газовая турбина с уплотнительными пластинами на турбинном диске

Формула изобретения

1. Ротор (8) турбины

с некоторым числом рабочих лопаток (12), размещенных на соответствующем турбинном диске (38), скомбинированных соответственно в ряды рабочих лопаток,

причем соответствующий турбинный диск (38) на своих боковых поверхностях имеет некоторое число уплотнительных пластин (30) в форме участков кругового кольца, которые вставлены в продолжающийся в окружном направлении паз (62) турбинного диска,

причем соответствующая уплотнительная пластина (30) на обращенной к оси турбины стороне имеет продолжающуюся в окружном направлении окантовку (47), находящуюся на расстоянии от внутренней кромки соответствующей уплотнительной пластины (30),

причем между окантовкой (47) соответствующей уплотнительной пластины (30) и боковой стенкой паза (62) турбинного диска размещен запорный элемент (34),

причем

окантовка (47) продолжается по всей длине в окружном направлении уплотнительной пластины (30) и запорные элементы (34) для уплотнения прилегают друг к другу в окружном направлении,

причем соответствующая уплотнительная пластина (30) имеет по меньшей мере одну продолжающуюся по существу в окружном направлении на обращенной к оси турбины стороне, прерывающую соответствующую окантовку (47) выемку (56), которая геометрически выполнена таким образом, что через нее запорные элементы (34) могут вводиться в паз (62) турбинного диска.

2. Ротор (8) турбины по п.1, в котором на каждую боковую поверхность предусмотрены две уплотнительные пластины (30).

3. Ротор (8) турбины по п.1 или 2, в котором на обращенных друг к другу плоскостях двух уплотнительных пластин (30) выполнена прорезь (54), причем для уплотнения промежуточного пространства между плоскостями использован соответствующий лист, соединяющий противолежащие прорези (54).

4. Ротор (8) турбины по п.1 или 2, в котором соответствующая уплотнительная пластина (30) имеет продолжающуюся по существу в окружном направлении и аксиально уплотнительную плоскость (50).

5. Ротор (8) турбины по п.3, в котором соответствующая уплотнительная пластина (30) имеет продолжающуюся по существу в окружном направлении и аксиально уплотнительную плоскость (50).

6. Ротор (8) турбины по любому из пп.1, 2 или 5, в котором соответствующий запорный элемент (34) имеет отверстие (58), соответствующая уплотнительная пластина (30) - некоторое число вырезов (52) и ограничивающая паз (62) турбинного диска боковая стенка - отверстие (48) для приема стопорного болта (32).

7. Ротор (8) турбины по п.3, в котором соответствующий запорный элемент (34) имеет отверстие (58), соответствующая уплотнительная пластина (30) - некоторое число вырезов (52) и ограничивающая паз (62) турбинного диска боковая стенка - отверстие (48) для приема стопорного болта (32).

8. Ротор (8) турбины по п.4, в котором соответствующий запорный элемент (34) имеет отверстие (58), соответствующая уплотнительная пластина (30) - некоторое число вырезов (52) и ограничивающая паз (62) турбинного диска боковая стенка - отверстие (48) для приема стопорного болта (32).

9. Ротор (8) турбины по п.1, в котором соответствующая уплотнительная пластина (30) изготавливается точением.

10. Газо- или паротурбинная установка с ротором (8) турбины согласно любому из пп.1-9.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к ротору турбины с некоторым числом рабочих лопаток, размещенных на соответствующем турбинном диске, скомбинированных соответственно в ряды рабочих лопаток, причем соответствующий турбинный диск на своих боковых поверхностях имеет некоторое число уплотнительных пластин в форме участков кругового кольца, которые вставлены в протяженный по окружности паз турбинного диска, причем соответствующая уплотнительная пластина на обращенной к оси турбины стороне имеет продолжающуюся в окружном направлении окантовку, находящуюся на расстоянии от внутреннего края соответствующей уплотнительной пластины.

Газовые турбины используются во многих областях для привода генераторов или рабочих машин. При этом используется энергоемкость топлива для выработки вращательного движения ротора турбины. Для этого топливо сжигается в камере сгорания, причем подается воздух, сжатый в компрессоре. При этом выработанная в камере сгорания посредством сжигания топлива рабочая среда, находящаяся под высоким давлением и при высокой температуре, направляется через турбинный блок, включенный на выходе камеры сгорания, где она расширяется, производя работу.

При этом для выработки вращательного движения ротора турбины на нем размещено некоторое количество рабочих лопаток, скомбинированных обычно в группы лопаток или ряды лопаток. При этом обычно для каждой ступени турбины предусмотрен турбинный диск, на котором закреплены рабочие лопатки с помощью своих хвостовиков (оснований) лопаток. Для направления рабочей среды в турбинном блоке обычно между смежными рядами рабочих лопаток размещены связанные с корпусом турбины направляющие лопатки, скомбинированные в ряды направляющих лопаток.

Камера сгорания газовой турбины может быть выполнена как так называемая кольцевая камера сгорания, при которой множество размещенных в окружном направлении вокруг ротора турбины горелок сообщаются с общей камерой сгорания, окруженной ограждающей стенкой, стойкой к действию высоких температур. Для этого камера сгорания в целом выполнена как кольцевая структура. Наряду с единственной камерой сгорания, также может предусматриваться множество камер сгорания.

Непосредственно к камере сгорания примыкает, как правило, первый ряд направляющих лопаток, который вместе с непосредственно последующим рядом рабочих лопаток, при наблюдении в направлении потока рабочей среды, образует первую турбинную ступень турбинного блока, за которой обычно включены последующие турбинные ступени.

При проектировании подобных газовых турбин дополнительно к достижимой мощности, обычно целью проектирования является высокий кпд. При этом повышение кпд может быть в принципе достигнуто, исходя из термодинамических причин, посредством повышения выходной температуры, с которой рабочая среда вытекает из камеры сгорания и втекает в турбинный блок. При этом для подобных газовых турбин желательными и также достижимыми температурами являются температуры от 1200 до 1500°С.

Однако при подобных высоких температурах рабочей среды компоненты и конструктивные элементы, подвергаемые их воздействию, испытывают высокие термические нагрузки. Для того чтобы турбинный диск защитить от контакта с горячей рабочей средой и чтобы направлять охлаждающий воздух вдоль боковых поверхностей роторного диска к рабочим лопаткам, обычно на турбинных дисках предусматриваются уплотнительные пластины, которые в круговой форме прикреплены к турбинному диску на соответствующих нормальных к оси турбины боковых поверхностях. При этом обычно на каждую турбинную лопатку на каждой стороне турбинного диска предусмотрена соответственно одна уплотнительная пластина. Они перекрываются чешуйчатым образом и обычно имеют уплотнительную плоскость, которая продолжается до соответствующей смежной направляющей лопатки таким образом, что проникновение горячей рабочей среды в направлении ротора турбины предотвращается.

Уплотнительные пластины выполняют, однако, и другие функции. Они создают, с одной стороны, осевую фиксацию турбинных лопаток посредством соответствующих крепежных элементов, с другой стороны, они уплотняют не только диск турбины от проникновения горячего газа извне, но и предотвращают утечку введенного внутрь турбинного диска охлаждающего воздуха, который обычно для охлаждения лопаток турбины направляется в них. Газовая турбина с подобным выполнением известна, например, из ЕР 1944471 A1.

Однако вышеназванное выполнение турбинных дисков с сегментированными, чешуйчато перекрывающимися уплотнительными пластинами является сравнительно сложным. Требуется относительно большое количество уплотнительных пластин, что приводит к сравнительно высоким затратам на конструирование турбинных дисков и, тем самым, всей газовой турбины. Кроме того, требуемый, в конечном счете, ремонт в зоне турбинных дисков ввиду такой конструкции является сравнительно затратным.

К тому же из US 2008/0181767 известна фиксация для уплотнительных листов турбинных дисков, при которой уплотнительные листы на своей внутренней кромке имеют бортик, с помощью которого они с уплотнением прилегают к периферийному окружному выступу турбинного диска. Для фиксации уплотнительного листа в его окончательном монтажном положении требуется соответствующий запорный элемент, который, будучи размещенным в выемке уплотнительного листа, одновременно с ним вводится в паз турбинного диска. Затем запорный элемент вынимается из выемки и сдвигается вдоль паза турбинного диска, причем последний затем блокирует уплотнительный лист на турбинном диске радиально и аксиально. Для стопорения запорного элемента от сдвига в окружном направлении его стрелка перегибается между двумя предусмотренными на уплотнительном листе выступами. В целом, однако, одновременное введение уплотнительного листа и запорного элемента вызывает неудобства при монтаже.

В основе изобретения лежит задача предложить ротор турбины, который при получении максимально возможной эксплуатационной надежности и максимально возможном кпд при применении в турбине обеспечивает возможность упрощенного конструирования и монтажа.

Эта задача в соответствии с изобретением решается ротором турбины вышеописанного типа, при котором между окантовкой соответствующей уплотнительной пластины и боковой стенкой паза турбинного диска размещен запорный элемент и при котором окантовка продолжается по всей длине в окружном направлении уплотнительной пластины и запорные элементы для уплотнения прилегают друг к другу в окружном направлении, причем соответствующая уплотнительная пластина имеет по меньшей мере одну продолжающуюся по существу в окружном направлении на обращенной к оси турбины стороне, прерывающую соответствующую окантовку выемку, которая геометрически выполнена таким образом, что через нее запорные элементы могут вводиться в паз турбинного диска.

При этом изобретение исходит из того, что упрощенная конструкция газовой турбины, особенно в зоне турбинного диска, была бы возможной, если бы обычные до сих пор конструкции с размещенными чешуеобразно уплотнительными пластинами могли бы быть упрощены.

В обычных до сих пор конструкциях с размещенными чешуеобразно уплотнительными пластинами были введены отверстия, так что они могли фиксироваться стопорными болтами и стопорными шайбами на турбинном диске. Однако при небольшом числе применяемых уплотнительных пластин отдельные уплотнительные пластины являются большими. Поэтому необходимо многократное и выполняемое на большой площади крепление уплотнительных пластин на турбинном диске, чтобы гарантировать достаточную осевую и радиальную фиксацию. Кроме того, крепление должно обеспечивать уплотнение остающегося зазора между турбинным диском и внутренней кромкой (то есть кромкой, обращенной к оси турбины) уплотнительной пластины. Для этого соответствующая уплотнительная пластина имеет на обращенной к оси турбины стороне продолжающуюся в окружном направлении, находящуюся на расстоянии от внутренней кромки соответствующей уплотнительной пластины окантовку, причем между окантовкой и также продолжающимся в окружном направлении пазом турбинного диска на турбинном диске размещено множество прилегающих друг к другу запорных элементов, при монтаже перемещаемых в окружном направлении.

Таким образом, можно множество запорных элементов, например в форме стержня, ввести в остающееся промежуточное пространство между уплотнительной пластиной и турбинным диском. Они фиксируются в радиальном и осевом направлении посредством окантовки, уплотнительной пластины и боковой стенки паза турбинного диска. Однако в окружном направлении они остаются смещаемыми и могут, таким образом, размещаться с прилеганием друг к другу, чтобы с образованием кольца из запорных элементов достичь полного уплотнения.

В готовом смонтированном состоянии, как уже описано, запорные элементы фиксируются аксиально и радиально. Для того чтобы монтаж запорных элементов при уже установленной на турбинном диске уплотнительной пластине все же был возможным, соответствующая уплотнительная пластина имеет по меньшей мере одну по существу продолжающуюся в окружном направлении на обращенной к оси турбины стороне выемку, которую прерывает окантовка. Эта выемка геометрически выполнена таким образом, что запорный элемент может вводиться в паз турбинного диска, то есть она имеет точно такую величину, что запорный элемент при уже смонтированной уплотнительной пластине может опускаться в паз турбинного диска. Там этот запорный элемент затем может сдвигаться в окружном направлении в свое конечное положение, где он аксиально фиксируется боковой стенкой паза турбинного диска и уплотнительной пластиной, а радиально - окантовкой. Другие запорные элементы могут тогда вводиться через такую же выемку и также сдвигаться, пока все запорные элементы не будут смонтированы.

Уплотнительные пластины по существу имеют форму части круга. Тем самым уплотнительные пластины согласованы с формой турбинного диска и за счет этого гарантируется надежное уплотнение. Уплотнительные пластины большего размера, имеющие форму части круга, перекрывают тогда ту же самую площадь, что и ранее отдельные уплотнительные пластины, перекрывающие друг друга чешуеобразно.

В другом предпочтительном варианте осуществления на каждую боковую поверхность предусмотрены две уплотнительные пластины. Простейшее выполнение уплотнительных пластин возможно при максимальном сокращении количества уплотнительных пластин, причем отдельная уплотнительная пластина, например в форме кругового кольца, ввиду требуемого при монтаже прикрепления, не возможна. Поэтому простейшая возможная конструкция представляет собой выполнение с двумя одинаково выполненными уплотнительными пластинами. Это выполнение, к тому же, в частности, предпочтительно для стационарных газовых турбин, так как их сборка осуществляется от корпуса и ротора радиально, а не аксиально, как в авиационных газовых турбинах.

Предпочтительным образом, на обращенных друг к другу плоскостях двух уплотнительных пластин выполнена прорезь, причем для уплотнения промежуточного пространства между плоскостями использован соответствующий лист, соединяющий противолежащие прорези. Тем самым для надежного уплотнения между уплотнительными пластинами больше не требуется никакого чешуеобразного перекрытия, а предусматриваются соответствующие прорези или пазы с помещенным рифленым листом. Он закрывает при подходящем выполнении остающееся малое промежуточное пространство между уплотнительными пластинами.

Предпочтительным образом соответствующая уплотнительная пластина имеет продолжающуюся по существу в окружном направлении и аксиально уплотнительную плоскость. Посредством подобной уплотнительной плоскости, которая при соответственно увеличенной, ввиду меньшего количества, уплотнительной пластине должна выполняться сплошной в окружном направлении, достигается уплотнение обращенной к ротору турбины части турбинного диска по отношению к горячему газу, проникающему из внутреннего пространства турбины. При этом уплотнительная плоскость должна продолжаться в аксиальном направлении вплоть до соседних направляющих лопаток, чтобы реализовать особенно хорошее уплотнение.

В другом предпочтительном выполнении соответствующий запорный элемент имеет отверстие, соответствующая уплотнительная пластина - некоторое число вырезов и ограничивающая турбинный диск стенка - отверстие для приема стопорного болта. За счет этого как запорные элементы, так и уплотнительные пластины сами могут фиксироваться посредством стопорного болта и обеспечивается надежное соединение при одновременно простом монтаже.

Предпочтительным образом соответствующая уплотнительная пластина изготавливается точением (обработкой на токарном станке). Меньшее количество уплотнительных пластин обеспечивает возможность изготовления уплотнительных пластин как кругового кольца в процессе точения и затем его разделения. За счет этого возможно упрощенное и экономичное изготовление уплотнительных пластин.

Предпочтительным образом подобная газовая турбина используется в газо- и паротурбинной установке.

Связанные с изобретением преимущества состоят, в частности, в том, что за счет уменьшения количества уплотнительных пластин, приходящегося на каждую боковую поверхность турбинного диска газовой турбины, возможна существенно более простая и более благоприятная конструкция газовой турбины. Конструкция всего набора рабочих лопаток за счет этого существенно упрощается и является менее затратной в изготовлении, так как уплотнительные пластины могут быть изготовлены в процессе токарной обработки. К тому же уплотнительные пластины имеют сравнительно мало поверхностей утечки. Тем самым можно обеспечить существенно более герметичное уплотнение для снижения потерь охлаждающего воздуха.

Пример выполнения изобретения более подробно поясняется ниже со ссылками на чертежи, на которых показано следующее:

Фиг.1 - половинное сечение газовой турбины,

Фиг.2 - половинное сечение через внешнюю окружность диска газовой турбины, уплотнительную пластину и ее фиксирующее устройство,

Фиг.3-5 - уплотнительная пластина на различных видах,

Фиг.6-8 - запорный элемент на различных видах и

Фиг.9-14 - рабочие этапы процесса монтажа.

Одинаковые элементы на всех чертежах обозначены теми же самыми ссылочными позициями.

Газовая турбина 1 согласно фиг.1 содержит компрессор 2 для воздуха, необходимого для горения топлива, камеру 4 сгорания, а также турбинный блок 6 для привода компрессора 2 и не показанного генератора или рабочей машины. Для этого турбинный блок 6 и компрессор 2 размещены на общем роторе 8 турбины, с которым также связаны генератор или рабочая машина и который установлен с возможностью вращения относительно своей центральной оси 9. Камера 4 сгорания, выполненная как кольцевая камера сгорания, снабжена некоторым количеством горелок 10 для сжигания жидкого или газообразного топлива.

Турбинный блок 6 имеет некоторое количество связанных с ротором 8 турбины вращающихся рабочих лопаток 12. Рабочие лопатки 12 в форме венца размещены на роторе 8 турбины и образуют, таким образом, некоторое количество рядов рабочих лопаток. Кроме того, турбинный блок 6 имеет некоторое количество стационарных направляющих лопаток 14, которые также в форме венца с образованием рядов направляющих лопаток закреплены на держателе 16 направляющих лопаток турбинного блока 6. Рабочие лопатки 12 служат при этом для привода ротора 8 турбины за счет передачи импульса от рабочей среды М, протекающей через турбинный блок 6. Направляющие лопатки 14 служат, напротив, направлению потока рабочей среды М между соответствующими двумя, при наблюдении в направлении потока рабочей среды М, следующими друг за другом рядами рабочих лопаток или венцов рабочих лопаток. При этом следующая друг за другом пара из венца направляющих лопаток 14 или ряда направляющих лопаток и из венца рабочих лопаток 12 или ряда рабочих лопаток также называется ступенью турбины.

Каждая направляющая лопатка 14 имеет основание 18, которое для фиксации соответствующих направляющих лопаток 14 размещено на держателе 16 направляющих лопаток турбинного блока 6 в качестве элемента стенки. Основание 18 является при этом термически сравнительно сильно нагружаемым конструктивным элементом, который образует внешнее ограничение канала горячего газа для рабочей среды М, протекающей через турбинный блок 6. Каждая рабочая лопатка 12 аналогичным образом через основание 19 закреплена на роторе 8 турбины.

Между размещенными на некотором расстоянии друг от друга основаниями 18 направляющих лопаток 14 двух смежных рядов направляющих лопаток размещено, соответственно, направляющее кольцо 21 на держателе 16 направляющих лопаток турбинного блока 6. При этом внешняя поверхность каждого направляющего кольца 21 также подвергается действию горячей рабочей среды М, протекающей через турбинный блок 6, и в радиальном направлении отделена зазором от внешнего конца противолежащих ей рабочих лопаток 12. При этом расположенные между смежными рядами направляющих лопаток направляющие кольца 21 служат, в особенности, в качестве накрывающих элементов, которые защищают внутренний корпус 16 в держателе направляющих лопаток или другие конструктивные элементы корпуса от термических перенапряжений за счет горячей рабочей среды М, протекающей через турбину 6.

Камера 4 сгорания в данном примере выполнена как так называемая кольцевая камера сгорания, в случае которой множество размещенных в окружном направлении вокруг ротора 8 турбины горелок 10 сообщаются с общим пространством камеры сгорания. Для этого камера 4 сгорания в целом выполнена как кольцевая конструкция, которая позиционирована вокруг ротора 8 турбины.

Фиг.2 показывает соответствующее сечение через уплотнительную пластину 30, стопорный болт 32, запорный элемент 34, стопорную шайбу 36 и через внешнюю окружность размещенного на роторе 8 турбины турбинного диска 38 ступени рабочих лопаток турбинного блока 6.

Турбинный диск 38 включает в себя паз 40 рабочей лопатки, в котором размещена не показанная рабочая лопатка 12. Через отверстие 42 охлаждающего воздуха во время работы газовой турбины 1 подается охлаждающий воздух, который охлаждает турбинный диск 36 и далее направляется в не показанную рабочую лопатку 12.

Для того чтобы предотвратить утечку охлаждающего воздуха из внутренности турбинного диска 38 и, с другой стороны, проникновение горячей рабочей среды М, уплотнительная пластина 30 размещается на боковой поверхности турбинного диска 38. При этом выступы 44, 46, проходящие по кругу в турбинном диске 38, служат в качестве распорной державки. Уплотнительная пластина 30 посредством нанесенной на нее, продолжающейся в окружном направлении окантовки 47, с помощью запорного элемента 34 прикрепляется к турбинному диску 38 и с помощью стопорного болта 32 в отверстии 48 турбинного диска фиксируется радиально и в окружном направлении. Стопорная шайба 36 предотвращает при этом аксиальное выдвижение стопорного болта 32. При этом окантовка 47 смещена противоположно внутренней кромке уплотнительной пластины 30.

Уплотнительная пластина 30 включает в себя прикрепленную, продолжающуюся по существу в аксиальном и окружном направлении уплотнительную плоскость 50, которая герметизирует промежуточное пространство между турбинным диском 38 и смежными направляющими лопатками 14 от проникновения горячей рабочей среды М из турбины. Кроме того, уплотнительная пластина 30 также обеспечивает аксиальную фиксацию рабочей лопатки 12 в пазу 40 рабочей лопатки и фиксирует ее от смещения.

На фиг.3 показана уплотнительная пластина 30 в плане. В уплотнительной пластине 30 выполнены вырезы 52 на одинаковом расстоянии на стороне, обращенной к ротору 8 турбины, которые служат для приема стопорных болтов 32. Тем самым уплотнительная пластина 30, которая, ввиду в целом меньшего числа уплотнительных пластин, выполнена соответственно большей, фиксируется по всей окружности. Кроме того, можно видеть окантовку 47 для фиксации запорных элементов 34.

Уплотнительная пластина 30 показана на фиг.4 в косом профиле. На боковой поверхности уплотнительной пластины 30, которая в смонтированном состоянии прилегает к другой уплотнительной пластине 30, выполнена прорезь 54, в которую введен не показанный рифленый лист, так что лежащие между уплотнительными пластинами 30 стыки закрываются и, тем самым, уплотняются.

На фиг.5 еще раз показана уплотнительная пластина 30 в плане. При этом здесь представлена расположенная вокруг вырезов 52 выемка 56, которая прерывает окантовку 47. Она по своей геометрии согласована с величиной запорного элемента 34, так что она подходит для помещения детально показанного на следующих чертежах запорного элемента 34. При монтаже запорные элементы 34 могут опускаться через выемку 56 и затем вдоль окантовки 47 сдвигаться в их конечное положение. Тем самым достигается фиксация уже смонтированной уплотнительной пластины 30 на турбинном диске 38 и хорошее уплотнение остающегося промежуточного пространства.

Фиг.6 показывает запорный элемент 34 в сечении. В запорном элементе 34 выполнено отверстие 58, в которое вводится стопорный болт 32. На фиг.7, где показан запорный элемент 34 в профиль, рядом также представлена выемка 60, которая служит для позиционирования стопорной шайбы 36, которая препятствует аксиальному выдвижению стопорного болта 32. Фиг.8 показывает запорный элемент еще раз в плане. Можно явно видеть согласование с формой выемки 56, представленной на фиг.5.

Фиг.9-14 показывают процесс монтажа уплотнительной пластины 30 на турбинном диске 36. Уплотнительная пластина 30 сначала радиально опускается в паз 62 турбинного диска (фиг.10, фиг.11), затем аксиально перемещается к рабочей лопатке 12 (фиг.12) и затем радиально поднимается (фиг.13). Выступ 64 на внутреннем радиусе уплотнительной пластины 30 прилегает, таким образом, к выступу 46 турбинного диска 38. Запорный элемент 34 радиально вводится над выемкой 56 на уплотнительной пластине 30 в паз 62 и в окружном направлении вдоль окантовки 47 настолько сдвигается, что его отверстие 58 совмещается с отверстием 48 в турбинном диске 38, а также вырезом 52 в уплотнительной плате 52. Там запорный элемент 34 фиксируется с помощью стопорного болта 32.

Затем таким же путем вводятся следующие запорные элементы 34. Тем самым уплотнительная пластина 30 фиксируется радиально и аксиально. Кроме того, запорные элементы 47 в смонтированном состоянии прилегают друг к другу, так что гарантируется полное уплотнение промежуточного пространства между уплотнительной пластиной 30 и боковой стенкой паза 62 турбинного диска.

В выемку 60 запорного элемента 34 радиально вводится стопорная шайба 36, которая в центре также имеет отверстие. В него и отверстия 48, 58 вводится стопорный болт 32. Он радиально фиксирует стопорную шайбу 36 и в окружном направлении запорный элемент 34 и уплотнительную пластину 30. Противоположно аксиальному выдвижению стопорного болта 32 конец стопорной шайбы 36 загнут радиально вниз. Окончательная сборка показана на фиг.14.

Изображенная уплотнительная пластина 30 по существу имеет форму полукруга. Таким образом, уплотнительная пластина 30 может в процессе токарной обработки изготавливаться как круговое кольцо и затем разрезаться. Тем самым возможна особенно простая конструкция газовой турбины 1. Кроме того, за счет меньшего количества поверхностей утечки по сравнению с существующим чешуеобразным выполнением возможно существенно лучшее уплотнение для предотвращения утечки охлаждающего воздуха.