RU2547351C2 - Осевая газовая турбина - Google Patents
Осевая газовая турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2547351C2 RU2547351C2 RU2010148728/06A RU2010148728A RU2547351C2 RU 2547351 C2 RU2547351 C2 RU 2547351C2 RU 2010148728/06 A RU2010148728/06 A RU 2010148728/06A RU 2010148728 A RU2010148728 A RU 2010148728A RU 2547351 C2 RU2547351 C2 RU 2547351C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- guide vanes
- air
- stator
- cooling
- rotor
- 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
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
- F05D2240/126—Baffles or ribs
-
- 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
- F05D2240/15—Heat shield
-
- 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
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток. Статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены относительно друг определенным образом соответственно. Ряды направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины. Ступень турбины обеспечена средствами для повторного использования охлаждающего воздуха, который уже был использован для охлаждения, в частности, профильных частей направляющих лопаток ступени турбины, с целью охлаждения теплозащитных экранов статора указанной ступени турбины, находящихся ниже по потоку от указанных направляющих лопаток. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения и снижение потребления охлаждающего воздуха. 8 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к осевой газовой турбине, пример которой иллюстрируется на фиг.5. Газовая турбина 10, показанная на фиг.5, работает по принципу последовательного сжигания топлива. Она содержит компрессор 1, первую камеру 4 сгорания с некоторым количеством топливных форсунок 3 и первым средством 2 подачи топлива, турбину 5 высокого давления, вторую камеру 7 сгорания со вторым средством 6 подачи топлива и турбину 8 низкого давления с чередующимися рядами направляющих лопаток 13 или 33 и рабочих лопаток 16 или 36, которые установлены с образованием ряда ступеней турбины, размещенных вдоль оси 9 агрегата.
Газовая турбина 10, показанная на фиг.5, содержит статор и ротор. Статор содержит корпус с установленными в нем направляющими лопатками 13, 33. Эти направляющие лопатки 13, 33 необходимы для формирования профилированных каналов, через которые протекает горячий газ, полученный в камере 7 сгорания. Газ, протекающий в заданном направлении, ударяет в рабочие лопатки 16, 36, установленные в пазах вала ротора, и приводит ротор турбины во вращение. Для защиты корпуса статора от действия горячего газа, протекающего над рабочими лопатками 16, 36, 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.
На фиг.1 показана в разрезе типичная воздухоохлаждаемая ступень (СТ) газовой турбины 10. В пределах ступени (СТ) газовой турбины 10 в держателе 11 направляющих лопаток установлен ряд направляющих лопаток 13. Ниже по ходу течения потока от направляющих лопаток 13 размещен ряд вращающихся рабочих лопаток 16, каждая из которых содержит на конце внешнюю платформу 17. Напротив концов рабочих лопаток 16 находятся теплозащитные экраны 18 статора, установленные в держателе 11 направляющих лопаток. Каждая из направляющих лопаток 13 выполнена с внешней платформой 14. Направляющие лопатки 13 и рабочие лопатки 16 с их соответствующими внешними платформами 14 и 17 образуют границы газового тракта 12, через который протекает горячий газ, выходящий из камеры сгорания.
Для того чтобы обеспечить длительный срок эксплуатации такой высокотемпературной газовой турбины 10, все элементы, образующие тракт 12 течения горячего газа, должны эффективно охлаждаться. С этой целью охлаждающий воздух 23 направляют через соответствующие каналы 21 и 22 из камеры 20 к теплозащитным экранам 18 статора и направляющим лопаткам 13 и горячим внешним платформам 17 рабочих лопаток 16. Однако известная конструкция турбины, представленной на фиг.1, требует подачи в полость 19, образованную с задней стороны теплозащитных экранов 18 статора, значительного дополнительного количества охлаждающего воздуха 23 для охлаждения этих теплозащитных экранов статора и внешних платформ 17 рабочих лопаток, и эта особенность может быть рассмотрена как недостаток известной конструкции. Другой недостаток заключается в традиционном способе фиксации теплозащитных экранов статора, при котором между направляющей лопаткой 13 и теплозащитным экраном 18 статора существует зазор (см. зону А на фиг.1, обведенную замкнутой контурной линией), и некоторая часть охлаждающего воздуха из полости 19 вытекает через указанный зазор в газовый тракт 12 турбины (см. стрелки в обведенной зоне А).
Раскрытие изобретения
Задача настоящего изобретения заключается в обеспечении газовой турбины со схемой охлаждения ступени турбины, которая позволяет устранить недостатки, присущие известной охлаждающей конструкции, и в значительной степени снижает потребление охлаждающего воздуха в указанной ступени турбины.
Указанная выше и другие задачи решаются с помощью газовой турбины согласно п.1 формулы изобретения.
Газовая турбина согласно изобретению представляет собой осевую газовую турбину и содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток, причем статор коаксиально охватывает снаружи ротор с образованием между ними тракта течения горячего газа, в котором ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены друг относительно друга определенным образом соответственно, при этом ряд направляющих лопаток и следующий за ним ряд рабочих лопаток, расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины. В соответствии с изобретением ступень турбины обеспечена средствами для повторного использования охлаждающего воздуха, который уже был использован для охлаждения, в частности, профильных частей направляющих лопаток ступени турбины, с целью охлаждения теплозащитных экранов статора указанной ступени турбины, находящихся ниже по потоку от указанных направляющих лопаток.
В соответствии с воплощением изобретения средства повторного использования включают первые средства, предназначенные для накапливания использованного воздуха, выходящего из направляющих лопаток, и вторые средства для направления накопленного воздуха к теплозащитным экранам статора указанной ступени турбины, ниже по потоку от направляющих лопаток, для их охлаждения.
Предпочтительно средства повторного использования, кроме того, включают третьи средства для направления накопленного использованного охлаждающего воздуха к внешним платформам рабочих лопаток указанной ступени турбины, ниже по потоку от направляющих лопаток, для их охлаждения.
Согласно другому воплощению изобретения направляющие лопатки ступени турбины каждая содержит внешнюю платформу, а средства повторного использования выполнены заодно с направляющими лопатками и находятся как раз над внешними платформами.
В соответствии с другим воплощением средства накапливания для каждой направляющей лопатки включают в себя первую полость, расположенную на выходе охлаждающего воздуха из направляющей лопатки с верхней стороны внешней платформы, средства направления охлаждающего воздуха включают вторую полость, проходящую в окружном направлении и соединенную с указанной первой полостью, при этом ряд первых ориентированных в осевом направлении отверстий, которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости на внешнюю поверхность близлежащих теплозащитных экранов статора ступени турбины для их охлаждения.
В соответствии с другим воплощением изобретения ряд вторых отверстий, ориентированных в осевом направлении, которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости к внешним платформам близлежащих рабочих лопаток ступени турбины для их охлаждения.
Предпочтительно внешние платформы рабочих лопаток ступени турбины выполнены с ориентированным в окружном направлении передним зубцом, при этом направляющие лопатки ступени турбины перекрывают указанный передний зубец посредством проходящего вниз по потоку и в окружном направлении выступа, имеющегося на задней стенке их внешней платформы, и каждый проходящий вниз по потоку выступ снабжен хонейкомбом, расположенным как раз напротив переднего зубца.
Согласно другому воплощению первая полость образована с помощью ребра в виде рамки, выполненного на верхней поверхности внешней платформы, при этом указанная рамка закрыта сверху уплотнительным экраном.
В соответствии с другим воплощением вторая полость образована с помощью выемки в задней стенке внешней платформы, которую покрывают сверху уплотнительным экраном.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение далее более подробно будет пояснено посредством различных воплощений и со ссылками на приложенные чертежи.
Фиг.1 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствии с известными аналогами.
Фиг.2 - детальное раскрытие охлаждения ступени турбины в соответствий с одним воплощением изобретения.
Фиг.3 - вид в перспективе, иллюстрирующий конструктивное выполнение внешней платформы направляющей лопатки, показанной на фиг.2, в соответствии с одним воплощением изобретения, при этом все экраны удалены.
Фиг.4 - вид в перспективе, иллюстрирующий конструктивное выполнение внешней платформы направляющей лопатки, показанной на фиг.3, при этом все экраны размещены по месту.
Фиг.5 - хорошо известная базовая конструкция газовой турбины с последовательным сжиганием топлива, которая может быть использована для осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
На фиг.2 подробно раскрыто воплощение предложенной конструкции высокотемпературной ступени турбины, в которой обеспечивается частичная экономия охлаждающего воздуха благодаря утилизации воздуха, использованного ранее, в направляющих лопатках ступени турбины. Газовая турбина 30, показанная на фиг.2, содержит ступень турбины СТ с рядом направляющих лопаток 33, за которым расположен ряд рабочих лопаток 36. Рабочие лопатки 33 установлены на роторе, который на фиг.2 не показан. Направляющие лопатки 33 установлены в держателе 31 направляющих лопаток, который охватывает ротор с образованием между ними тракта 32 течения горячего газа. Кроме того, на держателе 31 направляющих лопаток установлены теплозащитные экраны 38 статора, расположенные напротив внешних платформ 37, имеющихся на концах рабочих лопаток 36. На внешней поверхности внешних платформ 37 выполнено некоторое количество зубцов, каждый из которых проходит в окружном направлении. Один из этих зубцов, передний зубец, обозначен ссылочным номером 50. Воздух, использованный в направляющей лопатке 33, проходит из профильной части направляющей лопатки через внешнюю платформу 34 в небольшую полость 39, отделенную от основной (внешней) платформы 34 ребром 40 (см. фиг.2 и фиг.3). Затем воздух протекает из полости 39 в находящуюся рядом полость 41, которая располагается в окружном направлении, и распределяется в два параллельных ряда первых и вторых отверстий 42 и 43, находящихся на одинаковом расстоянии друг от друга в окружном направлении (см. фиг.2 и фиг.3). Первые отверстия 42 направляют струи использованного охлаждающего воздуха к другой стороне теплозащитных экранов 38 статора. Вторые отверстия 43 направляют струи использованного охлаждающего воздуха 1 к передним зубцам 50 внешних платформ 37 рабочих лопаток. Полости 39 и 41 закрывают общим уплотнительным экраном 44 (см. фиг.4). Другой (перфорированный) экран 45 размещен поверх остальной наибольшей части внешней платформы 34, и воздух, предназначенный для охлаждения поверхности платформы и для прохождения внутрь профильной части направляющей лопатки, проходит сквозь отверстия в этом экране.
Эффективная утилизация использованного ранее воздуха, как это описано выше, позволяет избежать дополнительной подачи свежего охлаждающего воздуха к теплозащитным экранам 38 статора, к наружным ободам или внешним платформам 37 рабочих лопаток.
Другая важная новая особенность предложенной конструкции согласно фиг.2 заключается в выполнении выступа 47 на задней стенке внешней платформы 34 направляющей лопатки (см. фиг.2-4). Этот выступ 47 снабжен размещенным на его нижней поверхности хонейкомбом 51. Передний зубец 50 на внешней платформе 37 рабочей лопатки расположен под выступом 47, и этот зубец 50 предотвращает дополнительные утечки использованного воздуха из полости 46, образованной между внешней платформой 37 и теплозащитным экраном 38 статора, в газовый тракт 32 турбины.
При сравнении предложенной формы внешней платформы 34 направляющей лопатки, соответствующей фиг.2, с формой внешней платформы 14 направляющей лопатки, представленной на фиг.1, становится понятным, что минимизация утечек является также результатом отсутствия дополнительного зазора (см. зону А, обозначенную на фиг.1). Таким образом, использованный воздух протекает без потерь через первые отверстия 42 в полость 46 между теплозащитным экраном 38 статора и внешней платформой 37 рабочей лопатки. Этот воздух в значительной степени улучшает тепловое состояние внешних платформ 37 рабочей лопатки и позволяет избежать дополнительной подачи воздуха для охлаждения. Использованный воздух проходит также в полость 52 между держателем 31 направляющей лопатки и теплозащитными экранами 38 статора через зазоры в стыках между элементами конструкции. Использованный воздух, проходящий через вторые отверстия 43, служит для защиты переднего зубца 50 внешних платформ 37 рабочих лопаток.
С помощью настоящего изобретения можно обеспечить следующие преимущества:
1. Использованный в направляющей лопатке воздух используют затем для охлаждения других элементов конструкции.
2. Отсутствует необходимость ввода дополнительного воздуха для охлаждения теплозащитных экранов статора.
3. Предложенная форма внешней платформы направляющей лопатки с дополнительным выступом 47 на ее задней стенке позволяет избежать дополнительных утечек охлаждающего воздуха через щель, обозначенную на фиг.1 как зона А.
4. Использованный воздух заполняет полость 52 (см. фиг.2) и защищает держатель 31 направляющих лопаток от перегрева.
Таким образом, сочетание направляющей лопатки, выполненной с выступом 47 на внешней платформе 34, и отдельного коллектора (полость 39) для использованного воздуха, а также сочетание неохлаждаемого теплозащитного экрана 38 статора и внешней платформы 37 рабочей лопатки, выполненной с тремя зубцами, с образованной между ними полостью 46, обеспечивают создание современной турбины с высокими рабочими характеристиками.
Claims (9)
1. Осевая газовая турбина (30), содержащая ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток (36) и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток (33) и воздухоохлаждаемых теплозащитных экранов (38) статора, установленных в держателе (31) направляющих лопаток, при этом статор коаксиально охватывает ротор снаружи с образованием между ними тракта (32) течения горячих газов так, что ряды рабочих лопаток (36) и теплозащитных экранов (38) статора и ряды направляющих лопаток (33) и теплозащитных экранов ротора расположены относительно друг определенным образом соответственно, при этом ряды направляющих лопаток (33) и следующий ряд рабочих лопаток (36) в направлении вниз по ходу течения потока образуют ступень турбины (СТ), отличающаяся тем, что ступень турбины (СТ) обеспечена средствами (39-44) для повторного использования охлаждающего воздуха, который уже был использован для охлаждения, в частности, профильных частей направляющих лопаток (33) ступени турбины (СТ), с целью охлаждения теплозащитных экранов (38) статора указанной ступени турбины (СТ), находящихся ниже по потоку от указанных направляющих лопаток (33).
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что средства повторного использования включают первые средства (39, 40, 44), предназначенные для накапливания использованного воздуха, выходящего из направляющих лопаток (33), и вторые средства (41, 42, 44) для направления накопленного воздуха к теплозащитным экранам (38) статора указанной ступени турбины (СТ), ниже по потоку от направляющих лопаток (33), для их охлаждения.
3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что средства повторного использования, кроме того, включают третьи средства (41, 43, 44), предназначенные для направления накопленного использованного охлаждающего воздуха к внешним платформам (37) рабочих лопаток (36) указанной ступени турбины (СТ), ниже по потоку от направляющих лопаток (33), для их охлаждения.
4. Газовая турбина по одному из пп.1-3, отличающаяся тем, что направляющие лопатки (33) ступени турбины (СТ) содержат каждая внешнюю платформу (34), а средства (39-44) повторного использования выполнены заодно с направляющими лопатками (33) и находятся как раз над внешними платформами (34).
5. Газовая турбина по п.3, отличающаяся тем, что средства накапливания для каждой направляющей лопатки (33) включают первую полость (39), расположенную на выходе охлаждающего воздуха из направляющей лопатки с верхней стороны внешней платформы (34), средства направления включают вторую полость (41), проходящую в окружном направлении и соединенную с указанной первой полостью (39), при этом ряд первых ориентированных в осевом направлении отверстий (42), которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости (41) на внешнюю поверхность близлежащих теплозащитных экранов (38) статора ступени турбины (СТ), для их охлаждения.
6. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что ряд вторых отверстий (43), ориентированных в осевом направлении, которые равномерно распределены в окружном направлении, направляет использованный охлаждающий воздух из второй полости (41) к внешним платформам (37) близлежащих рабочих лопаток (36) ступени турбины (СТ), для их охлаждения.
7. Газовая турбина по п.6, отличающаяся тем, что внешние платформы (37) рабочих лопаток (36) ступени турбины (СТ) выполнены с ориентированным в окружном направлении передним зубцом, при этом направляющие лопатки ступени турбины перекрывают указанный передний зубец (50) посредством проходящего вниз по потоку и в окружном направлении выступа (47) на задней стенке их внешней платформы (34), и каждый проходящий вниз по потоку выступ (47) снабжен хонейкомбом (51), расположенным как раз напротив переднего зубца (50).
8. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что первая полость (39) образована с помощью ребра (40), выполненного в виде рамки на верхней стороне внешней платформы (34), при этом указанная рамка покрыта сверху уплотнительным экраном (44).
9. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что вторая полость (41) образована с помощью выемки в задней стенке внешней платформы (34), покрытой сверху уплотнительным экраном (44).
Priority Applications (7)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010148728/06A RU2547351C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Осевая газовая турбина |
AU2011250786A AU2011250786B2 (en) | 2010-11-29 | 2011-11-15 | Gas turbine of the axial flow type |
MYPI2011005637A MY161483A (en) | 2010-11-29 | 2011-11-22 | Gas turbine of the axial flow type |
EP11190649.1A EP2458163A3 (en) | 2010-11-29 | 2011-11-24 | Gas turbine of the axial flow type |
JP2011260781A JP5743865B2 (ja) | 2010-11-29 | 2011-11-29 | 軸流式のガスタービン |
CN201110407973.3A CN102562169B (zh) | 2010-11-29 | 2011-11-29 | 轴向流类型燃气轮机 |
US13/306,072 US9334754B2 (en) | 2010-11-29 | 2011-11-29 | Axial flow gas turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010148728/06A RU2547351C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Осевая газовая турбина |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010148728A RU2010148728A (ru) | 2012-06-10 |
RU2547351C2 true RU2547351C2 (ru) | 2015-04-10 |
Family
ID=45033869
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010148728/06A RU2547351C2 (ru) | 2010-11-29 | 2010-11-29 | Осевая газовая турбина |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9334754B2 (ru) |
EP (1) | EP2458163A3 (ru) |
JP (1) | JP5743865B2 (ru) |
CN (1) | CN102562169B (ru) |
AU (1) | AU2011250786B2 (ru) |
MY (1) | MY161483A (ru) |
RU (1) | RU2547351C2 (ru) |
Families Citing this family (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8961108B2 (en) * | 2012-04-04 | 2015-02-24 | United Technologies Corporation | Cooling system for a turbine vane |
US20130318996A1 (en) * | 2012-06-01 | 2013-12-05 | General Electric Company | Cooling assembly for a bucket of a turbine system and method of cooling |
EP2713009B1 (en) * | 2012-09-26 | 2015-03-11 | Alstom Technology Ltd | Cooling method and system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine |
EP2949871B1 (en) * | 2014-05-07 | 2017-03-01 | United Technologies Corporation | Variable vane segment |
US9752446B2 (en) * | 2015-01-09 | 2017-09-05 | United Technologies Corporation | Support buttress |
US10400627B2 (en) * | 2015-03-31 | 2019-09-03 | General Electric Company | System for cooling a turbine engine |
US10451084B2 (en) | 2015-11-16 | 2019-10-22 | General Electric Company | Gas turbine engine with vane having a cooling inlet |
US10584636B2 (en) * | 2017-01-27 | 2020-03-10 | Mitsubishi Hitachi Power Systems Americas, Inc. | Debris filter apparatus for preventing clogging of turbine vane cooling holes |
US10941709B2 (en) * | 2018-09-28 | 2021-03-09 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine and cooling air configuration for turbine section thereof |
US11492914B1 (en) * | 2019-11-08 | 2022-11-08 | Raytheon Technologies Corporation | Engine with cooling passage circuit for air prior to ceramic component |
DE112022000400T5 (de) * | 2021-03-23 | 2023-10-05 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Statorschaufelanordnung einer gasturbine, stationäres elementsegment und verfahren zur herstellung einer statorschaufelanordnung einer gasturbine |
CN114856716A (zh) * | 2022-06-02 | 2022-08-05 | 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 | 具有多个l型冷却通道的透平叶片、燃气轮机和航空发动机 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP1213444A2 (en) * | 2000-12-01 | 2002-06-12 | ROLLS-ROYCE plc | Shroud segment for a turbine |
DE10156193A1 (de) * | 2001-11-15 | 2003-06-05 | Alstom Switzerland Ltd | Hitzeschild für den Stator einer Gasturbine |
RU2210672C2 (ru) * | 1998-09-10 | 2003-08-20 | Алстом | Устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины |
RU2355890C1 (ru) * | 2007-11-29 | 2009-05-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина |
Family Cites Families (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
BE543709A (ru) | 1954-12-16 | |||
BE755567A (fr) * | 1969-12-01 | 1971-02-15 | Gen Electric | Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe |
FR2280791A1 (fr) * | 1974-07-31 | 1976-02-27 | Snecma | Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine |
GB1484288A (en) * | 1975-12-03 | 1977-09-01 | Rolls Royce | Gas turbine engines |
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 |
US4693667A (en) * | 1980-04-29 | 1987-09-15 | Teledyne Industries, Inc. | Turbine inlet nozzle with cooling means |
US4573865A (en) * | 1981-08-31 | 1986-03-04 | General Electric Company | Multiple-impingement cooled structure |
FR2519374B1 (fr) * | 1982-01-07 | 1986-01-24 | Snecma | Dispositif de refroidissement des talons d'aubes mobiles d'une turbine |
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 |
US5344283A (en) * | 1993-01-21 | 1994-09-06 | United Technologies Corporation | Turbine vane having dedicated inner platform cooling |
GB9305010D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly |
JP3727701B2 (ja) * | 1995-12-27 | 2005-12-14 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン翼の冷却装置 |
GB2313161B (en) * | 1996-05-14 | 2000-05-31 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine casing |
GB2313414B (en) * | 1996-05-24 | 2000-05-17 | Rolls Royce Plc | Gas turbine engine blade tip clearance control |
JP3495579B2 (ja) * | 1997-10-28 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
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 |
US5993150A (en) * | 1998-01-16 | 1999-11-30 | General Electric Company | Dual cooled shroud |
GB9815611D0 (en) * | 1998-07-18 | 1998-09-16 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to turbine cooling |
US6435813B1 (en) * | 2000-05-10 | 2002-08-20 | General Electric Company | Impigement cooled airfoil |
US6431820B1 (en) * | 2001-02-28 | 2002-08-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips |
DE50106969D1 (de) * | 2001-03-30 | 2005-09-08 | Siemens Ag | Gekühlte Gasturbinenschaufel |
ES2239082T3 (es) * | 2001-08-09 | 2005-09-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbina de gas y procedimiento para el funcionamiento de una turbina de gas. |
GB2378730B (en) * | 2001-08-18 | 2005-03-16 | Rolls Royce Plc | Cooled segments surrounding turbine blades |
AU2002366846A1 (en) * | 2001-12-13 | 2003-07-09 | Alstom Technology Ltd | Hot gas path subassembly of a gas turbine |
AU2002366847A1 (en) * | 2001-12-13 | 2003-07-09 | Alstom Technology Ltd | Sealing module for components of a turbo-engine |
US6779597B2 (en) * | 2002-01-16 | 2004-08-24 | General Electric Company | Multiple impingement cooled structure |
US7097418B2 (en) * | 2004-06-18 | 2006-08-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Double impingement vane platform cooling |
EP1657407B1 (en) * | 2004-11-15 | 2011-12-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Method for the cooling of the outer shrouds of the rotor blades of a gas turbine |
US7246989B2 (en) * | 2004-12-10 | 2007-07-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud leading edge cooling |
FR2899281B1 (fr) | 2006-03-30 | 2012-08-10 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine |
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 |
US7611324B2 (en) * | 2006-11-30 | 2009-11-03 | General Electric Company | Method and system to facilitate enhanced local cooling of turbine engines |
US7604453B2 (en) * | 2006-11-30 | 2009-10-20 | General Electric Company | Methods and system for recuperated circumferential cooling of integral turbine nozzle and shroud assemblies |
US7862291B2 (en) * | 2007-02-08 | 2011-01-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component cooling scheme |
EP2039886B1 (en) * | 2007-09-24 | 2010-06-23 | ALSTOM Technology Ltd | Seal in gas turbine |
US7946801B2 (en) | 2007-12-27 | 2011-05-24 | General Electric Company | Multi-source gas turbine cooling |
FR2954401B1 (fr) * | 2009-12-23 | 2012-03-23 | Turbomeca | Procede de refroidissement de stators de turbines et systeme de refroidissement pour sa mise en oeuvre |
-
2010
- 2010-11-29 RU RU2010148728/06A patent/RU2547351C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2011
- 2011-11-15 AU AU2011250786A patent/AU2011250786B2/en not_active Ceased
- 2011-11-22 MY MYPI2011005637A patent/MY161483A/en unknown
- 2011-11-24 EP EP11190649.1A patent/EP2458163A3/en not_active Withdrawn
- 2011-11-29 CN CN201110407973.3A patent/CN102562169B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-11-29 JP JP2011260781A patent/JP5743865B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2011-11-29 US US13/306,072 patent/US9334754B2/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2210672C2 (ru) * | 1998-09-10 | 2003-08-20 | Алстом | Устройство для охлаждения надроторных поверхностей соплового аппарата турбины |
EP1213444A2 (en) * | 2000-12-01 | 2002-06-12 | ROLLS-ROYCE plc | Shroud segment for a turbine |
DE10156193A1 (de) * | 2001-11-15 | 2003-06-05 | Alstom Switzerland Ltd | Hitzeschild für den Stator einer Gasturbine |
RU2355890C1 (ru) * | 2007-11-29 | 2009-05-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP5743865B2 (ja) | 2015-07-01 |
US20120134781A1 (en) | 2012-05-31 |
RU2010148728A (ru) | 2012-06-10 |
JP2012117537A (ja) | 2012-06-21 |
AU2011250786A1 (en) | 2012-06-14 |
EP2458163A3 (en) | 2014-11-26 |
US9334754B2 (en) | 2016-05-10 |
AU2011250786B2 (en) | 2016-01-21 |
CN102562169A (zh) | 2012-07-11 |
EP2458163A2 (en) | 2012-05-30 |
CN102562169B (zh) | 2015-04-08 |
MY161483A (en) | 2017-04-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2547351C2 (ru) | Осевая газовая турбина | |
US8979482B2 (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
RU2330964C2 (ru) | Статор газовой турбины (варианты) и реактивный двигатель (варианты) | |
JP5965636B2 (ja) | 回転機械のオンライン監視システムに冷却及びパージ空気流を供給するシステム | |
RU2547542C2 (ru) | Осевая газовая турбина | |
RU2543101C2 (ru) | Осевая газовая турбина | |
JP2011202655A (ja) | 冷却システム用のインピンジメント構造 | |
WO2013184502A1 (en) | Combustor liner with improved film cooling | |
US20180320530A1 (en) | Airfoil with tip rail cooling | |
EP3306040A1 (en) | Stator heat shield segment for a gas turbine power plant | |
RU2499890C2 (ru) | Газовая турбина, снабженная предохранительной пластиной между ножкой лопатки и диском | |
WO2013184495A2 (en) | Combustor liner with decreased liner cooling | |
US20150247640A1 (en) | Retaining element for retaining a heat shield tile and method for cooling the supporting structure of a heat shield | |
JP2015132266A (ja) | 冷却式ステータヒートシールド | |
WO2013184496A1 (en) | Combustor liner with convergent cooling channel | |
WO2013184504A1 (en) | Combustor liner with reduced cooling dilution openings |
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 |