KR20030094108A - 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치 - Google Patents

가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치 Download PDF

Info

Publication number
KR20030094108A
KR20030094108A KR10-2003-0035872A KR20030035872A KR20030094108A KR 20030094108 A KR20030094108 A KR 20030094108A KR 20030035872 A KR20030035872 A KR 20030035872A KR 20030094108 A KR20030094108 A KR 20030094108A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
nozzle
gas turbine
turbine stage
support device
nozzles
Prior art date
Application number
KR10-2003-0035872A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101013263B1 (ko
Inventor
이아코페티피에로
Original Assignee
누보 피그노네 홀딩 에스피에이
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 누보 피그노네 홀딩 에스피에이 filed Critical 누보 피그노네 홀딩 에스피에이
Publication of KR20030094108A publication Critical patent/KR20030094108A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101013263B1 publication Critical patent/KR101013263B1/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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/44—Free-space packings
    • F16J15/444—Free-space packings with facing materials having honeycomb-like structure
    • 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

Abstract

가스 터빈 단의 노즐(112)용의 단순화된 지지장치(110)는 그 지지장치(110)가 노즐(1120)의 상류 블레이딩 디스크(122)와 하류 블레이딩 디스크(124) 사이에서 가스 터빈의 회전자에 개재되고 그리고 벌집형 폐포성 시일(120)을 포함하는 유형의 것이다. 가스 터빈 단의 노즐(112)은 노즐 부분으로 분할된 한상체를 포함하며, 벌집형 폐포성 시일(120)은 이들 노즐 부분(112)에 직접 고정된다.

Description

가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치{SIMPLIFIED SUPPORT DEVICE FOR NOZZLES OF A GAS TURBINE STAGE}
본 발명은 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치에 관한 것이다.
공지되어 있는 바와 같이, 가스 터빈은 압축기 및 하나 이상의 단을 갖는 터빈으로 구성된 기계장치이며, 이들 구성요소들은 회전축에 의해 서로 연결되고, 압축기와 터빈 사이에 연소실이 설치된다.
이러한 기계장치에 있어서는, 외부 환경으로부터 얻는 공기가 압축기에 공급되어 압축된다.
압축된 공기는 일련의 예비 혼합실을 통과하며, 이 예비 혼합실은 수렴부에서 종단되고, 분사기가 공기와 혼합되는 연료를 각각의 예비 혼합실 내에 공급하여 연소될 연료와 공기의 혼합물을 형성한다.
연료가 연소실 내에 도입되며, 연료는 대응하는 스파크 플러그에 의해 점화되어 연소를 발생시키고, 온도 및 압력의 증가와, 그에 따른 가스의 엔탈피를 발생시키게 된다.
그와 동시에, 압축기는 압축 공기를 공급하며, 이 압축 공기는 버너 및 연소실의 라이너의 양자를 통과하게 되므로, 상기 압축 공기는 연소를 촉진시키도록 이용 가능하다.
그 후에, 대응하는 파이프를 거쳐, 고온 고압 가스가 터빈의 상이한 단에 도달하고, 이들 단은 가스의 엔탈피를 사용자가 이용할 수 있는 기계적 에너지로 변환시킨다.
예컨대, 2단 터빈에 있어서, 가스는 제 1 터빈 단에서 극 고온 및 고압 상태로 처리되고, 거기서 최초의 팽창을 겪는 한편, 터빈의 제 2 단에서는, 이전의 경우보다 낮은 온도 및 압력 상태에서 제 2의 팽창을 겪는다.
공지되어 있는 바와 같이, 특정 가스 터빈으로부터 최대의 성능을 달성하기 위해서는, 가스의 온도가 가능한 한 높을 필요가 있지만, 터빈을 사용하여 달성할 수 있는 최대 온도 값은 사용되는 재료의 강도에 의해 제한된다.
이하, 종래 기술에 따른 가스 터빈의 상이한 단의 고정자 노즐 및 회전자 블레이드의 시스템에 대해서 간략하게 설명한다.
제 1 단 회전자의 흡입구에서 연소 가스의 흐름을 적당한 상태로 하기 위해 제 1 단 노즐이 사용된다.
가스 터빈의 제 2 단의 노즐 조립체는 노즐 부분으로 분할될 수 있는 환상체로 구성되며, 각각의 노즐 부분은 일반적으로 대응하는 날개형 윤곽을 갖는 박편(foil)으로 규정되거나 한정되는 노즐로 구성된다.
이러한 제 2 단의 노즐 조립체의 외부는 터빈 본체에 연결되고 그 내부는 대응하는 환상 지지체에 연결된다.
이와 관련하여, 노즐의 흡입구와 배출구 사이의 압력 감소에 기인하여 고정자가 고압의 부하를 받는다는 점에 주목해야 한다.
또한, 고정자는 연소실로부터 얻는 고온 가스의 흐름과, 열적 및 기계적 관점에서 최대의 응력을 받는 부품을 냉각시키기 위해 터빈에 도입되는 냉각 공기의 흐름에 기인하여, 고온 변화를 받는다.
가스 터빈의 기술 분야에서 특히 중요한 다른 문제점은 온도 및 압력이 상이한 영역의 분리에 관한 것이다.
특히, 노즐 부분과 환상 지지체 사이의 내부 억제 구역이 이러한 구역 중 하나이다.
지금까지 제작된 가스 터빈에 있어서는, 기계적 시스템의 노즐 아래에, 상류 블레이딩 디스크를 노즐 자체의 하류 블레이딩 디스크로부터 분리시키기 위해 격막형 부분 및 회전자에 개재되는 벌집형 폐포성 시일(alveolar seal)을 포함하는 적용에 의해 상기 문제점이 해결되었다.
이러한 공지된 구성에 있어서는, 슈라우드로 알려진 부분에 의해 그 외부가 본체에 연결된 각 노즐 부분은 그 내부에 격막형 부분을 지지하고 있고, 이 격막형 부분은 그 내부에 벌집형 폐포성 시일을 포함하고 있다.
격막형 부분은 품목에 대응하여 설치된 걸쇠 및 홈에 의해 노즐 부분에 연결된다. 회전자 블레이딩 디스크에 관련한 밀봉은 격막형 부분에 매립된 박편에 의해 달성된다.
블레이딩 디스크 냉각 시스템(존재하는 경우)은 그의 최종 부분에 격막형 부분에 제공된 구멍내의 공기 통로를 포함한다.
본 발명의 목적은 상술한 공지된 기술을 개량하여, 특히 비용의 상당한 절감을 가능하게 하는 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치를 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 회전자 블레이딩 디스크의 냉각을 향상시키는 다스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치를 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 특히 신뢰성이 높고 기능을 다하는 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치를 제공하는 것이다.
본 발명에 따른 이러한 목적 및 다른 목적들은 청구항 1에 개시된 바와 같은 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치를 제공하는 것에 의해 달성된다.
본 발명의 추가의 특징은 종속 청구항에 기재되어 있다.
본 발명에 따른 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치의 특징 및 이점은 첨부 도면을 참조하여 비 제한적인 예시를 통해 제공되는 하기의 설명으로부터 보다 명확하고 분명해질 것이다.
도 1은 종래 기술에 따른 공지된 가스 터빈 단의 노즐용 지지장치의 단면도,
도 2는 본 발명에 따른 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치의 단면도.
도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명
10, 110 : 지지장치12, 112 : 노즐
16 : 슈라우드20, 120 : 폐포성 시일
22, 122 : 상류 블레이딩 디스크
24, 124 : 하류 블레이딩 디스크
26 , 126 : 냉각 공기 구멍
130 : 하측 플랫폼
도 1은 가스 터빈 단의 노즐(12)용 지지장치를 도시하고 있는데, 이 지지장치는 전체적으로 참조부호 (10)으로 도시되어 있고, 노즐(12) 자체의 상류 블레이딩 디스크(22)를 하류 블레이딩 디스크(24)로부터 분리시키기 위해 가스 터빈의 로터 자체에 개재되어 있다.
가스 터빈 단의 노즐(12)은 노즐 부분(12)으로 분할될 수 있는 환상체를 포함한다.
그의 외부가 슈라우드(16)로 공지된 부분에 의해 가스 터빈 본체(14)에 연결된 각 노즐 부분(12)의 내부는 지지장치(10)에 의해 지지되어 있다.
이 지지장치(10)는 품목에 따라 배열되는 걸쇠 및 홈에 의해 노즐 부분(12)에 연결된 격막형 부분(18)과, 이 격막형 부분(18)의 내측에 설치된 벌집형 폐포성시일(20)을 포함한다.
회전자 블레이딩 디스크(22, 24)에 대한 밀봉은 격막형 부분(18) 내에 매립되는 박편에 의해 달성된다.
격막형 부분(18)에는, 상류(22) 및 하류(24) 블레이딩 디스크를 냉각시키는 냉각 공기 구멍(26)도 설치될 수 있다.
도 2는 본 발명에 따른 가스 터빈 단의 노즐(112)용의 단순화된 지지장치를 도시한 것으로서, 이 지지장치는 전체적으로 참조부호 (10)으로 도시되어 있고, 공지 기술의 도 1에 도시된 것과 동일한/등가의 부품은 첨자 100을 붙인 동일한 참조 부호로 도시되어 있다.
도시된 실시예에 있어서, 본 발명에 따라, 단순화된 지지장치(110)는 실질적으로 하나의 벌집형 폐포성 시일(120)만을 포함한다. 이 폐포성 시일(120)은 격막형 부분을 포함하지 않고 노즐 부분(112)의 하측 플랫폼(130)에 직접 고정된다.
노즐(112), 특히 노즐 부분(112)의 하측 플랫폼(130)의 주변에도, 상류(122) 및 하류(124) 블레이딩 디스크를 냉각시키는 냉각 공기 구멍(126)이 설치될 수 있다.
예컨대, 저압 가스 터빈의 제 2 단의 노즐(112)용으로 사용되는 단순화된 지지장치(110)에 의한 해결책은 종래 기술에 따른 지지장치(10)에 의한 것보다 명백히 더 경제적이며, 그와 동시에 가솔린 누출에 의해 야기되는 손실이 감소되기 때문에, 블레이딩 디스크(122, 124)의 세척 효율이 향상된다.
상술한 설명은 본 발명의 주제인 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치의 특징을 보다 명확하게 하며, 또한 그에 대응하는 이점을 명확하게 한다. 그러한 이점으로는,
- 사용이 간단하고 신뢰성이 높으며,
- 제작 비용이 상당히 감소되고,
- 유지 보수가 용이한 것이 있다.
최종적으로, 가스 터빈 단의 노즐용으로 설계된 단순화된 지지장치에 본 발명의 범위 내에 속하는 많은 수정 및 변형을 실행할 수 있고, 또한, 전체의 세부를 기술적으로 동등한 요소로 교체할 수 있다는 점이 명백하다. 실제로, 기술적 요건에 따라 어떠한 재료, 형태 및 치수라도 사용할 수 있다.
따라서, 본 발명의 보호 범위는 첨부된 청구범위에 의해서 한정된다.
본 발명은 비용의 상당한 절감이 가능하고, 회전자 블레이딩 디스크의 냉각을 향상시키며, 또한 신뢰성이 높고 제 기능을 발휘한다.

Claims (4)

  1. 가스 터빈 단의 노즐(112)용의 단순화된 지지장치(110)로서, 상기 지지장치(110)는 상기 노즐의 상류 블레이딩 디스크(122)와 하류 블레이딩 디스크(124) 사이에서 상기 가스 터빈의 회전자에 개재되고, 벌집형 폐포성 시일(120)을 구비하며, 상기 가스 터빈 단의 노즐(112)은 노즐 부분(112)으로 분할된 환상체를 포함하는, 가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치(110)에 있어서,
    상기 단순화된 지지장치(110)에서, 상기 벌집형 폐포성 시일(120)은 상기 노즐 부분(1120)에 직접 고정되는 것을 특징으로 하는
    가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 벌집형 폐포성 시일(120)은 상기 노즐 부분(112)의 하측 플랫폼(130)에 연결되는 것을 특징으로 하는
    가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 상류(122) 및 하류(124) 블레이딩 디스크를 냉각시키는 냉각 공기 구멍(126)이 상기 노즐(1120)에 설치되는 것을 특징으로 하는
    가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치.
  4. 제 2 항에 있어서,
    상기 냉각 구멍(126)은 상기 노즐 부분(112)의 하측 플랫폼(130)의 부근에 설치되는 것을 특징으로 하는
    가스 터빈 단의 노즐용의 단순화된 지지장치.
KR1020030035872A 2002-06-05 2003-06-04 가스 터빈의 노즐용의 단순화된 지지장치 KR101013263B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IT2002MI001219A ITMI20021219A1 (it) 2002-06-05 2002-06-05 Dispositivo di supporto semplificato per ugelli di uno stadio di una turbina a gas
ITMI2002A001219 2002-06-05

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20030094108A true KR20030094108A (ko) 2003-12-11
KR101013263B1 KR101013263B1 (ko) 2011-02-09

Family

ID=27590461

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020030035872A KR101013263B1 (ko) 2002-06-05 2003-06-04 가스 터빈의 노즐용의 단순화된 지지장치

Country Status (9)

Country Link
US (1) US6857847B2 (ko)
EP (1) EP1369562B1 (ko)
JP (1) JP2004028096A (ko)
KR (1) KR101013263B1 (ko)
CN (2) CN102425460A (ko)
CA (1) CA2430444C (ko)
DE (1) DE60329142D1 (ko)
IT (1) ITMI20021219A1 (ko)
NO (1) NO20032527L (ko)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011056928A3 (en) * 2009-11-06 2011-09-22 Jetheat Inc. Micro-turbine combustor

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20060095461A1 (en) * 2004-11-03 2006-05-04 Raymond Robert L System and method for monitoring a computer environment
GB2422641B (en) * 2005-01-28 2007-11-14 Rolls Royce Plc Vane for a gas turbine engine
US8517666B2 (en) * 2005-09-12 2013-08-27 United Technologies Corporation Turbine cooling air sealing
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
FR2923525B1 (fr) * 2007-11-13 2009-12-18 Snecma Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine
WO2009074355A1 (de) * 2007-12-10 2009-06-18 Siemens Aktiengesellschaft Axialturbomaschine mit reduzierten spaltverlusten
JP5193960B2 (ja) 2009-06-30 2013-05-08 株式会社日立製作所 タービンロータ
EP3068996B1 (en) * 2013-12-12 2019-01-02 United Technologies Corporation Multiple injector holes for gas turbine engine vane
EP3020929A1 (en) 2014-11-17 2016-05-18 United Technologies Corporation Airfoil platform rim seal assembly

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3275294A (en) * 1963-11-14 1966-09-27 Westinghouse Electric Corp Elastic fluid apparatus
US3529905A (en) * 1966-12-12 1970-09-22 Gen Motors Corp Cellular metal and seal
JPS58197404A (ja) * 1982-05-14 1983-11-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビンノズル翼
US4526508A (en) * 1982-09-29 1985-07-02 United Technologies Corporation Rotor assembly for a gas turbine engine
US4416457A (en) * 1983-01-24 1983-11-22 Westinghouse Electric Corp. Grooved honeycomb labyrinth seal for steam turbines
FR2552159B1 (fr) 1983-09-21 1987-07-10 Snecma Dispositif de liaison et d'etancheite de secteurs d'aubes de stator de turbine
US5197281A (en) * 1990-04-03 1993-03-30 General Electric Company Interstage seal arrangement for airfoil stages of turbine engine counterrotating rotors
US5176496A (en) * 1991-09-27 1993-01-05 General Electric Company Mounting arrangements for turbine nozzles
US5215435A (en) * 1991-10-28 1993-06-01 General Electric Company Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals
US5320483A (en) * 1992-12-30 1994-06-14 General Electric Company Steam and air cooling for stator stage of a turbine
US5358374A (en) * 1993-07-21 1994-10-25 General Electric Company Turbine nozzle backflow inhibitor
JPH07139305A (ja) * 1993-11-16 1995-05-30 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ラビリンスシール固定構造
JP3327814B2 (ja) * 1997-06-18 2002-09-24 三菱重工業株式会社 ガスタービンのシール装置
JP3887469B2 (ja) * 1997-11-28 2007-02-28 株式会社東芝 ガスタービンプラント
US6065928A (en) * 1998-07-22 2000-05-23 General Electric Company Turbine nozzle having purge air circuit
JP2000230405A (ja) * 1999-02-09 2000-08-22 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン静翼先端部シール
US6183192B1 (en) * 1999-03-22 2001-02-06 General Electric Company Durable turbine nozzle
US6398488B1 (en) * 2000-09-13 2002-06-04 General Electric Company Interstage seal cooling
US6769865B2 (en) * 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011056928A3 (en) * 2009-11-06 2011-09-22 Jetheat Inc. Micro-turbine combustor

Also Published As

Publication number Publication date
CA2430444C (en) 2010-02-16
EP1369562A3 (en) 2007-11-21
JP2004028096A (ja) 2004-01-29
CN102425460A (zh) 2012-04-25
DE60329142D1 (de) 2009-10-22
CA2430444A1 (en) 2003-12-05
US6857847B2 (en) 2005-02-22
EP1369562B1 (en) 2009-09-09
US20040033132A1 (en) 2004-02-19
NO20032527L (no) 2003-12-08
NO20032527D0 (no) 2003-06-04
ITMI20021219A1 (it) 2003-12-05
EP1369562A2 (en) 2003-12-10
CN1495339A (zh) 2004-05-12
KR101013263B1 (ko) 2011-02-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11073084B2 (en) Turbocooled vane of a gas turbine engine
CA2522168C (en) Hybrid turbine blade tip clearance control system
CA2647121C (en) Multi-source gas turbine cooling
US20110085892A1 (en) Vortex chambers for clearance flow control
JPH0216305A (ja) 軸流ガスタービン
KR101013263B1 (ko) 가스 터빈의 노즐용의 단순화된 지지장치
KR101985109B1 (ko) 1단 터빈 베인 지지 구조 및 이를 포함하는 가스터빈
CA2646297C (en) Turbomachine module provided with a device to improve radial clearances
RU2299993C2 (ru) Конструкция для отделения друг от друга турбодетандеров высокого и низкого давления в газовой турбине
JP4100903B2 (ja) ロータディスク用のボルト継手及びその中の熱勾配を減少させる方法
JP4195692B2 (ja) チャンバの下側の空洞にステータシュラウドを有するガスタービン
KR20050086580A (ko) 가스 터빈 스테이지의 내부 케이싱 및 노즐 지지 장치로구성된 조립체
US9382802B2 (en) Compressor rotor
EP3287605B1 (en) Rim seal for gas turbine engine
KR102566946B1 (ko) 씰링 어셈블리 및 이를 포함하는 터보머신
KR102440257B1 (ko) 씰링 어셈블리 및 이를 포함하는 터보머신
KR102655158B1 (ko) 씰링 어셈블리 및 이를 포함하는 터보머신
KR102433705B1 (ko) 스테이터 및 이를 포함하는 터보머신
KR102659819B1 (ko) 씰링 어셈블리 및 이를 포함하는 터보머신
US11015470B2 (en) Diffuser flex seal assembly
JPH1122412A (ja) ガスタービンシールリング保持環の冷却方法
KR20240026652A (ko) 로터 및 이를 포함하는 터보머신
JP2024014757A (ja) 停止用ロータ冷却システム
WO2020263395A1 (en) Seal assembly in a gas turbine engine
US20180073381A1 (en) Method for designing a fluid flow engine and fluid flow engine

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
LAPS Lapse due to unpaid annual fee