JPH0571774B2 - - Google Patents
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- JPH0571774B2 JPH0571774B2 JP58069102A JP6910283A JPH0571774B2 JP H0571774 B2 JPH0571774 B2 JP H0571774B2 JP 58069102 A JP58069102 A JP 58069102A JP 6910283 A JP6910283 A JP 6910283A JP H0571774 B2 JPH0571774 B2 JP H0571774B2
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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
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
本発明は、ガスタービンサイクル効率を改善す
ると共に、クラツクの発生を防止するようにした
ガスタービンに関する。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION [Field of Industrial Application] The present invention relates to a gas turbine that improves gas turbine cycle efficiency and prevents cracks from occurring.
近年、ガスタービンあ、その性能向上及び出力
向上のため、タービンの入口温度がますます高温
化する傾向にある。
In recent years, in order to improve the performance and output of gas turbines, the inlet temperature of the turbine has tended to become higher and higher.
一方、ガスタービンのタービン翼は、その強度
を保持するために一定温度以下に保つ必要があ
る。このため、タービン翼を強制的に冷却する方
法が提案されている。その１つの方法として、圧
縮機で圧縮した空気の一部を冷却空気としてター
ビン翼内に導き、フイルム冷却、インピンジ冷却
及び対流冷却などの冷却方式によつてタービン翼
を冷却する方法が採用されている。 On the other hand, the turbine blades of a gas turbine need to be kept at a certain temperature or below in order to maintain their strength. For this reason, methods have been proposed to forcibly cool the turbine blades. One method is to introduce a portion of the air compressed by a compressor into the turbine blade as cooling air, and cool the turbine blade using a cooling method such as film cooling, impingement cooling, or convection cooling. There is.
ところが、前述したように、タービン入口温度
が高温化する傾向にあるので、タービン翼を一定
温度以下に保つためには、冷却空気の使用量がま
すます増加するようになつている。 However, as mentioned above, since the turbine inlet temperature tends to increase, the amount of cooling air used is increasingly increasing in order to keep the turbine blades at a certain temperature or lower.
このようにタービン翼を冷却するための冷却空
気量が増加すると、この冷却空気を圧縮のための
所要動力が増加すると共に、タービン翼からター
ビン内の主流ガスに混合する冷却空気量が増加し
てタービン内の主流ガス温度が低下し、結果的に
ガスタービンサイクル効率が低下するという問題
があつた。 As the amount of cooling air to cool the turbine blades increases in this way, the power required to compress this cooling air increases, and the amount of cooling air mixed from the turbine blades with the mainstream gas in the turbine increases. There was a problem in that the mainstream gas temperature within the turbine decreased, resulting in a decrease in gas turbine cycle efficiency.
一方、タービン冷却用の空気を冷却効果の大き
な液（一般的には、水）によつて例することが提
案されているが、水で冷却された多量の冷却空気
がタービン翼から主流ガス中に混合すると、前述
した理由によつてガスタービンサイクル効率が低
下することになる。また、高温下にあるガスター
ビン内の部材に水滴が付いたり、前記部材を急冷
すると、クラツクが発生するなどの新たな問題が
生ずる。 On the other hand, it has been proposed to use a liquid (generally water) with a large cooling effect as air for turbine cooling, but a large amount of cooling air cooled by water flows from the turbine blades into the mainstream gas. This will reduce gas turbine cycle efficiency for the reasons discussed above. In addition, new problems such as water droplets adhering to members in the gas turbine that are under high temperature, or cracks occurring when the members are rapidly cooled, arise.
本発明は、かかる従来の問題点を解消するため
になされたものであり、その目的とするところ
は、タービン静翼やタービン動翼などのタービン
翼を必要最低限の冷却空気によつて効果的に冷却
することによりガスタービンサイクル効率を向上
させると共に、高温下にあるガスタービン内の部
材にクラツクが発生するのを未然に防止するよう
にしたガスタービンを提供することにある。
The present invention has been made to solve these conventional problems, and its purpose is to effectively cool turbine blades such as turbine stator blades and turbine rotor blades with the minimum necessary amount of cooling air. It is an object of the present invention to provide a gas turbine which improves the gas turbine cycle efficiency by cooling the gas turbine and prevents cracks from occurring in members within the gas turbine which are under high temperature.
すなわち、本発明のガスタービンは、圧縮機で
圧縮した空気の大部分を燃焼器に導くと共に、前
記圧縮機でで圧縮した空気の一部をタービン翼に
導いて該タービン翼を冷却するようにしたガスタ
ービンにおいて、前記燃焼器を内蔵した燃焼器室
内を、燃焼器の本体側と尾筒側とに仕切ることに
よつて燃焼器の尾筒側に冷却空気室を形成し、更
に冷却空気室内をタービン翼環のフランジで仕切
ることによつてタービン翼環の周囲に環状の第１
水噴霧室を形成し、該第１水噴霧室にその接線方
向に向けて第１噴霧装置を配設し、燃焼器室及び
冷却空気室を経て第１水噴霧室内に流入した圧縮
空気を第１噴霧装置から噴霧した水によつて冷却
した後、該冷却空気をタービン翼環に設けた孔を
経てタービン翼環に固着されたタービン静翼内に
供給する一方、前記圧縮機の最終回転デイスクの
背後に位置するロータ軸外面と圧縮機デイフユー
ザ内面とによつて構成された環状の第２水噴霧室
を設けると共に、最終回転デイスクと圧縮機のデ
イフユーザとの隙間から第２水噴霧室内に流入し
た圧縮空気を第２水噴霧室に設けた第２噴霧装置
から噴霧した水によつて冷却した後、該冷却空気
をロータ軸内の空間を得てタービン動翼内に供給
するようにしたことを特徴とするものである。
That is, in the gas turbine of the present invention, most of the air compressed by the compressor is guided to the combustor, and a part of the air compressed by the compressor is guided to the turbine blades to cool the turbine blades. In the gas turbine, a cooling air chamber is formed on the transition piece side of the combustor by partitioning the inside of the combustor chamber containing the combustor into the main body side of the combustor and the transition piece side. An annular first ring is formed around the turbine blade ring by partitioning the turbine blade ring with a flange of the turbine blade ring.
A water spray chamber is formed, a first spray device is disposed in the first water spray chamber in a tangential direction thereof, and the compressed air flowing into the first water spray chamber via the combustor chamber and the cooling air chamber is transferred to the first water spray chamber. 1. After being cooled by water sprayed from a spray device, the cooled air is supplied into the turbine stationary blades fixed to the turbine blade ring through holes provided in the turbine blade ring, while the final rotating disk of the compressor A second annular water spray chamber is provided which is formed by the outer surface of the rotor shaft and the inner surface of the compressor differential user located behind the rotor shaft, and water flows into the second water spray chamber through the gap between the final rotating disk and the compressor differential user. After the compressed air is cooled by water sprayed from a second spraying device provided in a second water spraying chamber, the cooling air is supplied to the turbine rotor blades by obtaining a space within the rotor shaft. It is characterized by:
以下、図面により本発明の一実施例について説
明する。
An embodiment of the present invention will be described below with reference to the drawings.
第１図は、本発明にかかるガスタービンの概念
図であり、ガスタービン１は、圧縮機２と、該圧
縮機２によつて圧縮された空気を用いて燃料を燃
焼させる燃焼器３と、該燃焼器３で発生した燃焼
ガスの膨張によつて回転動力を取り出すタービン
４などから構成されている。 FIG. 1 is a conceptual diagram of a gas turbine according to the present invention, and the gas turbine 1 includes a compressor 2, a combustor 3 that burns fuel using air compressed by the compressor 2, The combustor 3 includes a turbine 4 that extracts rotational power by expanding the combustion gas generated in the combustor 3.
第２図は、前述したガスタービン１の要部拡大
図であり、圧縮機２で圧縮された空気は、その大
部分が矢印Ａのように燃焼器室３１内を通つて燃
焼器３に導入されるようになつている。 FIG. 2 is an enlarged view of the main parts of the gas turbine 1 described above, and most of the air compressed by the compressor 2 is introduced into the combustor 3 through the combustor chamber 31 as indicated by arrow A. It is becoming more and more common.
一方、燃料噴射ノズル３５から燃焼器３内に噴
射された燃料は、前述した圧縮空気と混合しなが
ら燃焼し、その燃焼ガスは、矢印Ｂのようにター
ビン４に流入してタービン４のタービン動翼２
８，３０を回転させるようになつている。 On the other hand, the fuel injected into the combustor 3 from the fuel injection nozzle 35 burns while mixing with the compressed air described above, and the combustion gas flows into the turbine 4 as shown by arrow B to drive the turbine of the turbine 4. wings 2
It is designed to rotate 8,30.
このガスタービン１の燃焼器室３１内は、燃焼
器３を支持する中間板３９によつて燃焼器本体４
０側と燃焼器尾筒４１側とに仕切られており、こ
れにより燃焼器尾筒４１側に冷却空気室３２が形
成されている。中間板３９は燃焼器室３１を完全
に仕切るのではなく、圧縮空気が燃焼器本体４０
側から燃焼器尾筒４１側に流動できるようになつ
ている。更に、この冷却空気室３２内は、前述し
た中間板３９側に面したタービン翼環３３のフラ
ンジ３６によつて仕切られており、タービン翼環
３３の周囲に環状の第１水噴霧室３８が形成され
ている。 The inside of the combustor chamber 31 of the gas turbine 1 is connected to the combustor main body 4 by an intermediate plate 39 that supports the combustor 3.
It is partitioned into a 0 side and a combustor transition piece 41 side, thereby forming a cooling air chamber 32 on the combustor transition piece 41 side. The intermediate plate 39 does not completely partition the combustor chamber 31, but instead allows the compressed air to pass through the combustor main body 40.
It is designed so that it can flow from the side to the combustor transition piece 41 side. Further, the inside of this cooling air chamber 32 is partitioned by the flange 36 of the turbine blade ring 33 facing the intermediate plate 39 side described above, and an annular first water spray chamber 38 is provided around the turbine blade ring 33. It is formed.
前述した燃焼器室３１から冷却空気室３２内に
流入した圧縮空気の一部は第１水噴霧室３２内に
流入する。また、残りの空気は、燃焼器３の尾筒
４１に設けられた小孔から燃焼器３の尾筒４１内
に流入して燃焼器の尾筒４１を冷却するようにな
つている。 A portion of the compressed air that has flowed into the cooling air chamber 32 from the combustor chamber 31 described above flows into the first water spray chamber 32 . Further, the remaining air flows into the transition piece 41 of the combustor 3 through a small hole provided in the transition piece 41 of the combustor 3 to cool the transition piece 41 of the combustor 3.
ガスタービン１のハウジング３７には、第１水
噴霧室３８の接線方向に向けて第１噴霧装置６が
設けられており、燃焼器室３１及び冷却空気室３
２を通つて第１水噴霧室３８内に流入した圧縮空
気が第１噴霧室装置６から噴霧された水によつて
冷却されるようになつている。第１噴霧装置６に
よつて冷却された冷却空気は、矢印A′で示すよ
うに、タービン翼環３３の壁面に設けられた冷却
空気孔３４を通つてタービン翼環３３に固着され
ているタービン静翼２７，２９内に流入し、ター
ビン静翼２７，２９を所定の温度以下に冷却す
る。このタービン静翼２７，２９内を通過した冷
却空気はタービン４内の燃焼ガス（主流ガス）内
に排出される。 A first spray device 6 is provided in the housing 37 of the gas turbine 1 in the tangential direction of the first water spray chamber 38 , and the first spray device 6 is provided in the housing 37 of the gas turbine 1 .
2 into the first water spray chamber 38 is cooled by water sprayed from the first spray chamber device 6. The cooling air cooled by the first spray device 6 passes through the cooling air holes 34 provided in the wall surface of the turbine blade ring 33 to the turbine blade ring 33 fixed to the turbine blade ring 33, as shown by arrow A'. It flows into the stator blades 27, 29 and cools the turbine stator blades 27, 29 to a predetermined temperature or lower. The cooling air that has passed through the turbine stationary blades 27 and 29 is discharged into the combustion gas (mainstream gas) within the turbine 4.
一方、圧縮機２とタービン４とを連結するロー
タ軸１９の外部には、圧縮機２の最終段の動翼１
０を固着したロータデイスク１１の背後に位置し
てロータ軸外面４２と圧縮機テイフユーザ１２内
面とによつて構成された環状の第２水噴霧室１４
が設けられている。この第２水噴霧室１４には、
第２噴霧装置５が配設されており、圧縮機２で圧
縮された空気の一部は、前述したロータデイスク
１１と圧縮機のデイフユーザ１２との隙間を通つ
て第２水噴霧室１４内に流入し、前述した第２噴
霧装置５から噴霧された水によつて冷却されるよ
うになつている。 On the other hand, on the outside of the rotor shaft 19 that connects the compressor 2 and the turbine 4, there are rotor blades 1 of the final stage of the compressor 2.
An annular second water spray chamber 14 is located behind the rotor disk 11 to which the compressor 0 is fixed, and is constituted by the rotor shaft outer surface 42 and the compressor tough user 12 inner surface.
is provided. In this second water spray chamber 14,
A second spray device 5 is disposed, and a portion of the air compressed by the compressor 2 passes into the second water spray chamber 14 through the gap between the rotor disk 11 and the compressor diffuser 12 described above. The water flows in and is cooled by water sprayed from the second spray device 5 mentioned above.
第２噴霧装置５によつて冷却された冷却空気
は、矢印A″で示すように、ロータ軸１９内の空
間１７を通つてタービン動翼２８，３０内に流入
し、このタービン動翼２８，３０を冷却する。す
なわち、第２水噴霧室１４内で冷却された冷却空
気は、ロータ軸１９を形成するトクチユーブ１５
の抽気孔１６からトルクチーブ１５内の空間１７
に入り、タービンデイスク１８の通気孔２１及び
スペーサデイススク２０の通気孔２２よりタービ
ンデイスク１８，１９の間の空間２３，２４に入
り、冷却空気孔２５，２６を通つて前記タービン
動翼２８，３０に供給され、タービン動翼２８，
３０を冷却する。タービン動翼２８，３０を通過
した冷却空気はタービン４内で膨張中の主流ガス
内に排出される。なお、１３はシールリングを示
している。 The cooling air cooled by the second spray device 5 flows into the turbine rotor blades 28, 30 through the space 17 in the rotor shaft 19, as shown by arrow A'', and flows into the turbine rotor blades 28, 30. 30. That is, the cooling air cooled within the second water spray chamber 14 cools the tube 15 forming the rotor shaft 19.
From the bleed hole 16 to the space 17 inside the torque tube 15
enters the spaces 23 and 24 between the turbine disks 18 and 19 through the ventilation holes 21 of the turbine disk 18 and the ventilation holes 22 of the spacer disk 20, and passes through the cooling air holes 25 and 26 to the turbine rotor blades 28, 30 and the turbine rotor blades 28,
Cool 30. The cooling air that has passed through the turbine rotor blades 28, 30 is discharged into the mainstream gas that is expanding within the turbine 4. Note that 13 indicates a seal ring.
前述した噴霧装置５，６は、水噴霧室１４，３
８内に流入した圧縮空気が均一に冷却されるよう
に、円周方向に複数個配設することが望ましい。
また、第１図に示すように、第１、第２の噴霧装
置５，６には、ガスタービン１の外部に設けた水
供給源９から配管７によつてそれぞれ水が供給さ
れるようになつている。なお、８はバルブを示し
ている。 The above-mentioned spray devices 5 and 6 have water spray chambers 14 and 3.
It is desirable to arrange a plurality of them in the circumferential direction so that the compressed air that has flowed into the interior of the tube 8 is cooled uniformly.
Further, as shown in FIG. 1, water is supplied to the first and second spray devices 5 and 6 from a water supply source 9 provided outside the gas turbine 1 through piping 7, respectively. It's summery. Note that 8 indicates a valve.
上記のように、本発明は、ガスタービンの燃焼
気室内が、燃焼器の本体側と尾筒側とに仕切られ
ており、更に燃焼器の尾筒側に形成された冷却空
気室をタービン翼環のフランジで仕切ることによ
りタービン翼環の周囲に環状の第１水噴霧室を形
成しており、前記燃焼器室及び冷却空気室を経て
第１水噴霧室内に流入した空気だけを、第１水噴
霧室の接線方向に向けて設けた第１噴霧装置から
噴霧した水によつて冷却した後、該冷却空気をタ
ービン翼環に設けた孔を経てタービン翼環に固着
されたタービン静翼内に供給する一方、前記圧縮
機の最終回転デイスクの背後に位置するロータ軸
外面と圧縮機デイフユーザ内面とによつて構成さ
れた環状の第２水噴霧室を設け、最終回転デイス
クと圧縮機のデイフユーザとの隙間から第２水噴
霧室内に流入した圧縮空気だけを第２水噴霧室に
設けた第２噴霧装置から噴霧した水によつて冷却
した後、該冷却空気をロータ軸内の空間を経てタ
ービン動翼内に供給するようにしたので、必要最
低限の冷却空気によつてタービン静翼やタービン
動翼などのタービン翼を効果的に冷却できるよう
になつた。
As described above, the present invention provides that the combustion air chamber of a gas turbine is partitioned into the main body side of the combustor and the transition piece side, and furthermore, the cooling air chamber formed on the transition piece side of the combustor is connected to the turbine blade. An annular first water spray chamber is formed around the turbine blade ring by partitioning with a flange of the ring, and only the air that has flowed into the first water spray chamber via the combustor chamber and the cooling air chamber is transferred to the first water spray chamber. After being cooled by water sprayed from the first spraying device installed in the tangential direction of the water spray chamber, the cooling air is passed through holes provided in the turbine blade ring into the turbine stationary blade fixed to the turbine blade ring. A second annular water spray chamber is provided, which is configured by an outer surface of the rotor shaft located behind the final rotating disk of the compressor and an inner surface of the compressor differential user. Only the compressed air that has flowed into the second water spray chamber from the gap between Since the cooling air is supplied into the turbine rotor blades, the turbine blades such as the turbine stationary blades and the turbine rotor blades can be effectively cooled with the minimum necessary amount of cooling air.
その結果、タービン静翼やタービン動翼などの
タービン翼からタービン駆動用の主流ガス中に混
合する冷却空気量が減少し、結果的にガスタービ
ンサイクル効率が向上するようになつた。 As a result, the amount of cooling air mixed from turbine vanes such as turbine stationary blades and turbine rotor blades into the mainstream gas for driving the turbine is reduced, resulting in an improvement in gas turbine cycle efficiency.
特に、本発明は、第１噴霧装置が第１水噴霧室
の接線方向に向けられているから第１噴霧装置か
ら噴霧された水滴が第１水噴霧室を構成するター
ビン翼環やフランジなどの高温下にあるこれらの
部材に付着したり、これらの部材を急冷すること
がない。その結果、高温下にあるタービン翼環や
フランジなどにクラツクが発生しなくなつた。ま
た、タービン翼環のフランジによつて燃焼器の尾
筒部側に飛散する水滴が遮られるので、高温下に
ある燃焼器の尾筒部にクラツクが発生しなくなつ
た。 In particular, in the present invention, since the first spray device is oriented in the tangential direction of the first water spray chamber, water droplets sprayed from the first spray device can be applied to the turbine blade ring, flange, etc. that constitute the first water spray chamber. It does not adhere to or rapidly cool these members under high temperature. As a result, cracks no longer occur in turbine blade rings and flanges that are exposed to high temperatures. In addition, since the flange of the turbine blade ring blocks water droplets from flying toward the tail tube of the combustor, cracks no longer occur in the tail tube of the combustor, which is exposed to high temperatures.
第１図は本発明にかかるガスタービンの概念
図、第２図は本発明にかかるガスタービンの要部
拡大図である。
１……ガスタービン、２……圧縮機、３……燃
焼器、５……第２噴霧装置、６……第１噴霧装
置、１０……ロータデイスク、１２……デイフユ
ーザ、１４……第２水噴霧室、１７……空間、１
９……ロータ軸、２７，２９……タービン静翼、
２８，３０……タービン動翼、３１……燃焼器
室、３２……冷却空気室、３３……タービン翼
環、３６……フランジ、３８……第１水噴霧室、
４０……燃焼器本体、４１……燃焼器尾筒、４２
……ロータ軸外面。
FIG. 1 is a conceptual diagram of a gas turbine according to the present invention, and FIG. 2 is an enlarged view of essential parts of the gas turbine according to the present invention. DESCRIPTION OF SYMBOLS 1...Gas turbine, 2...Compressor, 3...Combustor, 5...Second spray device, 6...First spray device, 10...Rotor disk, 12...Diffusion user, 14...Second Water spray room, 17...Space, 1
9... Rotor shaft, 27, 29... Turbine stator blade,
28, 30...Turbine rotor blade, 31...Combustor chamber, 32...Cooling air chamber, 33...Turbine blade ring, 36...Flange, 38...First water spray chamber,
40...Combustor main body, 41...Combustor transition piece, 42
...Rotor shaft outer surface.
Claims (1)
くと共に、前記圧縮機で圧縮した空気の一部をタ
ービン翼に導いて該タービン翼を冷却するように
したガスタービンにおいて、前記燃焼器を内蔵し
た燃焼器室内を、燃焼器の本体側と尾筒側とに仕
切ることによつて燃焼器の尾筒側に冷却空気室を
形成し、更に冷却空気室内をタービン翼環のフラ
ンジで仕切ることによつてタービン翼環の周囲に
環状の第１水噴霧室を形成し、該第１水噴霧室に
その接線方向に向けて第１噴霧装置を配設し、燃
焼器室及び冷却空気室を経て第１水噴霧室内に流
入した圧縮空気を第１噴霧装置から噴霧した水に
よつて冷却した後、該冷却空気をタービン翼環に
設けた孔を経てタービン翼環に固着されたタービ
ン静翼内に供給する一方、前記圧縮機の最終回転
デイスクの背後に位置するロータ軸外面と圧縮機
デイフユーザ内面とによつて構成された環状の第
２水噴霧室を設けると共に、最終回転デイスクと
圧縮機のデイフユーザとの隙間から第２水噴霧室
内に流入した圧縮空気を第２水噴霧室に設けた第
２噴霧装置から噴霧した水によつて冷却した後、
該冷却空気をロータ軸内の空間を得てタービン動
翼内に供給するようにしたガスタービン。1. In a gas turbine in which most of the air compressed by a compressor is guided to a combustor, and a part of the air compressed by the compressor is guided to a turbine blade to cool the turbine blade, the combustor is By partitioning the built-in combustor chamber into the main body side of the combustor and the transition piece side, a cooling air chamber is formed on the transition piece side of the combustor, and the cooling air chamber is further partitioned by a flange of the turbine blade ring. An annular first water spray chamber is formed around the turbine blade ring, a first spray device is disposed in the first water spray chamber in a tangential direction thereof, and a combustor chamber and a cooling air chamber are formed. After the compressed air that has flowed into the first water spray chamber is cooled by water sprayed from the first spray device, the cooling air is passed through a hole provided in the turbine blade ring to the turbine stationary blade fixed to the turbine blade ring. A second annular water spray chamber is provided between the rotor shaft outer surface and the compressor diffuser inner surface located behind the final rotating disk of the compressor, and the final rotating disk and the compressor After the compressed air flowing into the second water spraying chamber from the gap with the differential user is cooled by water sprayed from a second spraying device provided in the second water spraying chamber,
A gas turbine in which the cooling air is supplied to the turbine rotor blades by obtaining a space within the rotor shaft.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP6910283A JPS59196903A (en) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | Gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
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|---|---|---|---|
| JP6910283A JPS59196903A (en) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | Gas turbine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59196903A JPS59196903A (en) | 1984-11-08 |
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Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP6910283A Granted JPS59196903A (en) | 1983-04-21 | 1983-04-21 | Gas turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59196903A (en) |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4840242A (en) * | 1971-09-27 | 1973-06-13 | ||
| JPS5532930A (en) * | 1978-08-28 | 1980-03-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine equipment |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS526911U (en) * | 1975-07-03 | 1977-01-18 |
-
1983
- 1983-04-21 JP JP6910283A patent/JPS59196903A/en active Granted
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS4840242A (en) * | 1971-09-27 | 1973-06-13 | ||
| JPS5532930A (en) * | 1978-08-28 | 1980-03-07 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine equipment |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS59196903A (en) | 1984-11-08 |
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