JPH0742863U - Gas turbine structure - Google Patents
Gas turbine structureInfo
- Publication number
- JPH0742863U JPH0742863U JP7585793U JP7585793U JPH0742863U JP H0742863 U JPH0742863 U JP H0742863U JP 7585793 U JP7585793 U JP 7585793U JP 7585793 U JP7585793 U JP 7585793U JP H0742863 U JPH0742863 U JP H0742863U
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- disk
- diffuser
- gas turbine
- fin
- guide plate
- 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.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 ガスタービンのタービン最終段後流において
排気圧力が上昇した場合でも、高温ガスが内側のディフ
ューザ入口部のクリアランスから大気側へ漏れ出るのを
防止する。
【構成】 タービン最終段ディスク２の排気側の側面
に、全周にわたってフィン３を取付ける。このフィン３
は、ディスク２の回転方向に対して背側を向けて湾曲さ
せている。さらに、フィン３と対面するディフューザ４
の内側に、全面にわたってフローガイド板５を取付け
る。ディスク２の回転によって、フィン３はファンの羽
根車として、フローガイド板５は車室側板として作用す
るのでファン効果が生じ、キャビティ部Ａから空気をデ
ィフューザ４側へ送り出す。
(57) [Summary] [Purpose] To prevent high-temperature gas from leaking to the atmosphere side from the clearance at the inside of the diffuser inlet even when the exhaust pressure rises in the wake of the final stage of the gas turbine. [Structure] The fins 3 are attached to the exhaust side surface of the turbine last stage disk 2 over the entire circumference. This fin 3
Is curved with its back side facing the rotation direction of the disk 2. Further, the diffuser 4 facing the fin 3
The flow guide plate 5 is attached to the entire inside of the. The rotation of the disk 2 causes the fins 3 to act as a fan impeller and the flow guide plate 5 to act as a passenger compartment side plate, so that a fan effect is generated and air is sent out from the cavity portion A to the diffuser 4 side.
Description
【０００１】[0001]
本考案は、ガスタービンの排気圧力上昇時に、高温ガスが後部キャビティ部へ 漏入するのを防止したガスタービン構造に関する。 The present invention relates to a gas turbine structure that prevents high-temperature gas from leaking into a rear cavity portion when the exhaust pressure of the gas turbine rises.
【０００２】[0002]
ガスタービンのタービン最終段後流にはディフューザが設置されており、ター ビン最終段より排出される燃焼ガスのもつ動圧（速度）を静圧に変換して効率の 向上をはかっている。 A diffuser is installed downstream of the final stage of the gas turbine to convert the dynamic pressure (speed) of the combustion gas discharged from the final stage of the turbine to static pressure to improve efficiency.
【０００３】 図３に示すように、通常の運転においては、ディフューザ４の入口圧力は大気 圧力より低く、最終段ディスク１１の後部のキャビティ部Ａは大気からの空気圧 力によって排気ガスが流入するのを防いでいる。As shown in FIG. 3, in normal operation, the inlet pressure of the diffuser 4 is lower than the atmospheric pressure, and the exhaust gas flows into the cavity A at the rear of the final stage disk 11 by the air pressure from the atmosphere. Is preventing.
【０００４】 図４は排気ガス圧上昇時の排気ガス流れを示す。また、排気ガス系の抵抗の増 加などにより排気圧力が上昇した場合、排気ガスが図の矢印方向に流れるのを考 慮して、既存のものには排気ガス系に誘引通風機（ＩＤＦ：Ｉｎｄｕｃｅｄ Ｄ ｒａｆｔ Ｆａｎ）が設置されている。FIG. 4 shows the exhaust gas flow when the exhaust gas pressure rises. Also, in consideration of the fact that the exhaust gas flows in the direction of the arrow in the figure when the exhaust pressure rises due to the increase in the resistance of the exhaust gas system, etc., the existing system has an induction fan (IDF: Induced Draft Fan) is installed.
【０００５】 なお、図３において、符号１２は軸受、符号１３は軸受油切り、符号１４はシ ールリングを各々示している。In FIG. 3, reference numeral 12 is a bearing, reference numeral 13 is a bearing oil drainer, and reference numeral 14 is a seal ring.
【０００６】[0006]
前述したような構造のガスタービンのタービン最終段後流においては、排気圧 力が後流の抵抗などの増加により上昇した場合、図４に示すようにディフューザ ４の入口圧力は大気圧力以上に上昇し、内側のディフューザ４、入口部のクリア ランスから高温ガスが大気側（矢印の方向）に漏れ出る。このように高温ガスが 大気側に漏れ出た場合は、タービン側の軸受部が高温に晒されるため、軸受やそ の周辺部品に焼損や火災発生の危険がある。 When the exhaust pressure rises due to an increase in the resistance of the wake in the wake of the final stage of the gas turbine with the above-mentioned structure, the inlet pressure of the diffuser 4 rises above the atmospheric pressure as shown in Fig. 4. Then, high-temperature gas leaks to the atmosphere side (the direction of the arrow) from the diffuser 4 inside and the clearance at the inlet. When hot gas leaks to the atmosphere, the bearings on the turbine side are exposed to high temperatures, and there is a risk that the bearings and the surrounding parts will be burned or fire will occur.
【０００７】 そこで本考案は、従来構造が有する上記欠点を解消するためになされたもので ある。Therefore, the present invention has been made to solve the above-mentioned drawbacks of the conventional structure.
【０００８】[0008]
本考案は、前述した課題を解決するためになされたもので、タービン最終段の 後流側にディフューザが設置されているガスタービン構造において、タービン最 終段ディスクの排気側の側面に、該ディスクの回転方向に対して背側を向けて湾 曲させたフィンをディスク全周にわたって取付けると共に、該フィンと対面する 前記ディフューザの内側に全面にわたってフローガイド板を取付けたことを特徴 とするガスタービン構造である。 The present invention has been made to solve the above-mentioned problems, and in a gas turbine structure in which a diffuser is installed on the downstream side of the final stage of a turbine, the disk is attached to the exhaust side surface of the turbine last stage disk. A gas turbine structure characterized in that a fin bent in a back direction with respect to the rotation direction of the disk is installed over the entire circumference of the disk, and a flow guide plate is installed over the entire surface inside the diffuser facing the fin. Is.
【０００９】[0009]
前述した本考案の手段によれば、タービン最終段ディスクの排気側の側面に湾 曲したフィンを取付けたこと、及び該フィンに対面する内側ディフューザの全周 にわたってフローガイド板を取付けたことによって次のような作用を生ずる。 According to the above-mentioned means of the present invention, the curved fins are attached to the exhaust side surface of the turbine last stage disk, and the flow guide plate is attached to the entire circumference of the inner diffuser facing the fins. Produces the following effect.
【００１０】 ディスクの回転によって、フィンはファンの羽根車、フローガイド板は車室側 板として作用し、ファン効果をもたらす。このため、ディスク後のキャビティ部 から空気をディフューザ側に送り出し、排気ガスの侵入を阻止する。By the rotation of the disk, the fins act as an impeller of the fan and the flow guide plate acts as a passenger compartment side plate, which produces a fan effect. Therefore, air is sent out from the cavity portion after the disc to the diffuser side, and the invasion of exhaust gas is prevented.
【００１１】 なお、フィンによるファン効果は動力損となるが、軸受及びその他の部品の保 護装置と考えれば微少なものである。Although the fan effect by the fins causes a power loss, it is very small when considered as a protection device for bearings and other parts.
【００１２】[0012]
本考案の一実施例を図１及び図２に基づいて説明する。なお、図１は最終段デ ィスク部の側面図、図２はその正面図であって、両図の同一部品には同一符号を 付してある。 An embodiment of the present invention will be described with reference to FIGS. Note that FIG. 1 is a side view of the final-stage disc portion, and FIG. 2 is a front view thereof, and the same parts in both figures are designated by the same reference numerals.
【００１３】 ガスタービンのタービン最終段羽根１が植込まれたディスク２の排気側の側面 には、湾曲したフィン３がディスク２の回転方向に対して背側を向けて、ディス ク２の全周に取付けられている。ディスク２に取付けられたフィン３が対面する 側には、内側ディフューザ４の全周にわたってフローガイド板５が取付けられて いる。これによって、フィン３及びフローガイド板５はファン効果をもたらし、 図１に矢印で示すように、キャビティ部Ａから空気をディフューザ４側に送り出 し、排気ガスの軸受部等への侵入を阻止する。On the side of the exhaust side of the disk 2 in which the turbine last stage blades 1 of the gas turbine are implanted, curved fins 3 face the back side with respect to the rotation direction of the disk 2 and It is attached to the circumference. On the side where the fins 3 attached to the disc 2 face each other, a flow guide plate 5 is attached over the entire circumference of the inner diffuser 4. As a result, the fins 3 and the flow guide plate 5 bring about a fan effect, and as shown by the arrow in FIG. 1, air is sent out from the cavity A to the diffuser 4 side, and the exhaust gas is prevented from entering the bearing and the like. To do.
【００１４】[0014]
前述した本考案のガスタービン構造によればタービン最終段ディスクにおいて 排気圧力上昇対策が常時行われている状態となり、排気ガス系のいかなる状況に も対応することができる。 According to the above-described gas turbine structure of the present invention, the exhaust pressure rise countermeasures are always taken in the turbine last stage disk, and it is possible to cope with any situation of the exhaust gas system.
【００１５】 従って、既存のガスタービンのように、排気圧力上昇対策のための装置として 誘引通風機を設置することが不要となり、コスト低減及びそれに伴う製品競争力 の向上などに寄与する効果は大きい。Therefore, unlike the existing gas turbine, it is no longer necessary to install an induced draft fan as a device for measures against exhaust pressure rise, and it has a large effect of contributing to cost reduction and accompanying improvement of product competitiveness. .
【図１】本考案によるガスタービン構造の一実施例に係
る最終段ディスク部の側面図である。FIG. 1 is a side view of a final stage disk unit according to an embodiment of a gas turbine structure according to the present invention.
【図２】図１の正面図である。FIG. 2 is a front view of FIG.
【図３】従来のガスタービン構造における通常時の高温
ガスの流れ状態図である。FIG. 3 is a flow state diagram of a high temperature gas in a normal state in a conventional gas turbine structure.
【図４】従来のガスタービン構造における異常時の高温
ガスの流れ状態図である。FIG. 4 is a flow state diagram of high temperature gas at the time of abnormality in the conventional gas turbine structure.
１ タービン最終段羽根 ２ ディスク ３ フィン ４ ディフューザ ５ フローガイド板 Ａ キャビティ部 1 Turbine last stage blade 2 Disk 3 Fin 4 Diffuser 5 Flow guide plate A Cavity part
Claims (1)
設置されているガスタービン構造において、タービン最
終段ディスクの排気側の側面に、該ディスクの回転方向
に対して背側を向けて湾曲させたフィンをディスク全周
にわたって取付けると共に、該フィンと対面する前記デ
ィフューザの内側に全面にわたってフローガイド板を取
付けたことを特徴とするガスタービン構造。1. In a gas turbine structure in which a diffuser is installed on the wake side of a turbine last stage, the exhaust side surface of the turbine last stage disk is curved with its back side facing the rotational direction of the disk. A gas turbine structure in which a fin is mounted over the entire circumference of the disk, and a flow guide plate is mounted over the entire surface inside the diffuser facing the fin.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7585793U JPH0742863U (en) | 1993-12-29 | 1993-12-29 | Gas turbine structure |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP7585793U JPH0742863U (en) | 1993-12-29 | 1993-12-29 | Gas turbine structure |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0742863U true JPH0742863U (en) | 1995-08-11 |
Family
ID=13588331
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP7585793U Withdrawn JPH0742863U (en) | 1993-12-29 | 1993-12-29 | Gas turbine structure |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0742863U (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2018505336A (en) * | 2014-12-17 | 2018-02-22 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | Turbine assembly for aircraft turbine engine |
| WO2018159681A1 (en) * | 2017-02-28 | 2018-09-07 | 三菱重工業株式会社 | Turbine and gas turbine |
-
1993
- 1993-12-29 JP JP7585793U patent/JPH0742863U/en not_active Withdrawn
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2018505336A (en) * | 2014-12-17 | 2018-02-22 | サフラン・エアクラフト・エンジンズ | Turbine assembly for aircraft turbine engine |
| WO2018159681A1 (en) * | 2017-02-28 | 2018-09-07 | 三菱重工業株式会社 | Turbine and gas turbine |
| CN110312852A (en) * | 2017-02-28 | 2019-10-08 | 三菱重工业株式会社 | Turbine and gas turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6190123B1 (en) | Centrifugal compressor | |
| US4100732A (en) | Centrifugal compressor advanced dump diffuser | |
| JP5156221B2 (en) | Turbine center frame assembly and gas turbine engine for cooling a rotor assembly of a gas turbine engine | |
| US4311431A (en) | Turbine engine with shroud cooling means | |
| US6926495B2 (en) | Turbine blade tip clearance control device | |
| US3199294A (en) | Air-cooled support and guide vane assembly for a gas turbine engine | |
| EP0801209B1 (en) | Tip sealing for turbine rotor blade | |
| US20060239841A1 (en) | Turbine heat shield with ribs | |
| JPH05195812A (en) | Method and device for improving engine cooling | |
| GB1560974A (en) | Sealing system for rotors | |
| EP3445951B1 (en) | Turbocharger heat shield | |
| EP0687808A3 (en) | Expansion turbine for cryogenic rectification system | |
| JPH0416615B2 (en) | ||
| US4211514A (en) | Mixed flow fan | |
| US3106381A (en) | Turbomachine housing | |
| KR20000022754A (en) | Method and appliance for thrust balancing in a turbocharger | |
| JPH0742863U (en) | Gas turbine structure | |
| JPH06159084A (en) | Exhaust gas turbo charger | |
| US5577885A (en) | Condensing turbine having at least two seals for sealing off the turbine casing | |
| JPH08284675A (en) | Oil leakage preventive structure for turbo-charger | |
| JPS60159304A (en) | Disk cooling device for steam turbine | |
| US3640638A (en) | Axial flow compressor | |
| JP3399063B2 (en) | Turbine heat shield | |
| JP3025074B2 (en) | Exhaust gas boiler | |
| RU2809677C1 (en) | Improved turbine and blade to protect blade root from hot gases from flow channel |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 19980305 |