CN105980664A - 可以经受用于燃气轮机的热气的组件和具有这种组件的密封装置 - Google Patents

可以经受用于燃气轮机的热气的组件和具有这种组件的密封装置 Download PDF

Info

Publication number
CN105980664A
CN105980664A CN201580008567.6A CN201580008567A CN105980664A CN 105980664 A CN105980664 A CN 105980664A CN 201580008567 A CN201580008567 A CN 201580008567A CN 105980664 A CN105980664 A CN 105980664A
Authority
CN
China
Prior art keywords
groove
assembly
recess
edge
relative
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CN201580008567.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105980664B (zh
Inventor
F·阿玛德
R·米斯根
R·拉杜洛维克
M·舒勒
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens Energy Global GmbH and Co KG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN105980664A publication Critical patent/CN105980664A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105980664B publication Critical patent/CN105980664B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D3/00Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid
    • F01D3/02Machines or engines with axial-thrust balancing effected by working-fluid characterised by having one fluid flow in one axial direction and another fluid flow in the opposite direction
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00Application
    • F05D2220/30Application in turbines
    • F05D2220/32Application in turbines in gas turbines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

本发明涉及一种可以经受用于燃气轮机的热气的组件(10),所述组件(10)具有至少一个壁,该组件(10)包括远到边缘(28)的第一表面(26),第一表面(26)旨在定界燃气轮机的热气流道,并且该组件(10)包括第二表面(30),该第二表面(30)毗连边缘(28),并且相对于第一表面(26)横向布置,其中,被提供用于容纳密封元件(44)的槽(34)布置在第二表面(30)中,并且与边缘(28)隔一段距离地至少部分沿着边缘(28)延伸,并且其中,槽(34)包括处于与槽开口(42)相对状态的槽底(46)和毗连所述槽底并沿着边缘(28)延伸的两个相互面向的侧壁(36)。为了提供相当耐久的经受用于燃气轮机的热气的组件(10),提出侧壁(36)中的至少一个具有至少一个槽状凹处(38)。

Description

可以经受用于燃气轮机的热气的组件 和具有这种组件的密封装置
技术领域
本发明涉及一种可以经受用于燃气轮机的热气的组件,该组件具有至少一个壁,该组件包括远到边缘的第一表面,其中,第一表面旨在定界燃气轮机的热气流道,并且该组件包括第二表面,该第二表面毗连边缘,并且相对于第一表面横向布置,其中,被提供用于容纳密封元件的槽布置在第二表面中,并且与边缘隔一段距离地至少部分沿着边缘延伸,并且其中,槽包括与槽开口相对的槽底和毗连所述槽面且沿着边缘延伸的两个相互面向的侧壁。
背景技术
这种类型的组件因形成来自现有技术的密封装置而众所周知。例如,GB 2 195 403 A公开了这种类型的两个组件,该两个组件的第二表面处于彼此相对的状态,这形成间隙,其中,然后同样地处于彼此相对的槽容纳针对穿过间隙的流非常充分地阻塞间隙的密封元件。
由此,例如,EP 2 615 254 A2提出了在热气侧上所布置的密封槽侧壁中提供通风槽,该通风槽可以组合以形成组,并且该通风槽从它们的底部远到它们在密封槽侧壁中的开口成锥度。因此,目的是在同时减轻磨损的情况下实现改进的冷却效果。
另外,从EP 2 365 188 A1已知,还布置均匀分布的、分别相互相对的通道,该通道成对地彼此连接,以便在两个密封槽侧壁中传导冷却空气。具有所述通道的目的是能够充分地冷却位于密封槽中的密封元件。
此外,EP 2 615 255 A1和JP 2009/257281 A1公开了其中可以由其中的独立冷却空气供给装置开口向密封槽供给冷却空气的密封装置。
然而,事实证明,不管已知变体如何,这种类型的密封装置在特定点处可能具有氧化的倾向。氧化导致材料损失,因此无法再加工通常被配置为涡轮机叶片的组件,因此它们的表面寿命过早的结束。首先,这降低了装配有这些涡轮机叶片的燃气轮机的可用性,其次,这增大了可能需要更换的涡轮机叶片的浪费率。
发明内容
因此,本发明的目的是提供一种组件,该组件可以经受热气,并且该组件的边缘具有更低的磨损倾向。本发明的另外目的是提供一种包括两个组件的耐用、相当抗氧化且成本有效的密封装置,该两个组件各以以下这种方式来布置:组件的第二侧面处于彼此相对,形成间隙,并且密封元件***到组件的相互相对的槽中,以便密封该间隙。
本发明基于的目的凭借根据权利要求1的特征的、可以经受热气的组件和根据权利要求5的特征的密封装置来实现。
另外的有利改进在从属权利要求中指定。
根据本发明,在可以经受用于燃气轮机的热气的组件的情况下,该组件具有至少一个壁,
该组件包括远到边缘的第一表面,其中,所述第一表面旨在定界所述燃气轮机的热气流道,并且
该组件包括第二表面,该第二表面毗连所述边缘,并且相对于所述第一表面横向布置,其中,被提供用于容纳密封元件的槽布置在所述第二表面中,并且与所述边缘隔一段距离地至少部分沿着所述边缘延伸,并且
其中,所述槽包括与所述槽开口相对的槽底和毗连所述槽底且沿着所述边缘延伸的两个相互面向的侧壁,所述两个侧壁中,一个布置在所述热气侧上,而另一个布置在冷气侧上,并且各具有凹处,可以组合所述凹处中的至少一些以形成组,该组的凹处以这样的方式布置使得所述组的所述凹处中的两个布置在所述热气侧侧壁中,并且以这样的方式彼此隔开使得所述组的、布置在所述冷气侧侧壁中的另外凹处部分地处于与所述两个热气侧凹处中的每一个相对。
一个侧壁中或两个侧壁中的槽状凹处充当用于冷却空气的流道,并且优选地位于组件的边缘暴露到更大磨损和氧化的位置。因此,可由凹处的尺寸预定的冷却空气量的局部定向吹出减小热负荷并提高受力区域的耐久性。同时,槽的侧壁中的凹处减小要冷却的组件材料量,这是为何侧壁中的槽状凹处组成比GB 2 195 403 A中的密封元件(对于该密封元件的部分,其在用于通过冷却空气的特定点处具有狭槽)在技术上更得当的解决方案的原因。因为,在根据本发明的密封装置中,可以在***槽中的密封元件中避免狭槽,所以密封元件比具有狭槽的密封元件更耐久。因此,根据本发明的密封装置实现整体更长的使用寿命,在该密封装置中,组件中的至少一个(优选地为两个组件)根据本发明来配置,并且相对于彼此以以下这种方式来布置:组件的第二表面处于彼此相对的状态,这形成间隙,并且密封元件***到组件的相互相对的槽中,以便密封间隙。然后,密封元件优选地被配置为平板的形状。换言之,密封元件没有为了冷却空气的定向传导而提供的狭槽、凹处或锥形部分。
侧壁的槽状凹处从容纳密封元件的槽的槽开口延伸,远到容纳密封元件的槽的槽底。
根据第一有利发展,各侧壁在容纳密封元件的槽的至少一个纵向部分中具有多组槽状凹处。通过这种方式,槽状凹处被提供在槽的侧壁的冷气侧和热气侧这两者上,流过该凹处的冷却剂可以被选择性地传导到在热和/或腐蚀上特别高负荷的那些位置。
这种类型的装置可以以特别简单的方式(例如,由侵蚀)来产生,其中,更长的凹处优选地布置在冷气侧上。然后,被更窄地定位的凹处布置在热气侧上,这允许冷却空气的更佳且更均匀的分布。
此外,槽具有没有凹处且其纵向范围大于独立组的纵向范围的区域。
在密封装置的发展中,在各情况下,至少一组凹处得当地提供在相互相对的槽中的每一个中,所述凹处至少部分沿着槽范围相对于彼此偏移。根据本发明的组件例如可以被配置为涡轮机导叶、配置为涡轮机转子叶片或配置为环形段。然而,燃气轮机内的另外使用区域例如在从燃烧室到其中布置涡轮机的叶片的环状通道的过渡中也是可想到的。
总的说来,本发明涉及一种可以经受用于燃气轮机的热气的组件,该组件具有至少一个壁,该组件包括远到边缘的第一表面,其中,所述第一表面旨在定界所述燃气轮机的热气流道,并且该组件包括第二表面,该第二表面毗连所述边缘,并且相对于所述第一表面横向布置,其中,被提供用于容纳密封元件的槽布置在所述第二表面中,并且与所述边缘隔一段距离地至少部分沿着所述边缘延伸,并且其中,所述槽包括与槽开口相对的槽底和毗连所述槽底且沿着所述边缘延伸的两个相互面向的侧壁,所述两个侧壁中,一个布置在所述热气侧上,而另一个布置在冷气侧上,并且各具有凹处。为了在维持定义的间隙形成组件的冷却的同时实现良好的密封,提出可以组合所述凹处中的至少一些以形成组,该组的凹处以所述组的所述凹处中的两个布置在所述热气侧侧壁中的这种方式来布置,并且以所述组的、布置在所述冷气侧侧壁中的另外凹处部分地处于与所述两个热气侧凹处中的每一个相对的这种方式彼此隔开。
附图说明
本发明的另外优点和特征参照多个示例性实施例来指定。在附图中:
图1示出了具有用于容纳密封元件的槽的平台的区域中的涡轮机叶片的侧视图;以及
图2示出了穿过具有两个直接相邻组件的密封装置的横截面,根据本发明的组件的槽处于彼此直接相对的状态,并且在组件中,布置平板状密封元件。
在所有的附图中,相同的特征提供有相同的附图标记。
具体实施方式
图1在侧视图中示出了作为固定式燃气轮机的组件10的涡轮机导叶11。涡轮机导叶11包括足侧端12和头侧端(未具体例示),气动力学弯曲的翼面16在足侧端12与头侧端之间延伸。翼面16本身沿从它的足侧端13至它的头侧端的叶展方向延伸。相对于该方向横向的,翼面16从入射流边缘18向后边缘20延伸。平台22提供在足侧端13和头侧端这两者处,平台界定布置在之间的、用于热气的流道24。为了该目的,各平台22具有面向热气流道24的表面26。下面称为第一表面26的表面26在边缘28处侧向结束。所述边缘28可以如所示的设计为边界。边缘28由相对于第一表面26横向定向的第二表面30毗连。如果边缘28未被设计为边界,而是被设计为半径,则第一表面26和第二表面30彼此融合。
当所示的涡轮机导叶用在燃气轮机内时,布置在环中的多个涡轮机导叶11形成一系列导叶,其中,直接相邻涡轮机叶片11的第二表面30然后在各情况下处于彼此相对的状态,这形成间隙(图2)。然后,对于这种结构,仅如沿周向看到的界定第一表面26的平台的这些边缘28相关。
为了非常充分地密封由相邻涡轮机叶片10的两个直接相对的第二表面30界定的间隙并允许定义的泄漏,内部装配板状密封元件44(图2)的槽34提供在第二表面30中。然后,两个组件10和密封元件44形成防止流道24中传导的热气能够流出到位于平台22的远侧上的其他区域41中的密封装置。各槽34具有两个侧壁36。这里可以在第一侧壁36a与第二侧壁36b之间进行区分,其中,第一侧壁36a在各情况下被布置为比第二侧壁36b更靠近第一表面26或边缘28。因此,可以讨论热气侧侧壁36a和冷气侧侧壁36b。如果下面的讨论仅是关于侧壁36(没有“a”和“b”),则叙述当然应用于各侧壁。
各槽34沿着边缘28延伸,但相对于边缘28隔一小段距离。槽状凹处38提供在各侧壁36中。
首先在下面连同图1更详细地说明槽34的几何结构。槽34的各侧壁36沿着它从入射流侧端18至流出侧端20的纵向范围具有多个连续的凹处38。因此,***和凹处38在侧壁36a和侧壁36b中交替。相对于两个侧壁36a、36b,凹处38和保持在两个凹处38之间的***布置有小偏移,因此,可以局部组合凹处38和***,以形成如由虚线圆例示的组39。
槽34侧壁36上的凹处38沿着两个侧壁36以这种方式分布使得侧壁36a(36b)的凹处36与***之间的台阶关于另一个侧壁36b(36a)的台阶偏移。另外,热气侧凹处38a长度仅为冷气侧凹处38b的一半。
在操作期间,冷却空气流到冷气侧凹处38b中,因此,各冷气侧凹处38b可以供给两个热气侧凹处38a以冷却空气,密封元件44被绕流。在这方面中,组39可以由该方式来定义。
当然,槽34还可以用于环形段中,沿周向形成圆圈的环形段可以界定在转子叶片尖端的径向外侧的、燃气轮机的流道24的轴向部分。
在根据图2例示的槽34的示例性实施例中,存在没有凹处38的更长槽部43。这种类型的槽34在增大磨损现象仅发生在边缘或第一表面26的特定位置处的情况下是合适的。
另外,图1以虚线型的线示出了属于处于与以形成间隙的方式例示的涡轮机导叶11的平台22相对的状态的该组件(未示出)的槽41的一部分。槽41的描绘相对于槽34来镜像,因此,槽41的热气侧凹处38b在图1中例示在冷气侧凹处38b上方。
如可以从该例示容易地看出的,两个相互相对的组件的凹处38的两个组39和42彼此偏移距离A。这允许事实上沿着间隙完整的热气侧凹处38a的结构,因此,具有定义的冷却空气量的特别良好的冷却在该区域中是可能的。
图2在横截面中示出了包括两个组件10的密封装置40,各组件10具有旨在界定燃气轮机的流道24的第一表面26,其中,第一表面26经由边缘28融合到第二表面30中,该第二表面30相对于第一表面26横向布置。沿着边缘28并与边缘28隔一段距离地平行延伸的槽34布置在各第二表面30中,所述槽能够沿着槽34的纵向范围在它们的侧壁36上具有一个或更多个凹处38。凹处38从处于第二表面30中的槽开口42延伸,远到处于与所述槽开口42相对的状态的槽底46。
凹处38允许冷却空气从处于平台22的远侧上的冷气侧48至处于平台22的该侧上的热气侧的定向且计量流动,该平台界定燃气轮机的流道24。
假如根据本发明的槽34的产生更复杂,可以同样地维持所述槽可以通过侵蚀来相当简单地产生。
密封元件44插在槽36中。所述密封元件为沿着它们的纵向范围(即,平行于边缘28)的扁平配置,因此在它们整个纵向范围的该方向上具有相同的材料厚度。换言之,密封元件44没有可以将冷却空气从冷气侧48向热气侧以定向方式引导所用的狭槽或切口。然而,密封尖端可以布置在密封元件44的一个或两个表面上,该表面面向侧壁36,所述密封尖端原则上防止冷却空气流在槽34未凹进的那些部分中发生。

Claims (7)

1.一种可以经受用于燃气轮机的热气的组件(10),具有至少一个壁,
所述组件(10)包括远到边缘(28)的第一表面(26),其中,所述第一表面(26)旨在定界所述燃气轮机的热气流道,并且
所述组件(10)包括第二表面(30),所述第二表面(30)毗连所述边缘(28),并且相对于所述第一表面(26)横向布置,其中,被提供用于容纳密封元件(44)的槽(34)布置在所述第二表面(30)中,并且与所述边缘(28)隔一段距离地至少部分沿着所述边缘(28)延伸,并且
其中,所述槽(34)包括槽底(46)和毗连所述槽面并沿着所述边缘延伸的两个相互面向的侧壁(36),所述两个侧壁中,一个布置在热气侧上,而另一个布置在冷气侧上,并且各具有凹处(38),
其特征在于:可以组合所述凹处(38a、38b)中的至少一些凹处以形成组(39),所述组的凹处(38a、38b)以使得所述组(39)的所述凹处(38a)中的两个布置在所述热气侧侧壁(36a)中的这样的方式而被布置,并且以使得所述组的、布置在所述冷气侧侧壁(36b)中的另外的凹处(38b)部分地处于与所述两个热气侧凹处中的每一个相对的状态的这样的方式而被彼此隔开。
2.根据权利要求1所述的组件(10),其中,各侧壁(36)在所述槽(34)的至少一个纵向部分中具有多组(39)凹处(38)。
3.根据权利要求2所述的组件(10),其中,相关组(39)具有能够沿所述槽(34)的所述纵向检测的纵向范围,并且其中,所述槽(34)具有没有凹处的区域,并且所述区域的所述纵向范围大于独立组(39)的纵向范围。
4.根据权利要求1至3之一所述的组件(10),被配置为涡轮机叶片或配置为环形段。
5.一种密封装置(40),包括两个组件(10),所述两个组件(10)中的至少一个,优选地为所述两个组件(10),在根据权利要求1至4之一配置的各情况下以以下这种方式来布置:组件(10)的所述第二表面(30)处于彼此相对的状态,这形成间隙,并且密封元件(44)***到所述组件(10)的相互相对的槽(34)中,以便密封所述间隙。
6.根据权利要求5所述的密封装置(40),其中,所述密封元件(40)被配置为平板的形状,并且在面向所述槽的所述侧壁(36)的两个密封元件表面中的至少一个上具有密封齿。
7.根据权利要求5或6所述的密封装置,其中,在各情况下,至少一组(39)凹处(38a、38b)提供在所述相互相对的槽(34)的每个槽中,所述凹处相对于彼此至少部分沿着所述槽范围偏移。
CN201580008567.6A 2014-02-14 2015-02-13 可以经受用于燃气轮机的热气的组件和具有这种组件的密封装置 Active CN105980664B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP14155131.7 2014-02-14
EP14155131.7A EP2907977A1 (de) 2014-02-14 2014-02-14 Heißgasbeaufschlagbares Bauteil für eine Gasturbine sowie Dichtungsanordnung mit einem derartigen Bauteil
PCT/EP2015/053070 WO2015121407A1 (de) 2014-02-14 2015-02-13 Heissgasbeaufschlagbares bauteil für eine gasturbine sowie dichtungsanordnung mit einem derartigen bauteil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105980664A true CN105980664A (zh) 2016-09-28
CN105980664B CN105980664B (zh) 2018-02-16

Family

ID=50101768

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580008567.6A Active CN105980664B (zh) 2014-02-14 2015-02-13 可以经受用于燃气轮机的热气的组件和具有这种组件的密封装置

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20160362996A1 (zh)
EP (2) EP2907977A1 (zh)
JP (1) JP6273031B2 (zh)
CN (1) CN105980664B (zh)
SA (1) SA516371638B1 (zh)
WO (1) WO2015121407A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11002144B2 (en) * 2018-03-30 2021-05-11 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Sealing arrangement between turbine shroud segments
US11506129B2 (en) * 2020-04-24 2022-11-22 Raytheon Technologies Corporation Feather seal mateface cooling pockets
US11781440B2 (en) * 2021-03-09 2023-10-10 Rtx Corporation Scalloped mateface seal arrangement for CMC platforms

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1731714A1 (de) * 2005-06-08 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Spaltsperrvorrichtung und Verwendung einer solchen
JP2009257281A (ja) * 2008-04-21 2009-11-05 Toshiba Corp ガスタービン静翼およびガスタービン装置
EP2365188A1 (en) * 2010-03-03 2011-09-14 General Electric Company Cooling gas turbine components with seal slot channels
EP2615255A1 (en) * 2012-01-10 2013-07-17 General Electric Company Turbine assembly and method for controlling a temperature of an assembly
EP2615254A2 (en) * 2012-01-10 2013-07-17 General Electric Company Gas turbine stator assembly having abuting components with slots for receiving a sealing member

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4465284A (en) * 1983-09-19 1984-08-14 General Electric Company Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame
US4688988A (en) * 1984-12-17 1987-08-25 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
GB2195403A (en) 1986-09-17 1988-04-07 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to sealing and cooling means
US4902198A (en) * 1988-08-31 1990-02-20 Westinghouse Electric Corp. Apparatus for film cooling of turbine van shrouds
JPH03213602A (ja) * 1990-01-08 1991-09-19 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造
US5158430A (en) * 1990-09-12 1992-10-27 United Technologies Corporation Segmented stator vane seal
US5531457A (en) * 1994-12-07 1996-07-02 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine engine feather seal arrangement
RU2162556C2 (ru) * 1995-09-29 2001-01-27 Сименс Акциенгезелльшафт Уплотняющий элемент для уплотнения зазора, а также газотурбинная установка
US5823741A (en) * 1996-09-25 1998-10-20 General Electric Co. Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine
FR2758856B1 (fr) * 1997-01-30 1999-02-26 Snecma Joint d'etancheite a plaquettes empilees glissant dans des fentes de reception
JP3643692B2 (ja) * 1998-03-02 2005-04-27 三菱重工業株式会社 回転機械のシール装置
US6340285B1 (en) * 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
EP1286021B1 (de) * 2001-08-21 2010-10-27 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Herstellung einer nutförmigen Ausnehmung sowie eine diesbezügliche nutförmigen Ausnehmung
JP2003129803A (ja) * 2001-10-24 2003-05-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US6843479B2 (en) * 2002-07-30 2005-01-18 General Electric Company Sealing of nozzle slashfaces in a steam turbine
US6814538B2 (en) * 2003-01-22 2004-11-09 General Electric Company Turbine stage one shroud configuration and method for service enhancement
GB0328952D0 (en) * 2003-12-12 2004-01-14 Rolls Royce Plc Nozzle guide vanes
US7524163B2 (en) * 2003-12-12 2009-04-28 Rolls-Royce Plc Nozzle guide vanes
US7562880B2 (en) * 2004-02-09 2009-07-21 Siemens Energy, Inc. Seal usable between thermally movable components
US7217081B2 (en) * 2004-10-15 2007-05-15 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a seal for turbine vane shrouds
US8201834B1 (en) * 2010-04-26 2012-06-19 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane mate face seal assembly
EP2407641A1 (de) * 2010-07-13 2012-01-18 Siemens Aktiengesellschaft Dichtelement zur Dichtung eines Spalts sowie Dichtungsanordnung
US9255484B2 (en) * 2011-03-16 2016-02-09 General Electric Company Aft frame and method for cooling aft frame
US9200519B2 (en) * 2012-11-01 2015-12-01 Siemens Aktiengesellschaft Belly band seal with underlapping ends
US9828872B2 (en) * 2013-02-07 2017-11-28 General Electric Company Cooling structure for turbomachine
EP2959114A1 (en) * 2013-02-20 2015-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Riffled seal for a turbomachine, turbomachine and method of manufacturing a riffled seal for a turbomachine
US9416675B2 (en) * 2014-01-27 2016-08-16 General Electric Company Sealing device for providing a seal in a turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1731714A1 (de) * 2005-06-08 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Spaltsperrvorrichtung und Verwendung einer solchen
JP2009257281A (ja) * 2008-04-21 2009-11-05 Toshiba Corp ガスタービン静翼およびガスタービン装置
EP2365188A1 (en) * 2010-03-03 2011-09-14 General Electric Company Cooling gas turbine components with seal slot channels
EP2615255A1 (en) * 2012-01-10 2013-07-17 General Electric Company Turbine assembly and method for controlling a temperature of an assembly
EP2615254A2 (en) * 2012-01-10 2013-07-17 General Electric Company Gas turbine stator assembly having abuting components with slots for receiving a sealing member

Also Published As

Publication number Publication date
JP2017507275A (ja) 2017-03-16
CN105980664B (zh) 2018-02-16
WO2015121407A1 (de) 2015-08-20
EP3087254A1 (de) 2016-11-02
SA516371638B1 (ar) 2021-12-13
US20160362996A1 (en) 2016-12-15
JP6273031B2 (ja) 2018-01-31
EP3087254B1 (de) 2018-04-18
EP2907977A1 (de) 2015-08-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104685160B (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮的转子叶片
CN103422908B (zh) 涡轮转子叶片的末端中的冷却结构
RU2645894C2 (ru) Рабочая лопатка турбины
CN104564350B (zh) 用于冷却燃气涡轮的热气体路径中的构件的布置
CN104594955B (zh) 尖端斜面涡轮机叶片
JP7091020B2 (ja) 多重壁ブレードのための冷却回路
CN104114818B (zh) 用于热机尤其燃气轮机的构件
US7581924B2 (en) Turbine vanes with airfoil-proximate cooling seam
US9816393B2 (en) Turbine blade and turbine with improved sealing
JP6016739B2 (ja) ガスタービン用のモジュール式ブレードまたはベーン、および、こうしたブレードまたはベーンを備えたガスタービン
JP4572405B2 (ja) ガスタービンロータブレードを冷却するための方法及び装置
AU2011250786B2 (en) Gas turbine of the axial flow type
JP2012077745A (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
US6857848B2 (en) Gap seal in a gas turbine
CN104791018A (zh) 具有涡流冷却通道的涡轮叶片及其冷却方法
CN103195493B (zh) 涡轮组件和用于控制组件温度的方法
CN102588001A (zh) 用于涡轮机叶片柄的销覆盖板和密封配置
CN108019239A (zh) 用于被冷却结构的交织的近表面被冷却通道
CN205743993U (zh) 包括具有转子组件的流动路径的燃气轮机
CN105980664A (zh) 可以经受用于燃气轮机的热气的组件和具有这种组件的密封装置
CN103244199A (zh) 用于涡轮机的过渡件密封组件
CN104884741B (zh) 用于涡轮机的叶片
JP2019116893A (ja) 先端レール冷却通路を有するタービン構成要素
CN103032104A (zh) 用于涡轮***的翼型件
CN107407150A (zh) 具有非约束性流动转向引导结构的涡轮叶片

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20220908

Address after: Munich, Germany

Patentee after: Siemens Energy International

Address before: Munich, Germany

Patentee before: SIEMENS AG

TR01 Transfer of patent right