KR20110021933A - 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈 - Google Patents

가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈 Download PDF

Info

Publication number
KR20110021933A
KR20110021933A KR1020107028940A KR20107028940A KR20110021933A KR 20110021933 A KR20110021933 A KR 20110021933A KR 1020107028940 A KR1020107028940 A KR 1020107028940A KR 20107028940 A KR20107028940 A KR 20107028940A KR 20110021933 A KR20110021933 A KR 20110021933A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
rotor
turbine
passage
cooling air
cavity
Prior art date
Application number
KR1020107028940A
Other languages
English (en)
Inventor
게이따 다까무라
신야 하시모또
마사노리 유리
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 KR20110021933A publication Critical patent/KR20110021933A/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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • 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
    • F01D5/02—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
    • 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
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • 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
    • F02C7/28—Arrangement of seals

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

본 발명은, 터빈 케이싱(31) 내에 고정된 터빈 정익(32)에 내부 설치되어 터빈 케이싱의 내외를 연통하는 도입 통로(324)와, 로터측에 설치되어 상기 로터의 주위 방향을 따르는 개구를 갖는 로터 캐비티(334)와, 도입 통로에 연통하는 형태로 터빈 정익의 내주부에 설치되어 로터 캐비티의 개구에 토출구(326a)를 향하고, 또한 토출구에 스월러(327)를 갖는 노즐(326)과, 터빈 정익과 로터측의 사이에 설치된 브러시 시일부(328a)와, 로터에 고정되어 상기 로터와 함께 회전하고, 또한 터빈 동익(33)을 고정하는 디스크(333)의 내부에 설치된 냉각 통로(336)와, 냉각 통로에 로터 캐비티를 연통하는 승압 통로(337)를 구비하고, 노즐의 토출구와 로터 캐비티의 상기 승압 통로로의 접속구(337a)를, 로터의 중심 축선으로부터 반경 방향으로 등거리(r)로 배치한다.

Description

가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈 {COOLING AIR SUPPLY STRUCTURE OF GAS TURBINE AND GAS TURBINE}
본 발명은, 터빈 동익에 냉각 공기를 공급하는 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈에 관한 것이다.
가스 터빈은, 압축기와 연소기와 터빈에 의해 구성되어 있다. 압축기는, 공기 도입구로부터 받아들인 공기를 압축시킴으로써 고온ㆍ고압의 압축 공기로 한다. 연소기는, 압축 공기에 대하여 연료를 공급하여 연소시킴으로써 고온ㆍ고압의 연소 가스로 한다. 터빈은, 케이싱 내에 복수의 터빈 정익 및 터빈 동익이 교대로 배치되어 구성되어 있고, 배기 통로에 공급된 연소 가스에 의해 터빈 동익이 구동됨으로써 발전기의 연결된 로터를 회전 구동한다. 그리고, 터빈을 구동한 연소 가스는, 디퓨저에 의해 정압으로 변환되고 나서 대기에 방출된다. 이와 같이 구성되는 가스 터빈에 있어서는, 복수의 터빈 동익에 작용하는 연소 가스가 1500℃나 되어, 터빈 동익을 가열하여 파손시켜버릴 우려가 있으므로, 냉각 공기를 각 터빈 동익에 공급하여 냉각하고 있다.
종래의 가스 터빈에서는, 압축기로부터 공기를 취출하고, 이 공기를 냉각 공기로서 터빈 동익에 공급하는 것이 있다. 이러한 종래의 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조는, 터빈 정익의 내부에서 로터의 반경 방향으로 연장되는 도입 통로가 설치되어 있다. 이 도입 통로는, 터빈 정익의 외주측에서 압축기로 연결되는 외부 배관에 접속되어, 터빈 정익의 내주측에서 공기 통로에 접속되어 있다. 공기 통로는, 로터측을 향하고, 또한 로터의 회전 방향에 토출구를 향하여 설치되어 있다. 또한, 정익보다 반경 방향 내측의 디스크와 로터에 둘러싸인 공간의 로터측에는, 로터 캐비티가 설치되어 있다. 로터 캐비티는, 로터의 외경 방향을 향하여 동익 냉각용 공기를 도입하는 개구가 형성되어 있는 동시에, 로터의 반경 방향으로 연장되는 승압 통로를 통해 상기 터빈 정익의 후단의 터빈 동익 내부에 설치된 냉각 통로에 접속되어 있다. 그리고, 압축기로부터 외부 배관을 통하여 터빈 정익의 도입 통로로 유도된 냉각 공기는, 공기 통로에 의해 로터의 회전과 동일 방향의 속도 성분을 갖고 토출됨으로써 선회류를 공급하는 동시에, 로터 주속과의 상대 속도가 감소되면서 캐비티 내에 보내져, 승압 통로를 통해 냉각 통로에 공급된다. 또한, 터빈 정익의 내주측과 로터의 외주면의 사이에는, 케이싱 내로의 냉각 공기의 누설을 방지하는 시일 부재가 설치되어 있다(예를 들어, 특허 문헌 1, 2 참조).
특허 문헌 1 : 일본 특허 출원 공표 제2002-517652호 공보 특허 문헌 2 : 일본 특허 출원 공개 제2000-310127호 공보
상술한 종래의 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조에서는, 캐비티의 개구가 로터의 외주면에 형성되어 있고, 이 로터의 외주면을 향하는 터빈 정익의 내주측에 공기 통로의 토출구가 설치되어 있다. 이러한 구성에서는, 공기 통로의 토출구가, 캐비티 내의 승압 통로에의 접속구보다도, 로터의 회전 중심이 되는 중심 축선으로부터 반경 방향으로의 거리가 멀다. 이로 인해, 로터의 회전에 의해, 공기 통로의 토출구의 위치보다도 승압 통로의 접속구의 위치에서의 압력이 낮아진다. 이 결과, 시일 부재에 작용하는 압력이 커져 차압이 커지게 되므로, 연소 가스측으로의 냉각 공기 누설이 발생하여, 가스 터빈의 열효율의 저하를 초래하게 된다.
본 발명은, 상기에 감안하여 이루어진 것이며, 캐비티 내를 통과하는 냉각 공기의 연소 가스측으로의 누설을 저감할 수 있는 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈을 제공하는 것을 목적으로 한다.
상기의 목적을 달성하기 위해, 본 발명의 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조에서는, 압축기에서 압축된 압축 공기에 연소기에서 연료를 공급하여 연소시켜, 발생한 연소 가스를 터빈의 터빈 케이싱으로 보내어 로터의 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 설치되고, 상기 터빈의 터빈 동익에 냉각 공기를 공급하는 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조에 있어서, 상기 터빈 케이싱 내에 고정된 터빈 정익의 내부에 설치되어 상기 터빈 케이싱의 내외를 연통하는 도입 통로와, 상기 로터측에 설치되어 상기 로터의 주위 방향을 따르는 개구를 갖는 공간을 이루는 로터 캐비티와, 상기 도입 통로에 연통하는 형태로 상기 터빈 정익의 내주부에 설치되어 상기 로터 캐비티의 개구에 냉각 공기의 토출구를 향하고, 또한 상기 토출구에 스월러를 갖는 노즐과, 상기 터빈 정익과 상기 로터측의 사이에 설치된 시일 부재와, 상기 로터에 고정되어 상기 로터와 함께 회전하고, 또한 상기 터빈 동익을 고정하는 고정 부재의 내부에 설치된 냉각 통로와, 상기 냉각 통로에 상기 로터 캐비티를 연통하는 승압 통로를 구비하고, 상기 노즐의 토출구와 상기 로터 캐비티의 상기 승압 통로로의 접속구를, 상기 로터의 중심 축선으로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치한 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조에서는, 상기 시일 부재가 브러시 시일로 구성되어 있는 것을 특징으로 한다.
상기의 목적을 달성하기 위해, 본 발명의 가스 터빈에서는, 압축기에서 압축한 압축 공기에 연소기에서 연료를 공급하여 연소시켜, 발생한 연소 가스를 터빈의 터빈 케이싱에 보내어 로터의 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 있어서, 상기 터빈 케이싱 내에 고정된 터빈 정익의 내부에 설치되어 상기 터빈 케이싱의 내외를 연통하는 도입 통로와, 상기 로터측에 설치되어 상기 로터의 주위 방향을 따르는 개구를 갖는 공간을 이루는 로터 캐비티와, 상기 도입 통로에 연통하는 형태로 상기 터빈 정익의 내주부에 설치되어 상기 로터 캐비티의 개구에 냉각 공기의 토출구를 향하고, 또한 상기 토출구에 스월러를 갖는 노즐과, 상기 터빈 정익과 상기 로터측의 사이에 설치된 시일 부재와, 상기 로터에 고정되어 상기 로터와 함께 회전하고, 또한 상기 터빈 동익을 고정하는 고정 부재의 내부에 설치된 냉각 통로와, 상기 냉각 통로에 상기 로터 캐비티를 연통하는 승압 통로를 구비하고, 상기 노즐의 토출구와 상기 로터 캐비티의 상기 승압 통로로의 접속구를, 상기 로터의 중심 축선으로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치한 것을 특징으로 한다.
또한, 본 발명의 가스 터빈에서는, 상기 시일 부재가 브러시 시일로부터 구성되어 있는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따르면, 노즐의 토출구와, 승압 통로의 접속구가, 로터의 중심 축선으로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치되어 있으므로, 노즐의 토출구로부터 토출된 직후의 냉각 공기의 압력과, 접속구로부터 승압 통로에 보내지는 냉각 공기의 압력을 일치시키는 것이 가능하게 된다. 이 결과, 상류측의 시일 부재에 걸리는 차압을 저감할 수 있으므로, 터빈 케이싱 내에의 냉각 공기의 누설을 방지할 수 있어, 가스 터빈의 열교환의 저하를 억제할 수 있다.
도 1은 본 발명에 관한 가스 터빈을 도시하는 개략 구성도이다.
도 2는 도 1에 도시한 가스 터빈에 있어서의 실시예의 터빈 내부 구조를 나타내는 개략 구성도이다.
도 3은 도 1에 도시한 가스 터빈의 냉각 공기의 압력 변화도이다.
도 4는 가스 터빈에 있어서의 종래예의 터빈 내부 구조를 나타내는 개략 구성도이다.
이하에 첨부 도면을 참조하여, 본 발명에 관한 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈의 적합한 실시예를 상세하게 설명한다. 또한, 이 실시예에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니다.
본 실시예의 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈은, 압축기의 중간 단으로부터 취출한 추기 공기를 터빈의 동익용 냉각 공기로서 동익에 공급할 때, 터빈 정익을 통해 공급하는 것이다. 가스 터빈은, 도 1에 도시한 바와 같이, 압축기(1)와 연소기(2)와 터빈(3)에 의해 구성되어 있다. 압축기(1)는, 공기를 도입하는 공기 도입구(11)를 갖고, 압축기 케이싱(12) 내에 복수의 압축기 정익(13)과 압축기 동익(14)이 교대로 배치되어, 그 외측에 추기 매니폴드(15)가 설치되어 있다. 연소기(2)는, 압축기(1)에서 압축된 압축 공기에 대하여 연료를 공급하고, 버너로 점화함으로써 고온ㆍ고압의 연소 가스로 하는 것이다. 터빈(3)은, 터빈 케이싱(31) 내에 복수의 터빈 정익(32)과 터빈 동익(33)이 교대로 배치되어 있다.
터빈 케이싱(31)의 후방측에는, 터빈(3)에 연속하는 배기 디퓨저(34a)를 갖는 배기실(34)이 설치되어 있다. 또한, 압축기(1), 연소기(2), 터빈(3) 및 배기실(34)의 중심부를 관통하도록 로터(4)가 배치되어 있다. 로터(4)는, 압축기(1)측의 단부가 베어링부(41)에 의해 지지되어 있는 한편, 배기실(34)측의 단부가 베어링부(42)에 의해 지지되어, 자신의 중심 축선 S를 중심으로 하여 회전 가능하게 설치되어 있다. 그리고, 이 로터(4)에 복수의 디스크(고정 부재)가 고정되어, 각 동익(14, 33)이 연결되는 동시에, 배기실(34)측의 단부에 발전기(도시하지 않음)의 구동축이 연결되어 있다.
따라서, 압축기(1)의 공기 도입구(11)로부터 도입된 공기가, 복수의 압축기 정익(13)과 압축기 동익(14)을 통과하여 압축됨으로써 고온ㆍ고압의 압축 공기로 되고, 연소기(2)에서, 이 압축 공기에 대하여 소정의 연료를 공급함으로써 연소시킨다. 그리고, 이 연소기(2)에서 생성된 고온ㆍ고압의 연소 가스가, 터빈(3)을 구성하는 복수의 터빈 정익(32)과 터빈 동익(33)을 통과함으로써 로터(4)를 회전 구동하여, 이 로터(4)에 연결된 발전기에 회전 동력을 부여함으로써 발전을 행한다. 그리고, 로터(4)를 회전 구동한 배기 가스는 배기실(34)의 배기 디퓨저(34a)에서 정압으로 변환되고 나서 대기에 방출된다.
이와 같이 구성된 가스 터빈에서는, 도 1에 도시한 바와 같이, 압축기(1)에서 압축된 압축 공기의 일부를 압축기 케이싱(12)의 중간 단의 추기 매니폴드(15)로부터 외부 배관(5)에 의해 추기하고, 이 압축 공기(추기 공기)를 냉각 공기로서 터빈 케이싱(31)의 내부에 보내주도록 하고 있다. 또한, 외부 배관(5)에 외부 쿨러(51)를 설치해도 좋다. 그리고, 터빈 케이싱(31)의 내부로 보내어진 냉각 공기는, 터빈 동익(33)에 공급된다. 이하, 터빈 동익(33)에 냉각 공기를 공급하는 냉각 공기 공급 구조에 대해 설명한다.
도 2에 도시한 바와 같이, 터빈 정익(32)에는, 도입 통로(324)가 설치되어 있다. 도입 통로(324)는, 정익(321)의 내부에서 상기 정익(321)을 따라 로터(4)의 반경 방향(도2에 도시하는 화살표 A 방향)으로 연장하여 설치된 관상체로 이루어진다. 도입 통로(324)는, 터빈 케이싱(31)의 외부에서 외부 배관(5)에 연통함으로써 터빈 케이싱(31)의 외부로부터 냉각 공기를 도입하는 것이다. 이 도입 통로(324)는, 정익(321)의 내측 슈라우드(322)를 관통하고 있다. 또한, 터빈 정익(321)의 내주부에는, 로터(4)의 주위 방향을 따라 환 형상으로 형성된 보유 지지 환(323)이 설치되어 있다. 보유 지지 환(323)의 내부에는, 공간을 이루는 정익 캐비티(325)가 형성되고, 이 정익 캐비티(325) 내에 도입 통로(324)의 단부가 배치되어 있다. 즉, 정익 캐비티(325)는, 도입 통로(324)에 연통되어 있다. 정익 캐비티(325)에 공급된 냉각 공기는, 정익 캐비티(325)의 하부(로터 직경 방향의 내측)에 설치된 복수의 노즐(326)의 선단으로부터, 로터 중심 축선 S로 평행한 평면 상이며, 또한 로터 중심 축선 S에 대하여 일정한 각도를 가지게 한 방향으로, 선회류가 되어 로터 캐비티(334)를 향하여 분출하고 있다.
로터(4)측에 고정된 터빈 동익(33)은, 복수의 동익(331)에 의해 구성되어 있다. 동익(331)은, 디스크(고정 부재)(333)의 외주면을 따라 환 형상으로 설치되어 있다. 또한, 서로 인접하는 디스크(333)는, 로터(4)의 중심 축선 S의 연장 방향(도 2에 도시하는 화살표 B 방향)으로 적층되어, 스핀들 볼트(도시하지 않음)로 체결되어 , 전체로서 일체의 로터(4)를 형성하고 있다.
그리고, 터빈 정익(32)의 보유 지지 환(323)(내주부)이 대향하는 부위에는, 정지 부재인 보유 지지 환(323)과 회전 부재인 디스크(333)의 간극으로부터, 냉각 공기가 하류측 연소실 캐비티(352)로 유실되는 것을 방지하기 위해, 하류측에 위치하는 디스크(333)로부터 로터(4)의 축 방향의 상류측(도 2의 정면에서 볼 때 좌측)을 향하여 판편 형상의 아암부(333a)를 돌출시켜, 아암부(333a)와 보유 지지 환(323)의 내주 단부면(323a)의 사이에 시일부(328)를 설치하고 있다. 또한, 상기 로터 캐비티(334)는, 아암부(333a)보다 로터 반경 방향의 내측에 배치되어, 인접하는 디스크(333)의 상호의 대향면으로부터 돌출되는 판편 형상의 아암부(333b)와 상기 아암부(333a)에 의해 둘러싸여서 형성되어 있다. 이들 아암부(333a, 333b)는, 로터(4)의 주위 방향을 따라 환 형상으로 형성되어 있다. 또한, 상류측에 위치하는 디스크(333)로부터 돌출된 아암부(333b)와 보유 지지 환(323)의 내주 단부면(323b)의 간극에는, 시일부(329)가 설치되고, 냉각 공기가 상류측 연소실 캐비티(351)로 누설되는 것을 방지하고 있다. 또한, 상류측 및 하류측의 디스크(333)로부터 돌출된 한 쌍의 아암부(333b)의 대향하는 선단의 사이가 시일 부재(335)로 폐색되어 있다. 이에 의해, 인접하는 디스크(333)의 대향면을 포함하여, 로터(4)의 주위 방향을 따라 상류측에 향하는 개구(334a)를 갖는 로터 캐비티(334)의 공간이, 로터(4)의 주위 방향을 따라 환 형상으로 형성되어 있다.
또한, 보유 지지 환(323)의 하부 벽면[로터(4)의 중심에 가까운 측]에는, 정익 캐비티(325) 내의 냉각 공기를 상류측 연소실 캐비티(351)측을 향하여 퍼지하기 위한 퍼지 구멍(323c)이 뚫어 설치되어 있다. 이 퍼지 구멍(323c)은, 연속적으로 소량의 냉각 공기를 분출함으로써, 연소 가스(가스 패스)측의 연소 가스가 상류측 연소실 캐비티(351)로 역류하는 것을 방지하는 역할을 수행하고 있다.
또한, 냉각 공기를 로터 캐비티(334)로부터 각각의 동익(331)에 공급하기 위해, 로터 캐비티(334)를 형성하는 하류측의 디스크(333)에는, 로터 축 방향에 수직한 면으로 자른 단면에서 볼 때, 환 형상으로 배치된 복수의 냉각 통로(336) 및 승압 통로(337)가 형성되어 있다. 냉각 통로(336)는, 디스크(333)의 내부에서 로터(4)의 중심 축선 S의 연장 방향을 따라 형성되고, 로터 캐비티(334)보다도 로터(4)의 반경 방향의 외측에 배치되어, 동익 블레이드 저부(331a)에서 동익(331)에 연통되어 있다. 승압 통로(337)는, 로터(4)의 반경 방향으로 연장되어 설치되어 있고, 승압 통로(337)의 하류측에서 냉각 통로(336)에 연통되어 있다. 승압 통로(337)의 상류측은 접속구(337a)를 통해 로터 캐비티(334)에 연통되어 있다. 따라서, 로터 캐비티(334) 내의 냉각 공기는, 승압 통로(337)의 접속구(337a)로부터 디스크(333) 내에 뚫어 설치된 승압 통로(337)로 도입되어, 냉각 통로(336)를 유동하여, 동익 블레이드 저부(331a)로부터 동익(331) 내로 공급되고, 동익(331)의 내벽 등을 냉각 후, 연소 가스 중에 방출된다.
터빈 정익(321)의 보유 지지 환(323)의 반경 방향의 내측에 배치된 노즐(326)은, 상기 로터 캐비티(334)의 개구(334a)에 대향하여 배치되어 있다. 노즐(326)은, 로터(4)의 주위 방향을 따라 복수의 토출구(326a)를 갖고, 이 토출구(326a)가 로터 캐비티(334)의 개구(334a)를 향하여 로터 축선과 평행하게 설치되어 있다. 또한, 노즐(326)의 토출구(326a)에는, 스월러(327)가 설치되어 있다. 스월러(327)는, 냉각 공기를 로터(4)의 회전 방향을 향하여 안내하고, 냉각 공기에 선회류를 부여하여 냉각 공기가 로터 캐비티(334)측으로 옮겨가기 쉽게 하는 것이다. 스월러(327)를 구비하는 노즐(326)은, 로터(4)의 중심 축선 S에 대하여 로터(4)의 회전 방향으로 일정한 각도를 갖고 냉각 공기가 분출하도록, 로터(4)의 중심 축선 S 주위에 환 형상으로 배치되어 있다. 노즐(326)의 토출구(326a)는, 로터 캐비티(334)의 개구(334a)의 입구 단면의 범위 내에 있어서, 노즐(326)의 토출구(326a)와, 승압 통로(337)의 접속구(337a)는, 로터(4)의 중심 축선 S로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치되어 있다. 노즐(326)의 형식은, 관상 노즐 또는 블레이드형 노즐 중 어느 형식이라도 좋다.
또한, 터빈 정익(321)의 보유 지지 환(323)의 내주 단부면(323a)과, 아암부(333a)의 외주면의 사이에는, 전술한 바와 같이 시일부(328)가 설치되어 있다. 또한, 상류측의 디스크(333)로부터 돌출된 아암부(333b)와 보유 지지 환(323)의 내주 단부면(323b)의 사이에는, 시일부(329)가 배치되어 있다. 이들 시일부(328, 329)의 존재에 의해, 하류측 연소실 캐비티(352) 및 상류측 연소실 캐비티(351)로 냉각 공기가 누설되는 것을 방지하고, 가스 터빈의 열효율의 저하를 회피하고 있다. 또한, 시일부(328)는, 브러시 시일(328a) 및 래버린스 시일(328b)로부터 구성되고, 시일부(329)는 브러시 시일로 구성되어있지만, 이 형식에 한정되는 것은 아니다. 또한, 브러시 시일 대신에 리프 시일을 사용해도 좋고, 기타의 시일 형식을 사용해도 상관없다.
이와 같이 구성된 냉각 공기 공급 구조에서는, 압축기(1)에서 압축된 압축 공기의 일부가 압축기 케이싱(12)의 추기 매니폴드(15)로부터 외부 배관(5)에 의해 추기되어, 이 압축 공기가 냉각 공기로서 터빈 정익(321)의 도입 통로(324)에 보내어진다. 냉각 공기는, 정익 캐비티(325)를 거쳐 노즐(326)의 토출구(326a)로부터 토출된다. 상술한 바와 같이, 노즐(326)로부터 토출된 냉각 공기는, 로터(4)의 회전 방향과 동일한 접선 방향의 속도 성분을 갖고 토출됨으로써, 로터(4)와의 상대 속도차가 감소된다. 토출된 냉각 공기의 속도 성분 중 로터 회전 방향의 속도 성분을, 접속구(337a)에서의 주속과 일치시킴으로써, 냉각 공기가 접속구(337a)로부터 승압 통로(337)로 도입될 때 압력 손실을 억제할 수 있다. 로터 캐비티(334)의 내부로 보내어진 냉각 공기는, 승압 통로(337)에서 원심력의 펌핑 작용으로 승압되어 냉각 통로(336)에 공급되고, 동익 블레이드 저부(331a)로부터 터빈 동익(331)에 개방된다. 이와 같이 하여 터빈 동익(33)에 공급된 냉각 공기에 의해 터빈 동익(33)이 냉각되게 된다.
다음에, 노즐(326)로부터 분출된 냉각 공기의 토출구(326a)로부터 동익(331)까지의 압력 변화에 대해, 도 2 내지 도 4에 기초하여 이하에 설명한다.
압력 변화의 표시 개소는, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1), 승압 통로(337)의 접속구(337a)(P2) 이외에, 승압 통로(337) 하류측(P3), 냉각 통로(336) 내(P4), 동익(331) 근방의 연소 가스(P5), 시일부(329) 상류측(P6) 및 시일부(329) 하류측[P7: 상류측 연소 캐비티(351)]을 대상으로 했다. 노즐(326)의 토출구(326a)(P1)로부터 로터 캐비티(334) 내(P2) 까지의 사이에서는, 회전 유동하는 자유 소용돌이의 원리로부터 압력 변화를 산출할 수 있다. 그 밖의 장소는, 유체의 압력 손실로부터 압력 변화를 산출한다.
일반적으로 회전 유동하는 유체의 자유 소용돌이의 원리를 사용하여 유체 압력의 변화를 계산하는 경우, 회전 중심으로부터의 거리 r과 유체 압력(정압)의 관계는, 하기의 수학식 1로 나타내어진다.
[수학식 1]
P2／P1＝{1＋〔(k－1)／k〕}×〔(r2×Vθ2)2／2RT1〕×〔(1／r1)2－(1／r2)2〕(k／1-k)
여기서, P는 압력(정압), r은 회전 반경, Vθ는 접선 방향의 유체의 속도 성분, T는 유체 온도, R은 기체 상수, k는 비열비를 나타낸다. 수학식 1은, 기준 위치 1에 대한 비교 위치 2에 있어서의 상대적인 압력 변화를 나타내는 식이다.
도 2에 있어서, 노즐(326)의 토출구(326a)를 기준 위치 P1로 하고 토출구(326a)로부터 토출된 냉각 공기가 로터 캐비티(334) 내를 유동하여, 각 승압 통로(337)의 접속구(337a)(비교 위치 P2)에 도달한다고 상정한 경우, 접속구(337a)(비교 위치 P2)의 토출구(326a)(기준 위치 P1)에 대한 압력 변화는, 수학식 1에 의해 산출할 수 있다. 수학식 1로 나타난 바와 같이, 비교 위치의 회전 반경(로터 회전 중심으로부터의 거리 r)에 의해 압력이 바뀐다. 토출구(326a)(기준 위치 P1)의 압력을 기준 압력으로 하여, 로터 캐비티(334) 내의 냉각 공기류의 하류단부에 위치하는 접속구(337a)(비교 위치 P2)에 있어서의 압력의 변화를 나타낸 것이, 도 3에 도시된다. 또한, 로터 캐비티(334) 내[접속구(337a)(P2)]의 압력을 기준 압력으로 표시하고 있다.
도 3에서는, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1), 승압 통로(337)의 접속구(337a)(P2), 승압 통로(337) 하류측(P3), 냉각 통로(336) 내(P4), 동익(331) 근방의 연소 가스(P5), 시일부(329) 상류측[P6: 시일부(329) 부근의 로터 캐비티측] 및 시일부(329) 하류측[P7: 상류측 연소실 캐비티(351)]을 표시하고, 각 위치에서의 상대적인 압력 변화를 나타내고 있다. 횡축은, 상기의 각 대상 위치를 표시하고, 종축은 압력을 나타낸다. 압력 변화도에서, 실선은 본 발명의 경우를 나타내고, 점선은 종래예의 경우를 나타낸다. 여기서, 종래예라 함은, 도 4에 도시한 바와 같이, 로터 캐비티(334) 내의 승압 통로(337)의 접속구(337a)의 위치가, 로터(4)의 회전 중심으로부터의 거리로, 노즐 토출구(326a)의 위치보다 작은(로터 반경 방향의 내측)경우를 말한다. 또한, 도 4에 도시하는 구조는, 기본적으로 도 2에 도시하는 구조와 동일하지만, 노즐(326)의 형상, 토출구(326a)의 토출 방향 및 토출구(326a)와 로터 캐비티(334)의 상대 위치가 다른 점이, 도 2에 도시하는 본 발명의 경우와 상이하다. 따라서, 공통되는 각 부의 구성은, 도 2와 도 4에서는 동일한 부호를 사용하고, 상세한 설명은 생략하고 있다.
도 3에 도시한 바와 같이, 본 발명의 경우에서는, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1), 접속구(337a)(P2)의 로터 회전 중심으로부터의 거리를 동일하다고 설정하고 있다. 이 경우, 수학식 1에 의하면 동일한 압력으로 되어, 도 3의 실선으로 나타내는 바와 같이, 토출구(326a)(P1)로부터 접속구(337a)(P2)로의 압력 변화는 거의 없어, 대략 일정해진다. 한편, 도 4에 도시하는 종래예의 경우는, 접속구(337a)(P2)보다 토출구(326a)(P1) 쪽이, 로터 회전 중심으로부터의 거리가 길기 때문에, 수학식 1에 따르면, 접속구(337a)(P2)의 압력은, 토출구(326a)(P1)보다 낮아진다. 이것을 도 3에 나타낸 것이, 점선으로 나타내는 압력 변화이다. 또한, 냉각 공기가, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1)로부터 로터 캐비티(334) 내의 접속구(337a)(P2)에 이르기까지의 과정에서는, 유동하는 냉각 공기의 선회 속도(로터 접선 방향의 속도 성분)와 접속구(337a)(P2)의 주속을 일치시킴으로써, 압력 손실은 대부분 발생하지 않는다. 따라서, 로터 캐비티(334) 내의 압력은, 회전 중심으로부터의 거리가 바뀌지 않는 한, 어느 장소에서도 모두 동일 압력으로 생각해도 지장이 없다.
승압 통로(337)의 접속구(337a)(P2)로부터 승압 통로(337)에 유입된 냉각 공기의 동익(331)까지의 압력 변화는, 냉각 공기류의 압력 손실로 결정되므로, 본 발명과 종래예의 사이에서 차이는 없다.
접속구(337a)로부터 승압 통로(337)로 유입된 냉각 공기는, 승압 통로(337) 내에 있어서 승압된다. 즉, 승압 통로(337)는, 디스크(333) 내에서 반경 방향으로 방사 형상으로 배치된 유로이며, 접속구(337a)(P2)로부터 유입된 냉각 공기는 원심력을 받아서 그 펌핑 작용에 의해 승압된다. 또한, 냉각 공기는 냉각 통로(336) 내를 유동하고, 동익 블레이드 저부(331a)로부터 동익(331) 내로 유입될 때에, 압력 손실에 의해 약간 압력이 저하된다. 동익(331) 내에 공급된 냉각 공기는, 동익(331)의 내부를 냉각 후, 연소 가스(P5) 중에 방출된다. 한편, 로터 캐비티(334)의 압력은, 냉각 공기가 방출되는 동익(331)의 말단부의 연소 가스측(P5)의 압력으로부터 일의적으로 결정된다. 즉, 연소 가스류의 압력에 냉각 공기 통로의 압력 손실분을 가산함으로써, 로터 캐비티(334)의 압력은 산출할 수 있다. 또한, 동익(331) 근방의 연소 가스(P5)의 압력은, 정익(321) 및 동익(331)을 연소 가스가 통과하여 압력 손실이 발생하므로, 시일부(329) 하류측(P7)보다도 낮아진다. 이상의 설명은, 본 발명도 종래예도 동일한 사고 방식을 적용할 수 있다. 따라서, 승압 통로(337)의 접속구(337a)(P2)로부터 동익(331)을 거쳐 동익(331) 근방의 연소 가스측(P5)까지의 압력 변화는, 도 3이 실선으로 나타내는 것 같이, 본 발명도 종래예도 동일한 압력 변화로 된다.
다음에, 본 발명과 종래예에서는, 노즐(326)의 토출구(326a) 근방에서의 압력이 달라, 냉각 공기의 연소 가스측으로의 누설이 문제가 된다.
도 2에 도시하는 본 발명의 경우, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1)와 로터 캐비티(334)는 로터(4)의 회전 중심으로부터 동일한 거리에 있어, 양자간에는 차압이 발생하지 않는다. 한편, 도 4에 도시하는 종래예에서는, 상기와 같이 회전 반경 r이 상이하므로, 압력차가 발생한다. 즉, 시일부(329)의 위치가 노즐(326)의 토출구(326a)에 근접해 있으므로, 종래예에 있어서는, 로터 캐비티(334) 내[접속구(337a)(P2)]의 압력보다 토출구(326a)(P1)에서의 압력이 상대적으로 높아지면, 근접하는 시일부(329) 상류측(P6)의 압력도 로터 캐비티(334) 내[접속구(337a)(P2)]의 압력보다 높아진다. 한편, 상류측 연소실 캐비티(351)측의 압력은 연소 가스측으로부터 결정되므로, 토출구(326a)(P1) 주위의 압력 변동의 영향을 받을 일은 없다. 즉, 토출구(326a)(P1)에서의 압력이 높아지면, 시일부(329) 전후의 차압이 커져, 로터 캐비티(334)측으로부터 연소 가스측으로 냉각 공기가 누설되기 쉬워진다. 도 3의 점선으로 나타내는 종래예의 압력 변화에서는, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1)의 압력은, 로터 캐비티(334) 내[접속구(337a)(P2)]와 비교하여 상대적으로 높은 압력으로 되어, 그 근방에 있는 시일부(329)의 상류측(P6)도, 거의 동일한 압력을 나타낸다. 따라서, 상류측 연소 가스 캐비티(351)(P7)와 시일부(329)의 상류측(P6)의 사이에는 비교적 큰 차압이 발생하여, 시일부(329)를 통해 냉각 공기가 누설될 가능성이 있다.
본 발명의 경우는, 이 누설의 문제를 해결하는 방법을 제공하는 것이며, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1)와, 로터 캐비티(334)의 승압 통로(337)에의 접속구(337a)(P2)를, 상기 로터(4)의 중심 축선 S로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치함으로써, 도 3이 실선으로 나타내는 것 같이, 상류측 연소실 캐비티(351)(P7)와 시일부(329)의 상류측(P6)의 사이에서 차압을 발생시키지 않으므로, 냉각 공기의 누설이 적어, 가스 터빈의 열효율이 향상한다. 또한, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1)로부터 토출된 직후의 냉각 공기의 로터 회전 방향의 속도 성분과, 접속구(337a)(P2)의 주속이 일치하도록, 노즐(326)에서의 냉각 공기의 분출 조건을 선정함으로써, 접속구(337a)(P2)에서의 냉각 공기의 압력 손실을 최소로 할 수 있다. 그 결과, 로터 캐비티(334)로부터 동익(331)까지의 냉각 공기의 압력 변화를 안정화시킬 수 있어, 냉각 성능의 신뢰성을 향상할 수 있다.
또한, 전술한 바와 같이, 보유 지지 환(323)에 설치된 퍼지 구멍(323c)을 통하여, 정익 캐비티(325) 내의 냉각 공기를 소량씩 상류측 연소실 캐비티(351)로 퍼지하여, 연소 가스(가스 패스)측으로부터의 연소 가스의 역류를 방지하고 있다. 종래 기술과 같이, 시일부(329)에서의 차압[상류측 연소실 캐비티(351)(P7)와 시일부(329)의 상류측(P6)의 사이의 압력차]이 큰 경우에는, 시일부(329)에서의 시일의 파손 또는 열화가 발생한 경우에는, 시일부(329)로부터 상류측 연소실 캐비티(351)로, 로터 캐비티(334) 내의 냉각 공기가 누설되어, 동익에 공급되는 냉각 공기량이 감소하여, 동익의 냉각이 충분히 행해지지 않는다. 한편, 본 발명에서는, 상술한 바와 같이, 노즐(326)의 토출구(326a)(P1)와 로터 캐비티(334)의 승압 통로(337)로의 접속구(337a)(P2)를, 상기 로터(4)의 중심 축선 S로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치하기 때문에, 상류측 연소실 캐비티(351)(P7)와 시일부(329)의 상류측(P6)의 사이에서 차압을 발생시키지 않아, 거의 동일한 압력으로 할 수 있다. 그로 인해, 시일부(329)가 파손 또는 열화된 경우라도, 로터 캐비티(334) 내의 냉각 공기가, 시일부(329)를 통해 상류측 연소실 캐비티(351)로 유출되는 사태를 회피할 수 있어, 연소 가스측으로의 퍼지 공기류를 안정시킬 수 있다.
본 발명에 의해, 연소 가스측으로의 냉각 공기량의 누설을 최소한으로 억제하여, 동익으로의 냉각 공기의 안정적인 공급이 가능해져, 가스 터빈의 열효율의 저하를 방지할 수 있다.
또한, 상술한 실시예에 있어서, 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조는, 터빈(3)의 모든 단의 터빈 동익(33)에 적용해도 좋지만, 냉각 대상이 되는 소정 단의 터빈 동익(33)에 대하여 적용해도 좋다.
본 실시 형태에 따르면, 노즐의 토출구와, 승압 통로의 접속구가, 로터의 중심 축선으로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치되어 있으므로, 노즐의 토출구로부터 토출된 직후의 냉각 공기의 압력과, 접속구로부터 승압 통로로 보내지는 냉각 공기의 압력을 일치시키는 것이 가능하게 된다. 이 결과, 상류측의 시일 부재에 걸리는 차압을 저감할 수 있으므로, 터빈 케이싱 내로의 냉각 공기의 누설을 방지할 수 있어, 가스 터빈의 열교환의 저하를 억제할 수 있다.
이상과 같이, 본 발명에 관한 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈은, 터빈 동익에 냉각 공기를 공급하는 것에 유용하며, 특히, 동익에 냉각 공기를 공급할 때, 냉각 공기의 누설을 억제하는 장치를 제공하는 경우에 적합하다.
1 : 압축기
11 : 공기 도입구
12 : 압축기 케이싱
13 : 압축기 정익
14 : 압축기 동익
15 : 추기 매니폴드
2 : 연소기
3 : 터빈
31 : 터빈 케이싱
32 : 터빈 정익
321 : 정익
322 : 내측 슈라우드
323 : 보유 지지 환
324 : 도입 통로
325 : 정익 캐비티
326 : 노즐
327 : 스월러
328 : 시일부
328a : 브러시 시일(시일 부재)
328b : 래버린스 시일
329 : 시일부
33 : 터빈 동익
331 : 동익
331a : 동익 블레이드 저부
332 : 플래닛 폼
333 : 디스크(고정 부재)
333a, 333b : 아암부
334 로터 캐비티
334a : 개구
335 : 시일 부재
336 : 냉각 통로
337 : 승압 통로
337a : 접속구
34 : 배기실
34a : 배기 디퓨저
351 : 상류측 연소실 캐비티
352 : 하류측 연소실 캐비티
4 : 로터
41, 42 : 베어링부
5 : 외부 배관
51 : 외부 쿨러
S : 중심 축선

Claims (4)

  1. 압축기에서 압축된 압축 공기에 연소기에서 연료를 공급하여 연소시켜, 발생한 연소 가스를 터빈의 터빈 케이싱에 보내서 로터의 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 설치되고, 상기 터빈의 터빈 동익에 냉각 공기를 공급하는 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조에 있어서,
    상기 터빈 케이싱 내에 고정된 터빈 정익의 내부에 설치되어 상기 터빈 케이싱의 내외를 연통하는 도입 통로와,
    상기 로터측에 설치되어 상기 로터의 주위 방향을 따르는 개구를 갖는 공간을 이루는 로터 캐비티와,
    상기 도입 통로에 연통하는 형태로 상기 터빈 정익의 내주부에 설치되어 상기 로터 캐비티의 개구에 냉각 공기의 토출구를 향하고, 또한 상기 토출구에 스월러를 갖는 노즐과,
    상기 터빈 정익과 상기 로터측의 사이에 설치된 시일 부재와,
    상기 로터에 고정되어 상기 로터와 함께 회전하고, 또한 상기 터빈 동익을 고정하는 고정 부재의 내부에 설치된 냉각 통로와,
    상기 냉각 통로에 상기 로터 캐비티를 연통하는 승압 통로를 구비하고, 상기 노즐의 토출구와 상기 로터 캐비티의 상기 승압 통로로의 접속구를, 상기 로터의 중심 축선으로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치한 것을 특징으로 하는, 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 시일 부재가 브러시 시일로부터 구성되어 있는 것을 특징으로 하는, 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조.
  3. 압축기에서 압축된 압축 공기에 연소기에서 연료를 공급하여 연소시켜, 발생한 연소 가스를 터빈의 터빈 케이싱에 보내서 로터의 회전 동력을 얻는 가스 터빈에 있어서,
    상기 터빈 케이싱 내에 고정된 터빈 정익의 내부에 설치되어 상기 터빈 케이싱의 내외를 연통하는 도입 통로와,
    상기 로터측에 설치되어 상기 로터의 주위 방향을 따르는 개구를 갖는 공간을 이루는 로터 캐비티와,
    상기 도입 통로에 연통하는 형태로 상기 터빈 정익의 내주부에 설치되어 상기 로터 캐비티의 개구에 냉각 공기의 토출구를 향하고, 또한 상기 토출구에 스월러를 갖는 노즐과,
    상기 터빈 정익과 상기 로터측의 사이에 설치된 시일 부재와,
    상기 로터에 고정되어 상기 로터와 함께 회전하고, 또한 상기 터빈 동익을 고정하는 고정 부재의 내부에 설치된 냉각 통로와,
    상기 냉각 통로에 상기 로터 캐비티를 연통하는 승압 통로를 구비하고, 상기 노즐의 토출구와 상기 로터 캐비티의 상기 승압 통로로의 접속구를, 상기 로터의 중심 축선으로부터 반경 방향으로의 거리를 정렬시켜 배치한 것을 특징으로 하는, 가스 터빈.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 시일 부재가 브러시 시일로부터 구성되어 있는 것을 특징으로 하는, 가스 터빈.
KR1020107028940A 2008-06-30 2009-04-22 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈 KR20110021933A (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/164,793 US8079803B2 (en) 2008-06-30 2008-06-30 Gas turbine and cooling air supply structure thereof
US12/164,793 2008-06-30

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20110021933A true KR20110021933A (ko) 2011-03-04

Family

ID=41447685

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020107028940A KR20110021933A (ko) 2008-06-30 2009-04-22 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8079803B2 (ko)
EP (1) EP2325459B1 (ko)
JP (1) JPWO2010001656A1 (ko)
KR (1) KR20110021933A (ko)
CN (1) CN102076939B (ko)
WO (1) WO2010001656A1 (ko)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190043870A (ko) * 2017-10-19 2019-04-29 두산중공업 주식회사 가스 터빈 디스크
KR20190057920A (ko) * 2017-11-21 2019-05-29 두산중공업 주식회사 1단 터빈 베인 지지 구조 및 이를 포함하는 가스터빈
KR102175198B1 (ko) * 2019-05-28 2020-11-05 두산중공업 주식회사 터빈 스테이터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2450531B1 (de) * 2010-11-04 2013-05-15 Siemens Aktiengesellschaft Axialverdichterkühlung
CH704124A1 (de) * 2010-11-19 2012-05-31 Alstom Technology Ltd Rotierende maschine, insbesondere gasturbine.
FR2982903B1 (fr) * 2011-11-17 2014-02-21 Snecma Aube de turbine a gaz a decalage vers l'intrados des sections de tete et a canaux de refroidissement
JP5865798B2 (ja) * 2012-07-20 2016-02-17 株式会社東芝 タービンのシール装置および火力発電システム
US9334738B2 (en) 2012-10-23 2016-05-10 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine including belly band seal anti-rotation device
FR2998922B1 (fr) 2012-12-05 2018-06-15 Safran Aircraft Engines Etancheite d'enceintes de turbomachine realisee par joint a brosse et labyrinthe
ES2861125T3 (es) * 2013-01-30 2021-10-05 MTU Aero Engines AG Soporte de juntas de aluminuro de titanio para una turbomáquina
EP3074599A1 (en) * 2013-11-26 2016-10-05 General Electric Company Rotor off-take assembly
JP6432110B2 (ja) * 2014-08-29 2018-12-05 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
CN104564174B (zh) * 2014-12-29 2017-01-18 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种燃气轮机透平静叶弹性密封结构
GB2536628A (en) * 2015-03-19 2016-09-28 Rolls Royce Plc HPT Integrated interstage seal and cooling air passageways
US10107126B2 (en) * 2015-08-19 2018-10-23 United Technologies Corporation Non-contact seal assembly for rotational equipment
US9970299B2 (en) * 2015-09-16 2018-05-15 General Electric Company Mixing chambers for turbine wheel space cooling
US10125632B2 (en) 2015-10-20 2018-11-13 General Electric Company Wheel space purge flow mixing chamber
US10132195B2 (en) 2015-10-20 2018-11-20 General Electric Company Wheel space purge flow mixing chamber
DE102015223998B4 (de) * 2015-12-02 2023-02-09 MTU Aero Engines AG Rotorvorrichtung mit Dichtabschnitt für eine Gasturbine
US10519873B2 (en) * 2016-04-06 2019-12-31 General Electric Company Air bypass system for rotor shaft cooling
EP3293360A1 (en) * 2016-09-13 2018-03-14 United Technologies Corporation Seal system with primary and secondary seal arrangement
US10458266B2 (en) 2017-04-18 2019-10-29 United Technologies Corporation Forward facing tangential onboard injectors for gas turbine engines
US11021981B2 (en) * 2018-05-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Downstream turbine vane cooling for a gas turbine engine
US10815807B2 (en) * 2018-05-31 2020-10-27 General Electric Company Shroud and seal for gas turbine engine
US11415016B2 (en) * 2019-11-11 2022-08-16 Rolls-Royce Plc Turbine section assembly with ceramic matrix composite components and interstage sealing features
US11746675B2 (en) 2021-11-23 2023-09-05 Rolls-Royce Corporation Vane ring assembly for a gas turbine engine with dedicated through-flow vanes

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1350471A (en) * 1971-05-06 1974-04-18 Secr Defence Gas turbine engine
US3818696A (en) * 1972-10-25 1974-06-25 A Beaufrere Regenerative air-cooled gas turbine engine
US3982852A (en) 1974-11-29 1976-09-28 General Electric Company Bore vane assembly for use with turbine discs having bore entry cooling
FR2690482B1 (fr) * 1992-04-23 1994-06-03 Snecma Circuit de ventilation des disques de compresseurs et de turbines.
US5522698A (en) 1994-04-29 1996-06-04 United Technologies Corporation Brush seal support and vane assembly windage cover
US5645397A (en) 1995-10-10 1997-07-08 United Technologies Corporation Turbine vane assembly with multiple passage cooled vanes
US5819524A (en) * 1996-10-16 1998-10-13 Capstone Turbine Corporation Gaseous fuel compression and control system and method
JP3564290B2 (ja) * 1997-12-24 2004-09-08 三菱重工業株式会社 蒸気冷却型ガスタービン
DE19824766C2 (de) 1998-06-03 2000-05-11 Siemens Ag Gasturbine sowie Verfahren zur Kühlung einer Turbinenstufe
US6179555B1 (en) * 1998-10-06 2001-01-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing of T.O.B.I feed plenum
KR20000071653A (ko) 1999-04-15 2000-11-25 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹 육상용 가스 터빈 및 가스 터빈의 하나의 단을 냉각시키는방법
DE19962244A1 (de) * 1999-12-22 2001-06-28 Rolls Royce Deutschland Kühlluft-Führungssystem im Hochdruck-Turbinenabschnitt eines Gasturbinen Triebwerkes
JP4274666B2 (ja) * 2000-03-07 2009-06-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US6575703B2 (en) 2001-07-20 2003-06-10 General Electric Company Turbine disk side plate
US6837676B2 (en) 2002-09-11 2005-01-04 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine
US7244095B2 (en) * 2004-12-16 2007-07-17 Energent Corporation Dual pressure Euler steam turbine
US8517666B2 (en) 2005-09-12 2013-08-27 United Technologies Corporation Turbine cooling air sealing

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190043870A (ko) * 2017-10-19 2019-04-29 두산중공업 주식회사 가스 터빈 디스크
US11242754B2 (en) 2017-10-19 2022-02-08 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Gas turbine disk
KR20190057920A (ko) * 2017-11-21 2019-05-29 두산중공업 주식회사 1단 터빈 베인 지지 구조 및 이를 포함하는 가스터빈
US11181003B2 (en) 2017-11-21 2021-11-23 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. First-stage turbine vane supporting structure and gas turbine including same
KR102175198B1 (ko) * 2019-05-28 2020-11-05 두산중공업 주식회사 터빈 스테이터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈

Also Published As

Publication number Publication date
US20090324388A1 (en) 2009-12-31
CN102076939B (zh) 2014-04-02
EP2325459B1 (en) 2016-04-20
US8079803B2 (en) 2011-12-20
EP2325459A1 (en) 2011-05-25
EP2325459A4 (en) 2015-01-28
CN102076939A (zh) 2011-05-25
JPWO2010001656A1 (ja) 2011-12-15
WO2010001656A1 (ja) 2010-01-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20110021933A (ko) 가스 터빈의 냉각 공기 공급 구조 및 가스 터빈
US8079802B2 (en) Gas turbine
US8087249B2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
US8381533B2 (en) Direct transfer axial tangential onboard injector system (TOBI) with self-supporting seal plate
CA2688099C (en) Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
CN101943032B (zh) 涉及涡轮发动机及用于涡轮发动机的密封部的系统和装置
US9670785B2 (en) Cooling assembly for a gas turbine system
JP2012013080A (ja) ガスタービンエンジンに用いるロータ組立体、およびそれを組み立てる方法
KR102153066B1 (ko) 윙렛에 냉각홀을 가진 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR101313450B1 (ko) 1단 정익의 냉각 구조체 및 가스 터빈
EP3196422B1 (en) Exhaust frame
KR102152415B1 (ko) 터빈 베인 및 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR101997979B1 (ko) 블레이드 에어포일, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
US11149557B2 (en) Turbine vane, ring segment, and gas turbine including the same
KR102388988B1 (ko) 로터 및 이를 포함하는 터보머신
KR102401100B1 (ko) 로터 및 이를 포함하는 터보머신
KR102175198B1 (ko) 터빈 스테이터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
US11536158B2 (en) Turbomachine
KR102405750B1 (ko) 로터 및 이를 포함하는 터보머신
KR102141998B1 (ko) 블레이드슈라우드, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
KR20190037774A (ko) 로터, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
KR20220151871A (ko) 터보머신용 스테이터
KR20230045873A (ko) 씰링 어셈블리 및 이를 포함하는 터보머신
CN114483203A (zh) 用于冷却燃气涡轮机轮叶的内护罩的技术
KR20230045874A (ko) 씰링 어셈블리 및 이를 포함하는 터보머신

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E601 Decision to refuse application