RU2640974C1 - Gas turbine sealing assembly - Google Patents

Gas turbine sealing assembly Download PDF

Info

Publication number
RU2640974C1
RU2640974C1 RU2017110841A RU2017110841A RU2640974C1 RU 2640974 C1 RU2640974 C1 RU 2640974C1 RU 2017110841 A RU2017110841 A RU 2017110841A RU 2017110841 A RU2017110841 A RU 2017110841A RU 2640974 C1 RU2640974 C1 RU 2640974C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
segments
insert
annular
composite screen
composite
Prior art date
Application number
RU2017110841A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Анатольевич Синицын
Сергей Петрович Куница
Михаил Юрьевич Вовк
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2017110841A priority Critical patent/RU2640974C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2640974C1 publication Critical patent/RU2640974C1/en

Links

Images

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: gas turbine sealing assembly comprises an annular body with annular cover mounted thereon (2) with holes (3), an above-rotor insert located between them (8) is segmental and made of ceramic composite or ceramic material. The assembly also comprises a composite screen (15) located above the segments of the above-rotor insert (8), and a spring (13) located between the composite screen (15) and the annular body (1). The composite screen (15) is mounted for overlapping the gaps between the segments (9) of the above-rotor insert (8). There are sealing elements (11) installed in the gaps (10) between the segments (9) of the above-rotor insert (8).
EFFECT: high operational reliability of the gas turbine sealing assembly with ceramic composites or the ceramic above-rotor inserts due to reliable fixation of segments of the above-rotor insert on the annular body, improved cooling efficiency of the sealing assembly.
4 cl, 4 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных установках наземного применения.The invention relates to aircraft engine building and can be used in the construction of a sealing assembly for turbines of aircraft gas turbine engines (GTE) and gas turbine installations for ground use.

Из уровня техники известен узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с закрепленными в нем надроторными вставками, изготовленными из керамического композиционного материала (см. патент GB 2390402 В, МПК F01D 11/08, 23.11.2005). С внутренней стороны надроторной вставки нанесен слой керамического покрытия. Надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки. Между кольцевым корпусом и надроторными вставками расположена упругая пружина пластинчатого типа.A gas turbine seal assembly is known from the prior art, comprising an annular body with nadrotor inserts fixed therein made of ceramic composite material (see GB Patent 2,390,402 V, IPC F01D 11/08, 11/23/2005). A layer of ceramic coating is applied on the inside of the nadrotron insert. The nadrotorny insert is made with two annular protrusions on the outer surface of the rim located on different sides of its midline and forming a cavity of the nadrotorny insert on each other on the rim. Between the annular body and nadrotorny inserts is an elastic leaf spring type.

Недостатками предложенной конструкции узла уплотнения газовой турбины являются его низкая эксплуатационная надежность, из-за недостаточной фиксации вставок в окружном и осевом направлениях, значительных нагрузках на внешние выступы вставки, вероятность отслаивания или полного истирания керамического покрытия с внутренней стороны вставки и отсутствие системы охлаждения деталей узла уплотнения.The disadvantages of the proposed design of the gas turbine seal assembly are its low operational reliability, due to the insufficient fixation of the inserts in the circumferential and axial directions, significant loads on the external protrusions of the insert, the likelihood of peeling or complete abrasion of the ceramic coating on the inside of the insert, and the absence of a cooling system for the seal assembly parts .

Известен выбранный в качестве прототипа узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с установленной в нем надроторной вставкой, выполненной состоящей из сегментов (см. патент US 4676715 А, МПК F01D 11/12, F01D 25/24, 30.06.1987). Сегменты надроторной вставки закреплены на кольцевом корпусе. Сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала. Над сегментами надроторной вставки расположен составной экран и пружина, расположенная между составным экраном и кольцевым корпусом. Составной экран установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки. В зазорах между сегментами установлены уплотнительные элементы.Known as a prototype is a gas turbine seal assembly comprising an annular housing with a nadrotor insert installed in it made of segments (see US patent 4676715 A, IPC F01D 11/12, F01D 25/24, 06/30/1987). The nadrotor insert segments are mounted on an annular body. The nadrotor insert segments are made of ceramic material. A composite screen and a spring located between the composite screen and the annular body are located above the segments of the nadrotor insert. The composite screen is installed with the possibility of overlapping gaps between the segments of the rotor insert. Sealing elements are installed in the gaps between the segments.

Недостатками данного узла уплотнения газовой турбины являются недостаточная фиксация керамических сегментов в окружном и осевом направлениях, сложность изготовления кольцевого элемента с опорными пальцами как единой детали, низкая ремонтопригодность из-за сложного сборки конструкции, несовершенная система охлаждения. Опорные пальцы и отверстия для подачи охлаждающего воздуха во внутреннюю полость расположены вблизи горячей проточной части, что негативно сказывается на механической прочности нагруженных деталей узла уплотнения.The disadvantages of this gas turbine seal assembly are the insufficient fixation of ceramic segments in the circumferential and axial directions, the difficulty of manufacturing an annular element with supporting fingers as a single part, low maintainability due to the complex assembly of the structure, and an imperfect cooling system. The supporting fingers and the holes for supplying cooling air to the internal cavity are located near the hot flow part, which negatively affects the mechanical strength of the loaded parts of the seal assembly.

Задачей изобретения является обеспечение высокой эксплуатационной надежности узла уплотнения газовой турбины с керамическими композиционными или керамическими вставками за счет надежной фиксации сегментов надроторной вставки на кольцевом корпусе, а также повышения эффективности охлаждения узла уплотнения.The objective of the invention is to ensure high operational reliability of the gas turbine seal assembly with ceramic composite or ceramic inserts due to the reliable fixation of the rotor insert segments on the ring casing, as well as to increase the cooling efficiency of the seal assembly.

Поставленная задача решается тем, что узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус с установленной на нем кольцевой крышкой с отверстиями, расположенную между ними надроторную вставку, выполненную сегментарно, составной экран, расположенный над сегментами надроторной вставки, и пружину, расположенную между составным экраном и кольцевым корпусом, при этом составной экран установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки и образует с кольцевым корпусом полость, а в зазорах между сегментами надроторной вставки установлены уплотнительные элементы. При этом узел уплотнения снабжен штифтом с каналом для подвода охлаждающего воздуха, установленным на кольцевом корпусе, кольцевым пазом, выполненным на внутренней поверхности кольцевого корпуса, при этом составной экран снабжен по меньшей мере двумя упорными ребрами со сквозными каналами для охлаждающего воздуха и выступом, составной экран выполнен в виде составного цилиндра с кольцевым фланцем, установленным в кольцевом пазу кольцевого корпуса, упорные ребра расположены на внутренней поверхности составного экрана параллельно друг другу в окружном направлении, а выступ выполнен на внутренней поверхности составного экрана в осевом направлении и заключен между сегментами надроторной вставки, при этом пружина выполнена пластинчатой и жестко прикреплена средней частью к кольцевому корпусу.The problem is solved in that the gas turbine seal assembly comprises an annular body with an annular cover mounted on it with holes, a rotor insert located between them, made segmentally, a composite screen located above the segments of the rotor insert, and a spring located between the composite screen and the ring body while the composite screen is installed with the possibility of overlapping gaps between the segments of the rotor insert and forms a cavity with an annular body, and in the gaps between the segments nadrotorny insert installed sealing elements. The seal assembly is provided with a pin with a channel for supplying cooling air mounted on the annular housing, an annular groove made on the inner surface of the annular housing, while the composite screen is provided with at least two stop ribs with through channels for cooling air and a protrusion, a composite screen made in the form of a composite cylinder with an annular flange installed in the annular groove of the annular body, the stop ribs are parallel to each other on the inner surface of the composite screen to each other in the circumferential direction, and the protrusion is made on the inner surface of the composite screen in the axial direction and is enclosed between the segments of the nadrotorny insert, while the spring is made of a plate and is rigidly attached by the middle part to the annular body.

Кроме того, сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала или сегменты надроторной вставки выполнены из керамического композиционного материала.In addition, segments of the nadrotron insert are made of ceramic material or segments of the nadrotor insert are made of ceramic composite material.

При этом количество сегментов составного экрана равно количеству сегментов надроторной вставки.In this case, the number of segments of the composite screen is equal to the number of segments of the nadrotorny insert.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежами:The essence of the proposed technical solution is illustrated by drawings:

Фиг. 1 - узел уплотнения турбины, общий вид;FIG. 1 - turbine seal assembly, general view;

Фиг. 2 - разрез А-А на фиг. 1;FIG. 2 is a section AA in FIG. one;

Фиг. 3 - составной экран, общий вид;FIG. 3 - composite screen, general view;

Фиг. 4 - схема охлаждения узла уплотнения газовой турбины.FIG. 4 is a cooling diagram of a gas turbine seal assembly.

Узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус 1 (фиг. 1), закрепленный на статоре турбины (не показан на чертежах), с установленной на нем кольцевой крышкой 2, с выполненными в ней отверстиями 3 для выхода охлаждающего воздуха. Кольцевая крышка 2 зафиксирована относительно кольцевого корпуса 1 штифтами 4.The gas turbine seal assembly comprises an annular casing 1 (Fig. 1), mounted on a turbine stator (not shown in the drawings), with an annular cover 2 mounted on it, with openings 3 made therein for the exit of cooling air. The annular cover 2 is fixed relative to the annular housing 1 with pins 4.

Узел уплотнения крепится к корпусу статора турбины при помощи кольцевого выступа 5, расположенного в верхней части кольцевого корпуса 1 и штифта 6, предназначенного для подвода охлаждающего воздуха в узел уплотнения. Штифт 6 установлен в отверстии, выполненном в верхней части кольцевого корпуса 1. Внутри штифта 6 выполнен канал для подвода охлаждающего воздуха. На внутренней поверхности кольцевого корпуса 1 выполнен кольцевой паз 7.The seal assembly is attached to the turbine stator housing by means of an annular protrusion 5 located in the upper part of the annular housing 1 and a pin 6 for supplying cooling air to the seal assembly. The pin 6 is installed in the hole made in the upper part of the annular body 1. A channel for supplying cooling air is made inside the pin 6. On the inner surface of the annular housing 1 is made of an annular groove 7.

Между кольцевым корпусом 1 и кольцевой крышкой 2 зафиксирована надроторная вставка 8, выполненная сегментарно, из керамического композиционного или керамического материала. Сегменты 9 надроторной вставки 8 образуют кольцо, вокруг лопаток ротора турбины (фиг. 2).Between the annular body 1 and the annular cover 2, a nadrotor insert 8 is made, made segmental, from a ceramic composite or ceramic material. Segments 9 of the rotor insert 8 form a ring around the turbine rotor blades (Fig. 2).

В зазорах 10 между сегментами 9 надроторной вставки 8 установлены уплотнительные элементы 11. Они расположены в вырезах 12 выполненных на торцах сегментов 9 надроторной вставки 8. Уплотнительные элементы 11 выполнены из жаропрочного материала, и препятствуют чрезмерному нагреву элементов узла уплотнения от газового потока, а также перетеканию газа из зоны высокого давления в зону низкого, минуя рабочие лопатки турбины.In the gaps 10 between the segments 9 of the rotor insert 8, sealing elements 11 are installed. They are located in the cutouts 12 made on the ends of the segments 9 of the rotor insert 8. The sealing elements 11 are made of heat-resistant material, and prevent excessive heating of the elements of the seal assembly from the gas flow, as well as overflow gas from the high pressure zone to the low zone, bypassing the turbine blades.

Сегменты 9 надроторной вставки 8 зафиксированы в радиальном направлении пластинчатыми пружинами 13, установленными на кольцевом корпусе 1. Пластинчатая пружина средней частью жестко прикреплена к кольцевому корпусу 1 штифтом 14. Наличие пластинчатых пружин 13, поджимающих сегменты 9 надроторной вставки 8 в радиальном направлении, позволяют поддерживать постоянным радиальный зазор между надроторной вставкой 8 и рабочими лопатками.The segments 9 of the rotor insert 8 are fixed in a radial direction by leaf springs 13 mounted on the annular housing 1. The leaf spring with the middle part is rigidly attached to the ring housing 1 by a pin 14. The presence of leaf springs 13, compressing the segments 9 of the rotor insert 8 in the radial direction, allow constant radial clearance between the rotor insert 8 and the blades.

С наружной стороны над сегментами 9 надроторной вставки 8 расположен составной экран 15 (фиг. 3). Он установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами, для предотвращения утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Между кольцевым корпусом 1 и составным экраном образована полость 16. Между составным экраном и сегментом надроторной вставки образована полость 17. Составной экран 15 представляет собой сегментированное уплотнительное кольцо. С одного торца составного экрана 15 выполнен кольцевой фланец 18. Внешняя часть 19 кольцевого фланца 18 расположена в кольцевом пазу 7, выполненном на внутренней поверхности кольцевого корпуса 1. Сегменты 20 составного экрана 15 установлены относительно сегментов 9 надроторной вставки 8 в «шахматном порядке», при этом количество сегментов 20 составного экрана равно количеству сегментов 9 надроторной вставки 8.On the outside, above the segments 9 of the rotor insert 8, a composite screen 15 is located (FIG. 3). It is installed with the possibility of overlapping gaps between the segments, to prevent leakage of cooling air into the flow part of the turbine. A cavity 16 is formed between the annular body 1 and the composite screen 16. A cavity 17 is formed between the composite screen and the nadrotor insert segment. The composite screen 15 is a segmented sealing ring. An annular flange 18 is made from one end of the composite screen 15. The outer part 19 of the annular flange 18 is located in an annular groove 7 formed on the inner surface of the annular body 1. The segments 20 of the composite screen 15 are mounted “staggered” relative to the segments 9 of the rotor insert 8, when this number of segments 20 of the composite screen is equal to the number of segments 9 nadrotornogo insert 8.

В составном экране 14 выполнены отверстия 21 для подвода охлаждающего воздуха.In the composite screen 14, holes 21 are made for supplying cooling air.

Кроме того, вдоль внутренней поверхности составного экрана 15 в окружном направлении параллельно расположены по меньшей мере два упорных ребра 22, с выполненными на них сквозными каналами 23 для охлаждающего воздуха, а на внутренней поверхности составного экрана в осевом направлении выполнен выступ 24. Выступ 24 расположен между сегментами надроторной вставки, с возможностью их фиксации. Кроме того, он не позволяет горячему воздуху протекать в полость 16.In addition, along the inner surface of the composite screen 15 in the circumferential direction, at least two stop ribs 22 are arranged in parallel with the through channels 23 for cooling air formed on them, and a protrusion 24 is made on the inner surface of the composite screen in the axial direction. The protrusion 24 is located between segments of nadrotorny insert, with the possibility of their fixation. In addition, it does not allow hot air to flow into the cavity 16.

Сегменты 9 надроторной вставки 10 выполнены с ответным контуром, повторяющим стыковочную поверхность упорных ребер 22 и выступа 24, выполненного на внутренней поверхности составного экрана 15.The segments 9 of the nadrotor insert 10 are made with a response circuit repeating the connecting surface of the thrust ribs 22 and the protrusion 24, made on the inner surface of the composite screen 15.

Сегменты 9 надроторной вставки 8 также зафиксированы на кольцевом корпусе 1 трапециевидным замковым соединением. Фиксация вставки при помощи замка аналогично «ласточкиному хвосту» позволяет компенсировать разность коэффициентов термического расширения керамической композиционной или керамической надроторной вставки 8 и металлических деталей 1 и 2, тем самым уменьшая напряжения вставок.The segments 9 of the rotor insert 8 are also fixed on the annular housing 1 by a trapezoidal lock connection. Fixing the insert with a lock similar to the “dovetail” allows you to compensate for the difference in the thermal expansion coefficients of the ceramic composite or ceramic rotor insert 8 and metal parts 1 and 2, thereby reducing the voltage of the inserts.

Данное конструктивное решение позволяет закрепить керамические композиционные или керамические истираемые надроторные вставки без появления критических температурных напряжений в самой вставке.This design solution allows to fix ceramic composite or ceramic abrasive nadrotorny inserts without the appearance of critical temperature stresses in the insert itself.

Устройство работает следующим образом. При работе турбины охлаждающий воздух подается из компрессора через штифты 6 (фиг. 4). Через отверстия в штифтах 6 воздух равномерно поступает в полость 16 между стенками кольцевого корпуса 1 и составным экраном 15. Через отверстия 21, выполненные в составном экране 15, воздух попадает в полость 17 между надроторной вставкой 8 и составным экраном 15, охлаждая ее и снижая нагрев пластинчатой пружины 13. Составной экран 15 предотвращает утечки охлаждающего воздуха в проточную часть, а также герметизирует полость 15, 16 от горячего воздуха.The device operates as follows. During the operation of the turbine, cooling air is supplied from the compressor through the pins 6 (Fig. 4). Through the holes in the pins 6, air evenly enters the cavity 16 between the walls of the annular housing 1 and the composite screen 15. Through the holes 21 made in the composite screen 15, air enters the cavity 17 between the nadrotorny insert 8 and the composite screen 15, cooling it and reducing heat leaf spring 13. The composite screen 15 prevents leakage of cooling air into the flow part, and also seals the cavity 15, 16 from hot air.

Затем через сквозные каналы 23 составного экрана 15 воздух проходит в полость 17, охлаждая нагретые поверхности сегментов 9 надроторной вставки 8. Охлаждающий воздух выходит в проточную часть газовой турбины через отверстия 3 в кольцевой крышке 2. Таким образом, обеспечивается постоянное течение воздуха через полости 16 и 17, что увеличивает эффективность теплообмена.Then, through the through channels 23 of the composite screen 15, the air passes into the cavity 17, cooling the heated surfaces of the segments 9 of the rotor insert 8. Cooling air enters the flow part of the gas turbine through the holes 3 in the annular cover 2. Thus, a constant flow of air through the cavities 16 and 17, which increases the efficiency of heat transfer.

Claims (4)

1. Узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с установленной на нем кольцевой крышкой с отверстиями, расположенную между ними надроторную вставку, выполненную сегментарно, составной экран, расположенный над сегментами надроторной вставки, и пружину, расположенную между составным экраном и кольцевым корпусом, при этом составной экран установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки и образует с кольцевым корпусом полость, а в зазорах между сегментами надроторной вставки установлены уплотнительные элементы, отличающийся тем, что он снабжен штифтом с каналом для подвода охлаждающего воздуха, установленным на кольцевом корпусе, кольцевым пазом, выполненным на внутренней поверхности кольцевого корпуса, при этом составной экран снабжен по меньшей мере двумя упорными ребрами со сквозными каналами для охлаждающего воздуха и выступом, составной экран выполнен в виде составного цилиндра с кольцевым фланцем, установленным в кольцевом пазу кольцевого корпуса, упорные ребра расположены на внутренней поверхности составного экрана параллельно друг другу в окружном направлении, а выступ выполнен на внутренней поверхности составного экрана в осевом направлении и заключен между сегментами надроторной вставки, при этом пружина выполнена пластинчатой и жестко прикреплена средней частью к кольцевому корпусу.1. The gas turbine seal assembly, comprising an annular housing with an annular cover with holes mounted thereon, a rotor insert located between them, made segmentally, a composite screen located above the segments of the rotor insert, and a spring located between the composite screen and the annular housing, the composite screen is installed with the possibility of overlapping gaps between the segments of the rotor insert and forms a cavity with the annular body, and in the gaps between the segments of the rotor insert sealing elements, characterized in that it is provided with a pin with a channel for supplying cooling air mounted on an annular housing, an annular groove made on the inner surface of the annular housing, while the composite screen is provided with at least two stop ribs with through channels for cooling air and protrusion, the composite screen is made in the form of a composite cylinder with an annular flange mounted in the annular groove of the annular housing, the stop ribs are located on the inner surface of the composite the screen parallel to each other in the circumferential direction, and the protrusion is made on the inner surface of the composite screen in the axial direction and is enclosed between the segments of the nadrotorny insert, while the spring is made of a plate and rigidly attached to the middle of the annular body. 2. Узел уплотнения по п. 1, отличающийся тем, что сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала.2. The seal assembly according to claim 1, characterized in that the segments of the nadrotor insert are made of ceramic material. 3. Узел уплотнения по п. 1, отличающийся тем, что сегменты надроторной вставки выполнены из керамического композиционного материала.3. The seal assembly according to claim 1, characterized in that the segments of the nadrotor insert are made of ceramic composite material. 4. Узел уплотнения по п. 1, отличающийся тем, что количество сегментов составного экрана равно количеству сегментов надроторной вставки.4. The seal assembly according to claim 1, characterized in that the number of segments of the composite screen is equal to the number of segments of the nadrotor insert.
RU2017110841A 2017-03-31 2017-03-31 Gas turbine sealing assembly RU2640974C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017110841A RU2640974C1 (en) 2017-03-31 2017-03-31 Gas turbine sealing assembly

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017110841A RU2640974C1 (en) 2017-03-31 2017-03-31 Gas turbine sealing assembly

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2640974C1 true RU2640974C1 (en) 2018-01-12

Family

ID=68235570

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017110841A RU2640974C1 (en) 2017-03-31 2017-03-31 Gas turbine sealing assembly

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2640974C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2753264C1 (en) * 2018-03-13 2021-08-12 НУОВО ПИНЬОНЕ ТЕКНОЛОДЖИ - С.р.л. Device for sealing gap in turbomachine, gas turbine and sealing structure

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4676715A (en) * 1985-01-30 1987-06-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Turbine rings of gas turbine plant
GB2390402A (en) * 2002-07-02 2004-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Gas turbine shroud structure
WO2011026921A1 (en) * 2009-09-04 2011-03-10 Turbomeca Device for supporting a turbine ring, turbine having such a device, and turbine engine having such a turbine
RU2509896C1 (en) * 2012-08-01 2014-03-20 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" Above-shroud labyrinth seal for steam turbine
RU2511935C2 (en) * 2009-09-28 2014-04-10 Сименс Акциенгезелльшафт Sealing element, gas turbine nozzle device and gas turbine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4676715A (en) * 1985-01-30 1987-06-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Turbine rings of gas turbine plant
GB2390402A (en) * 2002-07-02 2004-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Gas turbine shroud structure
WO2011026921A1 (en) * 2009-09-04 2011-03-10 Turbomeca Device for supporting a turbine ring, turbine having such a device, and turbine engine having such a turbine
RU2511935C2 (en) * 2009-09-28 2014-04-10 Сименс Акциенгезелльшафт Sealing element, gas turbine nozzle device and gas turbine
RU2509896C1 (en) * 2012-08-01 2014-03-20 Общество с ограниченной ответственностью "Научно-производственное предприятие Вакууммаш" Above-shroud labyrinth seal for steam turbine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2753264C1 (en) * 2018-03-13 2021-08-12 НУОВО ПИНЬОНЕ ТЕКНОЛОДЖИ - С.р.л. Device for sealing gap in turbomachine, gas turbine and sealing structure

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8292580B2 (en) CMC vane assembly apparatus and method
RU2712560C2 (en) Rotary assembly for turbine engine comprising self-supporting rotor casing
US8376697B2 (en) Gas turbine sealing apparatus
US8388309B2 (en) Gas turbine sealing apparatus
RU2538988C2 (en) Gas turbine ring fastening device, assembly comprising turbine ring and device for its fastening, turbine and turbomotor
US10458268B2 (en) Turbine shroud with sealed box segments
RU2583212C2 (en) Gas turbine engine revolving assembly balancing procedure
RU2676497C2 (en) Rotary device for turbomachine, turbine for turbomachine and turbomachine
CN104727862B (en) Sealing system for gas turbine
KR102233588B1 (en) Methods and systems for sealing a rotary machine using a segmented seal ring
RU2558731C2 (en) Mounting structure of nozzle guide vanes at inlet channel of radial gas turbine of engine
US20200025025A1 (en) Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components
US20130051992A1 (en) Turbine Disc Sealing Assembly
US9624784B2 (en) Turbine seal system and method
RU2622458C2 (en) Turbine assembly, turbine and method of turbine components support
CA2646297C (en) Turbomachine module provided with a device to improve radial clearances
JP2017519156A (en) Radial flow turbomachine
US20140356172A1 (en) Turbine wheel in a turbine engine
RU2640974C1 (en) Gas turbine sealing assembly
US9932849B2 (en) Fluid seal structure of heat engine including steam turbine
KR102052029B1 (en) Compressor bleed cooling system for mid-frame torque disks downstream from the compressor assembly in a gas turbine engine
US9617920B2 (en) Sealing arrangement for a nozzle guide vane and gas turbine
US20160305322A1 (en) De-Icing Splitter Lip for Axial Turbomachine Compressor
JP2015113835A (en) Steam turbine and methods of assembling the same
RU2639444C1 (en) Packing assembly of gas turbine