CN108278159A - 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮 - Google Patents

分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮 Download PDF

Info

Publication number
CN108278159A
CN108278159A CN201810171468.5A CN201810171468A CN108278159A CN 108278159 A CN108278159 A CN 108278159A CN 201810171468 A CN201810171468 A CN 201810171468A CN 108278159 A CN108278159 A CN 108278159A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
turbine
split ring
flow path
cavity
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
CN201810171468.5A
Other languages
English (en)
Inventor
福井嘉夫
桑原正光
羽田哲
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.)
Mitsubishi Power Ltd
Original Assignee
Mitsubishi Hitachi Power Systems 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 Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd filed Critical Mitsubishi Hitachi Power Systems Ltd
Publication of CN108278159A publication Critical patent/CN108278159A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
    • 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

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明提供能够高效的供给冷却空气且能够高效地将分割环冷却的分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮。分割环冷却结构具有：型腔，其由分割体的主体围成且被供给冷却空气；以及冷却流路，其配置在分割体的主体内的周向上，且一端与型腔连通而另一端向分割体的旋转方向的前方侧以及后方侧的侧端部开口，该冷却流路供冷却空气流动，冷却流路包括：形成于分割体的旋转方向的前方侧的第一区域且使冷却空气从旋转方向的后方侧朝向前方侧排出的第一冷却流路；以及形成于分割体的旋转方向的后方侧的第二区域且使冷却空气从旋转方向的前方侧朝向后方侧排出的第二冷却流路。

Description

分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮
本申请是申请日为2015年03月20日、申请号为201580015098.0、发明名称为“分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮”的专利申请的分案申请。
技术领域
本发明涉及利用燃烧气体进行旋转的燃气涡轮。
背景技术
以往，已知有如下所述的燃气涡轮：该燃气涡轮具备旋转轴、相对于旋转轴向径向外侧延伸的涡轮动叶、从涡轮动叶向径向外侧分离而设置的分割环、以及在分割环的轴向上邻接的涡轮静叶。涡轮静叶以及分割环分离地配置，在涡轮静叶与分割环之间形成有沿周向及径向延伸的型腔。在该型腔中流动从涡轮静叶排出的密封空气，从而防止燃烧气体的逆流。
燃气涡轮具备分割环冷却结构，该分割环冷却结构形成于径向外侧，在分割体的内部形成使从涡轮机室或者由涡轮机室和翼环围成的翼环型腔供给的冷却空气在内部流通的冷却流路，冷却空气向冷却流路流动而将分割环冷却(例如，专利文献1、专利文献2)。需要说明的是，冷却空气通常使用压缩机出口侧的机室空气或者从压缩机抽出的抽出空气。专利文献1所记载的分割环冷却结构在分割体的内部形成供冷却空气沿燃烧气体的流动方向流动的冷却流路。该冷却流路在燃烧气体的流动方向的上游侧的端部形成有供给冷却空气的开口。另外，专利文献1所记载的分割环冷却结构在分割体的旋转方向的前方侧以及后方侧的两端还具备朝向旋转方向的端部开口的冷却流路。
专利文献2所记载的分割环冷却结构在分割体的内部形成有使冷却空气沿周向(旋转轴的旋转方向的前方侧以及后方侧方向)流动的冷却流路。另外，专利文献2中，在燃烧气体的流动方向上交替地配置有使冷却空气向旋转轴的旋转方向的前方侧流动的冷却流路、以及使冷却空气向与旋转轴的旋转方向相反的方向的后方侧流动的冷却流路。
在先技术文献
专利文献
专利文献1：国际公开2011/024242号
专利文献2：美国专利第5375973号说明书
发明内容
发明要解决的课题
如专利文献1以及专利文献2所示，通过朝向分割体的旋转方向的两端设置供冷却空气流动的冷却流路，能够将分割体的旋转方向的端部冷却。在此，作为分割环冷却结构，即便是专利文献1以及专利文献2的分割环冷却结构也存在改善的余地。专利文献1以及专利文献2的分割环冷却结构中，结构复杂，并且在冷却空气的利用效率的提高方面也存在局限性。
对此，本发明的课题在于，提供一种能够高效地供给冷却空气、循环使用冷却空气、并高效地将分割环冷却的分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮。
用于解决课题的手段
为了解决上述课题，本发明提供一种分割环冷却结构，其对燃气涡轮的分割环进行冷却，该分割环具有沿周向配设且呈环状的多个分割体，且以内周面与涡轮动叶的前端保持恒定的距离的方式配设在机室内，其特征在于，所述分割环冷却结构具有：型腔，其由所述机室的外壳和所述分割体的主体围成，且被供给冷却空气；以及冷却流路，其配置在所述分割体的主体内的周向上，一端与所述型腔连通，另一端向所述分割体的旋转方向的前方侧以及后方侧的侧端部开口，所述冷却流路供冷却空气流动，所述冷却流路包括：第一冷却流路，其形成于所述分割体的旋转方向的前方侧的第一区域，且使所述冷却空气从所述旋转方向的后方侧朝向前方侧排出；以及第二冷却流路，其形成于所述分割体的旋转方向的后方侧的第二区域，且使所述冷却空气从所述旋转方向的前方侧朝向后方侧排出。
根据该结构，通过在第一区域设置与型腔连通的第一冷却流路，在第二区域设置与型腔连通的第二冷却流路，从而循环使用冷却空气，能够以简单的结构高效地将分割体的旋转方向的两端冷却。由此，能够高效地供给冷却空气，减少冷却空气量，从而高效地将分割环冷却。
优选的是，所述型腔具备：第一型腔，其配置在所述分割体的径向的外侧；以及第二型腔，其配置在所述第一型腔的径向内侧，且一端与所述第一型腔连通，另一端与所述冷却流路的一方的端部连通。
根据该结构，能够更加均匀地将冷却空气向冷却流路供给。
优选的是，所述分割环冷却结构具备碰撞板，该碰撞板配置于所述第一型腔且具备多个开口。
根据该结构，进一步将分割体冷却。
优选的是，所述第二型腔在所述旋转方向上配置在所述第一区域与所述第二区域之间。
根据该结构，冷却空气从旋转方向的前方侧以及后方侧的两侧端部被排出，因此两侧的端部冷却被进一步强化。
优选的是，所述冷却流路的、冷却空气的流动方向的下游端的一部分朝向燃烧气体的流动方向倾斜。
根据该结构，能够进一步增长旋转方向的两端的冷却流路的距离，从而能够进一步将旋转方向的两端冷却。
优选的是，所述冷却流路中，在燃烧气体的流动方向的下游侧配置的冷却流路以比在燃烧气体的流动方向的上游侧配置的冷却流路小的排列间距而排列。
根据该结构，能够向进一步冷却所需的燃烧气体的流动方向的下游侧供给更多的冷却空气。
为了解决上述课题，本发明提供一种燃气涡轮，所述燃气涡轮具有：涡轮动叶，其安装在能够旋转的涡轮轴上；涡轮静叶，其以在轴向上与所述涡轮动叶对置的方式被固定；分割环，其沿周向包围所述涡轮动叶；机室，其配置于所述分割环的外周，且对所述涡轮静叶进行支承；以及上述任一方案记载的分割环冷却结构。
根据该结构，能够高效地将分割环冷却，能够减少向燃烧气体的流路排出的冷却空气的量。由此，能够进一步提高燃气涡轮的效率。
发明效果
根据本发明，通过设置与型腔连通的第一冷却流路和第二冷却流路，进行冷却空气的循环使用，从而能够以简单的结构高效地将分割体的旋转方向的两端冷却。由此，能够高效地供给冷却空气，减少冷却空气量，并高效地将分割环冷却。
附图说明
图1是实施例1所涉及的燃气涡轮的概要结构图。
图2是实施例1所涉及的燃气涡轮的涡轮周围的局部剖视图。
图3是实施例1所涉及的燃气涡轮的分割环附近的局部放大图。
图4是实施例1所涉及的分割环的分割体的立体图。
图5是实施例1所涉及的分割环的分割体的剖视图。
图6是从径向观察实施例1所涉及的分割环的概要剖视图，且是图5的A-A线剖视图。
图7是从燃烧气体的流动方向观察实施例1所涉及的分割环的概要剖视图，且是图6的B-B线剖视图。
图8是从径向观察实施例1的变形例所涉及的分割体的概要剖视图。
图9是从径向观察实施例2所涉及的分割体的概要剖视图。
图10是从燃烧气体的流动方向观察实施例2所涉及的分割体的剖视图，且是图9的C-C线剖视图。
图11是从径向观察实施例3所涉及的分割体的概要剖视图。
图12是从径向观察实施例4所涉及的分割体的概要剖视图。
图13是从径向观察实施例5所涉及的分割体的概要剖视图。
图14是从径向观察实施例6所涉及的分割体的概要剖视图。
图15是从径向观察实施例7所涉及的分割体的概要剖视图。
附图标记说明：
1 燃气涡轮；
5 压缩机；
6 燃烧器；
7 涡轮；
8 涡轮轴；
11 空气取入口；
12 压缩机外壳；
13 压缩机静叶；
14 压缩机动叶；
21 内筒；
22 尾筒；
23 外筒；
24 机室；
31 涡轮外壳；
32 涡轮静叶；
33 涡轮动叶；
41 翼环型腔；
45 翼环；
46 隔热环；
51 外护罩；
52 分割环；
53 翼形部；
60 分割环冷却结构；
80 第一型腔；
100 分割体；
112 主体；
113 钩构件；
114 碰撞板；
115 小孔；
120 开口；
122 第二型腔；
123 第一冷却流路(前方侧冷却流路)；
124 第二冷却流路(后方侧冷却流路)；
131 第一区域；
132 第二区域；
R1 燃烧气体流路；
CA 冷却空气。
具体实施方式
以下，参照附图对本发明进行说明。需要说明的是，并不通过以下的实施例来限定该发明。另外，在下述实施例的构成要素中，包含本领域技术人员能够容易置换的构成要素或者实质上相同的构成要素。
实施例1
如图1所示，实施例1的燃气涡轮1包括：压缩机5、燃烧器6以及涡轮7。另外，在压缩机5、燃烧器6以及涡轮7的中心部将涡轮轴8贯穿配置。压缩机5，燃烧器6以及涡轮7沿着涡轮轴8的轴心CL从空气或燃烧气体的流动方向FG的上游侧朝向下游侧依次排列设置。
压缩机5对空气进行压缩而使其成为压缩空气。压缩机5在具有用于获取空气的空气取入口11的压缩机外壳12内设有多级压缩机静叶13以及多级压缩机动叶14。各级压缩机静叶13安装于压缩机外壳12并沿周向排列设置有多个，各级压缩机动叶14安装于涡轮轴8并沿周向排列设置有多个。这些多级压缩机静叶13和多级压缩机动叶14沿着轴向交替地设置。
燃烧器6通过对被压缩机5压缩后的压缩空气供给燃料，由此生成高温、高压的燃烧气体。作为燃烧筒，燃烧器6具有：将燃料与压缩空气混合并使其燃烧的内筒21；从内筒21将燃烧气体向涡轮7引导的尾筒22；以及覆盖内筒21的外周并将来自压缩机5的压缩空气向内筒21引导的外筒23。该燃烧器6配置在涡轮外壳31内，且沿周向配置有多个。需要说明的是，被压缩机5压缩后的空气暂时存放于由涡轮外壳围成的机室24，之后被供给至燃烧器6。
涡轮7利用由燃烧器6生成的燃烧气体而产生旋转动力。在涡轮7中，在成为外壳的涡轮外壳31内设有多级涡轮静叶32以及多级涡轮动叶33。各级涡轮静叶32安装于涡轮外壳31且沿周向以环状配置有多个，各级涡轮动叶33固定于以涡轮轴8的轴心CL为中心的圆盘状的盘构件的外周且沿周向呈环状地配置有多个。这些多级涡轮静叶32和多级涡轮动叶33沿着轴向交替地设置有多个。
在涡轮外壳31的轴向的下游侧，设有在内部具有与涡轮7连续的扩散部54的排气室34(参照图1)。涡轮轴8设置为，压缩机5侧的端部被轴承部37支承，排气室34侧的端部被轴承部38支承，且以轴心CL为中心而旋转自如。而且，在涡轮轴8的排气室34侧的端部连结有发电机(未图示)的驱动轴。
以下，参照图2，对涡轮7具体进行说明。如图2所示，涡轮静叶32由外护罩51、从外护罩51向径向内侧延伸的翼形部53、以及在翼形部53的径向内侧设置的内护罩(未图示)一体地形成。此外，涡轮静叶32经由隔热环、翼环而从涡轮外壳31被支承，成为固定侧。多级涡轮静叶32构成为，从燃烧气体的流动方向FG的上游侧依次包括第一涡轮静叶32a、第二涡轮静叶32b、第三涡轮静叶32c、以及第四涡轮静叶32d。第一涡轮静叶32a由外护罩51a、翼形部53a、以及内护罩(未图示)一体地形成。第二涡轮静叶32b由外护罩51b、翼形部53b、以及内护罩(未图示)一体地形成。第三涡轮静叶32c由外护罩51c、翼形部53c、以及内护罩(未图示)一体地形成。第四涡轮静叶32d由外护罩51d、翼形部53d、以及内护罩(未图示)一体地形成。
多级涡轮动叶33与多个分割环52对置地分别配置在径向的内侧。各级涡轮动叶33以隔开规定的间隙的方式与各分割环52分离而设置，成为可动侧。多级涡轮动叶33构成为，从燃烧气体的流动方向FG的上游侧依次包括第一涡轮动叶33a、第二涡轮动叶33b、第三涡轮动叶33c、以及第四涡轮动叶33d。而且，第一涡轮动叶33a设置在第一分割环52a的径向内侧。同样，第二涡轮动叶33b、第三涡轮动叶33c以及第四涡轮动叶33d设置在第二分割环52b、第三分割环52c以及第四分割环52d的径向内侧。
因此，多级涡轮静叶32以及多级涡轮动叶33配置为从燃烧气体的流动方向FG的上游侧依次成为第一涡轮静叶32a、第一涡轮动叶33a、第二涡轮静叶32b、第二涡轮动叶33b、第三涡轮静叶32c、第三涡轮动叶33c、第四涡轮静叶32d、第四涡轮动叶33d，且以分别在轴向上对置的方式设置。
如图2所示，涡轮外壳31具有配置于其径向内侧且从涡轮外壳31被支承的翼环45。翼环45绕涡轮轴8而形成为环状，在周向以及轴向上被分割为多个，且从涡轮外壳31被支承。另外，多个翼环45构成为，从燃烧气体的流动方向(轴向)FG的上游侧依次包括第一翼环45a、第二翼环45b、第三翼环45c、以及第四翼环45d。在翼环45的径向内侧配设有隔热环46，涡轮静叶32经由隔热环46而从翼环45被支承。多个隔热环46构成为，从燃烧气体的流动方向(轴向)FG的上游侧依次包括第一隔热环46a、第二隔热环46b、第三隔热环46c、以及第四隔热环46d。
在翼环45的内侧，多个涡轮静叶32和多个分割环52相互在轴向上邻接而设置。
而且，多个涡轮静叶32以及多个分割环52配置为从燃烧气体的流动方向FG的上游侧依次成为第一涡轮静叶32a、第一分割环52a、第二涡轮静叶32b、第二分割环52b、第三涡轮静叶32c、第三分割环52c、第四涡轮静叶32d、以及第四分割环52d，且分别以在轴向上对置的方式设置。
另外，第一涡轮静叶32a以及第一分割环52a借助第一隔热环46a而安装在第一翼环45a的径向内侧。同样，第二涡轮静叶32b以及第二分割环52b借助第二隔热环46b而安装在第二翼环45b的径向内侧，第三涡轮静叶32c以及第三分割环52c借助第三隔热环46c而安装在第三翼环45c的径向内侧，第四涡轮静叶32d以及第四分割环52d借助第四隔热环46d而安装在第四翼环45d的径向内侧。
而且，在多个涡轮静叶32的外护罩51以及多个分割环52的内周侧与涡轮静叶32的内护罩以及涡轮动叶33的平台的外周侧之间形成的环状的流路成为燃烧气体流路R1，燃烧气体沿着燃烧气体流路R1流动。
在上述那样的燃气涡轮1中，当使涡轮轴8旋转时，从压缩机5的空气取入口11获取空气。然后，获取到的空气通过多级压缩机静叶13和多级压缩机动叶14而被压缩，由此成为高温、高压的压缩空气。从燃烧器6向压缩空气供给燃料，生成高温、高压的燃烧气体。该燃烧气体通过涡轮7的多级涡轮静叶32和多级涡轮动叶33而驱动涡轮轴8进行旋转。由此，与涡轮轴8连结的发电机通过被赋予旋转动力而进行发电。然后，驱动涡轮轴8进行旋转后的燃烧气体从排气室34内的扩散部54向系统外部排出。
接下来，参照图2以及图3，对分割环和将分割环冷却的分割环冷却结构进行说明。图3是实施例1所涉及的燃气涡轮的分割环的局部放大图。在此，在图2中仅示出第二分割环52b的周围的分割环冷却结构，但其他的分割环也具备同样的结构。以下，以第二分割环52b作为分割环52的代表进行说明。
如背景技术中说明的那样，向分割环冷却结构60供给的冷却空气从由涡轮机室和翼环45围成的翼环型腔41被供给。在翼环45上形成有供给开口47。在隔热环46、翼环45、以及分割环52之间设有成为空间的第一型腔80。第一型腔80在周向的整个范围内设置为环状。第一型腔80经由供给开口47而与翼环型腔42连通。此外，分割环52被形成有与第一型腔80连通的冷却流路。
向分割环冷却结构60的翼环型腔41供给的冷却空气CA经由供给开口47向第一型腔80供给。本实施例的冷却空气CA使用压缩机出口侧的机室空气或者从压缩机5抽出的抽出空气。向第一型腔80供给的冷却空气CA被供给至分割环52，并通过配设于分割环52的冷却流路(详细后述)而将分割环52冷却。
接下来，除了图3之外还使用图4至图7对分割环52的结构进行说明，由此更加详细地说明分割环冷却结构60的冷却流路。图4是实施例1所涉及的分割环的分割体的立体图。图5是实施例1所涉及的分割环的分割体的剖视图。图6是从径向观察实施例1所涉及的分割环的概要剖视图。图7是从燃烧气体的流动方向观察实施例1所涉及的分割环的剖视图。在此，在本实施例中，将涡轮轴8的旋转方向(涡轮动叶33的旋转方向)设为R，旋转方向R是与旋转轴的轴向正交的方向。
分割环52具有配设在涡轮轴8的周向上且呈环状的多个分割体100。分割体100配置为，在分割体100的内周面111a与涡轮动叶33的前端之间确保有恒定的间隙。分割环52例如由耐热性镍合金等形成。
分割体100具有主体112和钩构件113。另外，在分割体100的钩构件113与钩构件113之间设有碰撞板114。主体112是在内部设有后述的冷却流路的板状构件。主体112的径向内侧的面成为沿着旋转方向R弯曲的曲面。另外，主体112上形成有冷却流路。关于主体112的形状后述。
钩构件113一体地设置在燃烧气体的流动方向FG的上游侧以及下游侧的端部且主体112的径向外侧的面上。钩构件113安装于隔热环46。由此，分割体100被隔热环46支承。
碰撞板114配置在第一型腔80内。具体地说，碰撞板114以与主体112的径向外侧的面112a隔开间隔的方式配置在比主体112靠径向外侧的位置。另外，碰撞板114配置在分割体100的钩构件113与钩构件113之间，且固定于分割体100的钩构件113的内壁112b，碰撞板114将主体112的径向外侧的空间堵塞。由此，由主体112、碰撞板114、在燃烧气体的流动方向FG的上游侧以及下游侧配置的钩构件113、以及在与涡轮轴8的轴向大致正交的方向(涡轮轴8的旋转方向)的上游侧以及下游侧设置的侧端部围成的空间成为冷却空间129。
在碰撞板114上，贯穿设置有供冲击冷却用的冷却空气CA通过的多个小孔115。由此，供给至第一型腔80内的冷却空气CA在朝向主体112时，通过小孔115向冷却空间129排出。由此，冷却空气CA从小孔115喷出，对主体112的面112a进行冲击冷却。
接下来，使用图3至图7，对形成于主体112的供冷却空气CA流动的流路进行说明。在此，在分割体100中，旋转方向R的后方侧为箭头的后侧(与旋转的动叶最初接触的一侧)，旋转方向R的前方侧为箭头的前侧(与旋转的动叶最后接触的一侧)。
分割体100在主体112上形成有开口120、第二型腔122、第一冷却流路(前方侧冷却流路)123、以及第二冷却流路(后方侧冷却流路)124。开口120形成在主体112的第一型腔80侧，换句话说为径向外侧的面，其将第二型腔122与第一型腔80(冷却空间129)连通。开口120形成在主体112的旋转方向R的中央附近处。
第二型腔122是形成于主体112的内部且燃烧气体的流动方向FG成为长边方向的闭空间，如箭头所示，冷却空气CA的流动方向的上游侧与开口120连通，下游侧与第一冷却流路123以及第二冷却流路124连通。第二型腔122是将开口120与第一冷却流路123以及第二冷却流路124相连的空间，起到将开口120与第一冷却流路123以及第二冷却流路124相互连结的歧管的作用。
第一冷却流路123形成在主体112的第一区域131。第一区域131是主体112的旋转方向R的前方侧的区域。在第一区域131中，多个第一冷却流路123是沿旋转方向R延伸且相互平行地形成在主体112的内部的管路，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的前方侧的端面开口。换句话说，第一冷却流路123将第二型腔122与燃烧气体流路R1连通。
第二冷却流路124形成在主体112的第二区域132。第二区域132是主体112的旋转方向R的后方侧的区域。在此，第二区域132的旋转方向R的前方侧的端部与第一区域131的旋转方向R的后方侧的端部相比而位于后方侧。换句话说，第二区域132是没有与第一区域131重叠的部分的区域。在第二区域132中，多个第二冷却流路124是沿旋转方向R延伸且相互平行地形成在主体112的内部的管路，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的后方侧的端面开口。换句话说，第二冷却流路124将第二型腔122与燃烧气体流路R1连通。
在此，第一冷却流路123、第二冷却流路124能够通过各种方法而形成。例如，能够使用日本特开2013-136140号公报所记载的弯曲放电加工方法而形成，在该弯曲放电加工方法中，在使加工位置弯曲的同时，能够在形成的孔之中移动。通过使用该方法，切削为板状构件，并在放电加工等中进行需要的加工，由此能够制作分割体100。
在分割体100上形成有以上那样的供冷却空气CA流动的路径。利用上述的分割环冷却结构60向冷却空间129供给且对分割体100的面112a进行冲击冷却后的冷却空气CA通过开口120而供给至第二型腔122。供给至第二型腔122的冷却空气CA在第二型腔122内沿燃烧气体的流动方向FG的上游方向或者下游方向移动的同时，向第一冷却流路123、第二冷却流路124流入。流入到第一冷却流路123的冷却空气CA从旋转方向R的后方侧流向前方侧，并从分割体100的旋转方向R的前方侧的端部向燃烧气体流路R1排出。流入到第二冷却流路124的冷却空气CA从旋转方向R的前方侧流向后方侧，并从分割体100的旋转方向R的后方侧的端部向燃烧气体流路R1排出。
本实施例的分割环冷却结构60采用以上那样的结构，将冷却空气CA向第一型腔80供给，使该冷却空气CA通过形成在分割体100的主体112上的各冷却流路，由此能够适当地将分割体100冷却。
具体地说，分割体100在第一区域131中设有多个沿旋转方向R延伸的第一冷却流路123，在第二区域132中设有多个沿旋转方向R延伸的第二冷却流路124，通过向第一冷却流路123、第二冷却流路124供给冷却空气CA，能够使冷却空气CA在分割体100的内部流通，从而能够适当地将分割体100冷却。此外，通过将第一冷却流路123、第二冷却流路124设为沿旋转方向R延伸的路径，使冷却空气CA从旋转方向R的端部排出，由此能够利用冷却空气CA使分割体100的旋转方向R的端部对流冷却。由此，能够高效地冷却分割体100以及分割体100的旋转方向R的端部。此外，分割环冷却结构60使冷却空气CA通过第一冷却流路123、第二冷却流路124，由此能够由相同的冷却空气CA将分割体100的整体冷却之后冷却端部，从而能够利用冷却空气CA的循环使用而高效地进行分割体100的冷却。此外，将冷却空气CA供给至第一型腔80之后向第一冷却流路123、第二冷却流路124供给，由此相同的冷却空气CA将第一型腔80的各部件冷却之后冷却主体112的各部分。由此，能够高效地利用冷却空气CA。这样由于能够高效地利用冷却空气CA，因此能够减少用于冷却的空气量。
另外，通过在分割体100上设置开口120以及第二型腔122来改变开口120的开口面积，由此能够调整向第二型腔122流入的冷却空气量。因此，能够均匀地向各冷却流路供给冷却空气CA。另外，在上述实施例中，为了能够高效地将分割体100的径向外侧的面冷却而设置了碰撞板114，但也可以不设置碰撞板114。
图8是从径向观察实施例1的分割体的概要结构图，示出改变设于分割体100的开口120的开口面积的变形例。该变形例的分割体100a为如下的结构：第二型腔120a在主体112的径向外周面上形成为槽状，且在与第一型腔80对置的一侧未设置碰撞板114，而是朝向径向外侧开放。即，与图6所示的开口120的结构相比，是旋转方向R的开口的宽度未改变、而使燃烧气体的流动方向FG的开口120的长度扩大到与第一型腔80大致相同的大小的例子。若为这样的结构，则无需将第二型腔形成为闭空间，与实施例1相比容易加工。
实施例2
接下来，使用图9以及图10对实施例2所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构进行说明。图9是从径向观察实施例2所涉及的分割体的概要剖视图。图10是从燃烧气体的流动方向观察实施例2所涉及的分割体的概要剖视图，是图9的A-A线剖视图。实施例2所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构除了分割体的结构之外与实施例1相同。以下重点说明分割体的结构的不同点，相同的结构部分标注相同的附图标记，并省略说明。
分割体100b在主体112上形成有第一冷却流路123a和第二冷却流路124a。第一冷却流路123a中，一方的端部与在主体112的径向外侧的面112a上、换句话说、对置于第一型腔80的面上形成的开口140相连，另一方的端部向旋转方向R的前方侧的端面开口。如图10所示，第一冷却流路123a成为旋转方向R的后方侧的路径随着朝向后方侧而朝向主体112的径向外侧的面的弯曲管。第二冷却流路124a中，一方的端部与在主体112的径向外侧的面112a上、换句话说、对置于第一型腔80的面上形成的开口141相连，另一方的端部向旋转方向R的后方侧的端面开口。如图10所示，第二冷却流路124a成为旋转方向R的前方侧的路径随着朝向前方侧而朝向主体112的径向外侧的面的弯曲管。另外，第一冷却流路123a形成于第一区域131，第二冷却流路124a形成于第二区域132。另外，一部分弯曲的第一冷却流路123a、第二冷却流路124a能够通过上述的弯曲放电加工而形成。
如以上那样，分割体100b即便为不设置第二型腔而使第一冷却流路123a、第二冷却流路124a与第一型腔80直接连通的结构，也能够利用第一冷却流路123a、第二冷却流路124a，适当地将分割体100b的径向内侧的面冷却，并且也能够适当地将旋转方向的两端部冷却。
实施例3
接下来，使用图11对实施例3所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构进行说明。图11是从径向观察实施例3所涉及的分割体的概要剖视图。实施例3所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构除了分割体的结构之外与实施例1相同。以下重点说明分割体的结构的不同点，相同的结构部分标注相同的附图标记，并省略说明。
分割体100c在主体112上形成有开口120、第二型腔122、第一冷却流路123b、以及第二冷却流路124b。
第一冷却流路123b形成于主体112的第一区域131。在第一区域131中，多个第一冷却流路123b是沿旋转方向R延伸且相互平行地形成于主体112的内部的管路，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的前方侧的端面开口。第一冷却流路123b与邻接的第一冷却流路123b之间的间隔为，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，在下游侧变窄。换句话说，分割体100c中，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，第一冷却流路123b在下游侧更为密集地配置。
第二冷却流路124b形成于主体112的第二区域132。在第二区域132中，多个第二冷却流路124b为沿旋转方向R延伸且相互平行地形成于主体112的内部的管路，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的后方侧的端面开口。第二冷却流路124b与邻接的第二冷却流路124b之间的间隔为，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，在下游侧变窄。换句话说，分割体100c中，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，第二冷却流路124b在下游测更为密集地配置。
分割体100c通过以与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，冷却流路的数量在下游侧更为密集的方式配置第一冷却流路123b、第二冷却流路124b，由此能够更可靠地将分割体100c的燃烧气体的流动方向FG的下游侧冷却。由此，能够使更多的冷却空气CA在需要进一步冷却的燃烧气体的流动方向FG的下游侧部分流通，从而能够高效地将分割体100c冷却。
实施例4
接下来，使用图12对实施例4所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构进行说明。图12是从径向观察实施例4所涉及的分割体的概要剖视图。实施例4所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构除分割体的结构之外与实施例1相同。以下重点说明分割体的结构的不同点，相同的结构部分标注相同的附图标记，并省略说明。
分割体100d在主体112上形成有开口120、第二型腔122、第一冷却流路123c、以及第二冷却流路124c。
第一冷却流路123c形成于主体112的第一区域131。在第一区域131中，多个第一冷却流路123c沿燃烧气体的流动方向FG并排形成。第一冷却流路123c中，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的前方侧的端面开口。第一冷却流路123c具有：沿旋转方向R延伸且相互平行地形成于主体112的内部的平行部150；以及相对于旋转方向R倾斜的倾斜部152。平行部150与第二型腔122相连。倾斜部152与平行部150相连，且向旋转方向R的端部(前方侧的端部)开口。换句话说，倾斜部152形成在主体112的旋转方向R的前方侧。另外，倾斜部152随着朝向旋转方向R的前方侧，而向燃烧气体的流动方向FG的下游侧倾斜。另外，第一冷却流路123c与邻接的第一冷却流路123c之间的间隔为，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，在下游侧变窄。换句话说，分割体100d中，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，第一冷却流路123c在下游侧更为密集地配置。
第二冷却流路124c形成于主体112的第二区域132。在第二区域132中，多个第二冷却流路124c沿燃烧气体的流动方向FG并排形成。第二冷却流路124c中，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的后方侧的端面开口，第二冷却流路123c具有：沿旋转方向R延伸且相互平行地形成于主体112的内部的平行部154；以及相对于旋转方向R倾斜的倾斜部156。平行部154与第二型腔122相连。倾斜部156与平行部154相连，且向旋转方向R的端部(后方侧的端部)开口。换句话说，倾斜部156形成在主体112的旋转方向R的后方侧。另外，倾斜部156随着朝向旋转方向R的后方侧，而向燃烧气体的流动方向FG的下游侧倾斜。第二冷却流路124c与邻接的第二冷却流路124c之间的间隔为，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，在下游侧变窄。换句话说，分割体100d中，与燃烧气体的流动方向FG的上游侧相比，第二冷却流路124c在下游侧更为密集地配置。
分割体100d通过在第一冷却流路123c、第二冷却流路124c的与旋转方向R的端面相连的部分侧设置倾斜部152、156，从而能够增加分割体100d的旋转方向R的两端部处的冷却流路的长度而能够增大流路表面积。由此，能够适当地将分割体100d的旋转方向R的两端部冷却。
实施例5
接下来，使用图13对实施例5所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构进行说明。图13是从径向观察实施例5所涉及的分割体的概要剖视图。实施例5所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构除分割体的结构之外与实施例1相同。以下重点说明分割体的结构的不同点，相同的结构的部分标注相同的附图标记，并省略说明。
分割体100e在主体112上形成有开口120、第二型腔122、第一冷却流路162、以及第二冷却流路164。
第一冷却流路162形成于主体112的第一区域131。在第一区域131中，多个第一冷却流路162沿燃烧气体的流动方向FG并排形成。第一冷却流路162是沿旋转方向R延伸且相互平行地形成于主体112的内部的管路，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的前方侧的端面开口。
第二冷却流路164形成于主体112的第二区域132。在第二区域132中，多个第二冷却流路164沿燃烧气体的流动方向FG并排形成。第二冷却流路164是沿旋转方向R延伸且相互平行地形成于主体112的内部的管路，一方的端部向第二型腔122开口，另一方的端部向主体112的旋转方向R的后方侧的端面开口。
分割体100e形成为，第二冷却流路164的根数比第一冷却流路162的根数多。换句话说，分割体100e中，第二冷却流路164的冷却流路的配置密度比第一冷却流路162更为密集。由此，分割体100e向设有第二冷却流路164的第二区域132供给更多的冷却空气CA。由此，能够进一步冷却设有第二冷却流路164的第二区域132。因此，分割体100e能够可靠地将比旋转方向R的前方侧的端部更置于严苛条件下的旋转方向R的后方侧的端部冷却。由此，能够可靠地向各部分供给冷却空气CA，从而能够高效地进行冷却。由此，在减少所供给的冷却空气CA的同时能够可靠地将分割环52冷却。
实施例6
接下来，使用图14对实施例6所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构进行说明。图14是从径向观察实施例6所涉及的分割体的概要剖视图。实施例6所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构除分割体的结构之外与实施例1相同。以下重点说明分割体的结构的不同点，相同的结构部分标注相同的附图标记，并省略说明。
分割体100f在主体112上形成有开口170、第二型腔172、第一冷却流路173、以及第二冷却流路174。分割体100f的开口170和第二型腔172形成在比中心线Cla靠旋转方向的后方侧的位置，该中心线Cla与涡轮轴8的轴芯CL平行且穿过主体112的旋转方向R的中心。其结果是，通过使将开口170和第二型腔172的形成位置形成于比中心线Cla靠后方侧的位置，从而使第一冷却流路173比第二冷却流路174的流路长。需要说明的是，开口170、第二型腔172、第一冷却流路173、以及第二冷却流路174的连接关系与分割体100的开口120、第二型腔122、第一冷却流路123、以及第二冷却流路124相同。
分割体100f将开口170和第二型腔172的形成位置形成于比中心线Cla靠后方侧的位置，从而使第一冷却流路173比第二冷却流路174的流路长，由此能够使到达第二冷却流路174的旋转方向R的后方侧的端部的冷却空气CA的温度低于到达第一冷却流路173的旋转方向前方侧的端部的冷却空气CA。因此，分割体100f能够可靠地冷却比旋转方向R的前方侧的端部更置于严苛条件下的旋转方向R的后方侧的端部。由此，能够将冷却空气CA可靠地供给至各部分，能够高效地进行冷却。由此，在减少所供给的冷却空气CA的同时能够可靠地将分割环冷却。
实施例7
接下来，使用图15对实施例7所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构进行说明。图15是从径向观察实施例7所涉及的分割体的概要剖视图。实施例7所涉及的燃气涡轮、分割环冷却结构除分割体的结构之外与实施例1相同。以下重点说明分割体的结构的不同点，相同的结构部分标注相同的附图标记，并省略说明。
分割体100g在主体112上形成有开口180a、180b、第二型腔182a、182b、第一冷却流路183、以及第二冷却流路184。第一冷却流路183以及第二冷却流路184与第一冷却流路123以及第二冷却流路124相同。
开口180a形成在主体112的与第一型腔80对置的一侧，换句话说形成在径向外侧的面上，其将第二型腔182a与第一型腔80(冷却空间129)连通。开口180a形成在主体112的旋转方向R的中央附近处。开口180b形成在主体112的与第一型腔80对置的一侧，换句话说形成在径向外侧的面上，其将第二型腔182b与第一型腔80(冷却空间129)连通。开口180b形成在主体112的旋转方向R的中央附近处。另外，开口180b配置在比开口180a靠燃烧气体的流动方向FG的下游侧的位置。
第二型腔182a、182b是形成于主体112的内部且在燃烧气体的流动方向FG上较长的闭空间。第二型腔182a、182b被隔壁186分隔为燃烧气体的流动方向FG的上游侧的第二型腔182a和下游侧的第二型腔182b，第二型腔182a、182b未相互连通。第二型腔182a、182b的一方与开口180a或180b连通，另一方与第一冷却流路(前方侧冷却流路)183以及第二冷却流路(后方侧冷却流路)184连通。
这样，分割体100g的第二型腔182a、182b在燃烧气体的流动方向FG上串联连接而设置。由此，多个第一冷却流路183中的、在燃烧气体的流动方向FG的上游侧形成的第一冷却流路183与第二型腔182a连通，在燃烧气体的流动方向FG的下游侧形成的第一冷却流路183与第二型腔182b连通。多个第二冷却流路184中的、在燃烧气体的流动方向FG的上游侧形成的第二冷却流路184与第二型腔182a连通，在燃烧气体的流动方向FG的下游侧形成的第二冷却流路184与第二型腔182b连通。
这样，第二型腔并不局限于一个，也可以设置多个。另外，第二型腔与第一冷却流路183、第二冷却流路184这两方连通即可，并不特别限定燃烧气体的流动方向FG的位置、旋转方向R的位置。另外，以第二型腔182a、182b在燃烧气体的流动方向FG上串联连接的情况进行了说明，但也可以将两个第二型腔182a、182b相互分离。即，只要在各个型腔182a、182b中，冷却空气的流动方向的上游侧与开口180a、180b连通，下游侧与第一冷却流路(前方侧冷却流路)183以及第二冷却流路(后方侧冷却流路)184连通，则第二型腔182a、182b的燃烧气体的流动方向FG的位置、旋转方向R的位置也可以彼此不同。
分割体100g通过将第二型腔分割为多个，来改变各个型腔的开口面积，从而能够调整向各型腔流入的冷却空气量。因此，能够更致密地调整向各位置的冷却流路供给的冷却空气CA的量。

Claims (3)

1.一种分割环冷却结构，其对燃气涡轮的分割环进行冷却，所述分割环具有沿周向配设且呈环状的多个分割体，
其中，
所述分割环冷却结构具有：
型腔，其由所述分割体的主体围成；
碰撞板，其支承于所述分割体，且具备多个孔；
冷却流路，其在所述分割体的主体内的周向上沿着所述分割体的内周面而配置成环状，且配置在被所述碰撞板覆盖的所述型腔所面对的所述分割体的主体的外表面的径向内侧的内部，一端与所述型腔连通，另一端向所述分割体的旋转方向的前方侧或后方侧的侧端部开口，所述冷却流路供冷却空气流动，
所述冷却流路包括第一冷却流路和第二冷却流路中的任一方，
所述第一冷却流路使所述冷却空气从所述旋转方向的后方侧朝向前方侧排出，
所述第二冷却流路使所述冷却空气从所述旋转方向的前方侧朝向后方侧排出。
2.根据权利要求1所述的分割环冷却结构，其中，
所述冷却流路中，在燃烧气体的流动方向的下游侧配置的冷却流路以比在燃烧气体的流动方向的上游侧配置的冷却流路小的排列间距而排列。
3.一种燃气涡轮，其中，
所述燃气涡轮具有：
涡轮动叶，其安装在能够旋转的涡轮轴上；
涡轮静叶，其以在轴向上与所述涡轮动叶对置的方式被固定；
分割环，其沿周向包围所述涡轮动叶；
机室，其配置于所述分割环的外周，且对所述涡轮静叶进行支承；以及
权利要求1所述的分割环冷却结构。
CN201810171468.5A 2014-03-27 2015-03-20 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮 Pending CN108278159A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2014-067106 2014-03-27
JP2014067106A JP6466647B2 (ja) 2014-03-27 2014-03-27 ガスタービンの分割環の冷却構造及びこれを有するガスタービン
CN201580015098.0A CN106133295B (zh) 2014-03-27 2015-03-20 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580015098.0A Division CN106133295B (zh) 2014-03-27 2015-03-20 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN108278159A true CN108278159A (zh) 2018-07-13

Family

ID=54195370

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580015098.0A Active CN106133295B (zh) 2014-03-27 2015-03-20 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮
CN201810171468.5A Pending CN108278159A (zh) 2014-03-27 2015-03-20 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮

Family Applications Before (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580015098.0A Active CN106133295B (zh) 2014-03-27 2015-03-20 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20170138211A1 (zh)
JP (1) JP6466647B2 (zh)
KR (2) KR101833662B1 (zh)
CN (2) CN106133295B (zh)
DE (1) DE112015001476T5 (zh)
WO (1) WO2015146854A1 (zh)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6203090B2 (ja) 2014-03-14 2017-09-27 三菱日立パワーシステムズ株式会社 排気室入口側部材、排気室、ガスタービンおよび最終段タービン動翼取出方法
US10975721B2 (en) * 2016-01-12 2021-04-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled containment case using internal plenum
JP6725273B2 (ja) * 2016-03-11 2020-07-15 三菱日立パワーシステムズ株式会社 翼、これを備えているガスタービン
JP6746486B2 (ja) * 2016-12-14 2020-08-26 三菱日立パワーシステムズ株式会社 分割環及びガスタービン
JP6775428B2 (ja) * 2017-01-12 2020-10-28 三菱パワー株式会社 分割環表面側部材、分割環支持側部材、分割環、静止側部材ユニット及び方法
GB201712025D0 (en) * 2017-07-26 2017-09-06 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
FR3071427B1 (fr) * 2017-09-22 2020-02-07 Safran Carter de turbomachine
KR101984397B1 (ko) * 2017-09-29 2019-05-30 두산중공업 주식회사 로터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
FR3082872B1 (fr) * 2018-06-25 2021-06-04 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine
US10837315B2 (en) * 2018-10-25 2020-11-17 General Electric Company Turbine shroud including cooling passages in communication with collection plenums
US10934873B2 (en) * 2018-11-07 2021-03-02 General Electric Company Sealing system for turbine shroud segments
US10822987B1 (en) * 2019-04-16 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine stator outer shroud cooling fins
GB2584299A (en) 2019-05-29 2020-12-02 Siemens Ag Heatshield for gas turbine engine
KR102510537B1 (ko) * 2021-02-24 2023-03-15 두산에너빌리티 주식회사 링 세그먼트 및 이를 포함하는 터보머신
KR102675092B1 (ko) 2021-11-30 2024-06-12 두산에너빌리티 주식회사 링세그먼트 및 이를 포함하는 터빈
GB202216827D0 (en) * 2022-11-11 2022-12-28 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a turbine component

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010001764A (ja) * 2008-06-18 2010-01-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 分割環冷却構造
CN102414398A (zh) * 2009-08-24 2012-04-11 三菱重工业株式会社 分割环冷却结构和燃气轮机
CN102472169A (zh) * 2010-01-26 2012-05-23 三菱重工业株式会社 分割环冷却结构及燃气轮机
CN102782257A (zh) * 2010-04-20 2012-11-14 三菱重工业株式会社 分割环冷却结构及燃气轮机
US20130011238A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-10 George Liang Cooled ring segment
US20130108419A1 (en) * 2011-10-26 2013-05-02 Marco Claudio Pio Brunelli Ring segment with cooling fluid supply trench

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5375973A (en) 1992-12-23 1994-12-27 United Technologies Corporation Turbine blade outer air seal with optimized cooling
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
US6196792B1 (en) * 1999-01-29 2001-03-06 General Electric Company Preferentially cooled turbine shroud
JP3825279B2 (ja) * 2001-06-04 2006-09-27 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US7033138B2 (en) * 2002-09-06 2006-04-25 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Ring segment of gas turbine
US7147432B2 (en) * 2003-11-24 2006-12-12 General Electric Company Turbine shroud asymmetrical cooling elements
US7306424B2 (en) * 2004-12-29 2007-12-11 United Technologies Corporation Blade outer seal with micro axial flow cooling system
US8449246B1 (en) * 2010-12-01 2013-05-28 Florida Turbine Technologies, Inc. BOAS with micro serpentine cooling

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010001764A (ja) * 2008-06-18 2010-01-07 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 分割環冷却構造
CN102414398A (zh) * 2009-08-24 2012-04-11 三菱重工业株式会社 分割环冷却结构和燃气轮机
CN102472169A (zh) * 2010-01-26 2012-05-23 三菱重工业株式会社 分割环冷却结构及燃气轮机
CN102782257A (zh) * 2010-04-20 2012-11-14 三菱重工业株式会社 分割环冷却结构及燃气轮机
US20130011238A1 (en) * 2011-07-05 2013-01-10 George Liang Cooled ring segment
US20130108419A1 (en) * 2011-10-26 2013-05-02 Marco Claudio Pio Brunelli Ring segment with cooling fluid supply trench

Also Published As

Publication number Publication date
WO2015146854A1 (ja) 2015-10-01
US20170138211A1 (en) 2017-05-18
CN106133295B (zh) 2018-04-06
DE112015001476T5 (de) 2016-12-15
KR101833662B1 (ko) 2018-02-28
JP6466647B2 (ja) 2019-02-06
KR20180021242A (ko) 2018-02-28
JP2015190354A (ja) 2015-11-02
KR20160124216A (ko) 2016-10-26
CN106133295A (zh) 2016-11-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106133295B (zh) 分割环冷却结构以及具有该分割环冷却结构的燃气涡轮
US9039357B2 (en) Seal assembly including grooves in a radially outwardly facing side of a platform in a gas turbine engine
US9181816B2 (en) Seal assembly including grooves in an aft facing side of a platform in a gas turbine engine
US8939711B2 (en) Outer rim seal assembly in a turbine engine
EP2948639B1 (en) Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine
CN108350746B (zh) 涡轮叶片以及燃气轮机、涡轮叶片的中间加工品、涡轮叶片的制造方法
JP2015127540A (ja) タービン翼内冷却回路
EP2264283A2 (en) A cooled component for a gas turbine engine
JP2019039423A (ja) 先端レールの冷却を備えたブレード
CA3009739A1 (en) Airfoil with tip rail cooling
CN108138655B (zh) 燃气轮机转子、燃气轮机以及燃气轮机设备
EP3052761A1 (en) Seal assembly including grooves in an aft facing side of a platform in a gas turbine engine
JP6383088B2 (ja) ガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジン
CN111247313B (zh) 涡轮转子翼型件和用于减少叶片内的腔中的压力损失的相应方法
JP6961340B2 (ja) 回転機械
JP6726776B2 (ja) ガスタービンの分割環の冷却構造及びこれを有するガスタービン
EP3426894B1 (en) Turbine last stage rotor blade with forced driven cooling air
CN114483203A (zh) 用于冷却燃气涡轮机轮叶的内护罩的技术

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
CB02 Change of applicant information
CB02 Change of applicant information

Address after: Kanagawa Prefecture, Japan

Applicant after: Mitsubishi Power Co., Ltd

Address before: Kanagawa Prefecture, Japan

Applicant before: MITSUBISHI HITACHI POWER SYSTEMS, Ltd.

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20180713