CZ289277B6 - Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny - Google Patents

Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny Download PDF

Info

Publication number
CZ289277B6
CZ289277B6 CZ19971722A CZ172297A CZ289277B6 CZ 289277 B6 CZ289277 B6 CZ 289277B6 CZ 19971722 A CZ19971722 A CZ 19971722A CZ 172297 A CZ172297 A CZ 172297A CZ 289277 B6 CZ289277 B6 CZ 289277B6
Authority
CZ
Czechia
Prior art keywords
hot
segment
gap
adjacent
adjacent segments
Prior art date
Application number
CZ19971722A
Other languages
English (en)
Other versions
CZ172297A3 (en
Inventor
Ian Tibbot
Roger Gates
Original Assignee
Pratt & Whitney Canada Corp.
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 Pratt & Whitney Canada Corp. filed Critical Pratt & Whitney Canada Corp.
Publication of CZ172297A3 publication Critical patent/CZ172297A3/cs
Publication of CZ289277B6 publication Critical patent/CZ289277B6/cs

Links

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
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • 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
    • F05D2240/56—Brush seals
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S277/00—Seal for a joint or juncture
    • Y10S277/93—Seal including heating or cooling feature

Landscapes

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

Abstract

Za° zen pro chlazen a t sn n plynov turb ny (10) s axi ln m proudem (12) plynu sest v z mno stv obvodov k sob p°il haj c ch segment (18). Ka d² tento segment (18) m prvn plochu (24) v kontaktu s proudem (12) hork ho plynu a protilehlou plochu (26) v kontaktu s p° vodem chladic ho vzduchu (28). Ka d² segment (18) m dv bo n plochy (30), kde ka d tato bo n plocha (30) p°il h k bo n plo e (30) soused c ho segmentu (18) tak, e mezi soused c mi segmenty (18) z st v mezera (20). Ka d bo n plocha (30) je opat°ena dr kou (22) komplement rn s dr kou (22) v bo n plo e (30) sousedn ho segmentu (18) a ka d tato dr ka (22) m horkou bo n plochu (36) a chladnou bo n plochu (38). Do dr ek (22) mezi soused c mi segmenty (18) je vlo eno t sn n (34). V ka d hork bo n plo e (36) dr ek (22) je vytvo°eno mno stv hork²ch z °ez (40). Ka d² tento hork² z °ez (40) je v tekutinov m spojen s uveden²m p° vodem chladic ho vzduchu (28) a m vy·st n do mezery (20), kter je uspo° d no st° dav vzhledem k vy·st n m hork²ch z °ez (40) v sousedn m segmentu (18) pro p°iv d n chladic ho vzduchu hork²m z °ezem (40) do mezery (20) v m stech, kter jsou uspo° d na st° dav vzhledem k m st m p° vodu vzduchu z hork²ch z °ez (40) v sousedn m segmentu (18).\

Description

Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny (10) s axiálním proudem (12) plynu sestává z množství obvodově k sobě přiléhajících segmentů (18). Každý tento segment (18) má první plochu (24) v kontaktu s proudem (12) horkého plynu a protilehlou plochu (26) v kontaktu s přívodem chladicího vzduchu (28). Každý segment (18) má dvě boční plochy (30), kde každá tato boční plocha (30) přiléhá k boční ploše (30) sousedícího segmentu (18) tak, že mezi sousedícími segmenty (18) zůstává mezera (20). Každá boční plocha (30) je opatřena drážkou (22) komplementární s drážkou (22) v boční ploše (30) sousedního segmentu (18) a každá tato drážka (22) má horkou boční plochu (36) a chladnou boční plochu (38). Do drážek (22) mezi sousedícími segmenty (18) je vloženo těsnění (34). V každé horké boční ploše (36) drážek (22) je vytvořeno množství horkých zářezů (40). Každý tento horký zářez (40) jev tekutinovém spojení s uvedeným přívodem chladicího vzduchu (28) a má vyústění do mezery (20), které je uspořádáno střídavě vzhledem k vyústěním horkých zářezů (40) v sousedním segmentu (18) pro přivádění chladicího vzduchu horkým zářezem (40) do mezery (20) v místech, která jsou uspořádána střídavě vzhledem k místům přívodu vzduchu z horkých zářezů (40) v sousedním segmentu (18).
Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny
Oblast techniky
Vynález se týká zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny s axiálním proudem plynu, sestávajícího z množiny obvodově k sobě přiléhajících segmentů, kde každý tento segment má první plochu v kontaktu s proudem horkého plynu a protilehlou plochu v kontaktu s přívodem chladicího vzduchu. Každý segment má dvě boční plochy, kde každá tato boční plocha přiléhá k boční ploše sousedícího segmentu tak, že mezi sousedícími segmenty zůstává mezera. Každá boční plocha je opatřena drážkou komplementární s drážkou v boční ploše sousedního segmentu a každá tato drážka má horkou boční plochu a chladnou boční plochu. Do drážek mezi sousedícími segmenty je vloženo těsnění. Zařízení se využije u vysokoteplotních plynových turbín, zejména pro chlazení obloukovitých segmentů, jako jsou základny lopatek, segmenty krytu nebo rotorové lopatky v místech přiléhajících k těsněním.
Dosavadní stav techniky
Plynové turbíny jsou za účelem maximalizace účinnosti zkonstruovány tak, že mohou být provozovány při extrémně vysokých teplotách. Při takových teplotách se používané konstrukční materiály dostávají na hranici svých možností. Optimální funkce a konstrukce se dosahuje místním chlazením různých součástí.
K chlazení je použit vysokotlaký vzduch odebíraný z kompresoru, který je pak směrován do různých součástí. Použitý chladicí vzduch přitom obchází spalovací komoru a má negativní vliv na účinnost plynové turbíny. Proto je žádoucí dosáhnout požadovaného chlazení při použití minimálního množství chladicího vzduchu.
V určitých oblastech se pro vymezení průtočného kanálu plynu používají obloukové segmenty. Jedním příkladem takových segmentů jsou základny lopatek. Tyto základny lopatek musí být vytvořeny ze segmentů, neboť celistvý kruh by neumožňoval rozdílné roztahování při provozu turbíny.
Segmenty jsou chlazeny vzduchem přicházejícím na chladnou stranu těchto segmentů. V místě, kde segmenty na sebe navazují je v každém segmentu vytvořena drážka, v níž je mezi dvěma sousedními segmenty umístěno kovové těsnění. Drážka v níž je umístěno toto těsnění však přerušuje tepelný tok z vnitřního povrchu segmentu k chlazené vnější straně. Tím dochází k tomu, že segment není v oblasti těsnění dostatečně chlazen. Pro zajištění chlazení samotného těsnění i okolního materiálu segmentů je známo několik uspořádání, umožňujících selektivní chlazení oblasti těsnění.
Patent GB-A-2 239 679 popisuje jedno takové uspořádání, kde do volných drážek mezi sousedními segmenty je vložen těsnicí prvek. Drážky zahrnují na svých vzduchem chlazených stranách množství podélně od sebe vzdálených zářezů, rozprostírajících se pod těsnicím prvkem. Toto uspořádání vytváří dráhu pro chladicí vzduch, která je kolmá na spáru mezi přilehlými segmenty.
Cílem vynálezu je dosáhnout správného chlazení s minimálním negativním vlivem na účinnost plynové turbíny.
/ ' Podstata vynálezu
Uvedeného cíle se dosahuje zařízením pro chlazení a těsnění plynové turbíny s axiálním proudem plynu, které sestává z množiny obvodově ksobě přiléhajících segmentů, kde každý tento segment má první plochu v kontaktu s proudem horkého plynu a protilehlou plochu v kontaktu s přívodem chladicího vzduchu, každý segment má dvě boční plochy, kde každá tato boční plocha přiléhá k boční ploše sousedícího segmentu tak, že mezi sousedícími segmenty zůstává mezera a každá boční plocha je opatřena drážkou, komplementární s drážkou v boční ploše sousedního segmentu a každá tato drážka má horkou boční plochu a chladnou boční plochu, přičemž do drážek mezi sousedícími segmenty je vloženo těsnění, podle vynálezu, jehož podstata spočívá v tom, že v každé horké boční ploše drážek je vytvořeno množství horkých zářezů, z nichž každý je v tekutinovém spojení s přívodem chladicího vzduchu a má vyústění do mezery, které je uspořádáno střídavě vzhledem k vyústěním horkých zářezů v sousedním segmentu pro přivádění chladicího vzduchu horkým zářezem do mezery v místech, která jsou uspořádána střídavě vzhledem k místům přívodu vzduchu z horkých zářezů v sousedním segmentu.
Toto zařízení zajišťuje stejnoměrnější odvětrávání mezery a přídavné chlazení sousedícího 20 segmentu chladicím vzduchem, který proudí proti němu.
Průtok z každého zářezu ústícího do mezery má přitom složku proudu, která je paralelní k axiálnímu proudu plynu v turbíně, čímž se získá plynulý přídavný proud a méně negativní dopad na účinnost turbíny.
Výhodně je na každé chladné boční ploše drážek vytvořeno množství zářezů, které jsou v tekutinovém spojení s horkými zářezy na horké boční ploše. Radiální přesazení sousedních segmentů, kdy uvedené těsnění dosedá na hranu drážky, při tomto uspořádání nemůže způsobit zablokování proudění.
Dále je výhodné, když je každý zářez od směru mezery mezi sousedními segmenty odkloněn o úhel menší než 45°, takže tento zářez má relativně velkou délku nebo velký poměr L/D, což pak zajišťuje silnější proudění při průchodu chladicího vzduchu zářezem.
Podle dalšího výhodného provedení je v každé chladné boční ploše drážky vytvořeno množstvím zářezů, kde každý z nich je v tekutinovém spojení s horkým zářezem na horké boční ploše.
Každý horký zářez má složku proudu vystupujícího vzduchu paralelní s uvedeným axiálním proudem plynu a na studené boční ploše drážky je vytvořeno množství zářezů, které jsou 40 v tekutinovém spojení s horkými zářezy, vytvořenými na uvedené horké boční ploše drážky. Výhodné je, když je každý horký zářez odkloněn od směru mezery mezi sousedními segmenty o úhel menší než 45°.
Přehled obrázků na výkresech
Vynález bude dále popsán s odkazy na výkresy, na kterých obr. 1 zobrazuje osový pohled na několik přilehlých segmentů lopatek, obr. 2 zobrazuje v pohledu zevnitř radiálně ven oblast, kde se dva přilehlé segmenty lopatek vzájemně dotýkají, obr. 3 je pohled v řezu vedeném podél čáry 50 3-3 z obr. 2 a obr. 4 je pohled v řezu vedeném podél čáry 4-4 z obr. 2.
-2CZ 289277 B6
Příklady provedení vynálezu
Obr. 1 zobrazuje část plynové turbíny 10 ležící v axiálním proudu 12 plynu se zařízením podle vynálezu. Plyn prochází přes množinu lopatek 14. Množina lopatek 14 je nesena vnitřním segmentem nebo lopatkovou základnou 16 a vnějším segmentem 18. Nosiče lopatek jsou rozděleny na segmenty, což umožňuje jejich roztahování při provozu turbíny.
Tyto segmenty 48 k sobě vzájemně přiléhají, přičemž mezi nimi zůstává mezera 20. Každý segment 18 má drážku 22 pro vložení těsnění, kterým je tenký pružný kovový plech, na tomto obrázku nezobrazený. Každý segment 18 má první plochu 24. která je v kontaktu s horkým proudem 12 plynu a dále protilehlou plochu 26. která je v kontaktu s přívodem chladicího vzduchu 28.
Každý segment 18 má rovněž dvě boční plochy 30. kterými sousední segmenty 18 přiléhají k mezeře 20 ležící mezi nimi.
Každá boční plocha 30 segmentu 18 je opatřena drážkou 22 (obr. 2) s těsněním 34, uloženým v této drážce 22. Jak je vidět na obr. 3, má každá drážka 22 horkou boční plochu 36 a chladnou boční plochu 38. V horkých bočních plochách 36 jsou vytvořeny horké zářezy 40, a to tak, že složka proudu vzduchu vyúsťujícího z horkých zářezů 40 má směr paralelní s axiálním proudem plynu v turbíně. Tento proud ze zářezů vyúsťuje do mezery 20. pročišťuje tuto mezeru 20 a umožňuje plynulý vstup do proudu horkého plynu. Je třeba poznamenat, že tyto zářezy 40 jsou odkloněny od směru 42 mezery 20 o úhel menší než 45°, čímž má zářez 40 relativně velkou délku nebo velký poměr L/D. Proudění chladicího vzduchu zajišťuje výraznější konvekční chlazení materiálu.
V chladné boční ploše 38 drážky 22 je vytvořeno množství zářezů 46. které jsou v místě 48 ohybu v tekutinovém spojení se zářezy na horké boční ploše. Když dojde k radiálnímu vyosení lopatkových základen, dosedne těsnění 34 na roh 50 a blokuje průtok (obr. 3). Vytvořené zářezy 46 zabraňují takovému zablokování průtočného kanálu.
Při tomto uspořádání zařízení pro plynovou turbínu je materiál mezi těsněním a horkým plynem dostatečně chlazen. Dopad proudu chladicího vzduchu na základnu mezi její vlastní chladicí drážkou zvyšuje účinnost chlazení. Složka vyúsťujícího proudu, která je paralelní s axiálním proudem turbíny snižuje ztráty energie.
PATENTOVÉ NÁROKY

Claims (8)

1. Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny (10) s axiálním proudem (12) plynu, sestávající z množiny obvodově ksobě přiléhajících segmentů (18), kde každý tento segment (18) má první plochu (24) v kontaktu s proudem (12) horkého plynu a protilehlou plochu (26) v kontaktu s přívodem chladicího vzduchu (28), každý segment (18) má dvě boční plochy (30), kde každá tato boční plocha (30) přiléhá k boční ploše (30) sousedícího segmentu (18) tak, že mezi sousedícími segmenty (18) zůstává mezera (20), každá boční plocha (30) je opatřena drážkou (22) komplementární s drážkou (22) v boční ploše (30) sousedního segmentu (18) a každá tato drážka (22) má horkou boční plochu (36) a chladnou boční plochu (38), přičemž do drážek (22) mezi sousedícími segmenty (18) je vloženo těsnění (34), vyznačující se t í m, že v každé horké boční ploše (36) drážek (22) je vytvořeno množství horkých zářezů (40),
-3CZ 289277 B6 kde každý tento horký zářez (40) je v tekutinovém spojení s uvedeným přívodem chladicího vzduchu (28) a má vyústění do mezery (20), které je uspořádáno střídavě vzhledem k vyústěním horkých zářezů (40) v sousedním segmentu (18) pro přivádění chladicího vzduchu horkým zářezem (40) do mezery (20) v místech, která jsou uspořádána střídavě vzhledem k místům 5 přívodu vzduchu z horkých zářezů (40) v sousedním segmentu (18).
2. Zařízení podle nároku 1, vyznačující se tím, že každý horký zářez (40) má složku proudu paralelní s axiálním proudem (12) plynu.
io
3. Zařízení podle nároku 1, vyznačující se tím, že v každé chladné boční ploše (38) je vytvořeno množství zářezů (46), přičemž každý z nich je v tekutinovém spojení s horkým zářezem (40) na horké boční ploše (36).
4. Zařízení podle nároku 1, vyznačující se tím, že každý horký zářez (40) je
15 odkloněn od směru (42) mezery (20) mezi sousedícími segmenty (18) o úhel menší než 45°.
5. Zařízení podle nároku 2, vyznačující se tím, že v každé chladné boční ploše (38) je vytvořeno množství zářezů (46), přičemž každý z nich je v tekutinovém spojení s horkým zářezem (40) v horké boční ploše (36).
6. Zařízení podle nároku 2, vyznačující se tím, že každý horký zářez (40) je odkloněn od směru (42) mezery (20) mezi sousedícími segmenty (18) o úhel menší než 45°.
7. Zařízení podle nároku 3, vyznačující se tím, že každý horký zářez (40) je 25 odkloněn od směru (42) mezery (20) mezi sousedícími segmenty (18) o úhel menší než 45°.
8. Zařízení podle nároku 5, vyznačující se tím, že každý horký zářez (40) je odkloněn od směru (42) mezery (20) mezi sousedícími segmenty (18) o úhel menší než 45°.
CZ19971722A 1994-12-07 1995-12-07 Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny CZ289277B6 (cs)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/350,567 US5531457A (en) 1994-12-07 1994-12-07 Gas turbine engine feather seal arrangement
PCT/CA1995/000684 WO1996018025A1 (en) 1994-12-07 1995-12-07 Gas turbine engine feather seal arrangement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CZ172297A3 CZ172297A3 (en) 1997-09-17
CZ289277B6 true CZ289277B6 (cs) 2001-12-12

Family

ID=23377282

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CZ19971722A CZ289277B6 (cs) 1994-12-07 1995-12-07 Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny

Country Status (9)

Country Link
US (1) US5531457A (cs)
EP (1) EP0796388B1 (cs)
JP (1) JP3749258B2 (cs)
CA (1) CA2207033C (cs)
CZ (1) CZ289277B6 (cs)
DE (1) DE69516423T2 (cs)
PL (1) PL178880B1 (cs)
RU (1) RU2159856C2 (cs)
WO (1) WO1996018025A1 (cs)

Families Citing this family (62)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5655876A (en) * 1996-01-02 1997-08-12 General Electric Company Low leakage turbine nozzle
CA2262930C (en) * 1997-06-04 2001-10-09 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal structure between gas turbine discs
EP1260678B1 (de) * 1997-09-15 2004-07-07 ALSTOM Technology Ltd Segmentanordnung für Plattformen
DE19848103A1 (de) * 1998-10-19 2000-04-20 Asea Brown Boveri Dichtungsanordnung
US6210111B1 (en) * 1998-12-21 2001-04-03 United Technologies Corporation Turbine blade with platform cooling
US6273683B1 (en) * 1999-02-05 2001-08-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform seal
DE19959343A1 (de) * 1999-12-09 2001-07-19 Abb Alstom Power Ch Ag Dichtvorrichtung
EP1130218A1 (de) * 2000-03-02 2001-09-05 Siemens Aktiengesellschaft Turbine mit Dichtelement für die Fussplatten der Leitschaufeln
DE50214731D1 (de) 2001-08-21 2010-12-09 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Herstellung einer nutförmigen Ausnehmung sowie eine diesbezügliche nutförmigen Ausnehmung
FR2835563B1 (fr) * 2002-02-07 2004-04-02 Snecma Moteurs Agencement d'accrochage de secteurs en arc de cercle de distributeur porteur d'aubes
US6883807B2 (en) 2002-09-13 2005-04-26 Seimens Westinghouse Power Corporation Multidirectional turbine shim seal
US6733234B2 (en) 2002-09-13 2004-05-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Biased wear resistant turbine seal assembly
GB0304329D0 (en) * 2003-02-26 2003-04-02 Rolls Royce Plc Damper seal
GB0317055D0 (en) * 2003-07-22 2003-08-27 Cross Mfg Co 1938 Ltd Improvements relating to aspirating face seals and thrust bearings
GB0328952D0 (en) * 2003-12-12 2004-01-14 Rolls Royce Plc Nozzle guide vanes
US7524163B2 (en) * 2003-12-12 2009-04-28 Rolls-Royce Plc Nozzle guide vanes
GB2412702B (en) * 2004-03-31 2006-05-03 Rolls Royce Plc Seal assembly
US7217081B2 (en) * 2004-10-15 2007-05-15 Siemens Power Generation, Inc. Cooling system for a seal for turbine vane shrouds
US7163376B2 (en) * 2004-11-24 2007-01-16 General Electric Company Controlled leakage pin and vibration damper for active cooling and purge of bucket slash faces
EP1914386A1 (en) 2006-10-17 2008-04-23 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade assembly
US7762780B2 (en) * 2007-01-25 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies
US8182208B2 (en) * 2007-07-10 2012-05-22 United Technologies Corp. Gas turbine systems involving feather seals
US8308428B2 (en) 2007-10-09 2012-11-13 United Technologies Corporation Seal assembly retention feature and assembly method
US8240981B2 (en) * 2007-11-02 2012-08-14 United Technologies Corporation Turbine airfoil with platform cooling
US8127526B2 (en) * 2008-01-16 2012-03-06 United Technologies Corporation Recoatable exhaust liner cooling arrangement
US8534993B2 (en) * 2008-02-13 2013-09-17 United Technologies Corp. Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals
US8240985B2 (en) * 2008-04-29 2012-08-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud segment arrangement for gas turbine engines
ATE537333T1 (de) * 2009-01-28 2011-12-15 Alstom Technology Ltd Streifendichtung und verfahren zum entwurf einer streifendichtung
US9441497B2 (en) * 2010-02-24 2016-09-13 United Technologies Corporation Combined featherseal slot and lightening pocket
US8371800B2 (en) * 2010-03-03 2013-02-12 General Electric Company Cooling gas turbine components with seal slot channels
US8684673B2 (en) 2010-06-02 2014-04-01 Siemens Energy, Inc. Static seal for turbine engine
FR2963381B1 (fr) * 2010-07-27 2015-04-10 Snecma Etancheite inter-aubes pour une roue de turbine ou de compresseur de turbomachine
US8727710B2 (en) * 2011-01-24 2014-05-20 United Technologies Corporation Mateface cooling feather seal assembly
US8876479B2 (en) 2011-03-15 2014-11-04 United Technologies Corporation Damper pin
US8951014B2 (en) 2011-03-15 2015-02-10 United Technologies Corporation Turbine blade with mate face cooling air flow
RU2536443C2 (ru) * 2011-07-01 2014-12-27 Альстом Текнолоджи Лтд Направляющая лопатка турбины
US20130039758A1 (en) * 2011-08-09 2013-02-14 General Electric Company Turbine airfoil and method of controlling a temperature of a turbine airfoil
US9938844B2 (en) 2011-10-26 2018-04-10 General Electric Company Metallic stator seal
US9022728B2 (en) * 2011-10-28 2015-05-05 United Technologies Corporation Feather seal slot
US10161523B2 (en) 2011-12-23 2018-12-25 General Electric Company Enhanced cloth seal
US20130177383A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-11 General Electric Company Device and method for sealing a gas path in a turbine
US8845285B2 (en) * 2012-01-10 2014-09-30 General Electric Company Gas turbine stator assembly
US8905708B2 (en) * 2012-01-10 2014-12-09 General Electric Company Turbine assembly and method for controlling a temperature of an assembly
EP2828488B1 (en) 2012-03-21 2020-03-04 Ansaldo Energia Switzerland AG Strip seal
US10072517B2 (en) 2013-03-08 2018-09-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having variable width feather seal slot
US9581036B2 (en) 2013-05-14 2017-02-28 General Electric Company Seal system including angular features for rotary machine components
US9518478B2 (en) * 2013-10-28 2016-12-13 General Electric Company Microchannel exhaust for cooling and/or purging gas turbine segment gaps
US9719427B2 (en) 2014-01-21 2017-08-01 Solar Turbines Incorporated Turbine blade platform seal assembly validation
EP2907977A1 (de) * 2014-02-14 2015-08-19 Siemens Aktiengesellschaft Heißgasbeaufschlagbares Bauteil für eine Gasturbine sowie Dichtungsanordnung mit einem derartigen Bauteil
US9759078B2 (en) * 2015-01-27 2017-09-12 United Technologies Corporation Airfoil module
DE102015203872A1 (de) 2015-03-04 2016-09-22 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Stator einer Turbine einer Gasturbine mit verbesserter Kühlluftführung
US10458264B2 (en) 2015-05-05 2019-10-29 United Technologies Corporation Seal arrangement for turbine engine component
US9822658B2 (en) 2015-11-19 2017-11-21 United Technologies Corporation Grooved seal arrangement for turbine engine
US10012099B2 (en) 2016-01-22 2018-07-03 United Technologies Corporation Thin seal for an engine
US10557360B2 (en) * 2016-10-17 2020-02-11 United Technologies Corporation Vane intersegment gap sealing arrangement
US10731495B2 (en) * 2016-11-17 2020-08-04 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with panel having perimeter seal
US10927692B2 (en) 2018-08-06 2021-02-23 General Electric Company Turbomachinery sealing apparatus and method
US11156116B2 (en) 2019-04-08 2021-10-26 Honeywell International Inc. Turbine nozzle with reduced leakage feather seals
DE102019211815A1 (de) * 2019-08-07 2021-02-11 MTU Aero Engines AG Turbomaschinenschaufel
KR102291801B1 (ko) * 2020-02-11 2021-08-24 두산중공업 주식회사 링 세그먼트 및 이를 포함하는 가스터빈
US11608752B2 (en) 2021-02-22 2023-03-21 General Electric Company Sealing apparatus for an axial flow turbomachine
US12098643B2 (en) 2021-03-09 2024-09-24 Rtx Corporation Chevron grooved mateface seal

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3728041A (en) * 1971-10-04 1973-04-17 Gen Electric Fluidic seal for segmented nozzle diaphragm
US3752598A (en) * 1971-11-17 1973-08-14 United Aircraft Corp Segmented duct seal
JPS59168501U (ja) * 1983-04-28 1984-11-12 株式会社日立製作所 ガスタ−ビン静翼セグメント
US4465284A (en) * 1983-09-19 1984-08-14 General Electric Company Scalloped cooling of gas turbine transition piece frame
JPS60118306U (ja) * 1984-01-20 1985-08-10 株式会社日立製作所 流体機械における静翼部のシ−ル装置
SU1200609A1 (ru) * 1984-03-01 1990-10-30 Предприятие П/Я А-1469 Сопловой аппарат газовой турбины
GB2195403A (en) * 1986-09-17 1988-04-07 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to sealing and cooling means
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform 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
US5221096A (en) * 1990-10-19 1993-06-22 Allied-Signal Inc. Stator and multiple piece seal
US5088888A (en) * 1990-12-03 1992-02-18 General Electric Company Shroud seal
GB2280935A (en) * 1993-06-12 1995-02-15 Rolls Royce Plc Cooled sealing strip for nozzle guide vane segments
US5374161A (en) * 1993-12-13 1994-12-20 United Technologies Corporation Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot

Also Published As

Publication number Publication date
EP0796388A1 (en) 1997-09-24
WO1996018025A1 (en) 1996-06-13
JP3749258B2 (ja) 2006-02-22
PL178880B1 (pl) 2000-06-30
CA2207033C (en) 2001-02-20
CA2207033A1 (en) 1996-06-13
US5531457A (en) 1996-07-02
CZ172297A3 (en) 1997-09-17
DE69516423T2 (de) 2000-10-12
JPH10510022A (ja) 1998-09-29
RU2159856C2 (ru) 2000-11-27
DE69516423D1 (de) 2000-05-25
EP0796388B1 (en) 2000-04-19
PL320635A1 (en) 1997-10-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CZ289277B6 (cs) Zařízení pro chlazení a těsnění plynové turbíny
EP0357984B1 (en) Gas turbine with film cooling of turbine vane shrouds
EP0775805B1 (en) Stator shroud
US5374161A (en) Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot
US7044710B2 (en) Gas turbine arrangement
US10533444B2 (en) Turbine shroud sealing architecture
US8834122B2 (en) Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method
EP0383046A1 (en) Cooled turbine vane
US8979481B2 (en) Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method
US7870738B2 (en) Gas turbine: seal between adjacent can annular combustors
EP2586975B1 (en) Turbine bucket with platform shaped for gas temperature control, corresponding turbine wheel and method of controlling purge air flow
CA2367570C (en) Split ring for gas turbine casing
US8827643B2 (en) Turbine bucket platform leading edge scalloping for performance and secondary flow and related method
AU2011250790B2 (en) Gas turbine of the axial flow type
JP3417417B2 (ja) 冷却可能なガスタービンエンジン用アウターエアシール装置
US20080213096A1 (en) Sealing element for use in a fluid-flow machine
EP2221453B1 (en) Airfoil insert and corresponding airfoil and assembly
EP1306524B1 (en) Turbine shroud cooling hole configuration
KR101426715B1 (ko) 터보기계, 특히 가스 터빈
US8287234B1 (en) Turbine inter-segment mate-face cooling design
US7665955B2 (en) Vortex cooled turbine blade outer air seal for a turbine engine
JP2003525381A (ja) タービン設備
EP1748155A2 (en) Cooled shroud assembly and method of cooling a shroud
JP2021127764A (ja) 後端排気導管および後端フランジを含む高温ガス経路構成要素
GB2446149A (en) Cooling blade shrouds in a gas turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PD00 Pending as of 2000-06-30 in czech republic
MM4A Patent lapsed due to non-payment of fee

Effective date: 20141207