KR20020021591A - 다단 터빈 그리고 전방 및 후방 휠공간 정화 방법 - Google Patents

다단 터빈 그리고 전방 및 후방 휠공간 정화 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20020021591A
KR20020021591A KR1020010025729A KR20010025729A KR20020021591A KR 20020021591 A KR20020021591 A KR 20020021591A KR 1020010025729 A KR1020010025729 A KR 1020010025729A KR 20010025729 A KR20010025729 A KR 20010025729A KR 20020021591 A KR20020021591 A KR 20020021591A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
turbine
wheel
stage
buckets
space
Prior art date
Application number
KR1020010025729A
Other languages
English (en)
Inventor
레원살알버트
엘드리드사쉐버럴퀀틴
루프더글라스아서
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 KR20020021591A publication Critical patent/KR20020021591A/ko

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • 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
    • 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

Abstract

적어도 하나의 터빈 휠이 일 열의 버킷을 회전가능하게 지지하고, 상기 터빈 휠이 제 1 및 제 2 환형 고정 노즐 어레이 사이에 축방향으로 위치되는 다단 터빈에 있어서, 터빈 휠과 제 2 환형 고정 노즐 어레이 사이의 휠공간(wheelspace)을 정화하기 위한 냉각 공기 회로는 터빈 휠과 제 1 환형 고정 노즐 어레이 사이의 휠공간과 터빈 휠과 제 2 환형 고정 노즐 어레이 사이의 휠공간을 연결하는 한개 이상의 버킷의 섕크(shank) 부분을 관통하는 유로를 포함한다.

Description

다단 터빈 그리고 전방 및 후방 휠공간 정화 방법{STAGE 3 BUCKET SHANK BYPASS HOLES AND RELATED METHOD}
본 발명은 터보기계(turbomachinery)용 냉각 회로에 관한 것으로, 특히 냉각 공기를 가스 터빈의 스테이지 4 노즐 휠공간으로 이송하는 냉각 회로에 관한 것이다.
일반적으로 다단 터빈은 축방향으로 이격되고, 터빈 로터에 고정되었으며, 로터와 회전하도록 휠 허브를 중심으로 장착된 버킷 또는 블레이드를 구비하는 회전가능한 휠을 포함한다. 이 휠은 고정된 환형의 정지 노즐 에레이와 반경방향으로 정렬되는 스페이서 휠에 의해 로터상에 축방향으로 이격된다. 버킷 또는 블레이드의 각각의 열은 터빈 "스테이지(stage)"를 형성하여, 예를 들면 4 스테이지 터빈의 경우 스테이지 1은 터빈 연소기에 가장 근접하고, 스테이지 4는 연소기로부터 가장 멀리 위치한다.
진보된 다단 가스 터빈은 공냉되고, 증기 냉각되거나, 또는 공냉 및 증기 냉각된다. 일 실시예에 있어서, 스테이지 1 및 2는 증기 냉각되고; 스테이지 3은 공냉되며; 스테이지 4는 냉각되지 않은채 남게된다. 이러한 구성에 있어서, 스테이지 4 노즐 휠공간, 즉 노즐 블레이드의 반경방향 내측 영역내의 스테이지 4 노즐의 대향 측면상에 위치된 공간을 정화할 필요가 있다. 따라서 이들 스테이지 4 노즐 휠공간은 스테이지 3 후방 휠공간(stage 3 aft wheelspace)(3AWS) 및 스테이지 4 전방 휠공간(4FWS)으로 공지되어 있다.
스테이지 4 노즐 휠공간의 적절한 냉각 또는 정화는 정화 공기의 적절한 유출을 보장하도록 보다 높은 고압원으로부터의 공기를 필요로 하며, 따라서 고온 연소 가스가 휠공간내로 흡입되는 것을 방지한다. 고온의 휠공간은 터빈 휠 및 스페이서의 수명을 감소시키며, 따라서 고온 연소 가스가 그들 영역내로 흡입을 방지할 필요가 있다.
해결되어야 하는 특정한 문제점은 최소 사이클 실행 악조건에서 냉각 또는 정화 공기를 스테이지 4 노즐 휠공간으로 이송해야 한다는 것이다. 일반적으로, 공기는 노즐을 통해 노즐 전방 휠공간내로 배출되도록 이송된다. 이들 공기중 일부는 중간 시일(interstage seal)을 통해 유동하여 노즐 후방 휠공간을 정화시킨다. 이러한 구성을 위한 다른 해결책은 로터 공기중 일부를 그들 휠공간내로 취출시키는 것일 수 있다. 그러나, 터빈 로터에 의해 사용된 공기는 휠공간을 정화시키기에 필요한 것보다 높은 압축기 스테이지로부터 취해져, 실제적인 실행 악조건을 가져온다.
진보된 기계 로터 증기 이송 시스템의 복잡성에 따른 스테이지 3 버킷은 스테이지 3 노즐을 통해 이송된 압축기 중간단 추출 공기를 사용해 냉각된다. 이 이송 시스템의 특성에 따라서, 스테이지 3 전방 휠공간(3FWS)은 과도한 유동을 갖는다. 또한 가스 터빈 유로의 특성에 따라 스테이지 3 전방 휠공간(3FWS)은 스테이지 3AWS보다 고압이다. 따라서 상류 또는 스테이지 3FWS에서 이용할 수 있는 추가적인 유동 및 압력을 사용하여 스테이지 4 노즐 휠공간(3AWS 및 4FWS)을 정화 또는 냉각시키는 것이 바람직할 수 있다.
본 발명은 터빈 로터 휠공간을 정화하고 터빈 버킷을 냉각시키기 위해 요구되는 이차 유동의 전체적인 양을 감소시키며, 따라서 가스 터빈 효율을 향상시킨다. 이러한 것은 스테이지 3AWS 및 스테이지 4FWS를 냉각 및 정화시키도록 스테이지 3FWS로부터 시일 누출 공기를 사용해 상기 누출 공기를 스테이지 3 버킷을 경유해 안내함으로써 달성된다. 이 시스템은 간략화된 스테이지 4 노즐이 가능하도록 하고 고정자 디자인을 둘러싸는 추가적인 장점을 가지는데, 이는 인접한 스테이지 4 휠공간을 정화하기 위해 공기가 노즐을 통해 통과될 필요가 없기 때문이다.
예시적인 실시예에 있어서, 본 발명은 스테이지 3 버킷 전방 및 후방 커버판(스커트)을 관통한 구멍을 추가하여 측정된 공기량이 버킷 섕크를 통해 버킷 후방 휠공간(3AWS)으로 유동하도록 하여 3AWS 휠공간 냉각을 제공한다. 그런 후 이 공기는 스테이지 4 노즐 중간 시일을 통과해 유동하여 4FWS를 정화시킨다. 버킷 섕크내의 바이패스 구멍은 3FWS로부터 3AWS내로 정확하고 제어가능한 공기유동을 가능하게 한다. 바이패스 구멍이 제공된 스테이지 3 버킷의 개수는 냉각 조건에 좌우됨을 알 수 있다.
따라서 보다 넓은 실시예에 있어서, 본 발명은 적어도 하나의 터빈 휠이 일 열의 버킷을 회전가능하게 지지하고, 상기 터빈 휠이 제 1 및 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이 사이에 축방향으로 위치되는 다단 터빈에 관한 것으로, 제 1 환형의 고정된 노즐 어레이와 터빈 휠 사이의 휠공간을 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이와 터빈 휠 사이의 휠공간과 연결시키는 하나 또는 그 이상의 버킷의 섕크부를 관통하는 유로를 구비하는 냉각 공기 회로를 포함하며, 상기 냉각 공기 회로는 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이와 터빈 휠 사이의 휠공간을 정화시킨다.
다른 실시예에 있어서, 본 발명은 터빈 로터에 장착된 전방 및 후방 터빈 휠 사이에 축방향으로 위치된 다이어프램상에 고정된 노즐 어레이의 대향 측면상의 전방 및 후방 휠공간을 정화하는 방법에 관한 것으로, 상기 고정된 노즐 어레이는 제 1 시일 세그먼트가 제공된 다이어프램에 지지되고, 전방 및 후방 터빈 휠 사이의 스페이서 휠과 반경방향 정렬되는, 상기 정화 방법은 ⓐ 가압된 공기를 전방 터빈 휠의 휠공간 전방에 공급하는 단계와, ⓑ 상기 전방 터빈 휠을 통해 상기 가압된 공기중 일부를 고정된 노즐 어레이의 일 측면상의 전방 휠공간으로 추출하는 단계와, ⓒ 상기 전방 휠공간내의 공기가 다이어프램과 터빈 로터 사이를 통과해 후방 휠공간내로 유동하도록 하는 단계를 포함한다.
도 1은 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 휠공간(wheelspace) 냉각 장치를 구비하는 가스 터빈 로터 조립체를 관통하는 부분 단면도,
도 2는 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 버킷 섕크의 부분 사시도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
12 : 스테이지 3 터빈 휠 14 : 버킷
22 : 스페이서 휠 32 : 스테이지 3 다이어프램
34 : 스테이지 4 다이어프램 36 : 스테이지 3 노즐
38 : 스테이지 4 노즐
40 : 스테이지 3 전방 휠공간(3FWS)
42 : 휠공간
44 : 스테이지 4 전방 휠공간(4FWS)
도 1을 참조하면, 일 열의 버킷(14)을 장착하는 스테이지 3 터빈 휠(12)과 다른 열의 버킷(18)을 장착하는 스테이지 4 터빈 휠(16)을 포함하는 터빈 로터 조립체(10)의 일부가 도시되어 있다. 터빈 휠(12, 16)은 스페이서 휠(20)에 의해 이격되고, 유사한 스페이서 휠(22)이 스테이지 3 터빈 휠의 전방에 도시되어 있으며, 이 스페이서 휠(22)은 스테이지 3 휠(12)을 스테이지 2 휠(도시되지 않음)과 분리시킨다.
스페이서 휠(20, 22)은 각기 시일 구성요소(24, 26)가 형성되어 있으며, 이시일 구성요소(24, 26)는 스테이지 3 및 4 다이어프램(32, 34)상에 각기 지지되는 시일 구성요소(28, 30)와 협동한다. 또한 다이어프램은 스테이지 3 버킷(14)의 대향 측면상의 스테이지 3 노즐(36)과 스테이지 4 노즐(38)을 지지한다. 스테이지 3 전방 휠공간(stage 3 forward wheelspace)(또는 3FWS)(40)은 일 열의 버킷(14)을 갖는 스테이지 3 휠(12)과 다이어프램(32) 사이에 위치되는 반면, 스테이지 3 후방 휠공간(stage 3 aft wheelspace)(또는 3AWS)는 일 열의 버킷(14)을 갖는 스테이지 3 휠(12)과 스테이지 4 다이어프램(34) 사이에 위치된다. 스테이지 4 전방 휠공간(또는 4FWS)(44)은 일 열의 버킷(18)을 갖는 스테이지 4 휠(16)과 스테이지 4 다이어프램(34) 사이에 위치된다. 3AWS 및 4FWS는 스테이지 4 휠공간을 포함함을 알 수 있다.
일 열의 버킷(14)을 갖는 스테이지 3 터빈 휠(12)은 본 발명에서 특별한 관심대상이다. 각각의 버킷은 각기 버킷 또는 에어포일(14)의 전방측 및 후방측상에 한쌍의 "에인젤 윙(angel wings)"(46, 48)을 가짐을 알 수 있다. 이러한 에인젤 윙은 버킷의 반경방향 내측 단부에 위치되어 버킷과 노즐 사이의 고온 가스 경로와 휠공간 사이에 적어도 부분적인 시일을 형성하게 된다.
전술한 바와 같이, 휠공간(40)(또는 3FWS)내에 과도한 공기 유량이 존재하고, 도 2를 참조하면 이 과도한 유량은 정화 공기를 휠공간(42)으로 공급하도록 사용된다. 특히, 스테이지 3 터빈 휠(12)내의 각각의 버킷(14)은 열장장부촉(dovetail)(52)의 바로 위(또는 반경방향 외측)의 쌍으로 이루어진 "에인젤 윙" 사이에 섕크부(50)를 가지며, 상기 열장장부촉(52)에 의해 버킷은 휠에고정된다. 바이패스 구멍(54)은 한개 또는 그 이상의 버킷의 에인젤 윙(46, 48)과 열장장부촉 사이의 반경방향으로 섕크부(50)내에 형성된다(버킷의 개수는 냉각 필요성에 따라 결정됨). 따라서 구멍(54)은 휠공간(40)내의 공기가 섕크부(50)의 중공 챔버(58)내로 유동하도록 하는 반면, 구멍(56)은 챔버(58)로부터 휠공간(42)으로 공기를 공급한다. 따라서, 휠공간(40)내의 과도한 3FWS 공기는 휠공간(40)내의 3AWS(42)(스테이지 4 노즐 휠공간중 어느 하나)로 유출되어, 결과적으로 시일 요소(24, 28)를 따라서 및 시일 요소(24, 28)를 관통한 누출에 의해 4FWS 또는 스테이지 4 휠공간(44)으로 유동한다.
본 발명이 가장 실제적이고 바람직한 실시예와 관련하여 상술되었지만, 본 발명은 상술된 실시예에 한정되지 않고, 그와 반대로 첨부된 특허청구범위의 정신 및 범위내에서 각종 변형 및 동등한 구성이 가능함을 알 수 있다.
본 발명은 터빈 로터 휠공간을 정화하고 터빈 버킷을 냉각시키기 위해 요구되는 이차 유동의 전체적인 양을 감소시켜 가스 터빈 효율을 향상시킨다. 또한, 간략화된 스테이지 4 노즐이 가능하도록 하고 고정자 디자인을 둘러싸는 장점을 갖는다.

Claims (7)

  1. 적어도 하나의 터빈 휠이 일 열의 버킷을 회전가능하게 지지하고, 상기 터빈 휠이 제 1 및 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이 사이에 축방향으로 위치되는 다단 터빈에 있어서,
    상기 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이와 상기 터빈 휠 사이의 휠공간을 정화하기 위한 냉각 공기 회로는 상기 제 1 환형의 고정된 노즐 어레이와 상기 터빈 휠 사이의 휠공간을 상기 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이와 상기 터빈 휠 사이의 휠공간과 연결시키는 하나 또는 그 이상의 버킷의 섕크부를 관통하는 유로를 포함하는
    다단 터빈.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 하나 또는 그 이상의 버킷의 섕크부는 부분적으로 상기 섕크부내에 중공 챔버를 형성하는 전방벽과 후방벽을 포함하며, 상기 유로는 상기 전방벽내의 적어도 하나의 구멍, 상기 중공 챔버, 및 상기 후방벽내의 적어도 하나의 구멍에 의해 형성되는
    다단 터빈.
  3. 제 1 항에 있어서,
    4개 스테이지를 포함하며, 상기 적어도 하나의 터빈 휠은 스테이지 3 터빈 휠을 포함하는
    다단 터빈.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 유로는 상기 전방벽내에 한쌍의 구멍 및 상기 후방벽내에 한쌍의 구멍을 포함하는
    다단 터빈.
  5. 적어도 하나의 터빈 휠이 일 열의 버킷을 회전가능하게 지지하고, 상기 터빈 휠이 제 1 및 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이 사이에 축방향으로 위치되는 다단 터빈에 있어서,
    하나 또는 그 이상의 버킷을 통해 정화 공기를 터빈 유동 방향으로 터빈 휠의 휠공간 후방에 공급하기 위한 수단을 포함하는
    다단 터빈.
  6. 적어도 하나의 터빈 휠이 일 열의 버킷을 회전가능하게 지지하고, 상기 터빈 휠이 제 1 및 제 2 환형의 고정된 노즐 어레이 사이에 축방향으로 위치되는 다단 터빈에 있어서,
    냉각 회로는 상기 버킷중 적어도 하나의 섕크부를 통과하는 적어도 하나의 냉각 통로를 포함하는
    다단 터빈.
  7. 터빈 로터에 장착된 전방 및 후방 터빈 휠 사이에 축방향으로 위치된 다이어프램상에 고정된 노즐 어레이의 대향 측면상의 전방 및 후방 휠공간을 정화하는 방법으로서, 상기 고정된 노즐 어레이는 제 1 시일 세그먼트가 제공된 다이어프램에 지지되고, 상기 전방 및 후방 터빈 휠 사이의 스페이서 휠과 반경방향 정렬되는, 상기 정화 방법은,
    ⓐ 가압된 공기를 상기 전방 터빈 휠의 휠공간 전방에 공급하는 단계와,
    ⓑ 상기 전방 터빈 휠을 통해 상기 가압된 공기중 일부를 상기 고정된 노즐 어레이의 일 측면상의 전방 휠공간으로 추출하는 단계와,
    ⓒ 상기 전방 휠공간내의 공기가 상기 다이어프램과 상기 터빈 로터 사이를 통과해 상기 후방 휠공간내로 유동하도록 하는 단계를 포함하는
    전방 및 후방 휠공간 정화 방법.
KR1020010025729A 2000-09-15 2001-05-11 다단 터빈 그리고 전방 및 후방 휠공간 정화 방법 KR20020021591A (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US09/662,780 US6428270B1 (en) 2000-09-15 2000-09-15 Stage 3 bucket shank bypass holes and related method
US09/662,780 2000-09-15

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20020021591A true KR20020021591A (ko) 2002-03-21

Family

ID=24659187

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020010025729A KR20020021591A (ko) 2000-09-15 2001-05-11 다단 터빈 그리고 전방 및 후방 휠공간 정화 방법

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6428270B1 (ko)
EP (1) EP1188901A3 (ko)
JP (1) JP2002106303A (ko)
KR (1) KR20020021591A (ko)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6827554B2 (en) * 2003-02-25 2004-12-07 General Electric Company Axial entry turbine bucket dovetail with integral anti-rotation key
US6923616B2 (en) * 2003-09-02 2005-08-02 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US6960060B2 (en) * 2003-11-20 2005-11-01 General Electric Company Dual coolant turbine blade
US7189063B2 (en) * 2004-09-02 2007-03-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US7540709B1 (en) 2005-10-20 2009-06-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Box rim cavity for a gas turbine engine
US7334983B2 (en) * 2005-10-27 2008-02-26 United Technologies Corporation Integrated bladed fluid seal
JP4764219B2 (ja) * 2006-03-17 2011-08-31 三菱重工業株式会社 ガスタービンのシール構造
US8038405B2 (en) * 2008-07-08 2011-10-18 General Electric Company Spring seal for turbine dovetail
US8096772B2 (en) * 2009-03-20 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels within the inner endwall
US8540486B2 (en) * 2010-03-22 2013-09-24 General Electric Company Apparatus for cooling a bucket assembly
US8893507B2 (en) 2011-11-04 2014-11-25 General Electric Company Method for controlling gas turbine rotor temperature during periods of extended downtime
US10180067B2 (en) * 2012-05-31 2019-01-15 United Technologies Corporation Mate face cooling holes for gas turbine engine component
US9243500B2 (en) 2012-06-29 2016-01-26 United Technologies Corporation Turbine blade platform with U-channel cooling holes
US9702261B2 (en) 2013-12-06 2017-07-11 General Electric Company Steam turbine and methods of assembling the same
US9771816B2 (en) 2014-05-07 2017-09-26 General Electric Company Blade cooling circuit feed duct, exhaust duct, and related cooling structure
US9638045B2 (en) * 2014-05-28 2017-05-02 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US9719363B2 (en) 2014-06-06 2017-08-01 United Technologies Corporation Segmented rim seal spacer for a gas turbine engine
US9909436B2 (en) 2015-07-16 2018-03-06 General Electric Company Cooling structure for stationary blade
US11162432B2 (en) 2019-09-19 2021-11-02 General Electric Company Integrated nozzle and diaphragm with optimized internal vane thickness
US11085374B2 (en) 2019-12-03 2021-08-10 General Electric Company Impingement insert with spring element for hot gas path component

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1819864A (en) * 1930-03-24 1931-08-18 Gen Electric Elastic fluid turbine
NL92044C (ko) * 1953-07-06
US3842595A (en) * 1972-12-26 1974-10-22 Gen Electric Modular gas turbine engine
GB2057573A (en) * 1979-08-30 1981-04-01 Rolls Royce Turbine rotor assembly
JPS58135304A (ja) * 1982-02-08 1983-08-11 Toshiba Corp 蒸気タ−ビン
US4820116A (en) * 1987-09-18 1989-04-11 United Technologies Corporation Turbine cooling for gas turbine engine
US4884950A (en) * 1988-09-06 1989-12-05 United Technologies Corporation Segmented interstage seal assembly
WO1996006266A1 (en) * 1994-08-24 1996-02-29 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine blade with cooled platform
JP3149774B2 (ja) * 1996-03-19 2001-03-26 株式会社日立製作所 ガスタービンロータ
DE19705442A1 (de) * 1997-02-13 1998-08-20 Bmw Rolls Royce Gmbh Turbinen-Laufradscheibe mit Kühlluftkanälen

Also Published As

Publication number Publication date
EP1188901A2 (en) 2002-03-20
EP1188901A3 (en) 2003-07-23
US6428270B1 (en) 2002-08-06
JP2002106303A (ja) 2002-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20020021591A (ko) 다단 터빈 그리고 전방 및 후방 휠공간 정화 방법
CN106545365B (zh) 喷嘴节段、喷嘴组件和燃气涡轮发动机
US4292008A (en) Gas turbine cooling systems
US8087249B2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
US8147178B2 (en) Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
US4173120A (en) Turbine nozzle and rotor cooling systems
JP4644465B2 (ja) 分割流式タービンノズル
EP0698724B1 (en) Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge
JP4492951B2 (ja) 三重回路タービン冷却
CA1259497A (en) Radial inboard preswirl system
US3945758A (en) Cooling system for a gas turbine
US3362681A (en) Turbine cooling
US8876463B2 (en) Interturbine vane with multiple air chambers
RU2013118552A (ru) Газотурбинный двигатель с промежуточным охлаждением
JP2000145403A (ja) パ―ジ空気回路を有するタ―ビンノズル
JP2011522158A (ja) 調量冷却空洞を備えたタービン翼形部
GB2057573A (en) Turbine rotor assembly
EP2096265A2 (en) Turbine nozzle with integral impingement blanket
US9057275B2 (en) Nozzle diaphragm inducer
KR20030036049A (ko) 로터 냉각용 냉각 시스템
JP2005009410A (ja) ガスタービン及びロータシール空気導入方法
US20210207492A1 (en) Industrial gas turbine engine with first and second stage rotor cooling
CN111287803A (zh) 用于燃气涡轮的定子组件和包括所述定子组件的燃气涡轮
US11585228B2 (en) Technique for cooling inner shroud of a gas turbine vane

Legal Events

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