CN101688448A - 涡轮装置和冷却位于涡轮叶片尖端的覆环的方法 - Google Patents

涡轮装置和冷却位于涡轮叶片尖端的覆环的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN101688448A
CN101688448A CN200880021737A CN200880021737A CN101688448A CN 101688448 A CN101688448 A CN 101688448A CN 200880021737 A CN200880021737 A CN 200880021737A CN 200880021737 A CN200880021737 A CN 200880021737A CN 101688448 A CN101688448 A CN 101688448A
Authority
CN
China
Prior art keywords
rotor
ring
turbine
stator
flow
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
CN200880021737A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101688448B (zh
Inventor
J·D·马尔特森
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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 Siemens AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN101688448A publication Critical patent/CN101688448A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101688448B publication Critical patent/CN101688448B/zh
Expired - Fee Related 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
    • 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
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/323—Arrangement of components according to their shape convergent
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/32—Arrangement of components according to their shape
    • F05D2250/324—Arrangement of components according to their shape divergent

Landscapes

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

Abstract

提供了一种涡轮装置，其具有转子(9)和环绕转子(9)的定子(19)，以在转子(9)与定子(19)之间形成热且加压的燃烧气体的流路。转子(9)限定了径向和周向，并包括朝向定子(19)沿径向延伸通过该流路的涡轮叶片(13)。涡轮叶片(13)具有位于它们尖端处的覆环(25)，且定子(19)包括壁部(27)，当转子(9)转动时，覆环(25)沿壁部(27)运动。至少一个超声速喷嘴(39)位于壁部(27)中，并连接到冷却流体供应器(3)。超声速喷嘴(39)被定位成朝覆环(25)提供超声速冷却流体流(46)。此外，至少一个超声速喷嘴(39)朝向周向并且相对于径向是呈角度的，以这样的取向使得超声速冷却流体流(46)具有平行于覆环(25)运动方向(48)的流动分量。

Description

涡轮装置和冷却位于涡轮叶片尖端的覆环的方法
技术领域
本发明涉及一种涡轮装置，其具有转子和环绕转子的定子，以在转子与定子之间形成热且加压的燃烧气体的流路，转子包括朝向定子沿基本径向延伸通过该流路的涡轮叶片，该涡轮叶片具有位于它们尖端处的覆环。此外，本发明涉及一种在转子转动时冷却位于转子的涡轮叶片尖端处的覆环的方法。
背景技术
在燃气涡轮叶片径向外端的覆环被用于密封涡轮叶片的尖端与环绕涡轮叶片的涡轮定子之间的空隙。通过该措施来减少通过尖端与定子之间空隙的泄漏流。覆环通常沿转子的周向和转子的轴向延伸，并且是沿涡轮叶片的基本长度，特别是沿涡轮叶片整个轴向长度(即，在定子内壁的大面积上)延伸。为了提高覆环的密封能力，可具有一个或多个密封肋，有时也称为翅片，密封肋从覆环的平台部朝定子内壁延伸。
如同涡轮叶片的其他部分那样，因为覆环被暴露在流经定子与转子之间流路的热且加压的燃烧气体下，所以人们想要充分冷却覆环以延长其寿命。在US2007/071593A1中描述了一种冷却装置，其中，空气从定子中的孔吹出朝向覆环的平台，以便实现对覆环的冲击冷却。
EP1083299A2描述了一种带定子和转子的燃气涡轮，涡轮叶片从转子朝定子延伸。在涡轮叶片的径向外尖端处，覆环定位为面对定子内壁处的蜂窝密封结构。冷却空气在蜂窝密封结构的上游直接从定子壁中的开口直接吹出进入覆环与定子壁之间的空隙。
发明内容
相比现有技术，本发明的一个目的是提供一种改进的涡轮装置，其包括定子和转子，转子的涡轮叶片从转子朝定子基本径向延伸，并在它们的尖端处具有覆环。此外，本发明的第二个目的是提供一种在转子转动时冷却位于转子涡轮叶片尖端处的覆环的方法。
根据权利要求1所述的涡轮装置解决了第一个目的。根据权利要求8所述的覆环冷却方法解决了第二个目的。从属权利要求包含本发明的进一步改进。
创造性的涡轮装置包括转子和环绕转子的定子，以在转子与定子之间形成热且加压的燃烧气体的流路。转子限定了径向和周向，并包括涡轮叶片，该涡轮叶片朝向定子沿径向延伸通过该流路，并且该涡轮叶片具有位于它们尖端处的覆环。定子包括壁部，当转子转动时，覆环沿该壁部运动。至少一个超声速喷嘴位于壁部内并连接到冷却流体供应器。超声速喷嘴被定位成朝向覆环提供超声速冷却流体流。此外，超声速喷嘴朝着周向相对于径向成角度，以这种取向使得超声速冷却流体流具有平行于覆环运动方向的流动分量。超声速喷嘴可由会聚-发散式喷嘴截面来简单地实现。
采用该装置，朝向覆环的流将有极高的速度。该流会与通过覆环与定子内壁之间的径向空隙的重叠泄漏流混合。该泄漏流在周向上的速度低于超声速喷嘴形成的超声速流。因此，通过混合泄漏流与超声速流，超声速流会增加混合物的周向速度，其会在覆环的旋转参考系中导致较低的相对速度，由此增加覆环冷却的冷却效率。与其相反，在现有技术的冷却装置中，覆环的相对圆周速度和覆环与定子之间空隙中气体的相对圆周速度都高。所以在这种装置中，气体与覆环之间的摩擦高，由此增加了气体温度。该气体温度的增加降低了从覆环散热的能力。
冷却流体供应器可为燃气涡轮压缩机，该燃气涡轮压缩机还向燃烧系统供应燃烧空气。这样，冷却流体就是来自压缩机的压缩空气。因此没有必要提供另外的冷却流体供应器。
密封件优选位于壁部中，覆环沿该壁部运动。该密封件为部分平坦或完全平坦的，且超声速喷嘴位于平密封件中，如果该密封件只为部分平坦的，那么该超声速喷嘴就位于其平坦部分中。相比非平密封件，这样的平密封件(部分)降低了超声速流与定子壁之间的摩擦。
特别地，定子壁中的密封件可包括平坦部和蜂窝部，其中，蜂窝部位于平坦部的上游。通过该配置，可增加超声速喷嘴上游的密封效率，而基本不增加超声速流与定子壁之间的摩擦。
除了超声速冷却流体流，冲击射流可被导至覆环上。为达到此目的，冲击射流开口在定子中将位于密封件的上游。该开口将被定位和取向成提供被导向覆环的冲击射流。然而，尽管到目前为止并没有明示，但是从超声速喷嘴形成的超声速流也可冲击在覆环上，以提供一定程度的冲击冷却。此外，如果泄漏流与来自冷却流体供应器的冷却流体之间的压差足够高(其可能为第二涡轮级或更高涡轮级的情况，或者可能为带跨声速喷嘴导流叶片的第一涡轮级的情况)，那么冲击射流开口也可实施成提供朝向转子周向倾斜的超声速冷却流体流，或者可实施成提供不朝向转子周向倾斜的超声速冷却流体流。
在当转子转动时对位于转子涡轮叶片尖端处的覆环进行冷却的创造性方法中，提供了超声速冷却流体流，该超声速冷却流体流在其流动方向上具有与转动着的转子叶片的覆环的运动方向平行的分量。这种超声速冷却流体流会与泄漏流混合，该泄漏流基本上沿转子的轴向方向流动通过覆环与定子内壁之间的空隙。因此，超声速冷却流体流和泄漏流的混合物会具有圆周速度分量，该分量减小了覆环与通过空隙的气流之间的相对速度。涡轮参考系中速度的减少导致减小了由旋转转子的运动造成的空隙中气体温升，并由此改善了冷却效率，因为该运动所产生的气体温升将意味着从覆环本身散热的能力的减小。
此外，超声速冷却流体流可具有径向分量，该径向分量使该超声速冷却流体流冲击覆环，以提供一定程度的冲击冷却。
附图说明
根据以下对实施方式的说明，并结合附图，本发明更多的特征、性质和优势将变得明显。
图1以高度示意的图示显示了一种燃气涡轮发动机。
图2以沿转子轴向方向的剖面示出了创造性涡轮装置的第一实施方式。
图3以沿转子径向方向的剖面显示了图1的涡轮装置。
图4以沿转子轴向方向的剖面显示了创造性涡轮装置的第二实施方式。
具体实施方式
图1以高度示意图显示了一种燃气涡轮发动机1，其包括压缩机部3，燃烧室部5和涡轮部7。转子9延伸通过所有的部，并在压缩机部3中包括多排压缩机叶片11，在涡轮部7中包括多排涡轮叶片13，这些叶片可在它们的尖端处配备有覆环。在压缩机叶片11的相邻排之间，以及在涡轮叶片13的相邻排之间，压缩机翼片15和涡轮翼片17分别从燃气涡轮发动机1的定子或外壳19朝向转子9向内径向延伸。
在燃气涡轮发动机1操作时，通过压缩机部3的进气口21吸入空气。通过旋转压缩机叶片11来压缩空气并将其引向燃烧室部5。在燃烧室部5中，空气与气态或液态燃料混合，且该混合物被燃烧。燃料/空气混合物燃烧产生的热且加压的燃烧气体被送入涡轮部7。在热且加压的燃烧气体通过涡轮部7的途中，热且加压的气体在膨胀和冷却的同时向涡轮叶片13传递动力，从而迫使驱动压缩机和消耗器的转子9旋转运动，该消耗器例如为产生电力的发电机或工业机器。膨胀和冷却的燃烧气体通过排气装置23离开涡轮部7。
参考图2和图3，将描述创造性涡轮装置的第一实施方式。图2显示了沿转子轴向穿过该装置的剖面，而图3则显示了沿该转子径向的装置剖面。这些图中显示了涡轮叶片13，在其尖端处(即，在其径向外端处)设有覆环25。它进一步显示了涡轮定子19(或涡轮外壳)的壁部27。平密封件29位于内壁27的内表面上，在该处覆环25面对内壁27。覆环25配备有从覆环平台33朝向密封件29向外径向延伸的翅片31。这些翅片31提供了迷宫密封作用，其减少了流过覆环25与壁27之间空隙的气体的压力。冷却通道30提供在壁27的上游部32中，通过其可向覆环25的上游部分吹送冲击射流。
在图2中，热且加压的燃烧气体的主流动方向由箭头35示出。该流的一小部分通过覆环25与定子19的壁27之间的空隙泄漏。该泄漏流由箭头37示出。泄漏流37主要被引导平行于转子9的轴向。迷宫密封会减少泄漏流的压力。会聚-发散式喷嘴39被提供在定子壁27中。该喷嘴形成了将覆环25与壁27之间的空隙和壁27另一侧的高压间41连接起来的超声速喷嘴。高压间41流连通压缩机出口，并由此包含来自压缩机的压缩空气。来自压缩机的压缩空气通过高压间41到达超声速喷嘴39，并朝覆环25由该喷嘴吹出。通过使用喷嘴的会聚-发散式配置获得冷却流体增加的速度，在喷嘴的出口45处产生超声速流。
喷嘴39布置在壁部27和平密封件29上，使得其出口45面对由两个最下游的翅片31之间的空间限定的下游腔43。因此，超声速冷却流体流从喷嘴39出来进入该下游腔43，通过位于该腔上游的翅片31的作用，腔43中的气压已经被减小。因此，通过使用高压压缩机向供应至喷嘴39的冷却流体输送空气来获得高压力比。
喷嘴39相对于转子9的径向倾斜，这在图3中可以看到。当转子旋转时，该倾斜使得进入覆环25与壁27之间的空隙的超声速冷却流体流具有平行于覆环25的运动方向48的速度分量。在喷嘴出口45处的流方向由箭头46表示。因此，超声速冷却空气流在与带有覆环25的转子叶片13相同的旋转方向上被预涡旋。
在会聚-发散式喷嘴的出口45处，该流将为超声速的并具有极高的速度。该超声速冷却空气流将与泄漏流混合，该泄漏流沿箭头37所指的流路进入覆环25与壁27之间的空隙。该泄漏流将在周向上具有较低速度，并因此成为泄漏流37与覆环25之间的摩擦源。通过引入具有周向速度方向的超声速冷却流体流46，超声速冷却空气和泄漏流的混合物在转子9周向上的速度将会增加。因为摩擦减少，所以周向上较高的流速在旋转参考系中将提供较低的相对温度，从而帮助冷却覆环25。还有，密封件29的平坦结构也减少了摩擦，也就是密封件29与超声速冷却空气和泄漏流的混合物之间的摩擦。
创造性涡轮装置的第二实施方式如图4所示。图4显示了沿转子9的轴向剖取的通过覆环25和定子壁27的剖面。与第一实施方式的元件相同的元件采用与图2相同的附图标记，并且为避免重复将不会再次进行说明。
图2和图3示出的第一实施方式与图4示出的第二实施方式之间的区别在于密封件。第一实施方式中的密封是简单的平密封件29，而第二实施方式中的密封件是平密封部129和蜂窝密封部131的组合。平密封部129位于面对覆环25的壁的下游部，而蜂窝密封部131位于面对覆环25的壁的上游部。通过该方法可提高迷宫密封的密封效率。该蜂窝密封部131的延伸部分仅覆盖从覆环的上游边缘133至位于所有翅片最上游的翅片31的尾端(沿转子9的轴向可见)的区域。
该第二实施方式特别适于结合大尺寸涡轮使用。然而，平密封部应环绕会聚-发散式喷嘴39，以与蜂窝密封相比能减少摩擦，并且因此不会减少空隙中的流体在转子9周向上的速度。在其他方面，第二实施方式与第一实施方式不存在不同。
尽管只描述了一个超声速喷嘴39，但是在面向涡轮叶片覆环的定子壁部的整个圆周上通常分布多个超声速喷嘴。

Claims (10)

1.一种涡轮装置，其具有转子(9)和环绕转子(9)的定子(19)，以在所述转子(9)与所述定子(19)之间形成热且加压的燃烧气体的流路，所述转子(9)限定了径向和周向，并包括涡轮叶片(13)，所述涡轮叶片(13)朝向所述定子(19)沿所述径向延伸通过所述流路，并且所述涡轮叶片(13)具有位于它们尖端处的覆环(25)，所述定子(19)包括壁部(27)，当所述转子(9)转动时，所述覆环(25)沿所述壁部(27)运动，
其特征在于：
至少一个超声速喷嘴(39)位于所述壁部(27)中，并被连接到冷却流体供应器(3)，所述超声速喷嘴(39)被定位成朝向所述覆环(25)提供超声速冷却流体流(46)，所述至少一个超声速喷嘴(39)朝向所述周向相对于所述径向是成角度的，以这样的取向使得所述超声速冷却流体流(46)具有平行于所述覆环(25)的运动方向(48)的流动分量。
2.如权利要求1所述的涡轮装置，其特征在于：
所述冷却流体是压缩空气，且所述冷却流体供应器是与所述涡轮相关的压缩机(3)。
3.如权利要求1或2所述的涡轮装置，其特征在于：
密封件(29，129，131)为至少部分平坦的，所述密封件(29，129，131)位于所述覆环(25)沿其运动的所述壁部(27)中，且所述超声速喷嘴位于所述密封件的平坦之处中。
4.如权利要求3所述的涡轮装置，其特征在于：
所述密封件包括平坦部(129)和位于所述平坦部(129)上游的蜂窝部(131)。
5.如权利要求3或4所述的涡轮装置，其特征在于：
冲击射流开口(30)在所述壁部(27)中位于所述密封件(29，129，131)的上游，所述冲击射流开口(30)被定位和取向成提供被导向所述覆环(25)的冲击射流。
6.如权利要求5所述的涡轮装置，其特征在于：
所述冲击射流开口(30)具有提供超声速冷却流体流的结构。
7.如前述任一权利要求所述的涡轮装置，其特征在于：
所述超声速喷嘴(39)和/或所述冲击射流开口(30)具有会聚-发散式喷嘴截面。
8.一种当转子(9)转动时冷却位于所述转子(9)的涡轮叶片(13)尖端处的覆环(25)的方法，其特征在于：
超声速冷却流体流沿其流动方向(46)提供有一分量，所述分量平行于所述转动的转子叶片(13)的覆环(25)的运动方向(48)。
9.如权利要求8所述的方法，其特征在于：
所述超声速冷却流体流与来自上游方向的燃烧气流和/或冷却流体流进行混合，所述上游方向是参照所述涡轮叶片(13)而言的。
10.如权利要求8或9所述的方法，其特征在于：
所述超声速冷却流体流具有使其冲击在所述覆环(25)上的径向分量。
CN2008800217374A 2007-06-25 2008-06-18 涡轮装置和冷却位于涡轮叶片尖端的覆环的方法 Expired - Fee Related CN101688448B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP07012388.0 2007-06-25
EP07012388A EP2009248B1 (en) 2007-06-25 2007-06-25 Turbine arrangement and method of cooling a shroud located at the tip of a turbine blade
PCT/EP2008/057709 WO2009000728A1 (en) 2007-06-25 2008-06-18 Turbine arrangement and method of cooling a shroud located at the tip of a turbine blade

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101688448A true CN101688448A (zh) 2010-03-31
CN101688448B CN101688448B (zh) 2012-12-05

Family

ID=38753553

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2008800217374A Expired - Fee Related CN101688448B (zh) 2007-06-25 2008-06-18 涡轮装置和冷却位于涡轮叶片尖端的覆环的方法

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8550774B2 (zh)
EP (1) EP2009248B1 (zh)
CN (1) CN101688448B (zh)
AT (1) ATE467750T1 (zh)
DE (1) DE602007006468D1 (zh)
ES (1) ES2341897T3 (zh)
RU (1) RU2462600C2 (zh)
WO (1) WO2009000728A1 (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102654141A (zh) * 2011-03-03 2012-09-05 航空技术空间股份有限公司 能够修正转子相对于定子偏差的分节段壳体
CN110431286A (zh) * 2017-02-02 2019-11-08 通用电气公司 用于涡轮机的尖端平衡狭缝
CN113266431A (zh) * 2021-06-03 2021-08-17 西安交通大学 向心透平叶尖间隙超声波密封结构

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120096830A1 (en) * 2009-07-17 2012-04-26 Vaigunth Ener Tek (P) Ltd. Turbine and method thereof
EP2341217A1 (en) * 2009-12-30 2011-07-06 Siemens Aktiengesellschaft Turbine for converting energy and method for operating the same
EP2488728B1 (en) * 2009-12-30 2013-05-15 Siemens Aktiengesellschaft Turbine for converting energy and method for operating the same
EP2390466B1 (en) 2010-05-27 2018-04-25 Ansaldo Energia IP UK Limited A cooling arrangement for a gas turbine
ITMI20101919A1 (it) * 2010-10-20 2012-04-21 Ansaldo Energia Spa Turbina a gas provvista di un circuito per il raffreddamento di sezioni di sommita' di pale rotoriche
RU2547542C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
US8444372B2 (en) 2011-02-07 2013-05-21 General Electric Company Passive cooling system for a turbomachine
US20130318996A1 (en) * 2012-06-01 2013-12-05 General Electric Company Cooling assembly for a bucket of a turbine system and method of cooling
GB201309769D0 (en) * 2013-05-31 2013-07-17 Cummins Ltd A seal assembly
GB201311333D0 (en) * 2013-06-26 2013-08-14 Rolls Royce Plc Component for use in releasing a flow of material into an environment subject to periodic fluctuations in pressure
EP2837856B1 (en) * 2013-08-14 2016-10-26 General Electric Technology GmbH Fluid seal arrangement and method for constricting a leakage flow through a leakage gap
EP3009613B1 (en) * 2014-08-19 2019-01-30 United Technologies Corporation Contactless seals for gas turbine engines
DE102015216208A1 (de) * 2015-08-25 2017-03-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Dichtelement für eine Turbomaschine, Turbomaschine mit einem Dichtelement und Verfahren zur Herstellung eines Dichtelementes
JP6209199B2 (ja) * 2015-12-09 2017-10-04 三菱日立パワーシステムズ株式会社 シールフィン，シール構造，ターボ機械及びシールフィンの製造方法
RU2624691C1 (ru) * 2016-05-10 2017-07-05 Акционерное общество "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (АО "НПЦ газотурбостроения "Салют") Устройство охлаждения уплотнительных гребней бандажных полок рабочих лопаток турбины
FR3053385B1 (fr) * 2016-06-29 2020-03-06 Safran Helicopter Engines Roue de turbomachine
FR3053386B1 (fr) * 2016-06-29 2020-03-20 Safran Helicopter Engines Roue de turbine
US10408077B2 (en) * 2017-01-26 2019-09-10 United Tehnologies Corporation Gas turbine seal
WO2019122540A1 (fr) * 2017-12-19 2019-06-27 Safran Helicopter Engines Roue de turbomachine avec léchettes convexe ou concave
JP6916755B2 (ja) * 2018-03-09 2021-08-11 三菱重工業株式会社 回転機械
US10907501B2 (en) * 2018-08-21 2021-02-02 General Electric Company Shroud hanger assembly cooling
US10815828B2 (en) 2018-11-30 2020-10-27 General Electric Company Hot gas path components including plurality of nozzles and venturi
US10753208B2 (en) 2018-11-30 2020-08-25 General Electric Company Airfoils including plurality of nozzles and venturi
CN114776403B (zh) * 2021-12-29 2023-12-26 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种适用于大焓降小流量透平进气结构及其方法
CN114738119A (zh) * 2022-04-18 2022-07-12 中国航发沈阳发动机研究所 一种篦齿封严结构

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3314649A (en) * 1963-04-15 1967-04-18 Gen Electric Turbomachine cooling system
US3816022A (en) * 1972-09-01 1974-06-11 Gen Electric Power augmenter bucket tip construction for open-circuit liquid cooled turbines
US3970319A (en) * 1972-11-17 1976-07-20 General Motors Corporation Seal structure
US4311431A (en) * 1978-11-08 1982-01-19 Teledyne Industries, Inc. Turbine engine with shroud cooling means
FR2570764B1 (fr) * 1984-09-27 1986-11-28 Snecma Dispositif de controle automatique du jeu d'un joint a labyrinthe de turbomachine
US4752185A (en) * 1987-08-03 1988-06-21 General Electric Company Non-contacting flowpath seal
SU1749494A1 (ru) * 1988-07-15 1992-07-23 Московский авиационный институт им.Серго Орджоникидзе Турбина с устройством дл уплотнени радиального зазора
GB2227965B (en) * 1988-10-12 1993-02-10 Rolls Royce Plc Apparatus for drilling a shaped hole in a workpiece
US6254345B1 (en) 1999-09-07 2001-07-03 General Electric Company Internally cooled blade tip shroud
RU2271454C2 (ru) * 2000-12-28 2006-03-10 Альстом Текнолоджи Лтд Устройство площадок в прямоточной осевой газовой турбине с улучшенным охлаждением участков стенки и способ уменьшения потерь через зазоры
DE10336863A1 (de) * 2002-09-17 2004-03-25 Alstom (Switzerland) Ltd. Thermische Turbomaschine
RU31814U1 (ru) * 2003-02-17 2003-08-27 Открытое акционерное общество "Нефтемаш" Установка для замера дебита продукции нефтяных скважин "Дебит"
GB2409247A (en) 2003-12-20 2005-06-22 Rolls Royce Plc A seal arrangement
RU2289029C2 (ru) * 2004-02-05 2006-12-10 Государственное предприятие "Запорожское машиностроительное конструкторское бюро "Прогресс" им. акад. А.Г. Ивченко" Устройство подвода охлаждающего воздуха к рабочим лопаткам колеса турбины
EP1591626A1 (de) * 2004-04-30 2005-11-02 Alstom Technology Ltd Schaufel für Gasturbine
US7334985B2 (en) * 2005-10-11 2008-02-26 United Technologies Corporation Shroud with aero-effective cooling

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102654141A (zh) * 2011-03-03 2012-09-05 航空技术空间股份有限公司 能够修正转子相对于定子偏差的分节段壳体
CN110431286A (zh) * 2017-02-02 2019-11-08 通用电气公司 用于涡轮机的尖端平衡狭缝
CN110431286B (zh) * 2017-02-02 2022-11-01 通用电气公司 用于涡轮机的尖端平衡狭缝
CN113266431A (zh) * 2021-06-03 2021-08-17 西安交通大学 向心透平叶尖间隙超声波密封结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN101688448B (zh) 2012-12-05
DE602007006468D1 (de) 2010-06-24
RU2010102036A (ru) 2011-07-27
WO2009000728A1 (en) 2008-12-31
EP2009248B1 (en) 2010-05-12
US20100189542A1 (en) 2010-07-29
EP2009248A1 (en) 2008-12-31
ES2341897T3 (es) 2010-06-29
ATE467750T1 (de) 2010-05-15
RU2462600C2 (ru) 2012-09-27
US8550774B2 (en) 2013-10-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101688448B (zh) 涡轮装置和冷却位于涡轮叶片尖端的覆环的方法
EP1582697B1 (en) Turbine cooling air injection
US4161318A (en) Sealing system for rotors
US10480322B2 (en) Turbine engine with annular cavity
EP2628904A2 (en) Turbine assembly and method for reducing fluid flow between turbine components
EP2697482B1 (en) Low pressure cooling and seal system for a gas turbine engine
EP3076081A1 (en) Swirler, burner and combustor for a gas turbine engine
JP2012047171A (ja) タービンステージのシュラウドセグメント
JP2016121690A (ja) エンジンおよび前記エンジンを作動させる方法
JP2014234824A (ja) ディフューザ・ストラット・フェアリング
US4265590A (en) Cooling air supply arrangement for a gas turbine engine
EP2508780B1 (en) Seal
US10408075B2 (en) Turbine engine with a rim seal between the rotor and stator
US20170167381A1 (en) Turbulators for improved cooling of gas turbine engine components
WO2019131011A1 (ja) 航空機用ガスタービン及び航空機用ガスタービンの動翼
JP2016044680A (ja) 燃焼器キャップ組立体
US7534085B2 (en) Gas turbine engine with contoured air supply slot in turbine rotor
US8640974B2 (en) System and method for cooling a nozzle
EP2613006A1 (en) Turbine assembly and method for reducing fluid flow between turbine components
EP2180143A1 (en) Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine
US20170211407A1 (en) Flow alignment devices to improve diffuser performance
JP6782671B2 (ja) ターボ機械
JP2011208504A (ja) ２軸式ガスタービンの冷却空気供給構造
KR102728161B1 (ko) 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR102728160B1 (ko) 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20121205

Termination date: 20170618