CN101173612A - 涡轮固定环扇形体及涡轮环、涡轮和涡轮机 - Google Patents

涡轮固定环扇形体及涡轮环、涡轮和涡轮机 Download PDF

Info

Publication number
CN101173612A
CN101173612A CNA2007101643643A CN200710164364A CN101173612A CN 101173612 A CN101173612 A CN 101173612A CN A2007101643643 A CNA2007101643643 A CN A2007101643643A CN 200710164364 A CN200710164364 A CN 200710164364A CN 101173612 A CN101173612 A CN 101173612A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
fixing ring
ring sector
gap
porous slab
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CNA2007101643643A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101173612B (zh
Inventor
伊万·伯特尔
克莱尔·多利恩·多琳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN101173612A publication Critical patent/CN101173612A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101173612B publication Critical patent/CN101173612B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/19—Two-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/191—Two-dimensional machined; miscellaneous perforated
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及涡轮机组领域，特别涉及涡轮机(9)的涡轮(8)的固定环扇形体(1)的冷却。本发明特别涉及一种涡轮固定环扇形体(1)，包括：形成空气动力气体流通路径(5)的壁(11)，气体经由此路径(5)从上游区域(52)流向下游区域(53)；多孔板(2)，位于相对于所述壁(11)的所述空气动力气体流通路径(5)对面一侧，所述多孔板(2)包括一个底部(21，121，221，321)和几个侧壁(22，23)。所述固定环扇形体(1)的所述壁(11)和所述多孔板(2)底部(21，121，221，321)之间的空间形成了一个间隙(7)，该间隙在轴向方向上是渐进的，从上游区域(52)向下游区域(53)渐进。根据本发明，位于上游区域(52)的间隙的值要低于位于下游区域(53)的间隙的值。

Description

涡轮固定环扇形体及涡轮环、涡轮和涡轮机
技术领域
本发明涉及涡轮机组领域，特别涉及涡轮机涡轮的固定环扇形体的冷却。
背景技术
航空涡轮机通常都包括压缩机、燃烧室和涡轮。涡轮的作用就是通过引用来自燃烧室热气体的一些压力能量，将该能量转换为机械能，从而使压缩机转动。
涡轮位于燃烧室的下游方向，是涡轮机中工作环境最为恶劣的部件。特别是，该部件要承受离开燃烧室的热气体所产生的高温和机械应力。
涡轮通常包括至少一个喷嘴导流叶轮，其由相对于涡轮机壳体固定的叶栅组成；还包括至少一个转子，其由一套可以转动的叶片组成。
转子的周围是紧紧固定到壳体上的固定环。该固定环的特殊作用就是通过其内表面重新构成空气动力气体流通路径的外部界线。大多数情况下，该固定环由多个扇形体组成。由于其始终处于热的气体环境中，涡轮固定环的使用寿命下降。为此，必须对该固定环进行冷却，这样才能使其有效地承受高温环境的影响。
一种已知的解决方案是向该固定环提供多孔板，布置在所述固定环的周围。EP0893577，EP 1134360，EP 0516322，EP 1225309和EP 1533478号专利文献对这些多孔板进行了描述。多孔板一般都呈一种槽形，也就是说，它由一个底部和几个侧壁组成。孔口基本上成排地分布在多孔板的底部。冷却空气经由这些孔口流过多孔板，并冲击在固定环的壁上，从而对固定环进行冷却。多孔板的底部通过间隙与固定环隔开。所有这些现有技术文件都描述该间隙为固定不变的。GB 1330892和US2003/0131980号专利文献介绍了这些间隙在轴向方向上是渐进的，但就冷却功能而言依然始终不能令人满意。
温度在固定环的各个点上不均匀。这种情况导致的结果就是环的内部会变形。当该环由多个扇形体组成时，每个扇形体都呈圆形的弧度，其对应于固定环的一个角扇形体。多孔板则对应于每个固定环扇形体。
第一种变形的表现形式是沿圆周方向扇形体出现曲面受损现象，也就是说，导致扇形体的同心度丢失，进而固定环受到影响。
第二种变形的表现形式是扇形体沿轴向方向呈现轴向倾斜，也就是说，导致扇形体的上游部件或下游部件和固定扇形体的涡轮机的轴线(X)之间在距离上出现过大偏移。
这两种变形都会因为相对布置的转子叶片摩擦啮合而导致固定环机械磨损。这种磨损会形成叶尖和涡轮固定环之间出现不可逆间隙。该间隙对涡轮机的功效有害。
为了减小这些变形，固定环扇形体的温度必须保持均匀。为此，人们通常采取的做法就是改变多孔板的各个参数，诸如孔口的直径、每排孔口的数量或者每排之间的距离。
发明内容
本发明的目的是提供比现有解决方案更为有效的方法来解决上述问题。因此，本发明涉及一种涡轮固定环扇形体，包括：
●形成空气动力气体流通路径的壁，气体经由此路径从所述上游区域流向所述下游区域；
●多孔板，位于相对于所述壁的所述空气动力气体流通路径对面一侧，所述多孔板包括一个底部和几个侧壁。
所述固定环扇形体的所述壁和所述多孔板底部之间的距离形成了一个间隙。
根据本发明的一个基本特性，该间隙是渐进性的，也就是说，不是恒定的，而是可变的。换句话说，不同于已有技术的带有多孔板的固定环扇形体，根据本发明的多孔板的底部平面与固定环扇形体的壁的平面之间相隔空间不是恒定不变的。
该间隙的这种渐进性能够在轴向和/或圆周方向产生。
根据本发明的一个有利特性，位于所述上游区域的所述间隙的值低于位于所述下游区域的所述间隙的值。
所述多孔板的所述底部能够采用多种形状。特别是，它可以在其整个范围内或仅在其中部分范围内成线性地、曲线地或其它阶梯形地渐进。
本发明可以有效地降低作用在固定环扇形体上的热梯度。根据推算，可以降低40多个开氏温度或者更多，从而可以提高涡轮固定环的使用寿命。
根据本发明的固定环扇形体不仅可以有效地装备在未来的涡轮上，而且目前正在使用中的已经装有多孔板的固定环扇形体的涡轮也可以装备这种固定环扇形体。通过确定固定环扇形体需要加强冷却的区域，就可以用根据本发明提出的新的多孔板来代替老式的多孔板，以便改善涡轮的特性，延长其使用寿命，而且可以降低调整时间，且不需要对周围部件进行改装变动。
附图说明
下面参照附图，阅读详细说明，可以更清楚地了解本发明的其它特性和优点，但本发明并不仅限于所给示例，附图如下：
图1为根据本发明第一实施例的固定环扇形体的剖面图；
图2为根据本发明第一实施例的多孔板的透视图；
图3为根据本发明第二实施例的固定环扇形体的剖面图；
图4为根据本发明第三实施例的固定环扇形体的剖面图；
图5为根据本发明第四实施例的固定环扇形体的剖面图；
图6为涡轮机的透视图。
具体实施方式
图1示出了涡轮固定环扇形体1，该扇形体由带有内表面16和外表面17的壁11构成，所述内表面16形成了空气动力气体流通路径5的外部范围。
当固定环扇形体1安装到涡轮机9的涡轮8上时，它们沿圆周方向布置在转子的周围，在转子内，叶片3的叶尖31的位置在固定环扇形体1的壁11的内表面的对面。叶片3的叶尖31和固定环扇形体1壁11的内表面16之间的空间构成了一种间隙4。
固定环扇形体1通常采用固定件固定到涡轮8的壳体(图中未示出)上，固定件—诸如凸榫14和15-从固定环扇形体1壁11的外表面17处伸出。这些凸榫14和15位于固定环扇形体1的上游12和下游13的每个端部，用来与对应环形槽(图中未示出)相配合。
上游区域和下游区域相对于空气动力流通路径5的气体流动方向而形成。在图1中，上游区域52位于左侧，而下游区域53位于右侧。
凸榫14和15以及固定环扇形体1的壁11的外表面17所形成的空间构成了第一“槽”，凸榫14和15形成了所述槽的侧壁，而固定环扇形体1的壁11形成了所述槽的底部。
这个第一槽可以安装一个多孔板2，后者形成了第二“槽”，带有侧壁22和23以及底部21。多孔板2的侧壁22和23的端部24和25成曲线形状，并形成边缘，这样就能够分别支撑在固定环扇形体1的凸榫14和15上。多孔板2的厚度实际上小于固定环扇形体1的厚度。多孔板2可以冲压成形。这种多孔板2可以通过铜焊固定到固定环扇形体1上。固定环扇形体1的壁11和多孔板2的底部21之间形成一个空间，构成间隙7。
增压的冷却空气由能够提供新鲜空气的压缩机或任何其它类似装置提供，从燃烧室端壁引出，输送到相对于多孔板2的固定环扇形体1的对面一侧空间6内。空间6的过大压力迫使冷却空气经由孔口20流过多孔板2，如图2所示。孔口20可以采用放电加工(Electro Discharge Machining，EDM)方法或激光钻孔方法来形成。
经由孔口20从多孔板2流出的冷却空气冲击着固定环扇形体1的壁11的外表面17。在每个孔口20的对面的每个冲击区域产生热交换。这样加热的空气然后经过通道(图中未示)被排放到空气动力气体流通路径5，所述通道通常在固定环扇形体1上形成。这些通道可以与上述文件中所描述的通道相类似，例如EP 0516322号文件，该文件披露的固定环扇形体带有非常狭长的通道。从这些通道流出的空气进入到空气动力气体流通路径5时，其流量必须足够大，这样就可以在固定环扇形体1的上游区域12处形成一个空气膜。本发明可以使上游区域12的空气流量大于固定环扇形体1的下游区域13的流量。
热交换系数取决于孔口20和冲击区域之间的距离，进而也就取决于间隙7。一般来讲，减小间隙7就可以提高热交换系数。相反，增加间隙7就会降低热交换系数。因此，通过改变间隙7来局部控制冷却空气和固定环扇形体1之间的热交换。另外，这个参数也可以与能够改变热交换系数的至少其中一个其它已知参数进行结合，诸如孔口直径、每排孔口的数量或每排之间的距离等。
因为热气体是从上游区域52向下游区域53渐进的，固定环扇形体1的上游部分12一般都比固定环扇形体1的下游部分13更热。为此，建议加强上游部分12的冷却。在这种情况下，多孔板2是这样设计的，即位于固定环扇形体1上游区域12的间隙7要小于位于固定环扇形体1下游区域13的间隙7。
如图1所示，在本发明的第一实施例中，间隙7呈线性渐进。多孔板2的底部21在与涡轮转动轴线(X)相交的平面上延伸，该平面与涡轮机9的旋转轴线(X)相一致。多孔板2的底部21与涡轮8的旋转轴线(X)构成角度α。该角度α必须大于0°，而且可以达到45°。根据每个涡轮的工作条件，调整正确的斜度可以使固定环扇形体1的温度更为均匀。
如图3所示，在本发明的第二实施例中，间隙7的值是成阶梯性的渐进的，多孔板2的底部21带有一个“台阶”形状。多孔板2的底部21由多个连续的“台阶”或“阶梯”121a、121b和121c组成。
如图4所示，在本发明的第三实施例中，间隙7是在多孔板2的第一部分221a的对面呈恒定不变的，而在多孔板2的第二部分221b的对面则是渐进的，这种渐进可以是线性的，也可以是曲线性的。在图4给出的示例中，第二部分221b为线性渐进，与第一部分221a形成一个角度β。这个角度β必须大于0°，而且可以达到60°。
如图5所示，在本发明的第四实施例中，间隙7沿一个曲线呈曲线形式渐进，例如，单调曲线，这种曲线从上游区域向下游区域增加。这样，叶片2的底部321在固定环扇形体1的壁11的对面呈凸的。
虽然上面的实施例介绍了间隙7是在轴向方向(X)上渐进的，但还可以调节间隙7，使其可以在圆周方向(Y)上，在与轴向方向相垂直的平面上实现渐进，以便克服纠正扇形体间的泄漏引起的热影响。
另外，本发明还涉及一种涡轮环，包括多个如上所述的固定环扇形体，还涉及一种涡轮8，如图6虚线部分所示，包括上述涡轮环。
另外，本发明还涉及一种涡轮机9，也如图6所示，包括了上述涡轮8。

Claims (12)

1.一种涡轮固定环扇形体，包括：
●形成空气动力气体流通路径的壁，气体经由此路径从上游区域流向下游区域；
●多孔板，位于相对于所述壁的所述空气动力气体流通路径对面一侧，所述多孔板包括一个底部和几个侧壁；
所述固定环扇形体的壁和所述多孔板底部之间的空间形成了间隙，该间隙在轴向方向上是渐进的，从所述上游区域向所述下游区域渐进，其特征在于：位于所述上游区域的所述间隙的值要低于位于所述下游区域的所述间隙的值。
2.根据权利要求1所述的涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙为线性渐进的。
3.根据权利要求1所述的涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙为曲线渐进性的。
4.根据权利要求1所述的涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙在所述多孔板的第一部分的对面是恒定不变的，在所述多孔板的第二部分的对面是渐进的。
5.根据权利要求4所述的涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙在所述多孔板的所述第二部分的对面是线性渐进的。
6.根据权利要求4所述的涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙在所述多孔板的所述第二部分的对面呈曲线方式渐进。
7.根据权利要求6所述的涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙在所述多孔板的所述第二部分的对面沿一个单调的递增曲线呈曲线方式渐进。
8.根据权利要求1所述的涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙的值呈阶梯形渐进的，所述多孔板的所述底部带有一个台阶形状。
9.根据上述权利要求所述的任一种涡轮固定环扇形体，其特征在于：所述间隙在圆周方向上是渐进的。
10.一种涡轮环，包括多个根据上述权利要求所述的任一种固定环扇形体。
11.一种涡轮，包括根据上面权利要求所述的涡轮环。
12.一种涡轮机，包括根据上面权利要求所述的涡轮。
CN2007101643643A 2006-10-30 2007-10-30 涡轮固定环扇形体及涡轮环、涡轮和涡轮机 Active CN101173612B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0609501A FR2907841B1 (fr) 2006-10-30 2006-10-30 Secteur d'anneau de turbine de turbomachine
FR06/09501 2006-10-30

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101173612A true CN101173612A (zh) 2008-05-07
CN101173612B CN101173612B (zh) 2010-07-21

Family

ID=38121259

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2007101643643A Active CN101173612B (zh) 2006-10-30 2007-10-30 涡轮固定环扇形体及涡轮环、涡轮和涡轮机

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8348602B2 (zh)
EP (1) EP1918526B1 (zh)
JP (1) JP2008111441A (zh)
CN (1) CN101173612B (zh)
CA (1) CA2608268A1 (zh)
FR (1) FR2907841B1 (zh)
RU (1) RU2372495C2 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102588013A (zh) * 2011-01-06 2012-07-18 通用电气公司 用于涡轮机构件的冲击板及装备其的构件
CN103133063A (zh) * 2013-03-01 2013-06-05 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 重型中低热值燃机涡轮第一级动叶护环冷却机构
CN109538305A (zh) * 2018-11-23 2019-03-29 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种燃气轮机分割环冷却结构
CN113638777A (zh) * 2021-09-10 2021-11-12 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮外环卡箍、涡轮外环的冷却结构、涡轮及发动机

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2955891B1 (fr) 2010-02-02 2012-11-16 Snecma Secteur d'anneau de turbine de turbomachine
FR2957093B1 (fr) * 2010-03-02 2012-03-23 Snecma Preforme fibreuse pour un secteur d'anneau de turbine et son procede de fabrication.
US8651802B2 (en) * 2010-03-17 2014-02-18 United Technologies Corporation Cover plate for turbine vane assembly
FR2962484B1 (fr) * 2010-07-08 2014-04-25 Snecma Secteur d'anneau de turbine de turbomachine equipe de cloison
US9845691B2 (en) * 2012-04-27 2017-12-19 General Electric Company Turbine nozzle outer band and airfoil cooling apparatus
US20140271154A1 (en) * 2013-03-14 2014-09-18 General Electric Company Casing for turbine engine having a cooling unit
US10590785B2 (en) 2014-09-09 2020-03-17 United Technologies Corporation Beveled coverplate
US10502092B2 (en) 2014-11-20 2019-12-10 United Technologies Corporation Internally cooled turbine platform
US10161258B2 (en) 2016-03-16 2018-12-25 United Technologies Corporation Boas rail shield
US10132184B2 (en) 2016-03-16 2018-11-20 United Technologies Corporation Boas spring loaded rail shield
JP6775428B2 (ja) * 2017-01-12 2020-10-28 三菱パワー株式会社 分割環表面側部材、分割環支持側部材、分割環、静止側部材ユニット及び方法
US10801351B2 (en) 2018-04-17 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly for gas turbine engine
US11903101B2 (en) 2019-12-13 2024-02-13 Goodrich Corporation Internal heating trace assembly
US11525401B2 (en) * 2021-01-11 2022-12-13 Honeywell International Inc. Impingement baffle for gas turbine engine
WO2023121680A1 (en) * 2021-12-20 2023-06-29 General Electric Company Wire screen particle filter for turbomachine airfoil

Family Cites Families (51)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3172265A (en) * 1963-05-27 1965-03-09 Glenn T Randol Dual-cylinder hydraulic actuator for automotive brake systems
US3370513A (en) * 1965-10-05 1968-02-27 Int Harvester Co Power assist control system utilizing a fluid, pilot-operated control valve
BE756582A (fr) * 1969-10-02 1971-03-01 Gen Electric Ecran circulaire et support d'ecran avec dispositif de reglage de la temperature pour turbomachine
US3704047A (en) * 1970-04-13 1972-11-28 Gordon W Yarber Pressure regulating valve with flow control
US3836279A (en) * 1973-02-23 1974-09-17 United Aircraft Corp Seal means for blade and shroud
US3865141A (en) * 1973-06-29 1975-02-11 Schlumberger Technology Corp Subsurface safety valve apparatus
NO144227B (no) * 1974-02-06 Soc Nat Elf Aquitaine (Production), Anordning ved hydraulisk sikkerhetsventil.
US4157232A (en) * 1977-10-31 1979-06-05 General Electric Company Turbine shroud support
US4177004A (en) * 1977-10-31 1979-12-04 General Electric Company Combined turbine shroud and vane support structure
FR2416345A1 (fr) * 1978-01-31 1979-08-31 Snecma Dispositif de refroidissement par impact des segments d'etancheite de turbine d'un turboreacteur
US4303371A (en) * 1978-06-05 1981-12-01 General Electric Company Shroud support with impingement baffle
US4693667A (en) * 1980-04-29 1987-09-15 Teledyne Industries, Inc. Turbine inlet nozzle with cooling means
JPS5759030A (en) * 1980-09-29 1982-04-09 Hitachi Ltd Cooling shroud ring
US4390322A (en) * 1981-02-10 1983-06-28 Tadeusz Budzich Lubrication and sealing of a free floating piston of hydraulically driven gas compressor
US4383804A (en) * 1981-02-10 1983-05-17 Tadeusz Budzich Lubrication and sealing of a free floating piston of hydraulically driven gas compressor
US4650394A (en) * 1984-11-13 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal assembly for a gas turbine engine
US4688988A (en) * 1984-12-17 1987-08-25 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
JPS62153504A (ja) * 1985-12-26 1987-07-08 Toshiba Corp シユラウドセグメント
US5127793A (en) * 1990-05-31 1992-07-07 General Electric Company Turbine shroud clearance control assembly
US5169287A (en) * 1991-05-20 1992-12-08 General Electric Company Shroud cooling assembly for gas turbine engine
US5273396A (en) * 1992-06-22 1993-12-28 General Electric Company Arrangement for defining improved cooling airflow supply path through clearance control ring and shroud
US5439348A (en) * 1994-03-30 1995-08-08 United Technologies Corporation Turbine shroud segment including a coating layer having varying thickness
JP3564167B2 (ja) * 1994-05-11 2004-09-08 三菱重工業株式会社 分割環の冷却構造
US5584651A (en) * 1994-10-31 1996-12-17 General Electric Company Cooled shroud
GB2324849B (en) * 1994-11-30 1999-03-10 Petroline Wellsystems Ltd Improvements in and relating to valves
JPH0953406A (ja) * 1995-08-14 1997-02-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd インピンジメント冷却装置及びガスタービン翼
US6192923B1 (en) * 1996-01-11 2001-02-27 J. Rodney Schexnayder Electromagnetic flow control device
US5717259A (en) * 1996-01-11 1998-02-10 Schexnayder; J. Rodney Electromagnetic machine
GB2310255B (en) * 1996-02-13 1999-06-16 Rolls Royce Plc A turbomachine
FR2766517B1 (fr) * 1997-07-24 1999-09-03 Snecma Dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine
FR2780443B1 (fr) * 1998-06-25 2000-08-04 Snecma Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
GB2345076B (en) * 1998-12-22 2001-06-20 Camco Int Pilot-operated pressure-equalizing mechanism for subsurface valve
US6155778A (en) * 1998-12-30 2000-12-05 General Electric Company Recessed turbine shroud
US6325354B1 (en) * 1999-04-07 2001-12-04 Hewlett-Packard Company Magnetically-actuated fluid control valve
WO2001009553A1 (de) * 1999-08-03 2001-02-08 Siemens Aktiengesellschaft Prallkühlvorrichtung
US6412149B1 (en) * 1999-08-25 2002-07-02 General Electric Company C-clip for shroud assembly
US6340285B1 (en) * 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
US6354795B1 (en) * 2000-07-27 2002-03-12 General Electric Company Shroud cooling segment and assembly
CA2441997C (en) * 2000-11-14 2011-03-29 Elektrische Automatisierungs- Und Antriebstechnik Eaat Gmbh Chemnitz Actuator that functions by means of a movable coil arrangement
US6779597B2 (en) * 2002-01-16 2004-08-24 General Electric Company Multiple impingement cooled structure
US6840493B2 (en) * 2002-04-03 2005-01-11 Lemuel T. York Valve actuator
US6659716B1 (en) * 2002-07-15 2003-12-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine having thermally insulating rings
US6805012B2 (en) * 2002-07-26 2004-10-19 Micro Motion, Inc. Linear actuator
JP3970156B2 (ja) * 2002-10-30 2007-09-05 三菱重工業株式会社 タービン翼環構造
US7124590B2 (en) * 2003-10-03 2006-10-24 United Technologies Corporation Ejector for cooling air supply pressure optimization
US7147432B2 (en) * 2003-11-24 2006-12-12 General Electric Company Turbine shroud asymmetrical cooling elements
US6997673B2 (en) * 2003-12-11 2006-02-14 Honeywell International, Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
US6991211B2 (en) * 2003-12-29 2006-01-31 Robert Altonji Pneumatically actuated valve
ITMI20041780A1 (it) * 2004-09-17 2004-12-17 Nuovo Pignone Spa Dispositivo di protezione per uno statore di una turbina
US7306424B2 (en) * 2004-12-29 2007-12-11 United Technologies Corporation Blade outer seal with micro axial flow cooling system
US7491029B2 (en) * 2005-10-14 2009-02-17 United Technologies Corporation Active clearance control system for gas turbine engines

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102588013A (zh) * 2011-01-06 2012-07-18 通用电气公司 用于涡轮机构件的冲击板及装备其的构件
CN102588013B (zh) * 2011-01-06 2016-02-10 通用电气公司 用于涡轮机构件的冲击板及装备其的构件
CN103133063A (zh) * 2013-03-01 2013-06-05 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 重型中低热值燃机涡轮第一级动叶护环冷却机构
CN109538305A (zh) * 2018-11-23 2019-03-29 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种燃气轮机分割环冷却结构
CN113638777A (zh) * 2021-09-10 2021-11-12 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮外环卡箍、涡轮外环的冷却结构、涡轮及发动机
CN113638777B (zh) * 2021-09-10 2023-09-15 中国航发湖南动力机械研究所 一种涡轮外环卡箍、涡轮外环的冷却结构、涡轮及发动机

Also Published As

Publication number Publication date
CA2608268A1 (fr) 2008-04-30
JP2008111441A (ja) 2008-05-15
RU2372495C2 (ru) 2009-11-10
RU2007139897A (ru) 2009-05-10
US8348602B2 (en) 2013-01-08
EP1918526B1 (fr) 2019-02-20
FR2907841B1 (fr) 2011-04-15
CN101173612B (zh) 2010-07-21
EP1918526A1 (fr) 2008-05-07
US20080101923A1 (en) 2008-05-01
FR2907841A1 (fr) 2008-05-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101173612B (zh) 涡轮固定环扇形体及涡轮环、涡轮和涡轮机
US10352181B2 (en) Leading edge cooling channel for airfoil
CN100582438C (zh) 受控的泄漏销和振动阻尼器
EP2343435B1 (en) Engine component
JP5503140B2 (ja) 発散型タービンノズル
CA2367570C (en) Split ring for gas turbine casing
JP2006511757A (ja) 傾斜スキーラ先端を有するタービンブレード
US6599092B1 (en) Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
KR20070088369A (ko) 터빈 버킷 및 터빈 버킷 플랫폼 냉각 방법
CN104246138A (zh) 具有局部壁厚控制的涡轮翼型件
US10443397B2 (en) Impingement system for an airfoil
CN104364581A (zh) 燃气涡轮发动机壁
US20150204237A1 (en) Turbine blade and method for enhancing life of the turbine blade
RU2652736C2 (ru) Роторное колесо, ротор газовой турбины и способ продувки ротора газовой турбины
GB2415018A (en) Turbine blade with cooling passages
US10408062B2 (en) Impingement system for an airfoil
US8002521B2 (en) Flow machine
US7011492B2 (en) Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak
EP3453831B1 (en) Airfoil having contoured pedestals
CN107435562A (zh) 在冷却剂通道的转弯部开口处具有应力减小球根状突起的叶片
CN115427663A (zh) 包括用于冷却后缘的三种类型的孔口的涡轮叶片
EP3973147A1 (en) Near wall leading edge cooling channel for airfoil
CN107709706A (zh) 包括平面区域的后缘涡轮叶片
US6499938B1 (en) Method for enhancing part life in a gas stream
JP2017044092A (ja) タービン動翼、及び、ガスタービン

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant