KR20010014988A - 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법 및가스 터빈용 노즐 - Google Patents

터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법 및가스 터빈용 노즐 Download PDF

Info

Publication number
KR20010014988A
KR20010014988A KR1020000029915A KR20000029915A KR20010014988A KR 20010014988 A KR20010014988 A KR 20010014988A KR 1020000029915 A KR1020000029915 A KR 1020000029915A KR 20000029915 A KR20000029915 A KR 20000029915A KR 20010014988 A KR20010014988 A KR 20010014988A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
rod
airfoil
nozzles
outer ring
ring segment
Prior art date
Application number
KR1020000029915A
Other languages
English (en)
Inventor
장호일
잇젤게리마이클
유유펑필립
Original Assignee
제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹
제너럴 일렉트릭 캄파니
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹, 제너럴 일렉트릭 캄파니 filed Critical 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹
Publication of KR20010014988A publication Critical patent/KR20010014988A/ko

Links

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49323—Assembling fluid flow directing devices, e.g., stators, diaphragms, nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

변경방향 내부 및 외부 링 세그먼트(16, 14) 사이로 연장되는 다수의 고정 에어포일(12)을 포함하는 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법은 ① 상기 다수의 에어포일의 각각내에 적어도 하나의 반경방향 통로를 제공하는 단계와, ② 상기 반경방향 내부 및 외부 링 세그먼트 사이로 연장되고 상기 로드의 하나의 단부를 상기 내부 및 외부 링중 하나에 고정시키는 로드(56)를 상기 반경방향 통로내에 설치하는 단계와, ③ 상기 내부 및 외부 링 세그먼트 사이의 상기 에어포일을 압축하도록 상기 로드(56)를 프리로딩하는 단계를 포함한다.

Description

터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법 및 가스 터빈용 노즐{PRE-STRESSED/PRE-COMPRESSED GAS TURBINE NOZZLE}
본 발명은 예를 들면 발전소용의 육상용 또는 산업용 가스 터빈에 관한 것이며, 특히 기계적 노즐 에어포일 프리로딩 장치에 관한 것이다.
저 사이클 피로(low cycle fatigue ; LCF)는 개선된 산업 가스 터빈 노즐에 있어서 주요 수명 제한 악화 모드중 하나이다. 이러한 저 사이클 피로는 가스 터빈 시동, 작동 및 정지 사이클과 관련된 사이클, 열 및 기계적 로드에 의해 야기된다. 일반적으로 LCF 수명상의 사이클 모드의 효과는 "스트레인 A-비(strain A-ratio)"와, 다른 사항중에서 스트레인을 의미하는 것으로 선택되는 비로서 다양하다. 주기적인 로드의 수정 레벨에 있어서, 최고의 손상 LCF 사이클은 통상 압축시 보유 주기를 포함한 하나이며, 통상적으로 -1의 LCF 스트레인 A-비로서 공지되어 있다. 대조적으로, 최소의 손상 LCF 사이클은 제로 스트레인에서 보유 주기 또는 +1의 LCF 스트레인 A-비를 포함한 하나이다. 문제는 LCF 수명 한계에서 노즐에 대한 주요한 LCF 조건이 통상 저 수명이여서 -1의 스트레인 A-비를 야기시킨다는 것이다.
과거에, 노즐에 있어서 LCF 수명 개선은 LCF 응력 및 온도를 감소시키기 위해 설계 최적화와, 개선된 LCF 성능을 가진 새로운 재료 선택과 같은 종래의 접근방법을 생각하였다. 그러나, 점화 온도를 증가시키는 최근의 가스 터빈 산업의 넓은 경향과 보다 효율적인 노즐 냉각 계획에 따라서, 노즐 설계 응력 및 온도는 최근에 유동한 가장강한 재료의 한계를 종종 초과한다.
본 발명은 수명 임계 위치에서 스트레인 A-비가 -1에서 +1로 변동되게 하여 LCF 수명이 보다 높게 되도록 노즐을 프리스트레인시킴으로써 LCF 수명 문제에 접근한다. 예시적인 실시예에 있어서, OEM 설치가능성 기계적 장치는 LCF 로드를 카운터하도록 노즐을 프리스트레인시키도록 설계되며, 이에 의해 종래의 노즐의 유용한 재료 한계를 초과하여 그 서비스 수명이 연장된다. 보다 상세하게, 프리로딩 로드는 노즐의 각 베인 또는 에어포일을 통해 삽입되며, 일 단부, 바람직하게 반경방향 내부 단부에 고정된다. 로드의 외부 나사형 표면에 결합하는 나사 너트의 형태일 수 있는 프리로딩 장치는 노즐 커버의 외부에서 로드 상에 하방으로 체결되어 압축시 에어포일을 위치시킨다. 소망하는 프리로드를 성취하기 위해 너트가 체결된 후에, 로드는 노즐의 반경방향 외부 커버에 용접되어 프리로드를 고정할 수 있다. 바람직하게, 로드는 이것이 에어포일내의 최상의 수명 임계 위치이기 때문에 에어포일의 전연을 따라 위치된다. 그러나, 장점을 고려하여, 추가적인 로드는 에어포일내의 다른 위치에 부가될 수 있다.
따라서, 본 발명은 변경방향 내부 및 외부 링 세그먼트 사이로 연장되는 다수의 고정 에어포일을 포함하는 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법에 있어서, ① 상기 다수의 에어포일의 각각내에 적어도 하나의 반경방향 통로를 제공하는 단계와, ② 상기 반경방향 내부 및 외부 링 세그먼트 사이로 연장되고 상기 로드의 하나의 단부를 상기 내부 및 외부 링중 하나에 고정시키는 로드를 상기 반경방향 통로내에 설치하는 단계와, ③ 상기 내부 및 외부 링 세그먼트 사이의 상기 에어포일을 압축하도록 상기 로드를 프리로딩하는 단계를 포함하는 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법을 제공한다.
또한, 본 발명은 가스 터빈용 노즐에 있어서, 반경방향 내부 링 세그먼트와 외부 링 세그먼트 사이로 연장되는 다수의 에어포일을 포함하며, 각 에어포일은 압축시 상기 에어포일을 프리로딩하기 위한 수단을 구비하는 가스 터빈용 노즐을 제공한다.
도 1은 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 기계적 프리로딩 장치를 도시하는 노즐 베인의 부분 횡단면도,
도 2는 도 1의 전연 캐비티의 확대 횡단면도.
〈도면의 주요부분에 대한 부호의 설명〉
10 : 노즐 세그먼트 12 : 베인 또는 에어포일
14 : 외부 벽 16 : 내부 벽
18 : 전연 20 : 후연
24, 26, 28, 30 : 캐비티 42 : 증기 입구
44 : 증기 출구
도 1을 참조하면, 원주방향으로 이격되어 배열된 다수의 노즐 세그먼트중 하나를 형성하며 터빈 스테이지를 형성하는 노즐 세그먼트(일괄적으로 참조부호 10으로 표시함)의 단면도가 도시되어 있다. 각각의 세그먼트(10)는 베인 에어포일(12)과, 각기 반경방향으로 이격된 외부 및 내부 벽(14, 16)을 포함한다. 외부 및 내부 벽은 베인(12)은 터빈 스테이지의 노즐을 통해 환형 고온 가스 경로를 베인(12)과 함께 규정하는 원주방향으로 연장되는 중공 링 세그먼트의 형태이다. 노즐 세그먼트(10)의 특정 배열에 있어서, 반경방향 외부 벽 도는 커버(14)는 베인 및 반경방향 내부 벽을 구조적으로 지지하는 터빈의 쉘(도시하지 않음)에 의해 지지된다. 노즐 세그먼트(10)는 노즐 스테이지를 중심으로서 서로 밀봉되어 있다. 베인 또는 에어포일(12)은 각 외부 및 내부 벽(14, 16) 사이에서 베인의 길이를 따라 반경방향으로 연장되는 다수의 캐비티를 포함하며, 상기 캐비티는 전연(18)으로부터 후연(20)까지 하나가 다른 하나 뒤에서 순차적으로 이격되어 있다. 전연으로부터 후연까지, 캐비티는 전연 캐비티(22), 4개의 연속적인 중간 캐비티(24, 26, 28, 30), 한쌍의 중간 캐비티(32, 34) 및 후연 캐비티(36)를 포함한다. 단면으로 도시한 캐비티를 규정하는 벽은 베인(12)의 가압측벽과 부압측벽 사이로 연장된다. 이러한 배열은 벽(38)에 대해서 도 2에서 명확하다.
파이프 또는 튜브(40)는 중간 쌍의 캐비티(32, 34)로 냉각 중기를 공급하기 위해 외부 벽(14)을 통해 연장되는 증기 입구(42)에 연결된다. 증기 출구(44)는 중간 캐비티(24, 26, 28, 30)로부터의 사용한 냉각 증기를 수납하기 위해 외부 벽(14)을 통해 제공된다. 전연 캐비티(22) 및 후연 캐비티(36)의 각각은 각기 개별 공기 입구(46, 48)를 갖고 있다.
다수의 횡단 개구(52)를 구비하는 인서트 슬리브(50)는 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이 전연 캐비티(22)에 제공되고 그 내부 벽으로부터 이격되어 있다. 입구(46)를 통해 유동하는 공기는 슬리브(52)내로 유동하고, 전연(18)을 충돌포집 냉각시키기 위해서 개구(52)를 통해 측방향 외측으로 유동한다. 다음에, 후충돌포집 냉각 공기는 도 2에 도시된 바와 같이 구멍(54)을 통해 외측으로 유동하며, 상기 구멍은 전연(18)의 길이를 따라서 하나가 다른 하나로부터 그리고 하나가 다른 하나로부터 횡방향으로 이격되어 있다. 캐비티(24, 26, 28, 30, 32, 34)는 본 발명의 목적으로 위해서 더 기술할 필요가 없는 유사한 인서트 슬리브를 갖고 있다. 냉각 회로의 다른 상세한 설명은 1999년 5월 10일자로 출원한 미국 특허 출원 제 호(대리인 서류 번호 839-566)에 개시되어 있다. 그러나, 이해할 수 있는 바와 같이, 본 발명은 다른 노즐 설계에 적용가능하다. 즉, 상술한 특정 예시적인 노즐 형태로 제한되지 않는다.
프리로딩 로드(56)(바람직하게 고강도 강철)는 반경방향 외부 벽 또는 커버(14)의 상부 표면과, 하부 또는 반경방향 내부 벽(16)의 하부 표면 사이로 연장되는 로딩 에지 캐비티(22)내의 슬리브(50)를 통해 삽입된다. 로드(56)는 참조부호(60)에서와 같이 내부 벽(16)의 하부 표면(58)에 용접된다. 로드는 벽(16)을 통해 그리고 슬리브(50)를 통해 상방으로 연장되어 반경방향 외부 벽 또는 커버(14)로부터 빠져나오고, 나사형 자유 단부는 커버의 상부 표면상으로 돌출한다. 나사형 너트(62)(또는 모든 종래의 프리로드 장치)의 형태를 취할 수 있는 프리로딩 장치는 커버를 향해 하방으로 체결되어 압축 프리로드를 에어포일 또는 베인(12)에 가한다. 프리로드가 가해진 후에, 로드는 참조부호(64)의 용접부에 의해 상부 단부에 고정될 수 있다.
에어포일(12)의 전연(18)은 가장 임계적인 한계수명 영역이기 때문에, 로드는 전연 캐비티(22)내에 가장 효율적으로 위치되지만, 다중 로드는 필요하다면 나머지 캐비티중 하나 이상에 이용될 수 있다. 노즐의 에어포일을 이렇게 프리스트레인시킴으로써, 수명의 임계적인 전연 위치에서 스트레인 A-비는 -1에서 +1로 변동되며, 그 결과 종래의 비프리스트레인 노즐에 있어서 LCF 수명이 개선된다. 이러한 시험은 스트레인 A-비가 -1에서 +1로 변할 때 저 사이클 피로가 적어도 2의 인자로 개선될 수 있는 것을 증명한다.
본 발명이 가장 실제적이고 바람직한 실시예를 고려하여 설명하였지만, 본 발명은 개시된 실시예에 의해 제한되지 않으며, 본 발명의 다양한 수정 및 이와 동등한 변경은 첨부된 특허청구범위의 정신 및 영역내에 포함된다.
본 발명에 따르면, OEM 설치가능성 기계적 장치는 LCF 로드를 카운터하도록 노즐을 프리스트레인시키도록 설계되며, 이에 의해 종래의 노즐의 유용한 재료 한계를 초과하여 그 서비스 수명이 연장되어서, 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 효과가 있다.

Claims (13)

  1. 변경방향 내부 및 외부 링 세그먼트(16, 14) 사이로 연장되는 다수의 고정 에어포일(12)을 포함하는 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법에 있어서,
    ① 상기 다수의 에어포일의 각각내에 적어도 하나의 반경방향 통로를 제공하는 단계와,
    ② 상기 반경방향 내부 및 외부 링 세그먼트 사이로 연장되고 상기 로드의 하나의 단부를 상기 내부 및 외부 링중 하나에 고정시키는 로드(56)를 상기 반경방향 통로내에 설치하는 단계와,
    ③ 상기 내부 및 외부 링 세그먼트 사이의 상기 에어포일을 압축하도록 상기 로드(56)를 프리로딩하는 단계를 포함하는
    터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 단계 ② 동안에, 상기 로드(56)의 하부 단부는 상기 내부 링 세그먼트(16)에 고정되며, 상기 로드(56)의 자유 단부는 상기 에어포일을 통해 그리고 상기 외부 링 세그먼트(14)를 통해 반경방향으로 연장되고, 상기 로드(56)와 너트(62)가 나사식으로 결합되고 상기 외부 링 세그먼트에 대해 상기 너트는 체결되며, 이에 의해 압축시에 상기 에어포일(12)을 프리로딩시키는
    터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 너트(62)가 체결된 후에, 상기 로드는 외부 링 세그먼트(14)에 용접되는
    터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 단계 ①, ② 및 ③이 노즐에서 각 에어포일에 대해 반복되는
    터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    제 1 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 반경방향 통로(22)내에 슬리브(50)가 위치되며, 상기 로드(56)는 상기 슬리브를 통해 연장되는
    터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 반경방향 통로(22)는 상기 노즐(10)의 전연(18)을 따라 위치되는
    터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 반경방향 통로(22)가 냉각 통로를 포함하는
    터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법.
  8. 가스 터빈용 노즐에 있어서,
    반경방향 내부 링 세그먼트(16)와 외부 링 세그먼트(14) 사이로 연장되는 다수의 에어포일(12)을 포함하며, 각 에어포일(12)은 압축시 상기 에어포일(12)을 프리로딩하기 위한 수단(56, 62)을 구비하는
    가스 터빈용 노즐.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 각 에어포일(12)이 상기 내부 링 세그먼트(16)와 외부 링 세그먼트(14) 사이로 실질적으로 연장되는 적어도 하나의 반경방향 통로(22)를 구비하며, 상기 에어포일을 프리로딩하기 위한 상기 수단이 상기 반경방향 통로를 통해 연장되는 로드를 포함하는
    가스 터빈용 노즐.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 반경방향 통로가 상기 에어포일의 전연을 따라 연장되는
    가스 터빈용 노즐.
  11. 제 9 항에 있어서,
    상기 로드가 상기 반경방향 내부 링 세그먼트에 고정되며, 상기 프리로딩이 상기 반경방향 외부 링 세그먼트에 가해지는
    가스 터빈용 노즐.
  12. 가스 터빈용 노즐에 있어서,
    반경방향 내부 링 세그먼트와 외부 링 세그먼트 사이로 연장되는 다수의 에어포일을 포함하며, 각 에어포일이 이를 통해 반경방향으로 연장되는 프리로딩 로드를 구비하며, 상기 프리로딩 로드의 일 단부는 상기 반경방향 내부 및 외부 링 세그먼트중 하나에 고정되며, 상기 프리로딩 로드의 대향 나사 자유 단부는 나사 너트에 의해 결합되며, 상기 에어포일은 압축하에 있어서 상기 나사 너트로부터 상기 반경방향 외부 링 세그먼트를 향해 하방으로 체결되는
    가스 터빈용 노즐.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 프리로딩 로드는 상기 에어포일의 전연을 따라 반경방향으로 연장되는
    가스 터빈용 노즐.
KR1020000029915A 1999-07-16 2000-06-01 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법 및가스 터빈용 노즐 KR20010014988A (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US35433699A 1999-07-16 1999-07-16
US09/354,336 1999-07-16

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20010014988A true KR20010014988A (ko) 2001-02-26

Family

ID=23392859

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020000029915A KR20010014988A (ko) 1999-07-16 2000-06-01 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법 및가스 터빈용 노즐

Country Status (6)

Country Link
US (1) US6402463B2 (ko)
EP (1) EP1069281B1 (ko)
JP (1) JP4738567B2 (ko)
KR (1) KR20010014988A (ko)
AT (1) ATE300664T1 (ko)
DE (1) DE60021487T2 (ko)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10217388A1 (de) * 2002-04-18 2003-10-30 Siemens Ag Luft- und dampfgekühlte Plattform einer Turbinenschaufel
US7090393B2 (en) * 2002-12-13 2006-08-15 General Electric Company Using thermal imaging to prevent loss of steam turbine efficiency by detecting and correcting inadequate insulation at turbine startup
US6742984B1 (en) 2003-05-19 2004-06-01 General Electric Company Divided insert for steam cooled nozzles and method for supporting and separating divided insert
US7857580B1 (en) * 2006-09-15 2010-12-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with end-wall leading edge cooling
US8197210B1 (en) * 2007-09-07 2012-06-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with leading edge insert
EP2626519A1 (en) * 2012-02-09 2013-08-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine
CN103306742B (zh) * 2012-03-13 2015-10-28 马重芳 冷却燃气轮机叶片的方法
US20140053403A1 (en) * 2012-08-22 2014-02-27 General Electric Company Method for extending an original service life of gas turbine components
US11415006B2 (en) * 2020-09-17 2022-08-16 Raytheon Technologies Corporation CMC vane with support spar and baffle

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1075910A (en) * 1966-04-04 1967-07-19 Rolls Royce Improvements in or relating to blades for mounting in fluid flow ducts
GB1187978A (en) * 1966-10-01 1970-04-15 Plessey Co Ltd Improvements in or relating to Gas-Turbine Rotors.
US3844728A (en) * 1968-03-20 1974-10-29 United Aircraft Corp Gas contacting element leading edge and trailing edge insert
GB1290134A (ko) * 1970-01-23 1972-09-20
US3741681A (en) * 1971-05-28 1973-06-26 Westinghouse Electric Corp Hollow turbine rotor assembly
US4314794A (en) * 1979-10-25 1982-02-09 Westinghouse Electric Corp. Transpiration cooled blade for a gas turbine engine
DE3110098C2 (de) * 1981-03-16 1983-03-17 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenleitschaufel für Gasturbinentriebwerke
JPS58161103A (ja) * 1982-03-19 1983-09-24 Matsushita Electric Ind Co Ltd 磁石式消去ヘツド装置の製造方法
GB2121115A (en) * 1982-06-03 1983-12-14 Rolls Royce Aerofoil vane assembly
DE3539903A1 (de) * 1985-11-11 1987-05-14 Kloeckner Humboldt Deutz Ag Gasturbine mit einem keramischen laufrad
JPS6380004A (ja) * 1986-09-22 1988-04-11 Hitachi Ltd ガスタ−ビン静翼
JPS63223302A (ja) * 1987-03-13 1988-09-16 Hitachi Ltd ガスタ−ビン用セラミツク静翼
US4987736A (en) * 1988-12-14 1991-01-29 General Electric Company Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield
US5076049A (en) * 1990-04-02 1991-12-31 General Electric Company Pretensioned frame
JP2984767B2 (ja) * 1990-11-29 1999-11-29 株式会社日立製作所 セラミック静翼
JPH05156901A (ja) * 1991-12-02 1993-06-22 Hitachi Ltd ガスタービン冷却静翼
US6000906A (en) * 1997-09-12 1999-12-14 Alliedsignal Inc. Ceramic airfoil
US6164903A (en) * 1998-12-22 2000-12-26 United Technologies Corporation Turbine vane mounting arrangement

Also Published As

Publication number Publication date
DE60021487D1 (de) 2005-09-01
US20010018019A1 (en) 2001-08-30
US6402463B2 (en) 2002-06-11
JP4738567B2 (ja) 2011-08-03
ATE300664T1 (de) 2005-08-15
JP2001041003A (ja) 2001-02-13
EP1069281A2 (en) 2001-01-17
EP1069281B1 (en) 2005-07-27
DE60021487T2 (de) 2006-05-18
EP1069281A3 (en) 2002-12-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8128353B2 (en) Method and apparatus for matching the thermal mass and stiffness of bolted split rings
EP1239121B1 (en) An air-cooled gas turbine exhaust casing
US6796765B2 (en) Methods and apparatus for assembling gas turbine engine struts
US8523525B2 (en) Snubber assembly for turbine blades
KR100405881B1 (ko) 로터조립체용슈라우드와,가스터빈로터조립체용슈라우드및현수장치
US8105023B2 (en) Steam turbine
JP5765918B2 (ja) 軸流ターボ機械のためのロータ及びロータのための動翼
RU2567479C2 (ru) Устройство сегмента горячих газов
US10012084B2 (en) Gas turbine rotor sealing band arrangement having a friction welded pin element
US5181826A (en) Attenuating shroud support
JP2002089842A (ja) ガスタービン及びその補修方法
TWI600824B (zh) 用於構形替換葉片以作為軸流式渦輪機之舊葉片的替換零件之方法、燃氣渦輪機用之轉子葉片及定子葉片、燃氣渦輪機、及具有葉面之壓縮機葉片
JP2014185633A (ja) ターボ機械の冷却が改善された移行ダクト
KR20010014988A (ko) 터빈 노즐의 저 사이클 피로 수명을 증가시키는 방법 및가스 터빈용 노즐
US20130125559A1 (en) Gas turbine engine comprising a tension stud
US20110286851A1 (en) Guide blade arrangement for an axial turbo-machine
CN112943376A (zh) 用于涡轮机转子叶片的阻尼器堆叠
US20080050226A1 (en) Methods and apparatus for fabricating a rotor for a steam turbine
EP2276912B1 (en) Rotary machine
JP2004028096A (ja) ガスタービン段のノズル用の簡易支持装置
JPH04334702A (ja) 蒸気タービンおよびその改良方法
WO2017184138A1 (en) Preloaded snubber assembly for turbine blades
US11391166B2 (en) Dovetail slot for use with rotor assemblies
JPH04269303A (ja) 蒸気タービン
KR20150020102A (ko) 터보 기계용 로터 샤프트

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application