JP2004092609A - ガスタービン及びそれに用いるスペーサ部材 - Google Patents

ガスタービン及びそれに用いるスペーサ部材 Download PDF

Info

Publication number
JP2004092609A
JP2004092609A JP2002258372A JP2002258372A JP2004092609A JP 2004092609 A JP2004092609 A JP 2004092609A JP 2002258372 A JP2002258372 A JP 2002258372A JP 2002258372 A JP2002258372 A JP 2002258372A JP 2004092609 A JP2004092609 A JP 2004092609A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
turbine
disk
compressor
distant piece
gas turbine
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
JP2002258372A
Other languages
English (en)
Inventor
Nobuhiro Isobe
磯部 展宏
Katsuhiko Sakae
寒河江 勝彦
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hitachi Ltd
Original Assignee
Hitachi Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hitachi Ltd filed Critical Hitachi Ltd
Priority to JP2002258372A priority Critical patent/JP2004092609A/ja
Priority to EP03019480A priority patent/EP1396609A3/en
Priority to US10/653,917 priority patent/US20040040314A1/en
Publication of JP2004092609A publication Critical patent/JP2004092609A/ja
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/025Fixing blade carrying members on shafts

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

【課題】スタック型のガスタービンにおいて、簡単な構成で冷却及びシールを確実に行う。
【解決手段】ガスタービン100は、圧縮機タービンをディスタントピース7で接続している。ディスタントピースとタービン初段ディスク1は継手部11とで接続されている。ディスタントピースには突起部7cが形成されており、スペーサ8がインロー部7d、8dで保持されるとともに、ボルト10及びナット10aで固定される。スペーサは、外径側に薄肉部8bが形成されており、タービンディスクのフィン13とシール部材14を介して接触している。タービンディスク、ディスタントピース及びスペーサは隔室8aを形成する。
【選択図】 図1

Description

【0001】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービン及びそれに用いるシール部材に係り、特にガスタービンを構成する圧縮機が圧縮したガスの一部をタービン動翼の冷却に利用するガスタービン及びそれに用いるシール部材に関する。
【0002】
【従来の技術】
従来のガスタービンの冷却装置の例が、特許文献1に記載されている。この公報に記載のガスタービンでは、タービン動翼を冷却するために、冷媒を隣接するローターホイールにより形成した隙間に筒状部材を挿入し、動翼のダブテール部に冷媒ガスを導いている。
【0003】
従来のガスタービンの他の例が、特許文献2に記載されている。この公報に記載のガスタービンでは、タービン動翼を冷却するために中間軸から圧縮空気が漏れるのを防止するシール空気をロータディスクの前面に形成されるキャビティに導き、その一部はタービン静翼とタービン動翼間の漏れを防止するシール空気として主流に導かれ、残りは動翼を冷却する動翼空気取り入れ口から動翼に導かれ、その後動翼を冷却して主流と混合される。さらに、動翼に所望量の冷却空気を導くために、中間軸シール空気とは別に流量調整した冷却空気をキャビティに供給している。なお、同様のガスタービンが特許文献3に記載されている。
【特許文献1】
特開2001−3703号公報
【特許文献2】
特開平11−22403号公報
【特許文献3】
特表2001−527178号公報
【0004】
【発明が解決しようとする課題】
上記特許文献1に記載のガスタービンにおいては、動翼に冷却空気を確実に供給できるが、ガスタービンを小型化するためにディスタントピースとロータディスクを継手部を用いて接続する場合についての考慮が不十分である。つまり、継手部を加工する都合上、ディスタントピースの外周側をタービン側に突き出せないという場合については記載が無い。
【0005】
また特許文献2に記載のガスタービンでは、主流流ガスに常に僅かではあるがシールガスが漏れこむので、シールガス量が増大する。そのため、シールガスに圧縮機で圧縮された空気を使用するのであれば圧縮機の効率が低下し、延いてはガスタービン全体の出力が低下する。
【0006】
さらに、特許文献3に記載のガスタービンでは耐遠心力性の向上のために、カバーにフィンを設けて燃焼ガスが軸心側に漏れこむのを防止している。しかしカバーにフィンを設けると、フィン部の大きな遠心応力を緩和しなければならず、カバーの構成が複雑になる。
【0007】
本発明は上記従来技術の不具合に鑑みなされたものであり、その目的はガスタービンのタービン動翼を簡単な構成で冷却することにある。本発明の他の目的はガスタービンのタービン動翼を、効率的に冷却することにある。
【0008】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成する本発明の特徴は、円盤状のディスクに取付けられた複数の動翼を有するタービンと圧縮機とをディスタントピースを介して接続し、圧縮機で圧縮された圧縮ガスの一部を用いてタービンの動翼を冷却するガスタービンにおいて、ディスタントピースの軸方向一端部に取付けられ、ディスクとの間に圧縮ガスによる冷却路を形成するスペーサ部材を設けたものである。そしてこの特徴において、スペーサ部材とディスクとの間をシールするシール部材を設けるのが望ましい。
【0009】
上記目的を達成する本発明の他の特徴は、円盤状のディスクに取付けられた複数の動翼を有するタービンと圧縮機とをディスタントピースを介して接続し、圧縮機で圧縮された圧縮ガスの一部を用いてタービンの動翼を冷却するガスタービンにおいて、ディスクは動翼取付け部よりも内周側に圧縮機側に延びる円環状のフィンを有し、ディスタントピースのタービン側端部にスペーサ部材を配設し、フィンとスペーサ部材を接触させてディスタントピースとディスクの間に隔室を形成したものである。
【0010】
そしてこの特徴において、ディスクは周方向に間隔をおいて複数の冷却孔を有し、この冷却孔は隔室と動翼とに連通することや、ディスクに圧縮機で圧縮されたガスの一部を隔室に導く他の冷却孔(冷却空気通路)を設けるのがよい。また、タービンが複数段からなるときに、冷却孔を初段のディスクにのみ設けるようにしてもよい。さらに、動翼内部に冷却孔に連通する冷却通路を設けるのがよい。
【0011】
上記目的を達成するための本発明のさらに他の特徴は、スペーサ部材が圧縮機とタービンとを連接するディスタントピースのタービン側端部に固定して取付けられ、ディスタントピースとタービン動翼用ディスクとの間に隔室を形成するものである。そしてこの特徴において、タービン動翼用ディスクの動翼植え込み部よりも内周側に形成され、圧縮機側に延在する環状のフィンにスペーサ部材の端面がシール部材を介して接触するように配置するのがよい。また、スペーサ部材をディスタントピースに固定したときのタービン側端面が平面であり、タービン動翼用ディスクに形成した環状のフィンとの接触部の軸方向厚さをディスタントピースへの固定部の軸方向厚さより薄くしてもよい。
【0012】
【発明の実施の形態】
以下本発明の一実施例を、図面を用いて説明する。図3はガスタービンの模式図である。ガスタービン100では、高温の燃焼ガスを作動流体としてタービン16を回転させ、発電機18を駆動する。圧縮機15で圧縮された空気を燃焼器17に導くとともに、この燃焼器17内に燃料を投入し着火すると、高温の燃焼ガスが得られる。得られた燃焼ガスは流路19を経て、圧縮機15と同期して回転するタービン16に導かれる。燃焼ガスにより回転駆動されたタービン16が発生する動力は、発電機18と圧縮機15を駆動するのに用いられる。
【0013】
このように構成したガスタービン100において、タービン翼等を冷却するために圧縮機15の途中の段落から冷却空気が抽気される。この抽気された冷却空気の一部は、圧縮機15とタービン16を連結する回転軸部に形成された流路20aを経て、タービン16に導かれる。冷却空気の残りは、静翼を冷却するために直接タービン16に流路20bを経て導かれる。本実施例に記載のガスタービンでは、動力伝達のためにタービン16と圧縮機15とを一体化している。この両者を締結するのに、ディスタントピースを用いている。この様子を、図1に示す。
【0014】
図1は、圧縮機15とタービン16の締結部近傍の縦断面である。図示しない圧縮機が、ディスタントピース7の一端側に接続されている。ディスタントピース7の軸方向他端側に形成された継手部11により、ディスタントピース7は円盤状のタービン初段ディスク1に連結されている。タービン初段ディスク1はその圧縮機側である前面側に、環状の突起が2重に形成されている。内径側の環状の突起1bの先端は、継手部11を形成する。外径側の突起はフィン13であり、後述するスペーサ8と接触する。タービン初段ディスクの背面側にも環状の突起1cが形成されており、この環状の突起1cの上面にはラビリンスシール1dが形成されている。
【0015】
タービン初段ディスク1の背面側突起1cには、タービン2段側ディスク2の前面に形成された環状の突起2cと連接するための継手部1f形成されている。この2段側ディスクの突起2cの外周面にもラビリンスシール2dが形成されている。タービン初段ディスク1及びタービン2段ディスク2の外周側にはそれぞれ複数の翼が周方向ほぼ等間隔に植え込まれている。初段動翼5の軸方向前面側には周方向に間隔をおいて配置された複数の翼がケーシングに固定されて、初段静翼3を形成する。初段動翼5と2段動翼の間には同様に、周方向に間隔をおいて複数の翼がケーシングに固定され、2段静翼6を形成する。
【0016】
初段静翼3の内周側には、初段静翼3を通過した燃焼ガスが軸心側に漏れるのを防止するシール部を備えた部材7aが、圧縮機側まで延在している。2段静翼4の内周側には、初段動翼5を通過した燃焼ガスが軸心側に漏れるのを防止するために、タービン初段ディスク1の背面側に形成したシール用突起1gと一端がシール部を形成し、他端はタービン初段ディスク1及びタービン2段ディスク2のラビリンス1c、2cとの間でシール部を形成するシール板28(ダイヤフラム)が、2段静翼に固定されている。
【0017】
ディスタントピース7のタービン側端面には継手部11が形成されている。この継手部11よりも軸方向圧縮機側には、外径側に延びるスペーサ取付け部が7cが形成されている。この取付け部7cにスペーサ8がインロー嵌合されている。スペーサは、ボルト10とナット11により、ディスタントピース7に固定されるとともに、スペーサ8のタービン初段ディスク1側端面は、垂直平面を形成する。ディスタントピース7およびタービン初段ディスク1、タービン2段ディスク2、図示しない圧縮機部は、スタッキングボルト9によりその内周側で積み重ねるように固定されている。
【0018】
ところで、燃焼ガスに直接曝されるタービン動翼は、高温環境となるので形状や強度信頼性を保持する必要がある。ガスタービンの効率向上のためにはガス温度の高い燃焼ガスを用いるのがよい。その結果初段動翼5には、高温の燃焼ガスが流入するので、初段動翼5を構成する各翼の内部には、冷却空気の流路が形成されている。なお、初段動翼を構成するタービン翼は、タービン初段ディスク1に植え込まれているので、タービン初段ディスク1には翼枚数分の冷却空気孔12が設けられる。冷却空気は、必要な温度と圧力になる圧縮機の適当な段落から抽気される。そして、ディスタントピース7の内周側から、タービン初段ディスク1に導入され、タービン初段ディスク1の冷却孔12から初段動翼5に至る。冷却空気を各翼に効率的に送り込むために、タービン初段ディスク1の冷却空気導入孔の周辺に隔室を構成する。なお本実施例では、継手部11を冷却空気の導入孔に兼用している。
【0019】
スペーサ8周辺の詳細図を、図2に示す。タービン初段ディスク1に冷却空気を導く冷却空気孔12を、スペーサ8に対向して設ける。上述したようにスペーサ8を、ディスタントピース7にボルト10締結する。スペーサ8は回転体の一部であるから軸振動に対する信頼性を確保するため、取り付け時にはスペーサ8の回転軸心と動翼5、6を埋め込んだタービンディスク1、2の回転軸心を一致させる。そのため、スペーサ8とディスタントピース7の取り付け面に、インロー構造を採用している。凸側となるスペーサ8のインロー部直径は、凹側となるディスタントピース7側の直径よりわずかに大きい。ロータ組み立て時には、ディスタントピース7側を加熱またはスペーサ8側を冷却して、互いにはめ込む。この位置決めとボルト締結とにより、ディスタントピース7とスペーサ8が強固に一体化され、回転体としての信頼性が向上する。
【0020】
スペーサ8は、タービン初段ディスク1に植え込まれる翼に冷却空気を効率良く導入する隔室8aを構成する。隔室8aを形成するために、タービン初段ディスク1にフィン13を形成し、スペーサ8と接触させてタービン初段ディスク1の前面とスペーサ8の背面側端面間に隔室8aを形成する。スペーサ8をディスタントピース7にボルト締結およびインロー7d、8d部で嵌合しているので、タービン初段ディスク1との接触面を有するフィン13には、シール14を設けている。このシール14には、例えばO−リングシールを用いる。
【0021】
冷却空気はディスタントピース7の内周側を通り、継手部11から隔室8aに導かれる。隔室8aに流入した冷却空気は、冷却孔12を通って初段動翼5の各翼に導かれる。冷却孔12は、動翼の翼枚数と同じ数だけタービン初段ディスク1に加工される。冷却空気を動翼に送り込むには、隔室8a内の圧力を適正な値に保たなければならない。スペーサ8とタービン初段ディスク1との間のシール性が悪いと冷却空気の一部が漏出し、動翼の冷却空気が不足する。
【0022】
なお、回転体であるロータには、質量と回転速度に応じた遠心力が作用する。つまり、スペーサ8を複雑な形状にすると、このスペーサ8の角部等に多大な応力が作用する。そこで本実施例においては応力集中を避けるために、ディスタントピース7側にスペーサ8を取り付けて、シール性と強度信頼性の確保の双方を実現している。なお、タービン初段ディスク1にシール部材を取り付ける必要がないので、組み立て性も向上する。さらに、タービン初段ディスク1とスペーサ8とを締結しないので、タービン初段ディスク1を分解することがあっても、スペーサ8をディスタントピース7から取り外す必要はなく、メンテナンス性が向上する。また、スペーサ8をディスタントピース7から取り外す必要はほとんど無いから、スペーサ8のティスタントピース7への取り付けも、例えば締まりばめなどの嵌め合いや特殊な構造が不要であり、実績のあるインロー構造でよい。
【0023】
本実施例では、ディスタントピースとスペーサを別部材としているので、設計段階でインロー部の接触応力やボルト孔の応力を事前に強度評価しなければならない。なお、ディスタントピースとスペーサが同一の部材であれば、この強度評価は不要である。本実施例では、ディスタントピースとロータの接続部に特殊な継手を採用しており、継手の加工上、ディスタントピースとスペーサを別部材とした。
【0024】
図2に示したようにスペーサ8の縦断面形状(半径方向)を、タービン初段ディスク1に対向する面がタービンの回転軸に垂直になるようにしている。このスペーサ8の断面形状をタービン初段ディスク1側に傾いた形状である円錐状とすると、タービン初段ディスク1に設けたフィン13は不要となる。ただし、スペーサ8が回転体であるからスペーサ8自体の遠心力により曲げ応力がスペーサ8に作用する。そこで、曲げ応力を小さくするために、ディスタントピース7とのボルト締結部からシール部材14によるシール面までのタービン軸方向距離を小さくしている。またシール面が形成されたシール部材8の外径側突起部8bの板厚を、シール部材14のこの突起部8bより内周側部分の板厚に比べて薄くしている。本実施例に用いるスペーサは中空の回転体であり、遠心応力は中心孔で最大となる。それとともに、ねじ孔の縁における応力も重要となる。外径側の質量が大きいほど、中心孔に作用する遠心応力が大きくなる。そこで本実施例では、外周側の板厚を小さくして遠心応力の低減を図っている。
【0025】
なお、上記実施例ではタービン初段ディスク、タービン2段ディスク、ディスタントピースや圧縮機のローター部を回転軸の中心でスタッキングしているが、タービンディスクに中心孔が形成されていなくても、本実施例のスペーサを適用できる。その例を、図4に示す。図4は、ディスタントピース107とタービン初段ディスク101、タービン2段ディスク102の連接部の縦断面図であり、主要部のみを示した図である。スペーサ108をディスタントピース107に取付ける方法は、上記実施例と同じである。隔室108aを形成し、シール部材と接触するフィン113がタービン初段ディスク101に形成されている。タービン初段ディスク101には中心孔が形成されておらず、その半径方向中間部であって周方向複数箇所にスタッキングボルト109貫通孔が形成されている。この場合、ボルト位置を遠心応力に基づいて適正に設計しなけらばならない。しかしながら上記実施例と同様に、タービンディスク側にシール部材を取り付ける必要がないので、ロータの組み立て性が向上する。
【0026】
上記各実施例においては、タービン段を2段有するガスタービンについて説明したが、タービン段が3段以上あっても本スペーサ及び隔室構造を採用できることは言うまでも無い。また、静翼については従来通りの冷却法を用いればよい。
【0027】
【発明の効果】
以上述べたように本発明によれば、継手部によりディスタントピースとタービン初段ディスクを接続したガスタービンにおいて、隔室をディスタントピースに固定したスペーサ部材で形成したので、簡素な構造で冷却空気と燃焼ガスのシールを確実に行える。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明に係るガスタービンの一実施例の主要部の縦断面図。
【図2】図1の実施例に用いるスペーサの周辺詳細断面図。
【図3】本発明に係るガスタービンの模式図。
【図4】本発明に係るガスタービンの他の実施例の主要部の縦断面図。
【符号の説明】
1…タービン初段ディスク、2…タービン2段ディスク、3…初段静翼、4…2段静翼、5…初段動翼、6…2段動翼、7…ディスタントピース、7a…部材、7c…突起部、7d…インロー、8…スペーサ、8a…隔室、8d…インロー、9…スタッキングボルト、10…スペーサ締結用ボルト、10a…ナット、11…継手部、12…冷却空気孔、13…フィン、14…シール部材、15…圧縮機、16…タービン、17…燃焼器、18…発電機、19…燃焼ガス経路、20a,20b…冷却空気経路、101…タービン初段ディスク、102…タービン第2段ディスク、107…ディスタントピース、108…スペーサ、109…スタッキングボルト、113…フィン。

Claims (10)

  1. 円盤状のディスクに取付けられた複数の動翼を有するタービンと圧縮機とをディスタントピースを介して接続し、前記圧縮機で圧縮された圧縮ガスの一部を用いて前記タービンの動翼を冷却するガスタービンにおいて、
    前記ディスタントピースの軸方向一端部に取付けられ、前記ディスクとの間に圧縮ガスによる冷却路を形成するスペーサ部材を設けたことを特徴とするガスタービン。
  2. 前記スペーサ部材と前記ディスクとの間をシールするシール部材を設けたことを特徴とする請求項1に記載のガスタービン。
  3. 円盤状のディスクに取付けられた複数の動翼を有するタービンと圧縮機とをディスタントピースを介して接続し、前記圧縮機で圧縮された圧縮ガスの一部を用いて前記タービンの動翼を冷却するガスタービンにおいて、
    前記ディスクは動翼植込部よりも内周側に圧縮機側に延びる円環状のフィンを有し、前記ディスタントピースのタービン側端部にスペーサ部材を配設し、前記フィンとスペーサ部材を接触させて前記ディスタントピースと前記ディスクの間に隔室を形成したことを特徴とするガスタービン。
  4. 前記ディスクは、周方向に間隔をおいて複数の冷却孔を有し、この冷却孔は前記隔室と前記動翼とに連通することを特徴とする請求項3に記載のガスタービン。
  5. 前記ディスクに、圧縮機で圧縮されたガスの一部を隔室に導く他の冷却孔を設けたことを特徴とする請求項3に記載のガスタービン。
  6. 前記タービンは複数段からなり、前記冷却孔を初段のディスクにのみ設けたことを特徴とする請求項4または5に記載のガスタービン。
  7. 前記動翼に、前記冷却孔に連通する冷却通路を設けたことを特徴とする請求項3ないし6のいずれか1項に記載のガスタービン。
  8. 圧縮機とタービンとを連接するディスタントピースのタービン側端部に固定して取付けられ、ディスタントピースとタービン動翼用ディスクとの間に隔室を形成するスペーサ部材。
  9. 前記タービン動翼用ディスクの動翼植え込み部よりも内周側に形成され、圧縮機側に延在する環状のフィンに端面がシール部材を介して接触するように配置したことを特徴とする請求項8に記載のスペーサ部材。
  10. スペーサ部材をディスタントピースに固定したときのタービン側端面が平面であり、タービン動翼用ディスクに形成した環状のフィンとの接触部の軸方向厚さをディスタントピースへの固定部の軸方向厚さより薄くしたことを特徴とする請求項9に記載のスペーサ部材。
JP2002258372A 2002-09-04 2002-09-04 ガスタービン及びそれに用いるスペーサ部材 Pending JP2004092609A (ja)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2002258372A JP2004092609A (ja) 2002-09-04 2002-09-04 ガスタービン及びそれに用いるスペーサ部材
EP03019480A EP1396609A3 (en) 2002-09-04 2003-08-28 Gas turbine with a spacer member and a turbine rotor disk defining an air cooling passage
US10/653,917 US20040040314A1 (en) 2002-09-04 2003-09-04 Gas turbine and spacer member for the use therein

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2002258372A JP2004092609A (ja) 2002-09-04 2002-09-04 ガスタービン及びそれに用いるスペーサ部材

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JP2004092609A true JP2004092609A (ja) 2004-03-25

Family

ID=31712297

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2002258372A Pending JP2004092609A (ja) 2002-09-04 2002-09-04 ガスタービン及びそれに用いるスペーサ部材

Country Status (3)

Country Link
US (1) US20040040314A1 (ja)
EP (1) EP1396609A3 (ja)
JP (1) JP2004092609A (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2023516603A (ja) * 2020-03-04 2023-04-20 ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ 流路の高温ガスから根元を保護するための改善されたタービン及びブレード

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20080010127A1 (en) * 2006-06-09 2008-01-10 Pitney Bowes Incorporated Intelligent mail system to coordinate direct mail with other marketing channels using mail prediction and mail control
US9109450B2 (en) * 2012-06-14 2015-08-18 United Technologies Corporation Rotor assembly with interlocking tabs

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE744859C (de) * 1940-09-26 1953-02-23 Bmw Flugmotorenbau Ges M B H M Einrichtung zur Kuehlung von Abgasturbinen und deren Wellen
GB810459A (en) * 1955-06-14 1959-03-18 Gen Electric Improved turbomachine rotor with air-cooled blading
US2928650A (en) * 1953-11-20 1960-03-15 Bristol Aero Engines Ltd Rotor assemblies for gas turbine engines
US3572966A (en) * 1969-01-17 1971-03-30 Westinghouse Electric Corp Seal plates for root cooled turbine rotor blades
US4086757A (en) * 1976-10-06 1978-05-02 Caterpillar Tractor Co. Gas turbine cooling system
US4438625A (en) * 1978-10-26 1984-03-27 Rice Ivan G Reheat gas turbine combined with steam turbine
DE3014279A1 (de) * 1980-04-15 1981-10-22 M.A.N. Maschinenfabrik Augsburg-Nürnberg AG, 4200 Oberhausen Einrichtung zur kuehlung des inneren einer gasturbine
US6185924B1 (en) * 1997-10-17 2001-02-13 Hitachi, Ltd. Gas turbine with turbine blade cooling

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2023516603A (ja) * 2020-03-04 2023-04-20 ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ 流路の高温ガスから根元を保護するための改善されたタービン及びブレード
JP7502457B2 (ja) 2020-03-04 2024-06-18 ヌオーヴォ・ピニォーネ・テクノロジー・ソチエタ・レスポンサビリタ・リミタータ 流路の高温ガスから根元を保護するための改善されたタービン及びブレード

Also Published As

Publication number Publication date
EP1396609A3 (en) 2005-05-04
EP1396609A2 (en) 2004-03-10
US20040040314A1 (en) 2004-03-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4086757A (en) Gas turbine cooling system
US6860110B2 (en) Gas turbine shaft and heat shield cooling arrangement
KR101245016B1 (ko) 냉각 통로용 커버 및 그 커버의 제조 방법 그리고 가스 터빈
JP2007120501A (ja) 段間シール、タービンブレード、およびガスタービンエンジンの冷却されるロータとステータとの間におけるインタフェースシール
JP2002201915A5 (ja)
JPH09151705A (ja) ロータ組立体用シュラウド
JP3762661B2 (ja) タービンロータ
JP2006342797A (ja) ガスタービンエンジンのシールアッセンブリ、ロータアッセンブリ、ロータアッセンブリ用ブレードおよび段間キャビティシール
US20160017737A1 (en) Gas turbine engine rotor disk-seal arrangement
JPH1181910A (ja) ガスタービンディスク内の締結ボルト孔とボルト間のシール装置
US5746573A (en) Vane segment compliant seal assembly
US8062000B2 (en) Fastening arrangement of a pipe on a circumferential surface
JP2004092609A (ja) ガスタービン及びそれに用いるスペーサ部材
JP2004150325A (ja) タービン翼環構造
JP3901828B2 (ja) 蒸気冷却ガスタービン
JP2000186502A (ja) ガスタービン
RU2171381C2 (ru) Сопловой аппарат турбомашины
JP2000274261A (ja) ガスタービン
KR20190103761A (ko) 씰플레이트, 이를 포함하는 터빈 및 가스터빈
JP2008144624A (ja) タービン動翼の固定構造
KR20190085594A (ko) 압축기
JP3229921U (ja) ガスタービン
JP7494951B2 (ja) 電動過給機
RU2224893C2 (ru) Газотурбинный двигатель
JP2005009383A (ja) タービンロータ、シールディスク、及びタービン

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20050128

RD01 Notification of change of attorney

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A7421

Effective date: 20060419

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20070308

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070313

A02 Decision of refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02

Effective date: 20070717