JP2015034547A - Systems and methods for reducing or limiting one or more flows between hot gas path and wheel space of turbine - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、ガス・タービン・エンジンに関し、特に高温ガス流路とタービンのホイールスペース間の一つまたは複数の流れを低減または抑制するシステムおよび方法に関する。 The present invention relates to gas turbine engines, and more particularly to a system and method for reducing or suppressing one or more flows between a hot gas flow path and a turbine wheel space.
従来、ガス・タービン・エンジンは、コンプレッサと、燃焼器と、タービンとを一般的に有する。タービンの効率は、コンプレッサからの冷却エアーの流量に部分的に依存する。この冷却エアーは、タービン部における高温ガス流路内の構成を冷却する。冷却エアーの流れは、タービンのホイールスペースに導かれ、ホイールスペース内に流入する高温ガスを抑制する。しかしながら、従来技術には以下の課題がある。ホイールスペースに流入する高温ガスの過剰な吸込み（ｉｎｇｅｓｔｉｏｎ）の流れは、部材の機能以上にホイールスペースの温度を上昇させ、部材の温度限界を超える可能性がある。これにより、回転子がクリープおよび／または破裂する可能性がある。一方、高温ガスの吸込みを防ぐために、ホイールスペースに導入される過剰な冷却エアーおよび／またはパージ流は、タービン効率を低下させる。これは、冷却エアーの流れが全てのタービンの生産に対し利用されるわけではないためである。 Traditionally, gas turbine engines typically have a compressor, a combustor, and a turbine. The efficiency of the turbine depends in part on the flow rate of cooling air from the compressor. This cooling air cools the configuration in the hot gas flow path in the turbine section. The flow of cooling air is guided to the wheel space of the turbine and suppresses hot gas flowing into the wheel space. However, the prior art has the following problems. Excessive ingestion flow of hot gas flowing into the wheel space can raise the temperature of the wheel space beyond the function of the member and can exceed the temperature limit of the member. This can cause the rotor to creep and / or rupture. On the other hand, excessive cooling air and / or purge flow introduced into the wheel space to prevent hot gas inhalation reduces turbine efficiency. This is because the cooling air flow is not used for all turbine production.
本開示のいくつかの実施形態により、上記のいくつか、あるいは全ての課題が解決される。一実施形態では、タービン装置を開示する。タービン装置は、径方向に延伸する少なくとも一つの動翼を有する回転子を備えてもよい。タービン装置はまた、少なくとも一つの動翼に隣接配置された、少なくとも一つの静止ノズルベーンを有する静翼構体を備えてもよい。さらに、タービン装置はシール構造を含んでもよい。シール構造は、少なくとも一つの動翼から略軸方向に延伸する第一のフランジを含んでもよい。シール構造はさらに静翼構体から第一のフランジと反対方向の略軸方向に延伸する第二のフランジを含んでもよい。第二のフランジは、第一のフランジに突出する少なくとも一つの突出部を含んでもよい。 Some embodiments of the present disclosure solve some or all of the above problems. In one embodiment, a turbine apparatus is disclosed. The turbine apparatus may include a rotor having at least one moving blade extending in a radial direction. The turbine apparatus may also include a stationary blade assembly having at least one stationary nozzle vane disposed adjacent to the at least one blade. Further, the turbine apparatus may include a seal structure. The seal structure may include a first flange extending substantially axially from at least one blade. The seal structure may further include a second flange extending from the stator vane structure in a substantially axial direction opposite to the first flange. The second flange may include at least one protrusion that protrudes from the first flange.
他の実施形態では、タービンシステムを開示する。このシステムは、コンプレッサを含んでもよい。システムはさらに、コンプレッサと接続される燃焼システムを含んでもよい。さらに、システムは、燃焼システムと接続されるタービンを含んでもよい。タービンは、回転子から径方向に延伸する少なくとも一つの動翼を有する回転子を備えてもよい。タービンはさらに、少なくとも一つの動翼に隣接配置された少なくとも一つの静止ノズルベーンを有する静翼構体を備えてもよい。さらに、タービンはシール構造を含んでもよい。シール構造は、少なくとも一つの動翼から略軸方向に延伸する第一のフランジを備えてもよい。シール構造は、静翼構体から第一のフランジと反対の略軸方向に延伸する第二のフランジを備えてもよい。第二のフランジは、第一のフランジに突出する少なくとも一つの突出部を備えてもよい。 In another embodiment, a turbine system is disclosed. The system may include a compressor. The system may further include a combustion system connected to the compressor. Furthermore, the system may include a turbine connected to the combustion system. The turbine may include a rotor having at least one blade that extends radially from the rotor. The turbine may further comprise a stationary blade assembly having at least one stationary nozzle vane disposed adjacent to the at least one blade. Further, the turbine may include a seal structure. The seal structure may include a first flange extending in a substantially axial direction from at least one blade. The seal structure may include a second flange extending from the stationary blade assembly in a substantially axial direction opposite to the first flange. The second flange may include at least one protrusion that protrudes from the first flange.
さらに、他の実施形態では、ホイールスペースとタービンの高温ガス流路への流れを低減し、抑制する方法を開示する。この方法は、回転子から径方向に延伸する少なくとも一つの動翼に対し第一のフランジの位置を決める工程を含んでよい。さらに、この方法は、少なくとも一つの動翼に隣接配置された静翼構体に対し第二のフランジの位置を決める工程を含んでよい。第一のフランジと第二のフランジとは径方向に離間し、少なくとも一部がシール構造を形成してもよい。さらに、この方法は、第二のフランジから第一のフランジに対し突出する少なくとも一つの突出部を備えてもよい。これにより、ホイールスペースとタービンの高温ガス流路とへの流れを低減する。 Furthermore, in another embodiment, a method for reducing and inhibiting the flow to the wheel space and the hot gas flow path of the turbine is disclosed. The method may include the step of positioning the first flange with respect to at least one blade extending radially from the rotor. Further, the method may include the step of locating the second flange relative to the stationary blade assembly disposed adjacent to the at least one blade. The first flange and the second flange may be separated from each other in the radial direction, and at least a part may form a seal structure. Further, the method may comprise at least one protrusion that protrudes from the second flange to the first flange. This reduces the flow to the wheel space and the hot gas flow path of the turbine.
本発明の他の実施形態、態様、および特徴は、明細書、添付図面、および添付の特許請求の範囲から当業者に明らかになるであろう。 Other embodiments, aspects, and features of the invention will be apparent to those skilled in the art from the specification, the accompanying drawings, and the appended claims.
以下、本発明の実施形態について、添付の図面を参照して詳細に説明する。これら図面は必ずしも一定の比率の縮尺で描かれてはいない。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. These drawings are not necessarily drawn to scale.
なお、図面には全てではなくいくつかの実施形態を示す。本開示は、種々の形態で例示でき、ここに記載した実施形態に限定されない。これらの図面では、同じ番号は同じものを指している。 Note that some, but not all, embodiments are shown in the drawings. The present disclosure can be illustrated in various forms and is not limited to the embodiments described herein. In these drawings, the same numbers refer to the same.
図１は、本明細書で用いるガス・タービン・エンジン１０を概略的に示す。ガス・タービン・エンジン１０はコンプレッサ１５を含んでもよい。コンプレッサ１５は、エアー２０の流入を圧縮する。コンプレッサは、エアー２０の圧縮された流れを燃焼器２５に運ぶ。燃焼器２５は、エアー２０の圧縮された流れと燃料３０の圧縮された流れとを混ぜ、その混合物を燃焼して燃焼ガス３５の流れを生成する。なお、単一の燃焼器２５のみを示したが、ガス・タービン・エンジン１０は、複数の燃焼器２５を含んでもよい。 燃焼ガス３５の流れは、順に下流のタービン４０に運ばれる。燃焼ガス３５の流れは、タービン４０を運転し、機械仕事を生成する。タービン４０で生成された機械仕事は、シャフト４５と外部負荷５０（例えば発電機など）とを介して、コンプレッサ１５を運転する。 FIG. 1 schematically illustrates a gas turbine engine 10 as used herein. The gas turbine engine 10 may include a compressor 15. The compressor 15 compresses the inflow of the air 20. The compressor carries the compressed flow of air 20 to the combustor 25. The combustor 25 mixes the compressed flow of air 20 and the compressed flow of fuel 30 and burns the mixture to generate a flow of combustion gas 35. Although only a single combustor 25 is shown, the gas turbine engine 10 may include a plurality of combustors 25. The flow of the combustion gas 35 is sequentially conveyed to the downstream turbine 40. The flow of combustion gas 35 operates the turbine 40 and generates mechanical work. The mechanical work generated by the turbine 40 operates the compressor 15 via a shaft 45 and an external load 50 (for example, a generator).
ガス・タービン・エンジン１０は、天然ガス、様々な種類の合成ガスおよび／または他の種類の燃料を用いてもよい。ガス・タービン・エンジン１０は、複数の異なるガス・タービン・エンジン（例えばニューヨーク州スネケクタディのＧｅｎｅｒａｌ Ｅｌｅｃｔｒｉｃ社等により供給される）の任意の一つであってよい。ガス・タービン・エンジン１０は、様々な構造を有してもよく、他の種類の構成要素を用いてもよい。他の種類のガス・タービン・エンジンをさらに本明細書で用いてもよい。複数のガス・タービン・エンジン、他の種類のタービン、および他の種類の発電装置をさらに用いてもよい。 The gas turbine engine 10 may use natural gas, various types of syngas, and / or other types of fuel. The gas turbine engine 10 may be any one of a plurality of different gas turbine engines (e.g., supplied by General Electric, Inc., Snekectady, NY). The gas turbine engine 10 may have various structures and may use other types of components. Other types of gas turbine engines may also be used herein. Multiple gas turbine engines, other types of turbines, and other types of power generation devices may also be used.
図２は、タービン４０の一部の一実施形態の例を概略的に示す。タービン４０は、長手軸に対して配置された回転子５２を含んでもよい。複数の動翼５４は、回転子５２に取り付けられてもよい。例えば、複数の動翼５４は、互いに周方向に離間し、回転子５２から径方向外側へ延伸してもよい。複数の動翼５４は、タービン４０内で一つまたは複数の段を形成してもよい。複数の動翼５４は、シャンク部分５６とエアフォイル部分５８とを有してもよい。 FIG. 2 schematically illustrates an example of one embodiment of a portion of the turbine 40. Turbine 40 may include a rotor 52 disposed with respect to the longitudinal axis. The plurality of blades 54 may be attached to the rotor 52. For example, the plurality of moving blades 54 may be spaced apart from each other in the circumferential direction and extend outward from the rotor 52 in the radial direction. The plurality of blades 54 may form one or more stages within the turbine 40. The plurality of blades 54 may have a shank portion 56 and an airfoil portion 58.
静止外部ケーシング６０は、動翼５４に対し配置されてもよい。これにより、燃焼ガス３５の流れがタービン４０内を通る高温ガス流路を画定する。加えて、複数の静翼構体６２は、動翼５４に隣接配置されてもよい。例えば、静翼構体６２は、各動翼５４の上流および／または下流に配置されてもよい。各静翼構体６２は、静止ノズルベーン６４を含んでもよい。ホイールスペース６６は、各静翼構体６２と動翼５４との間に配置されてもよい。 The stationary outer casing 60 may be disposed with respect to the moving blade 54. Thereby, the flow of the combustion gas 35 defines a hot gas flow path through the turbine 40. In addition, the plurality of stationary blade structures 62 may be disposed adjacent to the moving blade 54. For example, the stationary blade structure 62 may be disposed upstream and / or downstream of each moving blade 54. Each stationary vane structure 62 may include a stationary nozzle vane 64. The wheel space 66 may be disposed between each stationary blade structure 62 and the moving blade 54.
シール構造６８は、各静翼構体６２と動翼５４との間に配置されてもよい。このシール構造６８は、燃焼ガス３５の流れがホイールスペース６６に流入することを防止、低減し、および／または抑制する。さらに、シール構造６８は、ホイールスペース６６に流入する高温ガスを抑制するために必要なパージエアーおよび／または冷却エアーの量を低減する。 The seal structure 68 may be disposed between each stationary blade structure 62 and the moving blade 54. The seal structure 68 prevents, reduces, and / or suppresses the flow of the combustion gas 35 from flowing into the wheel space 66. Further, the seal structure 68 reduces the amount of purge air and / or cooling air required to suppress the hot gas flowing into the wheel space 66.
シール構造６８は、動翼５４から略軸方向に延伸する第一のフランジ７０を含んでもよい。場合によっては、第一のフランジ７０は、エンゼル・ウィング・シールであってもよい。第一のフランジ７０は、動翼５４のシャンク部分５６上流および／または下流表面から軸方向に延伸してもよい。場合によっては、第一のフランジ７０は、径方向外方に延伸する先端７２で終端してもよく、これは複数の歯または複数のフィンを含んでもよい。また別の場合によっては、径方向外方に延伸する先端７２は省略可能である。 The seal structure 68 may include a first flange 70 that extends substantially axially from the blade 54. In some cases, the first flange 70 may be an angel wing seal. The first flange 70 may extend axially from the upstream and / or downstream surface of the shank portion 56 of the blade 54. In some cases, the first flange 70 may terminate at a tip 72 that extends radially outward, which may include multiple teeth or multiple fins. In other cases, the distal end 72 extending radially outward can be omitted.
シール構造はまた、静翼構体６２から第一のフランジ７０と反対の略軸方向に延伸する第二のフランジ７４を含んでもよい。場合によっては、第二のフランジ７４は、抑止シールでもよい。本明細書で複数の抑止シールが用いられてもよい。第二のフランジ７４は、静翼構体６２の上流および／または下流表面から軸方向に延伸してもよい。場合によっては、第二のフランジ７４は、第一のフランジ７０の径方向外側に配置されてもよい。例えば第二のフランジ７４は、第一のフランジ７０から隙間を形成するよう径方向に離間されてもよい。本明細書において、他の構成と他の配置とを用いてもよい。 The seal structure may also include a second flange 74 that extends from the vane assembly 62 in a generally axial direction opposite the first flange 70. In some cases, the second flange 74 may be a deterrent seal. A plurality of deterrent seals may be used herein. The second flange 74 may extend axially from the upstream and / or downstream surface of the vane structure 62. In some cases, the second flange 74 may be disposed radially outside the first flange 70. For example, the second flange 74 may be radially spaced from the first flange 70 to form a gap. In this specification, other configurations and other arrangements may be used.
図３は、本明細書で用いてもよいシール構造１００の一実施形態の例を示す。シール構造１００は、動翼５４のシャンク部分５６から延伸する第一のフランジ１０２を含む。場合によっては、第一のフランジ１０２はエンゼル・ウィング・シールでもよい。例えば、第一のフランジ１０２は、径方向外方へ延伸する先端１０４で終端する。他の場合においては、径方向外方へ延伸する先端１０４は省略可能である。シール構造１００は、さらに静翼構体６２から延伸する第二のフランジ１０６を含んでもよい。場合によっては、第二のフランジ１０６は抑止シールでもよい。第二のフランジ１０６は、少なくとも一つの第一のフランジ１０２に突出する突出部１０８を含んでもよい。場合によっては、少なくとも一つの突出部１０８は第二のフランジ１０６の先端１１０に配置されてもよい。少なくとも一つの突出部１０８は、第一のフランジ１０２に突出する複数の突出部を備えてもよい。少なくとも一つの突出部１０８は、歯、ウィング、ナブ、フィン、またはそれらの組み合わせでもよい。本明細書において、他の構成要素や他の構成を用いてもよい。少なくとも一つの突出部１０８と第一のフランジ１０２とはともに、冷却流が通るさらに屈曲した経路を画定し、高温ガスのホイールスペースへの吸込みを抑制する。場合によっては、第二のフランジ１０６は、静翼構体６２に挿入されてもよい。他の場合では、第二のフランジ１０６は、ふさがれるか、溶接される、あるいは静翼構体６２の必須部分を構成してもよい。 FIG. 3 shows an example of one embodiment of a seal structure 100 that may be used herein. The seal structure 100 includes a first flange 102 extending from the shank portion 56 of the blade 54. In some cases, the first flange 102 may be an angel wing seal. For example, the first flange 102 terminates at a tip 104 that extends radially outward. In other cases, the tip 104 extending radially outward can be omitted. The seal structure 100 may further include a second flange 106 extending from the stationary vane structure 62. In some cases, the second flange 106 may be a deterrent seal. The second flange 106 may include a protrusion 108 that protrudes into the at least one first flange 102. In some cases, at least one protrusion 108 may be disposed at the tip 110 of the second flange 106. The at least one protrusion 108 may include a plurality of protrusions that protrude from the first flange 102. The at least one protrusion 108 may be a tooth, wing, nub, fin, or a combination thereof. In the present specification, other components and other configurations may be used. Both the at least one protrusion 108 and the first flange 102 define a more bent path through which the cooling flow passes, and inhibits hot gas from being drawn into the wheel space. In some cases, the second flange 106 may be inserted into the stationary vane structure 62. In other cases, the second flange 106 may be plugged, welded, or constitute an integral part of the vane structure 62.
図４は、本明細書で用いてもよいシール構造１１２の一実施形態の例を示す。シール構造１１２は、動翼５４のシャンク部分５６から延伸する第一のフランジ１１４を有してもよい。場合によっては、第一のフランジ１１４は、エンゼル・ウィング・シールであってもよい。例えば、第一のフランジ１１４は径方向外方へ延伸する先端１１６で終端してもよい。他の場合では、径方向外方へ延伸する先端１１６は省略可能である。シール構造１１２は静翼構体６２から延伸する第二のフランジ１１８をさらに含んでもよい。場合によっては、第二のフランジ１１８は、抑止シールであってもよい。第二のフランジ１１８は、第一のフランジ１１４に突出する少なくとも一つの突出部１２０を含んでもよい。少なくとも一つの突出部１２０は、第一のフランジ１１４に突出する複数の突出部を含んでもよい。場合によっては、少なくとも一つの突出部１２０は、第二のフランジ１１８の先端１２２と静翼構体６２との間に配置されてもよい。少なくとも一つの突出部１２０は、歯、ウィング、ナブ、フィン、またはこれらの組み合わせでもよい。他の構成要素や他の構成がここで用いられてもよい。少なくとも一つの突出部１２０と第一のフランジ１１４はともに、冷却流が通るさらに屈曲した経路を画定し、高温ガスのホイールスペースへの吸込みを抑制する。場合によっては、第二のフランジ１１８は静翼構体６２に挿入されてもよい。他の場合では、第二のフランジ１１８は、ふさがれるか、溶接される、あるいは静翼構体６２の必須部分を構成してもよい。 FIG. 4 shows an example of one embodiment of a seal structure 112 that may be used herein. The seal structure 112 may have a first flange 114 extending from the shank portion 56 of the blade 54. In some cases, the first flange 114 may be an angel wing seal. For example, the first flange 114 may terminate at a tip 116 that extends radially outward. In other cases, the tip 116 extending radially outward may be omitted. The seal structure 112 may further include a second flange 118 extending from the stationary vane structure 62. In some cases, the second flange 118 may be a deterrent seal. The second flange 118 may include at least one protrusion 120 that protrudes from the first flange 114. The at least one protrusion 120 may include a plurality of protrusions that protrude from the first flange 114. In some cases, at least one protrusion 120 may be disposed between the tip 122 of the second flange 118 and the stationary blade assembly 62. At least one protrusion 120 may be a tooth, wing, nub, fin, or a combination thereof. Other components and other configurations may be used here. Both the at least one protrusion 120 and the first flange 114 define a more bent path through which the cooling flow passes and inhibits hot gas from being drawn into the wheel space. In some cases, the second flange 118 may be inserted into the stationary vane structure 62. In other cases, the second flange 118 may be plugged, welded, or constitute an integral part of the vane structure 62.
図５は、本明細書で用いてもよいシール構造１２４の一実施形態の例を示す。シール構造１２４は、動翼５４のシャンク部分５６から延伸する第一のフランジ１２６を含んでもよい。場合によっては、第一のフランジ１２６はエンゼル・ウィング・シールであってもよい。例えば、第一のフランジ１２６は、径方向外方へ延伸する先端１２８で終端してもよい。他の場合では、径方向外方へ延伸する先端１２８は省略可能である。シール構造１２４は静翼構体６２から延伸する第二のフランジ１３０をさらに含んでもよい。場合によっては、第二のフランジ１３０は、抑止シールであってもよい。第二のフランジ１３０は、第二のフランジ１３０の先端１３４から突出する少なくとも一つの突出部１３２を含んでもよい。場合によっては、少なくとも一つの突出部１３２は、反対方向に延伸する二つの突出部を含んでもよい。例えば、一実施形態では、第二のフランジ１３０と少なくとも一つの突出部１３２は、ともにＴ字部材を形成してもよい。他の場合では、少なくとも一つの突出部１３２は、第一のフランジ１２６と反対の軸方向に延伸してもよい。少なくとも一つの突出部１３２は、複数の突出部を含んでもよい。少なくとも一つの突出部１３２は、歯、ウィング、ナブ、フィンまたはそれらの組み合わせでもよい。本明細書において、他の構成要素や他の構成を用いてもよい。少なくとも一つの突出部１３２と第一のフランジ１２６とはともに、冷却流が通るさらに屈曲した経路を画定し、高温ガスのホイールスペースへの吸込みを抑制する。場合によっては、第二のフランジ１３０は静翼構体６２に挿入されてもよい。他の場合では、第二のフランジ１３０は、ふさがれるか、溶接される、あるいは静翼構体６２の必須部分を構成してもよい。 FIG. 5 shows an example of one embodiment of a seal structure 124 that may be used herein. The seal structure 124 may include a first flange 126 that extends from the shank portion 56 of the blade 54. In some cases, the first flange 126 may be an angel wing seal. For example, the first flange 126 may terminate at a tip 128 that extends radially outward. In other cases, the tip 128 extending radially outward may be omitted. The seal structure 124 may further include a second flange 130 that extends from the stationary vane structure 62. In some cases, the second flange 130 may be a deterrent seal. The second flange 130 may include at least one protrusion 132 that protrudes from the tip 134 of the second flange 130. In some cases, at least one protrusion 132 may include two protrusions extending in opposite directions. For example, in one embodiment, the second flange 130 and the at least one protrusion 132 may together form a T-shaped member. In other cases, the at least one protrusion 132 may extend in an axial direction opposite the first flange 126. At least one protrusion 132 may include a plurality of protrusions. The at least one protrusion 132 may be a tooth, wing, nub, fin, or a combination thereof. In the present specification, other components and other configurations may be used. The at least one protrusion 132 and the first flange 126 together define a more bent path through which the cooling flow passes, and inhibits hot gas from being drawn into the wheel space. In some cases, the second flange 130 may be inserted into the stationary vane structure 62. In other cases, the second flange 130 may be plugged, welded, or constitute an integral part of the vane structure 62.
第二のフランジから延伸する突出部は、燃焼ガス３５の流れがホイールスペース６６に流入することを防止、低減および／または抑制する。さらに、第二のフランジから延伸する突出部は、パージエアーおよび／または冷却エアーが高温ガス流路に流入することを防止、低減および／または抑制する。第二のフランジは、様々な方向に突出する複数の突出部を含んでもよい。例えば、第二のフランジは、第二のフランジの先端に配置された一つまたは複数の突出部を含んでもよい。あるいは、第二のフランジは、第二のフランジの先端と静翼構体との間に配置された一つまたは複数の突出部を含んでもよい。あるいは、第二のフランジは、第一のフランジと反対の軸方向に第二のフランジの先端から突出する一つまたは複数の突出部を含んでもよい。またさらに、第二のフランジは、これらの組み合わせでもよい。 The protrusion extending from the second flange prevents, reduces and / or suppresses the flow of the combustion gas 35 from flowing into the wheel space 66. Further, the protrusion extending from the second flange prevents, reduces and / or suppresses purge air and / or cooling air from flowing into the hot gas flow path. The second flange may include a plurality of protrusions that protrude in various directions. For example, the second flange may include one or more protrusions disposed at the tip of the second flange. Alternatively, the second flange may include one or more protrusions disposed between the tip of the second flange and the stationary blade assembly. Alternatively, the second flange may include one or more protrusions that protrude from the tip of the second flange in the axial direction opposite the first flange. Still further, the second flange may be a combination thereof.
実施形態には構造的特徴および／または方法を具体的に言葉で記載したが、本開示は記載した具体的な特徴や工程に限定されないことは理解されよう。むしろ具体的な特徴と工程は、実施形態の例示として開示される。例えば、図１から図５に示した様々な実施形態を組み合わせてもよい。すなわち、第二のフランジが様々な方向に突出する複数の突出部を備えてもよい。 While embodiments have specifically described structural features and / or methods in language, it will be understood that this disclosure is not limited to the specific features and steps described. Rather, the specific features and processes are disclosed as exemplary embodiments. For example, various embodiments shown in FIGS. 1 to 5 may be combined. That is, the second flange may include a plurality of protrusions that protrude in various directions.
１０ ガス・タービン・エンジン
１５ コンプレッサ
２０ エアー
２５ 燃焼器
３０ 燃料
３５ 燃焼ガス
４０ タービン
４５ シャフト
５０ 外部負荷
５２ 回転子
５４ 動翼
５６ シャンク部分
５８ エアフォイル部分
６０ 静止外部ケーシング
６２ 静翼構体
６４ 静止ノズルベーン
６６ ホイールスペース
６８ シール構造
７０ 第一のフランジ
７２ 先端
７４ 第二のフランジ
１００ シール構造
１０２ 第一のフランジ
１０４ 先端
１０６ 第二のフランジ
１０８ 突出部
１１０ 第二のフランジ１０６の先端
１１２ シール構造
１１４ 第一のフランジ
１１６ 先端
１１８ 第二のフランジ
１２０ 突出部
１２２ 第二のフランジ１１８の先端
１２４ シール構造
１２６ 第一のフランジ
１２８ 先端
１３０ 第二のフランジ
１３２ 突出部
１３４ 第二のフランジ１３０の先端
DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Gas turbine engine 15 Compressor 20 Air 25 Combustor 30 Fuel 35 Combustion gas 40 Turbine 45 Shaft 50 External load 52 Rotor 54 Rotor 56 Shank part 58 Airfoil part 60 Static outer casing 62 Static blade structure 64 Static nozzle vane 66 Wheel space 68 Seal structure 70 First flange 72 Tip 74 Second flange 100 Seal structure 102 First flange 104 Tip 106 Second flange 108 Protrusion 110 Tip 112 of second flange 106 Seal structure 114 First Flange 116 Tip 118 Second flange 120 Projection 122 Tip 122 of second flange 118 Seal structure 126 First flange 128 Tip 130 Second flange 132 Projection 134 Tip of second flange 130
Claims (20)
前記回転子（５２）から径方向に延伸する少なくとも一つの動翼（５４）と、
前記少なくとも一つの動翼（５４）に隣接配置された静翼構体（６２）と、
シール構造（６８）とを備えるタービン装置であって、
前記シール構造（６８）が、
前記少なくとも一つの動翼（５４）から略軸方向に延伸する第一のフランジ（７０）と、前記静翼構体（６２）から前記第一のフランジ（７０）と反対の略軸方向に延伸する第二のフランジ（７４）と、を備え、前記第二のフランジ（７４）が、前記第一のフランジ（７０）に突出する少なくとも一つの突出部（１０８）を備える、タービン装置。 A rotor (52);
At least one blade (54) extending radially from the rotor (52);
A stationary blade assembly (62) disposed adjacent to the at least one blade (54);
A turbine device comprising a seal structure (68),
The sealing structure (68)
A first flange (70) extending in a substantially axial direction from the at least one blade (54), and a substantially axial direction opposite to the first flange (70) from the stationary blade structure (62). And a second flange (74), wherein the second flange (74) comprises at least one protrusion (108) protruding from the first flange (70).
前記コンプレッサ（１５）と接続される燃焼システム（２５）と、
前記燃焼システム（２５）と接続されるタービン（４０）とを備えるタービンシステムであって、
前記タービン（４０）が、
回転子（５２）と、
前記回転子（５２）から径方向に延伸する少なくとも一つの動翼（５４）と、
前記少なくとも一つの動翼（５４）に隣接配置された静翼構体（６２）と、
シール構造（６８）とを備え、
前記シール構造（６８）が、
前記少なくとも一つの動翼（５４）から略軸方向に延伸する第一のフランジ（７０）と、
前記静翼構体（６２）から前記第一のフランジ（７０）と反対の略軸方向に延伸する第二のフランジ（７４）とを備え、
前記第二のフランジ（７４）が前記第一のフランジ（７０）に突出する少なくとも一つの突出部（１０８）を備える、タービンシステム。 A compressor (15);
A combustion system (25) connected to the compressor (15);
A turbine system comprising a turbine (40) connected to the combustion system (25),
The turbine (40)
A rotor (52);
At least one blade (54) extending radially from the rotor (52);
A stationary blade assembly (62) disposed adjacent to the at least one blade (54);
A seal structure (68),
The sealing structure (68)
A first flange (70) extending substantially axially from the at least one blade (54);
A second flange (74) extending from the stationary blade assembly (62) in a substantially axial direction opposite to the first flange (70);
The turbine system, wherein the second flange (74) comprises at least one protrusion (108) protruding into the first flange (70).
第一のフランジ（７０）を、回転子（５２）から径方向に延伸する少なくとも一つの動翼（５４）に配置することと、
第二のフランジ（７４）を、前記少なくとも一つの動翼（５４）に隣接配置された静翼構体（６２）に配置することであって、前記第一のフランジ（７０）と前記第二のフランジ（７４）とは径方向に離間し、少なくとも一部がシール構造（６８）を形成する、配置することと、
前記第二のフランジ（７４）から前記第一のフランジ（７０）に突出する少なくとも一つの突出部（１０８）により、前記ホイールスペース（６６）と前記タービン（４０）の高温ガス流路への流れを低減することと、
を備える、方法。 A method of reducing or suppressing the flow of the wheel space (66) and the turbine (40) to the hot gas flow path,
Disposing a first flange (70) on at least one blade (54) extending radially from the rotor (52);
Disposing a second flange (74) in a stationary blade assembly (62) disposed adjacent to the at least one blade (54), the first flange (70) and the second flange (74); Disposing radially spaced from the flange (74) and at least partially forming a seal structure (68);
The at least one protrusion (108) protruding from the second flange (74) to the first flange (70) flows into the wheel space (66) and the hot gas flow path of the turbine (40). Reducing
A method comprising:
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