WO2001066914A1 - Anneau fendu de turbine a gaz - Google Patents

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WO2001066914A1
WO2001066914A1 PCT/JP2001/001158 JP0101158W WO0166914A1 WO 2001066914 A1 WO2001066914 A1 WO 2001066914A1 JP 0101158 W JP0101158 W JP 0101158W WO 0166914 A1 WO0166914 A1 WO 0166914A1
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split ring
gas turbine
cooling
split
gas
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Inventor
Shigehiro Shiozaki
Yasuoki Tomita
Original Assignee
Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.
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    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Definitions

  • the present invention relates to a gas turbine split ring, and has a structure in which leakage of cooling air from a split ring connecting portion is reduced, thermal deformation is reduced, and a restraining force at the time of thermal deformation is softened.
  • FIG. 4 is a general cross-sectional view showing a gas passage portion of a gas bin at a former stage.
  • a single-stage stationary blade (1c) 32 is fixed to the outer flange 33 and the inner shroud 34 at both ends of the mounting flange 31 of the combustor 30, and the single-stage stationary blade 32 is arranged in the circumferential direction.
  • the stationary cabin On the downstream side of the one-stage stationary blade 3 2, a plurality of one-stage moving blades (1 s) 35 are arranged in the circumferential direction, and the one-stage moving blade 35 is fixed to the platform 36.
  • the platform 36 is mounted around the rotor disk, and the bucket 35 rotates with the mouth.
  • An annular split ring 42 having a plurality of split numbers is attached around the vicinity of the tip of the bucket 35, and is fixed to the vehicle compartment side.
  • both ends of the two-stage stationary vane (2c) 37 are fixed to the outer shroud 38 and the inner shroud 39, and similarly, a plurality of blades are circumferentially stationary. Installed.
  • a two-stage bucket (2 s) 40 is attached to the rotor disk via the platform 41, and similarly around the tip of the bucket 40, a plurality of division numbers are provided.
  • An annular split ring 43 is attached.
  • a gas bin having such a wing arrangement is usually composed of four stages, and the combustion gas 50 Flows from the first-stage stationary blade (1c) 32 and expands in the process of flowing between the two-stage to four-stage blades, rotating the moving blades 35, 40, etc., and giving rotational power to the rotor. To discharge.
  • FIG. 5 is a cross-sectional view of a detailed split ring in which the tip of the one-stage bucket 35 described above is close.
  • reference numeral 60 denotes an impingement plate, which is provided with a large number of cooling holes 61 penetrating therethrough and attached to a heat shield ring 65.
  • the split ring 42 is attached to the heat shield ring 65, inside which a number of cooling passages 64 are drilled in the flow direction of the mainstream gas 80, and one end opens to the upstream side of the upper surface as indicated by 63. The other end is open on the downstream circumferential side surface. .
  • the cooling air 70 extracted from the compressor or supplied from an external cooling air supply source flows into the cavity 62 from the cooling hole 61 of the impingement plate 60, and the split ring 4 2
  • the split ring 42 is forcibly cooled, and the cooling air 70 flows into the cooling passage 64 from the opening 63 in the cavity 62, and cools the split ring 42 again from the inside to form the split ring 42. It is released into the mainstream gas 80 from the rear opening.
  • FIG. 6 is a perspective view of the split ring described above.
  • the split ring 42 forms a divided piece in the circumferential direction, and a plurality of split rings 42 are connected in an annular shape to form the entire split ring 42.
  • An impingement plate 60 is provided at an upper portion (outside) of the split ring 42, and a cavity 62 is formed by the concave portion of the split ring 42.
  • a number of cooling holes 61 are provided in the impingement plate 60, and the cooling air 70 flows into the cavity 62 from the cooling holes 61 and collides with the wall surface of the split ring 42, thereby causing the split ring 4 2 is forcibly cooled from the wall surface, and the air 70 flows into the cooling passage 64 from the opening 63, flows through the passage, and is discharged from the end face into the mainstream gas. 2 Cooling the inside.
  • the present invention provides a gas turbine pin split ring having a structure capable of reducing the number of split rings to reduce the amount of leakage of cooling air, further reducing the thermal deformation of the split ring, and absorbing the distortion during the thermal deformation.
  • the task was to provide
  • the present invention provides the following means (1) and (2) to solve the above-mentioned problems.
  • a divided structure portion is provided on the peripheral surface of the vehicle interior at a predetermined distance from the blade tip, and has a vehicle interior mounting flange extending in the circumferential direction on each of the front and rear sides.
  • a plurality of the split structure portions are connected to each other in the circumferential direction to form an annular shape, and the front and rear casing mounting flanges are formed by cutting the flange portions in the axial direction.
  • a gas turbine split ring wherein a plurality of projections are formed in a grid pattern on a surface between the two compartment mounting flanges.
  • FIG. 1 shows a gas turbine split ring according to an embodiment of the present invention, wherein (a) is a cross-sectional view and (b) is a view taken along the line AA in (a).
  • FIG. 2 is a perspective view of a gas turbine split ring according to one embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a front view of a gas turbine split ring according to an embodiment of the present invention viewed from an axial direction, where (a) shows the present invention, and (b) shows a conventional example.
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing a front part of a general gas passage of a gas turbine.
  • FIG. 5 is a detailed sectional view of a conventional gas turbine split ring.
  • FIG. 6 is a perspective view of a conventional gas split bin split ring. BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
  • FIG. 1 shows a gas turbine split ring according to an embodiment of the present invention
  • split ring 1 is a circle Shows the split part of the annular split ring, which is attached to the heat shield ring 65 as in the past, has openings 63 in the cavity 62, and has a number of cooling passages that open to the circumferential end face on the downstream side 6 4 are provided.
  • the inbinge plate 60 is attached to the heat shield ring 65 as in the conventional case.
  • Flanges 4 and 5 extending in the circumferential direction are provided at the front and rear ends of the split ring 1, and flanges 2 and 3 are also provided at both ends in the circumferential direction.
  • the split rings 1 and 2 are provided at these flanges 2, 3, 4 and 5.
  • a recess is formed in the recess.
  • the two flanges 4 and 5 extending in the circumferential direction are formed with a plurality of slits 6 formed by cutting out the flange portions, and the bending caused by thermal deformation is absorbed by the plurality of slits 6 and deformed. It has a structure to prevent it. It is desirable that the number of slits 6 should be 5 or more for each split ring.
  • a waffle pattern 10 is formed on the concave bottom surface so as to increase the rigidity of the bottom surface. This waffle pattern 10 is formed by ribs protruding from the grid-like wall surface, and is shown by three grid-like patterns in the circumferential direction and five in the axial direction in the figure, but this is an example.
  • FIG. 2 is a perspective view of the split ring described above, and a large number of slits 6 are provided in both end flanges 4 and 5 of the split ring 1 extending in the circumferential direction.
  • a slit having such a shape is optimal.
  • a lattice-like waffle pattern 10 is formed on the bottom surface, and a number of cooling passages 7 are provided inside the wall to constitute one of the split rings.
  • Such a split ring 1 is connected in an annular shape so as to maintain an appropriate clearance close to the blade tip.
  • the number of divisions is to reduce the number of connections by reducing the number of connections from the conventional 30 to one-fifteen, reducing the amount of cooling air leaking from the connections. ing.
  • Cooling air 70 from another source flows into the cavity 62 from a number of cooling holes 6 1 of the impingement plate 60, collides with the bottom surface of the split ring 1, and cools the split ring 1,
  • the cooling air 70 flows into the cooling passage 64 from the opening 63, flows through the passage 64 while cooling the inside of the split ring 1, and is discharged into the mainstream gas from the peripheral end face.
  • the split ring 1 exposed to the high-temperature gas is deformed due to the temperature difference between the surface exposed to the gas and the internal cavity 6 2 side due to the temperature difference.
  • the rigidity is increased, and the amount of deformation is minimized.
  • the deformation that occurs in the flanges 4 and 5 also deforms a large number of slits 60 and absorbs them, so that the roundness of the split ring 1 does not change.
  • FIGS. 3A and 3B are diagrams showing the number of divisions of a dividing ring.
  • FIG. 3A is a side view of the upper half showing the present invention
  • FIG. 3B is a conventional example.
  • 0 2 12 degrees.
  • the present invention it is set to 24 degrees, and 15 rings, which are half of the conventional case, are connected to form an annular shape.
  • the length of one split ring 1 is reduced. It is getting longer. In this way, by connecting the long split rings 1 in an annular shape and reducing the number of splits to reduce the number of connection portions, the amount of air leaking from the seam can be reduced.
  • a plurality of slits 6 are provided in the flanges 4 and 5 on both sides extending in the circumferential direction of the ring 1, and a waffle pattern 10 is formed on the bottom surface.
  • the gas turbine split ring has the following features.
  • the gas turbine split ring is disposed on the peripheral surface of the vehicle interior at a predetermined distance from the blade tip, and has a vehicle interior mounting flange extending in the circumferential direction on each of the front and rear sides.
  • a divided ring formed by connecting a plurality of the divided structural parts in the circumferential direction to form an annular shape, wherein the front and rear casing mounting flanges are cut axially in axial direction.
  • a plurality of slits formed in parallel with each other, and projections projecting in a lattice shape are formed on a surface between the two compartment mounting flanges.
  • the plurality of slits can deform and absorb the heat.
  • the rigidity is enhanced by the bottom hole pattern, and the thermal deformation of the split ring is improved. Can be kept small, and roundness can be secured.

Landscapes

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

Description

明細書
ガス夕一ビン分割環 技術分野
本発明はガスタービン分割環に関し、 分割環接続部からの冷却空気の 漏れを少なくし、 更に熱変形も少なくすると共に、 熱変形時の拘束力を やわらげるような構造としたものである。 背景技術
図 4はガス夕一ビンのガス通路部分で前段の部分を示す一般的な断面 図である。 図において、 燃焼器 3 0の取付フランジ 3 1には 1段静翼 ( 1 c ) 3 2が外側シユラウド 3 3と内側シユラウド 3 4とに両端が固 定されており、 1段静翼 3 2は円周方向に複数枚が配置され静止側の車 室に固定されている。 1段静翼 3 2の後流側には 1段動翼 （1 s ) 3 5 が円周方向に複数枚配置されており、 この 1段動翼 3 5はプラットフォ ーム 3 6に固定され、 プラットフォーム 3 6はロータディスクの周囲に 取付けられており、 動翼 3 5は口一夕と共に回転する。 動翼 3 5先端が 近接する周囲には、 複数の分割数からなる円環状の分割環 4 2が取付け られ、 車室側に固定されている。
1段動翼 3 5の後流側には、， 2段静翼 ( 2 c ) 3 7の両端が外側シュ ラウド 3 8、 内側シュラウド 3 9に固定され、 同様に周方向に複数枚が 静止側に取付けられている。 同様に、 後流側に 2段動翼 ( 2 s ) 4 0が プラットフオーム 4 1を介してロータディスクに取付けられ、 動翼 4 0 先端が近接する周囲には、 同様に複数の分割数をもった円環状の分割環 4 3が取付けられている。 このような翼の配列を有するガス夕一ビンは 通常 4段で構成され、 燃焼器 3 0で燃焼して高温となった燃焼ガス 5 0 が 1段静翼 （1 c ) 3 2から流入し、 2段〜 4段の各翼間を流れる過程 において膨張して、 それぞれ動翼 3 5 , 4 0、 等を回転させ、 ロータに 回転動力を与えて排出するものである。
図 5は上記に説明の 1段動翼 3 5先端が近接する詳細な分割環の断面 図である。 図において、 6 0はインビンジメント板であり、 多数の冷却 穴 6 1が貫通して設けられ、 遮熱環 6 5に取り付けられている。 分割環 4 2は遮熱環 6 5に取り付けられ、 内部には多数の冷却通路 6 4が主流 ガス 8 0の流れ方向に穿設され、 一端が 6 3で示すように上面の上流側 へ開口し、 他端が下流側の周方向側面に開口している。.
上記構成において、 圧縮機から抽気するか、 もしくは外部の冷却空気 供給源から供給された冷却空気 7 0はインピンジメント板 6 0の冷却穴 6 1からキヤビティ 6 2内へ流入し、 分割環 4 2に当たり、 分割環 4 2 が強制冷却され、 その冷却空気 7 0はキヤビティ 6 2内の開口 6 3から 冷却通路 6 4へ流入し、 再度分割環 4 2を内部から冷却して分割環 4 2 の後部開口より主流ガス 8 0中に放出される。
図 6は上記に説明した分割環の斜視図である。 図示のように、 分割環 4 2は円周方向に分割片を構成し、 複数の分割環 4 2を円環状に接続し て全体の分割環 4 2を構成する。 分割環 4 2の上部 （外側） にはインピ ンジメント板 6 0が設けられ、 分割環 4 2の凹部とでキヤビティ 6 2を 形成している。 インビンジメント板 6 0には多数の冷却穴 6 1が設けら れており、 冷却空気 7 0は冷却穴 6 1よりキヤビティ 6 2内へ流入し、 分割環 4 2の壁面へ衝突し、 分割環 4 2を壁面から強制冷却し、 その空 気 7 0は開口 6 3より冷却通路 6 4内へ流入し、 通路内を流れて端面よ り主流ガス中へ放出され、 この過程において、 分割環 4 2内部を冷却し ている。
前述のように従来のガスタービンの分割環においては、 高温の主流ガ ス 8 0の逆流を防ぐためにキヤビティ 6 2の冷却空気の圧力を主流ガス 8 0よりも相対的に高くしており、 冷却空気が分割環 4 2の冷却通路 6 4を通って分割環内部を有効に冷却して主流ガス中に放出されるもの以 外に複数の分割環の継目より漏れる空気があり、 この漏れ量は分割環 4 2の分割数が多くなると、 接続部の数も多くなり、 かなりの量となって 冷却効率が低下してしまう。 又、 分割環 4 2の表面は主流ガス 8 0に直 接さらされることになり、 熱変形により無理な力が加わり、 真円度が保 てなくなつて接続部からの漏れ量が増加する原因となったり、 動翼先端 とのクリアランスにも影響を及ぼすことになる。 発明の開示
そこで本発明は、 分割環の分割数を少なくして冷却空気の漏れ量を少 なくし、 更に分割環の熱変形を少なくすると共に、 熱変形時の歪みを吸 収できるような構造のガスターピン分割環を提供することを課題として なされたものである。
本発明は、 前述の課題を解決するために次の （1 )， （2 ) の手段を 提供する。
( 1 ) 動翼先端と所定の間隔を保って車室内周面に配設され、 前後両側 には、 それぞれ周方向に伸ぴる車室取付用フランジを有してなる分割構 造部からなり、 同分割構造部は周方向に複数個を連接して円環状を構成 してなる分割環において、 前記前後の車室取付用フランジには軸方向に フランジ部を切断して形成される複数のスリットを並設すると共に、 前 記両車室取付用フランジ間の面には格子状で突設する突起を形成したこ とを特徴とするガスタービン分割環。
( 2 ) 前記複数の分割構造部は 1 5個で円環状を形成することを特徴と する （1 ) 記載のガス夕一ビン分割環。 本発明の （1 ) においては、 両車室取付用フランジにはスリットが設 けられているので熱変形が生じても、 この複数のスリツトが変形して吸 収することができ、 又、 底面のワッフルパターンにより剛性が高められ ており、 分割環の熱変形を小さく抑えることができ、 真円度を確保する ことができる。 - 本発明の （2 ) においては、 分割構造部が 1 5個を接続して円環形状 を形成するので、 従来の 3 0個の接続と比べ接続の継目部分が従来の半 分となる。 これにより継目部分から漏れる冷却空気量が大幅に少なくな り、 冷却効率が向上するものである。 図面の簡単な説明
図 1は、 本発明の実施の一形態に係るガスタービン分割環を示し、 ( a ) は断面図、 （b ) は （a ) における A— A矢視図である。
図 2は、 本発明の実施の一形態に係るガスタービン分割環の斜視図で ある。
図 3は、 本発明の実施の一形態に係るガスタービン分割環を軸方向か ら見た正面図で、 （a ) は本発明を、 ( b ) は従来例を、 それぞれ示す 図 4は、 ガスタービンの一般的なガス通路の前段部を示す断面図であ る。
図 5は、 従来のガスタービン分割環の詳細な断面図である。
図 6は、 従来のガス夕一ビン分割環の斜視図である。 発明を実施するための最良の形態
以下、 本発明の実施の形態について図面に基づいて具体的に説明する 図 1は本発明の実施の一形態に係るガスタービン分割環を示し、 （a ) は断面図、 （b ) は A— A矢視図である。 図において、 分割環 1は、 円 環状の分割環の分割部分を示し、 従来と同様に遮熱環 6 5に取り付けら れ、 キヤビティ 6 2内に開口 6 3を有し、 下流側の周方向端面に開口す る多数の冷却通路 6 4が設けられている。 又、 インビンジ板 6 0も従来 と同様に遮熱環 6 5に取り付けられている。 分割環 1の前後両端には周 方向に伸びるフランジ 4， 5が設けられ、 又、 周方向の両端にもフラン ジ 2， 3が設けられ、 これらフランジ 2 , 3， 4 , 5で分割環 1に凹部 を形成している。
周方向に伸びる両フランジ 4， 5には、 フランジ部を切欠レ、て形成し た複数のスリット 6が形成されており、 熱変形時の曲げを、 この複数の スリット 6で吸収して変形を防止する構造となっている。 スリット 6の 数は 1分割環について 5ケ以上設けることが望ましい。 又、 凹状の底面 にはワッフルパターン 1 0が形成されており底面の剛性を高めるように している。 このワッフルパターン 1 0は格子状の壁面より突出するリブ により形成されており、 図では周方向に 3本、 軸方向に 5本の格子状パ 夕一ンで示しているが、 これは一例であり、 この数はこれに限定される ものではない。 . 図 2は上記に説明した分割環の斜視図であり、 分割環 1の周方向に伸 びる両端フランジ 4， 5には多数のスリット 6を設けられている。 この ような形状のスリットが最適である。 底面には格子状のワッフルパター ン 1 0が形成され、 又、 壁内部には多数の冷却通路 7が設けられて分割 環の 1つを構成している。 このような分割環 1は動翼先端に近接して適 切なクリアランスを保つように円環状に連結される。 分割の数は、 図 3 で後述するように、 従来は 3 0個からなっていたものを半分の 1 5個と して接続部を少なくし、 接続部から漏れる冷却空気量を少なくするよう にしている。
上記構成の分割環において、 図 1に示すように圧縮機から、 あるいは 別の供給源からの冷却空気 7 0はインビンジメント板 6 0の多数の冷却 穴 6 1からキヤビティ 6 2内へ流入し、 分割環 1の底面に衝突し、 分割 環 1をインビンジ冷却すると共に、 冷却空気 7 0は開口 6 3から冷却通 路 6 4へ流入し、 通路 6 4を流れて分割環 1内を冷却しながら流れ、 周 端面より主流ガス中に放出される。
高温ガスにさらされる分割環 1は、 ガスにさらされる表面と内部のキ ャビティ 6 2側とでは温度差により歪みが発生して変形しょうとするが、 内部底面はワッフルパ夕一ン 1 0が形成されているので剛性が高められ ており、 この変形量は最小限に抑えられる。 又、 フランジ 4 , 5に生ず る変形も、 多数のスリット 6 0が変形して、 これを吸収し、 分割環 1の 真円度が変化しないようにしている。
図 3は分割環の分割数を示す図で、 （ a ) は本発明、 （ b ) は従来例 を示す上半部の側面図である。 （b ) に示す従来の分割環では、 0 2 = 1 2度で円環状に 3 0個の分割環 1が配置されて接続されている。 これ に対して本発明では、 = 2 4度に設定し、 従来と比べて半分の 1 5 個を接続して円環状を形成しており、 その結果、 1個の分割環 1の長さ が長くなつている。 このように長尺の分割環 1を円環状に接続し、 分割 数を少なくして接続部を減少することにより、 継目から漏れる空気量を 少なくすることができる。
以上説明の実施の形態のガス夕一ビン分割環によれば、 分割環 1の周 方向に伸びる両側面のフランジ 4 , 5にそれぞれ複数のスリット 6を設 け、 底面にワッフルパターン 1 0を形成させたことにより、 分割環 1の 熱変形量を小さくし、 又、 発生する熱変形量を吸収することができ、 分 割環 1の真円度を確保することができる。 更に、 分割数を従来の 3 0個 から半分の 1 5個とし、 接続部分を減少させたことにより、 接続部分か らの漏れ空気量を少なくすることができ、 冷却効果を高めることができ る。 産業上の利用可能性
本発明のガスタービン分割環は、 （ 1 ) 動翼先端と所定の間隔を保つ て車室内周面に配設され、 前後両側には、 それぞれ周方向に伸びる車室 取付用フランジを有してなる分割構造部からなり、 同分割構造部は周方 向に複数個を連接して円環状を構成してなる分割環において、 前記前後 の車室取付用フランジには軸方向にフランジ部を切断して形成される複 数のスリットを並設すると共に、 前記両車室取付用フランジ間の面には 格子状で突設する突起を形成したことを特徴としている。 このような構 成により、 熱変形が生じても、 この複数のスリットが変形して吸収する ことができ、 又、 底面のヮッフノレパターンにより剛性が高められており、 分割環の熱変形を小さく抑えることができ、 真円度を確保することがで きる。
本発明の （2 ) においては、 分割構造部が 1 5個を接続して円環形状 を形成するので、 従来の 3 0個の接続と比べ接続の継目部分が従来の半 分となる。 これにより継目部分から漏れる冷却空気量が大幅に少なくな り、 冷却効率が向上するものである。 ,

Claims

請求の範囲
1 . 動翼先端と所定の間隔を保って車室内周面に配設され、 前後両側に は、 それぞれ周方向に伸びる車室取付用フランジを有してなる分割構造 部からなり、 同分割構造部は周方向に複数個を連接して円環状を構成し てなる分割環において、 前記前後の車室取付用フランジには軸方向にフ ランジ部を切断して形成される複数のスリットを並設すると共に、 前記 両車室取付用フランジ間の面には格子状で突設する突起を形成したこと を特徴とするガスタービン分割環。
2 . 前記複数の分割構造部は 1 5個で円環状を形成することを特徵とす る請求項 1記載のガスタービン分割環。
PCT/JP2001/001158 2000-03-07 2001-02-19 Anneau fendu de turbine a gaz WO2001066914A1 (fr)

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JP2001565507A JP3632003B2 (ja) 2000-03-07 2001-02-19 ガスタービン分割環
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