RU2287072C2 - Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину - Google Patents
Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину Download PDFInfo
- Publication number
- RU2287072C2 RU2287072C2 RU2003121392/06A RU2003121392A RU2287072C2 RU 2287072 C2 RU2287072 C2 RU 2287072C2 RU 2003121392/06 A RU2003121392/06 A RU 2003121392/06A RU 2003121392 A RU2003121392 A RU 2003121392A RU 2287072 C2 RU2287072 C2 RU 2287072C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling air
- rotor
- air
- chamber
- radial
- Prior art date
Links
Images
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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
-
- 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
-
- 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
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
-
- 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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/55—Seals
- F05D2240/56—Brush seals
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- 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)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Abstract
Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, в которой охлаждающий воздух от источника высокого давления поступает внутрь газовой турбины и перемещается в радиальные ускорители. Радиальные ускорители вызывают тангенциальное ускорение воздуха в направлении окружного движения поверхности ротора. После ускорения охлаждающего воздуха до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия. Затем охлаждающий воздух выпускается в полый ротор при соответственно уменьшенном радиусе выхода. Система содержит лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением для отделения камеры для подачи воздуха в радиальные отверстия от камеры, которая сообщается с передним пространством ротора в 1-й ступени турбины, посредством образования промежуточной камеры, которая предотвращает смешивание потока вследствие утечки от осевого компрессора с потоком охлаждающего воздуха от ускорителей. Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением приспособлено для отделения нагнетательной стороны компрессора от камеры, которая сообщается с передним пространством ротора, в 1-й ступени турбины. При этом щеточное уплотнение по направлению потока расположено после лабиринтного уплотнения. Изобретение направлено на повышение общего к.п.д. системы. 2 з.п. ф-лы, 2 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к системе подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину.
Как известно, газовые турбины - это машины, которые состоят из компрессора и турбины с одной или несколькими ступенями, причем эти составные части соединены друг с другом вращающимся валом, а между компрессором и турбиной расположена камера сгорания.
Воздух, получаемый из внешней среды, подается в компрессор для его сжатия.
Внутрь камеры сгорания вводится топливо, которое воспламеняют посредством соответствующих свечей зажигания для возникновения горения, которое предназначено для повышения температуры и давления и, таким образом, энтальпии газа.
Затем высокотемпературный газ, находящийся под высоким давлением, по соответствующим трубам достигает различных ступеней турбины, которая преобразует энтальпию газа в механическую энергию, доступную для пользователя.
В области технологии газовых турбин фактически предпринимались большие усилия по улучшению термодинамического к.п.д. системы, например, изготовлением газовых турбин, которые работают при все более высоких температурах.
В этой связи для того, чтобы турбины могли работать при этих более высоких температурах газов, которые могут быть даже выше температур, которые обычно могут выдерживать материалы внутренних частей машины, предпринимались большие усилия по разработке эффективных способов охлаждения материалов внутренних частей газовых турбин.
В частности, известно, что имеются части газовой турбины в контуре горячего газа, как например, сопла турбины и лопатки ротора, которые подвергаются воздействию очень высоких температур и нуждаются в значительных количествах охлаждающего воздуха.
Как также известно, часто используют полый ротор турбины для подачи потока воздуха, который необходим для охлаждения лопаток.
Воздух, который поступает от нагнетательной стороны компрессора, радиально вводится внутрь ротора.
Затем воздух центробежно проходит по контуру ротора для того, чтобы затем подниматься по внутренней части контура, пока не достигнет лопаток.
Трудность в конструировании этих систем связана, главным образом, с местом нахождения поверхности раздела между вращающимся валом и статором, куда поступает воздух, и с частью контура ротора, в которой осуществляется центростремительное движение охлаждающего воздуха.
Эта система связана с различными существенными проблемами, первой из которых является нагрев из-за трения воздуха, поступающего от нагнетательной стороны компрессора.
Вторая проблема, известная из уровня техники, связана, в частности, с потерей давления при подаче воздуха от системы статора к системе ротора.
Третья проблема связана с утечкой воздуха, которая увеличивает потери в к.п.д., и утечкой воздуха, которая уменьшает поток охлаждающего воздуха к лопаткам.
Наконец, возникают нежелательные акустические эффекты (которые так же известны, как вихревой свист), вызываемые вихревым движением воздуха внутри ротора.
В отношении состояния уровня техники можно отметить, что первая и вторая проблемы решаются посредством использования радиального статорного распределителя (ускорителя), который, используя энергию воздуха, нагнетаемого компрессором, ускоряет воздух для того, чтобы его скорость соответствовала окружной скорости ротора в месте, предварительно выбранном для введения воздуха.
Это расширение вызывает понижение общей температуры относительно ротора и, таким образом, позволяет также уменьшить скорость потока, которая необходима для охлаждения лопаток, с получением очевидных преимуществ в отношении к.п.д. термодинамического цикла.
Кроме того, приспособление окружной скорости воздуха к окружной скорости ротора сводит к минимуму общие потери давления, вызываемые подачей потока охлаждающего воздуха внутрь ротора (решение этой проблемы описано в патенте США 4541774).
Таким образом, создается кольцевой канал вокруг части ротора, в которой предусмотрены радиальные вводные отверстия для охлаждающего воздуха и которая находится при температуре и давлении, которые ниже температуры и давления на нагнетательной стороне компрессора.
Предлагается система с двойным уплотнением для предотвращения всасывания воздуха от нагнетательной стороны компрессора в этот кольцевой подающий канал.
Действительно, два уплотнения служат цели создания дополнительной камеры низкого давления, которая сообщается с передним пространством ротора в 1-й ступени турбины газовой генераторной установки, т.е. по направлению потока после сопел 1-й ступени газовой генераторной установки.
Посредством этого осуществляется также продувка пространства ротора воздухом, который утекает из двух уплотнений.
Третье уплотнение отделяет канал от области низкого давления, т.е. той, которая находится около опоры №2 газовой генераторной установки, или той, которая по направлению потока находится после сопел первой ступени газовой генераторной установки, и должно ограничивать утечки, влияющие на к.п.д.
В уплотнительной системе используется смешанная компоновка из лабиринтных уплотнений в сочетании с щеточными уплотнениями, которые повышают эффективность контролирования утечек.
Наконец, радиальные отверстия, выполненные в роторе, предназначены для наложения усиленного завихрения на центростремительное движение воздуха и проходят на соответствующий радиус, обеспечивающий предотвращение образования вихревого свистка внутри полостей ротора (дезавихритель с радиальными отверстиями).
Таким образом, задачей настоящего изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая действует таким образом, что удовлетворяет вышеописанным требованиям.
Другой задачей изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая может предотвратить нагрев вследствие трения воздуха, поступающего от нагнетательной стороны компрессора.
Другой задачей изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в турбину, которая предотвращает потери давления, вызываемые подачей воздуха от системы статора к системе ротора.
Еще одной задачей изобретения является создание системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая делает возможным уменьшение, по возможности, утечек воздуха, увеличивающих потери в к.п.д., и утечек воздуха, которые уменьшают поток охлаждающего воздуха к лопаткам.
Дополнительная задача изобретения состоит в создании системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая может предотвратить возникновение нежелательных акустических эффектов при движении воздуха внутри ротора.
Эти и другие задачи согласно изобретению решаются посредством системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, в которой охлаждающий воздух от источника высокого давления поступает внутрь газовой турбины и перемещается в радиальные ускорители, которые вызывают тангенциальное ускорение воздуха в направлении окружного движения поверхности ротора, причем после ускорения указанного воздуха по существу до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия и во время прохождения радиально через указанные радиальные отверстия испытывает уменьшение величины тангенциального движения посредством закона усиленного завихрения, а затем охлаждающий воздух выпускается в полый ротор при соответственно уменьшенном радиусе выхода.
В частности, ряд лабиринтных уплотнений в сочетании с щеточными уплотнениями отделяет камеру для подачи воздуха в радиальные отверстия от среды низкого давления газовой турбины.
Кроме того, после ускорения охлаждающего воздуха до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия с минимальными потерями общего давления и при пониженной относительной общей температуре.
Дополнительные отличительные признаки настоящего изобретения определены в других пунктах формулы изобретения данной заявки.
Отличительные признаки и преимущества системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину согласно настоящему изобретению станут очевиднее из нижеследующего описания типичного варианта осуществления изобретения, приведенного в качестве неисключительного примера со ссылкой на сопровождающие схематические чертежи, на которых:
фиг.1 показывает схематический вид в разрезе системы подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину согласно настоящему изобретению, и
фиг.2 подробно показывает в разрезе место ввода воздуха в ротор согласно настоящему изобретению.
Теперь с особой ссылкой на вышеупомянутые фигуры описывается конструкция и принцип действия системы согласно настоящему изобретению, которая в целом обозначена позицией 10.
Охлаждающий воздух от источника высокого давления поступает в турбинный двигатель.
В данном случае охлаждающий воздух поступает от внутренней поверхности нагнетательного диффузора 11 осевого компрессора газовой турбины.
Отсюда охлаждающий воздух проходит в радиальные ускорители 12, которые вызывают тангенциальное ускорение воздуха в том же самом направлении, как и направление окружного движения противоположной поверхности ротора.
После ускорения воздуха до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия 13 с минимальными потерями общего давления и при пониженной относительной общей температуре.
Во время прохождения охлаждающего воздуха радиально через радиальные отверстия 13 величина тангенциального движения охлаждающего воздуха уменьшается посредством закона усиленного завихрения (иначе известного как дезавихритель с радиальными отверстиями).
Охлаждающий воздух выпускается в полый ротор при соответственно уменьшенном радиусе 14 выхода для того, чтобы предотвратить возможность вышеупомянутого возникновения вихревого свистка, связанного с высокой величиной маха у тангенциального выхода.
Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением 16 отделяет камеру для подачи воздуха в радиальные отверстия от среды низкого давления вокруг опоры №2, обозначенной позицией 15.
Благодаря использованию лабиринтного уплотнения в сочетании с щеточным уплотнением сводится к минимуму утечка, при этом для улучшения общего к.п.д. системы щеточное уплотнение по направлению потока расположено после лабиринтного уплотнения.
Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением 17 отделяет камеру для подачи воздуха к радиальным отверстиям 13 от камеры, которая сообщается с первым пространством 20 ротора, т.е. областью между диффузором компрессора (нагнетателя) и областью 20 непосредственно перед ротором турбины, посредством соответствующих каналов 18 и калиброванных отверстий 19.
Скорость утечки контролируется посредством использования лабиринтного уплотнения в сочетании с щеточным уплотнением, при этом для улучшения к.п.д. системы щеточное уплотнение по направлению потока расположено после лабиринтного уплотнения.
Эта утечка образует часть потока для продувки первого пространства 20 ротора.
Лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением 21 отделяет нагнетательную сторону компрессора от камеры 22, которая сообщается с первым пространством ротора посредством соответствующих каналов 18 и калиброванных отверстий 19.
Представленное описание делает очевидными отличительные признаки и преимущества системы согласно настоящему изобретению, предназначенной для подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину.
Теперь будут сделаны нижеследующие указания и замечания для того, чтобы яснее и точнее определить указанные преимущества.
Во-первых, система согласно изобретению является системой с двойным уплотнением и с промежуточной камерой, которая предотвращает смешивание потока вследствие утечки от осевого компрессора с потоком охлаждающего воздуха от ускорителей (преимущества для охлаждения лопаток) и делает возможным повторный впуск в канал потока вследствие утечки от нагнетательной стороны компрессора и потока от системы ускорителей, что фактически обеспечивает значительные выгоды в отношении к.п.д. термодинамического цикла.
Кроме того, она содержит простую дезавихрительную систему, получаемую посредством радиальных отверстий в валу компрессора, что, таким образом, исключает необходимость в дорогостоящих технологических операциях и сложных конструктивных решениях для изготовления профилированного дезавихрителя.
Наконец, система представляет собой уплотнительную систему с лабиринтными уплотнениями и щеточными уплотнениями, которые делают возможной высокую степень удерживания потока вследствие утечки, что фактически обеспечивает значительные выгоды в отношении термодинамического цикла.
Теоретические и экспериментальные результаты оказались настолько удовлетворительными, что эта система может быть использована для новых газовых турбин.
Наконец, очевидно, что в системе подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, которая является предметом настоящего изобретения, могут быть сделаны многочисленные изменения, не отступая от признаков новизны, свойственных сущности изобретения.
Кроме того, очевидно, что при практическом осуществлении изобретения могут быть в соответствии с потребностями использованы любые материалы, размеры и формы, которые могут быть заменены другими, технически равноценными материалами, размерами и формами.
Объем настоящего изобретения определен в прилагаемой формуле изобретения.
Claims (3)
1. Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину, в которой охлаждающий воздух от источника высокого давления поступает внутрь газовой турбины и перемещается в радиальные ускорители, которые вызывают тангенциальное ускорение воздуха в направлении окружного движения поверхности ротора, а после ускорения охлаждающего воздуха до окружной скорости ротора он входит в радиальные отверстия и во время прохождения радиально через радиальные отверстия испытывает уменьшение величины тангенциального движения посредством закона усиленного завихрения, а затем охлаждающий воздух выпускается в полый ротор при соответственно уменьшенном радиусе выхода, причем система содержит лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением для отделения камеры для подачи воздуха в радиальные отверстия от камеры, которая сообщается с передним пространством ротора в 1-й ступени турбины, посредством образования промежуточной камеры, которая предотвращает смешивание потока вследствие утечки от осевого компрессора с потоком охлаждающего воздуха от ускорителей, отличающаяся тем, что лабиринтное уплотнение в сочетании с щеточным уплотнением приспособлено для отделения нагнетательной стороны компрессора от камеры, которая сообщается с передним пространством ротора, в 1-й ступени турбины, поток вследствие утечки контролируется посредством использования лабиринтных уплотнений в сочетании с щеточными уплотнениями, при этом щеточное уплотнение по направлению потока расположено после лабиринтного уплотнения для улучшения общего к.п.д. системы.
2. Система подачи охлаждающего воздуха по п.1, отличающаяся тем, что ряд лабиринтных уплотнений в сочетании с щеточными уплотнениями отделяет камеру для подачи воздуха в радиальные отверстия от среды низкого давления газовой турбины.
3. Система подачи охлаждающего воздуха по п.1, отличающаяся тем, что охлаждающий воздух поступает от внутренней поверхности выпускного диффузора осевого компрессора.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
ITMI2000A002719 | 2000-12-15 | ||
IT2000MI002719A IT1319552B1 (it) | 2000-12-15 | 2000-12-15 | Sistema per adduzione di aria di raffreddamento in una turbina a gas |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2003121392A RU2003121392A (ru) | 2005-01-10 |
RU2287072C2 true RU2287072C2 (ru) | 2006-11-10 |
Family
ID=11446240
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2003121392/06A RU2287072C2 (ru) | 2000-12-15 | 2001-12-05 | Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6923005B2 (ru) |
EP (1) | EP1343950B1 (ru) |
JP (1) | JP4111827B2 (ru) |
KR (1) | KR100779286B1 (ru) |
AU (1) | AU2002234569A1 (ru) |
CA (1) | CA2430739C (ru) |
DE (1) | DE60104722T2 (ru) |
IT (1) | IT1319552B1 (ru) |
RU (1) | RU2287072C2 (ru) |
WO (1) | WO2002048525A2 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11421597B2 (en) | 2019-10-18 | 2022-08-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Tangential on-board injector (TOBI) assembly |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB2408548A (en) * | 2003-11-25 | 2005-06-01 | Alstom Technology Ltd | Finned seals for turbomachinery |
US7914253B2 (en) * | 2007-05-01 | 2011-03-29 | General Electric Company | System for regulating a cooling fluid within a turbomachine |
EP2431574A1 (en) * | 2010-09-20 | 2012-03-21 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine and method for operating a gas turbine |
US8529195B2 (en) | 2010-10-12 | 2013-09-10 | General Electric Company | Inducer for gas turbine system |
FR2983908B1 (fr) | 2011-12-08 | 2015-02-20 | Snecma | Systeme pour assurer l’etancheite entre une enceinte d’huile et un volume exterieur attenant et turbomachine equipee d’un tel systeme d’etancheite. |
US10107128B2 (en) | 2015-08-20 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Cooling channels for gas turbine engine component |
PL417315A1 (pl) | 2016-05-25 | 2017-12-04 | General Electric Company | Silnik turbinowy z zawirowywaczem |
US10316681B2 (en) | 2016-05-31 | 2019-06-11 | General Electric Company | System and method for domestic bleed circuit seals within a turbine |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4296599A (en) * | 1979-03-30 | 1981-10-27 | General Electric Company | Turbine cooling air modulation apparatus |
US4541774A (en) | 1980-05-01 | 1985-09-17 | General Electric Company | Turbine cooling air deswirler |
US4416111A (en) * | 1981-02-25 | 1983-11-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Air modulation apparatus |
US4541744A (en) * | 1984-11-15 | 1985-09-17 | General Motors Coporation | Unitized bearing assembly with moldable race members and labryinth seal |
US4674955A (en) * | 1984-12-21 | 1987-06-23 | The Garrett Corporation | Radial inboard preswirl system |
FR2712029B1 (fr) * | 1993-11-03 | 1995-12-08 | Snecma | Turbomachine pourvue d'un moyen de réchauffage des disques de turbines aux montées en régime. |
US5555721A (en) | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
US6540477B2 (en) * | 2001-05-21 | 2003-04-01 | General Electric Company | Turbine cooling circuit |
-
2000
- 2000-12-15 IT IT2000MI002719A patent/IT1319552B1/it active
-
2001
- 2001-12-05 DE DE60104722T patent/DE60104722T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-12-05 JP JP2002550221A patent/JP4111827B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2001-12-05 WO PCT/EP2001/014709 patent/WO2002048525A2/en active IP Right Grant
- 2001-12-05 KR KR1020037007885A patent/KR100779286B1/ko active IP Right Grant
- 2001-12-05 CA CA002430739A patent/CA2430739C/en not_active Expired - Fee Related
- 2001-12-05 US US10/450,263 patent/US6923005B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-12-05 EP EP01985399A patent/EP1343950B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-12-05 RU RU2003121392/06A patent/RU2287072C2/ru active
- 2001-12-05 AU AU2002234569A patent/AU2002234569A1/en not_active Abandoned
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11421597B2 (en) | 2019-10-18 | 2022-08-23 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Tangential on-board injector (TOBI) assembly |
US11815020B2 (en) | 2019-10-18 | 2023-11-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Tangential on-board injector (TOBI) assembly |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20040013516A1 (en) | 2004-01-22 |
RU2003121392A (ru) | 2005-01-10 |
KR20030061438A (ko) | 2003-07-18 |
US6923005B2 (en) | 2005-08-02 |
CA2430739C (en) | 2009-11-17 |
DE60104722D1 (de) | 2004-09-09 |
KR100779286B1 (ko) | 2007-11-23 |
CA2430739A1 (en) | 2002-06-20 |
IT1319552B1 (it) | 2003-10-20 |
DE60104722T2 (de) | 2005-08-25 |
JP4111827B2 (ja) | 2008-07-02 |
AU2002234569A1 (en) | 2002-06-24 |
WO2002048525A3 (en) | 2002-10-31 |
ITMI20002719A1 (it) | 2002-06-15 |
EP1343950A2 (en) | 2003-09-17 |
JP2004515703A (ja) | 2004-05-27 |
EP1343950B1 (en) | 2004-08-04 |
WO2002048525A2 (en) | 2002-06-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2462600C2 (ru) | Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины | |
US3963368A (en) | Turbine cooling | |
JP4778603B2 (ja) | ガスタービンの第3段バケット用の冷媒供給系 | |
JP4746325B2 (ja) | バイパス回路を有するガスタービンエンジン構成部品 | |
US4961309A (en) | Apparatus for venting the rotor structure of a compressor of a gas turbine power plant | |
US4439982A (en) | Arrangement for maintaining clearances between a turbine rotor and casing | |
JPH0689653B2 (ja) | ガスタービンエンジンの圧縮機用の羽根及びパツキングの隙間最適化装置 | |
JP2015508860A (ja) | 排ガスディフューザと補強リブを有するガスタービン | |
US5507620A (en) | Gas turbine with cooled rotor | |
US6536201B2 (en) | Combustor turbine successive dual cooling | |
RU2287072C2 (ru) | Система подачи охлаждающего воздуха в газовую турбину | |
US5628193A (en) | Combustor-to-turbine transition assembly | |
JPH08105330A (ja) | 軸流ガスタービン | |
KR102651451B1 (ko) | 가스터빈 연소기 및 이를 구비한 가스터빈 | |
US6851927B2 (en) | Fluid-flow machine with high-pressure and low-pressure regions | |
KR101965505B1 (ko) | 터빈 블레이드 링 세그멘트 및 이를 포함하는 터빈 및 가스터빈 | |
JP6961340B2 (ja) | 回転機械 | |
JP2966357B2 (ja) | ガスタービンのタービン翼冷却装置 | |
US3907458A (en) | Turbomachine with evenly cooled turbine shroud | |
JP3034519B1 (ja) | タ―ビンロ―タの冷却構造を改善したガスタ―ビン | |
US11591923B1 (en) | Ring segment and turbine including the same | |
KR102668863B1 (ko) | 터보 머신 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
EP3882435B1 (en) | Exhaust diffuser hub, exhaust diffuser and gas turbine | |
US20220268174A1 (en) | Ring segment and turbomachine including same | |
JPH06272619A (ja) | エアターボラムジェットエンジン |