JP2002213207A - ガスタービン分割環 - Google Patents
ガスタービン分割環Info
- Publication number
- JP2002213207A JP2002213207A JP2001006451A JP2001006451A JP2002213207A JP 2002213207 A JP2002213207 A JP 2002213207A JP 2001006451 A JP2001006451 A JP 2001006451A JP 2001006451 A JP2001006451 A JP 2001006451A JP 2002213207 A JP2002213207 A JP 2002213207A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- gas turbine
- face
- split
- pieces
- inner peripheral
- 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
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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
-
- 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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービン分割環の分割片の局部的温度上
昇を抑制する。 【解決手段】 ガスタービンケーシング1内周の、動翼
8先端に対向する位置にガスタービン分割環10を設け
る。ガスタービン分割環は、分割片11をタービンケー
シング内周面に沿って、周方向に環状に配列することに
より構成され、各分割片の間には周方向に所定の間隙1
3が設けられている。各分割片11の周方向端面11
a、11bのうち、動翼回転方向Rから見て上流側の端
面11aは、分割片内周面11cと緩やかな傾斜面11
fで接続されている。動翼回転に伴なう燃焼ガスの旋回
流FRは、動翼が空隙13を通過する際に、傾斜面11
fに沿って流れるため、端面11aに衝突しない。これ
により、端面11で衝突による熱伝達率の増大による局
所的温度上昇が抑制される。
昇を抑制する。 【解決手段】 ガスタービンケーシング1内周の、動翼
8先端に対向する位置にガスタービン分割環10を設け
る。ガスタービン分割環は、分割片11をタービンケー
シング内周面に沿って、周方向に環状に配列することに
より構成され、各分割片の間には周方向に所定の間隙1
3が設けられている。各分割片11の周方向端面11
a、11bのうち、動翼回転方向Rから見て上流側の端
面11aは、分割片内周面11cと緩やかな傾斜面11
fで接続されている。動翼回転に伴なう燃焼ガスの旋回
流FRは、動翼が空隙13を通過する際に、傾斜面11
fに沿って流れるため、端面11aに衝突しない。これ
により、端面11で衝突による熱伝達率の増大による局
所的温度上昇が抑制される。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンに関
し、詳細にはガスタービンケーシング内周面に配置され
るガスタービン分割環に関する。
し、詳細にはガスタービンケーシング内周面に配置され
るガスタービン分割環に関する。
【0002】
【従来の技術】ガスタービンのタービンーケーシング
(車室)は、高温の燃焼ガスが通過するいわゆるホット
ガスパスを形成している。このため、ケーシング内周面
には耐熱材料(タイルなど)からなるライニングが配置
され、ケーシングの金属面と高温燃焼ガスとの直接の接
触を防止している。これらのライニングは、高温時の熱
膨張を考慮して複数の分割片をケーシング内周面に沿っ
て周方向に互いに空隙を空けて環状に配置した構成とさ
れているためガスタービン分割環と称する。
(車室)は、高温の燃焼ガスが通過するいわゆるホット
ガスパスを形成している。このため、ケーシング内周面
には耐熱材料(タイルなど)からなるライニングが配置
され、ケーシングの金属面と高温燃焼ガスとの直接の接
触を防止している。これらのライニングは、高温時の熱
膨張を考慮して複数の分割片をケーシング内周面に沿っ
て周方向に互いに空隙を空けて環状に配置した構成とさ
れているためガスタービン分割環と称する。
【0003】図1は、ガスタービン分割環の配置を示す
タービンケーシングの軸線に沿った断面図である。図1
において、1はタービンケーシング全体を示す。タービ
ンケーシング1は、複数の環状の金属製ケーシング分割
片3を軸線方向に接合した略円筒状の形状と される。
それぞれのケーシング分割片3内周には、ケーシング分
割片3の半径方向に間隙を保って環状の遮熱環5が取り
付けられ、この遮熱環5内周には各段タービン静翼9
が、それぞれ静翼環7を介して取り付けられている。ま
た、それぞれの遮熱環5内周の、各段の静翼環7の間の
部分には、動翼8の先端に対向してガスタービン分割環
10が取り付けられている。ガスタービン分割環10は
耐熱材料からなる複数の分割片を周方向に環状に配置し
た構成とされ、分割片は、分割片自体の熱膨張を許容す
るために周方向に所定の間隙を介して配置されている。
タービンケーシングの軸線に沿った断面図である。図1
において、1はタービンケーシング全体を示す。タービ
ンケーシング1は、複数の環状の金属製ケーシング分割
片3を軸線方向に接合した略円筒状の形状と される。
それぞれのケーシング分割片3内周には、ケーシング分
割片3の半径方向に間隙を保って環状の遮熱環5が取り
付けられ、この遮熱環5内周には各段タービン静翼9
が、それぞれ静翼環7を介して取り付けられている。ま
た、それぞれの遮熱環5内周の、各段の静翼環7の間の
部分には、動翼8の先端に対向してガスタービン分割環
10が取り付けられている。ガスタービン分割環10は
耐熱材料からなる複数の分割片を周方向に環状に配置し
た構成とされ、分割片は、分割片自体の熱膨張を許容す
るために周方向に所定の間隙を介して配置されている。
【0004】この種のガスタービン分割環の例として
は、例えば特開平2000−257447号公報に記載
されたものがある。同公報に記載されたガスタービン分
割環の各分割片は、内部に分割片冷却用の冷却空気通路
を備え、冷却に使用した後の冷却空気を各分割片の動翼
回転方向から見て下流側の周方向端面から、隣接する分
割片の周方向端面に向けて斜めに噴射するようにしてい
る。また、各分割片の回転方向から見て上流側(手前
側)の周方向端面の内周面との接合部は、隣接する分割
片の周方向端面から斜めに噴射される冷却空気流の傾斜
に合わせて傾斜面状にカットされている。
は、例えば特開平2000−257447号公報に記載
されたものがある。同公報に記載されたガスタービン分
割環の各分割片は、内部に分割片冷却用の冷却空気通路
を備え、冷却に使用した後の冷却空気を各分割片の動翼
回転方向から見て下流側の周方向端面から、隣接する分
割片の周方向端面に向けて斜めに噴射するようにしてい
る。また、各分割片の回転方向から見て上流側(手前
側)の周方向端面の内周面との接合部は、隣接する分割
片の周方向端面から斜めに噴射される冷却空気流の傾斜
に合わせて傾斜面状にカットされている。
【0005】これにより、上記公報のガスタービン分割
環では、一方の分割片端面から噴射された冷却空気流
が、他方の分割片端面に設けられた上記傾斜面に沿って
流れるようになるため、上記傾斜面は噴射された冷却空
気によりフィルム冷却されるようになり分割片の冷却効
果が向上する。
環では、一方の分割片端面から噴射された冷却空気流
が、他方の分割片端面に設けられた上記傾斜面に沿って
流れるようになるため、上記傾斜面は噴射された冷却空
気によりフィルム冷却されるようになり分割片の冷却効
果が向上する。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】ところが、各分割片の
動翼回転方向上流側の端面の角部(タービン中心に近い
側)での熱負荷は極めて大きくなるため、上記のように
冷却空気を噴射しても充分な冷却を行うことができない
場合が生じる。図9は、この問題を説明する、タービン
ケーシングの軸線に直角な断面を模式的に示す図であ
る。
動翼回転方向上流側の端面の角部(タービン中心に近い
側)での熱負荷は極めて大きくなるため、上記のように
冷却空気を噴射しても充分な冷却を行うことができない
場合が生じる。図9は、この問題を説明する、タービン
ケーシングの軸線に直角な断面を模式的に示す図であ
る。
【0007】図9において、1はタービンケーシング
(実際には遮熱環5)、11は分割環の各分割片を示
す。前述したように、分割環10の各分割片11は互い
に周方向間隙13を空けて配置されている。また、動翼
8は各分割片11の内周面11と狭い間隙を隔てて対向
しつつ矢印Rの方向に回転する。高温の燃焼ガスは、全
体として図9の紙面に直角な方向にケーシング1内を流
れるが、タービン動翼8通過時には動翼回転により旋回
方向速度を付与され、動翼先端部では動翼の周速と略同
じ速度で周方向に旋回するようになる。ところが、分割
環10の内周面は平坦ではなく、各分割片11の間には
空隙13からなる溝が形成されている。このため、空隙
13を動翼が通過する際に燃焼ガス旋回流の流れに乱れ
が生じるようになる。
(実際には遮熱環5)、11は分割環の各分割片を示
す。前述したように、分割環10の各分割片11は互い
に周方向間隙13を空けて配置されている。また、動翼
8は各分割片11の内周面11と狭い間隙を隔てて対向
しつつ矢印Rの方向に回転する。高温の燃焼ガスは、全
体として図9の紙面に直角な方向にケーシング1内を流
れるが、タービン動翼8通過時には動翼回転により旋回
方向速度を付与され、動翼先端部では動翼の周速と略同
じ速度で周方向に旋回するようになる。ところが、分割
環10の内周面は平坦ではなく、各分割片11の間には
空隙13からなる溝が形成されている。このため、空隙
13を動翼が通過する際に燃焼ガス旋回流の流れに乱れ
が生じるようになる。
【0008】図10は、空隙11を動翼8が通過する際
の旋回流の挙動を模式的に示す図である。図10に示す
ように、燃焼ガスの旋回流FRは分割片11の間の空隙
13通過時に、空隙13の動翼回転方向下流側の分割片
端面(すなわち、各分割片11で見れば、動翼回転方向
R上流側の周方向端面)11a下部に衝突し、空隙13
内に流入する。このように、端面11aと高温の燃焼ガ
ス流FRとが衝突する状態では、燃焼ガス流FRと端面
11aとの間はインピンジ熱伝達となる。このため、ガ
ス流FRと端面11aとの間の熱伝達率は、内周面11
cに沿ってガス流が流れる場合に較べて急激に上昇する
ようになり、端面11aの下部(端面11aと内周面1
1cとの角部)では、動翼8の通過毎に高温のガス流か
ら多量の熱を受けて、分割片温度が他の部分より大幅に
上昇するようになり、この角部に焼損や局所的な温度上
昇による亀裂などが生じる場合がある。
の旋回流の挙動を模式的に示す図である。図10に示す
ように、燃焼ガスの旋回流FRは分割片11の間の空隙
13通過時に、空隙13の動翼回転方向下流側の分割片
端面(すなわち、各分割片11で見れば、動翼回転方向
R上流側の周方向端面)11a下部に衝突し、空隙13
内に流入する。このように、端面11aと高温の燃焼ガ
ス流FRとが衝突する状態では、燃焼ガス流FRと端面
11aとの間はインピンジ熱伝達となる。このため、ガ
ス流FRと端面11aとの間の熱伝達率は、内周面11
cに沿ってガス流が流れる場合に較べて急激に上昇する
ようになり、端面11aの下部(端面11aと内周面1
1cとの角部)では、動翼8の通過毎に高温のガス流か
ら多量の熱を受けて、分割片温度が他の部分より大幅に
上昇するようになり、この角部に焼損や局所的な温度上
昇による亀裂などが生じる場合がある。
【0009】前述の特開2000−257447号公報
のように、この角部に沿って冷却空気を噴射し、フィル
ム冷却を行うことは、ある程度角部における温度上昇を
緩和することはできるものの、実際には、燃焼ガス旋回
流との衝突により冷却空気が乱されてしまい、良好な冷
却フィルムが形成できなくなり、充分な冷却を行うこと
ができない問題がある。本発明は上記問題に鑑み、分割
環の各分割片の角部における、燃焼ガス旋回流との衝突
による局所的温度上昇を低減し、角部の焼損を防止可能
なガスタービン分割環を提供することを目的としてい
る。
のように、この角部に沿って冷却空気を噴射し、フィル
ム冷却を行うことは、ある程度角部における温度上昇を
緩和することはできるものの、実際には、燃焼ガス旋回
流との衝突により冷却空気が乱されてしまい、良好な冷
却フィルムが形成できなくなり、充分な冷却を行うこと
ができない問題がある。本発明は上記問題に鑑み、分割
環の各分割片の角部における、燃焼ガス旋回流との衝突
による局所的温度上昇を低減し、角部の焼損を防止可能
なガスタービン分割環を提供することを目的としてい
る。
【0010】
【課題を解決するための手段】請求項1に記載の発明に
よれば、ガスタービン動翼先端に対向するガスタービン
ケーシング内周面上に、複数の分割片を互いに所定の空
隙を空けて環状に配置したガスタービン分割環であっ
て、前記分割片はそれぞれ、両側の分割片端面とそれぞ
れ所定の空隙を隔てて対向する2つの周方向端面と、該
2つの周方向端面とほぼ直角に交差するとともにガスタ
ービン動翼先端に対向する内周面とを備え、前記各分割
片の2つの周方向端面のうち少なくとも一方の周方向端
面と前記内周面とは傾斜面により接続されていることを
特徴とするガスタービン分割環が提供される。
よれば、ガスタービン動翼先端に対向するガスタービン
ケーシング内周面上に、複数の分割片を互いに所定の空
隙を空けて環状に配置したガスタービン分割環であっ
て、前記分割片はそれぞれ、両側の分割片端面とそれぞ
れ所定の空隙を隔てて対向する2つの周方向端面と、該
2つの周方向端面とほぼ直角に交差するとともにガスタ
ービン動翼先端に対向する内周面とを備え、前記各分割
片の2つの周方向端面のうち少なくとも一方の周方向端
面と前記内周面とは傾斜面により接続されていることを
特徴とするガスタービン分割環が提供される。
【0011】すなわち、請求項1の発明では、ガスター
ビン分割環の各分割片の周方向端面のどちらか一方また
は、両方の角部で、分割片内周面と周方向端面とを斜面
または円弧面で接続するようにしたことにより上記問題
を解決している。
ビン分割環の各分割片の周方向端面のどちらか一方また
は、両方の角部で、分割片内周面と周方向端面とを斜面
または円弧面で接続するようにしたことにより上記問題
を解決している。
【0012】請求項2に記載の発明によれば、前記各分
割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、動翼回
転方向上流側の周方向端面と前記傾斜面で接続されてい
ることを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分
割環が提供される。
割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、動翼回
転方向上流側の周方向端面と前記傾斜面で接続されてい
ることを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分
割環が提供される。
【0013】すなわち、請求項2の発明では、分割片の
動翼回転方向上流側の周方向端面と内周面とを傾斜面で
接続しているため、動翼が分割片間の空隙を通過する際
に、動翼先端付近の燃焼ガス旋回流は端面角部に衝突せ
ず、傾斜面に沿って流れるようになる。このため、燃焼
ガス旋回流と端面との衝突による熱伝達率の急激な上昇
が生じず、分割片の局所的温度上昇が抑制される。
動翼回転方向上流側の周方向端面と内周面とを傾斜面で
接続しているため、動翼が分割片間の空隙を通過する際
に、動翼先端付近の燃焼ガス旋回流は端面角部に衝突せ
ず、傾斜面に沿って流れるようになる。このため、燃焼
ガス旋回流と端面との衝突による熱伝達率の急激な上昇
が生じず、分割片の局所的温度上昇が抑制される。
【0014】請求項3に記載の発明によれば、前記各分
割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、動翼回
転方向下流側の周方向端面と前記傾斜面で接続されてい
ることを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分
割環が提供される。
割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、動翼回
転方向下流側の周方向端面と前記傾斜面で接続されてい
ることを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分
割環が提供される。
【0015】すなわち、請求項3の発明では、動翼回転
方向下流側の周方向端面と内周面とを傾斜面で接続して
いるため、動翼が分割片間の空隙に近づくにつれて動翼
先端と分割片内周面との距離が大きくなる。動翼先端と
分割片内周面との間隙は燃焼ガス旋回流の流路となって
いるため、これにより、燃焼ガス旋回流の流路断面積は
空隙に近づくにつれて増大するようになり、燃焼ガス旋
回流の流速は空隙通過時には上記流路拡大のために低下
することになる。このため、旋回流と分割片の角部との
衝突速度が低下し、衝突時の熱伝達率の増大が抑制され
るため、分割片の温度上昇が抑制される。
方向下流側の周方向端面と内周面とを傾斜面で接続して
いるため、動翼が分割片間の空隙に近づくにつれて動翼
先端と分割片内周面との距離が大きくなる。動翼先端と
分割片内周面との間隙は燃焼ガス旋回流の流路となって
いるため、これにより、燃焼ガス旋回流の流路断面積は
空隙に近づくにつれて増大するようになり、燃焼ガス旋
回流の流速は空隙通過時には上記流路拡大のために低下
することになる。このため、旋回流と分割片の角部との
衝突速度が低下し、衝突時の熱伝達率の増大が抑制され
るため、分割片の温度上昇が抑制される。
【0016】請求項4に記載の発明によれば、前記各分
割片の内周面は、前記2つの周方向端面の両方とそれぞ
れ前記傾斜面で接続されていることを特徴とする、請求
項1に記載のガスタービン分割環が提供される。
割片の内周面は、前記2つの周方向端面の両方とそれぞ
れ前記傾斜面で接続されていることを特徴とする、請求
項1に記載のガスタービン分割環が提供される。
【0017】すなわち、請求項4発明では、分割片の両
方の角部で内周面と端面とが傾斜面で接続されるため、
請求項2と請求項3との両方の効果を得ることができ、
旋回流と分割片との衝突時の熱伝達率の増大が抑制さ
れ、分割片の温度上昇が防止される。
方の角部で内周面と端面とが傾斜面で接続されるため、
請求項2と請求項3との両方の効果を得ることができ、
旋回流と分割片との衝突時の熱伝達率の増大が抑制さ
れ、分割片の温度上昇が防止される。
【0018】請求項5に記載の発明によれば、ガスター
ビン動翼先端に対向するガスタービンケーシング内周面
上に、複数の分割片を互いに所定の空隙を空けて環状に
配置したガスタービン分割環であって、前記分割片はそ
れぞれ、両側の分割片端面とそれぞれ所定の空隙を隔て
て対向する2つの周方向端面と、該2つの周方向端面と
ほぼ直角に交差するとともにガスタービン動翼先端に対
向する内周面とを備え、前記各分割片の2つの周方向端
面のうち少なくとも一方の周方向端面と前記内周面とは
円弧面により接続されていることを特徴とするガスター
ビン分割環が提供される。
ビン動翼先端に対向するガスタービンケーシング内周面
上に、複数の分割片を互いに所定の空隙を空けて環状に
配置したガスタービン分割環であって、前記分割片はそ
れぞれ、両側の分割片端面とそれぞれ所定の空隙を隔て
て対向する2つの周方向端面と、該2つの周方向端面と
ほぼ直角に交差するとともにガスタービン動翼先端に対
向する内周面とを備え、前記各分割片の2つの周方向端
面のうち少なくとも一方の周方向端面と前記内周面とは
円弧面により接続されていることを特徴とするガスター
ビン分割環が提供される。
【0019】また、請求項6に記載の発明によれば、前
記各分割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、
動翼回転方向上流側の周方向端面と前記円弧面で接続さ
れていることを特徴とする、請求項1に記載のガスター
ビン分割環が提供される。
記各分割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、
動翼回転方向上流側の周方向端面と前記円弧面で接続さ
れていることを特徴とする、請求項1に記載のガスター
ビン分割環が提供される。
【0020】請求項7に記載の発明によれば、前記各分
割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、動翼回
転方向下流側の周方向端面と前記円弧で接続されている
ことを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分割
環が提供される。
割片の内周面は、前記2つの周方向端面のうち、動翼回
転方向下流側の周方向端面と前記円弧で接続されている
ことを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分割
環が提供される。
【0021】請求項8に記載の発明によれば、前記各分
割片の内周面は、前記2つの周方向端面の両方とそれぞ
れ前記円弧面で接続されていることを特徴とする、請求
項1に記載のガスタービン分割環が提供される。
割片の内周面は、前記2つの周方向端面の両方とそれぞ
れ前記円弧面で接続されていることを特徴とする、請求
項1に記載のガスタービン分割環が提供される。
【0022】すなわち、請求項5から請求項8の発明で
は、請求項1から請求項4の発明における分割片角部の
傾斜面の代わりに、周方向端面と内周面とは円弧面で接
続される。これにより、周方向端面と内周面とを傾斜面
で接続した場合と同等の効果を得ることができる。
は、請求項1から請求項4の発明における分割片角部の
傾斜面の代わりに、周方向端面と内周面とは円弧面で接
続される。これにより、周方向端面と内周面とを傾斜面
で接続した場合と同等の効果を得ることができる。
【0023】
【発明の実施の形態】以下、添付図面を用いて本発明の
実施形態について説明する。図2は、本発明のガスター
ビン分割環の第1の実施形態における各分割片11の形
状を説明する図であり、図2(A)は分割片11のター
ビン軸線方向の端面(図1のII−II線方向端面)
を、図2(B)は周方向端面を、それぞれ示している。
実施形態について説明する。図2は、本発明のガスター
ビン分割環の第1の実施形態における各分割片11の形
状を説明する図であり、図2(A)は分割片11のター
ビン軸線方向の端面(図1のII−II線方向端面)
を、図2(B)は周方向端面を、それぞれ示している。
【0024】図2(B)に示すように、各分割片11の
タービン軸線を含む断面は概略U字形状をしており、そ
の周方向端面11a、11bには、それぞれシール板装
着用の溝11dが設けられている。図2(A)は、分割
片11のタービン軸線方向上流側の端面11eを示して
いる。図2(A)に示すように、本実施形態では、分割
片11の周方向端面11a(動翼回転方向上流側端面)
と内周面11cとは、比較的緩やかな傾斜面11fで接
続されている。傾斜面11fは、本実施形態では端面1
1aのシール板装着用溝11dの近傍端面11aと内周
面11cとを接続している。
タービン軸線を含む断面は概略U字形状をしており、そ
の周方向端面11a、11bには、それぞれシール板装
着用の溝11dが設けられている。図2(A)は、分割
片11のタービン軸線方向上流側の端面11eを示して
いる。図2(A)に示すように、本実施形態では、分割
片11の周方向端面11a(動翼回転方向上流側端面)
と内周面11cとは、比較的緩やかな傾斜面11fで接
続されている。傾斜面11fは、本実施形態では端面1
1aのシール板装着用溝11dの近傍端面11aと内周
面11cとを接続している。
【0025】図3は、図2の分割片11を用いて分割環
10を組み立てた状態を模式的に示す、図10と同様な
図である。図3に示すように、分割環片11は周方向端
面11aと11bとを対向させ、それぞれの端面の溝1
1dにシール板15を介挿した状態でタービン動翼8を
囲むように遮熱環5に取り付けられる。シール板15
は、高温燃焼ガスの分割片11裏側への侵入を防止する
シールの役割を果たしている。図3に示すように、本実
施形態ではそれぞれの分割片11は、傾斜面11fを有
する周方向端面11aが動翼回転方向(矢印R)から見
て上流側に、もう一方の周方向端面11bが下流側にな
るように配置されている。
10を組み立てた状態を模式的に示す、図10と同様な
図である。図3に示すように、分割環片11は周方向端
面11aと11bとを対向させ、それぞれの端面の溝1
1dにシール板15を介挿した状態でタービン動翼8を
囲むように遮熱環5に取り付けられる。シール板15
は、高温燃焼ガスの分割片11裏側への侵入を防止する
シールの役割を果たしている。図3に示すように、本実
施形態ではそれぞれの分割片11は、傾斜面11fを有
する周方向端面11aが動翼回転方向(矢印R)から見
て上流側に、もう一方の周方向端面11bが下流側にな
るように配置されている。
【0026】図10の場合と同様、本実施形態において
も、燃焼ガスの旋回流FRは、動翼が分割片11間の空
隙13通過時には空隙13内に侵入するが、各分割片1
1の動翼回転方向上流側の周方向端面11aには、傾斜
面11fが設けられているため、端面11aに衝突する
ことなく、傾斜面11fに沿って方向を変えて内周面1
1cに沿って流れるようになる。このため、旋回流FR
と分割片11の周方向端面11aとの衝突が生じず、衝
突による熱伝達率の急激な局所的上昇が生じることが防
止される。なお、傾斜面11fの傾斜は、緩いほど(図
3の角φが大きいほど)旋回流FRを滑らかに傾斜面1
1fに沿って流すことができるため、熱伝達率の局所的
上昇を防止する上で好ましい。しかし、傾斜面11fの
傾斜を緩くするほど傾斜面11fの周方向長さは長くな
る。一方、傾斜面11f部分では、内周面11cに較べ
てタービン動翼8先端と分割片との間の間隙が大きくな
るため、傾斜面11fの傾斜を緩くするほど動翼先端9
との間の間隙が増大した部分の周方向幅が大きくなるこ
とになり、動翼8先端を越えて軸線方向(図3の紙面直
角方向)に洩れる燃焼ガス量が増大してしまい、タービ
ン効率が低下する。すなわち、分割片端部の局所的温度
上昇(傾斜面の長さ)とタービン効率とはトレードオフ
の関係になるため、傾斜面11fの傾斜の最適値は、実
際のタービンの出力、運転状況などに合わせて実験的に
決定する事が好ましい。
も、燃焼ガスの旋回流FRは、動翼が分割片11間の空
隙13通過時には空隙13内に侵入するが、各分割片1
1の動翼回転方向上流側の周方向端面11aには、傾斜
面11fが設けられているため、端面11aに衝突する
ことなく、傾斜面11fに沿って方向を変えて内周面1
1cに沿って流れるようになる。このため、旋回流FR
と分割片11の周方向端面11aとの衝突が生じず、衝
突による熱伝達率の急激な局所的上昇が生じることが防
止される。なお、傾斜面11fの傾斜は、緩いほど(図
3の角φが大きいほど)旋回流FRを滑らかに傾斜面1
1fに沿って流すことができるため、熱伝達率の局所的
上昇を防止する上で好ましい。しかし、傾斜面11fの
傾斜を緩くするほど傾斜面11fの周方向長さは長くな
る。一方、傾斜面11f部分では、内周面11cに較べ
てタービン動翼8先端と分割片との間の間隙が大きくな
るため、傾斜面11fの傾斜を緩くするほど動翼先端9
との間の間隙が増大した部分の周方向幅が大きくなるこ
とになり、動翼8先端を越えて軸線方向(図3の紙面直
角方向)に洩れる燃焼ガス量が増大してしまい、タービ
ン効率が低下する。すなわち、分割片端部の局所的温度
上昇(傾斜面の長さ)とタービン効率とはトレードオフ
の関係になるため、傾斜面11fの傾斜の最適値は、実
際のタービンの出力、運転状況などに合わせて実験的に
決定する事が好ましい。
【0027】次に、本発明の第2の実施形態について説
明する。図4は、本発明の第2の実施形態を説明する図
3と同様な図であり、図3と同一の参照符号は同様な要
素を示している。本実施形態では、図2bと同様な傾斜
面11fが各分割片11の動翼8回転方向下流側の周方
向端面11bに設けられている点が図2、図3の実施形
態と相違している。本実施形態では、動翼8の回転時に
動翼先端と分割片11の傾斜面11fとの間の間隙は分
割片11間の間隙13に近づくにつれて増大する。この
ため、燃焼ガス旋回流FRの流路断面積が間隙13に近
づくにつれて増大し、旋回流FRの流速は間隙13に近
づくにつれて低下する。従って、燃焼ガス旋回流FRが
分割片11の周方向上流側端面11aに衝突する際の旋
回流速度は、傾斜面11fが設けられていない場合に較
べて大幅に低下することになる。このため、本実施形態
では端面11aと旋回流との衝突が生じた際の局所的な
熱伝達の増大も抑制されるようになり、分割片11端面
11aにおける局所的な温度上昇幅も小さくなる。
明する。図4は、本発明の第2の実施形態を説明する図
3と同様な図であり、図3と同一の参照符号は同様な要
素を示している。本実施形態では、図2bと同様な傾斜
面11fが各分割片11の動翼8回転方向下流側の周方
向端面11bに設けられている点が図2、図3の実施形
態と相違している。本実施形態では、動翼8の回転時に
動翼先端と分割片11の傾斜面11fとの間の間隙は分
割片11間の間隙13に近づくにつれて増大する。この
ため、燃焼ガス旋回流FRの流路断面積が間隙13に近
づくにつれて増大し、旋回流FRの流速は間隙13に近
づくにつれて低下する。従って、燃焼ガス旋回流FRが
分割片11の周方向上流側端面11aに衝突する際の旋
回流速度は、傾斜面11fが設けられていない場合に較
べて大幅に低下することになる。このため、本実施形態
では端面11aと旋回流との衝突が生じた際の局所的な
熱伝達の増大も抑制されるようになり、分割片11端面
11aにおける局所的な温度上昇幅も小さくなる。
【0028】図5は、本発明の第3の実施形態を説明す
る図3と同様な図であり、図3と同一の参照符号は同様
な要素を示している。図5に示すように、本実施形態で
は図2、図4の実施形態と同様な傾斜面11fが、分割
片の動翼回転方向上流側と下流側の両方の周方向端面1
1a、11bに設けられている。これにより、図4と同
様に空隙13流入時の燃焼ガス旋回流速度が低下すると
ともに、更に旋回流は端面11aと衝突することなく端
面11側の傾斜面11fに沿って流れるようになる。こ
のため、分割片11の局所的温度上昇は極めて小さくな
る。
る図3と同様な図であり、図3と同一の参照符号は同様
な要素を示している。図5に示すように、本実施形態で
は図2、図4の実施形態と同様な傾斜面11fが、分割
片の動翼回転方向上流側と下流側の両方の周方向端面1
1a、11bに設けられている。これにより、図4と同
様に空隙13流入時の燃焼ガス旋回流速度が低下すると
ともに、更に旋回流は端面11aと衝突することなく端
面11側の傾斜面11fに沿って流れるようになる。こ
のため、分割片11の局所的温度上昇は極めて小さくな
る。
【0029】図6から図8は本発明の第4から第6の実
施形態を示す図3と同様な図である。上述の図2から図
5の実施形態では、分割片11の上流側または/及び下
流側の周方向端面と内周面11cとを平面状の傾斜面1
1fで接続していたが、これらの実施形態では、傾斜面
11fに代えて円弧面11gを用いて周方向端面と内周
面11cとを接続している点が上述の各実施形態と相違
している。
施形態を示す図3と同様な図である。上述の図2から図
5の実施形態では、分割片11の上流側または/及び下
流側の周方向端面と内周面11cとを平面状の傾斜面1
1fで接続していたが、これらの実施形態では、傾斜面
11fに代えて円弧面11gを用いて周方向端面と内周
面11cとを接続している点が上述の各実施形態と相違
している。
【0030】このように、分割片端面と内周面とを円弧
面(すなわちタービン軸線に平行な中心軸線周りの円筒
面)11gで接続することにより、端面或いは内周面と
円弧面との接続部は滑らかに接合されるようになる。こ
のため、これらの実施形態では、上述の各実施形態と同
様に、分割片11に局所的な温度上昇が生じることが防
止される他、熱応力の集中が生じやすい角部が排除され
るため、更に分割片の亀裂などが生じにくくなる。
面(すなわちタービン軸線に平行な中心軸線周りの円筒
面)11gで接続することにより、端面或いは内周面と
円弧面との接続部は滑らかに接合されるようになる。こ
のため、これらの実施形態では、上述の各実施形態と同
様に、分割片11に局所的な温度上昇が生じることが防
止される他、熱応力の集中が生じやすい角部が排除され
るため、更に分割片の亀裂などが生じにくくなる。
【0031】なお、円弧面11gは、図3から図5の実
施形態と同様に、分割片11の動翼回転方向上流側の周
方向端面11aのみ(図6)、下流側周方向端面11b
のみ(図7)、或いは11aと11bとの両方(図8)
に設けるようにすれば、それぞれ図3から図5と同様の
局所的温度上昇防止効果を得ることができる。
施形態と同様に、分割片11の動翼回転方向上流側の周
方向端面11aのみ(図6)、下流側周方向端面11b
のみ(図7)、或いは11aと11bとの両方(図8)
に設けるようにすれば、それぞれ図3から図5と同様の
局所的温度上昇防止効果を得ることができる。
【0032】なお、図6から図8の実施形態において
も、円弧面11gの曲率(半径)は、実際のガスタービ
ンの運転状況、出力などに応じて実験により設定するこ
とが好ましい。
も、円弧面11gの曲率(半径)は、実際のガスタービ
ンの運転状況、出力などに応じて実験により設定するこ
とが好ましい。
【0033】
【発明の効果】各請求項に記載の発明によれば、ガスタ
ービン分割環を形成する分割片において、動翼回転方向
上流側の周方向端面に局所的な温度上昇が生じることが
防止されるという、共通の効果を奏する。また、請求項
5から請求項8に記載の発明によれば、上記共通の効果
に加えて、分割片周方向に角部が生じないため、角部に
熱応力の集中することが防止され、分割片の亀裂が生じ
ることが防止される効果を奏する。
ービン分割環を形成する分割片において、動翼回転方向
上流側の周方向端面に局所的な温度上昇が生じることが
防止されるという、共通の効果を奏する。また、請求項
5から請求項8に記載の発明によれば、上記共通の効果
に加えて、分割片周方向に角部が生じないため、角部に
熱応力の集中することが防止され、分割片の亀裂が生じ
ることが防止される効果を奏する。
【図1】ガスタービン分割環の配置を示すガスタービン
ケーシングの断面図である。
ケーシングの断面図である。
【図2】本発明のガスタービン分割環の第1の実施形態
における各分割片の形状を説明する図である。
における各分割片の形状を説明する図である。
【図3】図2の分割片を用いたガスタービン分割環の配
置を模式的に示す図である。
置を模式的に示す図である。
【図4】本発明のガスタービン分割環の第2の実施形態
を説明する図3と同様な図である。
を説明する図3と同様な図である。
【図5】本発明のガスタービン分割環の第3の実施形態
を説明する図3と同様な図である。
を説明する図3と同様な図である。
【図6】本発明のガスタービン分割環の第4の実施形態
を説明する図3と同様な図である。
を説明する図3と同様な図である。
【図7】本発明のガスタービン分割環の第5の実施形態
を説明する図3と同様な図である。
を説明する図3と同様な図である。
【図8】本発明のガスタービン分割環の第6の実施形態
を説明する図3と同様な図である。
を説明する図3と同様な図である。
【図9】従来技術の問題点を説明する図である。
【図10】従来技術の問題点を説明する図である。
1…タービンケーシング 5…遮熱環 8…動翼 9…静翼 10…ガスタービン分割環 11…分割片 11a、11b…周方向端面 11c…内周面 11f…傾斜面 11g…円弧面
フロントページの続き (72)発明者 富田 康意 兵庫県高砂市荒井町新浜2丁目1番1号 三菱重工業株式会社高砂製作所内 Fターム(参考) 3G002 GA02 GB00 HA08
Claims (8)
- 【請求項1】 ガスタービン動翼先端に対向するガスタ
ービンケーシング内周面上に、複数の分割片を互いに所
定の空隙を空けて環状に配置したガスタービン分割環で
あって、 前記分割片はそれぞれ、両側の分割片端面とそれぞれ所
定の空隙を隔てて対向する2つの周方向端面と、該2つ
の周方向端面とほぼ直角に交差するとともにガスタービ
ン動翼先端に対向する内周面とを備え、前記各分割片の
2つの周方向端面のうち少なくとも一方の周方向端面と
前記内周面とは傾斜面により接続されていることを特徴
とするガスタービン分割環。 - 【請求項2】 前記各分割片の内周面は、前記2つの周
方向端面のうち、動翼回転方向上流側の周方向端面と前
記傾斜面で接続されていることを特徴とする、請求項1
に記載のガスタービン分割環。 - 【請求項3】 前記各分割片の内周面は、前記2つの周
方向端面のうち、動翼回転方向下流側の周方向端面と前
記傾斜面で接続されていることを特徴とする、請求項1
に記載のガスタービン分割環。 - 【請求項4】 前記各分割片の内周面は、前記2つの周
方向端面の両方とそれぞれ前記傾斜面で接続されている
ことを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分割
環。 - 【請求項5】 ガスタービン動翼先端に対向するガスタ
ービンケーシング内周面上に、複数の分割片を互いに所
定の空隙を空けて環状に配置したガスタービン分割環で
あって、 前記分割片はそれぞれ、両側の分割片端面とそれぞれ所
定の空隙を隔てて対向する2つの周方向端面と、該2つ
の周方向端面とほぼ直角に交差するとともにガスタービ
ン動翼先端に対向する内周面とを備え、前記各分割片の
2つの周方向端面のうち少なくとも一方の周方向端面と
前記内周面とは円弧面により接続されていることを特徴
とするガスタービン分割環。 - 【請求項6】 前記各分割片の内周面は、前記2つの周
方向端面のうち、動翼回転方向上流側の周方向端面と前
記円弧面で接続されていることを特徴とする、請求項1
に記載のガスタービン分割環。 - 【請求項7】 前記各分割片の内周面は、前記2つの周
方向端面のうち、動翼回転方向下流側の周方向端面と前
記円弧で接続されていることを特徴とする、請求項1に
記載のガスタービン分割環。 - 【請求項8】 前記各分割片の内周面は、前記2つの周
方向端面の両方とそれぞれ前記円弧面で接続されている
ことを特徴とする、請求項1に記載のガスタービン分割
環。
Priority Applications (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2001006451A JP2002213207A (ja) | 2001-01-15 | 2001-01-15 | ガスタービン分割環 |
CA002367570A CA2367570C (en) | 2001-01-15 | 2002-01-14 | Split ring for gas turbine casing |
DE60203421T DE60203421T2 (de) | 2001-01-15 | 2002-01-14 | Geteilter Gehäusering für Gasturbinen |
EP02000817A EP1225308B1 (en) | 2001-01-15 | 2002-01-14 | Split ring for gas turbine casing |
US10/043,201 US6533542B2 (en) | 2001-01-15 | 2002-01-14 | Split ring for gas turbine casing |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2001006451A JP2002213207A (ja) | 2001-01-15 | 2001-01-15 | ガスタービン分割環 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2002213207A true JP2002213207A (ja) | 2002-07-31 |
Family
ID=18874339
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2001006451A Pending JP2002213207A (ja) | 2001-01-15 | 2001-01-15 | ガスタービン分割環 |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6533542B2 (ja) |
EP (1) | EP1225308B1 (ja) |
JP (1) | JP2002213207A (ja) |
CA (1) | CA2367570C (ja) |
DE (1) | DE60203421T2 (ja) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2012237318A (ja) * | 2012-08-24 | 2012-12-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン分割環 |
WO2017090709A1 (ja) * | 2015-11-26 | 2017-06-01 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン、及びその部品温度調節方法 |
JP2017160885A (ja) * | 2016-03-11 | 2017-09-14 | 株式会社Ihi | タービンノズル |
Families Citing this family (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0902167B1 (de) * | 1997-09-15 | 2003-10-29 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten |
US6659716B1 (en) * | 2002-07-15 | 2003-12-09 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine having thermally insulating rings |
US7195454B2 (en) * | 2004-12-02 | 2007-03-27 | General Electric Company | Bullnose step turbine nozzle |
US7374184B2 (en) * | 2005-06-17 | 2008-05-20 | Worthy Michael W | Portable table for table saw |
US8128349B2 (en) * | 2007-10-17 | 2012-03-06 | United Technologies Corp. | Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals |
US8534993B2 (en) | 2008-02-13 | 2013-09-17 | United Technologies Corp. | Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals |
US8312729B2 (en) * | 2009-09-21 | 2012-11-20 | Honeywell International Inc. | Flow discouraging systems and gas turbine engines |
US8303245B2 (en) * | 2009-10-09 | 2012-11-06 | General Electric Company | Shroud assembly with discourager |
US9835171B2 (en) * | 2010-08-20 | 2017-12-05 | Siemens Energy, Inc. | Vane carrier assembly |
US8647055B2 (en) * | 2011-04-18 | 2014-02-11 | General Electric Company | Ceramic matrix composite shroud attachment system |
JP5751950B2 (ja) | 2011-06-20 | 2015-07-22 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン及びガスタービンの補修方法 |
CN104066934B (zh) | 2012-01-26 | 2016-12-28 | 通用电器技术有限公司 | 用于涡轮机的具有分段式内部环的定子构件 |
US9316109B2 (en) * | 2012-04-10 | 2016-04-19 | General Electric Company | Turbine shroud assembly and method of forming |
US9334742B2 (en) * | 2012-10-05 | 2016-05-10 | General Electric Company | Rotor blade and method for cooling the rotor blade |
EP3042045A4 (en) * | 2013-09-06 | 2017-06-14 | United Technologies Corporation | Canted boas intersegment geometry |
US11156117B2 (en) * | 2016-04-25 | 2021-10-26 | Raytheon Technologies Corporation | Seal arc segment with sloped circumferential sides |
US11118462B2 (en) * | 2019-01-24 | 2021-09-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade tip pocket rib |
US11359505B2 (en) * | 2019-05-04 | 2022-06-14 | Raytheon Technologies Corporation | Nesting CMC components |
US11384654B2 (en) * | 2019-11-18 | 2022-07-12 | Raytheon Technologies Corporation | Mateface for blade outer air seals in a gas turbine engine |
US11098612B2 (en) | 2019-11-18 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Blade outer air seal including cooling trench |
US11371359B2 (en) | 2020-11-26 | 2022-06-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine blade for a gas turbine engine |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB721453A (en) * | 1951-10-19 | 1955-01-05 | Vickers Electrical Co Ltd | Improvements relating to gas turbines |
JPH07233735A (ja) * | 1993-12-13 | 1995-09-05 | United Technol Corp <Utc> | 軸流ガスタービン・エンジンのシール構造 |
JPH08114101A (ja) * | 1994-10-19 | 1996-05-07 | Hitachi Ltd | ガスタービンのシュラウド装置 |
JPH10331602A (ja) * | 1997-05-29 | 1998-12-15 | Toshiba Corp | ガスタービン |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3841787A (en) * | 1973-09-05 | 1974-10-15 | Westinghouse Electric Corp | Axial flow turbine structure |
US3892497A (en) * | 1974-05-14 | 1975-07-01 | Westinghouse Electric Corp | Axial flow turbine stationary blade and blade ring locking arrangement |
US5088888A (en) * | 1990-12-03 | 1992-02-18 | General Electric Company | Shroud seal |
US5738490A (en) * | 1996-05-20 | 1998-04-14 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine shroud seals |
US5971703A (en) * | 1997-12-05 | 1999-10-26 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Seal assembly for a gas turbine engine |
JP3999395B2 (ja) | 1999-03-03 | 2007-10-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン分割環 |
US6340285B1 (en) * | 2000-06-08 | 2002-01-22 | General Electric Company | End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud |
-
2001
- 2001-01-15 JP JP2001006451A patent/JP2002213207A/ja active Pending
-
2002
- 2002-01-14 EP EP02000817A patent/EP1225308B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-14 CA CA002367570A patent/CA2367570C/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-14 US US10/043,201 patent/US6533542B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-01-14 DE DE60203421T patent/DE60203421T2/de not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB721453A (en) * | 1951-10-19 | 1955-01-05 | Vickers Electrical Co Ltd | Improvements relating to gas turbines |
JPH07233735A (ja) * | 1993-12-13 | 1995-09-05 | United Technol Corp <Utc> | 軸流ガスタービン・エンジンのシール構造 |
JPH08114101A (ja) * | 1994-10-19 | 1996-05-07 | Hitachi Ltd | ガスタービンのシュラウド装置 |
JPH10331602A (ja) * | 1997-05-29 | 1998-12-15 | Toshiba Corp | ガスタービン |
Cited By (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2012237318A (ja) * | 2012-08-24 | 2012-12-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | タービン分割環 |
WO2017090709A1 (ja) * | 2015-11-26 | 2017-06-01 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン、及びその部品温度調節方法 |
JPWO2017090709A1 (ja) * | 2015-11-26 | 2018-09-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン、及びその部品温度調節方法 |
US10619564B2 (en) | 2015-11-26 | 2020-04-14 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Gas turbine and component-temperature adjustment method therefor |
JP2017160885A (ja) * | 2016-03-11 | 2017-09-14 | 株式会社Ihi | タービンノズル |
US10815801B2 (en) | 2016-03-11 | 2020-10-27 | Ihi Corporation | Turbine nozzle |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US6533542B2 (en) | 2003-03-18 |
EP1225308A3 (en) | 2004-01-21 |
US20020094268A1 (en) | 2002-07-18 |
EP1225308B1 (en) | 2005-03-30 |
DE60203421D1 (de) | 2005-05-04 |
CA2367570C (en) | 2005-10-11 |
EP1225308A2 (en) | 2002-07-24 |
CA2367570A1 (en) | 2002-07-15 |
DE60203421T2 (de) | 2006-03-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2002213207A (ja) | ガスタービン分割環 | |
US8075256B2 (en) | Ingestion resistant seal assembly | |
US8206092B2 (en) | Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals | |
US7871244B2 (en) | Ring seal for a turbine engine | |
JP4698847B2 (ja) | ガスタービン分割環 | |
US7234918B2 (en) | Gap control system for turbine engines | |
US8100635B2 (en) | Control of clearance at blade tips in a high-pressure turbine of a turbine engine | |
US8328507B2 (en) | Knife edge seal assembly | |
JPH02245581A (ja) | ラビリンスシール装置 | |
EP2914814B1 (en) | Belly band seal with underlapping ends | |
JP2009047043A (ja) | 軸流タービン | |
JP6626975B2 (ja) | タービンハウジング、排気タービン、及び過給機 | |
WO2014102962A1 (ja) | 可変容量型排気ターボ過給機 | |
JPH06102989B2 (ja) | タ―ビンノズルおよびシュラウドの隣接する円周方向セグメント間の隙間シ―ル構造 | |
US4955192A (en) | Containment ring for radial inflow turbine | |
JP3665007B2 (ja) | ガスタービン燃焼器のプレートフィン構造及びガスタービン燃焼器 | |
JP5770970B2 (ja) | ガスタービンエンジン用タービンノズル | |
JP2002327602A (ja) | タービンノズル及びシュラウドを選択的に配置する方法及びガスタービン | |
JPH0423087B2 (ja) | ||
GB2584299A (en) | Heatshield for gas turbine engine | |
RU2790234C1 (ru) | Тепловой экран для газотурбинного двигателя | |
WO2022190689A1 (ja) | シール部材及びガスタービン | |
JP2008144624A (ja) | タービン動翼の固定構造 | |
JPH11229813A (ja) | ガスタービンのシール部構造 | |
JP5591986B2 (ja) | 端壁部材及びガスタービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20050518 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20050524 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20050927 |