JPH0219613A - ガスタービン装置 - Google Patents
ガスタービン装置Info
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- JPH0219613A JPH0219613A JP1132532A JP13253289A JPH0219613A JP H0219613 A JPH0219613 A JP H0219613A JP 1132532 A JP1132532 A JP 1132532A JP 13253289 A JP13253289 A JP 13253289A JP H0219613 A JPH0219613 A JP H0219613A
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/12—Cooling of plants
- F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
- F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
- F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、圧縮機の高圧部から流出する圧縮機の空気が
、該空気が圧縮機の低圧部に入る前に外部から供給され
る冷却材を使用して熱交換器を通して後冷却されるガス
タービン装置に関する。
、該空気が圧縮機の低圧部に入る前に外部から供給され
る冷却材を使用して熱交換器を通して後冷却されるガス
タービン装置に関する。
定置ガスタービン装置（ｓｔａｔｉｏｎａｒｙ ｇａｓ
ｔｕｒｂｉｎｅ ｐｌａｎｔｓ）及び例えば舶用推進
ガスタービン装置に関して、後冷却（中間冷却）が既知
の慣用手段であった。後冷却は、圧縮機に対する圧縮の
要求を減らし、ガスタービン装置の出力を高める。前記
後冷却の場合、熱は、熱交換器によって圧縮機主流から
離される。その場合、圧縮機の主流は、熱交換器を通し
て導管で送られ、それが第１の部分圧縮機（ｐａｒｔｉ
ａｌ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ） （低圧部）から流出
した後に冷却され、第２の部分圧縮機（高圧部）により
更に圧縮するためにガスタービンに再注入される。熱交
換器において圧縮機の主流を冷却するために使用される
媒体は空気であり、それは加熱後船外に流され、その結
果空気の有する熱は、全サイクルについて失われる。
ｔｕｒｂｉｎｅ ｐｌａｎｔｓ）及び例えば舶用推進
ガスタービン装置に関して、後冷却（中間冷却）が既知
の慣用手段であった。後冷却は、圧縮機に対する圧縮の
要求を減らし、ガスタービン装置の出力を高める。前記
後冷却の場合、熱は、熱交換器によって圧縮機主流から
離される。その場合、圧縮機の主流は、熱交換器を通し
て導管で送られ、それが第１の部分圧縮機（ｐａｒｔｉ
ａｌ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ） （低圧部）から流出
した後に冷却され、第２の部分圧縮機（高圧部）により
更に圧縮するためにガスタービンに再注入される。熱交
換器において圧縮機の主流を冷却するために使用される
媒体は空気であり、それは加熱後船外に流され、その結
果空気の有する熱は、全サイクルについて失われる。
ガスタービン装置の仕事におけるその他の一般的な慣用
手段は、空気冷却されたノズル案内翼及び高圧タービン
におけるロータの羽根を備えて、高いサイクル温度、特
に高い入口温度を増進させることであり、その場合にお
いて圧縮機から、或いは高圧圧縮機の出口端部から流出
させられる冷却空気に対する要求が、エンジンの熱力学
的サイクルにおける相当な動力の損失を生じさせる。先
に開示されている荷重サイクル感応（ｌｏａｄ ｃｙｃ
ｌｅ−ｓｅｎｓｉｔｉｖｅ）冷却空気供給装置、最適の
消費をするように設計された羽根空気冷却の構造（ｂｌ
ａｄｅａｉｒ−ｃｏｏｌｉｎｇ ｇｅｏｎ＋ｅｔｒｉｅ
ｓ）及び選択された高合金耐熱翼材料（ｈｉｇｈ ａｌ
ｌｏｙ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ−ｒｅｓｉｓｔａｎｔ
ｂｌａｄｅ ｍａｔｅｒｉａｌｓ）は、総て比較的高い
構造の複雑さとコストを必要とする。他方において、こ
の複雑さ（ｉｎｖｏｌｖａｌ）は、連続的に装着するタ
ービン入口温度の要求にもかかわらず、充分なセーフテ
ィマージン（ｓａｆｅｔｙ ｍａｒｇｉｎ）を与えるた
めに、航空機のジェットエンジン及び最新の定置高性能
ガスタービン装置にとって同様に欠くことのできないも
のである。
手段は、空気冷却されたノズル案内翼及び高圧タービン
におけるロータの羽根を備えて、高いサイクル温度、特
に高い入口温度を増進させることであり、その場合にお
いて圧縮機から、或いは高圧圧縮機の出口端部から流出
させられる冷却空気に対する要求が、エンジンの熱力学
的サイクルにおける相当な動力の損失を生じさせる。先
に開示されている荷重サイクル感応（ｌｏａｄ ｃｙｃ
ｌｅ−ｓｅｎｓｉｔｉｖｅ）冷却空気供給装置、最適の
消費をするように設計された羽根空気冷却の構造（ｂｌ
ａｄｅａｉｒ−ｃｏｏｌｉｎｇ ｇｅｏｎ＋ｅｔｒｉｅ
ｓ）及び選択された高合金耐熱翼材料（ｈｉｇｈ ａｌ
ｌｏｙ ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅ−ｒｅｓｉｓｔａｎｔ
ｂｌａｄｅ ｍａｔｅｒｉａｌｓ）は、総て比較的高い
構造の複雑さとコストを必要とする。他方において、こ
の複雑さ（ｉｎｖｏｌｖａｌ）は、連続的に装着するタ
ービン入口温度の要求にもかかわらず、充分なセーフテ
ィマージン（ｓａｆｅｔｙ ｍａｒｇｉｎ）を与えるた
めに、航空機のジェットエンジン及び最新の定置高性能
ガスタービン装置にとって同様に欠くことのできないも
のである。
本発明の広い見地から、後冷却されるガスタービン装置
、特に前記の定置ガスタービン装置が、極度に経済的な
作動サイクルのために提供される。
、特に前記の定置ガスタービン装置が、極度に経済的な
作動サイクルのために提供される。
本発明の特別の目的は、圧縮機の高圧部から流出する圧
縮機の空気が、該空気が圧縮機の低圧部に入る前に外部
から供給される冷却材を使用する熱交換器を通して後冷
却されるガスタービン装置において、該後冷却される冷
却材が、タービンの冷却のために使用されることを特徴
とするガスタービン装置を提供することである。
縮機の空気が、該空気が圧縮機の低圧部に入る前に外部
から供給される冷却材を使用する熱交換器を通して後冷
却されるガスタービン装置において、該後冷却される冷
却材が、タービンの冷却のために使用されることを特徴
とするガスタービン装置を提供することである。
よって本発明は、冷却材をサイクルに戻すことにより、
そして特に、一つ又はいくつかのタービンのノズル案内
翼又はロータの羽根のような構成要素を冷却するために
冷却材を使用することにより、全サイクルについて、後
冷却器からの、又は目的のために設けられた熱交換器か
らの冷却材を有効に使用することを可能にする。
そして特に、一つ又はいくつかのタービンのノズル案内
翼又はロータの羽根のような構成要素を冷却するために
冷却材を使用することにより、全サイクルについて、後
冷却器からの、又は目的のために設けられた熱交換器か
らの冷却材を有効に使用することを可能にする。
目的のために、冷却材は、冷却の要求に合わせて最適化
された充分に高い圧力と温度で、冷却を必要とする構成
要素に供給されなければならない。
された充分に高い圧力と温度で、冷却を必要とする構成
要素に供給されなければならない。
最適化された冷却温度は、冷却される構成要素について
の寿命の要求に由来し、その場合において、余りにも低
い冷却空気温度は、構成要素を横切る過大な温度差によ
る付随する可能性の結果として、望ましくない短寿命を
必然的に伴う。それゆえ、本発明によれば、冷却材によ
りある量の熱を拾うことは極めて有効であり且つ経済的
な結果を与える。
の寿命の要求に由来し、その場合において、余りにも低
い冷却空気温度は、構成要素を横切る過大な温度差によ
る付随する可能性の結果として、望ましくない短寿命を
必然的に伴う。それゆえ、本発明によれば、冷却材によ
りある量の熱を拾うことは極めて有効であり且つ経済的
な結果を与える。
この装置において、冷却材の圧力の要求は、冷却装置の
出口においてまさっている背圧の量に由来している。タ
ービンのノズル翼又はロータの羽根が冷却を必要とする
場合、冷却されるそれぞれのタービン段階により、背圧
は比較的高いレベルになる。ケーシングの構造体が冷却
を必要とする場合、例えば、背圧は、局部的条件により
、比較的低くて良く・又は、空気が周囲に排出されると
き、背圧は周囲の圧力と同等であっても良い。
出口においてまさっている背圧の量に由来している。タ
ービンのノズル翼又はロータの羽根が冷却を必要とする
場合、冷却されるそれぞれのタービン段階により、背圧
は比較的高いレベルになる。ケーシングの構造体が冷却
を必要とする場合、例えば、背圧は、局部的条件により
、比較的低くて良く・又は、空気が周囲に排出されると
き、背圧は周囲の圧力と同等であっても良い。
後冷却の目的のために、冷却材として空気が一般に使用
される。本発明の下で、構成要素を冷却するための冷却
材としての空気の使用は、このような状況下で、結果と
して生ずる冷却空気の比較的低い圧力のために制限され
る。
される。本発明の下で、構成要素を冷却するための冷却
材としての空気の使用は、このような状況下で、結果と
して生ずる冷却空気の比較的低い圧力のために制限され
る。
本発明の有利な面において、後冷却のための水又は蒸気
を使用することができる。その場合水は後冷却器で加熱
される前に高圧にされ、その場合、目的のために消費さ
れる努力は、水の非圧縮性のために、比較的小さい。そ
れゆえ、後冷却において、水は蒸発され、結果として生
ずる蒸気はガスタービンの構成要素を冷却するために使
用される。
を使用することができる。その場合水は後冷却器で加熱
される前に高圧にされ、その場合、目的のために消費さ
れる努力は、水の非圧縮性のために、比較的小さい。そ
れゆえ、後冷却において、水は蒸発され、結果として生
ずる蒸気はガスタービンの構成要素を冷却するために使
用される。
蒸気は、適切な冷却材でその大きな熱容量のために低い
質量の流れ（ｌｏｗｅｒ ｍａｓｓ ｆｌｏりの要求に
加えて、空気と比べて優れた熱伝達性能を提供する。
質量の流れ（ｌｏｗｅｒ ｍａｓｓ ｆｌｏりの要求に
加えて、空気と比べて優れた熱伝達性能を提供する。
従って蒸気は、タービンの案内翼とロータの羽根を冷却
するために理想的に適している。
するために理想的に適している。
熱交換器又は後冷却器から流出する冷却材は、半径方向
隙間を最適化するように（最小の可能な一定の翼端隙間
を維持するように）ガスタービン装置の構成要素を熱的
に制御するために付加的に使用される。その場合、例え
ば動力タービン（動力タービンの始動）の構造ケーシン
グの構成要素の一定時間後の或いは遅延した熱制御をす
る装置を設けることができる。
隙間を最適化するように（最小の可能な一定の翼端隙間
を維持するように）ガスタービン装置の構成要素を熱的
に制御するために付加的に使用される。その場合、例え
ば動力タービン（動力タービンの始動）の構造ケーシン
グの構成要素の一定時間後の或いは遅延した熱制御をす
る装置を設けることができる。
発明の概念のいっそうの展開は、請求項２乃至１３に記
載の特徴から明らかになるであろう。
載の特徴から明らかになるであろう。
添付の図面に照らして、本発明をさらに詳細に説明する
。
。
図面において、
第１図は、第１の実施態様の、後冷却材として水を使用
する後冷却されるガスタービン装置の上半部の模式的配
列を示す正面図であり、第２図は、第１図の過程によっ
て得られる蒸気のような冷却材及び羽根を冷却する目的
で該冷却材を入れることを特徴とする低圧タービンの模
式配列を示す部分正面図であり、 第３図は、熱交換器又は後冷却器の出口空気をタービン
ケーシング（低圧タービン）の冷却のために入れる可変
手段に加えて後冷却材として外部から供給される圧縮機
の空気を使用する第２の実施態様の後冷却されるガスタ
ービン装置の上半部の模式配列を示す正面図であり、ま
た 第４図は、この低圧タービンの各ケーシングに一定時間
後に衝突させる冷却空気として後冷却されるプロセス空
気（ｐｒｏｃｅｓｓ ａｉｒ）の使用を特徴とする第３
図のプロセスに関して多段低圧タービンを示す、表示を
明瞭にするために一部切欠して示す部分正面図である。
する後冷却されるガスタービン装置の上半部の模式的配
列を示す正面図であり、第２図は、第１図の過程によっ
て得られる蒸気のような冷却材及び羽根を冷却する目的
で該冷却材を入れることを特徴とする低圧タービンの模
式配列を示す部分正面図であり、 第３図は、熱交換器又は後冷却器の出口空気をタービン
ケーシング（低圧タービン）の冷却のために入れる可変
手段に加えて後冷却材として外部から供給される圧縮機
の空気を使用する第２の実施態様の後冷却されるガスタ
ービン装置の上半部の模式配列を示す正面図であり、ま
た 第４図は、この低圧タービンの各ケーシングに一定時間
後に衝突させる冷却空気として後冷却されるプロセス空
気（ｐｒｏｃｅｓｓ ａｉｒ）の使用を特徴とする第３
図のプロセスに関して多段低圧タービンを示す、表示を
明瞭にするために一部切欠して示す部分正面図である。
次に第１図のガスタービン装置の模式配列について説明
すると、ガス発生器は、低圧圧縮機１、高圧圧縮機２及
びガス発生器タービン３からなり、これら低圧圧縮機１
、高圧圧縮機２及びガス発生器タービン３は、総て共通
のシャフトＷに配列されている。ガス発生器の燃焼室は
、参照番号４によって示されている。ガス発生器タービ
ン３の後に空気力学及び熱力学的に自由動力タービン（
ｆｒｅｅ ｐｏＨｅｒ ｔｕｒｂｉｎｅ） ５が続く
。矢印ｒＦＪは前記動力タービン又は低圧タービン５に
おける動力の取り出しを表す。
すると、ガス発生器は、低圧圧縮機１、高圧圧縮機２及
びガス発生器タービン３からなり、これら低圧圧縮機１
、高圧圧縮機２及びガス発生器タービン３は、総て共通
のシャフトＷに配列されている。ガス発生器の燃焼室は
、参照番号４によって示されている。ガス発生器タービ
ン３の後に空気力学及び熱力学的に自由動力タービン（
ｆｒｅｅ ｐｏＨｅｒ ｔｕｒｂｉｎｅ） ５が続く
。矢印ｒＦＪは前記動力タービン又は低圧タービン５に
おける動力の取り出しを表す。
第１図の実施態様において、高圧圧縮機２は、例えば遠
心圧縮機の形を取り、一方前記低圧圧縮機１は、ここで
は背中合わせに半径方向に羽根を有する複入口半径流圧
縮機として示されている。
心圧縮機の形を取り、一方前記低圧圧縮機１は、ここで
は背中合わせに半径方向に羽根を有する複入口半径流圧
縮機として示されている。
矢印Ｇ、Ｇは、ここで側面図で示す複入口低圧圧縮機１
への左右対称の空気入口（吸気）を示す。
への左右対称の空気入口（吸気）を示す。
この装置において、スクロール（ｓｃｒｏｌｌ）型空気
入ロケーシング６又は６′が設けられ、これら空気入口
ケーシング６又は６′は可変人口案内翼７又は７′を収
容する。本発明に従ってこの装置は、後冷却されるガス
タービン装置を示す。この後冷却する装置において熱は
熱交換器８又は後冷却器の圧縮機主流から取られる。そ
の場合、低圧圧縮器１から下流の領域に、ここにおいて
共通点９に、圧縮機主流が熱交換器８の中に矢印りの方
向に導管で送られ、熱交換器８において冷却され、次い
で高圧圧縮機２によって更に圧縮するために矢印Ｅで示
す方向にガスタービン装置へ戻される。第１図に従って
後冷却するために、水槽１０からポンプ１１を経て熱交
換器８に矢印にの方向に導管で送られる。熱交換器８又
は後冷却機において、矢印にの方向に入れられる水は気
化される。
入ロケーシング６又は６′が設けられ、これら空気入口
ケーシング６又は６′は可変人口案内翼７又は７′を収
容する。本発明に従ってこの装置は、後冷却されるガス
タービン装置を示す。この後冷却する装置において熱は
熱交換器８又は後冷却器の圧縮機主流から取られる。そ
の場合、低圧圧縮器１から下流の領域に、ここにおいて
共通点９に、圧縮機主流が熱交換器８の中に矢印りの方
向に導管で送られ、熱交換器８において冷却され、次い
で高圧圧縮機２によって更に圧縮するために矢印Ｅで示
す方向にガスタービン装置へ戻される。第１図に従って
後冷却するために、水槽１０からポンプ１１を経て熱交
換器８に矢印にの方向に導管で送られる。熱交換器８又
は後冷却機において、矢印にの方向に入れられる水は気
化される。
本装置の発明の概念は、熱交換器８から流出する冷却材
が、矢印りに沿ってガスタービン装置にここで蒸気の形
態で−送られてガスタービン装置の熱効率が高められる
ことである。本実施態様において、この概念は、熱交換
器８から流出する流れＬによって具体化され、この流れ
は管１２′に挿入したパイプＭを通って流れて、構成要
素の冷却のための、特にタービンの冷却のための冷却材
の役目を果たす。矢印ＮとＮ′によって示されているよ
うに、次いでパイプＭからの流れは、ここでガス発生器
タービン３と動力タービン５を冷却するために使用され
る。
が、矢印りに沿ってガスタービン装置にここで蒸気の形
態で−送られてガスタービン装置の熱効率が高められる
ことである。本実施態様において、この概念は、熱交換
器８から流出する流れＬによって具体化され、この流れ
は管１２′に挿入したパイプＭを通って流れて、構成要
素の冷却のための、特にタービンの冷却のための冷却材
の役目を果たす。矢印ＮとＮ′によって示されているよ
うに、次いでパイプＭからの流れは、ここでガス発生器
タービン３と動力タービン５を冷却するために使用され
る。
第２図は、ここで第１の二つの軸流段によって例示され
る模式的に配列された低圧タービン５を示し、この場合
において、段１の入口案内翼は参照番号１２によって示
されており、タービン段１のロータの羽根は参照番号１
３によって示されている。
る模式的に配列された低圧タービン５を示し、この場合
において、段１の入口案内翼は参照番号１２によって示
されており、タービン段１のロータの羽根は参照番号１
３によって示されている。
タービン段１の連合されたロータディスクは参照番号１
４によって示されている。また、タービン段２の案内翼
は、第２図において数字１５で示されており、また、こ
の段に連合されたロータの羽根は１６で示されている。
４によって示されている。また、タービン段２の案内翼
は、第２図において数字１５で示されており、また、こ
の段に連合されたロータの羽根は１６で示されている。
タービン段２のロータの羽根１６は、タービンホイール
（ｔｕｒｂｉｎｅ ｗｈｅｅｌ）又はタービンロータデ
ィスク（ｔｕｒｂｉｎｅ ｒｏｔｏｒ ｄｉｓｋＮ７に
固定される。
（ｔｕｒｂｉｎｅ ｗｈｅｅｌ）又はタービンロータデ
ィスク（ｔｕｒｂｉｎｅ ｒｏｔｏｒ ｄｉｓｋＮ７に
固定される。
次いで第２図について説明すると、矢印Ｎ′によって示
される蒸気の部分は、矢印Ｎ“に沿って中空ノズル翼１
５を貫通するスリーブ１８を通して流れ、局部的に遮蔽
された互いに通じている環状部（ａｎｎｕｌｉ）１９及
び１９′に流れる。ロータディスク１４の同時に回転す
る部分に設けられた一つ又はそれ以上の孔２０を通して
、前記蒸気Ｎ“はロータディスク１４に隣接して位置し
、同時に回転する支持ディスク２１によって形成される
別の環状部２２に達する。外側上方の環状導管２３から
、蒸気は、次にそれぞれの羽根の根部及びロータの羽根
１３内の適当な導管２４に沿って又は横断して羽根を冷
却するために流される。このように到達する蒸気の少な
くとも一部分は、各導管２４及び羽根断面（ｐｒｏｆｉ
ｌｅ）内の別の孔２４′を経て、熱を感する羽根の前縁
を特に集中的に冷却し、最終的に羽根の外側表面に沿っ
て比較的高度の冷却の有効性を達成する為に、熱ガス流
中に放出される。また前記環状導管１９が壁部２５と２
６の間に形成されていることは全く価値のないことであ
るが、該壁部２５及び２６は固定密封手段２７及び２８
の受けを示す。前記固定密封手段２７及び２８はロータ
のラビリンス型密封フィン２９又は３０に相当する。即
ち、ラビリンスフィン３０はロータディスク１７に配置
されており、密封部の他方のラビリンスフィン２９は、
同時に回転するカバーディスク２１によってロータディ
スク１４に配置されている。低圧タービン５に導管で送
られる蒸気Ｎ′の残りの部分は、冷却用の入口案内翼１
２に矢印Ｎ“′の方向に運ばれる。また、この蒸気の進
入は、低圧タービンの外側ケーシングを通して達成され
る。
される蒸気の部分は、矢印Ｎ“に沿って中空ノズル翼１
５を貫通するスリーブ１８を通して流れ、局部的に遮蔽
された互いに通じている環状部（ａｎｎｕｌｉ）１９及
び１９′に流れる。ロータディスク１４の同時に回転す
る部分に設けられた一つ又はそれ以上の孔２０を通して
、前記蒸気Ｎ“はロータディスク１４に隣接して位置し
、同時に回転する支持ディスク２１によって形成される
別の環状部２２に達する。外側上方の環状導管２３から
、蒸気は、次にそれぞれの羽根の根部及びロータの羽根
１３内の適当な導管２４に沿って又は横断して羽根を冷
却するために流される。このように到達する蒸気の少な
くとも一部分は、各導管２４及び羽根断面（ｐｒｏｆｉ
ｌｅ）内の別の孔２４′を経て、熱を感する羽根の前縁
を特に集中的に冷却し、最終的に羽根の外側表面に沿っ
て比較的高度の冷却の有効性を達成する為に、熱ガス流
中に放出される。また前記環状導管１９が壁部２５と２
６の間に形成されていることは全く価値のないことであ
るが、該壁部２５及び２６は固定密封手段２７及び２８
の受けを示す。前記固定密封手段２７及び２８はロータ
のラビリンス型密封フィン２９又は３０に相当する。即
ち、ラビリンスフィン３０はロータディスク１７に配置
されており、密封部の他方のラビリンスフィン２９は、
同時に回転するカバーディスク２１によってロータディ
スク１４に配置されている。低圧タービン５に導管で送
られる蒸気Ｎ′の残りの部分は、冷却用の入口案内翼１
２に矢印Ｎ“′の方向に運ばれる。また、この蒸気の進
入は、低圧タービンの外側ケーシングを通して達成され
る。
蒸気は、矢印Ｎ“′の方向に、孔３１を通してシュラウ
ド端部にある翼支持セグメントによって形成された環状
部３３に導管で送られ、複数の孔３４を通して翼１２に
達する。次いで蒸気は、複数の孔３４又は空洞からそれ
ぞれの翼の外側壁に沿って矢印Ｏ１Ｐ、 Ｒ，及びＳの
方向に羽根の立体部分（ｓｏｌｉｄ ｐｏｒｔｔｏｎ）
内の適当な導管を通して高温ガス流内に導管で送られる
。このように、特に翼の前縁及び熱が高度に加えられる
後縁に沿って、それぞれの翼１２の強力な対流冷却（ｃ
ｏｎｖｅｃｔｉｏｎ ｃｏｏｌｉｎｇ）とは別に、全翼
層の高度に有効な薄膜冷却が達成される。
ド端部にある翼支持セグメントによって形成された環状
部３３に導管で送られ、複数の孔３４を通して翼１２に
達する。次いで蒸気は、複数の孔３４又は空洞からそれ
ぞれの翼の外側壁に沿って矢印Ｏ１Ｐ、 Ｒ，及びＳの
方向に羽根の立体部分（ｓｏｌｉｄ ｐｏｒｔｔｏｎ）
内の適当な導管を通して高温ガス流内に導管で送られる
。このように、特に翼の前縁及び熱が高度に加えられる
後縁に沿って、それぞれの翼１２の強力な対流冷却（ｃ
ｏｎｖｅｃｔｉｏｎ ｃｏｏｌｉｎｇ）とは別に、全翼
層の高度に有効な薄膜冷却が達成される。
第３図は、特に第１図の装置と同様なガスタービン装置
を示し、その装置において、ガス発生器は、同時に総て
共通のシャフトＷに配置されている低圧圧縮機ｌと高圧
圧縮機２及びガス発生器タービン３とからなる。４は結
合された燃焼室を示す。結合された自由動力タービン、
又は低圧タービン５は、ガス発生器の下流に配置され、
動力の取り出しはＦによって示されている。
を示し、その装置において、ガス発生器は、同時に総て
共通のシャフトＷに配置されている低圧圧縮機ｌと高圧
圧縮機２及びガス発生器タービン３とからなる。４は結
合された燃焼室を示す。結合された自由動力タービン、
又は低圧タービン５は、ガス発生器の下流に配置され、
動力の取り出しはＦによって示されている。
第３図の装置は、後冷却装置の基本的な配列に関して第
１図示の装置とほとんど同様である。第１図との実質的
な差は、矢印Ｕに従って後冷却するための冷却材として
、水の代わりに別に発生させられた圧縮空気が使用され
ることである。この配置において、電動機のような発動
機３５は、シャフト３６を通して比較的小さな軸流圧縮
機３７に動力を供給する。軸流圧縮機３７は、矢印Ｔの
方向に外気を吸い込む。圧縮機３７で圧縮された空気は
、後冷却材として矢印Ｕの方向に導管で送られる。この
プロセスにおいて、熱交換器８に矢印Ｖの方向に導管で
送られた圧縮空気は、主流で運ばれる熱の一部分を回収
する。これは、低圧圧縮機１と高圧圧縮機２の間の領域
で起こる。熱交換器８において後冷却中に（矢印Ｖ参照
）適当に調節された圧縮空気は、バイブＭを通して構造
要素、又はケーシングを冷却するための低圧タービン５
のケーシング３８に導管を通して送られる。低圧タービ
ン５のケーシング３８を冷却した後、後冷却空気は、次
いで矢印Ｚの方向に大気中に吐き出される。低圧タービ
ンのケーシング３８を冷却するこの作用は、弁３９によ
って中断、或いは変化させることができる。この弁は、
それぞれのケーシング３８又は連合される摩損されるラ
イナー（ｌｉｎｅｒｓ）を羽根が過度に過酷に擦るのを
妨げるようにエンジンの加速段階の開始後数秒間タービ
ン構成要素の冷却を遅らせるためにも使用することがで
きる。低圧タービン５のケーシング３８を冷却する作用
は、加速段階の最初の数秒開切られるか又は中断される
間、調節された熱交換器の出口空気は、矢印Ｘの方向に
大気中に吐き出されるか、よそで別の使用のためによそ
へ導管で送られる。
１図示の装置とほとんど同様である。第１図との実質的
な差は、矢印Ｕに従って後冷却するための冷却材として
、水の代わりに別に発生させられた圧縮空気が使用され
ることである。この配置において、電動機のような発動
機３５は、シャフト３６を通して比較的小さな軸流圧縮
機３７に動力を供給する。軸流圧縮機３７は、矢印Ｔの
方向に外気を吸い込む。圧縮機３７で圧縮された空気は
、後冷却材として矢印Ｕの方向に導管で送られる。この
プロセスにおいて、熱交換器８に矢印Ｖの方向に導管で
送られた圧縮空気は、主流で運ばれる熱の一部分を回収
する。これは、低圧圧縮機１と高圧圧縮機２の間の領域
で起こる。熱交換器８において後冷却中に（矢印Ｖ参照
）適当に調節された圧縮空気は、バイブＭを通して構造
要素、又はケーシングを冷却するための低圧タービン５
のケーシング３８に導管を通して送られる。低圧タービ
ン５のケーシング３８を冷却した後、後冷却空気は、次
いで矢印Ｚの方向に大気中に吐き出される。低圧タービ
ンのケーシング３８を冷却するこの作用は、弁３９によ
って中断、或いは変化させることができる。この弁は、
それぞれのケーシング３８又は連合される摩損されるラ
イナー（ｌｉｎｅｒｓ）を羽根が過度に過酷に擦るのを
妨げるようにエンジンの加速段階の開始後数秒間タービ
ン構成要素の冷却を遅らせるためにも使用することがで
きる。低圧タービン５のケーシング３８を冷却する作用
は、加速段階の最初の数秒開切られるか又は中断される
間、調節された熱交換器の出口空気は、矢印Ｘの方向に
大気中に吐き出されるか、よそで別の使用のためによそ
へ導管で送られる。
後冷却空気Ｖを有利に利用する他のオプションは、低圧
タービン５（第３図）が始動させられるとき、ケーシン
グ３８を加熱させるために後冷却空気Ｖを使用すること
である。このために、弁３９は、ケーシング３８に後冷
却空気■を４管で送るために使用され、ケーシング３８
は最初の作動段階中筬冷却空気を加熱する。このように
、通常ケーシング３８と結合される熱被覆板（ｔｈｅｒ
ｍａｌ ｌａｇ）はケーシング３８とロータディスク上
のロータの羽根の間の隙間を狭くするように減じること
ができる。ケーシング３８が加熱されると、弁３９が操
作されて、後冷却空気が船外に漏らされるか（矢印Ｘ）
又は後冷却空気は冷却等の他の仕事のために使用される
。
タービン５（第３図）が始動させられるとき、ケーシン
グ３８を加熱させるために後冷却空気Ｖを使用すること
である。このために、弁３９は、ケーシング３８に後冷
却空気■を４管で送るために使用され、ケーシング３８
は最初の作動段階中筬冷却空気を加熱する。このように
、通常ケーシング３８と結合される熱被覆板（ｔｈｅｒ
ｍａｌ ｌａｇ）はケーシング３８とロータディスク上
のロータの羽根の間の隙間を狭くするように減じること
ができる。ケーシング３８が加熱されると、弁３９が操
作されて、後冷却空気が船外に漏らされるか（矢印Ｘ）
又は後冷却空気は冷却等の他の仕事のために使用される
。
第４図は、ただ模式的に示されている第１図示のケーシ
ングの構成要素を冷却するための設備を有する低圧ター
ビン５の詳細図を示す。第４図に従って、三つの連続す
るタービン段階のノズル案内翼は、１４′、１５’及び
１６′であり、連合されるロータの羽根は、１７′、１
８’及び１９’である。種々のノズル翼１４′、１５′
、及び１６′の左側に連合されるルートセグメント（ｒ
ｏｏｔ ｓｅｇｍｅｎｔｓ）２０２１′、及び２２′が
、タービンケーシング１０′（内側部分）のフック２３
′、２４’及び２５′から吊るされている。右側に、ル
ートセグメント２０′、２１’及び２２′がロータの羽
根のシュラウド先端を包囲する密封セグメント受け２６
’ 、２７’ 、２８’から吊るされている。密封セグ
メント受けは、一方においてケーシングフック２９′、
３０’ 、３１’から吊るされており、また他方におい
てそれらは、ケーシングフックの端部、例えば２４′、
２５’と隣接するルートセグメントの部分例えば２１′
、２２’の間に押し込まれている。
ングの構成要素を冷却するための設備を有する低圧ター
ビン５の詳細図を示す。第４図に従って、三つの連続す
るタービン段階のノズル案内翼は、１４′、１５’及び
１６′であり、連合されるロータの羽根は、１７′、１
８’及び１９’である。種々のノズル翼１４′、１５′
、及び１６′の左側に連合されるルートセグメント（ｒ
ｏｏｔ ｓｅｇｍｅｎｔｓ）２０２１′、及び２２′が
、タービンケーシング１０′（内側部分）のフック２３
′、２４’及び２５′から吊るされている。右側に、ル
ートセグメント２０′、２１’及び２２′がロータの羽
根のシュラウド先端を包囲する密封セグメント受け２６
’ 、２７’ 、２８’から吊るされている。密封セグ
メント受けは、一方においてケーシングフック２９′、
３０’ 、３１’から吊るされており、また他方におい
てそれらは、ケーシングフックの端部、例えば２４′、
２５’と隣接するルートセグメントの部分例えば２１′
、２２’の間に押し込まれている。
第４図に従って、先に既に第３図に示したパイプＭは、
更に外側に配置されたケーシング壁３５′とそれから半
径方向に距離をおいて配置されたケーシング壁１３′の
間に形成された環状導管３３′内に通じている。その半
径方向内側壁１３′と更に内側に配置されたタービンケ
ーシングの壁１０’の間に環状部３２′が形成されてお
り、この環状部は衝突冷却孔（ｉｍｐｒｉｎｇｅｍｅｎ
ｔ）１１ ’を通して更に外側に配置された環状導管３
３′と通じている。弁３９が開くとき、後冷却された空
気■は、バイブＭを通して外側の環状導管３３′内に流
れ、該環状導管３３′から後冷却された空気は前記衝突
冷却孔１１’を通してフック又はフック領域を有するケ
ーシングの内側壁部分１０’の領域に選択的に吹き付け
られる。
更に外側に配置されたケーシング壁３５′とそれから半
径方向に距離をおいて配置されたケーシング壁１３′の
間に形成された環状導管３３′内に通じている。その半
径方向内側壁１３′と更に内側に配置されたタービンケ
ーシングの壁１０’の間に環状部３２′が形成されてお
り、この環状部は衝突冷却孔（ｉｍｐｒｉｎｇｅｍｅｎ
ｔ）１１ ’を通して更に外側に配置された環状導管３
３′と通じている。弁３９が開くとき、後冷却された空
気■は、バイブＭを通して外側の環状導管３３′内に流
れ、該環状導管３３′から後冷却された空気は前記衝突
冷却孔１１’を通してフック又はフック領域を有するケ
ーシングの内側壁部分１０’の領域に選択的に吹き付け
られる。
前記ケーシングフック（例えば２３′、２９′、又は２
４′）について言えば、衝突冷却空気は、それぞれの最
も大きな熱質量（ｔｈｅｒｍａｌ ｍａｓｓｅｓ ）を
含む内側壁１０’のそれらの領域に吹き付けられる。こ
の点で、本発明は、ガスタービン装置が加速されるとき
、前記ロータの羽根１７′、１８’ 、１９’の応答は
非常に速く（急速な膨張）、一方連合されるケーシング
、ここでは内側部分１０′は、そのより大きな質量のた
めに遅れ、その熱膨張は遅らせられると云う一般的な技
術的な考慮に基づくものである。したがって関係のある
タービンの羽根の隙間が、かみ合う密封ライナーの溝を
切る摩耗軸ｒＯｏｖｉｎｇ ｗｅａｒ）が生ずる迄ひど
く減じられ、次いで後冷却（熱交喚器８）によって得ら
れる冷却、或いは制御或いは衝突空気（矢印Ｆ）が、加
速が往するときから充分に有効であるとき、内側ケーシ
ング部分１０′の膨張は、−層遅く遅れさせられる。
４′）について言えば、衝突冷却空気は、それぞれの最
も大きな熱質量（ｔｈｅｒｍａｌ ｍａｓｓｅｓ ）を
含む内側壁１０’のそれらの領域に吹き付けられる。こ
の点で、本発明は、ガスタービン装置が加速されるとき
、前記ロータの羽根１７′、１８’ 、１９’の応答は
非常に速く（急速な膨張）、一方連合されるケーシング
、ここでは内側部分１０′は、そのより大きな質量のた
めに遅れ、その熱膨張は遅らせられると云う一般的な技
術的な考慮に基づくものである。したがって関係のある
タービンの羽根の隙間が、かみ合う密封ライナーの溝を
切る摩耗軸ｒＯｏｖｉｎｇ ｗｅａｒ）が生ずる迄ひど
く減じられ、次いで後冷却（熱交喚器８）によって得ら
れる冷却、或いは制御或いは衝突空気（矢印Ｆ）が、加
速が往するときから充分に有効であるとき、内側ケーシ
ング部分１０′の膨張は、−層遅く遅れさせられる。
これはまた、密封部において悪化させられた溝を切る摩
耗を生じさせる。より重大なことがなにもなくても、こ
れは、羽根の先端或いは先端密封部に比較的ひどい摩耗
を生じさせ、且つ摩耗されるライニングに比較的ひどい
摩耗を生じさせる。従ってパイロット弁３９（第３図）
を使用して、エンジンの始動段階内で数秒間通常生ずる
過度にひどい溝を切る摩耗を防止することができる。
耗を生じさせる。より重大なことがなにもなくても、こ
れは、羽根の先端或いは先端密封部に比較的ひどい摩耗
を生じさせ、且つ摩耗されるライニングに比較的ひどい
摩耗を生じさせる。従ってパイロット弁３９（第３図）
を使用して、エンジンの始動段階内で数秒間通常生ずる
過度にひどい溝を切る摩耗を防止することができる。
これは実施態様において、明らかに特徴とするものでは
ないけれども、発明の概念は、空気、水或いは蒸気を使
用するだけでなく、考えられるところでは液化された金
属熱伝達媒体を後冷却のために使用し、特に構成要素の
冷却のために、装置の、或いは関係のあるタービンの構
造要素を熱的に制御するためにもタービン装置の作動プ
ロセスにおいてこの熱伝達媒体を利用するオプションを
も包含する。
ないけれども、発明の概念は、空気、水或いは蒸気を使
用するだけでなく、考えられるところでは液化された金
属熱伝達媒体を後冷却のために使用し、特に構成要素の
冷却のために、装置の、或いは関係のあるタービンの構
造要素を熱的に制御するためにもタービン装置の作動プ
ロセスにおいてこの熱伝達媒体を利用するオプションを
も包含する。
第１図乃至３図のガスタービン装置の実施態様から逸脱
して、本発明は、高圧システムのシャフト上の高圧圧縮
機と低圧システムの別のシャフト上の低圧圧縮機間に後
冷却を備える。この場合、したがって高圧圧縮システム
或いはガス発生器は、単に構成要素２．３及び４からな
り、一方低圧タービン５は、ガス発注器の管状シャフト
Ｗを通して別のシャフトを介して作動され、低圧システ
ムの別のシャフト上の低圧圧縮機１を駆動する。
して、本発明は、高圧システムのシャフト上の高圧圧縮
機と低圧システムの別のシャフト上の低圧圧縮機間に後
冷却を備える。この場合、したがって高圧圧縮システム
或いはガス発生器は、単に構成要素２．３及び４からな
り、一方低圧タービン５は、ガス発注器の管状シャフト
Ｗを通して別のシャフトを介して作動され、低圧システ
ムの別のシャフト上の低圧圧縮機１を駆動する。
第１乃至３図の実施態様から、或いは先に述べた実施態
様から逸脱して、或いはその補足に（ｃ。
様から逸脱して、或いはその補足に（ｃ。
ｍｐｌｅｍｅｎｔａＬｉｏｎ）において、本発明は、ま
た軸流の高圧及び低圧部分、又は高圧及び低圧圧縮機に
も適用される。
た軸流の高圧及び低圧部分、又は高圧及び低圧圧縮機に
も適用される。
本発明の別の展開において、高圧圧縮機は遠心型のもの
であってもよく、一方低圧圧縮機は軸流型であっても良
い。
であってもよく、一方低圧圧縮機は軸流型であっても良
い。
既に第１図を参照して示したように、ポンプ１１が水を
送り出すために設けられ、水はここに、外部の水槽１０
から供給される。第１図に示されているポンプによる送
り出しは、いかなる他の媒体が後冷却のために使用され
ようとも、また媒体が金属熱伝達媒体であっても適用さ
れる。
送り出すために設けられ、水はここに、外部の水槽１０
から供給される。第１図に示されているポンプによる送
り出しは、いかなる他の媒体が後冷却のために使用され
ようとも、また媒体が金属熱伝達媒体であっても適用さ
れる。
以上説明したように本発明に係るガスタービン装置は、
冷却材をサイクルに戻すことにより、そして特に、一つ
又はいくつかのタービンのノズル案内翼又はロータの羽
根のような構成要素を冷却するために冷却材を使用する
ことにより、全サイクルについて、後冷却器からの、又
は目的のために設けられた熱交換器からの冷却材を有効
に使用することを可能にする。
冷却材をサイクルに戻すことにより、そして特に、一つ
又はいくつかのタービンのノズル案内翼又はロータの羽
根のような構成要素を冷却するために冷却材を使用する
ことにより、全サイクルについて、後冷却器からの、又
は目的のために設けられた熱交換器からの冷却材を有効
に使用することを可能にする。
第１図は、第１の実施態様の、後冷却材として水を使用
する後冷却されるガスタービン装置の上半部の模式的配
列を示す正面図であり、第２図は、第１図の過程によっ
て得られる蒸気のような冷却材及び羽根を冷却する目的
で該冷却材を入れることを特徴とする低圧タービンの模
式配列を示す部分正面図であり、 第３図は、熱交換器又は後冷却器の出口空気をタービン
ケーシング（低圧タービン）の冷却のために入れる可変
手段に加えて後冷却材として外部から供給される圧縮機
の空気を使用する第２の実施態様の後冷却されるガスタ
ービン装置の上半部の模式配列を示す正面図であり、ま
た 第４図は、この低圧タービンの各ケーシングに一定時間
後に衝突させる冷却空気として後冷却されたブ０セス空
気（ｐｒｏｃｅｓｓ ａｉｒ）の使用を特徴とする第３
図の過程に関して多段低圧タービンを示す、表示を明瞭
にするために一部切欠して示す部分正面図である。 １−・−・低圧タービン（低圧圧縮機） 、２−−−−
−−一高圧タービン（高圧圧縮機）、計−・・−・−ガ
ス発生器タービン、Ｗ−・・・−シャフト、５・−−−
−−−・自由動力タービン又は低圧タービン、８・−・
−熱交換器、１２．１５・・−・・・−・案内翼、１３
−・−ロータの羽根、１０ ’ 、２３ ’ 、２９
’２４′−・・−・タービンケーシングの構造物、１７
’１８′、１９’ −一・・・・−ロータの羽根、３
７−・−・・圧縮機、３８・−・ケーシング、３９−・
・−・−パイロット弁。 ＦＩＧ、３
する後冷却されるガスタービン装置の上半部の模式的配
列を示す正面図であり、第２図は、第１図の過程によっ
て得られる蒸気のような冷却材及び羽根を冷却する目的
で該冷却材を入れることを特徴とする低圧タービンの模
式配列を示す部分正面図であり、 第３図は、熱交換器又は後冷却器の出口空気をタービン
ケーシング（低圧タービン）の冷却のために入れる可変
手段に加えて後冷却材として外部から供給される圧縮機
の空気を使用する第２の実施態様の後冷却されるガスタ
ービン装置の上半部の模式配列を示す正面図であり、ま
た 第４図は、この低圧タービンの各ケーシングに一定時間
後に衝突させる冷却空気として後冷却されたブ０セス空
気（ｐｒｏｃｅｓｓ ａｉｒ）の使用を特徴とする第３
図の過程に関して多段低圧タービンを示す、表示を明瞭
にするために一部切欠して示す部分正面図である。 １−・−・低圧タービン（低圧圧縮機） 、２−−−−
−−一高圧タービン（高圧圧縮機）、計−・・−・−ガ
ス発生器タービン、Ｗ−・・・−シャフト、５・−−−
−−−・自由動力タービン又は低圧タービン、８・−・
−熱交換器、１２．１５・・−・・・−・案内翼、１３
−・−ロータの羽根、１０ ’ 、２３ ’ 、２９
’２４′−・・−・タービンケーシングの構造物、１７
’１８′、１９’ −一・・・・−ロータの羽根、３
７−・−・・圧縮機、３８・−・ケーシング、３９−・
・−・−パイロット弁。 ＦＩＧ、３
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 （１）圧縮機の高圧部から流出する圧縮機の空気が、該
空気が圧縮機の低圧部に入る前に外部から供給される冷
却材を使用して熱交換器を通して後冷却されるガスター
ビン装置において、該後冷却される冷却材が、タービン
の冷却のために使用されることを特徴とするガスタービ
ン装置。 （２）流出する冷却材が、一つ又はいくつかのタービン
（５）のノズル案内翼及び／又はロータの羽根（１２、
１３）を冷却するために使用されることを特徴とする請
求項１に記載のガスタービン装置。 （３）流出する冷却材が、タービンケーシングを冷却す
るために使用されることを特徴とする請求項１、２に記
載のガスタービン装置。 （４）流出する冷却材が、ガスタービン装置の構成要素
、特に半径方向隙間制御用のタービンケーシングの構造
物（１０′又は２３′、２９′、２４′）を冷却するた
めに使用されることを特徴とする請求項１に記載のガス
タービン装置。 （５）冷却材が、空気、水、蒸気又は液化された金属熱
伝達媒体であることを特徴とする請求項１乃至４の何れ
か一項に記載のガスタービン装置。 （６）後冷却装置が、高圧部と低圧部の間か又は共通の
ガス発生器のシャフト（Ｗ）に配列された高圧タービン
と低圧タービン（２、１）の間に設けられていることを
特徴とする請求項１乃至５のいずれか一項に記載のガス
タービン装置。 （７）後冷却装置が、高圧システム（ガス発生器）に配
置された高圧圧縮機と低圧システムのシャフトに配列さ
れた低圧圧縮機の間に設けられていることを特徴とする
請求項１乃至６のいずれか一項に記載のガスタービン装
置。 （８）高圧部及び低圧部又は関連がある高圧圧縮機及び
低圧圧縮機が、軸流型であることを特徴とする請求項６
又は７に記載のガスタービン装置。 （９）高圧圧縮機が圧縮機の遠心型であり、低圧圧縮機
が圧縮機の軸流型であることを特徴とする請求項６又は
７に記載のガスタービン装置。 （１０）高圧圧縮機（２）が遠心型圧縮機の形を取り、
低圧圧縮機（１）が、低圧圧縮機の空気（Ｄ）用の共通
の空気出口を通して後冷却のための熱交換器（８）に接
続されている背中合わせに羽根を有する複入口半径流圧
縮機の形を取ることを特徴とする請求項６又は７に記載
のガスタービン装置。 （１１）水又は液状金属熱伝達媒体が、ポンプによって
送り出されることを特徴とする後冷却のために水又は液
状金属熱伝達媒体を使用する請求項５に記載のガスター
ビン装置。（１２）空気（Ｕ）が、別々に電動機により
駆動される圧縮機（３７）を通して熱交換器（８）に送
り出されることを特徴とする後冷却のために空気を使用
する請求項５に記載のガスタービン装置。 （１３）熱交換器から流出する冷却材（Ｖ）が、作動サ
イクル中のロータの羽根（１７′、１８′、１９′）及
びケーシング（１０′）の変化する熱膨張に併せてパイ
ロット弁（３９）によって切り換えられるか或いは接続
又は切断されることを特徴とする請求項４に記載のガス
タービン装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE3817986A DE3817986A1 (de) | 1988-05-27 | 1988-05-27 | Gasturbinenanlage mit zwischenkuehlung |
| DE3817986.5 | 1988-05-27 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0219613A true JPH0219613A (ja) | 1990-01-23 |
Family
ID=6355213
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1132532A Pending JPH0219613A (ja) | 1988-05-27 | 1989-05-24 | ガスタービン装置 |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP0348676A3 (ja) |
| JP (1) | JPH0219613A (ja) |
| DE (1) | DE3817986A1 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013060948A (ja) * | 2011-09-12 | 2013-04-04 | Alstom Technology Ltd | ガスタービン |
Families Citing this family (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5351478A (en) * | 1992-05-29 | 1994-10-04 | General Electric Company | Compressor casing assembly |
| DE4344857A1 (de) * | 1993-12-29 | 1995-07-06 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zum Betreiben einer Gasturbine in einem einfachen und einem mit einer Dampfturbine kombinierten Zyklus |
| DE19821881C2 (de) * | 1998-05-15 | 2002-11-14 | Henschel Wehrtechnik Gmbh | Vorrichtung zur Verminderung der IR-Signatur von Warmluftaustrittsbereichen der Außenfläche ortsveränderlicher Objekte |
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