RU2548226C2 - Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа - Google Patents
Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа Download PDFInfo
- Publication number
- RU2548226C2 RU2548226C2 RU2010150605/06A RU2010150605A RU2548226C2 RU 2548226 C2 RU2548226 C2 RU 2548226C2 RU 2010150605/06 A RU2010150605/06 A RU 2010150605/06A RU 2010150605 A RU2010150605 A RU 2010150605A RU 2548226 C2 RU2548226 C2 RU 2548226C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- rotor
- cooling air
- elements
- base
- shaft
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- 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
-
- 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
- F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
-
- 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
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
-
- 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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
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)
- Motor Or Generator Cooling System (AREA)
Abstract
Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа, выполнена с рядами лопаток ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток ротора, а также с валом ротора, окруженным теплозащитными элементами и элементами основания лопаток ротора. В области первой радиальной плоскости вала ротора, внутри теплозащитных элементов и элементов основания расположены первые камеры с охлаждающим воздухом, которые сообщаются друг с другом и с источником охлаждающего воздуха. В области радиальной внешней второй радиальной плоскости вала ротора, внутри плит основания, между лопатками ротора и их элементами основания расположены дополнительные камеры с охлаждающим воздухом, которые могут продуваться в нагретого газа. Дополнительные камеры с охлаждающим воздухом могут продуваться исключительно с их торцов, расположенных по ходу спереди относительно направления потока нагретого воздуха. Изобретение направлено на оптимизацию потока охлаждающего воздуха и на повышение эффективности путем устранения неконтролируемого поступления охлаждающего воздуха в поток нагретого газа. 6 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к установке с потоком текучей среды, в частности к турбине с аксиально проходящим потоком нагретого газа.
Уровень техники
В подобных установках имеются соответственно ряды лопаток ротора, со стороны ротора, и направляющих лопаток, со стороны корпуса. Лопатки в каждом ряду соответственно расположены смежно друг с другом в радиальном направлении вала ротора. В области направляющих лопаток вал ротора окружен теплозащитными элементами, а в области лопаток ротора - элементами оснований лопаток ротора. У подобных элементов имеются анкерные устройства, обычно плотно удерживаемые в продольных каналах вала ротора, которые в целом имеют елочный профиль в осевой проекции вала ротора и могут вставляться аксиально в продольные каналы вала ротора, имеющие дополнительный елочный профиль.
Для защиты вала ротора от перегрева внутри теплозащитных элементов и элементов основания в области первой виртуальной радиальной плоскости вала ротора находятся первые камеры с охлаждающим воздухом, сообщающиеся друг с другом и с источником охлаждающего воздуха. В области радиальной внешней второй виртуальной радиальной плоскости вала ротора, внутри плит основания лопаток ротора со стороны оснований, через регулярные промежутки, расположены дополнительные камеры с охлаждающим воздухом, которые могут сообщаться с потоком нагретого газа.
Современные турбины рассчитаны на максимальную эффективность для обеспечения оптимально экономичной эксплуатации.
Раскрытие изобретения
В этой связи неконтролируемое поступление охлаждающего воздуха в поток нагретого газа нежелательно, поскольку это приводит к регулярному снижению эффективности.
Цель изобретения заключается в оптимизации потока охлаждающего воздуха и предотвращения потерь эффективности при попадании охлаждающего воздуха в поток нагретого газа.
Согласно изобретению данная проблема решается при помощи установки с потоком текучей среды, аналогичной той, которая упоминается во вступительной части к п.1 Формулы изобретения, в том плане, что дополнительные камеры с охлаждающим воздухом могут продуваться в поток нагретого газа исключительно у торцов лопаток ротора, расположенных по ходу спереди в направлении потока нагретого газа. В отличие от турбин, использовавшихся ранее, где дополнительные камеры с охлаждающим воздухом могут продуваться спереди и сзади лопаток ротора в направлении потока нагретого газа, в настоящем изобретении продувание может осуществляться лишь по ходу спереди лопаток ротора, причем предпочтительно соответственно между смежными лопатками ротора. За счет этого может достигаться оптимальная эффективность установок с потоком текучей среды.
Согласно изобретению дополнительный приток охлаждающего воздуха, помимо вышеупомянутого притока охлаждающего воздуха, в поток нагретого газа предотвращается.
Для этого по предпочтительному варианту осуществления изобретения в зазоры, проходящие в радиальном направлении или в осевом направлении вала ротора между смежными теплозащитными элементами и/или элементами основания, устанавливаются уплотнения, перекрывающие первые камеры с охлаждающим воздухом.
Кроме этого, предпочтительно в зазорах между смежными плитами основания в ряду лопаток ротора, проходящем в осевом направлении вала ротора, используются дополнительные уплотнения, которые препятствуют выходу охлаждающего воздуха между аксиальными концами соответствующего зазора и концом этого зазора, расположенным по ходу сзади.
По возможности, первые уплотнения расположены в области подобных дополнительных уплотнений.
Предпочтительно все уплотнения выполнены в виде уплотнительных лент, продольные края которых установлены в канавках, расположенных оппозитно друг другу в боковых стенках соответствующего зазора. В первых уплотнениях уплотнительная лента зазора, проходящего в аксиальном направлении вала ротора между элементами основания и теплозащитными элементами, смежными в радиальном направлении, может быть соединена соответственно в Т-образный профиль с уплотнительной лентой зазора, проходящего в радиальном направлении вала ротора, расположенной между аксиально смежными элементами основания и теплозащитными элементами.
Кроме этого, предпочтительно, чтобы щелевые отверстия, проходящие в радиальном направлении, зазора между смежными плитами основания лопаток ротора были закрыты уплотнительными лентами, установленными в направлении, наклонном к радиальной плоскости вала ротора, в соответствующих канавках боковых стенок зазора, причем доступ к концу уплотнительной ленты, расположенной ближе к оси ротора, осуществляется со стороны торцевых поверхностей плит основания, находящихся по ходу сзади.
В данном случае торец вышеупомянутой уплотнительной ленты, расположенной ближе к оси ротора, может быть согнут и сопряжен его вогнутой стороной с соответствующим образом выгнутыми упорами на плитах основания, разграничивающих зазор. Таким образом, можно предотвратить смещение вышеупомянутой уплотнительной ленты в радиальном направлении наружу под действием центробежных сил во время использования установки с потоком текучей среды, а также ее разрушение при столкновении с уплотнительной лентой, расположенной между плитами основания, проходящими в осевом направлении вала ротора.
Кроме этого, предпочтительные признаки изобретения изложены со ссылкой на пункты формулы изобретения и следующие пояснения к чертежам, позволяющие дать более подробное описание особо предпочтительного варианта осуществления.
Требуется охрана не только для изложенных или показанных комбинаций признаков, но, в принципе, также и для любых необходимых комбинаций из отдельных изложенных или показанных признаков.
Краткое описание чертежей
На фиг.1 показано частичное осевое сечение газовой турбины, через которую поток проходит аксиально.
На фиг.2 показан вид в перспективе элементов основания смежных лопаток ротора на валу ротора, изображенном частично.
На фиг.3 показан дополнительный вид в перспективе вышеупомянутых элементов основания.
На фиг.4 показан вид с увеличением одной из уплотнительных лент.
Осуществление изобретения
По фиг.1 в каждой ступени ротора имеются лопатки 2 ротора, установленные на валу 1 ротора, а также направляющие лопатки 3 со стороны корпуса, установленные неподвижно спереди и сзади лопаток 2 ротора в осевом направлении вала 1 ротора. На фиг.1 видна лишь одна из лопаток 2 ротора, расположенная аксиально между направляющей лопаткой, установленной по ходу спереди в направлении потока 4 нагретого газа, и другой направляющей лопаткой 3, установленной по ходу сзади в направлении потока 4 нагретого газа. Однако, понятно, что и направляющие лопатки 3, и лопатки 2 ротора установлены смежно друг с другом в определенном количестве в радиальном направлении вала ротора. Таким образом, и лопатки 2 ротора, и направляющие лопатки 3 образуют соответствующие ряды из лопаток/направляющих лопаток в радиальном направлении вала 1 ротора.
У лопаток 2 ротора имеется соответственно плита 5 основания, примыкающая радиально к внутреннему торцу лопатки 2 ротора, внешняя поверхность которой, со стороны лопатки, проходит в радиальном направлении и в аксиальном направлении вала 1 ротора. В радиальном направлении плита 5 основания заходит внутрь элемента 6 основания, имеющего анкерное устройство 6' крепления елочного типа при виде в осевой проекции вала 1 ротора, которое может быть вставлено аксиально в каналы соответствующей формы, расположенное между (сегментированными) продольными ребрами 7 на валу 1 ротора. Таким образом, анкерные устройства 6' и их соответствующие элементы 6 основания, а также сопряженная плита 5 основания плотно крепятся на валу 1 ротора в радиальном направлении с соответствующей лопаткой 2 ротора.
В области торцов направляющих лопаток 3, со стороны вала ротора, на валу 1 ротора установлены теплозащитные элементы 8, которые, в целом, аналогичны элементам 6 основания, они плотно закреплены на валу ротора анкерными устройствами 7', аналогичными анкерным устройствам 6'.
Так же, как и лопатки 2 ротора, элементы 6 основания на плитах 5 основания, а также теплозащитные элементы 8 соответственно установлены на валу 1 ротора радиальными рядами, смежными друг с другом.
Как видно из фиг. 1-3, камеры 9 с охлаждающим воздухом, сообщающиеся друг с другом и с источником охлаждающего воздуха, который не показан, выполнены в элементах основания и теплозащитных элементах 6 и 8 для защиты вала ротора от перегрева за счет подачи в камеры 9 с охлаждающим воздухом потока охлаждающего воздуха. Подобные камеры 9 с охлаждающим воздухом расположены в области радиально внутренней периферийной плоскости вала ротора. Внутри плит 5 основания, а следовательно, внутри радиально внешней периферийной плоскости вала 1 ротора находятся дополнительные камеры 10 с охлаждающим воздухом, сообщающиеся с камерами 9 с охлаждающим воздухом в элементах 6 основания. Как видно, в частности, из фигур 2 и 3, камеры 9 и 10 с охлаждающим воздухом проходят в осевой проекции вала 1 ротора, соответственно между смежными лопатками 2 ротора. В свою очередь, камеры 9 и 10 с охлаждающим воздухом пересекаются зазорами 11, которые проходят в продольном направлении вала 1 ротора, между плитами 5 основания и элементами 6 основания смежных лопаток 2 ротора. Кроме этого, камеры 9 с охлаждающим воздухом в элементах 6 основания соединены с камерами 9 с охлаждающим воздухом в смежных теплозащитных элементах 8 через отверстия 12 (см. фиг.2), которые расположены на торцевых поверхностях, обращенных друг к другу смежных теплозащитных элементов 8 и элементов 6 основания в осевом направлении вала 1 ротора. Каналы для охлаждающего воздуха, проходящие через подобные отверстия, соответственно пересекаются зазорами 13, расположенными между вышеупомянутыми торцевыми поверхностями аксиально смежных элементов основания и теплозащитных элементов 6 и 8.
Далее изобретением предусматривается, что охлаждающий воздух из камер с охлаждающим воздухом 9 или 10 соответственно может попадать в поток 4 нагретого газа только у торцов плит 5 основания, обращенных вверх к потоку 4 нагретого газа. Подобное прохождение охлаждающего воздуха происходит у торцов зазоров 11 между смежными лопатками 2 ротора в направлении, противоположном потоку 4 нагретого воздуха. Кроме этого, выпускное отверстие для охлаждающего воздуха у зазоров 11 и 13 закрыто уплотнительными лентами с 14 по 16, которые соответственно выполнены в виде плоских лент и установлены их продольными краями в канавках, расположенных оппозитно друг другу, в боковых или торцевых поверхностях теплозащитных элементов 8 и элементов 6 основания или соответственно плитах 5 основания, разграничивающих зазоры 11 и 13.
Как показано на фигурах 2 и 3, в зазорах 11 между камерами с охлаждающим воздухом 9 и 10 уплотнительные ленты 14 установлены в канавках 17 на стенках смежных элементов 6 основания, разграничивающих зазор 11. Подобные уплотнительные ленты 14 соответственно соединены с уплотнительными лентами 15 в Т-образный профиль, продольные края которого установлены в канавках 18 на торцевых поверхностях обращенных друг к другу аксиально смежных элементов 6 основания и теплозащитных элементов 8. Таким образом, после установки смежных элементов 6 основания с сопряженными лопатками 2 ротора на валу 1 ротора, Т-образная комбинация из уплотнительных лент 14 и 15 по фиг.3 может быть вставлена по направлению стрелки Р в узкую щель в необходимое положение, при котором соответствующая уплотнительная лента 14 будет находиться между смежными элементами 6 основания в канавках 17, а уплотнительная лента 15 будет находиться в канавках 18 на торцевых поверхностях смежных элементов 6 основания, ориентированных в направлении потока 4 нагретого газа. Как только теплозащитные элементы, смежные с уже установленными элементами 6 основания в направлении потока 4 нагретого воздуха, устанавливаются на вал ротора, свободный продольный край уплотнительной ленты 15 автоматически входит в зацепление с соответствующей канавкой 18 на теплозащитных элементах 8. Соответственно с помощью уплотнительных лент 14 и 15 предотвращается прохождение охлаждающего воздуха из камер 9 с охлаждающим воздухом через зазоры 11 и 13 в поток 4 нагретого газа. Дополнительные уплотнительные ленты 16 и 16' устанавливаются таким образом, чтобы охлаждающий воздух мог выходить из камер 10 с охлаждающим воздухом только через конец зазора 11, в направлении, противоположном потоку 4 нагретого газа, между смежными плитами 5 основания или соответствующими лопатками 2 ротора. Уплотнительная лента 16 соответственно вставляется в канавки 19, которые проходят параллельно канавкам 17 уплотнительных лент 14. Конец уплотнительных лент 16, расположенный по ходу сзади в направлении потока 4 нагретого газа, согнут или загнут, как это видно на фигурах 2 и 3, и сопряжен его вогнутой стороной с соответствующими выгнутыми упорами на плитах 5 основания таким образом, чтобы обеспечивалось необходимое конечное положение уплотнительных лент 16, а изогнутый конец был заблокирован между торцевыми поверхностями, обращенными друг к другу, элемента 6 основания и аксиально смежного теплозащитного элемента 8.
Кроме этого, на торцах зазоров 11 имеются дополнительные уплотнительные ленты 16', ориентированные в направлении потока 4 нагретого газа, которые установлены наклонно к радиальной плоскости вала 1 ротора, как это показано на фиг.3 в соответствующих наклонных канавках 19' на боковых поверхностях смежных плит 5 основания, разграничивающих соответствующий зазор 11. Радиальный внутренний конец дополнительных уплотнительных лент 16' загнут вниз, как это показано на фиг.4, и сопрягается его вогнутой стороной с краями, соответствующим образом дополнительно образованными на смежных боковых поверхностях смежных плит 5 основания. Таким образом, необходимое положение дополнительной уплотнительной ленты 16' также является конечным положением, в частности, таким образом, чтобы между верхним концом дополнительной уплотнительной ленты 16' и смежной уплотнительной лентой 16 оставался минимальный зазор, как это показано на фигурах 2 и 3, таким образом, чтобы между уплотнительными лентами 16 и 16' не возникало разрушающего контакта, а охлаждающий воздух практически не мог проходить между этими двумя уплотнительными лентами 16 и 16'. В необходимом положении уплотнительная лента 16' не контактирует с уплотнительной лентой 16 и не разрушает уплотнительную ленту 16. Упомянутая уплотнительная лента 16' в необходимом положении соответственно блокируется уплотнительной лентой 15. Соответственно, уплотнительная лента 16' по фиг.3 проталкивается в ее необходимое положение, прежде чем там будет установлена уплотнительная лента 15, соединенная с уплотнительной лентой 14 в Т-образный профиль.
Claims (7)
1. Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа, с рядами лопаток (2) ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток (3) со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток (2) ротора, а также с валом (1) ротора, окруженным теплозащитными элементами (8) и элементами (6) основания лопаток (2) ротора, причем в области первой радиальной плоскости вала (1) ротора, внутри теплозащитных элементов и элементов основания (8, 6), расположены первые камеры (9) с охлаждающим воздухом, которые сообщаются друг с другом и с источником охлаждающего воздуха, а в области радиальной внешней второй радиальной плоскости вала (1) ротора, внутри плит (5) основания, между лопатками (2) ротора и их элементами (6) основания, расположены дополнительные камеры (10) с охлаждающим воздухом, которые могут продуваться в поток (4) нагретого газа, отличающаяся тем, что дополнительные камеры (10) с охлаждающим воздухом могут продуваться исключительно с их торцов, расположенных по ходу спереди относительно направления потока (4) нагретого воздуха.
2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что первые уплотнения (14, 15), которые закрывают первые камеры (9) с охлаждающим воздухом радиально с внешней стороны, расположены в зазорах (11, 13), сообщающихся с камерами (9, 10') с охлаждающим воздухом, между смежными теплозащитными элементами и/или элементами основания (8, 6) в радиальном направлении или осевом направлении вала (1) ротора.
3. Установка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что у зазоров (11), проходящих в осевом направлении вала (1) ротора, между смежными плитами (5) основания ряда лопаток (2) ротора, имеются отдельные или дополнительные уплотнения (16, 16'), которые препятствуют выходу охлаждающего воздуха между аксиальными концами соответствующего зазора (11) и зазора (11), расположенного по ходу сзади.
4. Установка по п.3, отличающаяся тем, что все уплотнения (с 14 по 16') выполнены в виде уплотнительных лент, продольные края которых расположены в канавках (с 17 по 19'), проходящих оппозитно друг другу в боковых стенках, расположенных оппозитно друг другу, соответствующего зазора (11, 13).
5. Установка по п.4, отличающаяся тем, что уплотнительная лента (14) зазора (11), проходящего в аксиальном направлении вала (1) ротора, установленная между элементами основания или соответственно теплозащитными элементами (6, 8) смежными в радиальном направлении, и уплотнительная лента (15) зазора (13), проходящего в радиальном направлении вала (1) ротора, установленная у конца вышеупомянутого зазора (11), расположенного по ходу сзади, соединены друг с другом в Т-образный профиль.
6. Установка по п.5, отличающаяся тем, что щелевые отверстия зазоров (11), проходящих в радиальном направлении вала (1) ротора, между смежными плитами (5) основания лопаток (2) ротора закрыты уплотнительными лентами (16'), которые установлены в соответствующих канавках (19') боковых стенок зазора (11) в направлении, наклонном к радиальной плоскости вала (1) ротора, причем доступ к концу уплотнительной ленты (16'), находящемуся ближе к оси (1) ротора, осуществляется со стороны торцов плит (5) основания, расположенных по ходу сзади.
7. Установка по п.6, отличающаяся тем, что конец уплотнительной ленты (16'), расположенный ближе к оси (1) ротора, согнут и сопряжен его вогнутой стороной с соответствующим образом выгнутыми упорами на плитах (5) основания.
Priority Applications (10)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010150605/06A RU2548226C2 (ru) | 2010-12-09 | 2010-12-09 | Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа |
EP11802323.3A EP2649279B1 (en) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream |
CA2819893A CA2819893C (en) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream |
AU2011340576A AU2011340576B2 (en) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream |
PCT/EP2011/072036 WO2012076588A1 (en) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream |
JP2013542523A JP5795077B2 (ja) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | 流体流動装置、特に高温ガス流によって軸方向に貫通されるガスタービン |
BR112013014381A BR112013014381A8 (pt) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | Máquina de fluxo de fluido especialmente uma turbina de gás penetrada axialmente por um fluxo de gás quente |
CN201180059000.3A CN103249916B (zh) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | 被热气流沿轴向穿过的流体流机器,尤其是燃气涡轮 |
MX2013006270A MX335969B (es) | 2010-12-09 | 2011-12-07 | Maquina de flujo de fluido, en especial una turbina de gas penetrada axialmente por una corriente de gas caliente. |
US13/912,603 US9657641B2 (en) | 2010-12-09 | 2013-06-07 | Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2010150605/06A RU2548226C2 (ru) | 2010-12-09 | 2010-12-09 | Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2010150605A RU2010150605A (ru) | 2012-06-20 |
RU2548226C2 true RU2548226C2 (ru) | 2015-04-20 |
Family
ID=45420591
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2010150605/06A RU2548226C2 (ru) | 2010-12-09 | 2010-12-09 | Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9657641B2 (ru) |
EP (1) | EP2649279B1 (ru) |
JP (1) | JP5795077B2 (ru) |
CN (1) | CN103249916B (ru) |
AU (1) | AU2011340576B2 (ru) |
BR (1) | BR112013014381A8 (ru) |
CA (1) | CA2819893C (ru) |
MX (1) | MX335969B (ru) |
RU (1) | RU2548226C2 (ru) |
WO (1) | WO2012076588A1 (ru) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9652448B2 (en) | 2011-11-10 | 2017-05-16 | Blackberry Limited | Methods and systems for removing or replacing on-keyboard prediction candidates |
FR3006366B1 (fr) | 2013-05-28 | 2018-03-02 | Safran Aircraft Engines | Roue de turbine dans une turbomachine |
EP2818641A1 (de) * | 2013-06-26 | 2014-12-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel mit gestufter und abgeschrägter Plattformkante |
US10494943B2 (en) * | 2016-02-03 | 2019-12-03 | General Electric Company | Spline seal for a gas turbine engine |
EP3438410B1 (en) | 2017-08-01 | 2021-09-29 | General Electric Company | Sealing system for a rotary machine |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2656147A (en) * | 1946-10-09 | 1953-10-20 | English Electric Co Ltd | Cooling of gas turbine rotors |
US3056579A (en) * | 1959-04-13 | 1962-10-02 | Gen Electric | Rotor construction |
GB988541A (en) * | 1962-03-06 | 1965-04-07 | Ruston & Hornsby Ltd | Gas turbine rotor cooling |
US5630703A (en) * | 1995-12-15 | 1997-05-20 | General Electric Company | Rotor disk post cooling system |
RU2355890C1 (ru) * | 2007-11-29 | 2009-05-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина |
Family Cites Families (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3076634A (en) * | 1959-06-12 | 1963-02-05 | Ass Elect Ind | Locking means for compressor and turbine blades |
GB905582A (en) * | 1960-05-26 | 1962-09-12 | Rolls Royce | Improvements relating to the sealing of blades in a bladed rotor |
US3748060A (en) * | 1971-09-14 | 1973-07-24 | Westinghouse Electric Corp | Sideplate for turbine blade |
GB1358798A (en) * | 1972-06-09 | 1974-07-10 | Bbc Sulzer Turbomaschinen | Sealing element for a turbo-machine |
CA1187810A (en) * | 1981-09-22 | 1985-05-28 | Leroy D. Mclaurin | Cooled combustion turbine blade with retrofit blade seal |
US4648799A (en) | 1981-09-22 | 1987-03-10 | Westinghouse Electric Corp. | Cooled combustion turbine blade with retrofit blade seal |
FR2603333B1 (fr) * | 1986-09-03 | 1990-07-20 | Snecma | Rotor de turbomachine comportant un moyen de verrouillage axial et d'etancheite d'aubes montees dans des brochages axiaux du disque et procede de montage |
JPH0414702A (ja) | 1990-05-08 | 1992-01-20 | Aaru Pii Toupura Kk | 照明用カバーおよびその製造法 |
JPH0414702U (ru) * | 1990-05-24 | 1992-02-06 | ||
JPH0459301A (ja) | 1990-06-29 | 1992-02-26 | Komatsu Zenoah Co | チエンソーのガイドバー |
JPH0459301U (ru) * | 1990-09-28 | 1992-05-21 | ||
US5256035A (en) * | 1992-06-01 | 1993-10-26 | United Technologies Corporation | Rotor blade retention and sealing construction |
US5593274A (en) * | 1995-03-31 | 1997-01-14 | General Electric Co. | Closed or open circuit cooling of turbine rotor components |
JPH10317907A (ja) * | 1997-05-22 | 1998-12-02 | Hitachi Ltd | 圧縮機翼固定構造 |
EP0921273B1 (en) | 1997-06-11 | 2003-12-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Rotor for gas turbines |
US6185924B1 (en) * | 1997-10-17 | 2001-02-13 | Hitachi, Ltd. | Gas turbine with turbine blade cooling |
JP2002544432A (ja) * | 1999-05-14 | 2002-12-24 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | ロータに対する漏れ止め装置付き流体機械 |
JP2001123802A (ja) * | 1999-10-28 | 2001-05-08 | Hitachi Ltd | タービンロータ |
US6478540B2 (en) | 2000-12-19 | 2002-11-12 | General Electric Company | Bucket platform cooling scheme and related method |
US6945749B2 (en) | 2003-09-12 | 2005-09-20 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade platform cooling system |
GB2408296A (en) | 2003-11-22 | 2005-05-25 | Rolls Royce Plc | Compressor blade root retainer with integral sealing means to reduce axial leakage |
JP4412081B2 (ja) * | 2004-07-07 | 2010-02-10 | 株式会社日立製作所 | ガスタービンとガスタービンの冷却方法 |
SE0502644L (sv) * | 2005-12-02 | 2007-06-03 | Siemens Ag | Kylning av plattformar till turbinskovlar i turbiner |
US7604456B2 (en) | 2006-04-11 | 2009-10-20 | Siemens Energy, Inc. | Vane shroud through-flow platform cover |
EP2053285A1 (en) | 2007-10-25 | 2009-04-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade assembly |
-
2010
- 2010-12-09 RU RU2010150605/06A patent/RU2548226C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2011
- 2011-12-07 EP EP11802323.3A patent/EP2649279B1/en active Active
- 2011-12-07 BR BR112013014381A patent/BR112013014381A8/pt not_active IP Right Cessation
- 2011-12-07 AU AU2011340576A patent/AU2011340576B2/en not_active Ceased
- 2011-12-07 CN CN201180059000.3A patent/CN103249916B/zh active Active
- 2011-12-07 MX MX2013006270A patent/MX335969B/es unknown
- 2011-12-07 WO PCT/EP2011/072036 patent/WO2012076588A1/en active Application Filing
- 2011-12-07 CA CA2819893A patent/CA2819893C/en not_active Expired - Fee Related
- 2011-12-07 JP JP2013542523A patent/JP5795077B2/ja not_active Expired - Fee Related
-
2013
- 2013-06-07 US US13/912,603 patent/US9657641B2/en active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2656147A (en) * | 1946-10-09 | 1953-10-20 | English Electric Co Ltd | Cooling of gas turbine rotors |
US3056579A (en) * | 1959-04-13 | 1962-10-02 | Gen Electric | Rotor construction |
GB988541A (en) * | 1962-03-06 | 1965-04-07 | Ruston & Hornsby Ltd | Gas turbine rotor cooling |
US5630703A (en) * | 1995-12-15 | 1997-05-20 | General Electric Company | Rotor disk post cooling system |
RU2355890C1 (ru) * | 2007-11-29 | 2009-05-20 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
MX2013006270A (es) | 2013-11-04 |
JP2013545926A (ja) | 2013-12-26 |
US9657641B2 (en) | 2017-05-23 |
CA2819893C (en) | 2016-06-28 |
EP2649279A1 (en) | 2013-10-16 |
CN103249916B (zh) | 2016-01-20 |
BR112013014381A2 (pt) | 2016-09-27 |
WO2012076588A1 (en) | 2012-06-14 |
AU2011340576A1 (en) | 2013-07-04 |
MX335969B (es) | 2016-01-06 |
CN103249916A (zh) | 2013-08-14 |
EP2649279B1 (en) | 2018-02-21 |
US20130263570A1 (en) | 2013-10-10 |
CA2819893A1 (en) | 2012-06-14 |
JP5795077B2 (ja) | 2015-10-14 |
BR112013014381A8 (pt) | 2018-04-03 |
RU2010150605A (ru) | 2012-06-20 |
AU2011340576B2 (en) | 2015-09-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2586996B1 (en) | Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method | |
CA2207033C (en) | Gas turbine engine feather seal arrangement | |
US8834122B2 (en) | Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method | |
US5238364A (en) | Shroud ring for an axial flow turbine | |
JP6739934B2 (ja) | ガスタービンのシール | |
JP6888907B2 (ja) | ガスタービン | |
EP2372090B1 (en) | Apparatus for cooling a bucket assembly | |
RU2548226C2 (ru) | Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа | |
EP2951396B1 (en) | Gas turbine rotor blade and gas turbine rotor | |
EP2586975B1 (en) | Turbine bucket with platform shaped for gas temperature control, corresponding turbine wheel and method of controlling purge air flow | |
EP2586974B1 (en) | Turbine bucket with platform leading edge scallop for performance and secondary flow, corresponding turbine wheel and method of controlling secondary purge air flow | |
US8585354B1 (en) | Turbine ring segment with riffle seal | |
RU2536443C2 (ru) | Направляющая лопатка турбины | |
KR101873156B1 (ko) | 터빈 베인 및 이를 포함하는 가스 터빈 | |
US8979482B2 (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
EP3052761A1 (en) | Seal assembly including grooves in an aft facing side of a platform in a gas turbine engine | |
US11319826B2 (en) | Seal segment for a turbine, assembly for externally delimiting a flow path of a turbine, and stator/rotor seal | |
EP4056813A1 (en) | Turbomachine | |
RU2364727C1 (ru) | Высокотемпературная двухступенчатая газовая турбина |
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: 20201210 |