JPH04224234A - 軸流式のガスタービン - Google Patents
軸流式のガスタービンInfo
- Publication number
- JPH04224234A JPH04224234A JP3058711A JP5871191A JPH04224234A JP H04224234 A JPH04224234 A JP H04224234A JP 3058711 A JP3058711 A JP 3058711A JP 5871191 A JP5871191 A JP 5871191A JP H04224234 A JPH04224234 A JP H04224234A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- turbine
- rotor
- compressor
- cooling air
- drum
- 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.)
- Granted
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 49
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 6
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 8
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 2
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 2
- 238000005086 pumping Methods 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 239000000428 dust Substances 0.000 description 1
- 238000002474 experimental method Methods 0.000 description 1
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 238000004513 sizing Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
- F01D3/00—Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid
- F01D3/04—Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid axial thrust being compensated by thrust-balancing dummy piston or the like
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
め要約のデータは記録されません。
Description
された圧縮機を駆動する多段式のタービンを有する軸流
式のガスタービンであって、タービンと圧縮機との間に
位置する軸部分が、ドラムカバーによって取り囲まれた
ドラムとして構成されていて、ドラムとドラムカバーと
の間に形成された環状通路によって、圧縮機から回収さ
れた冷却空気がタービンロータの端面にかつこれに次い
でタービンロータのロータ側の冷却通路に向けて案内さ
れるようになっていて、圧縮機の出口部の圧力レベルと
タービン内への冷却空気の入口部の圧力レベルとの間で
シールするためにドラムに、ドラムカバーに対してシー
ル作用を発揮するラビリンスシールが配置されていて、
このばあいタービン用のロータ側の冷却空気全体が圧縮
機出口部範囲で圧縮機から回収される形式のものに関す
る。
集室から回収される。つまり、冷却空気の大部分は直接
加速グリッドを介してロータ冷却通路内に流入する。こ
のばあい加速グリッドは通常ロータ冷却通路と同じ半径
上でタービンロータの端面に設けられている。
機ディスク並びにドラムおよび第1のタービンディスク
を冷却するために必要な空気は冷却作用を得るために、
冷却空気が旋回流を生ぜしめられることなく環状通路内
に導入される前に、冷却器内で再冷却されねばならない
。このような構成は一連の欠点を生ぜしめる。
ため冷却空気は、特に細い翼冷却通路が望まれるように
できるだけ最良の所望の純度を有していない。
置が必要である。
流加熱に基づき環状通路内に流入するまでの途中で再び
著しく加熱され、これによって冷却作用が低下する。
ることによって当該範囲で付加的に断熱壁温度が増大す
る。
冷却空気を導入することによって負荷されるロータ範囲
全体で高い熱伝達係数αが生じ、これによって前述の増
大した冷却温度と関連して高い過渡応力が生ずる。
知の欠点を伴う過度に高い熱伝達係数αが生ずる。
ている、即ち再冷却された空気を環状通路から圧縮機の
最後の動翼列の後方で圧縮機のメイン通路内に流入させ
るようにしている。この措置によって主要流の重大な障
害が生ずる。
内に流入させることによって、ロータはポンプ作業を実
施しなければならず、これによって更に冷却空気温度が
上昇する。
全ての欠点を回避し、更に、タービン側で大寸法で設計
されたロータ端面を有する冒頭に述べた形式の軸流式の
ガスタービンにおいて軸方向スラストを減少させること
にある。
ば、タービン用のロータ側の冷却空気が圧縮機の最後の
動翼列の後方で圧縮機のボスのところで回収されかつ冷
却空気に旋回流を生ぜしめられて直接環状通路内に導入
されるようになっていて、この冷却空気が環状通路の内
部で旋回グリッドにおいて偏向されかつ最高の接線方向
速度に加速されるようになっていることによって解決さ
れた。
的に用いられた高価な冷却器が省かれ、かつ他方では周
囲を冷却空気が流れる軸範囲の過渡応力が減少されると
いうことにある。
却空気が圧縮機の最後の動翼列の後方で圧縮機のボスの
ところで回収されかつ冷却空気に旋回流を生ぜしめられ
て環状通路内に導入されることによって、ロータの加熱
作用は冷却空気によってできるだけわずかに抑えられひ
いては過渡応力のレベルもできるでけわずかに抑えられ
る。更にボス側で回収することによってほとんど塵を含
まない純度の高い空気が環状通路内に導入される。
半径上でしかも翼車側室のできるだけ近くに配置されて
いると有利である。このばあい最小の半径はこの局所的
な個所で生ぜしめられる音速に適合される。従って軸方
向スラストを減少させる手段が得られる。
ル作用を発揮するラビリンスシールが熱伝達係数αを減
少させるためにロータ側でセグメントに分割されている
ことによってラビリンスシール内の通常の過度に高い熱
伝達係数αの作用が遮断される。
部材のみを図示している。ガスタービン設備のうち例え
ば排ガス管および煙突を有するガスタービンの排ガスケ
ーシング並びに圧縮機の流入部分は図示されていない。 作業媒体の流れ方向は矢印によって図示されている。
で貫流される第1の段2のみを図示されているタービン
1は、ほぼ翼を植え付けられたロータ3と静翼を備えた
内部ケーシング4とから構成されていて、この内部ケー
シング4はタービンケーシング5内に懸架されている。
同様に圧縮された燃焼空気用の捕集室6を有している。 捕集室6からは燃焼空気は環状燃焼室7内に達し、この
環状燃焼室7自体はタービン入口部内に、即ち第1の静
翼列の上流側に連通している。捕集室6内には圧縮機9
のデフューザ8から圧縮された空気が流入する。
ていて、このばあいこの最後の段の静翼は本来の静翼と
後置静翼とから構成される。圧縮機およびタービンの動
翼は共通の軸11に係合していて、このばあいタービン
と圧縮機との間を占める部分はドラム12として構成さ
れている。
ラムカバー13によって取り囲まれていて、このドラム
カバー13はリブ14を介して圧縮機のデフューザ外部
ケーシング15に固定されている。ドラムカバー13は
圧縮機側で最後の両圧縮機静翼列の翼用のカバーバンド
を形成している。
ンロータの端面と協働して半径方向にのびる翼車側室1
7を制限している。この翼車側室17は環状通路18の
流出側の端部を形成していて、環状通路18は、最後の
圧縮機動翼列の後方のボスから出発して、ドラムとドラ
ムカバーとの間でのびている。環状通路内にはロータ側
の冷却空気全体が導入される。
配する旋回流を生ぜしめる流れに基づいて次のことを考
慮する必要がある。即ち、旋回流がドラムに沿って不安
定にならないようにするために、冷却空気の常用速度お
よび接線方向速度並びに平均通路半径および平均通路高
さは、旋回流理論に基づき周知であるように、所定の相
互関係を有しなければならない。
ーに対してシール作用を発揮するラビリンスシール19
が配置されている。ラビリンスシール19は間接的にの
みドラムカバーに対してシールする。ドラムカバーの回
転しない部分はラビリンス体24内で適当な形式で固定
されている。
ール19はロータ側でドラム表面に配置された所定数の
セグメントに分割されている。図3ではラビリンスシー
ル19の区分化が図示されている。図示の実施例では軸
方向にのびるハンマヘッド状の溝21が用いられ、この
溝はドラム12のフランジ22内に穿設されている。
当に形成された脚部23によって懸架されている。断熱
セグメントの環状通路内に突入する外面に対して図3で
は図示されてない金属製のシール条片が作用していて、
このシール条片は例えばラビリンス体内に圧入されてい
るか又は別の形式で固定されている。
却空気は旋回グリッドにおいて偏向されかつ最高の接線
方向速度に加速される。この旋回グリッド25は旋回ノ
ズルとして環状通路25内で直接タービンロータの端面
16に対置して設けられている、即ち旋回グリッド25
は直接翼車側室17内に連通している。後で詳述する理
由から有利には、旋回グリッドは最小の半径上に配置さ
れる。
ために、ラビリンス体24は流れを方向付ける周方向に
亘って分配された多数の支持リブ26を介してドラムカ
バー13に結合されている。
リンス体24に亘って羽根を図示している。このばあい
cは冷却空気の絶対速度をかつuはロータの周速度を意
味している。図示の実施例のばあいのサイズ設定のため
に翼弦に対するピッチの比は支持リブ26においては例
えば1、2でありかつ旋回ノズルにおいてはほぼ0.8
5である。
リブであり、このばあい流れ速度変化もまた流れ方向変
化も生ぜしめられない。流れは速度cでかつ周方向に対
してほぼ20度の角度を成してかつ支持リブを離れる。
有する加速グリッドであり、この加速グリッドは流れを
ほぼ25度からほぼ10度に偏向しかつ速度をほぼ12
0m/secからほぼ420m/secに上昇させる。
明するが、計算および実験に基づく全ての絶対値の公示
については省略する。それというのもこの絶対値は極め
て多数のパラメータとの関連性に基づいていずれにせよ
十分な説得力を持たないからである。
空気、即ち圧縮された空気のほぼ8%の冷却空気は最後
の動翼列の後方でボスの範囲で回収される。環状通路1
8を介して旋回流を生ぜしめられた冷却空気がドラムラ
ビリンスシールの手前まで流れる。
によって、ロータ表面と冷却空気との間のわずかな相対
速度に基づいて最小の熱伝達係数αおよび最低の断熱壁
温度が得られるようになる。これによって矢張り当該範
囲で低い過渡応力および最低の定常温度が生ぜしめられ
る。
れ量のみが流れる。ラビリンスシール19において接線
方向速度が周速度のほぼ50%に減少させられることを
回避できない。従ってすでに上述のポジティフな旋回作
用の一部が失われるようになる。更にラビリンスシール
19における固有の流れ形式によって熱伝達係数αの値
が増大する。
スシール部分の区分化によって得られ、これによってド
ラム内への熱の流れが著しく減少される。ラビリンスシ
ール内で旋回流が減少されるという事実に基づき、ラビ
リンスシールに続く流出通路27の部分をできるだけ短
く設計すること、即ちラビリンスシールを第1のタービ
ンディスクのできるだけ近くに設置することが重要であ
る。
24の流れを方向付ける支持リブ26を介して旋回ノズ
ル25内に案内される。この旋回ノズル25内では冷却
空気はロータ回転方向で同時に多少偏向された状態で音
速の近くまで加速される。このばあい旋回グリッドから
の流出はほぼ接線方向で、即ち周方向に対してほぼ10
度の角度を成して行われる。
うに熱伝達作用に有利な作用を及ぼす。ロータ内への冷
却空気の入口部において周速度に対する接線方向速度の
比がほぼ1であると、有利な値が得られる。このことは
、ロータ冷却通路内に流入したばあい作業交換が行われ
ないということ、即ちロータの作業が失われなければま
たロータに作業が付加されることもないということを意
味している。特に冷却空気の温度がポンプ作業によって
高められることもない。
ッドからの流出部において静圧が著しく減少する。従っ
て翼車側室内では低い平均圧力が支配し、これによって
ロータの軸方向スラストが減少させられる。
もではない。従って支持リブと旋回ノズルとを別個に構
成する代わりに、支持リブと旋回ノズルとを単一のグリ
ッド内に統合することもできる。
の展開図。
面図。
ム、 13 ドラムカバー、 16端面、 1
8 環状通路、 19 ラビリンスシール、
20 セグメント、 25 旋回グリッド
Claims (4)
- 【請求項1】 共通の軸(11)上に配置された圧縮
機(9)を駆動する多段式のタービン(1)を有する軸
流式のガスタービンであって、タービンと圧縮機との間
に位置する軸部分が、ドラムカバー(13)によって取
り囲まれたドラム(12)として構成されていて、ドラ
ムとドラムカバーとの間に形成された環状通路(18)
によって、圧縮機から回収された冷却空気がタービンロ
ータの端面(16)にかつこれに次いでタービンロータ
のロータ側の冷却通路に向けて案内されるようになって
いて、圧縮機の出口部の圧力レベルとタービン内への冷
却空気の入口部の圧力レベルとの間でシールするために
ドラムに、ドラムカバーに対してシール作用を発揮する
ラビリンスシール(19)が配置されていて、このばあ
いタービン用のロータ側の冷却空気全体が圧縮機出口部
範囲で圧縮機から回収される形式のものにおいて、ター
ビン用のロータ側の冷却空気が圧縮機の最後の動翼列の
後方で圧縮機のボスのところで回収されかつ冷却空気に
旋回流を生ぜしめられて直接環状通路内に導入されるよ
うになっていて、この冷却空気が環状通路の内部で旋回
グリッド(25)において偏向されかつ最高の接線方向
速度に加速されるようになっていることを特徴とする、
軸流式のガスタービン。 - 【請求項2】 環状通路がタービン側で翼車側室(1
7)によって形成されていて、この翼車側室が一方では
ドラムカバーによってかつ他方ではタービンロータの端
面(16)によって制限されていることを特徴とする、
請求項1記載のガスタービン。 - 【請求項3】 旋回グリッド(25)が環状通路内で
最小の半径上でしかも翼車側室(17)のできるだけ近
くに配置されていることを特徴とする、請求項2記載の
ガスタービン。 - 【請求項4】 ドラムカバーに対してシール作用を発
揮するラビリンスシール(19)が熱伝達係数αを減少
させるためにロータ側でセグメントに分割されているこ
とを特徴とする、請求項1記載のガスタービン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CH963/90-1 | 1990-03-23 | ||
CH96390 | 1990-03-23 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH04224234A true JPH04224234A (ja) | 1992-08-13 |
JP3105277B2 JP3105277B2 (ja) | 2000-10-30 |
Family
ID=4199266
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP03058711A Expired - Lifetime JP3105277B2 (ja) | 1990-03-23 | 1991-03-22 | 軸流式のガスタービン |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5189874A (ja) |
EP (1) | EP0447886B1 (ja) |
JP (1) | JP3105277B2 (ja) |
DE (1) | DE59102139D1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009041559A (ja) * | 2007-07-04 | 2009-02-26 | Alstom Technology Ltd | 軸方向推力補償を備えるガスタービン |
Families Citing this family (32)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2707698B1 (fr) * | 1993-07-15 | 1995-08-25 | Snecma | Turbomachine munie d'un moyen de soufflage d'air sur un élément de rotor. |
DE4433289A1 (de) * | 1994-09-19 | 1996-03-21 | Abb Management Ag | Axialdurchströmte Gasturbine |
US5555721A (en) * | 1994-09-28 | 1996-09-17 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling supply circuit |
JP4088368B2 (ja) * | 1998-06-04 | 2008-05-21 | 三菱重工業株式会社 | 低圧蒸気タービンのグランド部変形防止構造 |
US6234746B1 (en) * | 1999-08-04 | 2001-05-22 | General Electric Co. | Apparatus and methods for cooling rotary components in a turbine |
CN1329662C (zh) * | 2001-12-17 | 2007-08-01 | 乐金电子(天津)电器有限公司 | 涡旋式压缩机 |
EP1418319A1 (de) | 2002-11-11 | 2004-05-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine |
DE102005025244A1 (de) * | 2005-05-31 | 2006-12-07 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Luftführungssystem zwischen Verdichter und Turbine eines Gasturbinentriebwerks |
EP2242916B1 (de) * | 2008-02-20 | 2015-06-24 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine |
US8935926B2 (en) | 2010-10-28 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine |
DE102013220844B4 (de) | 2013-10-15 | 2019-03-21 | MTU Aero Engines AG | Verdichter und Gasturbine mit einem derartigen Verdichter |
US10731560B2 (en) | 2015-02-12 | 2020-08-04 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air |
US10371055B2 (en) | 2015-02-12 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air using cooling compressor as starter |
US11808210B2 (en) | 2015-02-12 | 2023-11-07 | Rtx Corporation | Intercooled cooling air with heat exchanger packaging |
US10480419B2 (en) | 2015-04-24 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with plural heat exchangers |
US10830148B2 (en) | 2015-04-24 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with dual pass heat exchanger |
US10221862B2 (en) | 2015-04-24 | 2019-03-05 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air tapped from plural locations |
US10100739B2 (en) | 2015-05-18 | 2018-10-16 | United Technologies Corporation | Cooled cooling air system for a gas turbine engine |
US10794288B2 (en) | 2015-07-07 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled cooling air system for a turbofan engine |
US10443508B2 (en) | 2015-12-14 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Intercooled cooling air with auxiliary compressor control |
US10669940B2 (en) | 2016-09-19 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooled cooling air and turbine drive |
US10794290B2 (en) | 2016-11-08 | 2020-10-06 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine |
US10550768B2 (en) | 2016-11-08 | 2020-02-04 | United Technologies Corporation | Intercooled cooled cooling integrated air cycle machine |
US10961911B2 (en) | 2017-01-17 | 2021-03-30 | Raytheon Technologies Corporation | Injection cooled cooling air system for a gas turbine engine |
US10995673B2 (en) | 2017-01-19 | 2021-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with intercooled cooling air and dual towershaft accessory gearbox |
US10577964B2 (en) | 2017-03-31 | 2020-03-03 | United Technologies Corporation | Cooled cooling air for blade air seal through outer chamber |
US10711640B2 (en) | 2017-04-11 | 2020-07-14 | Raytheon Technologies Corporation | Cooled cooling air to blade outer air seal passing through a static vane |
US10738703B2 (en) | 2018-03-22 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with combined features |
US10830145B2 (en) | 2018-04-19 | 2020-11-10 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air fleet management system |
US10808619B2 (en) | 2018-04-19 | 2020-10-20 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with advanced cooling system |
US10718233B2 (en) | 2018-06-19 | 2020-07-21 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with low temperature bearing compartment air |
US11255268B2 (en) | 2018-07-31 | 2022-02-22 | Raytheon Technologies Corporation | Intercooled cooling air with selective pressure dump |
Family Cites Families (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2647684A (en) * | 1947-03-13 | 1953-08-04 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
US2951337A (en) * | 1957-05-28 | 1960-09-06 | Gen Motors Corp | Turbine air system |
US3565545A (en) * | 1969-01-29 | 1971-02-23 | Melvin Bobo | Cooling of turbine rotors in gas turbine engines |
US3826084A (en) * | 1970-04-28 | 1974-07-30 | United Aircraft Corp | Turbine coolant flow system |
US3989410A (en) * | 1974-11-27 | 1976-11-02 | General Electric Company | Labyrinth seal system |
US4236869A (en) * | 1977-12-27 | 1980-12-02 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine having bleed apparatus with dynamic pressure recovery |
US4332133A (en) * | 1979-11-14 | 1982-06-01 | United Technologies Corporation | Compressor bleed system for cooling and clearance control |
GB2108202B (en) * | 1980-10-10 | 1984-05-10 | Rolls Royce | Air cooling systems for gas turbine engines |
US4456427A (en) * | 1981-06-11 | 1984-06-26 | General Electric Company | Cooling air injector for turbine blades |
US4462204A (en) * | 1982-07-23 | 1984-07-31 | General Electric Company | Gas turbine engine cooling airflow modulator |
DE3424139C2 (de) * | 1984-06-30 | 1996-02-22 | Bbc Brown Boveri & Cie | Gasturbinenrotor |
US4650395A (en) * | 1984-12-21 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Coolable seal segment for a rotary machine |
US4674955A (en) * | 1984-12-21 | 1987-06-23 | The Garrett Corporation | Radial inboard preswirl system |
GB2189845B (en) * | 1986-04-30 | 1991-01-23 | Gen Electric | Turbine cooling air transferring apparatus |
DE3736836A1 (de) * | 1987-10-30 | 1989-05-11 | Bbc Brown Boveri & Cie | Axial durchstroemte gasturbine |
-
1991
- 1991-03-07 EP EP91103525A patent/EP0447886B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1991-03-07 DE DE59102139T patent/DE59102139D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1991-03-22 JP JP03058711A patent/JP3105277B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1991-04-02 US US07/679,274 patent/US5189874A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2009041559A (ja) * | 2007-07-04 | 2009-02-26 | Alstom Technology Ltd | 軸方向推力補償を備えるガスタービン |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP3105277B2 (ja) | 2000-10-30 |
EP0447886A1 (de) | 1991-09-25 |
US5189874A (en) | 1993-03-02 |
DE59102139D1 (de) | 1994-08-18 |
EP0447886B1 (de) | 1994-07-13 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH04224234A (ja) | 軸流式のガスタービン | |
US4425079A (en) | Air sealing for turbomachines | |
US4795307A (en) | Method and apparatus for optimizing the vane clearance in a multi-stage axial flow compressor of a gas turbine | |
US4311431A (en) | Turbine engine with shroud cooling means | |
US3945758A (en) | Cooling system for a gas turbine | |
AU603136B2 (en) | Axial flow turbine | |
US5215435A (en) | Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals | |
US4292008A (en) | Gas turbine cooling systems | |
US8721264B2 (en) | Centripetal air bleed from a turbomachine compressor rotor | |
GB1225445A (ja) | ||
US4920741A (en) | Apparatus for venting the rotor structure of a compressor of a gas turbine power plant | |
JP2656576B2 (ja) | 軸流ガスタービン | |
US6896482B2 (en) | Expanding sealing strips for steam turbines | |
US4668163A (en) | Automatic control device of a labyrinth seal clearance in a turbo-jet engine | |
JPH0646003B2 (ja) | ガスタ−ビンのシ−ル構造 | |
US4306834A (en) | Balance piston and seal for gas turbine engine | |
US5575617A (en) | Apparatus for cooling an axial-flow gas turbine | |
US6264425B1 (en) | Fluid-flow machine for compressing or expanding a compressible medium | |
JP3461875B2 (ja) | フランジ結合された排ガスケーシングを有するガスタービン | |
RU2295656C2 (ru) | Осевой компрессор турбомашины | |
GB2057573A (en) | Turbine rotor assembly | |
JPS62195402A (ja) | タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置 | |
EP0097608B1 (en) | Turbine wheel having buckets or blades machined into the outer circumference of the wheel | |
US5167486A (en) | Turbo-machine stage having reduced secondary losses | |
US3120374A (en) | Exhaust scroll for turbomachine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080901 Year of fee payment: 8 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20080901 Year of fee payment: 8 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090901 Year of fee payment: 9 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20090901 Year of fee payment: 9 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20100901 Year of fee payment: 10 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110901 Year of fee payment: 11 |
|
EXPY | Cancellation because of completion of term | ||
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110901 Year of fee payment: 11 |