ITMI20012584A1 - Struttura di separazione dei turboespansori diaalta e bassa pressionedi una turbina a gas - Google Patents

Struttura di separazione dei turboespansori diaalta e bassa pressionedi una turbina a gas Download PDF

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ITMI20012584A1
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high pressure
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Description

DESCRIZIONE dell'invenzione industriale
La presente invenzione si riferisce ad una struttura di separazione dei turboespansori di alta e bassa pressione di una turbina a gas.
In particolare l'invenzione si riferisce ad una struttura di separazione dei turboespansori di alta e bassa pressione di una turbina a gas assiale pluristadio.
Per turbina a gas si intende il complesso di macchina termica rotativa che converte l'entalpia di un gas in lavoro utile, usando gas direttamente provenienti da una combustione e che eroga potenza meccanica su un albero rotante.
La turbina comprende, quindi, solitamente uno o più compressori o turbocompressori, al cui interno viene portata in pressione l'aria prelevata dall'esterno .
Vari iniettori alimentano il combustibile, che si mescola all'aria per formare una miscela di innesco aria-combustibile.
Il compressore assiale è pilotato da una turbina propriamente detta o turboespansore, che eroga energia meccanica ad un utilizzatore trasformando l'entalpia dei gas combusti nella camera di combu-stione.
Il turboespansore, il turbocompressore, la camera di combustione (o riscaldatore), l'albero di uscita dell'energia meccanica, il sistema di regolazione e il sistema di avviamento costituiscono le parti essenziali di un impianto di turbina a gas.
Per quanto riguarda il funzionamento di una tur-bina a gas, è noto che il fluido penetra nel compres-sore attraverso una serie di condotti di ingresso.
In queste canalizzazioni, il gas presenta caratteristiche di bassa pressione e di bassa temperatura, mentre, nell'attraversamento del compressore, il gas viene compresso e la sua temperatura aumenta.
Esso penetra poi nella camera di combustione (o di riscaldamento), dove subisce un ulteriore rilevante aumento di temperatura.
Il calore necessario all'incremento di temperatura del gas è fornito dalla combustione di combustibile liquido introdotto nella camera di riscaldamento, mediante iniettori.
L'innesco della combustione, all'avviamento della macchina, è ottenuto mediante candele di accensione.
All'uscita della camera di combustione, il gas, ad alta pressione e ad alta temperatura, attraverso appositi condotti, giunge alla turbina, ove cede par-te dell'energia accumulata nel compressore e nella camera di riscaldamento (combustore) e fluisce poi all'esterno tramite le canalizzazioni di scarico.
Poiché il lavoro ceduto dal gas alla turbina è maggiore di quello da esso assorbito nel compressore, rimane disponibile, sull'albero della macchina, una certa quantità di energia, che, depurata del lavoro assorbito dagli accessori e dalle resistenze passive degli organi meccanici in movimento, costituisce il lavoro utile dell'impianto.
Le turbine destinate alla produzione di potenza elevata sono generalmente realizzate pluristadio per ottimizzare il rendimento della trasformazione dell'energia ceduta dal gas in lavoro utile.
Ciascuno stadio del turbocompressore e del turboespansore è progettato per operare in certe condizioni di pressione, temperatura e velocità dei gas.
Da considerazioni termodinamiche è, inoltre, noto che, per ottenere il massimo rendimento da una determinata turbina a gas è necessario che la temperatura del gas sia la più elevata possibile, compatibilmente con i materiali utilizzabili per i particolari.
Le condizioni operative possono, pertanto, risultare particolarmente onerose e possono provocare, in alcune zone, il rapido decadimento dei particolari della turbina.
Nelle normali condizioni di funzionamento di una turbina, il danno causato da una rottura di un particolare può comportare serie conseguenze, oltre alla già problematica fermata dell'impianto per manutenzione.
Nella progettazione delle turbine vengono, pertanto, previsti sistemi di raffreddamento delle zone critiche per evitare pericolosi innalzamenti di temperatura.
A questo scopo viene ad esempio realizzato uno spillamento di aria da un opportuno stadio del compressore e 1'insufflamento dell'aria mediante un sistema di condotti nella zona critica dello stadio del turboespansore .
Un altro problema che si presenta ai progettisti, è quello dell'isolamento degli ambienti operativi degli stadi, sia dei turboespansori sia dei compressori .
Nel turboespansore, ad esempio, un efficace isolamento deve separare gli stadi di alta pressione da quelli di bassa pressione.
Per risolvere i suddetti problemi è nota la rea-lizzazione di schermi tra turboespansori operanti ad alta e bassa pressione, che oltre allo scopo di sepa-rare gli ambienti svolgono la funzione di creare un passaggio per l'aria di raffreddamento da inviare in zone particolarmente calde della turbina.
Una turbina a gas secondo l'arte nota, prevede un turboespansore di alta pressione AP ed uno di bassa pressione BP, schematicamente illustrati nella figura 1 allegata alla presente descrizione.
I turboespansori, operanti a pressioni differenti sono separati da una coppia di piastre bombate 2,3 realizzate in forma di corona circolare aventi superficie bombata e fissate lungo le circonferenze esterne ed interne.
Tali piastre bombate 2,3 sono fissate distanziate in modo da definire tra esse un condotto 4 per convogliare aria fredda verso il turboespansore di alta pressione attraverso una serie di sbocchi 5 realizzati in posizione centrale rispetto al condotto 4.
II sistema di separazione secondo l'arte nota descritta prevede zone di sbocco dell'aria di raffreddamento solo in prossimità del disco rotorico di alta pressione 6 e non in altre zone critiche dello stadio.
Inoltre, le due piastre bombate 2,3 presentano un inconveniente relativo al loro ingombro che impedisce una disposizione ravvicinata dei due rotori di alta e bassa pressione rendendo indispensabile l'utilizzo di un elemento di transizione 7 tra i due turboespansori , con conseguente caduta di pressione e quindi diminuzione del rendimento della turbina.
Scopo della presente invenzione è quello di rea-lizzare una struttura di separazione dei turboespan-sori di alta e bassa pressione di una turbina a gas che non presenti gli inconvenienti sopra menzionati.
Altro scopo della presenta invenzione è quello di indicare una struttura di separazione, che consenta di convogliare l'aria di raffreddamento verso zone calde all'interno della turbina a gas come gli spazi ruota di alta e bassa pressione ed il tirante del disco rotorico di alta pressione.
Un altro problema delle turbine è costituito dalle perdite per trafilamento tra gli ambienti di alta e bassa pressione.
Tali perdite comportano una diminuzione di ren-dimento che, pur risultando meno importante di altre perdite caratteristiche, quali l'energia cinetica dei gas di scarico, gli attriti nei condotti, l'effetto ventilante, ecc ., provoca un allontanamento dalle condizioni ottimali di funzionamento della turbina.
Un ulteriore scopo della presente invenzione è quello di realizzare un supporto per l'anello di tenuta che isola i due ambienti di alta e bassa pressione.
Questi ed altri scopi, secondo l'invenzione, vengono raggiunti dalla struttura di separazione dei turboespansori di alta e bassa pressione di una turbina a gas secondo quanto esposto nella rivendicazione 1.
Ulteriori caratteristiche della struttura di separazione secondo l'invenzione formano oggetto delle rivendicazioni successive.
La struttura di separazione dei turboespansori di alta e bassa pressione secondo la presente invenzione comprende un diaframma atto a ricevere aria di raffreddamento spillata da uno stadio di un turbocompressore, una coppia di piastre sagomate imbullonate ad un'estremità al diaframma, ed un anello di tenuta imbullonato all'altra estremità delle piastre sagomate e da esse supportato.
La struttura realizza una separazione tra gli stadi di alta e bassa pressione e, mediante l'intercapedine definita dallo spazio compreso tra le piastre sagomate, consente il convogllamento dell'aria di raffreddamento attraverso il diaframma verso zone calde dei turboespansori.
Ulteriori caratteristiche della presente invenzione, risulteranno maggiormente evidenti dalla descrizione seguente di una sua forma di realizzazione, esemplificativa ma non limitativa, riferita ai disegni schematici allegati nei quali:
la figura 1 è una rappresentazione schematica e parziale di una turbina a gas di tipo tradizionale; la figura 2 è una rappresentazione schematica e parziale di una turbina a gas comprendente la struttura di separazione secondo l'invenzione;
la figura 3 è una vista in sezione della struttura di separazione secondo l'invenzione;
la figura 4 è una vista laterale di un elemento della struttura di separazione;
la figura 5 illustra un particolare di figura 4; la figura 6 è una sezione parziale secondo la linea VI-VI di figura 5;
la figura 7 illustra un differente particolare di figura 4;
la figura 8 è una sezione parziale secondo la linea VIII-VIII di figura 7;
la figura 9 illustra un ulteriore particolare di figura 4;
la figura 10 è una sezione parziale secondo la linea X-X di figura 9;
la figura 11 è una vista frontale di un elemento della struttura di separazione secondo l'invenzione;
la figura 12 è una sezione secondo la linea XII-XII di figura 11;
la figura 13 è una è una vista frontale di un ulteriore elemento della struttura di separazione secondo l'invenzione;
la figura 14 è una sezione secondo la linea XIV-XIV di figura 13.
Come illustrato in figura 2, una turbina 10 comprende un turbocompressore 11, un turboespansore di alta pressione 12 comprendente uno stadio 12', ed un turboespansore di bassa pressione 13 comprendente due stadi rispettivamente 13' e 13'', dove per stadio s'intende l'insieme rotore-statore .
Il turbocompressore 11, ed il turboespansore di alta pressione 12 sono montati su un primo albero, mentre i due stadi 13',13''del turboespansore di bassa pressione 13 sono montati su un secondo albero separato dal primo (non illustrati).
Entrambi gli alberi sono girevoli a velocità differenti attorno ad un asse 23 entro una cassa 24 che costituisce la parte fissa o statore della turbina 10.
Tale disposizione consente di ottimizzare il rendimento in quanto, nelle turbine pluristadio, il gas viene trattato nel turboespansore di alta pressione in condizioni di temperatura e di pressione assai elevate ed in esso subisce una prima espansione.
Successivamente, nel turboespansore di bassa pressione, esso subisce una seconda espansione a condizioni di temperatura e di pressione inferiori a quelle dello stadio precedente.
L'energia che si ottiene dall'espansione del gas nello stadio di alta pressione 12' viene utilizzata per muovere il turbocompressore 11, mentre gli stadi di bassa pressione 13',13'' sono quelli che in pratica forniscono il lavoro utile.
Lo stadio 12' del turboespansore di alta pressione 12 comprende un disco 16 recante una pluralità di palette rotoriche 18 di alta pressione fissate mediante connessioni 17.
Un tirante centrale 22 disposto in prossimità dell'asse di rotazione 23 viene utilizzato per mantenere il disco 16 a contatto del rotore del turbocompressore 11.
Gli stadi 13' e 13'' del turboespansore di bassa pressione 13 comprendono ciascuno un disco 19 recante una pluralità di palette rotoriche 21 di bassa pressione fissate mediante connessioni 20.
La palettatura rotorica dello stadio 12' del turboespansore di alta pressione 12 e del primo stadio 13' del turboespansore di bassa pressione 13 costituiscono dei condotti rotanti separati da un condotto fisso o canale statorico 14.
I turboespansori di alta e cassa pressione 12,13 sono separati tra loro mediante una struttura di separazione 30 che comprende un diaframma 31, disposto coassialmente a ridosso del canale statorico 14, radialmente sotto detto canale statorico.
II diaframma 31 ha la funzione di erogatore di flussi di aria di raffreddamento spillata da uno stadio opportunamente predefinito del turbocompressore 11, verso zone calde dei turboespansori di alta e bassa pressione 12,13 secondo le direzioni indicate dalle frecce F di figura 2.
La struttura di separazione 30 comprende, inoltre, una coppia di piastre sagomate 50', 50'' fissate al diaframma 31 e definenti un'intercapedine 52 entro cui viene insufflata l'aria di raffreddamento; ed un anello di tenuta 60 supportato dalle piastre sagomate 50',50'' e destinato ad isolare gli ambienti operativi dei turboespansori di alta pressione 12 e bassa pressione 13, a ricevere l'aria di raffreddamento proveniente dall'intercapedine 52 ed a distribuirla a sua volta verso una zona a temperatura critica costituita dallo spazio tra il tirante 22 ed il disco rotorico dì alta pressione 16.
Con riferimento alle figure da 3 a 10, il diaframma 31 comprende un corpo anulare 31' presentante, sulla superficie rivolta verso il canale statorico 14, una pluralità di fori radiali 32 di immissione dell'aria di raffreddamento.
Ciascuno di detti fori radiali 32, realizzati passanti attraverso il corpo 31' viene realizzato per fissare il diaframma stesso ad una schiera statorica di ugelli 15 chiusi mediante boccole 38 tenute in sede da un anello di fissaggio 38'.
Le suddette boccole 38 ricevono i condotti di raffreddamento che attraversano gli ugelli e grazie a fori propri li mettono in comunicazione con i condotti di sbocco di alta e bassa pressione 33 e 34.
E', inoltre, possibile inserire a scelta entro alcuni dei fori radiali 32, attraverso le loro estremità 32'', uno o più terminali di strumentazioni di controllo .
Il corpo 31' del diaframma 31 comprende un riscontro circonferenziale 31'' destinato a fare battuta contro una corrispondente porzione a sbalzo 25 realizzata negli ugelli 15 per il posizionamento corretto della struttura di separazione 30.
Il diaframma 31 comprende, quindi, una pluralità di condotti di sbocco di alta pressione 33 direzionati verso le connessioni 17 delle palette rotoriche 18 di alta pressione ai disco 16, ed una pluralità di condotti di sbocco di bassa pressione 34 direzionati verso le connessioni 20 delle palette rotoriche 21 di bassa pressione al disco 19.
Tali condotti di sbocco di alta e di bassa pressione 33,34 si dipartono ciascuno da un differente foro radiale 32 del diaframma 31 secondo direzioni che portano i flussi d'aria dì raffreddamento da essi emessi, verso le zone critiche predefìnite.
In particolare, i condotti di sbocco di alta pressione 33 sono realizzati orizzontalmente mentre i condotti di sbocco di bassa pressione 34 sono realizzati inclinati.
Come meglio illustrato nelle figure 5, 7 e 9, i condotti di sbocco di alta pressione 33 ed i condotti di sbocco di bassa pressione 34 sono, inoltre, sghembi rispetto all'asse longitudinale del diaframma 31 coincidente con l'asse di rotazione 23 dei rotori e ciò per indirizzare i flussi di aria di raffreddamento verso le zone critiche raggiungibili.
I condotti di sbocco di alta pressione 33 sono realizzati in numero doppio rispetto ai condotti di sbocco di bassa pressione 34 e sono disposti regolarmente alternati in ragione di due condotti di sbocco di alta pressione 33 seguiti da un condotto di sbocco di bassa pressione 34.
Secondo la realizzazione preferita, un diaframma 31 di diametro massimo D misurato a livello del riscontro circonferenziale 31'' pari a 477,88 mm è dotato di 48 fori radiali 32 e corrispondentemente di 32 condotti di sbocco di alta pressione 33 e di 16 condotti di sbocco di bassa pressione 34.
Per dirigere i flussi d'aria di raffreddamento verso l'intercapedine 52, il diaframma 31 presenta almeno un canale di collegamento 35 connesso ad un condotto di sbocco di bassa pressione 34.
Preferibilmente i canali di collegamento 35 sono sei ed attraversano radialmente un anello interno 36 incorporato nel corpo 31' del diaframma 31 ed estendentesi in direzione dell'asse centrale 23.
I canali di collegamento 35 sono disposti non equidistanti lungo la circonferenza dell'anello 36.
Con riferimento inoltre alle figure 11 e 12, ciascuna delle piastre sagomate 50',50'' è realizzata in forma di corona circolare dotata di bombatura 51 di identica curvatura.
Le piastre sagomate 50',50'' sono disposte radialmente con la bombatura 51 rivolta verso il turboespansore di alta pressione 12 in modo da seguire i profili dei dischi rotorici 16,19 degli stadi rispettivamente di alta e bassa pressione 12',13' tra cui è inserita la struttura di separazione 30.
In particolare la piastra 50' si affaccia verso il turboespansore di alta pressione 12 mentre la piastra sagomata 50'' si affaccia verso il turboespansore di bassa pressione 13.
In una realizzazione dell'invenzione, la bombatura 51 presenta raggio di curvatura R pari a 23 mm ed è realizzata su piastre sagomate 50',50'' presentanti diametro esterno D' pari a 417 mm fissate ad un diaframma 31 di diametro massimo D pari a 477,8 mm.
L'anello interno 36 del diaframma 31 è dotato di una pluralità di fori di fissaggio 37 disposti parallelamente all'asse longitudinale del diaframma 31, attraverso i quali dette piastre sagomate 50',50''vengono imbullonate al diaframma 31.
A tal scopo le piastre sagomate 50',50'' sono dotate di fori 37' realizzati in prossimità della lo-ro circonferenza esterna in modo da corrispondere a detti fori 37.
Analogamente per il fissaggio dell'anello di tenuta in prossimità della circonferenza interna delle piastre sagomate 50',50'', l'anello di tenuta 60 pre-senta, estendentesi radialmente dalla superficie superiore dell'anello di tenuta 60 verso l'esterno, un bordo circonferenziale 61 attraversato da una plura-lità di fori di fissaggio 62, preferibilmente sei, aventi asse parallelo all'asse longitudinale dell'anello di tenuta 60.
Le piastre sagomate 50',50'' sono dotate di fori 62' disposti in prossimità della circonferenza interna delle piastre e opportunamente distanziati per corrispondere ai fori di fissaggio 62 realizzati nell'anello di tenuta 60.
Il bordo circonferenziale 61 è, inoltre, attraversato radialmente da una pluralità di condotti di passaggio aria 63, preferibilmente dodici, destinati a ricevere l'aria dall'intercapedine 52 e ad inviarla in prossimità del tirante anulare 22.
Nel bordo circonferenziale 61 sono, inoltre, realizzati fori 63', destinati, in caso di necessità, ad aumentare il numero di condotti disponibili per il passaggio dell'aria.
Tali fori filettati radiali 63' vengono normal-mente chiusi mediante tappi filettati (non illustra-ti) .
In tal modo, l'aria spillata da uno stadio di un turbocompressore opportunamente predefinito in base alle condizioni di pressione e temperatura raggiunge le zone a temperatura critica dei turboespansori di alta e bassa pressione.
Nella realizzazione preferita dell'invenzione lo stadio di spillamento del turbocompressore risulta essere il settimo stadio di un turbocompressore a 11 stadi .
La sagomatura scelta per le piastre sagomate 50 ',50'' consente di aumentare le caratteristiche di rigidezza della struttura di separazione 30 in modo da limitare fenomeni vibrazionali e garantire il corretto posizionamento dell'anello di tenuta.
La forma delle piastre sagomate 50',50'', inoltre, consentendo il montaggio ravvicinato dei due rotori (che ruotano a velocità differenti e lavorano in diverse condizioni di pressione e temperatura) , permette di evitare l'utilizzo dell'elemento di transizione 7 e contribuisce a minimizzare le perdite di pressione .
Dalla descrizione effettuata risultano chiare le caratteristiche della struttura di separazione dei turboespansori di alta e bassa pressione di una turbina a gas, secondo la presente invenzione, così come chiari ne risultano i vantaggi.
E', infine, evidente che numerose altre varianti possono essere apportate alla struttura di separazione, che è oggetto della presente invenzione, senza per questo uscire dai principi di novità insiti nell'idea inventiva, così come è chiaro che, nella pratica attuazione dell'invenzione, i materiali, e le dimensioni utilizzate potranno essere qualsiasi a seconda delle esigenze e gli stessi potranno essere sostituiti con altri tecnicamente equivalenti.

Claims (16)

  1. RIVENDICAZIONI 1. Struttura di separazione di turboespansori di alta e bassa pressione di una turbina a gas, caratterizzata dal fatto di comprendere: un diaframma (31), disposto coassialmente a ridosso di un canale statorico (14) tra uno stadio (12') di un turboespansore di alta pressione (12) ed un primo stadio (13') di un turboespansore di bassa pressione (13), avente funzione di erogatore di flussi di aria di raffreddamento verso zone calde dei turboespansori (12,13) di alta e bassa pressione; una coppia di piastre sagomate (50', 50'') fissate al diaframma (31) e definenti un'intercapedine (52) entro cui viene insufflata l'aria di raffreddamento; ed un anello di tenuta (60) supportato dalle piastre sagomate (50',50'') e destinato ad isolare i turboespansori di alta pressione (12) e bassa pressione (13) ed a ricevere e distribuire a sua volta l'aria di raffreddamento proveniente dall'intercapedine (52).
  2. 2. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 1, in cui detto diaframma (31) comprende un corpo anulare (31') presentante, una pluralità di fori radiali (32) passanti di immissione dell'aria di raffreddamento .
  3. 3. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 2, in cui ciascuno di detti fori radiali (32) è utilizzato per fissare il diaframma ad una schiera statorica di ugelli (15) mediante boccole (38) ciascuna tenuta in sede da un anello di fissaggio (38').
  4. 4. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 3, in cui detto diaframma (31) comprende inoltre una pluralità di condotti di sbocco di alta pressione (33) direzionati verso connessioni (17) di palette rotoriche (18) di alta pressione ad un disco (16) di detto stadio (12') del turboespansore di alta pressione (12).
  5. 5 . Struttura di separazione secondo la rivendicazione 4, in cui detto diaframma (31) comprende inoltre una pluralità di condotti di sbocco di bassa pressione (34) direzionati verso connessioni (20) di palette rotoriche (21) di bassa pressione ad un disco (19) di detto primo stadio (13') del turboespansore di bassa pressione (13).
  6. 6 . Struttura di separazione secondo la rivendicazione 5, in cui detti condotti di sbocco di alta e di bassa pressione (33,34) si dipartono ciascuno da un differente foro radiale (32) del diaframma (31).
  7. 7. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 6, in cui detti condotti di sbocco di alta pressione (33) sono realizzati in numero doppio ri-spetto ai condotti di sbocco di bassa pressione (34) e sono disposti regolarmente alternati in ragione di due condotti di sbocco di alta pressione (33) seguiti da un condotto di sbocco di bassa pressione (34).
  8. 8. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 7, in cui il diaframma (31) presenta un diametro esterno massimo (D) di 477,8 mm e presenta 48 fori radiali (32).
  9. 9. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 7, in cui detto diaframma (31) presenta inoltre almeno un canale di collegamento (35) con l'intercapedine (52) per la distribuzione dell'aria di raffreddamento.
  10. 10. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 9, in cui sono realizzati sei canali di collegamento (35) che si dipartono da altrettanti condotti di sbocco di bassa pressione (34).
  11. 11. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 5, in cui dette piastre sagomate (50',50'') sono realizzate in forma di corona circolare dotata di una bombatura (51) circonferenziale rivolta verso il turboespansore di alta pressione (12) in modo da seguire i profili dei dischi rotorici (16,19) degli stadi rispettivamente di alta e bassa pressione (12',13') tra cui sono inserite dette piastre sagomate (50',50'').
  12. 12. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 11, in cui detta bombatura (51) presenta raggio di curvatura pari a 23 mm ed è realizzata su piastre sagomate (50',50'') presentanti diametro esterno (D') pari a 417 mm fissate ad un diaframma (31) di diametro massimo (D) pari a 477,8 mm.
  13. 13. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 2, in cui detto diaframma (31) presenta incorporato inferiormente un anello interno (36), estendet esi radialmente verso l'asse longitudinale del diaframma (31), detto anello interno (36) essendo previsto dotato di una pluralità di fori fissaggio piastre (37) attraverso i quali dette piastre sagomate (50',50'') sono imbullonate al diaframma (31) in prossimità della loro circonferenza esterna.
  14. 14. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 1, in cui detto anello di tenuta (60) presenta estendentesi radialmente dalla sua superficie superiore verso l'esterno, un bordo circonferenziale (61) dotato di fori longitudinali (62) disposti parallelamente all'asse longitudinale del diaframma (31) per il fissaggio a dette piastre sagomate (50',50'').
  15. 15. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 14, in cui il bordo circonferenziale (61) di detto anello di tenuta (60) è attraversato radialmente da una pluralità di condotti di passaggio aria (63) destinati a ricevere l'aria dall'intercapedine (52) e ad inviarla in prossimità di un tirante centrale (22) atto a mantenere il contatto tra detto disco (16) di detto stadio (12') del turboespansore di alta pressione (12) ed un rotore del turbocompressore (11)·
  16. 16. Struttura di separazione secondo la rivendicazione 15, in cui sono realizzati 12 condotti di pas-saggio aria (63) attraverso detto anello di tenuta (60).
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RU2002133053/06A RU2299993C2 (ru) 2001-12-10 2002-12-09 Конструкция для отделения друг от друга турбодетандеров высокого и низкого давления в газовой турбине
US10/315,249 US6769870B2 (en) 2001-12-10 2002-12-10 Structure for separating the high and low pressure turboexpanders of a gas turbine

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Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ITMI20041778A1 (it) * 2004-09-17 2004-12-17 Nuovo Pignone Spa Fondo bombato di tenuta per una turbina bialbero
US7722314B2 (en) * 2006-06-22 2010-05-25 General Electric Company Methods and systems for assembling a turbine
US7914253B2 (en) * 2007-05-01 2011-03-29 General Electric Company System for regulating a cooling fluid within a turbomachine
JP4884410B2 (ja) * 2008-03-04 2012-02-29 株式会社日立製作所 二軸ガスタービン
EP2530249A1 (en) 2011-05-30 2012-12-05 Siemens Aktiengesellschaft Piston seal ring
US9291071B2 (en) 2012-12-03 2016-03-22 United Technologies Corporation Turbine nozzle baffle
US9316153B2 (en) * 2013-01-22 2016-04-19 Siemens Energy, Inc. Purge and cooling air for an exhaust section of a gas turbine assembly
JP6071629B2 (ja) * 2013-02-22 2017-02-01 三菱重工航空エンジン株式会社 タービン及びガスタービンエンジン
JP6961482B2 (ja) * 2017-12-27 2021-11-05 三菱重工コンプレッサ株式会社 遠心圧縮機および遠心圧縮機の製造方法
RU2691203C1 (ru) * 2018-07-05 2019-06-11 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") Сопловый аппарат турбины низкого давления (ТНД) газотурбинного двигателя (ГТД) (варианты) и лопатка соплового аппарата ТНД (варианты)
CN110529194B (zh) * 2019-08-13 2020-09-11 北京航空航天大学 一种减小旋转螺栓风阻的导向器结构

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR965697A (it) * 1950-09-19
GB623615A (en) * 1947-05-06 1949-05-19 Frederick William Walton Morle Improvements in or relating to gas-turbine-engines
GB742288A (en) * 1951-02-15 1955-12-21 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in the cooling of turbines
US4117669A (en) * 1977-03-04 1978-10-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Apparatus and method for reducing thermal stress in a turbine rotor
US4173120A (en) * 1977-09-09 1979-11-06 International Harvester Company Turbine nozzle and rotor cooling systems
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
US4213738A (en) * 1978-02-21 1980-07-22 General Motors Corporation Cooling air control valve
WO1998058158A1 (fr) * 1997-06-19 1998-12-23 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Dispositif d'etancheite pour aubes de stator de turbine a gaz
US6179555B1 (en) * 1998-10-06 2001-01-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing of T.O.B.I feed plenum
US6464453B2 (en) * 2000-12-04 2002-10-15 General Electric Company Turbine interstage sealing ring

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