０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
【００５８】
また、逃げ部１３１として本実施形態で示したフィレットを採用することで、第１シュラウド側連結部６６と、第１シュラウド６０との間の応力集中をより一層緩和することが可能となり、１段静翼１３０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
なお、本実施形態では、１段静翼１３０は、応力集中緩和部１２１を備えるものとしたが、応力集中緩和部１２１は無くても構わない。また、逃げ部は、第１翼本体側連結部５８の外周面５８ａ（シュラウド側連結部に対向する面）に設けられていても良い。
【００５９】
（第６実施形態）
次に、本発明に係る第６実施形態について図面を参照して説明する。図８は、本発明に係る第６実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
なお、この第６実施形態においては、第２実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００６０】
図８に示すように、本実施形態の１段静翼１１０では、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２の近傍には、第１冷却孔９１から放出された冷却ガスＧ１が導入される冷却ガス導入部１１１が設けられている。
図示の例では、冷却ガス導入部１１１は、第１シュラウド６０の第１シュラウド側連結部６６に接続される部分が屈曲されることで形成されている。つまり、第１シュラウド６０は、第１シュラウド側連結部６６に接続されると共にタービン静翼本体５３から離間するに連れて前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に向かうように屈曲された第１屈曲部１１２と、第１屈曲部１１２に接続されると共に前記高さ方向Ｈと平行になるように前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２に向けて屈曲された第２屈曲部１１３と、を備えている。そして、第１屈曲部１１２と、第２屈曲部１１３と、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２とによって形成される空間が、冷却ガス導入部１１１となっている。また、本実施形態では、第１屈曲部１１２及び第２屈曲部１１３は、いずれもタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２と離間している。
【００６１】
以上に示した１段静翼１１０によれば、第２実施形態と同様の作用効果を奏することができる。また、第１屈曲部１１２及び第２屈曲部１１３がいずれもタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２と離間しているので、これらの両屈曲部１１２、１１３によって、第５実施形態で示した逃げ部１３１と同様の作用効果を奏することができる。
【００６２】
また、冷却ガス導入部１１１が設けられているので、第１冷却孔９１から放出された冷却ガスＧ１が、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２を冷却する際に、燃焼ガス流路Ｆを流通する燃焼ガスＧ１によって前述の冷却が阻害されるのを抑制することができる。従って、タービン静翼本体５３に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、１段静翼１１０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
【００６３】
なお、本実施形態では、冷却ガス導入部１１１は、第１屈曲部１１２と、第２屈曲部１１３と、タービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２とによって形成される空間であるとしたが、これに限られるものではなく、例えば第２屈曲部１１３は無くても良い。また、第１シュラウド６０に屈曲部を形成するのではなく、凹部を形成することで冷却ガス導入部を形成しても良い。
【００６４】
また、本実施形態では、屈曲部１１２、１１３は、いずれもタービン静翼本体５３の第１翼本体側連結部５８に接続される部分９２と離間しているものとしたが、冷却ガス導入部が形成されていればこれに限られず、例えば、タービン静翼本体の第１翼本体側連結部に接続される部分と屈曲部とが接触していても良い。
【００６５】
（第７実施形態）
次に、本発明に係る第７実施形態について図面を参照して説明する。図９は、本発明に係る第７実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
なお、この第７実施形態においては、第１実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００６６】
図９に示すように、本実施形態の１段静翼１４０では、タービン静翼本体５３の外周面５３ａ、及び第１シュラウド６０の燃焼ガス流路Ｆ側の面６０ａには、互いに厚さが異なる翼部側遮熱コーティング層（表面処理層）１４１、及びシュラウド側遮熱コーティング層（表面処理層）１４２がそれぞれ設けられている。図示の例では、シュラウド側遮熱コーティング層１４２が、翼部側遮熱コーティング層１４１より厚く形成されている。
【００６７】
以上に示した１段静翼１４０によれば、第１実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、このように厚さが異なる遮熱コーティング層１４１、１４２が設けられる場合であっても、タービン静翼本体５３及び第１シュラウド６０それぞれに予め遮熱コーティング層１４１、１４２を形成した後に、タービン静翼本体５３と第１シュラウド６０とを翼本体側連結部５７及び第１シュラウド側連結部６６を介して連結することで、例えばタービン静翼本体とシュラウドとが一体に形成されている場合に比べて、厚さが異なる遮熱コーディング層１４１、１４２を容易且つ正確に形成することができる。従ってこの構成によれば、１段静翼１４０の疲労寿命の向上を図りつつ、タービン静翼本体５３及び第１シュラウド６０それぞれの温度条件に適した厚さを具備する翼部側遮熱コーティング層１４１及びシュラウド側遮熱コーティング層１４２を容易に形成することができる。
なお、本実施形態では、シュラウド側遮熱コーティング層１４２が翼部側遮熱コーティング層１４１より厚く形成されているものとしたが、これに限られるものではない。
【００６８】
（第８実施形態）
次に、本発明に係る第８実施形態について図面を参照して説明する。図１０は、本発明に係る第８実施形態の１段静翼を示す図であって、１段静翼の一部分の斜視図である。図１１は、図１０に示すＢ−Ｂ矢視断面図である。
なお、この第８実施形態においては、第１実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００６９】
図１１に示すように、本実施形態の１段静翼１５０では、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６の間には、燃焼ガス流路Ｆ内に冷却ガスＧ２を放出してタービン静翼本体５３の翼本体側連結部５８に接続される部分１５５を冷却する第２冷却孔１５１が設けられている。この第２冷却孔１５１は、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６の内側に、突端側から基端側へと連通するように形成されている。
また、図１０に示すように、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６を連結する溶接部１５２は、第１翼本体側連結部５８の前側に位置する部分である前縁部１５３、及び第１シュラウド側連結部６６において前縁部１５３に対応する前側部分１５４を除くように設けられている。そして、第１翼本体側連結部５８の前縁部１５３と第１シュラウド側連結部６６の前側部分１５４との間に前記第２冷却孔１５１が設けられている。
【００７０】
ここで、前述したように、第１シュラウド６０によって燃焼ガス流路Ｆと仕切られた外部Ａの冷却ガスＧ２の圧力Ｐ１は、燃焼ガス流路Ｆ内の燃焼ガスＧ１の圧力Ｐ２よりも高くなっているので、以上のように第２冷却孔１５１を形成することで、第１シュラウド６０の外部Ａの冷却ガスＧ２が燃焼ガス流路Ｆ内に放出される。
【００７１】
以上に示した１段静翼１５０によれば、第１実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
また、第１シュラウド６０に第２冷却孔１５１が設けられているので、タービン静翼本体５３の翼本体側連結部５８に接続される部分１５５を冷却することができる。従って、タービン静翼本体５３に作用する熱応力を更に抑制することが可能となり、１段静翼１５０の疲労寿命の更なる向上を図ることができる。
【００７２】
（第９実施形態）
次に、本発明に係る第９実施形態について図面を参照して説明する。図１２は、本発明に係る第９実施形態の１段静翼を示す図であって、１段静翼の一部分の斜視図である。図１３は、図１２に示す１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
なお、この第９実施形態においては、第１実施形態における構成要素と同一の部分については同一の符号を付してその説明を省略し、異なる点についてのみ説明する。
【００７３】
図１３に示すように、本実施形態の１段静翼１６０では、第１シュラウド側連結部６６には、第１シュラウド６０に対してタービン静翼本体５３を前記高さ方向Ｈに位置決めする位置決め部１６１が設けられている。
図１２及び図１３に示すように、図示の例では、第１シュラウド側連結部６６の突端部７１が、全周に亘ってタービン静翼本体５３側に向けて屈曲されて位置決め部１６１となっている。そして、図１３に示すように、位置決め部１６１は、その前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２を向く面１６２が、タービン静翼本体５３部の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１を向く面１６３と当接することで、タービン静翼本体５３を前記高さ方向Ｈに位置決めしている。また、位置決め部１６１の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２を向く面１６２には、位置決め部１６１の突端側に開口された切り欠き部１６４が設けられており、第１翼本体側連結部５８及び第１シュラウド側連結部６６は、この切り欠き部１６４にろう付部１６５が形成されることで、それぞれの突端部７０、７１において互いに連結されている。
【００７４】
以上のように構成された１段静翼１６０を製造するに際し、タービン静翼本体５３と第１シュラウド６０とを組み立てるときには、位置決め部１６１の前記高さ方向Ｈの他方側Ｈ２を向く面１６２と、タービン静翼本体５３部の前記高さ方向Ｈの一方側Ｈ１を向く面１６３とを接触させる。これにより、タービン静翼本体５３と第１シュラウド６０とを容易に位置決めし、両者の組み立てを容易化することができると共に、第１実施形態と同様の作用効果を奏することができる。
【００７５】
なお、本発明の技術的範囲は前記実施形態に限定されるものではなく、本発明の趣旨を逸脱しない範囲において種々の変更を加えることが可能である。
例えば、前記各実施形態では、１段静翼に本発明に係るガスタービン翼を採用した場合を例に説明したが、これに限られるものではなく、本発明に係るガスタービン翼を、他のタービン静翼５や、タービン動翼６、圧縮機静翼２１、圧縮機動翼２２に採用しても良い。なお、タービン静翼５において、前側に位置する１段静翼及び２段静翼では、特に高温の燃焼ガスＧ１が通過するので、これらタービン静翼５に前記本発明に係るガスタービン翼を採用することは、熱応力を起因とする疲労に対して効果的である。
また、前記各実施形態では、第１シュラウド６０及び第２シュラウド６１の双方を設けるものとしたが、これに限られるものではなく、いずれか一方のみでも良い。
【００７６】
また、前記各実施形態では、タービン静翼本体５３は、前記高さ方向Ｈに沿った断面視における外周面５３ａ及び内周面５３ｂが前記高さ方向Ｈと平行になるように形成されているものとしたが、これに限られるものではない。図１４は、本発明に係る１段静翼の変形例を示す断面図である。例えば、図１４に示す１段静翼１７０のように、タービン静翼本体１７１が湾曲するように形成されていても良い。この場合であっても、各翼本体側連結部５８、５９及び各シュラウド側連結部６６、６７がタービン静翼本体５３の前記高さ方向Ｈに延出されているので、タービン静翼本体１７１の形状によらず各連結部５８、５９、６６、６７を容易に連結することができる。
【００７７】
また、前記各実施形態では、突端部７０、７１をそれぞれ連結する連結手段として、溶接部７５、１５２及びろう付部１６５を用いたが、連結手段はこれらに限られるものではなく、例えばボルト及びロックナット等を用いた機械的結合によってタービン静翼本体とシュラウドとを連結しても良い。また、いずれの場合であっても、突端部７０、７１は、それぞれの一部分のみで連結されていても良い。
【００７８】
また、ガスタービン１は前記実施形態で示した形態に限られるものではない。例えば、前記実施形態では、圧縮機２として軸流式の圧縮機を採用したが、遠心式の圧縮機を採用しても良い。また、前記実施形態では、ガスタービンとして１軸式を採用したが、多軸式（フリータービン）を採用しても良い。
【００７９】
その他、本発明の趣旨に逸脱しない範囲で、前記実施形態における構成要素を周知の構成要素に置き換えることは適宜可能であり、また、前記した変形例を適宜組み合わせてもよい。
【図面の簡単な説明】
【００８０】
【図１】本発明に係る第１実施形態のガスタービンを示す模式的な半断面図である。
【図２】図１に示すガスタービンの１段静翼の一部分の斜視図である。
【図３】図２に示すＡ−Ａ矢視断面図である。
【図４】本発明に係る第２実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
【図５】本発明に係る第３実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
【図６】本発明に係る第４実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
【図７】本発明に係る第５実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
【図８】本発明に係る第６実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
【図９】本発明に係る第７実施形態の１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
【図１０】本発明に係る第８実施形態の１段静翼を示す図であって、１段静翼の一部分の斜視図である。
【図１１】図１０に示すＢ−Ｂ矢視断面図である。
【図１２】本発明に係る第９実施形態の１段静翼を示す図であって、１段静翼の一部分の斜視図である。
【図１３】図１２に示す１段静翼を示す図であって、図３に示すＸ部に該当する部分の拡大断面図である。
【図１４】本発明に係る１段静翼の変形例を示す断面図である。
【符号の説明】
【００８１】
１  ガスタービン
２  圧縮機
３  燃焼器
４  タービン
８、９０、１００、１１０、１２０、１３０、１４０、１５０、１６０、１７０  １段静翼（ガスタービン翼）
５３、１７１  タービン静翼本体（翼本体）
５３ａ  タービン静翼本体の外周面（翼本体の外面）
５８  第１翼本体側連結部（翼本体側連結部）
５８ａ  第１翼本体連結部の外周面（シュラウド側連結部に対向する面）
５９  第２翼本体側連結部（翼本体側連結部）
６０  第１シュラウド（シュラウド）
６０ａ  燃焼ガス流路側の面
６１  第２シュラウド（シュラウド）
６６  第１シュラウド側連結部（シュラウド側連結部）
６６ａ  第１シュラウド側連結部の内周面（翼本体側連結部に対向する面）
６７  第２シュラウド側連結部（シュラウド側連結部）
７０、７１  突端部
７２、７３  基端部
９１  第１冷却孔
９２、１５５  第１翼本体側連結部に接続される部分
１１１  冷却ガス導入部
１１２、１１３  屈曲部（逃げ部）
１０１  厚肉部
１３１  逃げ部
１４１  翼部側遮熱コーティング層（表面処理層）
１４２  シュラウド側遮熱コーティング層（表面処理層）
１５１  第２冷却孔
１６１  位置決め部
Ｆ  燃焼ガス流路
Ｇ１  燃焼ガス
Ｇ２  冷却ガス
Ｈ  高さ方向
【図１】
2010144656.tif 000003
【図２】
2010144656.tif 000004
【図３】
2010144656.tif 000005
【図４】
2010144656.tif 000006
【図５】
2010144656.tif 000007
【図６】
2010144656.tif 000008
【図７】
2010144656.tif 000009
【図８】
2010144656.tif 000010
【図９】
2010144656.tif 000011
【図１０】
2010144656.tif 000012
【図１１】
2010144656.tif 000013
【図１２】
2010144656.tif 000014
【図１３】
2010144656.tif 000015
【図１４】
2010144656.tif 000016