DE68906334T2 - Gasturbine mit einem gekuehlten leitschaufeldeckring. - Google Patents
Gasturbine mit einem gekuehlten leitschaufeldeckring.Info
- Publication number
- DE68906334T2 DE68906334T2 DE8989114666T DE68906334T DE68906334T2 DE 68906334 T2 DE68906334 T2 DE 68906334T2 DE 8989114666 T DE8989114666 T DE 8989114666T DE 68906334 T DE68906334 T DE 68906334T DE 68906334 T2 DE68906334 T2 DE 68906334T2
- Authority
- DE
- Germany
- Prior art keywords
- shroud
- edges
- shrouds
- holes
- barrier
- 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
Links
- RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N flonicamid Chemical compound FC(F)(F)C1=CC=NC=C1C(=O)NCC#N RLQJEEJISHYWON-UHFFFAOYSA-N 0.000 title 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims description 19
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 14
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 23
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 21
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 7
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 230000003466 anti-cipated effect Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
-
- 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
- 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
- F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
- F05B2240/00—Components
- F05B2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05B2240/801—Platforms for stationary or moving blades 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
- F05D2240/81—Cooled platforms
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
- Die vorliegende Erfindung betrifft Gasturbinen im allgemeinen. Im besonderen betrifft die vorliegende Erfindung eine Vorrichtung und ein Verfahren zur Luftschleierkühlung der Innendeckbänder von Turbinen-Leitschaufeln.
- Zur Erreichung maximaler Turbinenleistung ist es erwünscht, mit höchstmöglicher Gastemperatur zu arbeiten. Die Gastemperaturen moderner Gasturbinen sind so hoch, daß ohne ausreichende Kühlung die Metalltemperatur der Bauteile im Strömungsbereich die im Hinblick auf die ausreichende Haltbarkeit der Bauteile zulässige Temperatur übersteigen würde. Daher ist die Zufuhr von Kühlluft auf diese Bestandteile wichtig. Um effektiv zu sein, muß diese Kühlluft unter Druck stehen. Sie wird üblicherweise der Verdichterabblasluft entnommen und umgeht so den Verbrennungsvorgang. Daher kann die für das Verdichten der Kühlluft aufgewendete Arbeit nicht aus dem Verbrennungs- und Ausdehnungsvorgang rückgewonnen werden. Es ist daher erwünscht, die Benutzung von Kühlluft zur Erlangung einer maximalen thermodynamischen Leistung zu minimieren, und die effektive Nutzung der Kühlluft ist ein Schlüsselfaktor bei der Weiterentwicklung der Gasturbinentechnologie. Die vorliegende Erfindung betrifft die Zufuhr und Steuerung eines Kühlluftschleiers auf das Innendeckband der Turbinenleitschaufeln.
- Der Heißgasströmungsweg im Turbinenbereich einer Gasturbine besteht aus einer ringförmigen Kammer, die sich in einem Zylinder befindet und eine mittig ausgerichtete Drehwelle umgibt. Innerhalb der ringförmigen Kammer befinden sich abwechselnd Reihen stehender Leitschaufeln und umlaufender Laufschaufeln. Die Leitschaufeln und Laufschaufeln jeder Reihe sind ringförmig um den Ringraum angeordnet. Jede Leitschaufel besteht aus einem Schaufelprofil und einem inneren und einem äußeren Deckband. Das Schaufelprofil dient zur richtigen Leitung des Gasstroms auf die in Strömungsrichtung nachgeordneten, umlaufenden Laufschaufeln. Die inneren und die äußeren Deckbänder der einzelnen Leitschaufeln liegen nahezu an diejenigen der angrenzenden Leitschaufel an, so daß die Deckbänder, wenn die ganze Reihe zusammengesetzt ist, einen kurzen, axialen Abschnitt des Gasstromringraums bilden. Es besteht jedoch ein kleiner, ringförmiger Spalt zwischen den einzelnen Deckbändern.
- Normalerweise herrscht in dem durch die inneren Flächen der Innendeckbänder gebildeten ringförmigen Hohlraum Lufthochdruck. Das ist so in der ersten Leitschaufelreihe, weil diese als Eingang in den Turbinenbereich dient und daher unmittelbar mit einer Verdichtervorkammer verbunden ist, die Verdichterausgangsluft enthält, die darauf wartet, in das Verbrennungssystem eingeführt zu werden. Als Folge dieser Anordnung füllt Verdichterausgangsluft unter Hochdruck den Hohlraum, der zwischen den Innendeckbändern der ersten Leitschaufelreihe und der äußeren Fläche des Gehäuses ausgebildet ist, das in dieser Nachbarschaft die Welle umgibt. In den Leitschaufelreihen in Strömungsrichtung nach der ersten Reihe herrscht eine etwas andere Situation. Zur Kühlung der umlaufenden Scheiben der in Strömungsrichtung unmittelbar vor und hinter der Leitschaufelreihe umlaufenden Laufschaufelreihen wird Kühlluft in den durch die Innendeckbänder und die Flächen der angrenzenden Scheiben gebildeten Hohlraum eingeführt.
- Auslecken der Hochdruckluft in diesen Hohlräumen in den heißen Gasstrom führt zu einem Verlust thermodynamischer Leistung. Daher werden Mittel zur Begrenzung dieser Leckverluste eingesetzt. Da der Druck des heißen Gasstroms beim Durchströmen jeder der aufeinanderfolgenden Reihen in Strömungsrichtung in der Turbine sinkt, ist die Hochdruckluft in diesen Hohlräumen bestrebt, durch Strömen durch den axialen Spalt zwischen der Austrittskante des Innendeckbands und dem Rand der angrenzenden umlaufenden Scheibe aus dem Hohlraum auszulecken. Das wird durch eine radiale Sperre verhindert, die den ringförmigen Hohlraum umfangsmäßig umgibt. In der ersten Leitschaufelreihe beinhaltet diese Sperre eine sich von der Innenfläche des Innendeckbands radial nach innen erstreckende Stützschiene, die zur Abstützung der Leitschaufel gegen das die Welle umgebende Gehäuse dient. Zwar kann in der Stützschiene ein Loch vorhanden sein, durch das die Hochdruckluft hindurchströmen kann, jedoch verhindert ein an der Innenfläche des Innendeckbands befestigter Sicherheitsdeckel daß die Hochdruckluft in den Deckbandhohlraum in Strömungsrichtung hinter der Sperre strömt. In Reihen in Strömungsrichtung hinter der ersten Reihe enthält die Sperre eine ähnliche Stützschiene, die an einem Zwischenstufendichtring befestigt ist.
- Ein zweiter möglicher Verlustweg der Hochdruckluft im Deckbandhohlraum führt durch die in Umfangsrichtung zwischen den aneinandergrenzenden Innendeckbändern liegenden Spalte. In der Vergangenheit wurde dieser Verlust durch Dichtstreifen verhindert, die in den Schlitzen an den Kanten der Innendeckbänder eingesetzt waren, die diese Spalte bildeten. In früheren Turbinenkonstruktionen führte das Auslecken an diesen Dichtungen vorbei zur Ausbildung eines dünnen Kühlluftschleiers, der über die Außenflächen der Innendeckbänder strömte. Dieser Kühlluftschleier war ausreichend zur Verhinderung einer Überhitzung der Innendeckbänder. Da jedoch der Fortschritt in der Gasturbinentechnologie laufend höhere Gastemperaturen gestattet, ist es vorauszusehen, daß das Auslecken an den Dichtungen vorbei nicht mehr ausreichen wird, besonders im Deckbandbereich in Strömungsrichtung hinter der radialen Sperre, wo der Luftdruck, und somit die Leckrate, niedriger ist. In solchen fortgeschrittenen Turbinen kann es in der ersten Leitschaufelreihe im Bereich des Innendeckbands in Strömungsrichtung hinter der radialen Sperre zur Überhitzung kommen, wenn keine ausreichende Kühlung vorgesehen ist. Da eine Überhitzung des Deckbands eine Schädigung durch Korrosion und Risse verursacht, müssen die Leitschaufeln häufiger ausgetauscht werden, eine Situation, die kostenintensiv ist und die Turbine für beträchtliche Zeiträume betriebsunfähig macht.
- In den Dokumenten GB-A-2 195 403 und FR-A-2 359 976 werden Schleierkühlverfahren geoffenbart, die auf Turbinenleitschaufel-Deckbänder anwendbar sind. Jedoch sind die Strömungsbedingungen je nach Umgebung und eingesetzten Teilen sehr kritisch. Es ist daher notwendig, das technische Wissen um Kühltechniken zu verbessern.
- Die Problemstellung der Erfindung ist, eine neue Vorrichtung und Methode zur Erreichung einer ausreichenden Schleierkühlung der Innendeckbänder in Bereichen wie z.B. in Strömungsrichtung hinter der radialen Sperre vorzusehen, wo der Luftdruck innerhalb des Deckbandhohlraums niedrig ist.
- Es ist die Hauptaufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Anordnung zur Sicherstellung einer ausreichenden Schleierkühlung des Innendeckbands vorzusehen, dem keine Hochdruckkühlluft in geregelter Weise zugeführt wird.
- Unter Berücksichtigung dieser Aufgabe betrifft die Erfindung eine Gasturbine eines Typs mit einem Turbinenzylinder, der abwechselnd Reihen stationärer Leitschaufeln und umlaufender Laufschaufeln enthält, die in einem ringförmigen Strömungsweg angeordnet sind, wobei jede dieser Leitschaufeln ein in Radialrichtung innen liegendes Ende mit einem Innendeckband an jedem dieser in Radialrichtung innen liegenden Enden aufweist, wobei jedes dieser Innendeckbänder erste und zweite Kanten an ihren umfangsmäßigen Enden aufweist, diese Kanten jedes aneinanderstoßenden Paares Innendeckbänder einen in Umfangsrichtung liegenden Spalt bilden; mit einer radialen Sperre, die sich umfangsmäßig um dieses Deckband erstreckt und von diesem Deckband aus nach innen vorsteht, um auf diese Weise einen Deckbandhohlraum zu bilden, und wobei diese radiale Sperre den Strom der zu diesem Deckbandhohlraum geleiteten Hochdruckluft einschränkt, und jeweils ein hantelförmiger Dichtstreifen zwischen aneinanderliegenden Deckbändern angeordnet ist, deren jeder zwei zylindrische Längskanten mit entlang diesen Längskanten ausgebildeten Dichtflächen aufweist, die in die in diesen aneinander anliegenden Innendeckbändern ausgebildeten Aussparungen eingesetzt sind, so daß dieser in Umfangsrichtung verlaufender Spalt umspannt wird; gekennzeichnet durch eine Vielzahl intermittierender Vorsprünge, die in jeder dieser zylindrischen Kanten ausgebildet sind, wobei Größe und Anzahl derselben in Abhängigkeit vom gewünschten Leckagestrom gewählt werden, durch eine Vielzahl Löcher, die in jedem dieser Innendeckbänder vorgesehen sind und sich von der Innenfläche des Innendeckbands zu diesem Schlitz in der einem dieser Kanten bzw. von dieser Innenfläche des Innendeckbands zu diesem Schlitz in der anderen dieser Kanten erstreckt; daß Löcher in dieser radialen Sperre sich von dieser vorderen zu dieser hinteren Seite dieser Sperre erstrecken; und daß jedes dieser Innendeckbänder eine Verteilerleitung hat, die zur Verbindung dieser Löcher in dieser radialen Sperre mit diesen Löchern in dem jeweiligen Innendeckband dient.
- Die Erfindung wird offensichtlicher aus der folgenden Beschreibung einer bevorzugten Ausführungsform, dargestellt anhand nur eines Beispiels in den begleitenden Zeichnungen, wobei:
- Fig. 1 ein Längsschnitt des Turbinenbereichs einer Gasturbine ist;
- Fig. 2 einen Teil des Längsschnitts aus Fig. 1 in der Nähe der ersten Leitschaufelreihe darstellt;
- Fig. 3 ein Querschnitt entlang der Linie III-III in Fig. 2 zur Darstellung der Innendeckbänder zweier aneinanderliegender Leitschaufeln ist;
- Fig. 4 ein Querschnitt durch das Innendeckband entlang der Linie IV-IV in Fig. 2 ist;
- Fig. 5 eine perspektivische Ansicht des Dichtstreifens ist.
- Mit Bezug auf die Zeichnungen, in denen jeweils gleiche Elemente mit gleichen Bezugsziffern bezeichnet sind, ist in Fig. 1 ein Längsschnitt durch den Turbinenbereich einer Gasturbine dargestellt, der den Turbinenzylinder 48 zeigt, in dem abwechselnd Reihen stationärer Leitschaufeln und umlaufender Laufschaufeln enthalten sind. Die Pfeile bezeichnen den Heißgasstrom durch die Turbine. Wie dargestellt, bilden die Leitschaufeln 10 den Eintrittsleitkranz in die Turbine. Ebenso dargestellt sind Bereiche der Kammer 32, die das Verbrennungssystem und den Kanal 22 enthalten, der den Heißgasstrom aus dem Verbrennungssystem zum Turbineneingang leitet. Fig. 2 zeigt eine vergrößerte Ansicht eines Teils des Turbinenbereichs in der Nähe der ersten Leitschaufelreihe 10. Wie dargestellt, betrifft die Erfindung vorzugsweise die Kühlung der ersten Deckbandreihe, kann aber ebenso auf die anderen Reihen angewandt werden. Am radial äußeren Ende jeder Leitschaufel befindet sich ein äußeres Deckband 11, am inneren Ende befindet sich eine inneres Deckband 12. Jedes Innendeckband weist zwei annähernd axial verlaufende Kanten 50 und eine vordere und eine hintere in Umfangsrichtung verlaufende Kante auf. Um den ringförmigen Strömungsbereich der Turbine herum sind eine Vielzahl von Leitschaufeln 10 angeordnet. Das innere und das äußere Deckband jeder Leitschaufel liegen fast an das der benachbarten Leitschaufel an, so daß die Deckbänder ein kurzes Stück des Gasstromringraums in axialer Richtung bilden, sobald sie über die ganze Reihe zusammengefügt sind. Es existieren jedoch noch kleine Spalte 44 in Umfangsrichtung zwischen den annähernd axial ausgerichteten Kanten 50 jedes Innendeckbands und den Kanten der angrenzenden Innendeckbänder, wie in Fig. 4 dargestellt. Ein Gehäuse 20 umgibt die Drehwelle in der Nähe der ersten Leitschaufelreihe. Von jedem Innendeckband radial nach innen vorstehende Stützschienen stützen die Leitschaufel gegen dieses Gehäuse ab.
- Hochdruckluft aus dem Verdichteraustritt strömt vor ihrem Einleiten in das Verbrennungssystem durch die Kammer 32. Diese Hochdruckluft strömt frei durch einen zwischen der Innenfläche des Innendeckbands 12 und dem Wellengehäuse 20 gebildeten Deckbandhohlraum 24. Auf einer neben den Leitschaufeln drehenden Laufscheibe 30 sind umlaufende Laufschaufeln 28 befestigt. Zwischen der Austrittskante des Deckbands 12 und der Fläche der angrenzenden Laufscheibe 30 ist ein Spalt 46 ausgebildet. Die Stützschienen 16 bilden eine radiale Sperre gegen das Auslecken von Hochdruckluft im in Strömungsrichtung weiter hinten liegenden Bereich, indem sie ein Strömen durch den Deckbandhohlraum 24 und in den Heißgasstrom durch den Spalt 46 verhindern.
- Aus den Fig. 2 - 5 wird ersichtlich, daß Heißgas 26 aus dem Verbrennungssystem über die äußeren Flächen der Innendeckbänder strömt. Ein Durchlecken von Hochdruckluft in diesen Heißgasstrom durch die Spalte 44 zwischen den Deckbändern wird verhindert mittels hantelförmiger Dichtstreifen 34, dargestellt in Fig. 4 und 5. Für jeden Spalt ist ein Dichtstreifen vorgesehen, wobei die Dichtung den Spalt überdeckt und in die zwei Schlitze entlang der Kanten der den Spalt bildenden aneinanderliegenden Deckbändern eingesetzt ist. Die zylindrischen Teile 40 der Hantelform laufen entlang den beiden Längskanten der Dichtung und sitzen in den Schlitzen 38. Da der Durchmesser der zylindrischen Teile nur wenig kleiner als die Breite der Schlitze ist, wirken sie als Dichtfläche.
- In der Stützschiene 16 sind Öffnungen 18 jeweils eine für jedes Innendeckband vorgesehen. Die Öffnungen erstrecken sich von der vorderen zur hinteren Fläche der Schiene und sind gleichmäßig beabstandet in Umfangsrichtung um die Schiene herum angeordnet. Ein an der Innenfläche des Innendeckbands befestigter Sicherheitsdeckel 14 läßt Hochdruckluft durch diese Öffnungen in der Stützschiene und in das Leitschaufelprofil durch eine Öffnung 15 im Innendeckband strömen. Dieser Sicherheitsdeckel erstreckt sich axial von der hinteren Fläche der Stützschiene bis in die Nähe der hinteren, im Umfangsrichtung ausgerichteten Kante des Deckbands und überspannt in Umfangsrichtung in etwa die beiden Kanten, die den Spalt bilden, wie in Fig. 3 dargestellt ist.
- Der Teil des Deckbandhohlraums 25 in Strömungsrichtung nach der Stützschiene 16 wird als Ergebnis der Abdichtung gegen die Kammer 32 durch die Stützschiene 16 nicht mit Hochdruckluft aus dem Verdichter versorgt. Daher kann beim bisherigen Stand der Technik nur sehr wenig Kühlluft am Dichtstreifen 34 vorbei austreten und den Teil des Innendeckbands in Strömungsrichtung hinter der Stützschiene kühlen. Erfindungsgemäß ist ein Mittel zur Verteilung der Hochdruckluft auf den Spalt in Strömungsrichtung hinter der Stützschiene vorgesehen durch Anbringen einer Vielzahl von Öffnungen 36, die sich von den Schlitzen 38 der Innenfläche des vom Schutzdeckel 15 umfaßten Innendeckbands aus erstrecken, wie in Fig. 4 dargestellt wird. Diese Öffnungen bewirken, daß der Schutzdeckel als Verteilerleitung fungiert, so daß die Öffnungen 18 in der Stützschiene 16 Hochdruckluft in die Schlitze mit der Dichtung 34 leiten können. Gemäß einem weiteren Merkmal der Erfindung ist ein Mittel zum Regeln und Verteilen der Leckage durch die Dichtung durch Anbringen intermittierender Vorsprünge 42 in den zylindrischen Teilen 40 der Dichtung 34 in Strömungsrichtung nach der radialen Sperre vorgesehen, wie in Fig. 5 dargestellt ist, wobei deren Größe und Anzahl die Leckagemenge bestimmt. Die auf diese Weise austretende Menge der Leckageströmung kann auch durch Verändern der Größe der Öffnungen 18 in den Stützschienen 16 gesteuert werden. Diese Leckage von Hochdruckluft an den Dichtungen vorbei und durch den in Umfangsrichtung liegenden Spalt zwischen den Innendeckbändern liefert einen Luftschleier, der über die äußere Fläche des Innendeckbands strömt und einen Kühlluftschleier erzeugt, der über die Außenfläche des Innendeckbands strömt und es dabei kühlt.
Claims (2)
1. Eine Gasturbine eines Typs mit einem Turbinenzylinder
(48), der abwechselnd Reihen stationärer Leitschaufeln (10)
und umlaufender Laufschaufeln (28) enthält, die in einem
ringförmigen Strömungsweg angeordnet sind, wobei jede dieser
Leitschaufeln (10) ein in Radialrichtung innen liegendes Ende
mit einem Innendeckbandteil (12) an jedem dieser in
Radialrichtung innen liegenden Enden aufweist, wobei jedes dieser
Innendeckbänder (12) erste und zweite Kanten (50) an ihren
umfangsmäßigen Enden aufweist, diese Kanten (50) jedes
aneinanderstoßenden Paares Innendeckbänder einen in
Umfangsrichtung liegenden Spalt (44) bilden; mit einer radialen
Sperre (16), die sich umfangsmäßig um dieses Deckband
erstreckt und von diesem Deckband aus nach innen vorsteht, um
auf diese Weise einen Deckbandhohlraum (24) zu bilden, und
wobei diese radiale Sperre (16) den Strom der zu diesem
Deckbandhohlraum (24) geleiteten Hochdruckluft einschränkt,
und jeweils ein hantelförmiger Dichtstreifen (34) zwischen
aneinanderliegenden Deckbändern angeordnet ist, deren jeder
zwei zylindrische Längskanten mit entlang diesen Längskanten
ausgebildeten Dichtflächen aufweist, die in die in diesen
aneinander anliegenden Innendeckbändern (12) ausgebildeten
Aussparungen (38) eingesetzt sind, so daß dieser in
Umfangsrichtung verlaufender Spalt (44) umspannt wird; dadurch
gekennzeichnet, daß eine Vielzahl intermittierender Vorsprünge
(42) in jeder dieser zylindrischen Kanten ausgebildet sind,
wobei Größe und Anzahl derselben in Abhängigkeit vom
gewünschten Leckagestrom gewählt werden, daß Löcher (36) in
jedem dieser Innendeckbänder (12) vorgesehen sind, die sich
von der Innenfläche des Deckbands zu diesem Schlitz (38) in
einer dieser Kanten (50) und von dieser Innenfläche des
Deckbands (12) zu diesem Schlitz in der anderen dieser Kanten
(50) erstreckt; daß Löcher (18) in dieser radialen Sperre
(16) sich von dieser vorderen zu dieser hinteren Seite dieser
Sperre (16) erstrecken; und daß jedes dieser Innendeckbänder
(12) eine Verteilerleitung (14) hat, die zur Verbindung
zwischen diesen Löchern (18) in dieser radialen Sperre (16)
und dieser Löchern (36) in dem jeweiligen Innendeckband (12)
dient.
2. Eine Gasturbine gemäß Anspruch 1, dadurch
gekennzeichnet, daß jeder dieser Dichtstreifen (34) einen
hantelförmigen Querschnitt aufweist und zylinderförmige Teile (40)
hat, wobei sich jeder dieser zylinderförmigen Teile (40)
entlang der Länge des jeweiligen Dichtstreifens (34) erstreckt
und der Durchmesser dieser zylindrischen Teile (40) ungefähr
gleich ist der Breite dieser Schlitze (38), und auf diese
Weise diese Dichtflächen ausgebildet sind.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/238,942 US4902198A (en) | 1988-08-31 | 1988-08-31 | Apparatus for film cooling of turbine van shrouds |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE68906334D1 DE68906334D1 (de) | 1993-06-09 |
DE68906334T2 true DE68906334T2 (de) | 1993-08-26 |
Family
ID=22899953
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE8989114666T Expired - Fee Related DE68906334T2 (de) | 1988-08-31 | 1989-08-08 | Gasturbine mit einem gekuehlten leitschaufeldeckring. |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4902198A (de) |
EP (1) | EP0357984B1 (de) |
JP (1) | JP2835382B2 (de) |
AR (1) | AR240712A1 (de) |
CA (1) | CA1309597C (de) |
DE (1) | DE68906334T2 (de) |
MX (1) | MX164477B (de) |
Families Citing this family (62)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5098257A (en) * | 1990-09-10 | 1992-03-24 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus and method for minimizing differential thermal expansion of gas turbine vane structures |
US5158430A (en) * | 1990-09-12 | 1992-10-27 | United Technologies Corporation | Segmented stator vane seal |
US5249920A (en) * | 1992-07-09 | 1993-10-05 | General Electric Company | Turbine nozzle seal arrangement |
US5252026A (en) * | 1993-01-12 | 1993-10-12 | General Electric Company | Gas turbine engine nozzle |
GB2280935A (en) * | 1993-06-12 | 1995-02-15 | Rolls Royce Plc | Cooled sealing strip for nozzle guide vane segments |
EP0791127B1 (de) * | 1994-11-10 | 2000-03-08 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gasturbinenschaufel mit einer gekühlten plattform |
US5531457A (en) * | 1994-12-07 | 1996-07-02 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine feather seal arrangement |
US5624227A (en) * | 1995-11-07 | 1997-04-29 | General Electric Co. | Seal for gas turbines |
DE59710924D1 (de) * | 1997-09-15 | 2003-12-04 | Alstom Switzerland Ltd | Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten |
DE19848103A1 (de) * | 1998-10-19 | 2000-04-20 | Asea Brown Boveri | Dichtungsanordnung |
DE59810806D1 (de) * | 1998-12-10 | 2004-03-25 | Alstom Switzerland Ltd | Plattformkühlung in Turbomaschinen |
US6210111B1 (en) * | 1998-12-21 | 2001-04-03 | United Technologies Corporation | Turbine blade with platform cooling |
DE59912323D1 (de) * | 1998-12-24 | 2005-09-01 | Alstom Technology Ltd Baden | Turbinenschaufel mit aktiv gekühltem Deckbandelememt |
US6254333B1 (en) * | 1999-08-02 | 2001-07-03 | United Technologies Corporation | Method for forming a cooling passage and for cooling a turbine section of a rotary machine |
DE19940556B4 (de) * | 1999-08-26 | 2012-02-02 | Alstom | Vorrichtung zum Kühlen von Leit- oder Laufschaufeln in einer Gasturbine |
DE19963371A1 (de) * | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Alstom Power Schweiz Ag Baden | Gekühltes Hitzeschild |
EP1130218A1 (de) * | 2000-03-02 | 2001-09-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine mit Dichtelement für die Fussplatten der Leitschaufeln |
FR2810365B1 (fr) * | 2000-06-15 | 2002-10-11 | Snecma Moteurs | Systeme de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposees |
JP2002201913A (ja) * | 2001-01-09 | 2002-07-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンの分割壁およびシュラウド |
RU2302534C2 (ru) * | 2001-12-11 | 2007-07-10 | Альстом (Свитзерлэнд) Лтд. | Газотурбинное устройство |
EP1331361B1 (de) | 2002-01-17 | 2010-05-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Gegossene Turbinenleitschaufel mit Hakensockel |
DE10209295B4 (de) | 2002-03-01 | 2010-12-09 | Alstom Technology Ltd. | Spaltdichtung bei einer Gasturbine |
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 |
KR100928176B1 (ko) * | 2003-02-19 | 2009-11-25 | 알스톰 테크놀러지 리미티드 | 특히 가스 터빈의 블레이드 세그먼트에 사용되는 실링 장치 |
US7524163B2 (en) * | 2003-12-12 | 2009-04-28 | Rolls-Royce Plc | Nozzle guide vanes |
GB0328952D0 (en) * | 2003-12-12 | 2004-01-14 | Rolls Royce Plc | Nozzle guide vanes |
JP4495481B2 (ja) * | 2004-02-18 | 2010-07-07 | イーグル・エンジニアリング・エアロスペース株式会社 | シール装置 |
US7140835B2 (en) * | 2004-10-01 | 2006-11-28 | General Electric Company | Corner cooled turbine nozzle |
US7217081B2 (en) * | 2004-10-15 | 2007-05-15 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a seal for turbine vane shrouds |
US7377742B2 (en) * | 2005-10-14 | 2008-05-27 | General Electric Company | Turbine shroud assembly and method for assembling a gas turbine engine |
JP4690905B2 (ja) * | 2006-02-17 | 2011-06-01 | 三菱重工業株式会社 | シール装置及び該装置を備えたガスタービン |
EP1892383A1 (de) * | 2006-08-24 | 2008-02-27 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbinenschaufel mit gekühlter Plattform |
WO2008033897A1 (en) * | 2006-09-12 | 2008-03-20 | Parker-Hannifin Corporation | Seal assembly |
US8308428B2 (en) * | 2007-10-09 | 2012-11-13 | United Technologies Corporation | Seal assembly retention feature and assembly method |
US8240985B2 (en) * | 2008-04-29 | 2012-08-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Shroud segment arrangement for gas turbine engines |
US8206101B2 (en) * | 2008-06-16 | 2012-06-26 | General Electric Company | Windward cooled turbine nozzle |
ATE537333T1 (de) * | 2009-01-28 | 2011-12-15 | Alstom Technology Ltd | Streifendichtung und verfahren zum entwurf einer streifendichtung |
US8092159B2 (en) * | 2009-03-31 | 2012-01-10 | General Electric Company | Feeding film cooling holes from seal slots |
US8371800B2 (en) * | 2010-03-03 | 2013-02-12 | General Electric Company | Cooling gas turbine components with seal slot channels |
US8814517B2 (en) * | 2010-09-30 | 2014-08-26 | General Electric Company | Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades |
US8727710B2 (en) * | 2011-01-24 | 2014-05-20 | United Technologies Corporation | Mateface cooling feather seal assembly |
US8845272B2 (en) | 2011-02-25 | 2014-09-30 | General Electric Company | Turbine shroud and a method for manufacturing the turbine shroud |
US8562000B2 (en) * | 2011-05-20 | 2013-10-22 | Siemens Energy, Inc. | Turbine combustion system transition piece side seals |
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 |
US9243510B2 (en) * | 2012-09-10 | 2016-01-26 | General Electric Company | Floating seal |
US9828872B2 (en) * | 2013-02-07 | 2017-11-28 | General Electric Company | Cooling structure for turbomachine |
US10156150B2 (en) | 2013-03-14 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine stator vane platform cooling |
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 |
WO2015088656A1 (en) * | 2013-12-12 | 2015-06-18 | United Technologies Corporation | Wrapped dog bone seal |
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 |
US9790806B2 (en) | 2014-06-06 | 2017-10-17 | United Technologies Corporation | Case with vane retention feature |
JP5676040B1 (ja) | 2014-06-30 | 2015-02-25 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 静翼、これを備えているガスタービン、静翼の製造方法、及び静翼の改造方法 |
US10099290B2 (en) | 2014-12-18 | 2018-10-16 | General Electric Company | Hybrid additive manufacturing methods using hybrid additively manufactured features for hybrid components |
US9587502B2 (en) * | 2015-03-06 | 2017-03-07 | United Technologies Corporation | Sliding compliant seal |
US10927692B2 (en) * | 2018-08-06 | 2021-02-23 | General Electric Company | Turbomachinery sealing apparatus and method |
US10890079B2 (en) * | 2018-12-04 | 2021-01-12 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine arc segments with arced walls |
CN117490968B (zh) * | 2023-12-22 | 2024-03-08 | 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 | 一种喷流模拟器整流装置及喷口设计方法 |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB753224A (en) * | 1953-04-13 | 1956-07-18 | Rolls Royce | Improvements in or relating to blading for turbines or compressors |
GB761380A (en) * | 1953-11-26 | 1956-11-14 | Power Jets Res & Dev Ltd | Blade mounting for compressors, turbines and like fluid flow machines |
GB938189A (en) * | 1960-10-29 | 1963-10-02 | Ruston & Hornsby Ltd | Improvements in the construction of turbine and compressor blade elements |
US3519366A (en) * | 1968-05-22 | 1970-07-07 | Westinghouse Electric Corp | Turbine diaphragm seal structure |
US3552753A (en) * | 1968-06-26 | 1971-01-05 | Westinghouse Electric Corp | High efficiency static seal assembly |
US3542483A (en) * | 1968-07-17 | 1970-11-24 | Westinghouse Electric Corp | Turbine stator structure |
US3752598A (en) * | 1971-11-17 | 1973-08-14 | United Aircraft Corp | Segmented duct seal |
US3947145A (en) * | 1974-10-07 | 1976-03-30 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine stationary shroud seals |
US3938906A (en) * | 1974-10-07 | 1976-02-17 | Westinghouse Electric Corporation | Slidable stator seal |
US3975114A (en) * | 1975-09-23 | 1976-08-17 | Westinghouse Electric Corporation | Seal arrangement for turbine diaphragms and the like |
US4353679A (en) * | 1976-07-29 | 1982-10-12 | General Electric Company | Fluid-cooled element |
GB1580884A (en) * | 1977-08-03 | 1980-12-10 | Rolls Royce | Sealing means |
US4650394A (en) * | 1984-11-13 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Coolable seal assembly for a gas turbine engine |
US4688988A (en) * | 1984-12-17 | 1987-08-25 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a gas turbine engine |
US4720236A (en) * | 1984-12-21 | 1988-01-19 | United Technologies Corporation | Coolable stator 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 |
US4767260A (en) * | 1986-11-07 | 1988-08-30 | United Technologies Corporation | Stator vane platform cooling means |
-
1988
- 1988-08-31 US US07/238,942 patent/US4902198A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-08-08 EP EP89114666A patent/EP0357984B1/de not_active Expired - Lifetime
- 1989-08-08 DE DE8989114666T patent/DE68906334T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1989-08-11 CA CA000608158A patent/CA1309597C/en not_active Expired - Lifetime
- 1989-08-30 MX MX17355A patent/MX164477B/es unknown
- 1989-08-31 AR AR31481489A patent/AR240712A1/es active
- 1989-08-31 JP JP1227281A patent/JP2835382B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2835382B2 (ja) | 1998-12-14 |
US4902198A (en) | 1990-02-20 |
DE68906334D1 (de) | 1993-06-09 |
AR240712A1 (es) | 1990-09-28 |
CA1309597C (en) | 1992-11-03 |
EP0357984A1 (de) | 1990-03-14 |
MX164477B (es) | 1992-08-19 |
JPH02104902A (ja) | 1990-04-17 |
EP0357984B1 (de) | 1993-05-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
DE68906334T2 (de) | Gasturbine mit einem gekuehlten leitschaufeldeckring. | |
DE69327180T2 (de) | Schauffelzusammensetzung für eine gasturbine mit integrierter kühldüse | |
DE69502282T2 (de) | Turbinengehäusesegment mit haarnadelförmigen kühlkanälen | |
DE60318792T2 (de) | Zapfluft-Gehäuse für einen Verdichter | |
DE69321776T2 (de) | Gasturbine | |
DE69409332T2 (de) | Dichtung in einer Gasturbine | |
DE69400065T2 (de) | Leitschaufelkühlung | |
DE69933601T2 (de) | Gasturbine | |
DE69912539T2 (de) | Kühlung eines Turbinenmantelrings | |
DE69118098T2 (de) | Abdeckring für Bolzenköpfe | |
DE859089C (de) | Beschaufelte, von einem Arbeitsmittel durchstroemte Kreiselmaschine | |
DE3930324A1 (de) | Stromlinienfoermige turbinenschaufel | |
DE2855157C2 (de) | Spaltsteuereinrichtung für ein Gasturbinentriebwerk | |
DE69516423T2 (de) | Dichtsteifenanordnung für gasturbinenstahltriebwerke | |
DE69407539T2 (de) | Turbomaschine mit System zur Heizung der Rotorscheiben in der Beschleunigungsphase | |
DE69400537T2 (de) | Halterung für den Ausgang einer Gasturbinenbrennkammer | |
DE3941174C2 (de) | Spitzenspalt-Einstellvorrichtung für die Turbinenrotorschaufeln eines Gasturbinentriebwerks | |
DE69926332T2 (de) | Bürstendichtung für eine Turbomaschine | |
DE69719579T2 (de) | Rotorschaufelspitzenabdichtung einer Turbomaschine | |
DE2507182A1 (de) | Axialgasturbinenanlage | |
DE2943464A1 (de) | Dichtungsvorrichtung fuer ein gasturbinentriebwerk | |
DE102004002888A1 (de) | Gasturbinen-Endrohrdichtung und diese verwendende Gasturbine | |
DE60113796T2 (de) | Statorschaufel-Struktur einer Gasturbine | |
DE4447507A1 (de) | Ringförmige Dichtung | |
EP3056813A1 (de) | Abdichtung eines randspalts zwischen effusionsschindeln einer gasturbinenbrennkammer |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
8364 | No opposition during term of opposition | ||
8339 | Ceased/non-payment of the annual fee |