CN103195494A - 燃气涡轮机定子组件 - Google Patents

燃气涡轮机定子组件 Download PDF

Info

Publication number
CN103195494A
CN103195494A CN2013100098823A CN201310009882A CN103195494A CN 103195494 A CN103195494 A CN 103195494A CN 2013100098823 A CN2013100098823 A CN 2013100098823A CN 201310009882 A CN201310009882 A CN 201310009882A CN 103195494 A CN103195494 A CN 103195494A
Authority
CN
China
Prior art keywords
slit
parts
groove
assembly according
hot side
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
CN2013100098823A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103195494B (zh
Inventor
D.W.韦伯
C.L.戈登
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 PLC
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 CN103195494A publication Critical patent/CN103195494A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103195494B publication Critical patent/CN103195494B/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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/57—Leaf seals
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/294—Three-dimensional machined; miscellaneous grooved

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及燃气涡轮机定子组件。根据一个方面，一种涡轮机组件包括沿周向与第一部件相邻的第二部件，其中第一部件和第二部件各自具有接近热气体路径的表面，并具有与第二部件的第二侧表面接合的第一部件的第一侧表面。该组件还包括纵向形成于第一部件中的第一狭缝和纵向形成于第二部件中的第二狭缝，其中第一狭缝从第一狭缝内壁延伸到第一侧表面，并且第二狭缝从第二狭缝内壁延伸到第二侧表面。该组件还包括形成于第一狭缝的热侧表面中的第一槽，第一槽从第一狭缝内壁延伸到第一侧表面，其中第一槽包括逐渐变细的横截面几何形状。

Description

燃气涡轮机定子组件
技术领域
本发明所公开的主题涉及燃气涡轮机。更具体地，该主题涉及燃气涡轮机定子部件的组件。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，燃烧器将燃料或空气-燃料混合物的化学能转化成热能。热能被流体(经常是来自压缩机的空气)传送到涡轮机，在涡轮机处热能被转变成机械能。若干因素影响热能转变成机械能的效率。这些因素可以包括叶片通过频率、燃料供应波动、燃料类型和反应性、燃烧器正面体积(head-on volume)、燃料喷嘴设计、空气-燃料分布、火焰形状、空气-燃料混合、火焰稳定性(flame holding)、燃烧温度、涡轮机部件设计、热气体路径温度稀释、和排出物/排气温度。例如，在选定位置(例如燃烧器和在涡轮机中沿着热气体路径的区域)的高燃烧温度可以实现改进效率和性能。在某些情况下，某些涡轮机区域中的高温会缩短寿命、并增加某些涡轮机部件的热应力。
例如，在热气体沿着定子流动时，围绕涡轮机壳体沿周向邻接(circumferentially abutting)、或连接的定子部件暴露于高温。相应地，期望控制定子部件中的温度以提高部件的寿命。
发明内容
根据本发明的一个方面，一种涡轮机组件包括：第一部件；沿周向与第一部件相邻的第二部件，其中第一部件和第二部件各自具有接近热气体路径的表面；和与第二部件的第二侧表面邻接的第一部件的第一侧表面。该组件还包括：纵向形成于第一部件中的第一狭缝，其中第一狭缝从第一狭缝内壁延伸到第一侧表面；和纵向形成于第二部件中的第二狭缝，其中第二狭缝从第二狭缝内壁延伸到第二侧表面，并且其中第一狭缝和第二狭缝构造成接收密封构件。该组件还包括形成于第一狭缝的热侧表面中的第一槽，第一槽从接近第一狭缝内壁处延伸到第一侧表面，其中第一槽包括逐渐变细的横截面几何形状。
根据本发明的另一方面，一种燃气涡轮机定子组件包括第一部件，该第一部件邻接第二部件，第二部件沿周向与第一部件相邻，其中第一部件和第二部件各自具有与热气体路径流体连通的径向内表面、和与冷却流体流体连通的径向外表面。第一部件包括：与第二部件的第二侧表面邻接的第一侧表面；从第一部件的前缘延伸到后缘的第一狭缝，其中第一狭缝从第一狭缝内壁延伸到第一侧表面，其中第一狭缝构造成接收密封构件的一部分；和形成于第一狭缝的热侧表面中的第一槽，第一槽构造成接收冷却流体、并将冷却流体沿着密封构件的热侧表面引导至第一侧表面，其中第一槽包括逐渐变细的横截面几何形状。
根据下列描述并结合附图，这些和其他优点和特征将变得更加显而易见。
附图说明
视为本发明的主题被具体指出并明确地在说明书结尾处的权利要求书中要求保护。从下列结合附图进行的详细描述，本发明的前述和其他特征以及优点将显而易见，其中：
图1是涡轮机定子组件的实施例的透视图；
图2是包括第一和第二部件的来自图1的涡轮机定子组件的一部分的详细透视图；
图3是来自图2的第一部件和第二部件的一部分的俯视图；
图4是来自图2的第一部件和第二部件的端视图；
图5是来自图2的第一部件的一部分的详细侧视图；和
图6是第一部件和第二部件的一部分的另一实施例的俯视图。
详细的描述通过参照附图为示例对本发明的实施例以及优点和特征进行描述。
具体实施方式
图1是涡轮机定子组件100的实施例的透视图。涡轮机定子组件100包括沿周向与第二部件104相邻的第一部件102。第一部件102和第二部件104是形成燃气涡轮发动机的涡轮机内的护罩分段的周向延伸级的一部分的护罩分段。在实施例中，部件102和104可以是喷管分段。为了当前讨论起见，详细讨论第一部件102和第二部件104的组件，尽管涡轮机内的其他定子部件(例如喷管)可以在功能上和结构上相同并应用于所讨论的实施例。此外，实施例可以应用于由填隙密封件密封的相邻定子部件。
第一部件102和第二部件104在界面106处彼此邻接。第一部件102包括带状件108，并且翼型110(也称作“轮叶”或“叶片”)在带状件108下方、在热气体路径126或流过组件的热气体内旋转。第二部件104也包括带状件112，翼型114在带状件112下方、在热气体路径126内旋转。在喷管的实施例中，翼型110、114从位于组件的上部或径向外部上的带状件108、112(也称作“径向外部构件”或“外/内”侧壁)延伸到下带状件或径向内部带状件(未示出)，其中热气体流过翼型110、114并在带状件108、112之间流动。第一部件102和第二部件104彼此邻接、或在第一侧表面116和第二侧表面118处接合，其中每个表面包括纵向形成的纵向狭缝(未示出)以接收密封构件(未示出)。第一部件102的侧表面120示出在侧表面120中形成的狭缝128的细节。示例性狭缝128可以与在侧表面116和118中形成的那些狭缝类似。狭缝128从带状件108的前缘122延伸到后缘124。狭缝128接收密封构件以将上部130附近的冷却流体(例如空气)与第一部件102的下部134分隔开，其中下部134接近热气体路径126。示出的狭缝128包括形成于狭缝128中的多个槽132，以冷却下部134和靠近热气体路径126的部件的表面。在实施例中，第一部件102和第二部件104彼此相邻且接触、或彼此靠近。具体地，在实施例中，第一部件102和第二部件104彼此邻接、或彼此相邻。每个部件可以连接到更大的静态构件，该静态构件将这些部件相对于彼此保持在适当位置。
如本说明书所使用地，“下游”和“上游”是表示相对于经过涡轮机的工作流体的流动的方向。如此，术语“下游”表示通常对应于工作流体的流动方向的方向，术语“上游”通常表示与工作流体的流动方向相反的方向。术语“径向”表示与轴线或中心线垂直的移动或位置。相对于轴线来描述处于不同径向位置的部件可能是有用的。在这种情况下，如果第一部件比第二部件更接近轴线，则这里可以表示第一部件在第二部件的“径向内部”。另一方面，如果第一部件比第二部件更远离轴线，则这里可以表示第一部件在第二部件的“径向外部”或“外侧”。术语“轴向”表示与轴线平行的移动或位置。最后，术语“周向”表示围绕轴线的移动或位置。尽管下面的讨论主要针对燃气涡轮机，但是所讨论的概念不限于燃气涡轮机。
图2是第一部件102和第二部件104的一部分的详细透视图。如图所示，界面106示出部件102、104之间的较大间隙或空间从而举例说明某些细节，但是在某些情况下可以具有彼此基本接近、或接触的侧表面116和118。第一部件102的带状件108具有沿纵向形成于侧表面116中的狭缝200。类似地，第二部件104的带状件112具有沿纵向形成于侧表面118中的狭缝202。在实施例中，狭缝200和202基本与热气体路径126和涡轮机轴线平行地延伸。狭缝200和202基本对准以形成用于接收密封构件(未示出)的腔体。如图所示，狭缝200和202分别从接近内壁204和206处延伸到侧表面116和118。在狭缝200的热侧表面210中形成多个槽208。类似地，在狭缝202的热侧表面216中形成多个槽214。热侧表面210和216还可以描述为分别位于狭缝200和202的低压侧上。此外，热侧表面210和216接近表面212和218，表面212和218是暴露于热气体路径126的带状件108和112的径向内表面。如下文详细所述，槽208和214分别形成于热侧表面210和216中以冷却带状件108和112的部分。此外，槽208、214构造成防止定位在热侧表面210、216上的密封构件磨损进入到槽中，这会不利地影响部件冷却。
图3是第一部件102和第二部件104的一部分的俯视图。狭缝200和202构造成接收密封构件300，密封构件300放置在热侧表面210和216上。槽208和214在密封构件300下方接收冷却流体(例如空气)以冷却第一部件102和第二部件104。此外，在一方面，同一部件中的槽208和214可以不彼此平行。如图所示，槽208和214基本平行、并彼此对准。在其他实施例中，槽208和214可以形成为相对于侧表面116和118呈角度、并且可以沿轴向交错，其中槽208不与槽214对准。如图所示，槽208和214逐渐变细，或具有逐渐变细的横截面几何形状。在槽208和214没有逐渐变细的横截面几何形状(例如，U形横截面)的实施例中，密封构件300会由于热和其他力而磨损，并因此逐渐变形进入槽208和214中。如果密封构件300被磨损进入槽208和214中，这会限制或阻挡冷却流体的流动，因此引起部件的热应力。相应地，图示的槽208和214的布置提供改进的冷却，并可延长涡轮机部件寿命。
图4是第一部件102和第二部件104的一部分的端视图，其中密封构件300定位在纵向狭缝200和202内。侧表面116和118之间的界面106接收来自带状件108和112的上部或径向外部的冷却流体流400。冷却流体流400被引导进入槽200和202、并围绕密封构件300、和沿着槽208和214。然后冷却流体流402被从槽208和214引导至侧表面116和118，在侧表面116和118处冷却流体流402朝向热气体路径126径向向内流动。
图5是带状件108的一部分的详细侧视图。带状件108包括槽208，槽208具有逐渐变细的横截面几何形状。该逐渐变细的横截面几何形状具有窄通道506和大腔体504，窄通道506具有第一轴向尺寸502，大腔体504具有第二轴向尺寸500。在实施例中，第二轴向尺寸500与第一轴向尺寸502的比率大于1。窄通道506防止或减少密封构件300大量磨损进入槽208中。此外，与非逐渐变细的横截面几何形状相比，槽208的逐渐变细的横截面几何形状具有表面508的增加或更大的表面积。表面508的更大表面积经由沿着增加的表面积的流体流动来提供增强的热传递和对带状件108的冷却。相应地，槽208提供对带状件108的更有效冷却，从而减少磨损并延长部件的寿命。在实施例中，槽208、214可以包括表面特征部以增加槽的热传递面积，例如槽中的波形特征或凸起特征。
图6是涡轮机定子组件600的另一实施例的一部分的俯视图，涡轮机定子组件600包括第一部件602和第二部件604。第一部件602包括形成于热侧表面610中的多个槽606。类似地，第二部件604包括形成于热侧表面612中的多个槽608。在实施例中，与上述槽类似，槽606和608可以包括逐渐变细的横截面几何形状。此外，槽606和608还可以沿轴向交错(axially staggered)，其中槽在表面620和622中具有非对准的出口。如图所示，槽606从内表面615延伸到部件602的侧表面620，并且定位成相对于侧表面620呈角度616。槽608从内表面617延伸到部件604的侧表面622，并且定位成相对于侧表面622呈角度618。在实施例中，角度616和618小于约90度。在一个实施例中，角度616和618在从约20度到约80度的范围内。在另一实施例中，角度616和618在从约30度到约60度的范围内。
尽管仅结合有限数量的实施例详细描述了本发明，但是应当很容易理解本发明不限于这些公开的实施例。相反，本发明可以被修改成并入目前没有描述但是符合本发明的精神和范围的任意数量的改变、替换、替代或等效布置。此外，尽管描述了本发明的各种实施例，但是应当理解本发明的各个方面可以仅包括某些描述的实施例。相应地，本发明不应视为受到前文描述的限制，而是仅由所附权利要求书的范围限制。

Claims (20)

1.一种涡轮机组件，其包括：
第一部件；
第二部件，其沿周向与所述第一部件相邻，其中所述第一部件和所述第二部件各自具有接近热气体路径的表面；
所述第一部件的第一侧表面，其邻接所述第二部件的第二侧表面；
纵向形成于所述第一部件中的第一狭缝，其中所述第一狭缝从第一狭缝内壁延伸到所述第一侧表面；
纵向形成于所述第二部件中的第二狭缝，其中所述第二狭缝从第二狭缝内壁延伸到所述第二侧表面，并且其中所述第一狭缝和所述第二狭缝构造成接收密封构件；和
第一槽，其形成于所述第一狭缝的热侧表面中，其中所述第一槽包括逐渐变细的横截面几何形状。
2.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其特征在于，所述涡轮机组件包括形成于所述第二狭缝的热侧表面中的第二槽，所述第二槽延伸到所述第二侧表面，其中所述第二槽包括逐渐变细的横截面几何形状。
3.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其特征在于，所述涡轮机组件包括形成于所述第一狭缝的热侧表面中的多个第一槽，所述多个第一槽从接近所述第一狭缝内壁处延伸到所述第一侧表面，并且所述多个第一槽各自包括逐渐变细的横截面几何形状。
4.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其特征在于，所述第一槽相对于所述第一侧表面的角度小于约90度。
5.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其特征在于，所述逐渐变细的横截面几何形状包括在热侧表面中的窄通道，所述窄通道通向所述窄通道的径向内部的大腔体。
6.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其特征在于，所述逐渐变细的横截面几何形状包括在热侧表面中具有第一轴向尺寸的通道和在所述通道的径向内部具有第二轴向尺寸的腔体，其中所述第二轴向尺寸与所述第一轴向尺寸的比率大于1，从而在所述第一槽中提供增大的表面积以进行热传递。
7.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其特征在于，所述第一槽延伸到所述第一侧表面。
8.根据权利要求1所述的涡轮机组件，其特征在于，所述涡轮机组件包括：
形成于所述第一狭缝的热侧表面中的多个第一槽，所述多个第一槽从接近所述第一狭缝内壁处延伸到所述第一侧表面，其中所述多个第一槽各自包括逐渐变细的横截面几何形状；和
形成于所述第二狭缝的热侧表面中的多个第二槽，所述多个第二槽从接近所述第二狭缝内壁处延伸到所述第二侧表面，其中所述多个第二槽各自包括逐渐变细的横截面几何形状。
9.一种燃气涡轮机定子组件，其包括第一部件，所述第一部件邻接第二部件，所述第二部件沿周向与所述第一部件相邻，其中所述第一部件和所述第二部件各自具有与热气体路径流体连通的径向内表面和与冷却流体流体连通的径向外表面，所述第一部件包括：
第一侧表面，其将与所述第二部件的第二侧表面接合；
第一狭缝，其从所述第一部件的前缘延伸到所述第一部件的后缘，其中所述第一狭缝从第一狭缝内壁延伸到所述第一侧表面，其中所述第一狭缝构造成接收密封构件的一部分；和
第一槽，其形成于所述第一狭缝的热侧表面中，所述第一槽构造成接收所述冷却流体、并将所述冷却流体沿着所述密封构件的热侧表面引导至所述第一侧表面，其中所述第一槽包括逐渐变细的横截面几何形状。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮机定子组件，其特征在于，所述第一槽横向地从接近所述第一狭缝内壁处延伸到所述第一侧表面。
11.根据权利要求9所述的燃气涡轮机定子组件，其特征在于，所述燃气涡轮机定子组件包括形成于所述第一狭缝的热侧表面中的多个第一槽，所述多个第一槽构造成接收所述冷却流体、并将所述冷却流体沿着所述密封构件的热侧表面引导至所述第一侧表面，其中所述多个第一槽各自包括逐渐变细的横截面几何形状。
12.根据权利要求9所述的燃气涡轮机定子组件，其特征在于，所述燃气涡轮机定子组件包括形成于所述第二部件中的第二狭缝，所述第二狭缝构造成基本与所述第一狭缝对准以接收所述密封构件的一部分。
13.根据权利要求12所述的燃气涡轮机定子组件，其特征在于，所述燃气涡轮机定子组件包括形成于所述第二狭缝的热侧表面中的第二槽，所述第二槽构造成接收所述冷却流体、并将所述冷却流体沿着所述密封构件的热侧表面引导至所述第二侧表面，其中所述第二槽包括逐渐变细的横截面几何形状。
14.根据权利要求9所述的燃气涡轮机定子组件，其特征在于，所述第一槽相对于所述第一侧表面的角度小于约90度。
15.根据权利要求9所述的燃气涡轮机定子组件，其特征在于，所述逐渐变细的横截面几何形状包括在热侧表面中的窄通道，所述窄通道通向所述窄通道的径向内部的大腔体。
16.根据权利要求9所述的燃气涡轮机定子组件，其特征在于，所述逐渐变细的横截面几何形状包括在热侧表面中具有第一轴向尺寸的通道和在所述通道的径向内部具有第二轴向尺寸的腔体，其中所述第二轴向尺寸与所述第一轴向尺寸的比率大于1，从而在所述第一槽中提供增大的表面积以进行热传递。
17.一种涡轮机组件，其包括：
第一部件；
第二部件，其沿周向与所述第一部件相邻，其中所述第一部件和所述第二部件各自具有接近热气体路径的表面；
所述第一部件的第一侧表面，其将与所述第二部件的第二侧表面接合；
纵向形成于所述第一部件中的第一狭缝，其中所述第一狭缝从第一狭缝内壁延伸到所述第一侧表面；
纵向形成于所述第二部件中的第二狭缝，其中所述第二狭缝从第二狭缝内壁延伸到所述第二侧表面，并且其中所述第一狭缝和所述第二狭缝构造成接收密封构件；和
形成于所述第一狭缝的热侧表面中的多个第一槽，所述多个第一槽从接近所述第一狭缝内壁处延伸到所述第一侧表面，其中所述多个第一槽各自包括在所述第一狭缝的热侧表面中的窄通道，所述窄通道通向所述窄通道的径向内部的大腔体。
18.根据权利要求17所述的涡轮机组件，其特征在于，所述多个第一槽各自相对于所述第一侧表面的角度小于约90度。
19.根据权利要求17所述的涡轮机组件，其特征在于，所述窄通道具有第一轴向尺寸，所述大腔体具有第二轴向尺寸，其中所述第二轴向尺寸与所述第一轴向尺寸的比率大于1，从而在所述第一槽中提供增大的表面积以进行热传递。
20.根据权利要求17所述的涡轮机组件，其特征在于，所述涡轮机组件包括形成于所述第二狭缝的热侧表面中的多个第二槽，所述多个第二槽从接近所述第二狭缝内壁处延伸到所述第二侧表面，其中所述多个第二槽各自包括在所述第二狭缝的热侧表面中的窄通道，所述窄通道通向所述窄通道的径向内部的大腔体。
CN201310009882.3A 2012-01-10 2013-01-10 燃气涡轮机定子组件 Active CN103195494B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/347,269 2012-01-10
US13/347269 2012-01-10
US13/347,269 US8845285B2 (en) 2012-01-10 2012-01-10 Gas turbine stator assembly

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103195494A true CN103195494A (zh) 2013-07-10
CN103195494B CN103195494B (zh) 2016-02-17

Family

ID=47631257

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310009882.3A Active CN103195494B (zh) 2012-01-10 2013-01-10 燃气涡轮机定子组件

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8845285B2 (zh)
EP (1) EP2615254B1 (zh)
JP (1) JP6063250B2 (zh)
CN (1) CN103195494B (zh)
RU (1) RU2012158321A (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2536443C2 (ru) 2011-07-01 2014-12-27 Альстом Текнолоджи Лтд Направляющая лопатка турбины
US9828872B2 (en) * 2013-02-07 2017-11-28 General Electric Company Cooling structure for turbomachine
WO2014186001A2 (en) * 2013-04-12 2014-11-20 United Technologies Corporation Flexible feather seal for blade outer air seal gas turbine engine rapid response clearance control system
US9416675B2 (en) * 2014-01-27 2016-08-16 General Electric Company Sealing device for providing a seal in a turbomachine
EP2907977A1 (de) * 2014-02-14 2015-08-19 Siemens Aktiengesellschaft Heißgasbeaufschlagbares Bauteil für eine Gasturbine sowie Dichtungsanordnung mit einem derartigen Bauteil
US20160281521A1 (en) * 2015-03-23 2016-09-29 United Technologies Corporation Flowing mateface seal
US10458264B2 (en) * 2015-05-05 2019-10-29 United Technologies Corporation Seal arrangement for turbine engine component
US10697315B2 (en) * 2018-03-27 2020-06-30 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Full hoop blade track with keystoning segments
US10927692B2 (en) 2018-08-06 2021-02-23 General Electric Company Turbomachinery sealing apparatus and method
GB201907545D0 (en) * 2019-05-29 2019-07-10 Siemens Ag Heatshield for a gas turbine engine
US12098643B2 (en) 2021-03-09 2024-09-24 Rtx Corporation Chevron grooved mateface seal

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5823741A (en) * 1996-09-25 1998-10-20 General Electric Co. Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine
US6193240B1 (en) * 1999-01-11 2001-02-27 General Electric Company Seal assembly
US20020028134A1 (en) * 2000-04-11 2002-03-07 Burdgick Steven S. Apparatus for impingement cooling a side wall adjacent an undercut region of a turbine nozzle segment
US20030039542A1 (en) * 2001-08-21 2003-02-27 Cromer Robert Harold Transition piece side sealing element and turbine assembly containing such seal
US20030057654A1 (en) * 2001-08-21 2003-03-27 Stefan Florjancic Process for producing a groove-like recess, and a groove-like recess of this type
JP2005016324A (ja) * 2003-06-23 2005-01-20 Hitachi Ltd シール装置及びガスタービン
US20050220619A1 (en) * 2003-12-12 2005-10-06 Self Kevin P Nozzle guide vanes
EP1621736A2 (de) * 2004-07-30 2006-02-01 ALSTOM Technology Ltd Wandstruktur zur Begrenzung eines Heissgaspfades
CN100396884C (zh) * 2002-07-29 2008-06-25 通用电气公司 用于汽轮机隔板级间填料密封的端面间隙密封和改进方法
CN102191954A (zh) * 2010-03-03 2011-09-21 通用电气公司 利用密封槽通道冷却燃气涡轮构件
US20110241297A1 (en) * 2010-04-01 2011-10-06 General Electric Company Integral seal and sealant packaging

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4650394A (en) 1984-11-13 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal assembly for a gas turbine engine
GB2195403A (en) * 1986-09-17 1988-04-07 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to sealing and cooling means
US4902198A (en) 1988-08-31 1990-02-20 Westinghouse Electric Corp. Apparatus for film cooling of turbine van shrouds
JPH03213602A (ja) 1990-01-08 1991-09-19 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造
US5088888A (en) * 1990-12-03 1992-02-18 General Electric Company Shroud seal
US5531437A (en) 1994-11-07 1996-07-02 Gradco (Japan) Ltd. Telescoping registration member for sheet receivers
US5531457A (en) 1994-12-07 1996-07-02 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine engine feather seal arrangement
JP3999395B2 (ja) 1999-03-03 2007-10-31 三菱重工業株式会社 ガスタービン分割環
US6340285B1 (en) * 2000-06-08 2002-01-22 General Electric Company End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud
JP2003129803A (ja) * 2001-10-24 2003-05-08 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン
US6814538B2 (en) 2003-01-22 2004-11-09 General Electric Company Turbine stage one shroud configuration and method for service enhancement
US7524163B2 (en) * 2003-12-12 2009-04-28 Rolls-Royce Plc Nozzle guide vanes
US7217081B2 (en) 2004-10-15 2007-05-15 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a seal for turbine vane shrouds
US8182208B2 (en) 2007-07-10 2012-05-22 United Technologies Corp. Gas turbine systems involving feather seals

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5823741A (en) * 1996-09-25 1998-10-20 General Electric Co. Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine
US6193240B1 (en) * 1999-01-11 2001-02-27 General Electric Company Seal assembly
US20020028134A1 (en) * 2000-04-11 2002-03-07 Burdgick Steven S. Apparatus for impingement cooling a side wall adjacent an undercut region of a turbine nozzle segment
US20030039542A1 (en) * 2001-08-21 2003-02-27 Cromer Robert Harold Transition piece side sealing element and turbine assembly containing such seal
US20030057654A1 (en) * 2001-08-21 2003-03-27 Stefan Florjancic Process for producing a groove-like recess, and a groove-like recess of this type
CN100396884C (zh) * 2002-07-29 2008-06-25 通用电气公司 用于汽轮机隔板级间填料密封的端面间隙密封和改进方法
JP2005016324A (ja) * 2003-06-23 2005-01-20 Hitachi Ltd シール装置及びガスタービン
US20050220619A1 (en) * 2003-12-12 2005-10-06 Self Kevin P Nozzle guide vanes
EP1621736A2 (de) * 2004-07-30 2006-02-01 ALSTOM Technology Ltd Wandstruktur zur Begrenzung eines Heissgaspfades
CN102191954A (zh) * 2010-03-03 2011-09-21 通用电气公司 利用密封槽通道冷却燃气涡轮构件
US20110241297A1 (en) * 2010-04-01 2011-10-06 General Electric Company Integral seal and sealant packaging

Also Published As

Publication number Publication date
RU2012158321A (ru) 2014-07-10
JP2013142394A (ja) 2013-07-22
US20130177412A1 (en) 2013-07-11
CN103195494B (zh) 2016-02-17
EP2615254B1 (en) 2020-11-04
JP6063250B2 (ja) 2017-01-18
EP2615254A3 (en) 2017-08-02
US8845285B2 (en) 2014-09-30
EP2615254A2 (en) 2013-07-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103195494A (zh) 燃气涡轮机定子组件
CN205744004U (zh) 燃气涡轮机
JP6110665B2 (ja) タービン集成体及び集成体の温度を制御するための方法
JP6209609B2 (ja) 動翼
US9188012B2 (en) Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
CN102733860B (zh) 涡轮护罩部段冷却系统和方法
CN102011651B (zh) 冲击冷却的过渡件尾部框架
CN107075961B (zh) 供用于涡轮发动机中的位于过渡道和第一排叶片组件之间的密封组件
US8801371B2 (en) Gas turbine
CN205744003U (zh) 燃气涡轮机
CN105909315A (zh) 涡轮转子叶片
US20150345301A1 (en) Rotor blade cooling flow
JP2014077442A (ja) 動翼及び動翼冷却方法
CN106123031A (zh) 混合系统
CN104566456A (zh) 涡轮系统中具有改进的后缘的过渡管道组件
CN103527321A (zh) 用于燃气涡轮机的过渡管道
CN103184888B (zh) 用于从流体分离颗粒的涡轮和方法
EP3358138B1 (en) Pre-swirler for gas turbine
US9464536B2 (en) Sealing arrangement for a turbine system and method of sealing between two turbine components
CN104126065B (zh) 燃气涡轮发动机
CN204357493U (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮部段的涡轮叶片
EP3004563A1 (en) Rotor tip clearance
JP6016655B2 (ja) ガスタービン尾筒シール及びガスタービン
CN110630337A (zh) 重叠的靠近表面的冷却通道
US10113432B2 (en) Rotor shaft with cooling bore inlets

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
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240111

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.

TR01 Transfer of patent right