CN102373960B - 涡轮设备 - Google Patents

涡轮设备 Download PDF

Info

Publication number
CN102373960B
CN102373960B CN201110280166.XA CN201110280166A CN102373960B CN 102373960 B CN102373960 B CN 102373960B CN 201110280166 A CN201110280166 A CN 201110280166A CN 102373960 B CN102373960 B CN 102373960B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
trailing edge
diffuser
hub portion
movable vane
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201110280166.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN102373960A (zh
Inventor
G·L·赛登
C·A·比勒克
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN102373960A publication Critical patent/CN102373960A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102373960B publication Critical patent/CN102373960B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/18—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use using the waste heat of gas-turbine plants outside the plants themselves, e.g. gas-turbine power heat plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3215—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the last stage of the turbine
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及毂部流道轮廓。提供设备(10)，该设备(10)包括：涡轮(20)，其包括平台、壳体和涡轮(20)动叶，涡轮(20)动叶具有联接至平台的毂部(30)和相对于通过涡轮(20)的流体流动方向限定的后缘(33)；以及扩散器(40)，其限定在中心表面(41)与壳体的下游区段(42)之间，扩散器(40)流体地联接至涡轮(20)并设置在后缘(33)的下游，在距后缘(33)大约0.5倍在毂部(30)处测量的涡轮(20)动叶弦长的范围内，毂部(30)的倾斜相对于中心表面(41)的倾斜成至少6度的角度，以及中心表面(41)和壳体的下游区段(42)从后缘(33)起至少大致平行或偏离。

Description

涡轮设备
相关申请的交叉引用
本申请涉及与本申请同时提交的名称为“TIPFLOWPATHCONTOUR”的申请。
技术领域
在此公开的主题涉及在涡轮的出口与扩散器的入口之间的接口处的毂部流道轮廓。
背景技术
在涡轮中，高能流体沿通路流动，在该通路处高能流体与布置在变化的涡轮级处的涡轮动叶(bucket)相互作用，以产生涡轮动叶绕转子的旋转和机械能。流体最终离开通路并进入扩散器，其设置在最后的涡轮级的下游。扩散器用于调节流体流，该流体流然后朝设置在扩散器的下游的诸如热回收蒸汽发生器(HRSG)的附加装备引导。
现代燃气涡轮的趋势尤其地朝着提高流体的排气能量和速度。这在很大程度上是由于通过提高质量流而提高功率输出的需要，但是最后的涡轮级的涡轮动叶的材料和机械限制常常指示，涡轮出口环形面积可能不能够与需求相关的所需质量流的增加等同地增长。为了弥补该差异，于是需要频繁地增大涡轮排气动能，这将降低燃气涡轮效率，除非可在扩散器中回收动能。较大面积比的扩散器将允许回收较多的动能，而且将缩小可操作性范围，其限定为扩散器在其中良好运行的区域。
当扩散器没有良好运行时，朝下游装备移动的不均匀的流体流引起对该装备的损伤的危险。例如，在装备为HRSG的情况下，不均匀的流体流导致HRSG的振动和劣化。
发明内容
根据本发明的方面，提供一种设备，该设备包括：涡轮，其包括平台、壳体和涡轮动叶，涡轮动叶具有联接至平台的毂部和相对于通过涡轮的流体流动方向限定的后缘；以及扩散器，其限定在中心表面与壳体的下游区段之间，扩散器流体地联接至涡轮并设置在后缘的下游，在距后缘大约0.5倍在毂部处测量的涡轮动叶弦长的范围内，毂部的倾斜(slope)相对于中心表面的倾斜成至少6度的角度，以及中心表面和壳体的下游区段从后缘起至少大致平行或偏离。
根据本发明的另一方面，提供一种设备，该设备包括：涡轮，其包括平台和涡轮动叶，涡轮动叶具有联接至平台的毂部和相对于通过涡轮的流体流动方向限定的后缘；以及扩散器，其流体地联接至涡轮并设置在后缘的下游，扩散器形成为限定从后缘起并围绕中心表面的扩散器流道，扩散器流道具有从后缘起至少不递减的横截面积，在距后缘大约0.5倍在毂部处测量的涡轮动叶的涡轮动叶弦长的范围内，毂部的倾斜相对于中心表面的倾斜以至少6度扭曲(kink)。
根据本发明的又一方面，提供一种设备，该设备包括：涡轮，其包括平台、壳体和涡轮动叶，涡轮动叶具有联接至平台的毂部、接近壳体的尖部和相对于通过涡轮的流体流动方向限定的后缘；以及扩散器，其限定在中心表面与壳体的下游区段之间，扩散器流体地联接至涡轮并设置在后缘的下游，在距后缘大约0.5倍在毂部处测量的涡轮动叶弦长的范围内，毂部的倾斜相对于中心表面的倾斜成至少6度的角度，在距后缘大约0.5倍在尖部处测量的涡轮动叶弦长的范围内，壳体的下游区段的倾斜相对于尖部的倾斜成至少6度的角度，以及中心表面和壳体的下游区段从后缘起至少大致平行或偏离。
这些及其它的优点和特征将从以下结合附图的说明变得更加明显。
附图说明
视为本发明的主题在说明书的结尾处的权利要求中特别地指出并明确地要求保护。本发明的前述及其它的特征和优点将从以下结合附图的详细说明显现，其中：
图1是处于变化负载的扩散器性能的图解说明；以及
图2是根据实施例的涡轮和扩散器的侧视图；
图3是根据替代性实施例的涡轮和扩散器的侧视图；以及
图4是根据另一实施例的涡轮和扩散器的侧视图。
详细说明参考附图作为示例解释本发明的实施例以及优点和特征。
部件列表：
10：设备
20：涡轮
21：环形平台
22：环形壳体
23：流体通道
24：上游区段
25：涡轮出口
26：中间级
27：末级
28：中间级涡轮动叶
29：末级涡轮动叶
30：毂部
31：翼型区段
32：尖部
33：后缘
40：扩散器
41：中心表面
42：下游区段
43：扩散器流道
45：HRSG
具体实施方式
参考图1，提供了处于变化负载的扩散器性能的图解说明。如图1所示，扩散器出口速度保持在较低速度，其中当涡轮以中间负载百分比运转时，扩散器性能较好地运行。在诸如全速空载(FSNL)状态的部分负载状态下，涡轮的出口流剖面的特征为特别低的毂部速度和较高的尖部速度，并且在特定的部分负载状态下，扩散器毂部边界层将分开并导致降低的性能和越来越不均匀的并且尖部较强的扩散器出口流。相反，在较高的负载状态下，相反的效果出现并导致不均匀的毂部较强的出口流。
根据多个方面，提供一种毂部流道轮廓，其具有接近末级动叶和下游扩散器的入口的凹曲度。凹曲度引起静压的局部提高，这将导致动叶在毂部壁的紧接的附近具有降低的功提取。该降低的功提取引起径向速度分布，该径向速度分布的特征为流体以靠近毂部壁局部较高的速度进入扩散器。该“激励的”毂部边界层可在不分开的情况下支持更强的扩散，从而允许使用较大面积比的扩散器，导致改善的性能。在涡轮壳体上可提供相似的尖部流道轮廓，以同样地提供用于激励的尖部边界层。因此，根据多个方面并如图1所示，扩散器的运行良好区可朝全速空载区(FSNL)和全速满载(FSFL)区扩展。
参考图2和3，提供设备10，该设备10包括涡轮20和扩散器40。涡轮20包括环形平台21和环形壳体22，该环形壳体22周边地围绕环形平台21以限定流体通道23，流体从上游区段24沿着流体通道23流至涡轮出口25并流过该涡轮出口25。涡轮20可相对于沿着流体通道23的流体流动方向分级地顺序布置，诸如中间级26和末级27。在每一级处，诸如中间级涡轮动叶28和末级涡轮动叶29的涡轮动叶排周向地围绕环形平台21布置。
末级涡轮动叶29包括联接至环形平台21的外径向区段的毂部30、具有与流过流体通道23的流体相互作用的翼型形状并从毂部30径向延伸的翼型区段31、和尖部32。尖部32设置在翼型区段31的远端处，并接近环形壳体22的内表面。末级涡轮动叶29还包括相对于沿着流体通道23的流体流动方向沿毂部30、翼型区段31和尖部32的后侧限定的后缘33。
在每一级处的相应排中的每个涡轮动叶大致如上所述地形成的情况下，机械能可源自在每级处的涡轮动叶由沿着流体通道23流动的流体与涡轮动叶的相互作用所引起的旋转。
扩散器40限定在中心表面41与壳体22的下游区段42之间，该中心表面41可以是扩散器中心体的外部面向表面。扩散器40流体地联接至涡轮20，并设置在末级涡轮动叶29的后缘33的下游。因此，当流体在末级涡轮动叶29的后缘33上流动并流过该后缘33时，流体离开涡轮20并进入扩散器40。在扩散器40内，流体沿扩散器流道43流动，由此流体流被调节用于例如在热回收蒸汽发生器(HRSG)45中在下游的进一步使用。
如图2所示，在毂部30与环形平台21之间的毂部界线50处限定的毂部30的倾斜可相对于中心表面41的倾斜以至少6度扭曲或成角度。扭曲或成角度可出现在后缘33处或者至少在距后缘33大约0.5倍涡轮动叶弦长HL的范围内。弦长HL在毂部30处和/或沿毂部界线50测量。
倾斜毂部30与倾斜的中心表面41形成角度α1。根据实施例，角度α1在从中心表面41的平面测量时大于或等于6度，并且尤其地可以是大约10度或更大。此外，中心表面41和壳体22的下游区段42在从后缘33观察并向下游前进通过扩散器40时至少大致平行或相互偏离。也就是说，扩散器40可以是较大面积比的扩散器，并且扩散器流道43可具有至少从后缘33起不递减的横截面积，并且在某些情况下可具有从后缘33起增大的横截面积。
如图3所示，壳体22的下游区段42的倾斜可相对于尖部32的倾斜以至少6度扭曲或成角度，尖部32的倾斜沿尖部32的径向远端轴向地限定。扭曲或成角度可出现在后缘33处或至少在距后缘33大约0.5倍涡轮动叶弦长TL的范围内。弦长TL在尖部32处测量。
倾斜的下游区段42与倾斜的尖部32形成角度α2。根据实施例，角度α2在从尖部32的平面测量时大于或等于6度，并且尤其地可以是大约10度或更大。此外，中心表面41和壳体22的下游区段42在从后缘33观察并向下游前进通过扩散器40时至少大致平行或相互偏离。也就是说，扩散器40可以是较大面积比的扩散器，并且扩散器流道43可具有至少从后缘33起不递减的横截面积，并且在某些情况下可具有从后缘33起增大的横截面积。
参考图4并根据附加的实施例，可结合以上参考图2和3描述的特征。也就是说，毂部30与平台21之间的界线的倾斜可相对于中心表面41的倾斜扭曲或成角度，壳体22的下游区段42的倾斜可相对于尖部32的倾斜扭曲或成角度。该扭曲或成角度可出现在距后缘33大约0.5倍分别测量于毂部30和尖部32处的涡轮动叶弦长的范围内，并且分别可通过由毂部30的界线与中心表面41的倾斜形成角度和通过由壳体22的下游区段42与尖部32的倾斜形成角度而形成。如上所述，在如上所述地测量的情况下，每个的扭曲或成角度可大于或等于6度，并且尤其地可以是大约10度或更大。此外，中心表面41和壳体22的下游区段42在从后缘33观察并向下游前进通过扩散器40时至少大致平行或相互偏离。
在毂部30、尖部32或两者处的扭曲或成角度可提高接近于后缘33在中心表面41处和在壳体22的下游区段42处的静压和总压。结果，在扩散器40内更下游的位置处，静压可以是大致均匀的。因此，可避免或显著减少对HRSG45或任何其它装备的损伤。
尽管只结合有限数量的实施例详细描述了本发明，但应容易理解的是，本发明不局限于这样公开的实施例。相反，本发明可变型，以结合在此以前没有描述、但与本发明的精神和范围相当的许多变体、变更、替换或等同布置。另外，尽管已描述本发明的各种实施例，但应理解的是，本发明的方面可仅包括描述的实施例中的一些。因此，本发明不视为受前述说明限制，而是仅受所附权利要求的范围限制。

Claims (10)

1.一种涡轮设备(10)，包括：
涡轮(20)，其包括平台、壳体和涡轮(20)动叶，所述涡轮(20)动叶具有联接至所述平台的毂部(30)和相对于通过所述涡轮(20)的流体流动方向限定的后缘(33)；以及
扩散器(40)，其限定在中心表面(41)与所述壳体的下游区段(42)之间，所述扩散器(40)流体地联接至所述涡轮(20)并设置在所述后缘(33)的下游，
在距所述后缘(33)大约0.5倍在所述毂部(30)处测量的涡轮(20)动叶弦长的范围内，所述毂部(30)的倾斜相对于所述中心表面(41)的倾斜成至少6度的角度，以及
所述中心表面(41)的末端部分轴向地沿水平方向延伸并且和所述壳体的下游区段(42)从所述后缘(33)起至少大致平行或偏离。
2.根据权利要求1所述的涡轮设备(10)，其特征在于，所述涡轮(20)动叶包括末级(27)涡轮(20)动叶。
3.根据权利要求1所述的涡轮设备(10)，其特征在于，所述毂部(30)的倾斜在所述毂部(30)与所述平台之间的界线处限定。
4.根据权利要求1所述的涡轮设备(10)，其特征在于，所述毂部(30)的倾斜与所述中心表面(41)的倾斜之间的差为大约10度或更大。
5.根据权利要求1所述的涡轮设备(10)，其特征在于，所述中心表面(41)和所述壳体的下游区段(42)从所述后缘(33)起偏离。
6.根据权利要求1所述的涡轮设备(10)，其特征在于，还包括装备，其包括热回收蒸汽发生器(HRSG)(45)并且设置在所述扩散器(40)的下游，所述流体从所述扩散器(40)流至所述装备。
7.一种涡轮设备(10)，包括：
涡轮(20)，其包括平台和涡轮(20)动叶，所述涡轮(20)动叶具有联接至所述平台的毂部(30)和相对于通过所述涡轮(20)的流体流动方向限定的后缘(33)；以及
扩散器(40)，其流体地联接至所述涡轮(20)并设置在所述后缘(33)的下游，所述扩散器(40)形成为限定从所述后缘(33)起并围绕中心表面(41)的扩散器(40)流道，所述扩散器(40)流道具有从所述后缘(33)起至少不递减的横截面积，
在距所述后缘(33)大约0.5倍在所述毂部(32)处测量的所述涡轮(20)动叶的涡轮(20)动叶弦长的范围内，所述毂部(30)的倾斜相对于所述中心表面(41)的倾斜成至少6度的角度，所述中心表面的末端部分轴向地沿水平方向延伸。
8.一种涡轮设备(10)，包括：
涡轮(20)，其包括平台、壳体和涡轮(20)动叶，所述涡轮(20)动叶具有联接至所述平台的毂部(30)、接近所述壳体的尖部(32)和相对于通过所述涡轮(20)的流体流动方向限定的后缘(33)；以及
扩散器(40)，其限定在中心表面(41)与所述壳体的下游区段(42)之间，所述扩散器(40)流体地联接至所述涡轮(20)并设置在所述后缘(33)的下游，
在距所述后缘(33)大约0.5倍在所述毂部(30)处测量的涡轮(20)动叶弦长的范围内，所述毂部(30)的倾斜相对于所述中心表面(41)的倾斜成至少6度的角度，
在距所述后缘(33)大约0.5倍在所述尖部(32)处测量的涡轮(20)动叶弦长的范围内，所述壳体的下游区段(42)的倾斜相对于所述尖部(32)的倾斜成至少6度的角度，以及
所述中心表面(41)的末端部分轴向地沿水平方向延伸并且和所述壳体的下游区段(42)从所述后缘(33)起至少大致平行或偏离。
9.根据权利要求8所述的涡轮设备(10)，其特征在于，所述涡轮(20)动叶包括末级(27)涡轮(20)动叶。
10.根据权利要求8所述的涡轮设备(10)，其特征在于，还包括装备，其包括热回收蒸汽发生器(HRSG)(45)并且设置在所述扩散器(40)的下游，所述流体从所述扩散器(40)流至所述装备。
CN201110280166.XA 2010-08-20 2011-08-19 涡轮设备 Expired - Fee Related CN102373960B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/859,924 US8591184B2 (en) 2010-08-20 2010-08-20 Hub flowpath contour
US12/859924 2010-08-20

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102373960A CN102373960A (zh) 2012-03-14
CN102373960B true CN102373960B (zh) 2016-03-02

Family

ID=45557454

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110280166.XA Expired - Fee Related CN102373960B (zh) 2010-08-20 2011-08-19 涡轮设备

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8591184B2 (zh)
JP (1) JP2012041924A (zh)
CN (1) CN102373960B (zh)
CH (1) CH703666B1 (zh)
DE (1) DE102011052418A1 (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9284853B2 (en) * 2011-10-20 2016-03-15 General Electric Company System and method for integrating sections of a turbine
US20140037439A1 (en) * 2012-08-02 2014-02-06 General Electric Company Turbomachine exhaust diffuser
US9598981B2 (en) * 2013-11-22 2017-03-21 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
JP6423084B2 (ja) 2014-08-29 2018-11-14 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフトＳｉｅｍｅｎｓ Ａｋｔｉｅｎｇｅｓｅｌｌｓｃｈａｆｔ ガスタービンエンジン用の制御された収束圧縮機流路
US20170130596A1 (en) * 2015-11-11 2017-05-11 General Electric Company System for integrating sections of a turbine
US10563543B2 (en) 2016-05-31 2020-02-18 General Electric Company Exhaust diffuser
JP7230058B2 (ja) * 2018-03-30 2023-02-28 シーメンス エナジー グローバル ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング ウント コンパニー コマンディートゲゼルシャフト 円錐形端壁の端壁輪郭形成

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3739872A (en) * 1971-05-27 1973-06-19 Westinghouse Electric Corp Gas turbine exhaust system
CN1116271A (zh) * 1994-06-29 1996-02-07 Abb管理有限公司 涡轮机的扩压器
CN1172893A (zh) * 1996-05-08 1998-02-11 亚瑞亚·勃朗勃威力有限公司 一种废气透平增压器的废气透平
EP1178183B1 (de) * 2000-07-31 2005-05-11 ALSTOM Technology Ltd Niederdruckdampfturbine mit Mehrkanal-Diffusor
CN2828322Y (zh) * 2005-10-12 2006-10-18 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种大型全转速汽轮机末级、次末级叶片

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2806645A (en) * 1951-03-02 1957-09-17 Edward A Stalker Radial diffusion compressors
CH484358A (de) * 1968-02-15 1970-01-15 Escher Wyss Ag Abströmgehäuse einer axialen Turbomaschine
US3746469A (en) 1971-03-03 1973-07-17 Gen Motors Corp Turbomachine rotor
US5203674A (en) * 1982-11-23 1993-04-20 Nuovo Pignone S.P.A. Compact diffuser, particularly suitable for high-power gas turbines
JPS623903U (zh) * 1985-06-24 1987-01-10
CH672004A5 (zh) 1986-09-26 1989-10-13 Bbc Brown Boveri & Cie
DE3736836A1 (de) * 1987-10-30 1989-05-11 Bbc Brown Boveri & Cie Axial durchstroemte gasturbine
JP3513170B2 (ja) * 1993-02-26 2004-03-31 三菱重工業株式会社 排気ディフューザー
GB9823840D0 (en) * 1998-10-30 1998-12-23 Rolls Royce Plc Bladed ducting for turbomachinery
DE19905994A1 (de) 1999-02-15 2000-08-24 Peter Kraus Vorrichtung und Verfahren zur Aufhebung von Stoß-Grenzschicht-Oszillationen bei kreisringförmigen Diffusoren (axial-radial) an Dampfturbinen
US6488470B1 (en) 1999-08-03 2002-12-03 Jerzy A. Owczarek Annular flow diffusers for gas turbines
JP3912989B2 (ja) 2001-01-25 2007-05-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン
JP2002349201A (ja) * 2001-05-29 2002-12-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼
GB2384276A (en) * 2002-01-18 2003-07-23 Alstom Gas turbine low pressure stage
US20040109756A1 (en) 2002-12-09 2004-06-10 Mitsubishi Heavy Industries Ltd. Gas turbine
US7272930B2 (en) * 2003-09-25 2007-09-25 Siemens Power Generation Exhaust diffuser assembly with tunable velocity profile
GB2415749B (en) * 2004-07-02 2009-10-07 Demag Delaval Ind Turbomachine A gas turbine engine including an exhaust duct comprising a diffuser for diffusing the exhaust gas produced by the engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3739872A (en) * 1971-05-27 1973-06-19 Westinghouse Electric Corp Gas turbine exhaust system
CN1116271A (zh) * 1994-06-29 1996-02-07 Abb管理有限公司 涡轮机的扩压器
CN1172893A (zh) * 1996-05-08 1998-02-11 亚瑞亚·勃朗勃威力有限公司 一种废气透平增压器的废气透平
EP1178183B1 (de) * 2000-07-31 2005-05-11 ALSTOM Technology Ltd Niederdruckdampfturbine mit Mehrkanal-Diffusor
CN2828322Y (zh) * 2005-10-12 2006-10-18 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种大型全转速汽轮机末级、次末级叶片

Also Published As

Publication number Publication date
CN102373960A (zh) 2012-03-14
US8591184B2 (en) 2013-11-26
CH703666A2 (de) 2012-02-29
JP2012041924A (ja) 2012-03-01
US20120045324A1 (en) 2012-02-23
CH703666B1 (de) 2015-06-30
DE102011052418A1 (de) 2012-02-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102373960B (zh) 涡轮设备
CN102373972B (zh) 尖部流道轮廓
JP5911677B2 (ja) 端壁輪郭形成の翼形部及び選択的クロッキングを有するタービン組立体
KR102314454B1 (ko) 터빈 블레이드의 팁 슈라우드의 시일 레일을 냉각시키는 시스템
US9017036B2 (en) High order shaped curve region for an airfoil
GB2556142B (en) A Dual Walled Aerofoil for a Gas Turbine Engine
JP5887049B2 (ja) タービン・エンジン用の排気プレナム部
US8992179B2 (en) Turbine of a turbomachine
CN107448300A (zh) 用于涡轮发动机的翼型件
US9045988B2 (en) Turbine bucket with squealer tip
CN102587997A (zh) 用于轴流式涡轮机的翼型叶片
US6431829B1 (en) Turbine device
US10280755B2 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the first stage of a turbine
EP1925780A1 (en) Blade for an axial-flow turbine
US10385697B2 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the fourth stage of a turbine
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
US10287888B2 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the fifth stage of a turbine
JP2012107619A (ja) 排気フードディフューザ
US10287887B2 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the seventh stage of a turbine
JP7106552B2 (ja) 背面のそりを有する翼形部（８２）を備える蒸気タービン
JP2023174527A (ja) 応力緩和冷却回路を備えるタービンｈｇｐ部品
US10519775B2 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the second stage of a turbine
US10458246B2 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the fifth stage of a turbine
US20180016906A1 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine vane, in particular for a nozzle of the second stage of a turbine
US20180016913A1 (en) Optimized aerodynamic profile for a turbine blade, in particular for a rotary wheel of the third stage of a turbine

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: 20160302

Termination date: 20170819