KR101410570B1 - 충돌 냉각 시스템 - Google Patents

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Abstract

본 발명에 따른 대형(heavy-duty) 터빈용 충돌 냉각 시스템은, 상기 대형 터빈의 케이싱에 부착된 매니폴드로서, 상기 매니폴드는 상기 매니폴드의 표면에 복수의 충돌 구멍을 포함하는, 상기 매니폴드와, 상기 대형 터빈의 터빈 블레이드의 팁(tip)과 슈라우드 사이의 틈새(clearance)를 조절하기 위해, 상기 매니폴드의 복수의 충돌 구멍을 횡단하는 공기 유동을 제공하여 상기 대형 터빈의 케이싱을 냉각하는 송풍기(blower)를 포함한다.

Description

충돌 냉각 시스템{TURBINE CASE IMPINGEMENT COOLING FOR HEAVY DUTY GAS TURBINES}
공기 충돌 냉각은 소형 가스 터빈의 케이싱 온도를 관리하고, 회전 블레이드 및 수반되는 내부 케이싱 표면 사이의 틈새(clearance)를 유지하는 데에 이용되어 왔다.
대형(heavy-duty) 가스 터빈 상에서의 공기 충돌 냉각 시스템에 대한 하나의 문제는 크게 비균일 비표준화된 케이싱 표면을 횡단하여 균일한 열전달율을 달성하는 능력이다. 소형 가스 터빈 상에서, 작은 충돌 구멍 및 표면 거리에 대해 짧은 노즐이 보통 적용된다. 이들 요인(factor)들은 케이싱 상에 요구되는 보다 높은 열전달율을 산출한다. 작은 충돌 냉각 구멍을 적용하는 데에 있어서 하나의 유해한 영향은 구멍을 횡단하여 높은 차압 강하로 작동하는 것이 필요하다는 것이다. 이것은 순효율(net efficiency)에 악영향을 미치는 바람직하지 않은 높은 냉각 공기 공급 압력으로 이어진다.
충돌 냉각은 터빈 틈새(clearance) 조절의 방법으로서 항공기 엔진에 적용되 었다. 하지만, 항공기 엔진에 사용된 충돌 시스템은 대형 터빈 장치에서는 사용될 수 없다. 항공기 엔진에 적용된 시스템은 냉각 매체로서 압축기로부터 추출된 공기를 이용한다. 설계 열전달율이 보다 차가운 공기 온도를 요구하기 때문에, 대형 가스 터빈 상에 압축기 추출 공기를 사용하는 것은 실행 불가능하다. 대형 가스 터빈은 항공기 엔진과 비교하여 복잡한 매니폴드 디자인을 필요로하는 상당히 큰 비균일 케이싱 표면을 갖는다. 또한 케이싱 두께 및 케이싱 두께 변화는 대형 가스 터빈에서 상당히 크다.
현재, 대형 가스 터빈 상에서 틈새 조절을 제공할 수 있는 충돌 냉각 시스템에 대한 요구가 당업계에 존재한다. 이 시스템이 목표 케이싱 표면에 필요한 열전달율을 적당하게 전달하고, 케이싱으로의 공기 유동을 적당하게 조절하는 것이 중요하다.
본 발명에 따른 대형(heavy-duty) 터빈용 충돌 냉각 시스템은, 상기 대형 터빈의 케이싱에 부착된 충돌 냉각 매니폴드로서, 상기 충돌 냉각 매니폴드는 상기 충돌 냉각 매니폴드의 표면에 복수의 충돌 구멍을 포함하는, 상기 충돌 냉각 매니폴드와, 상기 대형 터빈의 터빈 블레이드의 팁(tip)과 슈라우드 사이의 틈새(clearance)를 조절하기 위해, 상기 충돌 냉각 매니폴드의 복수의 충돌 구멍을 횡단하는 공기 유동을 제공하여 상기 대형 터빈의 케이싱을 냉각하는 송풍기(blower)를 포함한다.
본 발명의 대형 터빈용 충돌 냉각 시스템에 따르면, 목표 케이싱 표면에 필요한 열전달율을 적당하게 전달하고, 케이싱으로의 공기 유동을 적당하게 조절하는 것이 가능하다.
본 발명의 예시적인 실시예가 도시된 첨부된 도면을 참조하여, 이하에 본 발명이 더 상세하게 설명된다. 하지만 본 발명은 여러 다른 형태로 실시될 수 있고, 본 명세서에 설명된 실시예에 제한되는 것으로 해석되어서는 안되며, 이들 실시예는 이 개시 내용이 완벽하고 완전하며 당업자에게 본 발명의 범위를 전달하도록 제공된다.
도 1은 대형(heavy-duty) 터빈(110)의 예시적인 실시예를 도시한다. 대형 터빈 엔진은 압축기 섹션(112), 연소기 섹션(114) 및 터빈 섹션(116)을 포함한다. 터빈(110)은 또한 압축기 케이싱(118) 및 터빈 케이싱(120)을 포함한다. 터빈 및 압축기 케이싱(118, 120)은 대형 터빈의 주요 부품을 감싼다. 터빈 섹션(116)은 샤프트와, 복수 세트의 회전 및 고정 터빈 블레이드를 포함한다.
도 1을 참조하면, 터빈 케이싱(120)은 케이싱(120)의 내측 표면에 부착된 슈라우드(shroud)(126)를 포함한다. 슈라우드(126)는 블레이트 팁(123)을 통과하는 공기 누출을 최소화하도록 회전 터빈 블레이드(122)의 팁(tip)에 근접하여 위치된다. 블레이드 팁(123)과 슈라우드(126) 사이의 거리는 틈새(clearance)(128)로 언급된다. 각 터빈 스테이지의 틈새(128)는 블레이드 및 케이싱의 상이한 열 성장(thermal growth) 특성으로 인해 일치하지 않는다.
대형 가스 터빈의 효율에 있어서의 유인(誘因)은 블레이드 팁(123)을 통한 케이싱 틈새(128)로의 공기/배기 가스 누출량이다. 도 2는 터빈 케이싱(120) 내의 터빈 블레이드 팁(123)과 슈라우드(126) 사이의 틈새(128)의 예시적인 실시예를 도 시한다. 터빈 블레이드 팁(123)과 터빈 케이싱(120)의 상이한 열 성장 특성으로 인해, 틈새(128)는 점화로부터 베이스 하중(base-load) 안정 상태 상황으로의 과도 현상(transient)을 통한 터빈 천이에 따라 상당히 변화한다. 작동 순서를 포함한 틈새 제어 시스템은 모든 작동 상황 동안 특정 틈새 특성을 다루도록 실행된다. 제어 시스템의 부정확한 설계 및/또는 순서는 케이싱 슈라우드(126)와의 터빈 블레이드 팁(123)의 과도한 러빙(rubbing)으로 이어져, 증가된 틈새 및 감소된 성능으로 귀착될 수 있다.
도 3의 예시적인 실시예에 도시된 바와 같이, 충돌 공기 냉각 시스템(200)은 터빈 슈라우드(126) 및 수반되는 블레이드 팁(123) 사이의 틈새를 감소 및 유지하는 데에 이용된다. 도 3을 참조하면, 충돌 공기 냉각 시스템(200)은 송풍기(blower)(130), 유동 제어 댐퍼(132), 상호접속 배관(134), 분배 헤더(distribution header)(136), 유동 계량 밸브 또는 오리피스(138) 및 일련의 충돌 냉각 매니폴드(140)로 이루어진다. 충돌 냉각 매니폴드는 터빈 케이싱에 부착된다. 도 3의 예시적인 실시예에 있어서, 복수의 충돌 냉각 매니폴드(140)가 터빈 케이싱(120)의 원주 둘레에 부착된다. 충돌 냉각 송풍기(130)는 주위 공기로부터 흡입을 하고, 유동 제어 댐퍼(132), 상호접속 배관(134), 분배 헤더(136), 유동 계량 밸브 또는 오리피스(138) 및 충돌 냉각 매니폴드(140)를 통해 공기를 불어 보낸다. 송풍기(130)는 팬 또는 제트(jet)를 포함하는 임의의 송풍 장치이다. 충돌 냉각 매니폴드(140)는 터빈 케이싱(120)에 전달되는 균일한 열전달율을 보장한다. 충돌 공기 냉각 시스템은 본 명세서에 개시된 구성요소에 제한되지 않고, 공기가 충돌 냉각 매니폴드를 따라 통과하도록 할 수 있는 임의의 구성요소를 포함한다.
도 4 및 도 5에 도시된 예시적인 실시예를 참조하면, 충돌 냉각 매니폴드(140)는 터빈 케이싱(120)의 목표 영역의 윤곽에 맞게 설계된다. 각 충돌 냉각 매니폴드(140)는 이송 파이프(144)를 갖는 상부 플레이트(142), 복수의 충돌 구멍(148)을 갖는 하부 플레이트(146), 측부 피스(side piece), 지지 레그(150) 및 홀드-다운(hold-down) 지지체(152)를 포함한다. 충돌 구멍(148)은 공기가 충돌 냉각 매니폴드로부터 터빈 케이싱으로 유동하여 터빈 케이싱을 선택적으로 냉각하도록 허용한다.
충돌 구멍(148)은 어레이(array)로 위치설정된다. 예시적인 실시예에 있어서, 충돌 구멍(148)은 1.25인치 내지 2.5인치의 범위로 이격된다. 예시적인 실시예에 있어서, 각각의 충돌 구멍(148)은 0.12인치 내지 0.2인치로 크기설정된다. 다양한 구멍 크기 및 간격은 터빈 케이싱 기하학적 형상의 비균일성을 보상하기 위해 필요하다. 하부 플레이트(146) 상에의 충돌 구멍(148)의 크기 및 위치설정은 충돌 공기 냉각 시스템에 의해 목표설정된 케이싱을 횡단하여 균일한 열전달율을 산출한다. 하지만, 충돌 구멍은 이들 크기 및 간격에 제한되지 않는다. 상부 및 하부 플레이트(142, 146) 사이의 거리는 또한 내부 압력 변화를 최소화하도록 치수설정될 수 있고, 이것은 균일한 냉각 구멍 압력비로 이어진다.
충돌 냉각 매니폴드 하부 플레이트(146) 및 터빈 케이싱(120) 사이의 갭(gap) 거리는 열전달율에 영향을 미친다. 너무 큰 갭은 비최적의 열전달율로 이어질 수 있다. 너무 작은 갭은 비최적의 그리고 비균일한 열전달율로 이어질 수 있다. 예시적인 실시예에 있어서, 0.5인치 내지 1.0인치 사이의 갭이 적당한 열전달율을 제공한다. 하지만, 갭은 이 범위로 제한되지 않고, 적당한 열전달율을 제공하는 임의의 거리일 수 있다.
도 6에 도시된 바와 같이, 복수의 충돌 냉각 매니폴드(140)가 목표 냉각 영역 바로 위에 터빈의 케이싱(120)에 부착된다. 충돌 냉각 매니폴드(140)는 케이싱의 임의의 돌출부 및 에지 사이에 넓은 간격이 존재하도록 위치설정된다. 이것은 충돌 구멍(148)을 통과하는 공기에 자유 경로를 제공하여 충돌 냉각 매니폴드(140)의 아래로부터 주위로 배출한다. 예시적인 실시예에 있어서, 2개의 인접 충돌 냉각 매니폴드 사이의 간격은 1인치 내지 30인치 사이이고, 케이싱 돌출부 및 플랜지된 조인트(flanged joint)에 의존한다. 간격은 이들 치수에 제한되지 않고, 임의의 적당한 거리로 간격설정될 수 있다. 충돌 냉각 매니폴드(140)는 또한 수평방향의 스플릿 조인트(split joint)를 포함하여 임의의 축방향 플랜지에 충돌 냉각을 제공할 수 있다.
본 발명의 많은 변경 및 다른 실시예가 전술한 설명 및 관련 도면에 제시된 교시의 이익을 갖는 당업자의 마음에 떠오를 것이다. 따라서, 본 발명은 개시된 특정 실시예에 제한되어서는 안되고, 변경 및 다른 실시예가 첨부된 청구항의 범위 내에 포함되도록 의도됨을 이해하여야 한다. 비록 특정 용어가 본 명세서에 채용되었지만, 포괄적으로 그리고 설명의 목적을 위해서만 사용된 것이며, 한정의 목적은 아니다.
도 1은 본 발명의 실시예에 따른 대형(heavy duty) 가스 터빈의 단면도,
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 슈라우드 틈새(shroud clearance)에 대한 확대도,
도 3은 본 발명의 실시예에 따른 충돌 냉각 시스템,
도 4는 본 발명의 실시예에 따른 충돌 냉각 매니폴드(manifold)의 사시도,
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 충돌 냉각 매니폴드의 단면도,
도 6는 본 발명의 실시예에 따른 터빈 케이싱 상에 설치된 충돌 냉각 매니폴드의 사시도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
110 : 대형 터빈 120 : 케이싱
126 : 슈라우드 130 : 송풍기
140 : 충돌 냉각 매니폴드 148 : 충돌 구멍

Claims (10)

  1. 대형(heavy-duty) 터빈(110)용 충돌 냉각 시스템(200)에 있어서,
    대형 터빈(110)의 케이싱(120)에 부착되고, 표면에 복수의 충돌 구멍(148)을 갖는 개방형 충돌 냉각 매니폴드(140)와,
    주위 공기와 직접 연통하고 모터에 의해 구동되는 송풍기(130)로서, 상기 충돌 냉각 매니폴드(140)의 복수의 충돌 구멍(148)을 횡단하는 주위 공기 흐름을 선택적으로 제공하여, 대형 터빈(110)의 케이싱(120)을 냉각해서, 대형 터빈(100)의 터빈 블레이드의 팁(tip)(123)과 슈라우드(126) 사이의 틈새(clearance)(128)를 제어하는, 송풍기(130)를 포함하며,
    상기 충돌 냉각 매니폴드(140)가, 대형 터빈(110)의 축방향에 있어서 복수의 터빈 블레이드에 걸쳐서 길이를 따라 균일한 간격으로 이격해서 배치된 상부 플레이트(142)와 하부 플레이트(146)를 구비하며,
    상기 복수의 충돌 구멍(148)이 상기 충돌 냉각 매니폴드(140)의 하부 플레이트(146)에 배치되어 있는
    충돌 냉각 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 충돌 냉각 매니폴드(140)가, 상기 복수의 충돌 구멍(148)을 횡단하여 균일한 압력비를 부여하도록 이격해서 배치된 상부 플레이트(142)와 하부 플레이트(146)를 구비하는
    충돌 냉각 시스템.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 충돌 냉각 매니폴드(140)는 상기 대형 터빈(110)의 케이싱(120)의 원주의 둘레에 배치된 복수의 충돌 냉각 매니폴드(140)를 포함하는
    충돌 냉각 시스템.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 충돌 구멍(148)은 상기 충돌 냉각 매니폴드(140)를 횡단하여 균일한 어레이(array)로서 배치되어 있는
    충돌 냉각 시스템.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 충돌 구멍(148)은 상기 충돌 냉각 매니폴드(140)를 횡단하여 불균일한 어레이로서 배치되어 있는
    충돌 냉각 시스템.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 충돌 구멍(148)은 직경이 균일한
    충돌 냉각 시스템.
  7. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 충돌 구멍(148)은 직경이 불균일한
    충돌 냉각 시스템.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 복수의 충돌 구멍(148)은 원형, 계란형, 타원형, 정사각형, 삼각형 및 직사각형으로 이루어지는 형상으로부터 선택되는
    충돌 냉각 시스템.
  9. 제 1 항에 있어서,
    터빈의 블레이드(122)는 회전 블레이드를 포함하는
    충돌 냉각 시스템.
  10. 삭제
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Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102004017008B4 (de) * 2004-04-02 2009-10-22 Aloys Wobben Verfahren zum Errichten eines Turmes
DE102004017006B4 (de) * 2004-04-02 2012-03-29 Aloys Wobben Verfahren zum Errichten eines Turmes
US8801370B2 (en) * 2006-10-12 2014-08-12 General Electric Company Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbines
US7837429B2 (en) * 2006-10-12 2010-11-23 General Electric Company Predictive model based control system for heavy duty gas turbines
US8251637B2 (en) * 2008-05-16 2012-08-28 General Electric Company Systems and methods for modifying modal vibration associated with a turbine
US8083495B2 (en) * 2008-08-14 2011-12-27 General Electric Company Ejectors with separably secured nozzles, adjustable size nozzles, or adjustable size mixing tubes
US8061971B2 (en) * 2008-09-12 2011-11-22 General Electric Company Apparatus and method for cooling a turbine
US8123406B2 (en) * 2008-11-10 2012-02-28 General Electric Company Externally adjustable impingement cooling manifold mount and thermocouple housing
EP2189630A1 (de) * 2008-11-19 2010-05-26 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine, Leitschaufelträger für eine solche Gasturbine und Gas- bzw. Dampfturbinenanlage mit einer solchen Gasturbine
JP5478576B2 (ja) * 2011-09-20 2014-04-23 株式会社日立製作所 ガスタービン
US9011079B2 (en) 2012-01-09 2015-04-21 General Electric Company Turbine nozzle compartmentalized cooling system
US9133724B2 (en) 2012-01-09 2015-09-15 General Electric Company Turbomachine component including a cover plate
US9011078B2 (en) 2012-01-09 2015-04-21 General Electric Company Turbine vane seal carrier with slots for cooling and assembly
US8944751B2 (en) 2012-01-09 2015-02-03 General Electric Company Turbine nozzle cooling assembly
US8864445B2 (en) 2012-01-09 2014-10-21 General Electric Company Turbine nozzle assembly methods
US9039350B2 (en) 2012-01-09 2015-05-26 General Electric Company Impingement cooling system for use with contoured surfaces
US9115595B2 (en) * 2012-04-09 2015-08-25 General Electric Company Clearance control system for a gas turbine
US9238971B2 (en) 2012-10-18 2016-01-19 General Electric Company Gas turbine casing thermal control device
US9422824B2 (en) 2012-10-18 2016-08-23 General Electric Company Gas turbine thermal control and related method
EP3149284A2 (en) * 2014-05-29 2017-04-05 General Electric Company Engine components with impingement cooling features
CN105089719B (zh) * 2015-06-11 2017-03-01 中国石油天然气股份有限公司 冷却分布器和汽轮机
FR3040429B1 (fr) * 2015-08-27 2019-06-07 Safran Aircraft Engines Dispositif de fixation des rampes de refroidissement par jets d'air du carter d'une turbine de turbomachine
CN106555619B (zh) * 2015-09-30 2018-07-24 中国航发商用航空发动机有限责任公司 燃气轮机叶尖间隙的控制装置和方法
US10502137B2 (en) * 2015-10-19 2019-12-10 General Electric Company Gas turbine with a valve cooling system
CN107795383B (zh) * 2016-08-29 2019-08-06 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种燃气轮机冷却气分配系统
US10428676B2 (en) * 2017-06-13 2019-10-01 Rolls-Royce Corporation Tip clearance control with variable speed blower
FR3073007B1 (fr) * 2017-10-27 2019-09-27 Safran Aircraft Engines Dispositif de maintien d'un tube de refroidissement pour carter de turbomachine
FR3082872B1 (fr) * 2018-06-25 2021-06-04 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine
FR3085719B1 (fr) * 2018-09-06 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Boitier d'alimentation en air sous pression d'un dispositif de refroidissement par jets d'air
CN114198153B (zh) * 2020-09-17 2024-05-03 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮叶片冷却系统及航空发动机
DE102020007518A1 (de) 2020-12-09 2022-06-09 Svetlana Beck Verfahren zum Erreichen von hohen Gastemperaturen unter Verwendung von Zentrifugalkraft
JP2023100250A (ja) 2022-01-05 2023-07-18 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 排気フレーム差動冷却システム

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63154806A (ja) * 1986-12-19 1988-06-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転機械の翼端間隙調節装置
JPH04301102A (ja) * 1990-12-21 1992-10-23 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンの間隙制御装置
US5399066A (en) * 1993-09-30 1995-03-21 General Electric Company Integral clearance control impingement manifold and environmental shield
US6615588B2 (en) 2000-12-22 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Arrangement for using a plate shaped element with through-openings for cooling a component

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2650753A (en) * 1947-06-11 1953-09-01 Gen Electric Turbomachine stator casing
US3966354A (en) 1974-12-19 1976-06-29 General Electric Company Thermal actuated valve for clearance control
US4251185A (en) * 1978-05-01 1981-02-17 Caterpillar Tractor Co. Expansion control ring for a turbine shroud assembly
US4279123A (en) * 1978-12-20 1981-07-21 United Technologies Corporation External gas turbine engine cooling for clearance control
US4337016A (en) * 1979-12-13 1982-06-29 United Technologies Corporation Dual wall seal means
US4338061A (en) * 1980-06-26 1982-07-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Control means for a gas turbine engine
JPS59173527A (ja) 1983-03-22 1984-10-01 Hitachi Ltd ガスタ−ビン排気フレ−ム冷却空気系統
US4467134A (en) * 1983-06-30 1984-08-21 General Electric Company Thermocouple with out-of-line aspiration holes
US4573806A (en) * 1985-05-02 1986-03-04 Semco Instruments, Inc. Thermocouple isolation block system
US4928240A (en) * 1988-02-24 1990-05-22 General Electric Company Active clearance control
US5012420A (en) * 1988-03-31 1991-04-30 General Electric Company Active clearance control for gas turbine engine
US4826397A (en) 1988-06-29 1989-05-02 United Technologies Corporation Stator assembly for a gas turbine engine
US5100291A (en) * 1990-03-28 1992-03-31 General Electric Company Impingement manifold
US5116199A (en) * 1990-12-20 1992-05-26 General Electric Company Blade tip clearance control apparatus using shroud segment annular support ring thermal expansion
US5160241A (en) * 1991-09-09 1992-11-03 General Electric Company Multi-port air channeling assembly
US5205115A (en) * 1991-11-04 1993-04-27 General Electric Company Gas turbine engine case counterflow thermal control
US5205708A (en) * 1992-02-07 1993-04-27 General Electric Company High pressure turbine component interference fit up
US5478214A (en) * 1994-02-09 1995-12-26 Illinois Blower, Inc. Compact redundant cooling module and method
US5540547A (en) * 1994-06-23 1996-07-30 General Electric Company Method and apparatus for damping vibrations of external tubing of a gas turbine engine
US5685693A (en) * 1995-03-31 1997-11-11 General Electric Co. Removable inner turbine shell with bucket tip clearance control
JPH08334034A (ja) 1995-06-07 1996-12-17 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの冷却装置
FR2751694B1 (fr) 1996-07-25 1998-09-04 Snecma Agencement et procede de reglage de diametre d'anneau de stator
FR2766232B1 (fr) * 1997-07-18 1999-08-20 Snecma Dispositif de refroidissement ou d'echauffement d'un carter circulaire
JP3073468B2 (ja) 1997-08-26 2000-08-07 三菱重工業株式会社 蒸気冷却式ガスタービン複合プラント及びその運転制御方法
US6431824B2 (en) * 1999-10-01 2002-08-13 General Electric Company Turbine nozzle stage having thermocouple guide tube
FR2804882B1 (fr) * 2000-02-11 2002-05-10 Air Liquide Procede de compression d'air atmospherique
US6389793B1 (en) 2000-04-19 2002-05-21 General Electric Company Combustion turbine cooling media supply system and related method
US6357221B1 (en) * 2000-07-21 2002-03-19 General Electric Company Ventilation for an enclosure of a gas turbine and related method
US6379108B1 (en) 2000-08-08 2002-04-30 General Electric Company Controlling a rabbet load and air/oil seal temperatures in a turbine
US6435823B1 (en) * 2000-12-08 2002-08-20 General Electric Company Bucket tip clearance control system
US6454529B1 (en) * 2001-03-23 2002-09-24 General Electric Company Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances
US6487491B1 (en) * 2001-11-21 2002-11-26 United Technologies Corporation System and method of controlling clearance between turbine engine blades and case based on engine components thermal growth model
JP4040556B2 (ja) 2003-09-04 2008-01-30 株式会社日立製作所 ガスタービン設備及び冷却空気供給方法
US6997673B2 (en) * 2003-12-11 2006-02-14 Honeywell International, Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
US7293953B2 (en) * 2005-11-15 2007-11-13 General Electric Company Integrated turbine sealing air and active clearance control system and method
US7837429B2 (en) * 2006-10-12 2010-11-23 General Electric Company Predictive model based control system for heavy duty gas turbines
US8801370B2 (en) * 2006-10-12 2014-08-12 General Electric Company Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbines
US7914254B2 (en) * 2007-02-13 2011-03-29 General Electric Company Integrated support/thermocouple housing for impingement cooling manifolds and cooling method

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63154806A (ja) * 1986-12-19 1988-06-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 回転機械の翼端間隙調節装置
JPH04301102A (ja) * 1990-12-21 1992-10-23 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンの間隙制御装置
US5399066A (en) * 1993-09-30 1995-03-21 General Electric Company Integral clearance control impingement manifold and environmental shield
US6615588B2 (en) 2000-12-22 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Arrangement for using a plate shaped element with through-openings for cooling a component

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