DE3015653C2 - Luftkühlung eines Abdeckringes einer Spaltdichtung - Google Patents
Luftkühlung eines Abdeckringes einer SpaltdichtungInfo
- Publication number
- DE3015653C2 DE3015653C2 DE3015653A DE3015653A DE3015653C2 DE 3015653 C2 DE3015653 C2 DE 3015653C2 DE 3015653 A DE3015653 A DE 3015653A DE 3015653 A DE3015653 A DE 3015653A DE 3015653 C2 DE3015653 C2 DE 3015653C2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- recesses
- ring
- cover ring
- air cooling
- inner ring
- 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
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
- F01D11/08—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
- 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
-
- 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
- F01D25/14—Casings modified therefor
-
- 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)
Description
Die Erfindung betrifft eine Luftkühlung eines Abdeckrings einer Spaltdichtung radial außerhalb der
Laufschaufelspitzen einer Gasturbine, wobei der Abdeckring aus einem inneren Ring mit parallelen
Ausnehmungen und einem dieselben bedeckenden äußeren Haltering besteht, mit einem Aufhängering
zwischen dem inneren und dem äußeren Ring unter Ausbilden einer Kammer für die Kühlluftzuführung zu
den Ausnehmungen.
Um einen größtmöglichen Wirkungsgrad einer Gasturbine zu erreichen, ist es wesentlich, daß bei den
verschiedenen Temperaturwerten, bei denen die Gasturbine betrieben wird, ein kleinstmögücher lichter
Abstand zwischen den umlaufenden Laufschaufelspitzen und dem Abdeckring erreicht wird, also die
Spaltdichtung in ihrer Dimensionierung möglichst konstant gehalten wird. Somit ist es zweckmäßig, die
Gasturbinenbestandteile so vorzusehen, daß die Wärmevergrößerung des Abdeckrings und der Laufschaufelspitzen
mehr oder weniger parallel erfolgt, so daß ein kleinstmögücher lichter Abstand zwischen den Laufschaufelspitzen
und dem Abdeckring aufrechterhalten wird. Wenn das lichte Abstandsverhältnis zu eng
gewählt wird, ergibt sich natürlich die Möglichkeit eines wechselseitigen Abriebes, während bei zu großem
lichten Abstandsverhältnis ein Verlust an Wirkungsgrad resultiert.
Der genannte Stand der Technik entsprechend der US-PS 37 42 705 vermag dem abgehandelten Erfordernis
einer Konstanthaltung der lichten Abstandsverhältnisse der Spaltdichtung nur unzureichend zu entsprechen,
so daß der vorliegenden Erfindung die Aufgabe zugrundeliegt, eine verbesserte Luftkühlung zu schaffen,
vermittels derer die Dimensionsänderungen der Laufschaufelspitzen und des Abdeckrings so gestaltet
werden, daß unterschiedliche Arbeitstemperaturen der b5
Gasturbine zu praktisch keiner Dimensionsänderung der Spaltdichtung führen.
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß dadurch in kennzeichnender Weise gelöst, daß Umfangsausnehmungen
und verbindende Ausnehmungen vorgesehen sind, die zusammen mit Umfangsbarrieren ein Labyrinth
bilden.
Eine vorteilhafte Ausbildung des Erfindungsgegenstandes besteht darin, daß Ausirittsöffnungen an der
hinteren Barriere schräg angeordnet sind.
Nach einem weiteren vorteilhaften Merkmal erwßist
es sich als zweckmäßig, daß die verbindenden Ausnehmungen sich zwischen zwei benachbarten
Paaren der Umfangsausnehmungen erstrecken und versetzt um den Umfang des inneren Rings angeordnet
sind.
Erfindungsgemäß wird das Labyrinth der Ausnehmungen in dem Abdeckring vermittels Matrizes
gebildet, die in einen inneren Ring eingeschnitten sind.
Jede Matrix weist eine Reihe paralleler Umfangsausneh.nungen auf, die versetzte Verbindungsausnehmungen
besitzen, wodurch ein labyrinthartiger Strömungsweg ausgebildet wird. Die in den inneren Ring
geschnittene Matrix wird durch den Haltering abgedeckt, und eine weitere Halterung bezüglich des
Vorderkantenteils des inneren Rings wird durch einen Aufhängungsring ausgebildet, der ebenfalls mit dem
Haltering und dem inneren Ring so zusammenwirkt, daß eine Eingangskammer für die unter Druck stehende
Kühlluft ausgebildet wird, die von dem Kompressor der Gasturbine geliefert wird.
Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt und wird im folgenden näher
beschrieben. Es zeigt
F i g. 1 einen Teilschnitt durch die erste Stufe einer
Gasturbine mit der erfindungsgemäßen Luftkühlung eines Abdeckringes;
Fig.2 einen Teilschnitt einer erfindungsgemäßen
Ausführungsform.
F i g. 3 eine Querschnittsansicht längs der Linie 3-3 nach der F i g. 2.
Unter Bezugnahme auf die F i g. 1 weist die erste Stufe der Gasturbine das Bezugszeichen 10 auf und ist
mit der Verbrennungskammer, nicht gezeigt, durch einen ringförmigen Verbrennungskammerauslaß 12
verbunden. Die Verbrennungsgase, wiedergegeben durch die Pfeile G, werden der Gasturbine zugeführt
und kommen zunächst in Berührung mit den Statorschaufeln 14 der ersten Stufe, an die sich die
Laufschaufeln 16 des Turbinenrotors der ersten Stufe anschließen. Jede umlaufende Laufschaufel 16 weist ein
Wurzelteil 18 auf, das an der umlaufenden Anordnung der Turbine, siehe das Bezugszeichen 20, befestigt ist
und weist weiterhin ein flügeiförmiges Teil 22 auf, wobei die Laufschaufelspitze das Bezugszeichen 24 trägt. Das
flügeiförmige Teil kann Luftkühlungskanäle aufweisen, die durch die punktierten Linien gezeigt sind. Die
Laufschaufeln 16 der ersten Stufe werden durch den Abdeckring 30, der im wesentlichen aus einem inneren
Ring 32, einem äußeren Haltering 34 und einem Aufhängering 36 besteht, umgeben. Vorzugsweise ist
jeder Ring 32, 34 und 36 einteilig ausgeführt und erstreckt sich um den gesamten Umfang des Turbinenrotors.
Weiterhin sind vorzugsweise der innere Ring 32 und der Aufhängering 36 einstückig und aus einem
einzelnen Bauteil gefertigt. Der innere Ring 32 ist allgemein zylinderförmig, wobei dessen längsseitige
Achse mit der längsseitigen Achse des Turbinenrotors zusammenfällt und weiterhin weist der innere Ring 32
eine radial innere Oberfläche 40 und eine radial äußere Oberfläche 42 auf. Das Abstandsverhältnis zwischen der
radial inneren Oberfläche 40 und den Schaufelspitzen 24 wird durch den Buchstaben »i« wiedergegeben, wobei
es sich hier um das lichte Abstandsverhältnis zwischen der Schaufel 16 und der ersten Stufe des Abdeckrings
handelt. Wesentlicher Zweck der Erfindung ist es, das
Kühlen des Abdeckrings so zu lokalisieren, daß ein praktisch einheitlicher lichter Abstand (inzwischen dem
Abdeckring und dem Turbinenrotor der ersten Stufe unter allen Arbeitsbedingungen der Turbine aufrechterhalten
wi:d. ίο
Wie in den F i g. 1 bis 3 gezeigt, ist eine Matrix von Ausnehmungen in die äußere radiale Oberfläche 42 des
inneren Rings 32 geschnitten und bildet einen Teil eines Labyrinths der Kanäle für das Kühlen des Abdeckrings.
Die Matrix weist Umfangsausnehmungen 52,54,56 und 58 auf, die parallel zueinander vorliegen und sich um den
gesamten Umfang des inneren Rings 32 erstrecken, der allgemein senkrecht zu der längsseitigen Achse
angeordnet ist An die Ausnehmungen grenzen Umfangsbarrieren 51, 53, 55, 57 und 59 an, wobei die
vordere Kante der Matrix durch die Barriere 51 begrenzt wird, während die hintere Kante der Matrix
durch die Barriere 59 begrenzt ist. Wie in den F i g. 1 und 2 gezeigt, kann die Breite und Tiefe jeder Ausnehmung
52 — 58 so vorgesehen werden, daß die Querschnittsflächen der Umfangsausnehmungen praktisch gleich sind;
durch die Anordnung der Barrieren 51,53,55,57 und 59
verläuft die Strömung der unter Druck stehenden Kühlluft durch die Matrix praktisch einheitlich.
Unter Bezugnahme auf die Fig. 1 und 2 besitzt die
Barriere 5t an der vorderen Kante eine Mehrzahl an Öffnungen 60, die vorzugsweise im einheitlichen
Abstandsverhältnis um den gesamten Umfang des inneren Rings 32 herum angeordnet sind, wobei diese
Öffnungen 60 eine Verbindung zwischen der ersten Umfangsausnehmung 52 und dem Einlaßweg 70
darstellen. Der letztere wird durch den äußeren Haltering34, den inneren Ring 32 und den Aufhängering
36 begrenzt. Der Eingangsweg 70 weist eine Kammer 72 auf, die in Verbindung mit der Öffnung 60 steht und es ist
weiterhin eine Einlaßkammer 74 in Verbindung mit der Kammer 72 über die Öffnung 76 vorgesehen. Die von
dem Kompressor der Gasturbine gelieferte Kühlluft wird der Einlaßkammer 74 über die Öffnung 80, siehe
die Fig. 2, zugeführt. Die von dem Kompressor kommende Kühlluft kann ebenfalls über die Öffnung 80
einer zweiten Öffnung 82 zugeführt werden, die in Verbindung mit dem Strömungsweg des Verbrennungsgases steht. Der Strömungsweg der Kühlluft wird durch
den Buchstaben »A< wiedergegeben und dient dazu, stromauf von dem inneren Ring 32 vorliegende heiße
Gase zu entfernen und liefert weiterhin einen kühlenden Luftfilm für das Gebiet des lichten Abstands »f«
zwischen der radial inneren Oberfläche 40 des inneren Rings 32 und den Laufschaufeln 16. «
Unter Bezugnahme auf die F i g. 3 weist die Matrix 50 ebenfalls eine Mehrzahl an verbindenden Ausnehmungen
62, 64 und 66 auf, die sich allgemein parallel zu der iängsseitigen Achse des inneren Rings 32 erstrecken,
wobei jede schneidende Ausnehmung sich durch eine to Barriere hin erstreckt zwecks Ausbilden einer Verbindung
zwischen benachbarten Umfangsausnehmungen. Wie in der Fig. 3 gezeigt, ist die Anordnung der sich
schneidenden Ausnehmungen in jeder Barriere versetzt zu der Anordnung der miteinander in Verbindung
stellenden Ausnehmungen in den benachbarten Barrieren angeordnet. Somit sind die sich schneidenden und in
Verbindung stehenden Ausnehmungen 62 und 66 in den Barrieren 53 und 57 ausgerichtet, jedoch versetzt
bezüglich der zwischengeordneten Verbindungsausnehmungen angeordnet Wie in dem Fall der Öffnungen 60
der Barriere 51 der vorderen Kante liegen die verbindenden Ausnehmungen 62, 64 und 66 in
Abständen um den gesamten Umfang des inneren Rings 32 vor, d. h. zwölf miteinander in Verbindung stehende
Ausnehmungen liegen im Abftandsvcrhältnis von 30° vor. Die miteinander in Verbindung stehenden Ausnehmungen
68 sind in der hinteren Kantenbarriere 59 ausgebildet und können mit einem Winkel bezüglich der
längsseitigen Achse des inneren Rings angeordnet sein. Aufgrund dieser Anordnung wird der aus der hinteren
Kante der Matrix austretenden Kühlluft ein Wirbel vermittelt, so daß sich praktisch gleiche Bedingungen
bezüglich des Stiömurigswegs der heißen Verbrennungsgase
stromab zu den Schaufeln 16 ergeben. Wie anhand der F i g. 1 und 2 gezeigt, liegt der äußere
Haltering 34 in einer Linie-an-Linie-Berührung mit dem inneren Ring 32 vor und deckt die Matrix der
Ausnehmung 50 ab unter Ausbilden eines Labyrinths von Luftkühlungskanälen in dem Abdeckring 30. Die
hintere Kante des Halterings 34 kann einen Unterschnitt 35 aufweisen, wodurch sichergestellt wird, daß
die verbindenden Ausnehmungen 68 eine ausreichende Querschnittsfläche aufweisen zwecks Verhindern eines
Druckaufbaues im Inneren des Labyrinths der Kanäle. Bei dem Betrieb wird von dem Kompressor der
Turbine kommende, unter Druck stehende Kühlluft der Öffnung 80 und sodann der Kammer 72 zwecks
Verteilen durch die Anordnung der Öffnungen 60 in dem Labyrinth der Kanäle zugeführt. Sobald die
Kühlluft durch jede Verbindungsausnehmung 60, siehe Fig. 3, tritt, trifft dieselbe auf die Barriere 53 und wird
so aufgespalten, daß eine Strömung in zwei gegenüberliegenden seitlichen Richtungen und längs der Umfangsausnehmung
52 erfolgt. Jeder Strömung trifft sodann auf eine der Anordnungen der Verbindungsausnehmung 62
in der zweiten Barriere 53 und trifft somit durch die Ausnehmung 62 in die Umfangsausnehmung 54. In den
Umfangsausnehmungen 54 wiederholt sich dann dieser Zyklus des Luftströmens. Aufgrund dieser Anordnung
wird unter Druck stehende Kühlluft wirksam über den gesamten Umfang des inneren Rings 32 verteilt,
wodurch eine Konvektionskühlung des Abdeckrings 30 bewirkt wird. Die unter Druck stehende Kühlluft wird
aus dem Labyrinth der Kanäle durch die winkelförmigen Verbindungsausnehmungen 68 abgegeben, die in
der hinteren Kante des Abdeckrings 30 angeordnet sind. Aufgrund dieser Anordnung wird durch Konvektionskühlung
des Abdeckrings und durch die Belastungsreaktion des inneren gekühlten Rings 32 und des äußeren
Haltcrings 34, die in einer Linie-an-L'nie-Berührung vorliegen, eine Steuerung des Abstandsverhältnisses
zwischen dem Abdeckring und den umlaufenden Schaufeln 16 erreicht. Zusätzlich zu dieser Steuerung
vermag der gekühlte Abdeckring erhöhte Turbineneinlaßtemperaturen zu ertragen, was ansonsten mit einem
nicht gekühlten Abdeckring nicht möglich wäre. Die Konvektionslösung des Abdeckrings verringert den
Wert und Gradienten der Metalltemperaturen in dem Abdeckring und verringert in wirksamer Weise die
Wärmeverzerrung des Abdeckrings bedingt durch heiße Stellen an der Verbrennungskammer. Der
gekühlte Abdeckring ist somit in der Lage, bei höheren Gastemperaturen. die sich durch unterschiedliche
Arbeitsbedingungen der Gasturbine ergeben, einwandfrei zu arbeiten.
Erfindungsgemäß wird das Labyrinth der Ausnehmungen in dem Abdeckring vermittels Matrizes
gebildet, die in einen inneren Ring eingeschnitten sind. Jede Matrix weist eine Reihe paralleler Umfangsausnehmungen
auf, die versetzte Verbindungsausnehmungen besitzen, wodurch ein labyrinthartiger Strömungsweg ausgebildet wird. Die in den inneren Ring
geschnittene Matrix wird durch den Haltering abgedeckt, und eine weitere Halterung bezüglich des
Vorderkantenteils des inneren Rings wird durch einen Aufhängering ausgebildet, der ebenfalls mit dem
Haltering und dem inneren Ring so zusammenwirkt, daß eine Eingangskammer für die unter Druck stehende
Kühlluft ausgebildet wird, die von dem Kompressor der Gasturbine geliefert wird.
Hierzu 3 Blatt Zeichnungen
Claims (3)
- Patentansprüche:·. Luftkühlung eines Abdeckringes einer Spaltdichtung radial außerhalb der Laufschaufelspitzen einer Gasturbine, wobei der Abdeckring aus einem inneren Ring mit parallelen Ausnehmungen und einem dieselben bedeckenden äußeren Haltering besteht, mit einem Aufhängering zwischen dem inneren und dem äußeren Ring unter Ausbilden einer Kammer für die Kühlluftzuführung zu den Ausnehmungen, dadurch gekennzeichnet, daß Umfangsausnehmungen (52, 54, 56, 58) und verbindende Ausnehmungen (62,64,66) vorgesehen sind, die zusammen mit Umfangsbarrieren (51, 53, 55,57,59) ein Labyrinth bilden.
- 2. Luftkühlung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß Austrittsöffnungen (68) an der hinteren Barriere (59) schräg angeordnet sind.
- 3. Luftkühlung nach Ansprüchen 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die verbindenden Ausnehmungen (62, 64, 66) sich zwischen zwei benachbarten Paaren der Umfangsausnehmungen (52, 54, 56, 58) erstrecken und versetzt um den Umfang des inneren Rings (32) angeordnet sind.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/011,041 US4280792A (en) | 1979-02-09 | 1979-02-09 | Air-cooled turbine rotor shroud with restraints |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3015653A1 DE3015653A1 (de) | 1981-10-29 |
DE3015653C2 true DE3015653C2 (de) | 1983-04-21 |
Family
ID=21748608
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE3015653A Expired DE3015653C2 (de) | 1979-02-09 | 1980-04-21 | Luftkühlung eines Abdeckringes einer Spaltdichtung |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4280792A (de) |
CA (1) | CA1123747A (de) |
DE (1) | DE3015653C2 (de) |
FR (1) | FR2481742B1 (de) |
GB (1) | GB2074656B (de) |
SE (1) | SE439338B (de) |
Families Citing this family (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
IT1137783B (it) * | 1981-08-03 | 1986-09-10 | Nuovo Pignone Spa | Scabiatore di calore integrato con la cassa statorica di una turbina a gas |
FR2519374B1 (fr) * | 1982-01-07 | 1986-01-24 | Snecma | Dispositif de refroidissement des talons d'aubes mobiles d'une turbine |
DE3309812C2 (de) | 1983-03-18 | 1994-04-14 | United Technologies Corp | Äußeres Gehäuse für ein Gasturbinentriebwerk |
FR2574473B1 (fr) * | 1984-11-22 | 1987-03-20 | Snecma | Anneau de turbine pour une turbomachine a gaz |
US5653110A (en) * | 1991-07-22 | 1997-08-05 | General Electric Company | Film cooling of jet engine components |
US5219268A (en) * | 1992-03-06 | 1993-06-15 | General Electric Company | Gas turbine engine case thermal control flange |
US5327727A (en) * | 1993-04-05 | 1994-07-12 | General Electric Company | Micro-grooved heat transfer combustor wall |
US5337568A (en) * | 1993-04-05 | 1994-08-16 | General Electric Company | Micro-grooved heat transfer wall |
US5486090A (en) * | 1994-03-30 | 1996-01-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels |
EP0694677B1 (de) * | 1994-07-29 | 1999-04-21 | United Technologies Corporation | Schaufelspitzendichtungsring für eine Gasturbine |
US5538393A (en) * | 1995-01-31 | 1996-07-23 | United Technologies Corporation | Turbine shroud segment with serpentine cooling channels having a bend passage |
FR2766232B1 (fr) * | 1997-07-18 | 1999-08-20 | Snecma | Dispositif de refroidissement ou d'echauffement d'un carter circulaire |
US6530744B2 (en) | 2001-05-29 | 2003-03-11 | General Electric Company | Integral nozzle and shroud |
RU2244164C1 (ru) * | 2002-06-27 | 2005-01-10 | Анатолий Александрович Евтушенко | Многоступенчатый погружной осевой насос |
US7025565B2 (en) | 2004-01-14 | 2006-04-11 | General Electric Company | Gas turbine engine component having bypass circuit |
EP1657407B1 (de) * | 2004-11-15 | 2011-12-28 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Verfahren zur Kühlung der äusseren Deckbänder der Rotorschaufeln einer Gasturbine |
US7334985B2 (en) * | 2005-10-11 | 2008-02-26 | United Technologies Corporation | Shroud with aero-effective cooling |
US7448850B2 (en) * | 2006-04-07 | 2008-11-11 | General Electric Company | Closed loop, steam cooled turbine shroud |
US8490408B2 (en) * | 2009-07-24 | 2013-07-23 | Pratt & Whitney Canada Copr. | Continuous slot in shroud |
RU2547351C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
RU2543101C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-02-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
US20130028704A1 (en) * | 2011-07-26 | 2013-01-31 | Thibodeau Anne-Marie B | Blade outer air seal with passage joined cavities |
WO2015042262A1 (en) * | 2013-09-18 | 2015-03-26 | United Technologies Corporation | Tortuous cooling passageway for engine component |
US10138752B2 (en) * | 2016-02-25 | 2018-11-27 | General Electric Company | Active HPC clearance control |
US11035247B2 (en) * | 2016-04-01 | 2021-06-15 | General Electric Company | Turbine apparatus and method for redundant cooling of a turbine apparatus |
US20200072070A1 (en) * | 2018-09-05 | 2020-03-05 | United Technologies Corporation | Unified boas support and vane platform |
FR3101915B1 (fr) * | 2019-10-11 | 2022-10-28 | Safran Helicoptere Engines | Anneau de turbine de turbomachine comprenant des conduites internes de refroidissement |
US11215075B2 (en) * | 2019-11-19 | 2022-01-04 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Turbine shroud assembly with flange mounted ceramic matrix composite turbine shroud ring |
CN112664276A (zh) * | 2020-12-09 | 2021-04-16 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种高转速汽轮机动叶片结构 |
Family Cites Families (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB600025A (en) * | 1945-04-13 | 1948-03-30 | Power Jets Res & Dev Ltd | Improvements in and relating to casings for turbines, compressors and the like |
US2618461A (en) * | 1948-10-05 | 1952-11-18 | English Electric Co Ltd | Gas turbine |
US3963368A (en) * | 1967-12-19 | 1976-06-15 | General Motors Corporation | Turbine cooling |
US3742705A (en) * | 1970-12-28 | 1973-07-03 | United Aircraft Corp | Thermal response shroud for rotating body |
US3800864A (en) * | 1972-09-05 | 1974-04-02 | Gen Electric | Pin-fin cooling system |
US3825365A (en) * | 1973-02-05 | 1974-07-23 | Avco Corp | Cooled turbine rotor cylinder |
US3893786A (en) * | 1973-06-07 | 1975-07-08 | Ford Motor Co | Air cooled shroud for a gas turbine engine |
US3864199A (en) * | 1973-07-26 | 1975-02-04 | Gen Motors Corp | Angular discharge porous sheet |
GB1519590A (en) * | 1974-11-11 | 1978-08-02 | Rolls Royce | Gas turbine engine |
GB1530594A (en) * | 1974-12-13 | 1978-11-01 | Rolls Royce | Perforate laminated material |
US3990807A (en) * | 1974-12-23 | 1976-11-09 | United Technologies Corporation | Thermal response shroud for rotating body |
US3981609A (en) * | 1975-06-02 | 1976-09-21 | United Technologies Corporation | Coolable blade tip shroud |
GB1553701A (en) * | 1976-05-14 | 1979-09-26 | Rolls Royce | Nozzle guide vane for a gas turbine engine |
FR2401310A1 (fr) * | 1977-08-26 | 1979-03-23 | Snecma | Carter de turbine de moteur a reaction |
-
1979
- 1979-02-09 US US06/011,041 patent/US4280792A/en not_active Expired - Lifetime
-
1980
- 1980-04-16 CA CA349,979A patent/CA1123747A/en not_active Expired
- 1980-04-17 SE SE8002885A patent/SE439338B/sv not_active IP Right Cessation
- 1980-04-21 DE DE3015653A patent/DE3015653C2/de not_active Expired
- 1980-04-25 GB GB8013667A patent/GB2074656B/en not_active Expired
- 1980-04-30 FR FR8009770A patent/FR2481742B1/fr not_active Expired
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
SE439338B (sv) | 1985-06-10 |
CA1123747A (en) | 1982-05-18 |
GB2074656B (en) | 1983-06-08 |
DE3015653A1 (de) | 1981-10-29 |
US4280792A (en) | 1981-07-28 |
FR2481742A1 (fr) | 1981-11-06 |
SE8002885L (sv) | 1981-10-18 |
FR2481742B1 (fr) | 1986-06-06 |
GB2074656A (en) | 1981-11-04 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE3015653C2 (de) | Luftkühlung eines Abdeckringes einer Spaltdichtung | |
DE2343673C2 (de) | Kühleinrichtung | |
EP0906494B1 (de) | Turbinenwelle sowie verfahren zur kühlung einer turbinenwelle | |
DE602004011859T2 (de) | Vorrichtung für die Regelung von Spalten in einer Gasturbine | |
DE2913987C2 (de) | ||
DE3606597C1 (de) | Schaufel- und Dichtspaltoptimierungseinrichtung fuer Verdichter von Gasturbinentriebwerken | |
DE3028137C2 (de) | ||
DE69820544T2 (de) | Rotor für gasturbine mit dampfkühlung | |
DE3713923C2 (de) | Kühlluft-Übertragungsvorrichtung | |
DE102004024683B4 (de) | Dichtungssystem für horizontale Verbindungsstellen von Zwischenböden von Dampfturbinen | |
EP2179143B1 (de) | Spaltkühlung zwischen brennkammerwand und turbinenwand einer gasturbinenanlage | |
DE2844701A1 (de) | Fluessigkeitsgekuehlter turbinenrotor | |
CH681243A5 (de) | ||
DE2356721B2 (de) | Kühleinrichtung für hohle Laufschaufeln einer axial durchströmten Turbine | |
DE2947292C2 (de) | Düsenleitschaufelaufbau für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE60307100T2 (de) | Dichtungsanordnung für den rotor einer turbomaschine | |
EP1709298A1 (de) | Gekühlte schaufel für eine gasturbine | |
EP0122872B1 (de) | MD-Dampfturbine in einflutiger Bauweise für eine Hochtemperaturdampfturbinenanlage mit Zwischenüb erhitzung | |
EP3064706A1 (de) | Leitschaufelreihe für eine axial durchströmte Strömungsmaschine | |
CH663251A5 (de) | Einrichtung zur kuehlung der rotoren von dampfturbinen. | |
DE112016004845T5 (de) | Gasturbinenrotor, Gasturbine und Gasturbinenausstattung | |
DE10392802B4 (de) | Dampfturbine | |
DE3428206A1 (de) | Statoranordnung in einer gasturbine | |
DE2065334C3 (de) | Kühlsystem für die inneren und äußeren massiven Plattformen einer hohlen Leitschaufel | |
DE60224746T2 (de) | Dampfrohrleitungsstruktur einer Gasturbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
OP8 | Request for examination as to paragraph 44 patent law | ||
D2 | Grant after examination | ||
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |