KR20100116619A - 터빈 디스크 및 가스 터빈 - Google Patents

터빈 디스크 및 가스 터빈 Download PDF

Info

Publication number
KR20100116619A
KR20100116619A KR1020107018233A KR20107018233A KR20100116619A KR 20100116619 A KR20100116619 A KR 20100116619A KR 1020107018233 A KR1020107018233 A KR 1020107018233A KR 20107018233 A KR20107018233 A KR 20107018233A KR 20100116619 A KR20100116619 A KR 20100116619A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
cooling
turbine
turbine disk
circumferential direction
cooling hole
Prior art date
Application number
KR1020107018233A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101245094B1 (ko
Inventor
신야 하시모토
겐이치 아라세
Original Assignee
미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
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 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 filed Critical 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤
Publication of KR20100116619A publication Critical patent/KR20100116619A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101245094B1 publication Critical patent/KR101245094B1/ko

Links

Images

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
    • 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
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
    • 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
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • 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
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

터빈 디스크 및 가스 터빈에 있어서, 로터 (24) 에 고결됨으로써 자유롭게 회전할 수 있도록 지지하고, 외부 둘레부에 복수의 동익 (22a) 을 둘레 방향으로 병설하고, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 동익 (22a) 내부의 냉각 통로 (41) 에 연통되는 제 1 냉각 구멍 (42) 을 둘레 방향으로 병설함과 함께, 각 제 1 냉각 구멍 (42) 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍 (43) 을 형성하고, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 을 직경 방향 연통로 (47) 에 의해 연통시킴으로써, 응력 집중을 완화시켜 내구성의 향상을 도모한다.

Description

터빈 디스크 및 가스 터빈{TURBINE DISC AND GAS TURBINE}
본 발명은, 예를 들어, 압축한 고온·고압의 공기에 대해 연료를 공급하여 연소시키고, 발생된 연소 가스를 터빈에 공급하여 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 있어서, 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되어 외부 둘레부에 복수의 동익이 형성되는 터빈 디스크, 그리고 이 터빈 디스크를 갖는 가스 터빈에 관한 것이다.
가스 터빈은, 압축기와 연소기와 터빈에 의해 구성되어 있다. 공기 취입구로부터 도입된 공기가 압축기에 의해 압축됨으로써 고온·고압의 압축 공기가 된다. 연소기에 의해, 이 압축 공기에 대해 연료가 공급되어 연소된다. 고온·고압의 연소 가스가 터빈을 구동시키고, 이 터빈에 연결된 발전기를 구동시킨다. 터빈은, 차실 내에 복수의 정익 및 동익이 교대로 배치 형성되어 구성되어 있고, 연소 가스에 의해 동익을 구동시킴으로써 발전기가 연결되는 출력축을 회전 구동시키고 있다. 그리고, 터빈을 구동시킨 연소 가스는, 배기 차실의 디퓨저에 의해 정압으로 변환되고 나서 대기로 방출된다.
가스 터빈은, 최근, 고출력화 및 고효율화가 요구되고 있어, 정익 및 동익으로 유도되는 연소 가스의 온도는 점점 높아지는 경향이 있다. 그 때문에, 일반적으로는, 정익 및 동익의 내부에 냉각 통로를 형성하고, 공기나 증기 등의 냉각 매체를 이 냉각 통로에 흐르게 함으로써, 이 정익 및 동익을 냉각시켜 내열성을 확보함과 함께, 연소 가스의 고온화를 도모하고, 출력 및 효율을 높이도록 하고 있다.
예를 들어, 동익에서는, 내부에 냉각 통로를 형성한 복수의 동익 본체가 터빈 디스크의 외부 둘레부에 둘레 방향으로 나란히 고정된다. 터빈 디스크에서는, 직경 방향을 따라 냉각 구멍이 형성되고, 이 냉각 구멍의 선단부는 동익 본체의 냉각 통로에 연통되어 있다. 그리고, 냉각 매체가 냉각 구멍에 대해 기단부 (基端部) 로부터 공급되고, 이 냉각 구멍을 통해 냉각 통로에 흐르게 되어, 동익 본체를 냉각시키고 있다.
이 터빈의 냉각 구조로는, 예를 들어, 하기 특허문헌 1 에 기재된 것이 있다.
일본 공개특허공보 평8-218804호
그런데, 터빈 디스크는, 복수의 동익이 연소 가스를 받아 고회전하기 때문에, 원심력에 의해 인장 응력이 작용한다. 상기 서술한 종래의 터빈의 냉각 구조에서, 터빈 디스크에는, 동익 본체와 동일한 수의 냉각 구멍이 형성되어 있기 때문에, 터빈 디스크에 작용하는 인장 응력은, 냉각 구멍의 근방에서 그 응력이 집중된다. 그 결과, 터빈 디스크의 내구성이 불충분해져, 고강도의 재료를 사용하거나 두께를 두껍게 하거나 하는 등의 대책이 필요하여, 고비용화를 초래한다는 문제가 있다.
본 발명은 상기 서술한 과제를 해결하는 것으로, 응력 집중을 완화시킴으로써 내구성의 향상을 도모하는 터빈 디스크 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기의 목적을 달성하기 위한 청구항 1 발명의 터빈 디스크는, 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되어 외부 둘레부에 복수의 동익이 둘레 방향으로 병설되는 터빈 디스크에 있어서, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 상기 각 동익 내부의 냉각 통로에 연통되는 복수의 제 1 냉각 구멍이 둘레 방향으로 병설됨과 함께, 상기 각 제 1 냉각 구멍 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍이 형성되는 것을 특징으로 하는 것이다.
청구항 2 발명의 터빈 디스크에서는, 상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 기단부로부터 냉각 가스를 공급할 수 있음과 함께, 상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 선단부가 둘레 방향을 따라 형성된 직경 방향 연통로에 의해 연통되는 것을 특징으로 하고 있다.
청구항 3 발명의 터빈 디스크에서는, 외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설된 다수의 끼워 맞춤 홈에 상기 각 동익의 끼워 맞춤 돌기가 끼워 맞춰짐으로써, 양자의 간극에 축 방향을 따른 축 방향 연통로가 형성되고, 상기 제 1 냉각 구멍은, 상기 축 방향 연통로에 둘레 방향에 대응하여 형성되고, 선단부가 상기 직경 방향 연통로 및 상기 축 방향 연통로에 연통되는 한편, 상기 제 2 냉각 구멍은, 둘레 방향에 있어서의 상기 제 1 냉각 구멍 사이에 형성되고, 선단부가 폐색됨과 함께 상기 직경 방향 연통로에 연통되는 것을 특징으로 하고 있다.
청구항 4 발명의 터빈 디스크에서는, 상기 축 방향 연통로는, 양 단부가 시일 피스에 의해 폐색되는 것을 특징으로 하고 있다.
청구항 5 발명의 터빈 디스크에서는, 상기 직경 방향 연통로는, 링 형상을 이루는 연통 홈이 시일링에 의해 폐색됨으로써 고리 형상으로 형성되는 것을 특징으로 하고 있다.
또한, 청구항 6 발명의 가스 터빈은, 압축기로 압축한 압축 공기에 연소기로 연료를 공급하여 연소시키고, 발생된 연소 가스를 터빈에 공급함으로써 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 있어서, 상기 터빈은, 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되는 터빈 디스크와, 그 터빈 디스크의 외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설되어 내부에 냉각 통로가 형성되는 복수의 동익을 갖고, 상기 터빈 디스크에, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 상기 냉각 통로에 연통되는 복수의 제 1 냉각 구멍이 둘레 방향으로 병설됨과 함께, 상기 각 제 1 냉각 구멍 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍이 형성되는 것을 특징으로 하는 것이다.
청구항 1 발명의 터빈 디스크에 의하면, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 각 동익 내부의 냉각 통로에 연통되는 복수의 제 1 냉각 구멍을 둘레 방향으로 병설함과 함께, 각 제 1 냉각 구멍 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍을 형성하고 있다. 따라서, 터빈 디스크는, 제 1 냉각 구멍과 제 2 냉각 구멍이 교대로 병설되게 되어, 둘레 방향에 있어서의 복수의 냉각 구멍 사이의 거리가 감소하여, 회전시에 각 냉각 구멍의 주변에 작용하는 응력 집중을 완화시킬 수 있다. 또한, 제 2 냉각 구멍을 형성함으로써 경량화가 가능해져, 그 결과, 내구성의 향상을 도모할 수 있다.
청구항 2 발명의 터빈 디스크에 의하면, 제 1 냉각 구멍과 제 2 냉각 구멍의 기단부로부터 냉각 가스를 공급할 수 있게 함과 함께, 제 1 냉각 구멍과 제 2 냉각 구멍의 선단부를 둘레 방향을 따라 형성된 직경 방향 연통로에 의해 연통시킨다. 따라서 냉각 가스를 제 1 냉각 구멍 및 제 2 냉각 구멍으로부터 직경 방향 연통로를 통해 동익의 냉각 통로에 공급하게 된다. 그 결과, 냉각 가스의 통로 면적을 확대함으로써 압력 손실을 저감시킬 수 있어, 동익의 냉각 효율을 향상시킬 수 있다.
청구항 3 발명의 터빈 디스크에 의하면, 외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설된 다수의 끼워 맞춤 홈에 각 동익의 끼워 맞춤 돌기를 끼워 맞춤으로써, 양자의 간극에 축 방향을 따른 축 방향 연통로를 형성하고, 제 1 냉각 구멍을 축 방향 연통로에 둘레 방향에 대응하여 형성하고, 선단부를 직경 방향 연통로 및 축 방향 연통로에 연통시키는 한편, 제 2 냉각 구멍을 둘레 방향에 있어서의 제 1 냉각 구멍 사이에 형성하고, 선단부를 폐색함과 함께 직경 방향 연통로에 연통시킨다. 그 결과, 제 1 냉각 구멍과 제 2 냉각 구멍을 적정 위치에 형성하여, 냉각 가스를 효율적으로 동익의 냉각 통로에 공급할 수 있어, 구조의 간소화를 가능하게 할 수 있다.
청구항 4 발명의 터빈 디스크에 의하면, 축 방향 연통로의 양 단부를 시일 피스에 의해 폐색한다. 그 결과, 동익의 끼워 맞춤 돌기가 끼워 맞춰지는 끼워 맞춤 홈의 가공성을 향상시킬 수 있어, 시일 피스에 의해 누설이 없는 축 방향 연통로를 적정하게 형성할 수 있다.
청구항 5 발명의 터빈 디스크에 의하면, 직경 방향 연통로를, 링 형상을 이루는 연통 홈을 시일링에 의해 폐색함으로써 고리 형상으로 형성한다. 그 결과, 직경 방향 연통로를 용이하게 구성함으로써 가공성을 향상시킬 수 있어, 시일링에 의해 누설이 없는 직경 방향 연통로를 적정하게 형성할 수 있다.
청구항 6 발명의 가스 터빈에 의하면, 압축기와 연소기와 터빈에 의해 구성하고, 터빈으로서, 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되는 터빈 디스크와, 터빈 디스크의 외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설되어 내부에 냉각 통로가 형성되는 복수의 동익을 형성하고, 터빈 디스크에, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 냉각 통로에 연통되는 복수의 제 1 냉각 구멍을 둘레 방향으로 병설함과 함께, 각 제 1 냉각 구멍 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍을 형성하고 있다. 따라서, 터빈 디스크는, 제 1 냉각 구멍과 제 2 냉각 구멍이 교대로 병설되게 되어, 둘레 방향에 있어서의 복수의 냉각 구멍의 거리가 감소하여, 회전시에 각 냉각 구멍의 주변에 작용하는 응력 집중을 완화시킬 수 있고, 또한 제 2 냉각 구멍을 형성함으로써 경량화가 가능해져, 내구성의 향상을 도모할 수 있다. 그 결과, 터빈 출력 및 효율을 향상시킬 수 있다.
도 1 은 본 발명의 일 실시예에 관련된 가스 터빈에 있어서의 터빈 상류부의 개략도이다.
도 2 는 본 실시예의 가스 터빈에 있어서의 터빈 디스크의 주요부 정면도이다.
도 3 은 도 2 의 III-III 단면도이다.
도 4 는 도 2 의 IV-IV 단면도이다.
도 5 는 본 실시예의 가스 터빈에 있어서의 동익의 분해 사시도이다.
도 6 은 냉각 구멍의 직경과 간격과 응력 집중 계수의 관계를 나타내는 설명도이다.
도 7 은 냉각 구멍의 직경 및 간격에 대한 응력 집중 계수를 나타내는 그래프이다.
도 8 은 본 실시예의 가스 터빈의 개략 구성도이다.
도 9 는 본 실시예의 가스 터빈에 있어서의 터빈 디스크의 변형예를 나타내는 개략도이다.
발명을 실시하기 위한 최선의 형태
이하에 첨부 도면을 참조하여, 본 발명에 관련된 터빈 디스크 및 가스 터빈의 바람직한 실시예를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시예에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니다.
실시예
도 1 은 본 발명의 일 실시예에 관련된 가스 터빈에 있어서의 터빈 상류부의 개략도, 도 2 는 본 실시예의 가스 터빈에 있어서의 터빈 디스크의 주요부 정면도, 도 3 은 도 2 의 III-III 단면도, 도 4 는 도 2 의 IV-IV 단면도, 도 5 는 본 실시예의 가스 터빈에 있어서의 동익의 분해 사시도, 도 6 은 냉각 구멍의 직경과 간격과 응력 집중 계수의 관계를 나타내는 설명도, 도 7 은 냉각 구멍의 직경 및 간격에 대한 응력 집중 계수를 나타내는 그래프, 도 8 은 본 실시예의 가스 터빈의 개략 구성도, 도 9 는 본 실시예의 가스 터빈에 있어서의 터빈 디스크의 변형예를 나타내는 개략도이다.
본 실시예의 가스 터빈은, 도 8 에 나타내는 바와 같이, 압축기 (11) 와 연소기 (12) 와 터빈 (13) 과 배기실 (14) 에 의해 구성되고, 이 터빈 (13) 에 도시되지 않은 발전기가 연결되어 있다. 이 압축기 (11) 는, 공기를 도입하는 공기 취입구 (15) 를 갖고, 압축기 차실 (16) 내에 복수의 정익 (17) 과 동익 (18) 이 교대로 배치 형성되어 이루어지고, 그 외측에 추기 (抽氣) 매니폴드 (19) 가 형성되어 있다. 연소기 (12) 는, 압축기 (11) 로 압축된 압축 공기에 대해 연료를 공급하고, 버너로 점화함으로써 연소시킬 수 있게 되어 있다. 터빈 (13) 은, 터빈 차실 (20) 내에 복수의 정익 (21) 과 동익 (22) 이 교대로 배치 형성되어 있다. 배기실 (14) 은, 터빈 (13) 에 연속하는 배기 디퓨저 (23) 를 가지고 있다. 또한, 압축기 (11), 연소기 (12), 터빈 (13), 배기실 (14) 의 중심부를 관통하도록 로터 (터빈축 ; 24) 가 위치하고 있고, 압축기 (11) 측의 단부가 베어링부 (25) 에 의해 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되는 한편, 배기실 (14) 측의 단부가 베어링부 (26) 에 의해 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되어 있다. 그리고, 이 로터 (24) 에는, 복수의 디스크가 고정되어, 각 동익 (18, 22) 이 고정됨과 함께, 배기실 (14) 측의 단부에 도시되지 않은 발전기의 구동축이 연결되어 있다.
압축기 (11) 의 공기 취입구 (15) 로부터 도입된 공기가, 복수의 정익 (21) 과 동익 (22) 을 통과하여 압축됨으로써 고온·고압의 압축 공기가 된다. 연소기 (12) 로, 이 압축 공기에 대해 소정 연료가 공급되어 연소된다. 그리고, 이 연소기 (12) 에서 생성된 작동 유체인 고온·고압의 연소 가스가, 터빈 (13) 을 구성하는 복수의 정익 (21) 과 동익 (22) 을 통과함으로써 로터 (24) 를 구동 회전시키고, 이 로터 (24) 에 연결된 발전기를 구동시킨다. 배기 가스는 배기실 (14) 의 배기 디퓨저 (23) 에 의해 정압으로 변환되고 나서 대기로 방출된다.
상기 서술한 터빈 (13) 에 있어서, 도 1 에 나타내는 바와 같이, 터빈 차실 (20) 에는, 연료 가스의 흐름 방향 (도 1 의 화살표 방향) 을 따라 정익 (21a, 21b …) 이 배치 형성되어 있다. 각 정익 (21a, 21b …) 은, 터빈 차실 (20) 의 둘레 방향을 따라 균등 간격으로 복수 형성되어 있다. 또한, 로터 (24 ; 도 8 참조) 에는, 그 축 방향을 따라 터빈 디스크 (31a, 31b …) 가 일체 회전 가능하게 연결되어 있다. 이 각 터빈 디스크 (31a, 31b …) 의 외부 둘레부에 동익 (22a, 22b …) 이 고정되어 있다. 각 동익 (22a, 22b …) 은, 각 터빈 디스크 (31a, 31b …) 의 둘레 방향을 따라 균등 간격으로 복수 형성되어 있다.
도 5 에서, 터빈 디스크 (31a) 는, 원반 형상을 이루고, 외부 둘레부에 축 방향을 따른 끼워 맞춤 홈 (32) 이 둘레 방향으로 균등 간격으로 복수 형성된다. 각 끼워 맞춤 홈 (32) 의 하부에 이 끼워 맞춤 홈 (32) 과 일체로 축 방향 연통 홈 (33) 이 형성되어 있다. 동익 (22a) 은, 플랫폼 (34) 의 상부에 동익 본체 (35) 가 일체로 세워 설치된다. 플랫폼 (34) 의 하부에 끼워 맞춤 홈 (32) 에 끼워 맞출 수 있는 익근부 (翼根部) (끼워 맞춤 돌기 ; 36) 가 일체로 형성된다. 이 익근부 (36) 의 하부에는, 축 방향의 일방측에 돌출되는 돌출부 (36a) 가 일체로 형성되어 있다.
터빈 디스크 (31a) 는, 축 방향의 일방측 (앞 가장자리측) 에 링 형상을 이루는 원주 플랜지부 (37) 가 형성되어 있다. 이 원주 플랜지부 (37) 에는, 각 축 방향 연통 홈 (33) 과 직선 상에 위치하여 노치부 (38) 가 각각 형성되어 있다. 터빈 디스크 (31a) 의 노치부 (38) 에 익근부 (36) 의 돌출부 (36a) 를 끼워 맞출 수 있음과 함께, 시일 피스 (39) 를 끼워 맞출 수 있게 되어 있다.
복수의 동익 (22a) 에는, 익근부 (36) 가 끼워 맞춤 홈 (32) 에 슬라이드 끼워 맞춰져 터빈 디스크 (31a) 에 장착된다. 도 3 을 이용하여 설명하면, 이 때, 익근부 (36) 의 하면과 축 방향 연통 홈 (33) 사이에 간극이 형성됨으로써, 축 방향 연통로 (40) 가 구성된다. 이 축 방향 연통로 (40) 에는, 동익 (22a) 의 내부에 형성된 냉각 통로 (41) 가 연통되어 있다. 그리고, 터빈 디스크 (31a) 의 노치부 (38) 에 익근부 (36) 의 돌출부 (36a) 가 끼워 맞춰지고, 그 외측으로부터 시일 피스 (39) 가 끼워 맞춰짐으로써, 축 방향 연통로 (40) 의 일방측의 일부가 폐색된다. 이 시일 피스 (39) 는, 수평으로부터 상방으로 굴곡하는 후크 (39a) 를 가지고 있고, 노치부 (38) 에 끼워 맞춰진 상태에서, 이 후크 (39a) 가 익근부 (36) 의 노치 (36b) 에 걸림으로써 탈락이 저지된다. 또한, 축 방향 연통로 (40) 는, 타방측 (뒷 가장자리측) 에도 도시되지 않은 시일 피스가 끼워 맞춰짐으로써 폐색된다.
터빈 디스크 (31a) 에는, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 각 동익 (22a) 의 냉각 통로 (41) 에 연통되는 제 1 냉각 구멍 (42) 이 둘레 방향으로 복수 병설되어 있다. 또한, 터빈 디스크 (31a) 에는, 이 제 1 냉각 구멍 (42) 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍 (43) 이 둘레 방향으로 복수 병설되어 있다. 이 제 1 냉각 구멍 (42) 은, 축 방향 연통로 (40) 에 대응하여 형성되고, 그 기단부가 터빈 차실 (20) 의 내측에 개구되는 한편, 선단부가 축 방향 연통로 (40) 에 연통되어 있다. 도 4 를 참조하면, 제 2 냉각 구멍 (43) 은, 그 기단부가, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 동일하게, 터빈 차실 (20) 의 내측에 개구된다. 제 2 냉각 구멍 (43) 의 선단부는 원주 플랜지부 (37) 를 관통하여, 플러그 (44) 가 끼워 장착됨으로써 폐색되어 있다.
도 3 내지 도 5 를 참조하면, 터빈 디스크 (31a) 에는, 외부 둘레부측의 평면부에 링 형상을 이루는 직경 방향 연통 홈 (45) 이 형성되어 있다. 이 직경 방향 연통 홈 (45) 의 개구부측에 시일링 (46) 이 고정되어 폐색됨으로써, 고리 형상을 이루는 직경 방향 연통로 (47) 가 형성된다. 이 직경 방향 연통 홈 (45) 은, 각 제 1 냉각 구멍 (42) 및 각 제 2 냉각 구멍 (43) 과 교차되어 연통되어 있다. 도 3 과 도 4 에 나타내는 바와 같이, 시일링 (46) 은, 내부 둘레부에, 직경 방향 연통 홈 (45) 의 나사부 (45a) 에 나선 결합되는 나사부 (46a) 가 형성되어 있다. 직경 방향 연통로 측면에 직경 방향 연통 홈 (45) 의 바닥부 (45b) 에 맞닿을 수 있는 위치 결정 돌기 (46b) 가 둘레 방향으로 소정 간격으로 복수 형성되어 있다.
따라서, 시일링 (46) 은, 나사부 (46a) 를 나사부 (45a) 에 나선 결합되도록 회전시켜, 위치 결정 돌기 (46b) 가 직경 방향 연통 홈 (45) 의 바닥부 (45b) 에 맞닿음으로써, 위치 결정 고정되어, 직경 방향 연통로 (47) 가 형성된다. 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 은, 각 선단부가 이 직경 방향 연통로 (47) 에 의해 연통된다. 직경 방향 연통로 (47) 는 축 방향 연통로 (40) 에 연통된다.
또한, 여기서는, 1 단째의 동익 (22a) 및 터빈 디스크 (31a) 에 대해 설명했는데, 2 단째 이후의 동익 (22b …) 및 터빈 디스크 (31b …) 에 대해서도 동일한 구성으로 되어 있다.
그런데, 도 1 을 참조하면, 터빈 차실 (20) 의 내측에는, 터빈 디스크 (31a) 와 커버 (51) 에 의해 구획된 공간부 (52) 가 형성되어 있다. 이 공간부 (52) 에는, 압축기 (11) 로부터 추기하여 냉각시킨 냉각 공기가 공급되어 있다. 압축기 (11 ; 도 8 참조) 로 압축된 압축 공기는, 쿨러 (도시되지 않음) 에 보내져 소정 온도까지 냉각된 후 공간부 (52) 에 보내진다. 이 공간부 (52) 에 보내진 냉각 공기 (냉각 가스) 는, 스로틀부 (53) 를 통하여 각 냉각 구멍 (42, 43) 에 흡입되게 된다.
이와 같이 구성된 본 실시예의 터빈 (13) 에 있어서, 냉각 공기는, 제 1 냉각 구멍 (42) 을 통하여 축 방향 연통로 (40) 에 공급됨과 함께, 제 2 냉각 구멍 (43) 을 통하여 직경 방향 연통로 (47) 로부터 축 방향 연통로 (40) 에 공급된다. 이 냉각 공기가 축 방향 연통로 (40) 로부터 냉각 통로 (41) 에 공급됨으로써, 동익 (22a) 이 냉각된다.
터빈 디스크 (31a) 는, 둘레 방향을 따라 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 이 교대로 형성됨으로써, 냉각 구멍 (42, 43) 간의 거리가 단축되게 되어, 응력 집중이 저감된다. 도 6 과 같이, 냉각 구멍 (42, 43) 의 내경을 a, 인접하는 냉각 구멍 (42, 43) 의 중심 거리를 b, 응력 집중 계수를 σ 로 한다. 응력 집중 계수 (σ) 는, 도 7 에 나타내는 바와 같이, a/b 가 커질수록 작아지는 경향이 있다. 제 1 냉각 구멍만이 형성된 종래의 터빈 디스크에서는, 인접하는 제 1 냉각 구멍의 중심 거리 (b1) 가 길기 때문에, a1/b1 에 대한 응력 집중 계수 (σ1) 는 높아진다. 한편, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 이 교대로 형성된 본 실시예의 터빈 디스크 (31a) 에서는, 인접하는 냉각 구멍 (42, 43) 의 중심 거리 (b2) 가 짧기 때문에, a2/b2 에 대한 응력 집중 계수 (σ2) 가 저감된다.
이와 같이 본 실시예의 터빈 디스크 (31a) 는, 로터 (24) 에 고결 (固結) 되어 있다. 이 로터 (24) 는 자유롭게 회전할 수 있도록 지지된다. 터빈 디스크 (31a) 의 외부 둘레부에 복수의 동익 (22a) 이 둘레 방향으로 병설된다. 터빈 디스크 (31a) 내부에는, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여, 동익 (22a) 내부의 냉각 통로 (41) 에 연통되는 제 1 냉각 구멍 (42) 을 둘레 방향으로 병설한다. 제 2 냉각 구멍 (43) 은, 각 제 1 냉각 구멍 (42) 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통한다.
따라서, 터빈 디스크 (31a) 는, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 이 둘레 방향으로 교대로 병설되게 되어, 둘레 방향에 있어서의 복수의 냉각 구멍 (42, 43) 의 거리가 감소한다. 그 때문에 로터의 회전시에 각 냉각 구멍 (42, 43) 의 주변에 작용하는 응력 집중을 완화시킬 수 있다. 또한, 새롭게 제 2 냉각 구멍 (43) 을 형성함으로써 터빈 디스크 (31a) 의 경량화가 가능해진다. 그 결과, 터빈 디스크 (31a) 의 내구성의 향상을 도모할 수 있다.
또한, 본 실시예의 터빈 디스크에서는, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 의 기단부로부터 냉각 가스를 공급할 수 있게 함과 함께, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 의 선단부를 둘레 방향을 따라 형성된 직경 방향 연통로 (47) 에 의해 연통시키고 있어, 냉각 가스를 제 1 냉각 구멍 (42) 및 제 2 냉각 구멍 (43) 으로부터 직경 방향 연통로 (47) 를 통해 동익 (22a) 의 냉각 통로 (41) 에 공급한다. 그 결과, 냉각 가스의 통로 면적을 확대함으로써 압력 손실을 저감시킬 수 있어, 동익 (22a) 의 냉각 효율을 향상시킬 수 있다.
또한, 본 실시예의 터빈 디스크에서는, 외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설된 다수의 끼워 맞춤 홈 (32) 에 각 동익 (22a) 의 익근부 (36) 를 끼워 맞춤으로써, 양자의 간극에 축 방향을 따른 축 방향 연통로 (40) 를 형성하고, 제 1 냉각 구멍 (42) 을 축 방향 연통로 (40) 에 둘레 방향에 대응하여 형성하고, 선단부를 직경 방향 연통로 (47) 및 축 방향 연통로 (40) 에 연통시키는 한편, 제 2 냉각 구멍 (43) 을 둘레 방향에 있어서의 제 1 냉각 구멍 (42) 사이에 형성하고, 선단부를 플러그 (44) 에 의해 폐색함과 함께 직경 방향 연통로 (47) 에 연통시키고 있고, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 을 적정 위치에 형성하여, 냉각 가스를 효율적으로 동익 (22a) 의 냉각 통로 (41) 에 공급한다. 구조의 간소화를 가능하게 할 수 있다.
또한, 본 실시예의 터빈 디스크에서는, 축 방향 연통로 (40) 의 양 단부를 시일 피스 (39) 에 의해 폐색하고 있다. 동익 (22a) 의 익근부 (36) 가 끼워 맞춰지는 끼워 맞춤 홈 (32) 의 가공성을 향상시킬 수 있다. 시일 피스 (39) 에 의해 누설이 없는 축 방향 연통로 (40) 를 적정하게 형성할 수 있다.
또한, 본 실시예의 터빈 디스크에서는, 직경 방향 연통로 (47) 를, 링 형상을 이루는 직경 방향 연통 홈 (45) 을 시일링 (46) 에 의해 폐색함으로써 고리 형상으로 형성하고 있다. 직경 방향 연통로 (47) 를 용이하게 구성함으로써 가공성을 향상시킬 수 있다. 시일링 (46) 에 의해 누설이 없는 직경 방향 연통로 (47) 를 형성할 수 있다.
또한, 본 실시예의 가스 터빈에 있어서는, 압축기 (11) 와 연소기 (12) 와 터빈 (13) 에 의해 구성하고, 터빈 (13) 은 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되는 터빈 디스크 (31a, 31b …) 와, 터빈 디스크 (31a, 31b …) 의 외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설되어, 내부에 냉각 통로 (41) 가 형성되는 복수의 동익 (22a, 22b …) 을 형성하고, 터빈 디스크 (31a, 31b …) 에는, 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 냉각 통로 (41) 에 연통되는 복수의 제 1 냉각 구멍 (42) 을 둘레 방향으로 병설함과 함께, 각 제 1 냉각 구멍 (42) 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍 (43) 을 형성하고 있다.
따라서, 터빈 디스크 (31a, 31b …) 에는, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 이 둘레 방향으로 교대로 병설되게 되어, 둘레 방향에 있어서의 복수의 냉각 구멍 (42, 43) 의 거리가 감소한다. 회전시에 각 냉각 구멍 (42, 43) 의 주변에 작용하는 응력 집중을 완화시킬 수 있다. 또한, 새롭게 제 2 냉각 구멍 (43) 을 형성함으로써 경량화가 가능해져, 내구성의 향상을 도모할 수 있다. 그 결과, 터빈 출력 및 효율을 향상시킬 수 있다.
또한, 상기 서술한 실시예에서는, 터빈 디스크 (31a) 의 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 제 1 냉각 구멍 (42) 을 형성함과 함께, 이 제 1 냉각 구멍 (42) 사이에 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 제 2 냉각 구멍 (43) 을 형성하였는데, 이 구성에 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 터빈 디스크에서, 제 1 냉각 구멍 사이에 복수의 제 2 냉각 구멍을 형성하거나, 이 제 2 냉각 구멍의 내경을 제 1 냉각 구멍보다 작은 직경으로 하거나 해도 된다. 또한, 제 1 냉각 구멍 (42) 과 제 2 냉각 구멍 (43) 의 구멍 형상을 진원 형상에 한정하지 않고, 타원 형상 등의 이형상으로 해도 된다.
그리고, 제 1 냉각 구멍 (42) 이나 제 2 냉각 구멍 (43) 을 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 형성하는 것은, 도 9 에 나타내는 바와 같이, 둘레 방향에 대해 축 방향으로 경사지게 형성해도 된다. 로터 디스크의 외측에 있어서, 냉각 구멍의 개구부에 있어서의 응력 집중의 완화를 실현할 수 있다.
또한, 상기 서술한 실시예에서는, 본 발명의 제 2 냉각 구멍을, 터빈 디스크 (31a) 의 제 1 냉각 구멍 (42) 사이에 형성한 제 2 냉각 구멍 (43) 으로서 설명했는데, 이 제 2 냉각 구멍 (43) 을, 직경 방향 연통로 (47) 를 형성하지 않고 선단부가 폐색된 제 2 냉각 구멍으로 해도 되고, 이 경우에도, 터빈 디스크에 작용하는 응력 집중을 완화시킬 수 있음과 함께, 경량화를 도모할 수 있다.
산업상 이용가능성
본 발명에 관련된 터빈 디스크 및 가스 터빈은, 터빈 디스크에 작용하는 응력 집중을 완화시킴으로써 내구성의 향상을 도모하는 것으로, 어떠한 종류의 가스 터빈에도 적용할 수 있다.
11 압축기
12 연소기
13 터빈
14 배기실
21, 21a, 21b … 정익
22, 22a, 22b … 동익
31a, 31b … 터빈 디스크
32 끼워 맞춤 홈
36 익근부 (끼워 맞춤 돌기)
39 시일 피스
40 축 방향 연통로
41 냉각 통로
42 제 1 냉각 구멍
43 제 2 냉각 구멍
44 플러그
46 시일링
47 직경 방향 연통로

Claims (6)

  1. 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되어 외부 둘레부에 복수의 동익이 둘레 방향으로 병설되는 터빈 디스크에 있어서,
    터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 상기 각 동익 내부의 냉각 통로에 연통되는 복수의 제 1 냉각 구멍이 둘레 방향으로 병설됨과 함께,
    상기 각 제 1 냉각 구멍 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍이 형성되는 것을 특징으로 하는 터빈 디스크.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 기단부 (基端部) 로부터 냉각 가스를 공급할 수 있음과 함께,
    상기 제 1 냉각 구멍과 상기 제 2 냉각 구멍의 선단부가 둘레 방향을 따라 형성된 직경 방향 연통로에 의해 연통되는 것을 특징으로 하는 터빈 디스크.
  3. 제 2 항에 있어서,
    외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설된 다수의 끼워 맞춤 홈에 상기 각 동익의 끼워 맞춤 돌기가 끼워 맞춰짐으로써, 양자의 간극에 축 방향을 따른 축 방향 연통로가 형성되고,
    상기 제 1 냉각 구멍은, 상기 축 방향 연통로에 둘레 방향에 대응하여 형성되고, 선단부가 상기 직경 방향 연통로 및 상기 축 방향 연통로에 연통되는 한편,
    상기 제 2 냉각 구멍은, 둘레 방향에 있어서의 상기 제 1 냉각 구멍 사이에 형성되고, 선단부가 폐색됨과 함께 상기 직경 방향 연통로에 연통되는 것을 특징으로 하는 터빈 디스크.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 축 방향 연통로는, 양 단부가 시일 피스에 의해 폐색되는 것을 특징으로 하는 터빈 디스크.
  5. 제 2 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 직경 방향 연통로는, 링 형상을 이루는 연통 홈이 시일링에 의해 폐색됨으로써 고리 형상으로 형성되는 것을 특징으로 하는 터빈 디스크.
  6. 압축기로 압축한 압축 공기에 연소기로 연료를 공급하여 연소시키고, 발생된 연소 가스를 터빈에 공급함으로써 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 있어서,
    상기 터빈은, 자유롭게 회전할 수 있도록 지지되는 터빈 디스크와, 그 터빈 디스크의 외부 둘레부에 둘레 방향으로 병설되어 내부에 냉각 통로가 형성되는 복수의 동익을 갖고,
    상기 터빈 디스크에,
    터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하여 상기 냉각 통로에 연통되는 복수의 제 1 냉각 구멍이 둘레 방향으로 병설됨과 함께,
    상기 각 제 1 냉각 구멍 사이에 위치하여 터빈 디스크의 내측으로부터 외측을 향하여 관통하는 제 2 냉각 구멍이 형성되는 것을 특징으로 하는 가스 터빈.
KR1020107018233A 2008-02-27 2009-01-16 터빈 디스크 및 가스 터빈 KR101245094B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2008046698A JP4939461B2 (ja) 2008-02-27 2008-02-27 タービンディスク及びガスタービン
JPJP-P-2008-046698 2008-02-27
PCT/JP2009/050551 WO2009107418A1 (ja) 2008-02-27 2009-01-16 タービンディスク及びガスタービン

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20100116619A true KR20100116619A (ko) 2010-11-01
KR101245094B1 KR101245094B1 (ko) 2013-03-18

Family

ID=41015824

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020107018233A KR101245094B1 (ko) 2008-02-27 2009-01-16 터빈 디스크 및 가스 터빈

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8770919B2 (ko)
EP (1) EP2246526B8 (ko)
JP (1) JP4939461B2 (ko)
KR (1) KR101245094B1 (ko)
CN (1) CN101960092B (ko)
WO (1) WO2009107418A1 (ko)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120183389A1 (en) * 2011-01-13 2012-07-19 Mhetras Shantanu P Seal system for cooling fluid flow through a rotor assembly in a gas turbine engine
JP5791430B2 (ja) 2011-08-29 2015-10-07 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ディスク吊り上げ用治具
CN103233900B (zh) * 2013-05-09 2018-02-06 林钧浩 管道轮增压通风压缩机
CN104153882B (zh) * 2013-05-15 2017-09-22 林钧浩 飞行器管道轮燃气发动机
CN105275499B (zh) * 2015-06-26 2016-11-30 中航空天发动机研究院有限公司 一种具有离心增压和封严效果的双辐板涡轮盘盘心进气结构
US10018065B2 (en) * 2015-09-04 2018-07-10 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flow control device for rotating flow supply system
KR101663306B1 (ko) * 2015-10-02 2016-10-06 두산중공업 주식회사 가스터빈 디스크
US10519857B2 (en) 2016-10-24 2019-12-31 Rolls-Royce Corporation Disk with lattice features adapted for use in gas turbine engines
US11143041B2 (en) * 2017-01-09 2021-10-12 General Electric Company Turbine have a first and second rotor disc and a first and second cooling fluid conduit wherein the second cooling fluid conduit is extended through an annular axially extended bore having a radially outer extent defined by a radially innermost surface of the rotor discs
JP7328794B2 (ja) * 2019-05-24 2023-08-17 三菱重工業株式会社 ロータディスク、ロータ軸、タービンロータ、及びガスタービン
CN116104586A (zh) * 2023-04-11 2023-05-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮转子叶片与涡轮盘的锁紧固定结构

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB617472A (en) * 1946-10-02 1949-02-07 Adrian Albert Lombard Improvements in or relating to gas-turbine-engines
GB612097A (en) * 1946-10-09 1948-11-08 English Electric Co Ltd Improvements in and relating to the cooling of gas turbine rotors
JPS62169201A (ja) * 1986-01-22 1987-07-25 Hitachi Ltd 機器保護ユニツト
JPH0740642Y2 (ja) 1986-04-17 1995-09-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼への冷却空気供給構造
JPH0231355A (ja) * 1988-07-20 1990-02-01 Seiko Epson Corp ヘッド構造
JPH0231355U (ko) * 1988-08-19 1990-02-27
JPH08218804A (ja) * 1995-02-10 1996-08-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービンのシール装置
DE19705442A1 (de) 1997-02-13 1998-08-20 Bmw Rolls Royce Gmbh Turbinen-Laufradscheibe mit Kühlluftkanälen
JP3442959B2 (ja) * 1997-02-21 2003-09-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼の冷却媒体通路
US5984636A (en) * 1997-12-17 1999-11-16 Pratt & Whitney Canada Inc. Cooling arrangement for turbine rotor
EP0926311B1 (de) * 1997-12-24 2003-07-09 ALSTOM (Switzerland) Ltd Rotor einer Strömungsmaschine
JPH11257019A (ja) * 1998-03-12 1999-09-21 Toshiba Corp ガスタービン
JP2001012205A (ja) * 1999-06-29 2001-01-16 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼冷却流量調整構造
JP3518447B2 (ja) * 1999-11-05 2004-04-12 株式会社日立製作所 ガスタービン，ガスタービン装置およびガスタービン動翼の冷媒回収方法
JP3361501B2 (ja) * 2000-03-02 2003-01-07 株式会社日立製作所 閉回路翼冷却タービン
GB0405679D0 (en) 2004-03-13 2004-04-21 Rolls Royce Plc A mounting arrangement for turbine blades
US6988367B2 (en) * 2004-04-20 2006-01-24 Williams International Co. L.L.C. Gas turbine engine cooling system and method
EP1875058A4 (en) 2005-04-25 2011-03-30 Williams Int Co Llc SYSTEM AND METHOD FOR COOLING A GAS TURBINE ENGINE
JP5129633B2 (ja) * 2008-03-28 2013-01-30 三菱重工業株式会社 冷却通路用カバーおよび該カバーの製造方法ならびにガスタービン

Also Published As

Publication number Publication date
WO2009107418A1 (ja) 2009-09-03
KR101245094B1 (ko) 2013-03-18
JP4939461B2 (ja) 2012-05-23
CN101960092A (zh) 2011-01-26
US20100290922A1 (en) 2010-11-18
EP2246526B8 (en) 2015-04-22
EP2246526A1 (en) 2010-11-03
EP2246526B1 (en) 2015-03-18
CN101960092B (zh) 2013-09-11
JP2009203870A (ja) 2009-09-10
US8770919B2 (en) 2014-07-08
EP2246526A4 (en) 2014-03-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101245094B1 (ko) 터빈 디스크 및 가스 터빈
US10480338B2 (en) Bladed rotor arrangement including axial projection
JP2017133503A (ja) 高ｏｐｒ（ｔ３）エンジン用圧縮機後方ロータリムの冷却
JP2017198202A (ja) タービン翼の先端シュラウドの冷却用シールレールのためのシステム
US20120003091A1 (en) Rotor assembly for use in gas turbine engines and method for assembling the same
CN108138655B (zh) 燃气轮机转子、燃气轮机以及燃气轮机设备
US11035240B2 (en) Turbine vane assembly and gas turbine including the same
KR102153066B1 (ko) 윙렛에 냉각홀을 가진 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
JP5863894B2 (ja) 動翼体及び回転機械
KR102291801B1 (ko) 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스터빈
US9689272B2 (en) Gas turbine and outer shroud
CN110431286B (zh) 用于涡轮机的尖端平衡狭缝
US20110162377A1 (en) Turbomachine nozzle
KR20190000306A (ko) 터보 기계의 로터 블레이드
JP6383088B2 (ja) ガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジン
US20190120081A1 (en) Blade ring segment for turbine section, turbine section having the same, and gas turbine having the turbine section
US11111803B2 (en) Sealing structure between turbine rotor disk and interstage disk
EP3456922B1 (en) Turbine blade with cooling structure, turbine including same turbine blade, and gas turbine including same turbine
WO2017047516A1 (ja) 燃焼器用筒、燃焼器及びガスタービン
KR101985098B1 (ko) 가스 터빈
KR101955116B1 (ko) 터빈 베인, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102178916B1 (ko) 터빈의 실링 모듈 및 이를 포함하는 발전용 터빈 장치
KR101984397B1 (ko) 로터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
KR20240127741A (ko) 터빈 블레이드의 씰 조립구조와 이를 포함하는 가스 터빈

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20160219

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170221

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180219

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190218

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20200302

Year of fee payment: 8