KR20020045618A - 증기형 가스 터빈 소조립체 및 증기형 가스 터빈의 성능향상 방법 - Google Patents

증기형 가스 터빈 소조립체 및 증기형 가스 터빈의 성능향상 방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20020045618A
KR20020045618A KR1020027006341A KR20027006341A KR20020045618A KR 20020045618 A KR20020045618 A KR 20020045618A KR 1020027006341 A KR1020027006341 A KR 1020027006341A KR 20027006341 A KR20027006341 A KR 20027006341A KR 20020045618 A KR20020045618 A KR 20020045618A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
rotor
stator
gas stream
gas flow
downstream
Prior art date
Application number
KR1020027006341A
Other languages
English (en)
Inventor
모츠하임제이슨폴
마우간제임스롤린스
턴퀴스트노만아놀드
몽고메리마이클얼
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 KR20020045618A publication Critical patent/KR20020045618A/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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • 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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/56—Brush seals
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

터빈의 성능 향상을 위한 증기형 가스 터빈 소조립체(22)는 스테이터(24)와, 로터(26)와, 환상 브러시 시일(28) 또는 환상 레버린스 시일(56)과, 제 1 및 제 2 가스 흐름 전향기(30, 32)를 포함한다. 주요 가스 흐름(44)은 선회 공간 공동(46)을 함께 형성하는 스테이터(24) 및 로터(26)를 따라서 이동한다. 2차 가스 흐름(48)은 선회 공간 공동(46)을 통해 로터(26)의 상류 단(36)에 인접한 주요 가스 흐름(44)으로부터 로터(26)의 하류 단(38)에 인접한 주요 가스 흐름(44)으로 이동한다. 환상 브러시 시일(28) 또는 환상 레버린스 시일(56)은 로터의 단(36, 38) 사이의 선회 공간 공동(46)을 횡단하여 연장되어 2차 가스 흐름(48) 중 적어도 일부분을 차단한다. 가스 흐름 전향기(30, 32)는 반경방향으로 배치되고 서로 편향되어 2차 가스 흐름(48)이 주요 가스 흐름(44)에 대해 접선 관계로 향하도록 한다.

Description

증기형 가스 터빈 소조립체 및 증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법{STEAM-TYPE GAS TURBINE SUBASSEMBLY AND METHOD FOR ENHANCING TURBINE PERFORMANCE}
가스 터빈은 연소 가스를 이용하여 로터를 회전시키는 연소형 가스 터빈과, 증기를 이용하여 로터를 회전시키는 증기형 터빈을 포함한다. 가스 터빈의 예로는, 한정적인 것은 아니지만 가스 터빈 동력 발생장치와 가스 터빈 항공기용 엔진이 있다. 연소형 가스 터빈은 통상적으로 연속적인 관계로 공기 흡입구(또는 입구), 압축기, 터빈 및 가스 출구(또는 배기 노즐)를 포함하고 있는 가스 경로를 구비한다. 증기형 가스 터빈은 통상적으로 증기 입구와 터빈 및 증기 출구를 연속적인 관계로 포함하고 있는 가스 경로를 구비한다.
임의의 가스 터빈 부품들 사이의 가스 누출은, 가스(예컨대, 공기, 연소 가스, 증기 등)를 낭비하게 되어 동력 및 효율의 손실을 유발하기 때문에 바람직하지 않다. 예를 들면, 도 1의 증기형 가스터빈의 종래 기술의 소조립체(10)에 대해 도시한 바와 같이, 그러한 동력 및 효율의 손실은 소조립체(10)의 로터(12) 및 스테이터(14)의 반경방향으로 중첩된 인접한 부분 사이에서 화살표(A, B, C)로 도시한 바와 같은 가스 누출에 의해 발생한다. 가스의 누출을 감소시키기 위한 수단이 연소형 터빈과 증기형 가스 터빈의 양자에 도입된 바 있다. 레버린스 시일(labyrinth seal) 및 브러시 시일을 연소형 가스 터빈과 증기형 가스 터빈의 양자에서 사용하는 기술 자체가 기술 분야에 공지되어 있고, 본 발명의 출원인인 제너럴 일렉트릭 캄파니에게 양도된 올페(Wolfe)의 미국 특허 제 5,613,829 호에 개시되어 있다. 터빈 블레이드 로터상의 기류 전향기가 2가지 유형의 터빈에서 사용되어 왔다. 종래에는, 도 2에 도시된 바와 같은 종래 기술의 가스 흐름 근원부 전향기(gas-flow root deflector)(15)는, 스테이터(14)와 로터(12)의 단(20)의 터빈 블레이드(18)의 근원부(15) 사이의 선회 공간 공동(16)으로부터 로터(12)의 블레이드(18)를 따라 그 블레이드(18)를 지나서 화살표(D)로 표시된 바와 같은 주요 가스 흐름 내로 도 2에 화살표(A)로 표시된 것과 같은 횡방향의 2차 가스 흐름을 제공하였다. 본 출원인이 제작한 연소형 가스 터빈은 가스 흐름 근원부 전향기를 갖는 형태로 설계되었는데, 이러한 전향기는 선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름으로의 표준의 횡방향의 2차 가스 흐름 보다는 접선방향 및 축방향의 흐름을 제공한다.
그러나, 본 발명의 시기 이전에 접선방향 유동 전향기의 구조가 증기형 가스 터빈에 미리 도입된 적은 없었다. 접선방향의 유동 근원부 전향기를 증기형 가스 터빈에 도입하지 않은 것은, 2가지 유형의 가스 터빈의 각각에 있어서 가스 누출에관한 차이에 적어도 부분적으로 기인할 수 있다. 선회 공간으로부터 주요 가스 흐름 내로의 2차 가스 흐름은 연소형 가스 터빈에서는 바람직하지만, 증기형 가스 터빈에서는 바람직하지 않다. 연소형 가스 터빈에서는, 고온 때문에 선회 공간을 냉각시키고 정화시키는 것이 필요하다. 따라서, 선회 공간으로부터 주요 가스 흐름 내로의 2차 가스 흐름은 연소형 가스 터빈에서는 필요악이다. 다른 한편, 증기형 가스 터빈에서는 그러한 선회 공간 공동의 냉각 및 정화가 필요치 않다. 따라서, 증기형 가스 터빈에서 선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름 내로의 2차 가스 흐름을 가능한 한 대폭적으로 감소시켜, 통상적으로는 누출이 제로가 되도록 설계하는 것이 바람직하다.
선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름 내로의 2차 가스 흐름을 감소시키기 위해 증기형 가스 터빈에서 증기 우회 통로 및 브러시 시일을 사용하는 것 자체는 기술 분야에 공지되어 있다. 증기 우회 통로는 로터의 단의 터빈 블레이드 근원부를 통해 연장되고 그리고 인접한 선회 공간 공동에 개방되어 선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름 내로의 2차 가스 흐름의 양을 감소시킨다. 그러나, 각 증기 우회 통로가 효율적으로 기능을 수행하도록 증기 우회 통로의 크기를 최적화해야 하지만, 각 증기 우회 통로의 크기의 최적화를 달성하기가 어렵기 때문에, 증기 우회 통로에는 문제점이 있다. 브러시 시일은 로터의 단 사이의 시일 조립체에 있는 레버린스 시일에 인접하게 배치된다. 그러나, 브러시 시일은 선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름 내로의 2차 가스 흐름의 양을 효율적으로 제거하지 않기 때문에, 브러시 시일에도 문제점이 있다.
따라서, 본 발명의 발명자들은 선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름으로의 2차 가스 흐름의 양을 감소시키기 위한 요소의 조합을 개발하였는데, 이것은 가스 누출 대신에 어떤 새로운 문제도 제기함이 없이 증기형 가스 터빈에서 가스 누출의 문제점에 대한 보다 효과적인 해결법을 제공한다.
발명의 요약
본 발명은 전술한 요구를 충족시키도록 설계된 증기형 가스 터빈 소조립체 및 터빈 성능의 향상 방법을 제공한다. 본 발명의 증기형 가스 터빈 성능 향상 소조립체 및 방법은 종래 기술에 의해 제공되었던 것보다 증기형 가스 터빈에서의 가스 누출의 문제점에 대한 더욱 효과적인 해결법을 제공하며, 장치의 증기 우회 통로의 크기를 최적화하는 필요성을 감소시킨다. 또한, 본 발명의 성능 향상 소조립체 및 방법은 증기형 가스 터빈에서 선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름으로의 2차 가스 흐름의 양을 감소시키기 위해 요소의 독특한 조합을 제공한다.
본 발명의 일실시예에 있어서, 터빈의 성능을 향상시키기 위한 증기형 가스 터빈 소조립체는, 종방향 연장 축을 갖는 스테이터와, 이 스테이터와 동축으로 정렬되고 스테이터에 인접하게 이격되어 반경방향으로 배치되는 로터를 포함하며, 상기 로터는 서로 상호접속되고 그리고 서로에 대해 상류 및 하류에 각각 배치된 적어도 한 쌍의 단을 포함하며, 각각의 상기 단은 다수의 근원부와 이 근원부에 장착된 블레이드를 환상의 배열로 구비하고 있어, 주요 가스 흐름이 스테이터와 로터의 종방향 연장 축으로부터 반경방향 외측으로 이격된 경로 내에서 그 축을 따라 로터의 인접한 상류 및 하류 단의 블레이드 사이에서 한 방향으로 이동하고, 상기 로터의 상류 단 및 하류 단은 그 상류 단 및 하류 단의 주요 가스 유동 경로에 대해 개방된 대향된 상류 및 하류 단부를 갖는 적어도 하나의 선회 공간 공동을 그 사이에 규정하여, 적어도 하나의 2차 가스 흐름이 로터의 상류 단과 하류 단 사이의 선회 공간 공동을 통해 선회 공간 공동의 상류 단부로부터 하류 단부까지 다른 경로에서 주요 가스 흐름 내로 이동하도록 하고, 또한 본 발명의 증기형 가스 터빈 소조립체는, 스테이터와 로터 사이에서 2차 가스 흐름의 경로를 횡단하여 배치되어 2차 가스 흐름의 적어도 일부를 차단하는 적어도 하나의 환상 브러시 시일 또는 환상 레버린스 시일과; 로터의 단 중 하류의 단의 근원부에 인접한 스테이터의 연부에 의해 형성된 제 1 가스 흐름 전향기와; 로터의 단 중 하류 단의 근원부의 연부에 의해 형성된 제 2 가스 흐름 편향기를 포함하며, 상기 제 1 가스 흐름 편향기는 제 2 가스 흐름 편향기의 상부에서 그로부터 이격 배치되어, 선회 공간 공동으로부터 주요 가스 흐름 내로의 2차 가스 흐름을 제 1 가스 흐름 편향기와 제 2 가스 흐름 편향기 사이에서 주요 가스 흐름과 로터의 단 중 하류 단의 근원부에 대해 접선 관계로 로터의 단 중 하류 단을 향해서 주요 가스 흐름으로 향하게 한다.
본 발명의 소조립체는 적어도 로터의 단 중 하류 단의 근원부를 포함하며, 이 근원부는 그를 통해 선회 공간 공동에 대해 개방된 증기 우회 통로를 형성하고 있고, 이 증기 우회 통로는 주요 가스 흐름으로 진행하는 2차 가스 흐름 중 일부를 전환시키기에 적합한 크기로 되어 있다. 브러시 시일은 부착 단부 및 자유 단부를 갖는다. 브러시 시일의 부착 단부는 스테이터에 장착되고, 브러시 시일의 자유 단부는 로터를 향해서 선회 공간 공동 내로 연장되어 있다. 환상 레버린스 시일은 스테이터 및 로터와 동축으로 정렬되고, 스테이터와 로터 중 적어도 하나에 형성되어 있으며, 스테이터와 로터 사이의 환상 공간 공동 내로 연장되어 있고, 레버린스 시일은 2차 가스 흐름 중 적어도 일부분을 차단한다.
본 발명의 다른 예시적 실시예에 있어서, 증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법은, 전술한 스테이터 및 로터를 제공하는 단계와, 주요 가스 흐름을 도입하는 단계와, 선회 공간 공동을 규정하는 단계와, 2차 가스 흐름을 도입하는 단계와, 스테이터와 로터 사이에 적어도 하나의 환상 브러시 시일 또는 환상 레버린스 시일을 설치하는 단계와, 제 1 및 제 2 가스 흐름 전향기를 설치하는 단계를 포함한다.
본 발명은 일반적으로 증기형 가스 터빈에 관한 것으로, 특히 증기형 가스 터빈 소조립체 및 터빈의 성능 향상 방법에 관한 것이다.
도 1은 종래 기술의 증기형 가스 터빈 소조립체의 개략도,
도 2는 도 1의 증기형 가스 터빈의 터빈 블레이드 근원부에 설치된 가스 흐름 전향기의 확대 개략도로서, 선회 공간 공동으로부터 터빈의 주요 가스 흐름 내로 횡방향의 2차 가스 흐름을 도입한 것을 도시한 도면,
도 3은 터빈 성능의 향상을 위한 본 발명의 증기형 가스 터빈 소조립체의 개략도,
도 4는 도 3의 증기형 가스 터빈의 터빈 블레이드 근원부에 설치된 가스 흐름 전향기의 확대 개략도로서, 선회 공간 공동으로부터 터빈의 주요 가스 흐름내로 접선방향의 2차 가스 흐름을 도입한 것을 도시한 도면.
도면 중에서 특히 도 3을 참조하면, 터빈의 성능을 향상시키기 위한 본 발명의 증기형 가스 터빈 소조립체(22)가 도시되어 있다. 이 소조립체(22)는 스테이터(24), 로터(26), 적어도 하나의 환상 브러시 시일(28), 및 제 1 및 제 2 가스 흐름 전향기(30, 32)를 포함하고 있다.
스테이터(24)는 대체로 종방향으로 연장된 축(34)을 갖는다. 로터(26)는 스테이터(24)와 동축으로 정렬되고, 또 스테이터(24)에 대해 인접하게 이격되어 반경방향으로 배치된다. 로터(26)는 적어도 한 쌍의 단(36, 38)을 포함하며, 이 단들은 서로 상호접속되고 또 축(34)을 따라 서로에 대해 상류 및 하류에 각각 배치된다. 로터(26)의 각각의 단(36, 38)은 다수의 근원부(40)와 이 근원부(40)에 장착된 블레이드(42)를 환상의 배열로 구비하고 있다. 주요 가스 흐름(44)은 스테이터(24)와 로터(26)의 종방향 연장축(34)으로부터 반경방향 외측으로 이격된 경로에서 그 축을 따라 로터(26)의 인접한 상류 단(36) 및 하류 단(38)의 블레이드(42) 사이에서 한 방향으로 이동한다. 주요 가스 흐름(44)은 가압되어 로터(26)의 단(36, 38)의 블레이드(42)를 종축(34)을 중심으로 회전시킨다.
스테이터(24)와 로터(26)의 상류 및 하류의 단(36, 38)의 사이에는, 주요 가스 흐름(44)에 대해 개방된 대향된 상류 및 하류 단부(46a, 46b)를 갖는 적어도 하나의 선회 공간 공동(46)이 형성된다. 2차 가스 흐름(48)은, 주요 가스 흐름(44)의 경로로부터 분리된 다른 경로에서 선회 공간 공동(46)을 통해 로터(26)의 상류 단(36)에 인접한 선회 공간 공동(46)의 상류 단부(46a)의 주요 가스 흐름(44)으로부터 로터(26)의 하류 단(38)에 인접한 선회 공간 공동(46)의 하류 단부(46)의 주요 가스 흐름(44) 내로 흐른다.
단 사이의 시일 조립체(50)가 스테이터(24)와 로터(26)에 장착되고 로터(26)의 상류 단(36)과 하류 단(38) 사이에서 선회 공간 공동(46)과 2차 가스 흐름(48)을 횡단하여 연장되어 있다. 도시한 바와 같이, 단 사이의 시일 조립체(50)는 스테이터(24)와 로터(26) 사이에서 2차 가스 흐름(48)의 경로를 횡단하여 배치되는 소조립체(10)의 환상 브러시 시일(28)을 포함하고 있지만, 그러한 브러시 시일은 필수적인 것은 아니다. 브러시 시일(28)은 부착 단부(28A) 및 자유 단부(28B)를 갖는다. 브러시 시일(28)의 부착 단부(28a)는 스테이터(24)에 장착되고 브러시 시일(28)의 자유 단부(28b)는 로터(26)를 향해서 선회 공간 공동(46) 내로 연장되어 있다. 브러시 시일(28)은 다수의 강모(bristle)(52)를 갖는다. 이 강모(52)는 브러시 시일(28)의 자유 단부(28b)를 규정한다. 브러시 시일(28)의 강모(52)는 로터(26)를 향해 선회 공간 공동(46) 내로 연장되어 단 사이의 시일 조립체(50)를 지나서 선회 공간 공동(46)을 통과하는 2차 가스 흐름(48)의 적어도 일부분을 차단한다.
도 3 및 도 4를 참조하면, 제 1 가스 흐름 전향기(30)는 로터(40)의 하류 단(38)의 근원부(40)의 맞은편에서 그것에 인접하게 배치된 스테이터(24)의 연부(24a)에 의해 형성된다. 제 2 가스 흐름 전향기(32)는 스테이터(24)의 연부(24a)의 맞은편에서 로터(26)의 하류 단(38)의 근원부(40)의 연부(40a)에 의해 형성된다. 제 1 전향기(30)는 제 2 전향기(32)의 상부에 이격 배치되고 또 제 2가스 흐름 전향기(32)는 축(34)을 향해 약간 경사져 있어, 선회 공간 공동(46)으로부터 주요 가스 흐름(44) 내로의 2차 가스 흐름(48)이 제 1 및 제 2 가스 흐름 전향기(30, 32) 사이에서 주요 가스 흐름(44)과 로터(26)의 하류 단(38)의 근원부(40)에 대해 접선 관계로 로터(26)의 하류 단(38)을 향해 주요 가스 흐름(44)으로 향하게 된다. 보다 상세하게는, 제 1 및 제 2 가스 흐름 전향기(30, 32)는 제 2 전향기(32)가 제 1 전향기(30)의 하류에 이격되고 또 제 1 전향기(30)보다 축(34)에 더 가깝게 배치되도록 반경방향으로 배치되고 서로 편향되어 있다. 2차 가스 흐름(48)과 주요 가스 흐름(44) 사이의 접선 관계에 의해, 2차 가스 흐름(48)과 주요 가스 흐름(44) 사이의 관계가 서로 횡단하는 경우보다 제 1 가스 흐름(44)의 붕괴 정도가 감소된 상태로 2차 가스 흐름(48)이 제 1 가스 흐름(44)에 진입하는 것이 가능하다. 이러한 주요 가스 흐름(44)의 붕괴 정도의 감소에 의해 가스 터빈의 동력 및 효율이 향상된다.
도 3을 참조하면, 소조립체(10)는 적어도 로터(26)의 하류 단(38)의 근원부(40)를 포함하고 있고, 이 근원부(40)를 관통하여 증기 우회 통로(54)가 형성되어 있다. 증기 우회 통로(54)는 주요 가스 흐름(44)으로 진행하는 2차 가스 흐름(48)의 적어도 일부분을 방향 전환시키기 위해 선회 공간 공동(46)에 대해 개방되어 있다. 이러한 증기 우회 통로(54)는 주요 가스 흐름(44)으로 진행하는 2차 가스 흐름(48)의 일부분을 방향 전환시키기에 적합한 크기를 갖는다. 증기 우회 통로(54)는 로터(26)의 각 단(36, 38)의 근원부(40)에 존재할 수도 있다. 각 증기 우회 통로(54)는 인접한 선회 공간 공동(46)에 개방된 대향 단부(54a, 54b)를 갖는다. 2차 가스 흐름(48)의 일부분은 각각의 증기 우회 통로(54)를 통해 하나의 선회 공간 공동(46)으로부터 다음의 선회 공간 공동(46)으로 통과할 수도 있고, 그것에 의해 주요 가스 흐름(44)으로 진행하는 것을 피하고 또 주요 가스 흐름(44)의 붕괴 정도를 감소시킨다.
도시된 바와 같이, 소조립체(10)의 단 사이 시일 조립체(50)는 적어도 하나의 환상 레버린스 시일(56)도 포함하고 있다. 이 레버린스 시일(56)은 스테이터(24) 및 로터(26)와 동축으로 정렬되어 있다. 레버린스 시일(56)은 스테이터(24) 및 로터(26)중 적어도 하나에 형성되고 스테이터(24)와 로터(25) 사이의 선회 공간 공동(46) 내로 연장되어 있다. 레버린스 시일(56)의 사용 목적은 2차 가스 흐름(44)의 적어도 일부분을 봉쇄하기 위한 거이다.
전술한 설명으로부터 본 발명 및 그의 이점을 이해할 것이지만, 본 발명의 정신 및 범위로부터 벗어나거나 또는 그의 재료의 이점의 전체를 희생하지 않고 다양하게 변화시킬 수 있음이 명백할 것으로 생각된다. 따라서, 지금까지의 실시형태는 단순히 바람직하거나 예시적인 실시예일 뿐이다.

Claims (10)

  1. 터빈의 성능을 향상시키기 위한 증기형 가스 터빈 소조립체(22)에 있어서,
    종방향 연장 축(34)을 갖는 스테이터(24)와,
    상기 스테이터(24)와 동축으로 정렬되고 스테이터에 인접하며 또 그로부터 이격되어 반경방향으로 배치된 로터(26)로서, 상기 로터(26)는 적어도 한 쌍의 단(36, 38)을 포함하고 있고, 상기 적어도 한 쌍의 단은 서로 상호 접속되고 또 서로에 대해 상류 및 하류에 각각 배치되어 있고, 각각의 상기 단(36, 38)은 다수의 근원부(40)와 상기 근원부(40)에 장착된 블레이드(42)를 환상의 배열로 구비하여, 주요 가스 흐름(44)이 상기 스테이터(24)와 로터(26)의 종방향 연장 축(34)으로부터 반경방향 외측으로 이격된 경로에서 그 축을 따라 상기 로터(26)의 인접한 상류 단 및 하류 단(36, 38)의 블레이드(42) 사이에서 한 방향으로 이동하며, 상기 스테이터(24)와 상기 로터(26)의 상류 및 하류 단(36, 38)의 사이에 적어도 하나의 선회 공간 공동(46)이 한정되고, 상기 선회 공간 공동은 상기 로터(26)의 상류 및 하류 단(36, 38)에서 상기 주요 가스 흐름(44)에 대해 개방된 대향된 상류 및 하류 단부(46a, 46b)를 구비하여, 적어도 하나의 2차 가스 흐름(48)이 상기 로터(26)의 상류 및 하류 단(36, 38) 사이의 선회 공간 공동(46)을 통해 상기 선회 공간 공동(46)의 상류 단부(46a)로부터 하류 단부(46b)까지의 다른 경로에서 상기 주요 가스 흐름(44)으로 이동하는, 로터와,
    상기 스테이터(24)와 로터(26) 사이에서 상기 2차 가스 흐름(48)의 경로를횡단하여 배치되어, 상기 2차 가스 흐름(48)의 적어도 일부분을 차단하는 환상 브러시 시일(28) 및 환상 레버린스 시일(56) 중 적어도 하나와,
    상기 로터(26)의 단 중 하류 단(38)의 근원부(40)에 인접한 상기 스테이터(24)의 연부(24a)에 의해 형성된 제 1 가스 흐름 전향기(30)와,
    상기 로터(26)의 단 중 하류 단(38)의 근원부(40)의 연부(40a)에 의해 형성된 제 2 가스 흐름 전향기(32)를 포함하며,
    상기 제 1 가스 흐름 전향기(30)는 상기 제 2 가스 흐름 전향기(32)로부터 이격되고 또 그것의 상부에 배치되어, 상기 선회 공간 공동(46)으로부터 상기 주요 가스 흐름(44) 내로의 2차 가스 흐름(48)이 상기 제 1 및 제 2 가스 흐름 전향기(30, 32)의 사이에서 상기 주요 가스 흐름(44)과 상기 로터(26)의 단 중 하류 단(38)의 근원부(40)에 대해 접선 관계로 상기 로터(26)의 단 중 하류 단(38)을 향해 상기 주요 가스 흐름(44)으로 향하는
    증기형 가스 터빈 소조립체.
  2. 제 1 항에 있어서,
    적어도 상기 스테이터(26)의 단 중 하류 단(38)의 근원부(40)에, 상기 주요 가스 흐름(44)으로 진행하는 상기 2차 가스 흐름(48) 중 적어도 일부분을 전환시키기 위해 상기 선회 공간 공동(46)에 대해 개방된 증기 우회 통로(54)를 상기 근원부를 관통하여 추가로 형성하고 있는
    증기형 가스 터빈 소조립체.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 증기 우회 통로(54)는 상기 주요 가스 흐름(44)으로 진행하는 상기 2차 가스 흐름(48) 중 적어도 일부분을 전환시키기에 적합한 크기를 갖는
    증기형 가스 터빈 소조립체.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 브러시 시일(28)은 부착 단부(28a) 및 자유 단부(28b)를 가지며, 상기 브러시 시일의 부착 단부(28a)는 상기 스테이터(24)에 장착되고, 상기 브러시 시일(28)의 자유 단부(28b)는 상기 로터(26)를 향해서 상기 선회 공간 공동(46) 내로 연장되는
    증기형 가스 터빈 소조립체.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 환상 레버린스 시일(56)은 상기 스테이터(24) 및 상기 로터(26)와 정렬되고, 상기 스테이터(24)와 상기 로터(26) 중 적어도 하나에 형성되고, 그리고 상기 스테이터(24)와 로터(26) 사이의 선회 공간 공동(46) 내로 연장되며, 상기 레버린스 시일(56)은 상기 2차 가스 흐름(48) 중 적어도 일부분을 차단하는
    증기형 가스 터빈 소조립체.
  6. 증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법에 있어서,
    종방향 연장 축(34)을 갖는 스테이터(24)를 제공하는 단계와,
    상기 스테이터(24)와 동축으로 정렬되고 또 그것에 인접하게 이격되어 반경방향으로 배치되는 로터(26)를 제공하는 단계로서, 상기 로터(26)는 서로 상호접속되고 또 서로에 대해 상류 및 하류에 각각 배치된 적어도 한 쌍의 단(36, 38)을 포함하며, 각각의 상기 단(36, 38)은 다수의 근원부(40) 및 상기 근원부(40)에 장착된 블레이드(40)를 환상의 배열로 구비하는, 로터(26) 제공 단계와,
    상기 스테이터(24)와 로터(26)의 종방향 연장 축(34)으로부터 외측으로 반경방향으로 이격된 경로에서 그 축을 따라 상기 로터(26)의 인접한 상류 및 하류 단(36, 38)의 블레이드(42) 사이에서 한 방향으로 이동하는 주요 가스 흐름(44)을 도입하는 단계와,
    상기 로터(26)의 각각의 상류 및 하류 단(36, 38)에서 주요 가스 흐름(44)에 대해 개방된 대향된 상류 및 하류 단부(46a, 46b)를 갖는 적어도 하나의 선회 공간 공동(46)을 상기 스테이터(24)와 로터(26)의 상류 및 하류 단(36, 38) 사이에 형성하는 단계와,
    상기 로터(26)의 상류 및 하류 단(36, 38) 사이에서 상기 선회 공간 공동(46)을 통해 상기 선회 공간 공동(46)의 상류 단부(46a)로부터 하류 단부(46b)까지의 다른 경로에서 이동하는 적어도 하나의 2차 가스 흐름(48)을 주요 가스 흐름(44)내로 도입하는 단계와,
    상기 스테이터(24)와 로터(26) 사이에서 상기 2차 가스 흐름(48)의 경로를 횡단하여 배치되어, 상기 2차 가스 흐름(48) 중 적어도 일부분을 차단하는 환상 브러시 시일(28) 및 환상 레버린스 시일(56) 중 적어도 하나를 제공하는 단계와,
    상기 로터(26)의 단 중 하류 단(38)의 근원부(40)에 인접한 스테이터(24)의 연부(24a)를 제 1 가스 흐름 전향기(30)로 수정하는 단계와,
    상기 로터(26)의 단 중 하류 단(38)의 근원부(40)의 연부(40a)를 제 2 전향기(32)로 수정하여, 상기 제 1 가스 흐름 전향기(30)가 상기 제 2 가스 흐름 전향기(32)로부터 이격되어 그 위에 배치되고, 그에 따라 선회 공간 공동(46)으로부터 제 1 가스 흐름(44) 내로의 2차 가스 흐름(48)이 상기 제 1 및 제 2 가스 흐름 전향기(30, 32) 사이에서 상기 주요 가스 흐름(44) 및 로터(26)의 단 중 하류 단(38)의 근원부(40)에 대해 접선 관계로 로터(26)의 단 중 하류 단(38)을 향해 주요 가스 흐름(44)으로 향하는, 근원부의 연부 수정 단계를 포함하는
    증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 주요 가스 흐름(44)으로 진행하는 2차 가스 흐름(48) 중 적어도 일부분을 전환시키기 위해 선회 공간 공동(46)에 대해 개방된 증기 우회 통로(54)를, 로터(26)의 단 중 적어도 하류 단(38)의 근원부(40)를 통해서 형성하는 단계를 더 포함하는
    증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법.
  8. 제 7 항에 있어서,
    상기 증기 우회 통로의 형성 단계는 상기 주요 가스 흐름(44)으로 진행하는 2차 가스 흐름(48) 중 적어도 일부분을 전환시키기에 적합한 크기로 증기 우회 통로(54)를 형성하는 단계를 더 포함하는
    증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법.
  9. 제 6 항에 있어서,
    상기 브러시 시일(28)은 부착 단부(28a) 및 자유 단부(28b)를 가지며, 상기 브러시 시일(28)의 부착 단부(28a)는 상기 스테이터(24)에 장착되고, 상기 브러시 시일(28)의 자유 단부(28b)는 상기 로터(26)를 향하여 선회 공간 공동(46) 내로 연장되는
    증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법.
  10. 제 6 항에 있어서,
    상기 환상 레버린스 시일(56)은 상기 스테이터(24) 및 로터(26)와 정렬되고, 상기 스테이터(24)와 로터(26) 중 적어도 하나에 형성되며, 상기 스테이터(24)와 로터(26) 사이의 선회 공간 공동(46) 내로 연장되고, 상기 레버린스 시일(56)은 상기 2차 가스 흐름(48)중 적어도 일부분을 차단하는
    증기형 가스 터빈의 성능 향상 방법.
KR1020027006341A 2000-09-20 2001-08-17 증기형 가스 터빈 소조립체 및 증기형 가스 터빈의 성능향상 방법 KR20020045618A (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US66546500A 2000-09-20 2000-09-20
US09/665,465 2000-09-20
PCT/US2001/025915 WO2002025066A1 (en) 2000-09-20 2001-08-17 Steam-type gas turbine subassembly and method for enhancing turbine performance

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20020045618A true KR20020045618A (ko) 2002-06-19

Family

ID=24670210

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020027006341A KR20020045618A (ko) 2000-09-20 2001-08-17 증기형 가스 터빈 소조립체 및 증기형 가스 터빈의 성능향상 방법

Country Status (8)

Country Link
JP (1) JP2004510089A (ko)
KR (1) KR20020045618A (ko)
CN (1) CN1392917A (ko)
AU (1) AU2001285074A1 (ko)
CZ (1) CZ20021732A3 (ko)
DE (1) DE10194332T1 (ko)
RU (1) RU2002113105A (ko)
WO (1) WO2002025066A1 (ko)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6779972B2 (en) * 2002-10-31 2004-08-24 General Electric Company Flowpath sealing and streamlining configuration for a turbine
US7549834B2 (en) * 2006-06-19 2009-06-23 General Electric Company Actuation pressure control for adjustable seals in turbomachinery
DE102008011746A1 (de) * 2008-02-28 2009-09-03 Mtu Aero Engines Gmbh Vorrichtung und Verfahren zur Umleitung eines Leckagestroms
CA2738797C (en) * 2008-09-29 2014-04-22 Andrew L. Bender High efficiency turbine
JP5591042B2 (ja) 2010-09-17 2014-09-17 三菱重工業株式会社 タービン
JP5951534B2 (ja) * 2013-03-13 2016-07-13 株式会社東芝 蒸気タービン
CN103541776B (zh) * 2013-10-15 2015-12-30 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机轮盘间的轴向密封结构
CN104329125B (zh) * 2014-09-04 2016-08-31 中国南方航空工业(集团)有限公司 燃气轮机
FR3029961B1 (fr) * 2014-12-11 2021-06-11 Snecma Roue a aubes avec becquets pour une turbine de turbomachine
FR3029960B1 (fr) * 2014-12-11 2021-06-04 Snecma Roue a aubes avec joint radial pour une turbine de turbomachine
CN104632413B (zh) * 2015-01-30 2018-05-01 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机燃压缸转静密封结构
JP6638938B2 (ja) 2016-03-25 2020-02-05 三菱日立パワーシステムズ株式会社 回転機械

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3291447A (en) * 1965-02-15 1966-12-13 Gen Electric Steam turbine rotor cooling
US5749584A (en) * 1992-11-19 1998-05-12 General Electric Company Combined brush seal and labyrinth seal segment for rotary machines
US5613829A (en) 1996-05-03 1997-03-25 General Electric Company Gas turbine subassembly having a brush seal
US5980204A (en) * 1998-04-28 1999-11-09 General Electric Co. Method of establishing hook diameters on diaphragm packing ring dovetails

Also Published As

Publication number Publication date
CN1392917A (zh) 2003-01-22
AU2001285074A1 (en) 2002-04-02
DE10194332T1 (de) 2003-08-21
RU2002113105A (ru) 2003-11-27
JP2004510089A (ja) 2004-04-02
CZ20021732A3 (cs) 2002-10-16
WO2002025066A1 (en) 2002-03-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6935837B2 (en) Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
CN100443735C (zh) 一种用于燃气涡轮发动机的导流叶片组件
JP3811502B2 (ja) 冷却式プラットホームを備えたガスタービン翼
US5335920A (en) Brush seal
US7665964B2 (en) Turbine
EP0974734B1 (en) Turbine shroud cooling
US5290144A (en) Shroud ring for an axial flow turbine
JP6186133B2 (ja) タービンシステムの移行ダクト用の重畳シール
US7559741B2 (en) Turbomachine having an axially displaceable rotor
US4624104A (en) Variable flow gas turbine engine
US20180363676A1 (en) Inlet pre-swirl gas turbine engine
KR100289549B1 (ko) 반경류형 배기 터보과급기 터빈
EP1147291B1 (en) Compressor endwall bleed system and method of operation
KR20020045618A (ko) 증기형 가스 터빈 소조립체 및 증기형 가스 터빈의 성능향상 방법
US5996336A (en) Jet engine having radial turbine blades and flow-directing turbine manifolds
CN107435561A (zh) 用于冷却涡轮叶片的尖端叶冠的密封导轨的系统
GB2260787A (en) Cooling air stator to rotor flow inducer in gas turbine engines
WO1993016275A1 (en) Improved cooling fluid ejector
JP2007514888A (ja) 冷却タービンベーンプラットフォーム
KR20100080427A (ko) 터빈 엔진용 인듀서와 관련된 방법, 시스템 및/또는 장치
CA2899265A1 (en) Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal
JP2017198184A (ja) ロータとステータとの間にリムシールを有するガスタービンエンジン
JP2017141825A (ja) ガスタービンエンジン用の翼形部
CN106194276B (zh) 压缩机系统和翼型件组件
GB2110767A (en) A shrouded rotor for a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
WITN Application deemed withdrawn, e.g. because no request for examination was filed or no examination fee was paid