RU2613104C1 - Gas turbine engine axial flow turbine - Google Patents
Gas turbine engine axial flow turbine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2613104C1 RU2613104C1 RU2015139613A RU2015139613A RU2613104C1 RU 2613104 C1 RU2613104 C1 RU 2613104C1 RU 2015139613 A RU2015139613 A RU 2015139613A RU 2015139613 A RU2015139613 A RU 2015139613A RU 2613104 C1 RU2613104 C1 RU 2613104C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- rotor
- insert
- blades
- working
- 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
- 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
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/16—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing by self-adjusting means
-
- 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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к осевым турбинам газотурбинных двигателей авиационного или наземного применения, в частности к устройствам регулирования зазора между торцом рабочей лопатки и статором турбины.The invention relates to axial turbines of gas turbine engines for aviation or ground applications, in particular to devices for regulating the gap between the end face of the working blade and the turbine stator.
Известен ряд решений, направленных на уменьшение радиального зазора между торцом подвижной рабочей лопатки и элементами статора турбины с использованием поджатия элементов статора к торцам рабочей лопатки.A number of solutions are known aimed at reducing the radial clearance between the end face of the movable working blade and the turbine stator elements by using the stator elements to be pressed against the ends of the working blade.
Известно устройство для уплотнения зазора ступени паровой турбины (RU 2211975, опубл. 10.09.2003 г., МПК F16J 15/44, F01D 11/08), содержащее обечайку статора с кольцевой камерой, установленные в камере сегменты уплотнения - надроторные вставки и пружины, поджимающие надроторные вставки к торцам рабочих лопаток.A device is known for sealing the step gap of a steam turbine (RU 2211975, published September 10, 2003, IPC F16J 15/44, F01D 11/08), comprising a stator shell with an annular chamber, seal segments installed in the chamber — nadrotor inserts and springs, pressing nadrotorny inserts to the ends of the working blades.
Недостатком предложенного решения является, во-первых, наличие пружин, работающих при температурах выше температуры отпуска материала пружин. В современных турбинах газотурбинных двигателей температура рабочих газов достигает 1500 К и более, температура охлаждающего воздуха на входе в кольцевую камеру для первых ступеней турбины составляет более 600 К. При этом детали, образующие проточную часть, нагреваются до 900 К и более, а максимальная рабочая температура у современных металлических пружин составляет 500-600 К, для некоторых материалов - кратковременно 700 К.The disadvantage of the proposed solution is, firstly, the presence of springs operating at temperatures above the tempering temperature of the material of the springs. In modern turbines of gas turbine engines, the temperature of the working gases reaches 1500 K and more, the temperature of the cooling air at the inlet to the annular chamber for the first stages of the turbine is more than 600 K. Moreover, the parts forming the flow part are heated to 900 K and more, and the maximum working temperature for modern metal springs it is 500-600 K, for some materials - for a short time 700 K.
Во-вторых, предложенный способ уменьшения истирания торцов лопаток и надроторных вставок на переходных и критических режимах путем разъединения кольцевой полости с пространством перед рабочими лопатками и соединения кольцевой полости с пространством за рабочими лопатками работает тогда, когда рабочая лопатка уже коснулась надроторной вставки и ее торец движется по поверхности надроторной вставки. При этом сброс давления в кольцевой полости происходит не мгновенно, а за некоторое время. И все это время надроторная вставка прижата с некоторым усилием к торцу лопатки, в ходе чего происходит износ контактных поверхностей, что увеличивает радиальный зазор между торцом и надроторной вставкой на основных режимах работы турбины.Secondly, the proposed method of reducing the abrasion of the ends of the blades and rotor inserts in transitional and critical modes by separating the annular cavity with the space in front of the working blades and connecting the annular cavity with the space behind the working blades works when the working blade has already touched the nadrotorny insert and its end moves on the surface of the nadrotorny insert. In this case, the pressure relief in the annular cavity does not occur instantly, but in a while. And all this time, the nadrotor insert is pressed with some force to the end of the blade, during which contact surfaces wear, which increases the radial clearance between the end and the nadrotor insert in the main turbine operating modes.
В варианте устройства динамического контроля радиального зазора компрессора (WO 9607018, опубл. 07.03.96, МПК F01D 5/20, 11/08) надроторные вставки поджимаются к торцам лопаток, в том числе воздухом, обеспечивая тем самым номинальное значение радиального зазора. Регулирование радиального зазора на переходных и критических режимах работы осевой турбины осуществляется изменением давления в районе торца лопатки: специальная выемка на торце лопатки изменяет направление силы, возникающей от динамического давления, и тем самым смещает надроторную вставку, что приводит к увеличению радиального зазора; при величине радиального зазора больше номинального значения возрастает расход воздуха через радиальный зазор, при этом уменьшается динамическое давление, что приводит к уменьшению радиального зазора.In the embodiment of the device for dynamic control of the compressor radial clearance (WO 9607018, published 07.03.96, IPC F01D 5/20, 11/08), the rotor inserts are pressed against the ends of the blades, including air, thereby ensuring the nominal value of the radial clearance. The radial clearance at transient and critical modes of operation of the axial turbine is controlled by changing the pressure in the region of the end of the blade: a special recess at the end of the blade changes the direction of the force arising from dynamic pressure, and thereby biases the nadrotor insert, which leads to an increase in the radial clearance; when the radial clearance is greater than the nominal value, the air flow through the radial clearance increases, and the dynamic pressure decreases, which leads to a decrease in the radial clearance.
Недостатком предложенного устройства применительно к осевым газовым турбинам является то, что компрессорная лопатка за счет подводимой работы сжимает поток, за счет чего возрастает динамическое давление, используемое для смещения надроторной вставки в сторону увеличения радиального зазора. Турбинная лопатка воспринимает энергию потока, при этом динамический напор уменьшается, что не позволяет противодействовать более высокому давлению, прижимающему надроторные вставки к торцам лопаток.The disadvantage of the proposed device with respect to axial gas turbines is that the compressor blade compresses the flow due to the input work, thereby increasing the dynamic pressure used to shift the nadrotorny insert in the direction of increasing radial clearance. The turbine blade perceives the energy of the flow, while the dynamic pressure decreases, which does not allow to counteract the higher pressure pressing the rotor inserts to the ends of the blades.
Задачей изобретения является повышение межремонтного срока службы газотурбинного двигателя.The objective of the invention is to increase the overhaul life of a gas turbine engine.
Техническим результатом, на который направлено изобретение, является обеспечение малых зазоров на всех режимах, учитывая погрешность изготовления деталей, разницу тепловых расширений деталей и эксцентриситета ротора турбины, и при этом сохранение малого износа торцов рабочих лопаток и надроторных вставок, тем самым увеличение времени эксплуатации турбины с максимальным КПД и мощностью.The technical result, which the invention is directed to, is to provide small gaps in all modes, taking into account the manufacturing error of parts, the difference in thermal expansions of parts and the eccentricity of the turbine rotor, while maintaining low wear on the ends of the blades and rotor inserts, thereby increasing the operating time of the turbine with maximum efficiency and power.
Заявленный технический результат достигается тем, что в известной осевой турбине газотурбинного двигателя, содержащей наружный корпус с установленными в нем неподвижными лопатками и надроторными вставками, образующими с корпусом по меньшей мере одну полость наддува, соединенную с системой подвода охлаждающего воздуха, а также ротор с рабочими лопатками, имеющими профильную часть, ограниченную вогнутой и выпуклой поверхностями, по предложению надроторная вставка в своей проекции, перпендикулярной к рабочей лопатке, выполнена в форме параллелограмма, у которого две параллельные стороны имеют длину (0,3…1,1)b и перпендикулярны оси ротора турбины, а другие стороны наклонены от оси ротора турбины на угол 30…80° в сторону вращения рабочих лопаток, где b - максимальное расстояние между вогнутыми поверхностями рабочих лопаток в их плоскости вращения.The claimed technical result is achieved by the fact that in the known axial turbine of a gas turbine engine containing an outer casing with fixed blades and rotor inserts installed therein, forming at least one boost cavity connected to the cooling air supply system and the rotor with rotor blades with the casing having a profile part limited by concave and convex surfaces, at the suggestion, the nadrotor insert in its projection perpendicular to the working blade is made in the form a parallelogram, in which two parallel sides have a length (0.3 ... 1.1) b and are perpendicular to the axis of the turbine rotor, and the other sides are inclined from the axis of the turbine rotor by an angle of 30 ... 80 ° in the direction of rotation of the working blades, where b is the maximum distance between the concave surfaces of the blades in their plane of rotation.
С целью снижения повреждаемости рабочих лопаток и надроторных вставок на торце рабочей лопатки осевой турбины со стороны выпуклой поверхности профильной части и, по меньшей мере, на участке максимального прогиба профиля может быть выполнен уклон протяженностью (1…5)h вдоль толщины профиля лопатки, где h - высота уклона вдоль высоты рабочей лопатки.In order to reduce the damage to the rotor blades and nadrotorny inserts at the end of the rotor blades of the axial turbine from the convex surface of the profile part and at least in the section of maximum deflection of the profile, a slope of length (1 ... 5) h along the blade profile thickness, where h - the slope height along the height of the working blades.
Изготовление надроторной вставки в виде параллелограмма с двумя сторонами, перпендикулярными оси вращения турбины и имеющими размер, равный (0,3…1,1)b, позволяет использовать разницу давлений газа, возникающую в межлопаточном канале, образованном соседними рабочими лопатками. Изготовление заявленной надроторной вставки со сторонами, имеющими размер меньше указанного диапазона, приведет к необоснованному усложнению конструкции стыков между соседними надроторными вставками. Также наличие многочисленных зазоров между соседними надроторными вставками увеличит перетечки газа по ним из области турбины перед рабочими лопатками в область турбины за рабочими лопатками. При этом перетекаемый газ не будет совершать полезной работы, что приведет к уменьшению мощности и КПД турбины. Изготовление надроторной вставки с рассматриваемыми сторонами и имеющими размер больше указанного диапазона приведет к исчезновению эффекта от разницы давлений в межлопаточном канале, на использовании которого основывается данное изобретение.The manufacture of a nadrotorny insert in the form of a parallelogram with two sides perpendicular to the axis of rotation of the turbine and having a size equal to (0.3 ... 1.1) b, allows you to use the gas pressure difference arising in the interscapular channel formed by adjacent working blades. The manufacture of the claimed nadrotorny insert with sides having a size less than the specified range, will lead to unreasonable complication of the design of the joints between adjacent nadrotorny inserts. Also, the presence of numerous gaps between adjacent nadrotorny inserts will increase the flow of gas through them from the turbine area in front of the working blades to the turbine area behind the working blades. In this case, the overflowing gas will not perform useful work, which will lead to a decrease in the power and efficiency of the turbine. The manufacture of a nadrotorny insert with the sides in question and having a size larger than the specified range will lead to the disappearance of the effect of the pressure difference in the interscapular channel, on the use of which this invention is based.
Наклон сторон параллелограмма в направлении вращения рабочих лопаток позволяет использовать разницу давлений возле выпуклой и вогнутой поверхностей рабочей лопатки с целью смещения надроторной вставки таким образом, что радиальный зазор между надроторной вставкой и торцом рабочей лопатки, приближающейся к ней, увеличивается на величину, достаточную для предотвращения удара периферии рабочей лопатки о края надроторной вставки. Наклон сторон параллелограмма против направления вращения наоборот приведет к уменьшению радиального зазора в момент подхода рабочей лопатки к надроторной вставке, что может привести к касанию деталей друг о друга, их повышенному износу и, возможно, к поломкам; при этом радиальный зазор в момент схода рабочей лопатки с надроторной вставки увеличивается, что приведет к неоправданным потерям мощности и КПД турбины. Угол наклона сторон надроторной вставки к оси ротора турбины выбирается из диапазона 30…80°. При значении угла больше 80° надроторная вставка получается вытянутой по окружности, что приведет к значительным термическим деформациям и изменению формы надроторной вставки, что, в свою очередь, приведет к растрескиванию этой детали и выходу ее из строя, также возможно заклинивание надроторной вставки между сопряженными с ней деталями статора осевой турбины. Большое значение угла наклона сторон надроторной вставки приведет к сложностям охлаждения острых углов надроторной вставки, их прогару и к возможному разрушению турбины. Изготовление надроторной вставки с наклоном сторон меньше 30° приведет к резкому снижению используемого эффекта от разности давлений вокруг рабочей лопатки до полного его отсутствия у надроторной вставки, имеющей прямоугольную форму проекции в плоскости, перпендикулярной к рабочей лопатке.The inclination of the sides of the parallelogram in the direction of rotation of the working blades allows you to use the pressure difference near the convex and concave surfaces of the working blades in order to displace the nadrotorny insert so that the radial clearance between the nadrotorny insert and the end face of the working blades approaching it increases by an amount sufficient to prevent impact the periphery of the working blade on the edge of the nadrotorny insert. The tilt of the sides of the parallelogram against the direction of rotation, on the contrary, will lead to a decrease in the radial clearance at the moment of approach of the working blade to the nadrotorny insert, which can lead to touching parts against each other, their increased wear and, possibly, damage; at the same time, the radial clearance at the moment the working blade leaves the nadrotor insert increases, which will lead to unjustified losses of power and efficiency of the turbine. The angle of inclination of the sides of the rotor insert to the axis of the turbine rotor is selected from the range of 30 ... 80 °. When the angle is greater than 80 °, the nadrotor insert is elongated around the circumference, which will lead to significant thermal deformations and a change in the shape of the nadrotor insert, which, in turn, will cause cracking of this part and its failure, it is also possible to jam the nadrotor insert between the her stator parts axial turbine. The large value of the angle of inclination of the sides of the rotor insert will lead to difficulties in cooling the sharp angles of the rotor insert, their burnout and the possible destruction of the turbine. The manufacture of a nadrotorny insert with an inclination of less than 30 ° will lead to a sharp decrease in the effect used from the pressure difference around the working blade to its complete absence from the nadrotorny insert having a rectangular projection in a plane perpendicular to the working blade.
Наличие уклона протяженностью (1…5)h на торце рабочей лопатки со стороны выпуклой поверхности профильной части позволяет гарантировать безударное взаимодействие надроторной вставки с набегающей на нее рабочей лопаткой. Для рабочих лопаток, имеющих сильный изгиб профиля, достаточно выполнение уклона только на участке максимальной кривизны профиля. Рабочая лопатка с уклоном протяженностью менее одной высоты данного уклона в работе аналогична рабочей лопатке без уклона, но при этом стоит дороже за счет технологических операций, связанных с выполнением уклона. Создание уклона с протяженностью более пяти высот приводит к тому, что уклон выходит за пределы периферийного профиля рабочей лопатки и увеличивает радиальный зазор между торцом рабочей лопатки и надроторной вставкой.The presence of a slope of length (1 ... 5) h at the end of the working blade from the side of the convex surface of the profile part makes it possible to guarantee shockless interaction of the nadrotor insert with the working blade running on it. For working blades having a strong profile bend, it is sufficient to perform a slope only in the area of the maximum profile curvature. A working blade with a slope of less than one height of a given slope in operation is similar to a working blade without a slope, but at the same time it is more expensive due to the technological operations associated with making a slope. Creating a slope with a length of more than five heights leads to the fact that the slope extends beyond the peripheral profile of the working blade and increases the radial clearance between the end of the working blade and the rotor insert.
Изобретение поясняется чертежами, на которых:The invention is illustrated by drawings, in which:
Фиг. 1 - схема осевой турбины;FIG. 1 is a diagram of an axial turbine;
Фиг. 2- схема взаимного расположения рабочих лопаток и надроторных вставок;FIG. 2 - diagram of the relative position of the working blades and nadrotorny inserts;
Фиг. 3 - схема участков давлений;FIG. 3 is a diagram of pressure sections;
Фиг. 4 - схема изменения радиального зазора и вариант исполнения рабочей лопатки.FIG. 4 is a diagram of a change in the radial clearance and an embodiment of a working blade.
Осевая турбина газотурбинного двигателя состоит из наружного корпуса 1 и ротора, состоящего из вала 2 турбины, диска 3 и рабочих лопаток 4. К наружному корпусу крепятся неподвижные лопатки 5 и надроторные вставки 6. Наружный корпус 1 и надроторные вставки 6 образуют кольцевую полость наддува 7, соединенную с системой подвода охлаждающего воздуха при помощи труб 8. Профильная часть рабочей лопатки 4 ограничена выпуклой поверхностью 9, вогнутой поверхностью 10, поверхностями входной кромки 11 и выходной кромки 12. Также рабочая лопатка на периферии профиля имеет торец 13. В надроторной вставке 6 различают: две параллельные стороны 14, перпендикулярные оси ротора турбины; две параллельные стороны 15, наклоненные к оси ротора турбины под углом α; поверхность 16, обращенную к рабочей лопатке 6, и поверхности 17, обращенные к полости наддува 7. Торец 13 рабочей лопатки 4 и поверхность 16 надроторной вставки 6 образуют радиальный зазор δ. Надроторные вставки 6 устанавливаются в наружный корпус 1 с некоторым зазором η между сторонами 15 соседних надроторных вставок. На торце 13 рабочей лопатки 4, при необходимости, со стороны выпуклой поверхности 9 профиля выполняется уклон 18.The axial turbine of a gas turbine engine consists of an outer casing 1 and a rotor, consisting of a
Работа осевой турбины с регулированием радиального зазора заключается в следующем.The operation of an axial turbine with radial clearance control is as follows.
Для охлаждения элементов статора турбины, а также для регулирования радиального зазора δ между надроторной вставкой 6 и торцом 13 рабочей лопатки 4, в кольцевую полость 7 подается охлаждающий воздух. Давление охлаждающего воздуха распределено равномерно по всем поверхностям кольцевой полости 7, в том числе и по поверхностям 17 надроторной вставки 6. Возникающая при этом сила прижимает надроторную вставку к торцу 13 рабочей лопатки 4 и уменьшает радиальный зазор δ. Со стороны проточной части турбины на поверхность 16 надроторной вставки 6 действует давление газа, результирующая сила от которого направлена на увеличение радиального зазора δ. Надроторная вставка, находящаяся в равновесии под действием описанных сил, занимает некоторое номинальное положение, соответствующее линии 20, при этом устанавливается номинальное значение радиального зазора δ. За счет изменения давления охлаждающего воздуха в кольцевой полости 7 возможна регулировка номинального значения радиального зазора δ в зависимости от режимов работы турбины. Локальное изменение радиального зазора должно учитывать отклонения от номинальных размеров и форм деталей осевой турбины, изгиб ротора за счет допустимых значений дисбаланса, переходные режимы работы турбины и ряд других частных факторов. Компенсация этого изменения осуществляется следующим образом. В межлопаточном канале, образованном рабочими лопатками 4, поток газа имеет различное давление, вследствие чего возникает результирующая сила, действующая на рабочую лопатку и создающая крутящий момент на валу 2 ротора осевой турбины. Давление газа в межлопаточном канале распределено следующим образом: возле выпуклой поверхности 9 рабочей лопатки 4 давление газа ниже, чем возле вогнутой поверхности 10. В межлопаточном канале можно выделить условную границу 19, разделяющую зону высокого давления газа, расположенную на входе в межлопаточный канал и возле вогнутой поверхности 10 рабочей лопатки, от зоны низкого давления газа, расположенной возле выпуклой поверхности 9 соседней рабочей лопатки и на выходе из межлопаточного канала. Отношение средних значений давлений в выделенных зонах для современных осевых турбин равно, примерно, двум и более. Форма надроторной вставки 6 такова, что две параллельные между собой стороны расположены вдоль условной границы 19 и при этом имеют угол наклона α к оси ротора. При нахождении торца 13 рабочей лопатки (для дальнейшего удобства объяснения работы обозначим эту рабочую лопатку k2) примерно по середине поверхности 16 надроторной вставки (обозначим надроторную вставку n2) на участок поверхности 16, расположенный у входа в межлопаточный канал, будет действовать разница между высоким и низким давлениями - избыточное давление ΔР. Сила, образованная избыточным давлением ΔР, приведет к смещению точки приложения силы от давления газов относительно точки приложения силы от давления охлаждающего воздуха. Возникающий при этом момент будет смещать участок надроторной вставки n2 от номинального расположения 20 таким образом, что радиальный зазор между торцом 13 рабочей лопатки k1 при заходе ее на надроторную вставку n2 будет увеличен. Что предотвратит удар лопатки k1 о надроторную вставку n2. При дальнейшем движении рабочей лопатки вдоль надроторной вставки момент будет изменяться от нулевых значений, когда надроторная вставка находится сразу над двумя рабочими лопатками, до максимального значения, зависящего от размеров надроторной вставки и разницы давлений в межлопаточном канале, соответствующего положению рабочей лопатки посередине надроторной вставки. Смещение надроторной вставки под действием момента происходит вокруг оси, расположенной вдоль профиля торца рабочей лопатки.To cool the turbine stator elements, as well as to regulate the radial clearance δ between the
Наличие уклона 18 на торце лопатки позволяет уменьшить повреждения рабочей лопатки и надроторной вставки в случаях, когда радиальный зазор между торцом 13 рабочей лопатки k1 при заходе ее на надроторную вставку n2 будет слишком мал или отсутствовать полностью, что, например, возможно при заедании надроторной вставки в корпусе 1 турбины.The presence of a
Таким образом, применение конструктивных усовершенствований в турбине позволяет обеспечить малые зазоры на всех режимах, учитывая погрешность изготовления деталей, разницу тепловых расширений деталей и эксцентриситета ротора турбины, и при этом сохранить малый износ торцов рабочих лопаток и надроторных вставок, тем самым увеличить время эксплуатации турбины с максимальным КПД и мощностью.Thus, the use of design improvements in the turbine allows for small gaps in all modes, taking into account the manufacturing error of parts, the difference in thermal expansion of parts and the eccentricity of the turbine rotor, while maintaining low wear on the ends of the blades and rotor inserts, thereby increasing the operating time of the turbine from maximum efficiency and power.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015139613A RU2613104C1 (en) | 2015-09-18 | 2015-09-18 | Gas turbine engine axial flow turbine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015139613A RU2613104C1 (en) | 2015-09-18 | 2015-09-18 | Gas turbine engine axial flow turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2613104C1 true RU2613104C1 (en) | 2017-03-15 |
Family
ID=58458267
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2015139613A RU2613104C1 (en) | 2015-09-18 | 2015-09-18 | Gas turbine engine axial flow turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2613104C1 (en) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2223811A (en) * | 1988-09-09 | 1990-04-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Gas turbine having ring for sealing at rotor blade tips |
| US5456576A (en) * | 1994-08-31 | 1995-10-10 | United Technologies Corporation | Dynamic control of tip clearance |
| RU2319017C2 (en) * | 2001-06-18 | 2008-03-10 | Дженерал Электрик Компани | Ring seal and rotating mechanism of turbine |
| RU114090U1 (en) * | 2011-09-07 | 2012-03-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | TURBINE STATOR |
| RU2519678C1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
-
2015
- 2015-09-18 RU RU2015139613A patent/RU2613104C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2223811A (en) * | 1988-09-09 | 1990-04-18 | Mtu Muenchen Gmbh | Gas turbine having ring for sealing at rotor blade tips |
| US5456576A (en) * | 1994-08-31 | 1995-10-10 | United Technologies Corporation | Dynamic control of tip clearance |
| RU2319017C2 (en) * | 2001-06-18 | 2008-03-10 | Дженерал Электрик Компани | Ring seal and rotating mechanism of turbine |
| RU114090U1 (en) * | 2011-09-07 | 2012-03-10 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" | TURBINE STATOR |
| RU2519678C1 (en) * | 2013-02-27 | 2014-06-20 | Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" | Gas turbine engine cooled turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| KR100398007B1 (en) | Dynamic control of tip clearance | |
| US3752598A (en) | Segmented duct seal | |
| US8182211B2 (en) | Turbo machine | |
| US20120230818A1 (en) | Airfoil and corresponding guide vane, blade, gas turbine and turbomachine | |
| KR101832641B1 (en) | Shaft seal device and rotary machine | |
| JP2015094471A (en) | Rotary machine aspirating seal assembly and method of assembling the same | |
| KR101721348B1 (en) | Shaft seal device and rotary machine | |
| RU2722122C2 (en) | Turbine of gas turbine engine containing labyrinth seal element | |
| CN101737088A (en) | Steam turbine | |
| CN103388493A (en) | Inner turbine housing axial movement | |
| US20190048737A1 (en) | Turbine blade, associated device, turbomachine and use | |
| JP4688448B2 (en) | Rotating seal | |
| US10954808B2 (en) | Sealing device and rotary machine | |
| RU2613104C1 (en) | Gas turbine engine axial flow turbine | |
| US6632069B1 (en) | Step of pressure of the steam and gas turbine with universal belt | |
| EP2525045A2 (en) | Blade outer air seal for a gas turbine engine having non-parallel segment confronting faces | |
| US9816386B2 (en) | Casing arrangement for a gas turbine | |
| JP2005180278A (en) | Seal device and steam turbine provided with the same | |
| CN112983564A (en) | Steam pressure follow-up opening and closing type axial pressure reduction steam seal structure of steam turbine | |
| US11434779B2 (en) | Vane and shroud arrangements for a turbo-machine | |
| US12031444B2 (en) | Sealing assembly for a turbine engine | |
| CN214660366U (en) | Steam pressure follow-up opening and closing type axial pressure reduction steam seal structure of steam turbine | |
| US20140205440A1 (en) | Compliant plate seals for rotary machines | |
| EP3513041B1 (en) | Bimetal thermo mechanical actuator | |
| EP2412927A1 (en) | Turbine blade |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20170919 |