RU2619327C2 - Узел турбомашины - Google Patents

Узел турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2619327C2
RU2619327C2 RU2014139066A RU2014139066A RU2619327C2 RU 2619327 C2 RU2619327 C2 RU 2619327C2 RU 2014139066 A RU2014139066 A RU 2014139066A RU 2014139066 A RU2014139066 A RU 2014139066A RU 2619327 C2 RU2619327 C2 RU 2619327C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
stator
heat shield
blade
hot gas
stator ring
Prior art date
Application number
RU2014139066A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014139066A (ru
Inventor
Пер ГРАНБЕРГ
Янош СИЙАРТО
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2014139066A publication Critical patent/RU2014139066A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2619327C2 publication Critical patent/RU2619327C2/ru

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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B23K26/388—Trepanning, i.e. boring by moving the beam spot about an axis
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B23K—SOLDERING OR UNSOLDERING; WELDING; CLADDING OR PLATING BY SOLDERING OR WELDING; CUTTING BY APPLYING HEAT LOCALLY, e.g. FLAME CUTTING; WORKING BY LASER BEAM
    • B23K26/00—Working by laser beam, e.g. welding, cutting or boring
    • B23K26/36—Removing material
    • B23K26/38—Removing material by boring or cutting
    • B23K26/382—Removing material by boring or cutting by boring
    • B23K26/389—Removing material by boring or cutting by boring of fluid openings, e.g. nozzles, jets
    • 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
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F02C7/24—Heat or noise insulation
    • 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
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/40—Heat treatment
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/175—Superalloys
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/17—Alloys
    • F05D2300/177—Ni - Si alloys
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49323—Assembling fluid flow directing devices, e.g., stators, diaphragms, nozzles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Optics & Photonics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Узел турбомашины содержит лопатку для направления горячего газа во время работы турбомашины, кольцо статора для крепления лопатки, теплозащитный экран для защиты кольца статора от потока горячего газа. Теплозащитный экран располагается в направлении движения потока горячего газа перед кольцом статора. Теплозащитный экран содержит множество каналов, которые образованы в нем для направления охлаждающего воздуха. Каналы располагаются таким образом, что охлаждающий воздух выводится в путь потока горячего газа. Изобретение направлено на защиту кольца статора от потока горячего воздуха и обеспечивает эффективное охлаждение лопатки. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к узлу турбомашины.
В современных турбомашинах различные их компоненты работают при очень высоких температурах. Эти компоненты включают в себя лопасть и лопатку, которые имеют форму аэродинамического профиля. В настоящем изобретении описывается только «лопатка», но это описание может быть перенесено и на «лопасть». Высокие температуры во время работы турбомашины могут привести к повреждению лопатки, поэтому охлаждение лопатки является важным. Охлаждение этих компонентов обычно обеспечивается путем пропускания по каналу, встроенному в лопатку, охлаждающей текучей среды, которая может включать в себя воздух от компрессора турбомашины.
Лопатки, которые типично являются лопатками статора, закрепляются на кольце статора, которое, в свою очередь, прикреплено к корпусу. Эти лопатки часто собираются в сегментах на передней ступени турбомашины и могут иметь бандажную полку на их внутренних концах, чтобы минимизировать вибрационное воздействие из-за изменений потока. Эти лопатки фиксируются таким образом, чтобы предотвратить вращение лопаток относительно корпуса.
Лопатки, а также кольца статора подвергаются воздействию потока горячего газа, что может привести к повреждению этих компонентов. Хотя лопатки охлаждаются путем пропускания охлаждающего воздуха через встроенный в них канал, это охлаждение является недостаточным. Кроме того, кольца статора не защищены от потока горячего газа, вызывающего их повреждение.
EP 1731714 относится к устройству для блокирования зазора для стенки канала для ограничения потока, и к использованию этого устройства для блокирования зазора для улучшения эффективности и стабильности горения и для увеличения срока службы стенки канала.
EP 1741877 относится к корпусу, имеющему стеновую конструкцию, которую окружает путь потока. Поток направляется в путь потока, и стеновая конструкция располагается на теплозащитном экране.
US 6082961 относится к системе для охлаждения платформы, имеющей платформу направляющей лопатки. Охлаждение осуществляется с помощью ряда отверстий для охлаждения, которые образованы в сегменте камеры сгорания и обеспечивают охлаждающий воздух в зазоре между сегментом камеры сгорания и платформой направляющей лопатки.
Патент US 3300178 A описывает систему охлаждения, в которой экран из листового металла располагается на небольшом расстоянии от поверхности концевого кольца, и охлаждающий воздух может подаваться в промежуточное пространство.
Патент US 7766609 B1 описывает лопатку турбины с теплозащитным экраном на бандажной полке, имеющую каналы между теплозащитным экраном и стенкой лопатки.
Поэтому целью настоящего изобретения является обеспечить защиту кольца статора от потока горячего воздуха и обеспечить эффективное охлаждение лопатки.
Эта цель достигается в узле турбомашины согласно п. 1 формулы изобретения.
Узел турбомашины согласно изобретению включает в себя лопатку для направления горячего газа во время работы турбомашины, кольцо статора для крепления лопатки, теплозащитный экран для защиты кольца статора от потока горячего газа, причем теплозащитный экран располагается перед кольцом статора в направлении движения потока горячего газа, и отличается тем, что теплозащитный экран содержит множество каналов, образованных в нем для направления охлаждающего воздуха. За счет наличия теплозащитного экрана перед кольцом статора в направлении движения потока горячего газа обеспечивается защита кольца статора. Дополнительно, множество каналов в теплозащитном экране направляют охлаждающий воздух под высоким давлением к лопатке, обеспечивая эффективную систему охлаждения.
В одном варианте воплощения множество каналов выполнены с возможностью направлять охлаждающий воздух в путь потока горячего воздуха. Каналы увеличивают эффективность охлаждения путем обеспечения воздуха под высоким давлением.
В одном варианте воплощения лопатка включает в себя часть аэродинамического профиля и корневую часть, причем корневая часть установлена на кольце статора. Кольцо статора обеспечивает крепление лопатки, тем самым предотвращая перемещение лопатки во время работы турбомашины.
В другом варианте воплощения лопатка включает в себя головную часть, расположенную на противоположном конце относительно корневой части, причем головная часть прикреплена ко второму кольцу статора.
В одном варианте воплощения теплозащитный экран прикреплен ко второму кольцу статора, чтобы защитить его от потока горячего газа.
В другом варианте воплощения теплозащитный экран имеет кольцевую форму и соединен с кольцом статора. Теплозащитный экран тем самым закрывает кольцо статора и защищает его от потока горячего газа. В одном варианте воплощения множество каналов в теплозащитном экране образованы, используя технологию лазерного спекания. Технология лазерного спекания обеспечивает эффективный способ образования требуемой трехмерной формы с каналами, чтобы гарантировать эффективность охлаждения.
Приведенные выше и другие признаки настоящего изобретения будут далее описаны со ссылкой на прилагаемые чертежи. Описываемые варианты воплощения используются для иллюстрации и не ограничивают изобретение. На чертежах и в описании подобные ссылочные позиции обозначают подобные части.
Фиг. 1 - схематическое изображение газовой турбины.
Фиг. 2 - местный вид статора газовой турбины на фиг. 1.
Фиг. 3 - вид статора в разрезе по линии III-III, включая теплозащитный экран.
Фиг. 4 - схематическое изображение, иллюстрирующее в увеличенном масштабе часть статора с теплозащитным экраном согласно аспектам настоящего изобретения.
Варианты воплощения настоящего изобретения относятся к узлу турбомашины. Турбомашина может включать в себя газовую турбину, паровую турбину, турбовентиляторный двигатель и т.п.
На фиг. 1 представлено схематическое изображение турбомашины, такой как газовая турбина 10, иллюстрирующее ее внутренние компоненты. Газовая турбина 10 включает в себя ротор 13, который установлен с возможностью вращения относительно оси 12 вращения, имеет вал 11, и также называется ротор турбины.
Газовая турбина 10 включает в себя впускной корпус 14, компрессор 15, кольцевую камеру 20 сгорания с множеством коаксиально расположенных горелок 17, турбину 18 и выхлопной корпус 19, которые располагаются последовательно один за другим вдоль ротора 13.
Кольцевая камера 20 сгорания сообщается с кольцевым проходом 21 для горячего газа, в котором, например, четыре последовательные ступени 22 турбины образуют турбину 18.
Можно отметить, что каждая ступень 22 турбины образована, например, двумя кольцами лопастей или лопаток. Если смотреть в направлении движения потока рабочей среды 23, в проходе 21 для горячего газа за рядом 25 направляющих лопаток 40 располагается ряд 35, образованный лопастями 30 ротора. Направляющие лопатки 40 прикреплены к внутреннему корпусу 48 статора 53, а лопасти 30 ротора ряда 35 установлены на роторе 13, например, с помощью диска 43 турбины.
Генератор, который не показан на фиг. 1, соединен с ротором 13. Во время работы газовой турбины 10, компрессор 15 засасывает воздух 45 через впускной корпус 14 и сжимает его. Сжатый воздух, полученный на стороне турбины компрессора 15, подается к горелкам 17, где он смешивается с топливом. Смесь затем сжигается в камере 20 сгорания, образуя рабочую среду 23. Отсюда рабочая среда 23 течет вдоль прохода 21 для горячего газа, проходя через направляющие лопатки 40 и лопасти 30 ротора. Рабочая среда 23 расширяется на лопастях 30 ротора, передавая им движущую силу, так что лопасти 30 ротора приводят в движение ротор 13, который, в свою очередь, приводит в движение соединенный с ним генератор.
Дополнительно, когда газовая турбина 10 работает, компоненты, которые подвергаются воздействию горячей рабочей среды 23, испытывают термические напряжения. Направляющие лопатки 40 и лопасти 30 ротора первой ступени 22 турбины, если смотреть в направлении движения потока рабочей среды 23, вместе с блоками теплозащитного экрана, которыми облицована кольцевая камера 20 сгорания, испытывают самые высокие термические напряжения. Эти компоненты типично охлаждаются с помощью охлаждающей текучей среды, такой как масло.
Отметим, что компоненты газовой турбины 10 изготовлены из таких материалов, как высоколегированные сплавы на основе железа, никеля или кобальта. В частности, лопатки 40 или лопасти 30, а также компоненты камеры 20 сгорания изготовлены из этих высоколегированных сплавов.
На фиг. 2 изображен местный вид статора 53 газовой турбины 10. Статор 53 включает в себя первое кольцо 62 статора, которое также может быть названо внутреннее кольцо статора, и второе кольцо 64 статора, которое также может быть названо наружное кольцо статора, с направляющими лопатками 40, которые продолжаются между ними.
Отметим, что направляющая лопатка включает в себя часть аэродинамического профиля, которая продолжается в радиальном направлении относительно оси 12 вращения ротора 13 турбомашины, и корневую часть для крепления лопатки 40 в статоре 53. В частности, корневая часть направляющей лопатки 40 установлена на кольце 62 статора. Направляющие лопатки 40 установлены на первом кольце 62 статора в виде кругового ряда. Дополнительно, направляющая лопатка 40 также включает в себя головную часть, противоположную корневой части, которая прикрепляется ко второму кольцу 64 статора. Второе кольцо 64 статора определяет осевое положение лопатки в турбомашине. Кольца статора предотвращают перемещение лопатки в осевом направлении относительно кольца статора.
Можно отметить, что первое кольцо 62 статора и второе кольцо 64 статора располагаются по окружности относительно ротора 13 турбомашины, причем второе кольцо 64 статора располагается снаружи относительно первого кольца 62 статора в радиальном направлении относительно оси 12 вращения ротора 13 турбомашины.
Статор включает в себя теплозащитный экран 60 для защиты кольца 62 статора от потока горячего газа, причем теплозащитный экран 60 располагается в направлении движения потока горячего газа перед кольцом 62 статора. Отметим, что путь потока горячего газа направлен от передней кромки 42 к задней кромке 44 лопатки 40. В частности, поток горячего газа на фиг. 2 направлен внутрь чертежа. Можно отметить, что теплозащитный экран 60 может быть прикреплен к первому кольцу 62 статора, используя пайку, сварку или любые другие известные средства.
Теплозащитный экран 60 включает в себя множество каналов 86, которые образованы в нем для направления охлаждающего воздуха от основного воздушного потока турбины для эффективного охлаждения лопатки 40. Каналы 86 могут быть образованы, используя, например, технологию лазерного спекания, но не ограничиваясь этим.
Дополнительно, второе кольцо 64 статора также имеет теплозащитный экран, соединенный с ним таким образом, чтобы защитить второе кольцо 64 статора от потока горячего воздуха.
Согласно аспектам настоящего изобретения теплозащитный экран 60 имеет кольцевую форму и располагается коаксиально относительно кольца 62 статора.
На фиг. 3 представлен вид 70 в разрезе по линии III-III статора 53 на фиг. 2. Лопатка 40 на чертеже продолжается между первым кольцом 62 статора и вторым кольцом 64 статора. Пример теплозащитного экрана 60 на чертеже прикреплен к первому кольцу 62 статора и ко второму кольцу 64 статора, чтобы защитить кольца 62, 64 статора от потока горячего газа, который направляется к выходу. Поток горячего газа обозначен на чертеже ссылочной позицией 72.
Как было отмечено ранее, теплозащитный экран 60 включает в себя множество каналов для направления охлаждающего воздуха. Ссылочная позиция 82 обозначает часть, из которой воздух подается для охлаждения лопатки 40. Отметим, что охлаждающий воздух направляется в лопатку 40 через проход, встроенный в лопатку.
Согласно аспектам настоящего изобретения охлаждающий воздух направляется в каналы в теплозащитном экране 60 и далее выводится в путь 72 потока горячего газа. Ссылочная позиция IV обозначает область, иллюстрирующую структуру теплозащитного экрана в статоре 53 турбомашины 10.
На фиг. 4 изображена в увеличенном масштабе область IV статора на фиг. 3. Теплозащитный экран 60 включает в себя каналы, такие как канал 86 для направления охлаждающего воздуха 84 в путь потока горячего газа. Охлаждающий воздух 84 направляется от области 82 основного воздушного потока.
Охлаждающий воздух 84 из каналов 86 также охлаждает лопатку 40 благодаря высокому давлению, что увеличивает эффективность охлаждения.

Claims (13)

1. Узел турбомашины (10), содержащий:
- лопатку (40) для направления горячего газа во время работы турбомашины,
- кольцо (62) статора для крепления лопатки (40),
- теплозащитный экран (60) для защиты кольца (62) статора от потока (72) горячего газа, причем теплозащитный экран (60) располагается в направлении движения потока (72) горячего газа перед кольцом (62) статора,
отличающийся тем, что теплозащитный экран (60) содержит множество каналов (86), которые образованы в нем для направления охлаждающего воздуха (84), причем каналы (86) располагаются таким образом, что охлаждающий воздух (84) выводится в путь потока (72) горячего газа.
2. Узел по п. 1, в котором охлаждающий воздух (84) из множества каналов (86) в теплозащитном экране (60) направляется в путь (72) потока горячего газа.
3. Узел по любому из пп. 1 и 2, в котором лопатка (40) содержит часть аэродинамического профиля, которая продолжается в радиальном направлении относительно оси (12) вращения ротора (13) турбомашины (10), и корневую часть, установленную на кольце (62) статора.
4. Узел по п. 3, дополнительно содержащий второе кольцо (64) статора для крепления головной части лопатки (40), причем головная часть лопатки (40) располагается на противоположном конце относительно корневой части.
5. Узел по п. 4, в котором второе кольцо (64) статора располагается снаружи относительно первого кольца (62) статора в радиальном направлении относительно оси (12) вращения ротора (13) турбомашины (10).
6. Узел по любому из пп. 4 и 5, в котором второе кольцо (64) статора защищено от потока горячего газа посредством теплозащитного экрана (60).
7. Узел по любому из пп. 4 и 5, в котором кольца (62, 64) статора предотвращают перемещение лопатки (40) в осевом направлении относительно колец (62, 64) статора.
8. Узел по любому из пп. 1-7, в котором теплозащитный экран (60) имеет кольцевую форму и соединен с кольцом (62, 64) статора.
9. Способ формирования теплозащитного экрана (60) узла по любому из пп. 1-8, в котором множество каналов (86) в теплозащитном экране (60) образованы, используя технологию лазерного спекания.
RU2014139066A 2012-02-28 2013-02-27 Узел турбомашины RU2619327C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12157286.1A EP2634373A1 (en) 2012-02-28 2012-02-28 Arrangement for a turbomachine
EP12157286.1 2012-02-28
PCT/EP2013/053898 WO2013127833A1 (en) 2012-02-28 2013-02-27 Arrangement for a turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014139066A RU2014139066A (ru) 2016-04-20
RU2619327C2 true RU2619327C2 (ru) 2017-05-15

Family

ID=47790195

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014139066A RU2619327C2 (ru) 2012-02-28 2013-02-27 Узел турбомашины

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9863271B2 (ru)
EP (2) EP2634373A1 (ru)
CN (1) CN104136720B (ru)
RU (1) RU2619327C2 (ru)
WO (1) WO2013127833A1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
ES2718129T3 (es) * 2013-07-23 2019-06-27 MTU Aero Engines AG Dispositivo de aislamiento para una turbina de gas térmica y una turbina de gas térmica con esta estructura
FR3012514B1 (fr) * 2013-10-31 2015-12-25 Airbus Operations Sas Dispositif de protection thermique d'un equipement dans un compartiment moteur de turbomachine
EP2949873A1 (en) 2014-05-27 2015-12-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbomachine with an ingestion shield and use of the turbomachine
US10289961B2 (en) * 2014-11-24 2019-05-14 International Business Machines Corporation Presenting anticipated user search query results prompted by a trigger
IT201700061762A1 (it) * 2017-06-06 2018-12-06 Ansaldo Energia Spa Gruppo statorico per uno stadio di espansione radiale-assiale di turbina a vapore
EP3421727B1 (en) * 2017-06-30 2020-01-29 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine comprising a turbine vane carrier
DE102019211418A1 (de) 2019-07-31 2021-02-04 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur Modernisierung einer Gasturbinenanlage sowie Gasturbinenanlage

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3300178A (en) * 1964-09-24 1967-01-24 English Electric Co Ltd Turbines
EP0522795A1 (en) * 1991-07-09 1993-01-13 General Electric Company Heat shield
EP0770761A1 (en) * 1995-10-23 1997-05-02 United Technologies Corporation Rotor blade outer tip seal apparatus
RU2316662C1 (ru) * 2006-04-03 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
US7766609B1 (en) * 2007-05-24 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane endwall with float wall heat shield
RU101087U1 (ru) * 2010-08-20 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Климов" Статор газовой турбины

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0902164B1 (de) * 1997-09-15 2003-04-02 ALSTOM (Switzerland) Ltd Plattformkühlung für Gasturbinen
EP1731714A1 (de) 2005-06-08 2006-12-13 Siemens Aktiengesellschaft Spaltsperrvorrichtung und Verwendung einer solchen
EP1741877A1 (de) * 2005-07-04 2007-01-10 Siemens Aktiengesellschaft Hitzeschild und Turbinenleitschaufel für eine Gasturbine
EP2282014A1 (de) * 2009-06-23 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Rinförmiger Strömungskanalabschnitt für eine Turbomaschine
US8777567B2 (en) * 2010-09-22 2014-07-15 Honeywell International Inc. Turbine blades, turbine assemblies, and methods of manufacturing turbine blades

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3300178A (en) * 1964-09-24 1967-01-24 English Electric Co Ltd Turbines
EP0522795A1 (en) * 1991-07-09 1993-01-13 General Electric Company Heat shield
EP0770761A1 (en) * 1995-10-23 1997-05-02 United Technologies Corporation Rotor blade outer tip seal apparatus
RU2316662C1 (ru) * 2006-04-03 2008-02-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Газотурбинный двигатель
US7766609B1 (en) * 2007-05-24 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane endwall with float wall heat shield
RU101087U1 (ru) * 2010-08-20 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Климов" Статор газовой турбины

Also Published As

Publication number Publication date
CN104136720A (zh) 2014-11-05
EP2800879A1 (en) 2014-11-12
EP2800879B1 (en) 2016-01-20
EP2634373A1 (en) 2013-09-04
CN104136720B (zh) 2016-08-31
WO2013127833A1 (en) 2013-09-06
RU2014139066A (ru) 2016-04-20
US20150003964A1 (en) 2015-01-01
US9863271B2 (en) 2018-01-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2619327C2 (ru) Узел турбомашины
US8147178B2 (en) Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
US8087249B2 (en) Turbine cooling air from a centrifugal compressor
US20180230839A1 (en) Turbine engine shroud assembly
US9657642B2 (en) Turbine sections of gas turbine engines with dual use of cooling air
US10451084B2 (en) Gas turbine engine with vane having a cooling inlet
EP3255248A1 (en) Engine component for a turbine engine
EP2679775A1 (en) A transition duct for a gas turbine
US20190218925A1 (en) Turbine engine shroud
US11377957B2 (en) Gas turbine engine with a diffuser cavity cooled compressor
US10408075B2 (en) Turbine engine with a rim seal between the rotor and stator
EP3190261A1 (en) Stator rim structure for a turbine engine
US11060405B2 (en) Turbine engine with a swirler
JP2020531737A (ja) 周縁シール構成
US10626797B2 (en) Turbine engine compressor with a cooling circuit
US10697313B2 (en) Turbine engine component with an insert
JP2015528878A (ja) ターボ機械のためのタービンシュラウド

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220114