RU2543101C2 - Осевая газовая турбина - Google Patents
Осевая газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2543101C2 RU2543101C2 RU2010148725/06A RU2010148725A RU2543101C2 RU 2543101 C2 RU2543101 C2 RU 2543101C2 RU 2010148725/06 A RU2010148725/06 A RU 2010148725/06A RU 2010148725 A RU2010148725 A RU 2010148725A RU 2543101 C2 RU2543101 C2 RU 2543101C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stator
- guide vanes
- cooling air
- heat shields
- turbine stage
- Prior art date
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
-
- 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
- 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
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/11—Shroud seal segments
-
- 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
-
- 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
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Газовая турбина осевого типа содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитные экраны статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитные экраны ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Рабочие лопатки ступени турбины снабжены каждая на их концах венцом. Направляющие лопатки ступени турбины обеспечены каждая внешней платформой направляющей лопатки. Внешние платформы направляющих лопаток в ступени турбины и соседние теплозащитные экраны статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом на ее задней стенке. Выступ проходит вниз по потоку к передней кромке венцов рабочей лопатки и в соответствующую выемку, выполненную в прилегающем теплозащитном экране статора. Теплозащитные экраны статора в ступени турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость, находящуюся с задней стороны каждого теплозащитного экрана статора. Охлаждающий воздух выходит в тракт течения горячего газа через отверстия, имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана статора. Полость для введения охлаждающего воздуха через отверстие расположена с задней стороны внешней платформы каждой направляющей лопатки в ступени турбины. Струи охлаждающего воздуха направляются на венцы рабочих лопаток из полости с помощью отверстий, проходящих ниже по потоку через указанный выступ. Предусмотрены пазы, проходящие в направлении вниз по потоку через выступы для направления потока охлаждающего воздуха точно в промежуток между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами статора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения, снижение массового расхода охлаждающего воздуха. 2 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к технологии газовых турбин. В частности, изобретение относится к проектированию ступени осевой турбины для газотурбинного агрегата. Обычно статор турбины содержит держатель направляющих лопаток с пазами, в которых устанавливают один за другим ряд направляющих лопаток, и ряд теплозащитных экранов статора. Та же ступень содержит ротор, содержащий вращающийся вал с пазами, в которых один за другим установлен ряд теплозащитных экранов и ряд рабочих лопаток.
Уровень техники
Настоящее изобретение относится к осевой газовой турбине, пример которой иллюстрируется на фиг.1. Газовая турбина 10 на фиг.1 работает по принципу последовательного сжигания топлива. Она содержит компрессор 11, первую камеру 14 сгорания с некоторым количеством форсунок 13 и первым средством 12 подачи топлива, турбину 15 высокого давления, вторую камеру 17 сгорания со вторым средством 16 подачи топлива и турбину 18 низкого давления с чередующимися рядами рабочих лопаток 20 и направляющих лопаток 21, которые установлены с образованием ряда ступеней турбины, размещенных вдоль оси OA агрегата.
Газовая турбина 10 согласно фиг.1 содержит статор и ротор. Статор содержит держатель 19 направляющих лопаток с установленными в нем направляющими лопатками 21. Эти направляющие лопатки 21 необходимы для формирования профилированных каналов, через которые протекает горячий газ, полученный в камере 17 сгорания. Газ, протекающий через тракт 22 прохождения горячего газа в заданном направлении, ударяет в лопатки 20, установленные в пазах вала ротора, и тем самым приводит ротор турбины во вращение. Для защиты корпуса статора от действия горячего газа, протекающего над рабочими лопатками 20, используют теплозащитные экраны, установленные между соседними рядами направляющих лопаток. Для высокотемпературных ступеней турбины необходима подача охлаждающего воздуха внутрь направляющих лопаток, теплозащитных экранов статора и в рабочие лопатки.
Чтобы обеспечить работу высокотемпературной ступени турбины с длительным сроком эксплуатации, все элементы тракта 22 горячего газа должны эффективно охлаждаться. Элементы известной конструкции, представленной на фиг.2(а) и (b), охлаждаются следующим образом: сжатый охлаждающий воздух 24, подведенный из компрессора через камеру 23, поступает в полости 31 и 29. Для полости 31 подачу осуществляют посредством отверстия 25. Затем этот охлаждающий воздух вытекает из профильной части направляющей лопатки 21 и из отверстий 30 и 28 теплозащитного экрана 27 статора, который прикреплен к внутреннему кольцевому элементу 26, напротив рабочей лопатки 20, в тракт 22 течения газа турбины. Тонкостенный венец 32 (фиг.2 (b)) периферийной зоны рабочей лопатки (кромка лопатки) является весьма чувствительным к высокой температуре газа. Охлаждающий газ, истекающий из отверстий 30, расположенных в передней части теплозащитного экрана 27 статора в конструкции, показанной на фиг.2, способствует снижению температуры венца 32 рабочей лопатки (в дополнение к снижению за счет системы охлаждения рабочей лопатки, которая на этой фигуре в целях упрощения не показана).
Однако описанная выше конструкция имеет следующие недостатки. Вследствие значительного расстояния от выходов отверстий 30 до передней кромки рабочих лопаток 20 струи охлаждающего воздуха быстро теряют свою кинетическую энергию и вытесняются потоком горячего газа из тракта 22 течения горячего газа.
Воздух, вытекающий из отверстий 30, имеет достаточно высокую температуру, поскольку он уже охладил существенную площадь поверхности теплозащитного экрана 27 статора, и для зазора между соседними теплозащитными экранами 27 статора (фиг.2(b)) охлаждающий воздух не обеспечивает никакого эффективного обдувания, что увеличивает опасность перегрева уплотнительных пластин 33 и боковых поверхностей теплозащитных экранов 27 статора.
Раскрытие изобретения
Задача настоящего изобретения заключается в обеспечении газовой турбины схемой охлаждения ступени турбины, которая позволяет устранить недостатки, присущие известным охлаждающим конструкциям, и сочетает в себе снижение массового расхода охлаждающего воздуха с улучшенным охлаждением и эффективной защитой важных элементов ступеней турбины от теплового воздействия.
Указанная выше и другие задачи решаются с помощью газовой турбины согласно п.1 формулы изобретения.
Газовая турбина согласно изобретению содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных на внутренних кольцевых элементах, при этом статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены оппозитно друг другу соответственно, при этом ряд направляющих лопаток и следующий за ним ряд рабочих лопаток, находящийся ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины, причем каждая из рабочих лопаток ступени турбины выполнена на конце с венцом, а направляющие лопатки ступени турбины содержат каждая внешнюю платформу. Согласно изобретению теплозащитные экраны статора и внешние платформы направляющих лопаток в ступени турбины приспособлены друг к другу таким образом, что воздух, протекающий между внешними платформами направляющих лопаток и соседними с ними теплозащитными экранами статора в тракте горячего газа, направлен на венцы лопаток.
В соответствии с одним воплощением изобретения внешние платформы направляющих лопаток и соседние теплозащитные экраны статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом на ее задней стенке, при этом указанный выступ проходит вниз по потоку к передней кромке венцов рабочей лопатки и в соответствующую выемку, выполненную в прилегающем теплозащитном экране статора.
В соответствии с другим воплощением изобретения теплозащитные экраны статора в пределах ступени турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость, находящуюся с задней (обратной) стороны каждого теплозащитного экрана статора, при этом охлаждающий воздух выходит в тракт горячего газа через отверстия, имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана статора.
Согласно еще одному воплощению изобретения направляющие лопатки в пределах ступени турбины охлаждаются за счет ввода охлаждающего воздуха через отверстие в полость, находящуюся с задней (обратной) стороны внешней платформы каждой направляющей лопатки, а струи охлаждающего воздуха направляют на венцы рабочих лопаток из указанной полости с помощью отверстий, проходящих ниже по потоку через указанный выступ.
Согласно следующему воплощению изобретения внешняя платформа направляющих лопаток сконфигурирована так, что охлаждающий воздух, протекающий через указанные отверстия в указанном выступе, ранее уже был использован для охлаждения соответствующей направляющей лопатки.
Согласно другому воплощению изобретения через указанные выступы в направлении вниз по потоку проходят пазы, которые направляют поток охлаждающего воздуха точно в промежуток между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами статора.
В соответствии с еще одним воплощением изобретения на внешних платформах направляющих лопаток выполнены дополнительные отверстия с тем, чтобы направить охлаждающий воздух из полости, находящейся с задней (обратной) стороны внешней платформы направляющей лопатки, вниз по потоку на венцы рабочих лопаток, расположенные ниже указанного выступа.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение далее более подробно будет пояснено посредством различных воплощений и со ссылками на приложенные чертежи.
Фиг. 1 - хорошо известная базовая конструкция газовой турбины с последовательным сжиганием топлива, которая может быть использована для осуществления изобретения.
Фиг. 2 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствии с известным аналогом (фиг. 2(a)) вместе с фиг. 2(b), иллюстрирующей детали конструкции венца рабочей лопатки).
Фиг. 3 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствии с воплощением изобретения (фиг. 3(a)) вместе с фиг. 3(b), иллюстрирующей показанную в увеличенном масштабе зону B на фиг. 3(a).
Фиг. 4 - модификация схемы охлаждения, соответствующей изобретению, с улучшенным охлаждением уплотнительной пластины.
Осуществление изобретения
На фиг. 3 представлена предложенная конструкция высокотемпературной ступени турбины, в которой в результате исключены недостатки, присущие конструкции, иллюстрируемой на фиг. 2.
В соответствии с новой и предпочтительной предложенной конструкцией, показанной на фиг. 3, газовая турбина 35 содержит ступень 60 турбины (СТ) с направляющими лопатками 41, прикрепленными к держателю 39 направляющих лопаток, и рабочими лопатками, приводимыми во вращение горячим газом, протекающим через тракт 42 течения горячего газа. Напротив кромок рабочих лопаток 40 на внутреннем кольцевом элементе 46 установлены теплозащитные экраны 47 статора. Направляющие лопатки 41, каждая из которых выполнена с внешней платформой 38, охлаждаются с помощью охлаждающего воздуха 44, протекающего из камеры 43 через отверстие 45 в полость 51. В соответствии с изобретением внешняя платформа 38 направляющей лопатки и теплозащитный экран 47 статора выполнены и приспособлены друг к другу таким образом, что воздух 37, протекающий через сочленения между внешними платформами 38 направляющих лопаток и соседними теплозащитными экранами 47 статора и поступающий в тракт 42 горячего газа, направлен на венец 32 рабочих лопаток 40 (фиг.3(b)). Это означает, что охлаждающий воздух подводится к щели, образованной между соседними теплозащитными экранами 47, и к венцам рабочих лопаток 40 с прохождением минимально возможного расстояния.
Это непосредственное охлаждение венцов рабочих лопаток и щелей между теплозащитными экранами статора осуществляется с помощью выступа 36, выполненного на задней стенке внешней платформы 38 направляющих лопаток. Чтобы конец выступа 36 подходил как можно ближе к рабочим лопаткам 40, в теплозащитных экранах 47 статора выполнены специальные выемки 58. Теплозащитный экран 47 статора охлаждают таким же образом, как это показано на фиг.2, т.е. охлаждающий воздух поступает в полость 49, проходит через отверстия 52 в теплозащитный экран 47 статора и выходит через отверстия 48 и 50.
Следует отметить, что направляющая лопатка 41 охлаждается подобно направляющей лопатке на фиг.2. Однако венец рабочей лопатки из рабочих лопаток 40 охлаждается более эффективно, поскольку воздушные струи, истекающие из отверстий 53, проходящих сквозь выступ 36, подводят охлаждающий воздух в максимальной степени близко к рабочей лопатке, и поэтому в течение короткого времени они не успевают терять свою кинетическую энергию и не могут быть вытеснены горячим газом из тракта 42 течения горячего воздуха.
Другое преимущество предложенной конструкции заключается в том, что охлаждающий воздух, который поступает к отверстиям 53, уже прошел через отверстия 54 перфорированного листа и охладил часть внешней платформы 38 направляющей лопатки. Таким образом, благодаря тому, что венец рабочей лопатки охлаждается воздухом, который ранее уже был использован для охлаждения другого элемента конструкции, эффективность работы турбины повышается.
Выступ 36 на внешней платформе направляющей лопатки обеспечивает еще одно преимущество предложенной конструкции (см. фиг.4). Он создает возможность продувки промежутка 59 между соседними теплозащитными экранами 47 - статора (фиг.4(b)) сильными воздушными струями, истекающими из пазов 57 точно в середине между соседними теплозащитными экранами, установленными в окружном направлении. Эти струи защищают боковые поверхности теплозащитных экранов 47 статора и уплотнительные пластины 55, находящиеся между этими теплозащитными экранами 47 статора, от негативных последствий воздействия горячего газа. В дополнение к подаче с помощью отверстий 53 использованного ранее воздуха к венцам рабочих лопаток и через пазы 57 в промежуток 59 между соседними теплозащитными экранами 47 статора, может быть обеспечена дополнительная подача от источника использованного воздуха через отверстия 56.
Таким образом, предложенная конструкция имеет следующие преимущества:
1. Предложенные формы выполнения теплозащитных экранов 47 статора и выступа 36, выполненного на внешней платформе 38 направляющей лопатки, позволяют подводить струи охлаждающего воздуха очень близко к венцам рабочих лопаток 40. Это в значительной степени повышает эффективность охлаждения указанных элементов.
2. Для охлаждения теплозащитных экранов 47 статора и венцов рабочих лопаток используется воздух, который уже был использован для охлаждения направляющих лопаток 41. Такое двойное использование охлаждающего воздуха повышает эффективность турбины.
3. Эффективно продувается зазор между соседними теплозащитными экранами 47 статора.
4. Воздух 37, протекающий из полостей 49 и 51 через зоны сочленения внутренних кольцевых элементов 46 с держателем 39 направляющих лопаток (см. фиг.3), успешно используется в целях охлаждения благодаря его истечению ближе к венцам рабочих лопаток.
Таким образом, сочетание приспособленных друг к другу выгодных форм теплозащитных экранов 47 статора и выступа 36 (см. фиг.3) наряду с использованием охлаждающего воздуха, отведенного из внешней платформы 38 направляющей лопатки, позволяет создать новую современную турбину с хорошими рабочими характеристиками и продолжительным сроком службы рабочих лопаток.
Claims (3)
1. Газовая турбина (35) осевого типа, содержащая ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток (40) и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток (41) и теплозащитных экранов (47) статора, установленных в держателе (39) направляющих лопаток, при этом статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта (42) течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток (40) и теплозащитные экраны (47) статора и ряды направляющих лопаток (41) и теплозащитные экраны ротора расположены напротив друг друга соответственно, и ряд направляющих лопаток (41) и следующий ряд рабочих лопаток (40) в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень (60) турбины, причем рабочие лопатки (40) ступени турбины снабжены каждая на их концах венцом (32), а направляющие лопатки (41) ступени (60) турбины обеспечены каждая внешней платформой (38) направляющей лопатки, причем внешние платформы (38) направляющих лопаток в ступени (60) турбины и соседние теплозащитные экраны (47) статора приспособлены друг к другу за счет выполнения каждой из внешних платформ (38) направляющих лопаток с расположенным ниже по потоку выступом (36) на ее задней стенке, при этом указанный выступ (36) проходит вниз по потоку к передней кромке венцов (32) рабочей лопатки и в соответствующую выемку (58), выполненную в прилегающем теплозащитном экране (47) статора, при этом теплозащитные экраны (47) статора в ступени (60) турбины охлаждаются посредством ввода охлаждающего воздуха в полость (49), находящуюся с задней стороны каждого теплозащитного экрана (47) статора, при этом охлаждающий воздух выходит в тракт (42) течения горячего газа через отверстия (48, 50), имеющиеся в проходящей ниже и выше по потоку боковой поверхности теплозащитного экрана (47) статора, отличающаяся тем, что
полость (51) для введения охлаждающего воздуха (44) через отверстие (45) расположена с задней стороны внешней платформы (38) каждой направляющей лопатки (41) в ступени (60) турбины, а струи охлаждающего воздуха направляются на венцы (32) рабочих лопаток из указанной полости (51) с помощью отверстий (53), проходящих ниже по потоку через указанный выступ (36), и предусмотрены пазы (57), проходящие в направлении вниз по потоку через указанные выступы (36) для направления потока охлаждающего воздуха точно в промежуток (59) между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами (47) статора.
полость (51) для введения охлаждающего воздуха (44) через отверстие (45) расположена с задней стороны внешней платформы (38) каждой направляющей лопатки (41) в ступени (60) турбины, а струи охлаждающего воздуха направляются на венцы (32) рабочих лопаток из указанной полости (51) с помощью отверстий (53), проходящих ниже по потоку через указанный выступ (36), и предусмотрены пазы (57), проходящие в направлении вниз по потоку через указанные выступы (36) для направления потока охлаждающего воздуха точно в промежуток (59) между соседними, размещенными в окружном направлении теплозащитными экранами (47) статора.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что внешняя платформа (38) направляющих лопаток (41) сконфигурирована так, что охлаждающий воздух, проходящий через указанные отверстия (53) в указанном выступе (36), ранее был использован для охлаждения соответствующей направляющей лопатки (41).
3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что на внешних платформах (38) направляющих лопаток выполнены дополнительные отверстия (56) с тем, чтобы направить охлаждающий воздух из полости (51), находящейся с задней стороны внешней платформы направляющей лопатки, вниз по потоку на венцы (32) рабочих лопаток, расположенные ниже указанного выступа (36).
Priority Applications (7)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010148725/06A RU2543101C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Осевая газовая турбина |
AU2011250789A AU2011250789B2 (en) | 2010-11-29 | 2011-11-15 | Gas turbine of the axial flow type |
MYPI2011005634A MY156143A (en) | 2010-11-29 | 2011-11-22 | Gas turbine of the axial flow type |
EP11190895.0A EP2458155B1 (en) | 2010-11-29 | 2011-11-28 | Gas turbine of the axial flow type |
CN201110407943.2A CN102477872B (zh) | 2010-11-29 | 2011-11-29 | 轴向流类型的燃气轮机 |
JP2011260784A JP5738159B2 (ja) | 2010-11-29 | 2011-11-29 | 軸流タイプのガスタービン |
US13/306,042 US8974174B2 (en) | 2010-11-29 | 2011-11-29 | Axial flow gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010148725/06A RU2543101C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Осевая газовая турбина |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010148725A RU2010148725A (ru) | 2012-06-10 |
RU2543101C2 true RU2543101C2 (ru) | 2015-02-27 |
Family
ID=45033877
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010148725/06A RU2543101C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Осевая газовая турбина |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8974174B2 (ru) |
EP (1) | EP2458155B1 (ru) |
JP (1) | JP5738159B2 (ru) |
CN (1) | CN102477872B (ru) |
AU (1) | AU2011250789B2 (ru) |
MY (1) | MY156143A (ru) |
RU (1) | RU2543101C2 (ru) |
Families Citing this family (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9103225B2 (en) * | 2012-06-04 | 2015-08-11 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with cored passages |
EP3049640B1 (en) | 2013-09-18 | 2022-11-09 | Raytheon Technologies Corporation | Boas thermal protection |
US10094228B2 (en) | 2015-05-01 | 2018-10-09 | General Electric Company | Turbine dovetail slot heat shield |
EP3093432B1 (en) * | 2015-05-15 | 2021-04-21 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Method for cooling a gas turbine and gas turbine for conducting said method |
EP3342979B1 (en) * | 2016-12-30 | 2020-06-17 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Gas turbine comprising cooled rotor disks |
US10641174B2 (en) | 2017-01-18 | 2020-05-05 | General Electric Company | Rotor shaft cooling |
US10968764B2 (en) * | 2019-05-31 | 2021-04-06 | Rolls-Royce Corporation | Ceramic matrix composite hanger heat shield |
Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1322801A (en) * | 1969-12-01 | 1973-07-11 | Gen Electric | Vane assembly |
SU754094A1 (ru) * | 1978-03-23 | 1980-08-07 | Предприятие П/Я М-5671 | Способ изготовлени охлаждаемой лопатки |
US4282792A (en) * | 1979-07-23 | 1981-08-11 | Peter Voorthuyzen | Counter pressure system for stringed instruments |
Family Cites Families (45)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3034298A (en) * | 1958-06-12 | 1962-05-15 | Gen Motors Corp | Turbine cooling system |
BE756582A (fr) * | 1969-10-02 | 1971-03-01 | Gen Electric | Ecran circulaire et support d'ecran avec dispositif de reglage de la temperature pour turbomachine |
FR2280791A1 (fr) * | 1974-07-31 | 1976-02-27 | Snecma | Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine |
US4292008A (en) * | 1977-09-09 | 1981-09-29 | International Harvester Company | Gas turbine cooling systems |
US4311431A (en) * | 1978-11-08 | 1982-01-19 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine engine with shroud cooling means |
US4280792A (en) * | 1979-02-09 | 1981-07-28 | Avco Corporation | Air-cooled turbine rotor shroud with restraints |
US4329114A (en) * | 1979-07-25 | 1982-05-11 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Active clearance control system for a turbomachine |
US4693667A (en) * | 1980-04-29 | 1987-09-15 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine inlet nozzle with cooling means |
FR2519374B1 (fr) * | 1982-01-07 | 1986-01-24 | Snecma | Dispositif de refroidissement des talons d'aubes mobiles d'une turbine |
US4551064A (en) * | 1982-03-05 | 1985-11-05 | Rolls-Royce Limited | Turbine shroud and turbine shroud assembly |
GB2125111B (en) * | 1982-03-23 | 1985-06-05 | Rolls Royce | Shroud assembly for a gas turbine engine |
US4668164A (en) | 1984-12-21 | 1987-05-26 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a gas turbine engine |
GB2170867B (en) * | 1985-02-12 | 1988-12-07 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
JP2862536B2 (ja) * | 1987-09-25 | 1999-03-03 | 株式会社東芝 | ガスタービンの翼 |
US5165847A (en) * | 1991-05-20 | 1992-11-24 | General Electric Company | Tapered enlargement metering inlet channel for a shroud cooling assembly of gas turbine engines |
GB9305012D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | Sealing structures for gas turbine engines |
US5374161A (en) * | 1993-12-13 | 1994-12-20 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot |
US5562408A (en) * | 1995-06-06 | 1996-10-08 | General Electric Company | Isolated turbine shroud |
GB2313414B (en) * | 1996-05-24 | 2000-05-17 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine blade tip clearance control |
JPH10231704A (ja) * | 1997-02-18 | 1998-09-02 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | しみ出し冷却タービンシュラウド |
EP0902167B1 (de) * | 1997-09-15 | 2003-10-29 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten |
EP0902164B1 (de) * | 1997-09-15 | 2003-04-02 | ALSTOM (Switzerland) Ltd | Plattformkühlung für Gasturbinen |
GB9725623D0 (en) * | 1997-12-03 | 2006-09-20 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to a blade tip clearance system |
DE19756734A1 (de) * | 1997-12-19 | 1999-06-24 | Bmw Rolls Royce Gmbh | Passives Spalthaltungssystem einer Gasturbine |
US6126389A (en) * | 1998-09-02 | 2000-10-03 | General Electric Co. | Impingement cooling for the shroud of a gas turbine |
DE19914227B4 (de) * | 1999-03-29 | 2007-05-10 | Alstom | Wärmeschutzvorrichtung in Gasturbinen |
DE19919654A1 (de) * | 1999-04-29 | 2000-11-02 | Abb Alstom Power Ch Ag | Hitzeschild für eine Gasturbine |
DE19963371A1 (de) * | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Alstom Power Schweiz Ag Baden | Gekühltes Hitzeschild |
GB0029337D0 (en) * | 2000-12-01 | 2001-01-17 | Rolls Royce Plc | A seal segment for a turbine |
US6431820B1 (en) * | 2001-02-28 | 2002-08-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips |
JP3825279B2 (ja) | 2001-06-04 | 2006-09-27 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン |
EP1283338B1 (de) * | 2001-08-09 | 2005-03-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine und Verfahren zum Betreiben einer Gasturbine |
WO2003054360A1 (de) * | 2001-12-13 | 2003-07-03 | Alstom Technology Ltd | Heissgaspfad-baugruppe einer gasturbine |
DE10336432A1 (de) * | 2003-08-08 | 2005-03-10 | Alstom Technology Ltd Baden | Gasturbine und zugehöriges Kühlverfahren |
US6942450B2 (en) * | 2003-08-22 | 2005-09-13 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Differential pressure sensing system for airfoils usable in turbine engines |
US6942445B2 (en) | 2003-12-04 | 2005-09-13 | Honeywell International Inc. | Gas turbine cooled shroud assembly with hot gas ingestion suppression |
DE10359730A1 (de) * | 2003-12-19 | 2005-07-14 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turbomaschine, insbesondere Gasturbine |
JP2006105084A (ja) * | 2004-10-08 | 2006-04-20 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼 |
US7246989B2 (en) * | 2004-12-10 | 2007-07-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud leading edge cooling |
DE102007000516A1 (de) | 2006-11-08 | 2008-05-15 | Alstom Technology Ltd. | Hitzeschutzschild für eine Turbomaschine |
US7695241B2 (en) | 2006-11-30 | 2010-04-13 | General Electric Company | Downstream plasma shielded film cooling |
US7690885B2 (en) * | 2006-11-30 | 2010-04-06 | General Electric Company | Methods and system for shielding cooling air to facilitate cooling integral turbine nozzle and shroud assemblies |
US7775769B1 (en) * | 2007-05-24 | 2010-08-17 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil fillet region cooling |
ATE472046T1 (de) | 2007-09-24 | 2010-07-15 | Alstom Technology Ltd | Dichtung in gasturbine |
US20110044803A1 (en) * | 2009-08-18 | 2011-02-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade outer air seal anti-rotation |
-
2010
- 2010-11-29 RU RU2010148725/06A patent/RU2543101C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2011
- 2011-11-15 AU AU2011250789A patent/AU2011250789B2/en not_active Ceased
- 2011-11-22 MY MYPI2011005634A patent/MY156143A/en unknown
- 2011-11-28 EP EP11190895.0A patent/EP2458155B1/en not_active Not-in-force
- 2011-11-29 JP JP2011260784A patent/JP5738159B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2011-11-29 CN CN201110407943.2A patent/CN102477872B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-11-29 US US13/306,042 patent/US8974174B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1322801A (en) * | 1969-12-01 | 1973-07-11 | Gen Electric | Vane assembly |
SU754094A1 (ru) * | 1978-03-23 | 1980-08-07 | Предприятие П/Я М-5671 | Способ изготовлени охлаждаемой лопатки |
US4282792A (en) * | 1979-07-23 | 1981-08-11 | Peter Voorthuyzen | Counter pressure system for stringed instruments |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2458155B1 (en) | 2015-06-24 |
AU2011250789B2 (en) | 2015-08-06 |
CN102477872A (zh) | 2012-05-30 |
JP5738159B2 (ja) | 2015-06-17 |
EP2458155A2 (en) | 2012-05-30 |
AU2011250789A1 (en) | 2012-06-14 |
MY156143A (en) | 2016-01-15 |
JP2012117539A (ja) | 2012-06-21 |
US20120134785A1 (en) | 2012-05-31 |
RU2010148725A (ru) | 2012-06-10 |
EP2458155A3 (en) | 2013-07-10 |
CN102477872B (zh) | 2016-06-08 |
US8974174B2 (en) | 2015-03-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2543101C2 (ru) | Осевая газовая турбина | |
JP6161897B2 (ja) | タービンノズルコンパートメント式冷却システム | |
JP5080159B2 (ja) | シュラウドハンガ組立体及びガスタービンエンジン | |
AU2011250786B2 (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
US20120177479A1 (en) | Inner shroud cooling arrangement in a gas turbine engine | |
JP5738158B2 (ja) | 軸流式のガスタービン | |
JP6431690B2 (ja) | ガスタービンのタービン部用のタービンロータブレード | |
US9938835B2 (en) | Method and systems for providing cooling for a turbine assembly | |
GB2408780A (en) | Cooling sidewalls of turbine nozzle segments | |
US10508563B2 (en) | Stator heat shield segment for a gas turbine power plant | |
JP2016125486A (ja) | ガスタービンシール | |
JP2014009937A (ja) | ガスタービン用移行ダクト | |
JP2018031370A (ja) | インピンジメント冷却のための外壁凹部を有する部品 | |
AU2011250790B2 (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
JP2002317602A (ja) | ガスタービン | |
RU2686430C1 (ru) | Тракт воздушного охлаждения лопатки соплового аппарата турбины высокого давления газотурбинного двигателя (варианты) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner | ||
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20181130 |