EA008156B1 - Ступень давления паровой/газовой турбины с универсальным бандажом - Google Patents
Ступень давления паровой/газовой турбины с универсальным бандажом Download PDFInfo
- Publication number
- EA008156B1 EA008156B1 EA200501572A EA200501572A EA008156B1 EA 008156 B1 EA008156 B1 EA 008156B1 EA 200501572 A EA200501572 A EA 200501572A EA 200501572 A EA200501572 A EA 200501572A EA 008156 B1 EA008156 B1 EA 008156B1
- Authority
- EA
- Eurasian Patent Office
- Prior art keywords
- holes
- named
- bandage
- steam
- band
- Prior art date
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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
- F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- 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
- F01D25/007—Preventing corrosion
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/31—Application in turbines in steam turbines
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/602—Drainage
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/95—Preventing corrosion
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)
Abstract
Несовершенство конструкций бандажей (8) или подобных деталей лопаток (7) паровых/газовых турбин, включая смежные уплотнения, приводит к уменьшению надежности и КПД. Эти недостатки устранены с помощи радиальных отверстий (12), просверленных в бандаже лопаток (7). Проход пара сквозь отверстия (12) в бандаже приводит к падению градиента давления на поверхность бандажа (8) и предотвращает формирование оксида металлов, солей и других отложений на внутренних поверхностях бандажа (8). Количество и диаметр отверстий (12), так же как их расположение и величина радиальных зазоров в уплотнениях (4, 5) венца бандажа определяют их эффективность.
Description
Изобретение относится к турбомашинам, а именно к ступеням давления паровых/газовых турбин и газовых турбокомпрессоров, снабженных надбандажными уплотнениями, которые расположены на бандаже или встроены в статор турбины.
Изобретение может быть использовано при разработке паровых турбин на турбинных заводахизготовителях, а также для усовершенствования паровых и газовых турбин на тепловых электростанциях и авиационных двигателей с газовыми турбинами и газовыми турбокомпрессорами.
Предшествующий уровень техники
Известны конструкции ступеней давления паровой турбины, подобные представленным на фиг. 1 и 2 [см., например, патенты КИ 2040696, опубл. 25.07.1995; И8 5154581, опубл. 13.10.1992; или И8 5632598, опубл. 27.05.1997], содержащие сопловой (направляющий) аппарат 1 с сопловыми (направляющими) лопатками 2 и экраном 3, ротор, содержащий диск 6, лопатки 7, бандаж 8 и надбандажные уплотнения 4 и 5, встроенные в экран 3 соплового аппарата, как показано на фиг. 1 или 2, или расположенные на бандаже лопаток ротора, как показано на фиг. 2.
Уплотнение бандажа ступени турбины состоит, как правило, из двух гребней, первого гребня 4 по ходу потока пара и второго гребня 5, оба из которых формируют надбандажную камеру И, расположенную вдоль бандажа, включающую радиальные зазоры 111 и 112, определяющие расход пара, проходящего через уплотнение.
Зазоры 111 и 112 устанавливают равными по абсолютной величине для каждой ступени или группы ступеней, эта величина зависит от условий теплового расширения элементов турбины и условий пороговой мощности турбоагрегата, т.е. мощности, при которой возникает низкочастотная вибрация. Бандаж 8 лопаток ротора, виды в плане которого подобны представленным на фиг. 3 и 4, выполнен в форме ленты с отверстиями 15 для штифтов 9 лопаток ротора, которые расклепываются после их установки на лопатках ротора, формируя блок из шести или более лопаток. Части этих бандажей 13, перекрывающие один рабочий канал, не имеют никаких отверстий.
Ступени паровой или газовой турбины, показанные на фиг. 1 и 2, имеют следующие существенные недостатки, которые описаны в последовательности работы турбины:
а) из-за неравномерного распределения зазоров в надбандажных уплотнениях по окружности ступени появляются аэродинамические надбандажные и венцовые силы Томаса, что вызывает неустойчивую работу ротора турбины и его подвески;
б) на внутренней поверхности 8 бандажа лопатки ротора формируются оксиды металла и соли 10, наличие которых закрывает часть проходного сечения рабочих лопаток, что приводит к уменьшению расчётного КПД с последующим снижением мощности турбины;
в) сверхнормативное сжигание топлива вследствие п. б) при различных сравнительных нагрузках турбины приводит к дополнительному потреблению топливных ресурсов.
Сущность изобретения
Решаемая техническая задача - повышение надежности работы паровых и газовых турбин и газовых турбонагнетательных насосов, увеличение фактического КПД и мощности по сравнению с существующими параметрами.
Для решения поставленной технической задачи предлагается гидравлическая осевая машина, работающая на пару или газе, в частности ступень давления паровой/газовой турбины с универсальным бандажом, включающая стационарный корпус; ротор, имеющий внутренний диск, наружный бандаж и множество лопаток, смонтированных между названным диском и названным бандажом; причем по крайней мере на части названного бандажа выполнено множество сквозных отверстий так, чтобы пар или газ проходили радиально наружу через названные отверстия для предотвращения формирования оксидов металла и солей на внутренней поверхности названного наружного бандажа.
Проход пара или газа сквозь отверстия в бандаже приводит к падению градиента давления на поверхность бандажа и предотвращает формирование оксидов металлов, солей и других отложений на внутренних поверхностях бандажей.
Названные отверстия могут быть распределены по названной части названного внешнего бандажа равномерно или в шахматном порядке.
Названные отверстия лучше выбирать так, чтобы их диаметр соответствовал определяемому по следующей формуле:
(0,02^ 0,50) ·&
η·π где η - число названных отверстий, а 8к - площадь части поверхности названного внешнего бандажа.
Машина может дополнительно содержать бандажное уплотнение, включающее два уплотнительных элемента, расположенных на внешней поверхности названного внешнего бандажа, или на внутренней поверхности названного стационарного корпуса, радиально обращенной к названному внешнему бандажу, а названные уплотнительные элементы обеспечивают два радиальных зазора 111 и 112 между
- 1 008156 названным ротором и названным корпусом в направлении потока соответственно, при этом названный зазор 112 выполнен меньшим, чем названный зазор 111.
Перечень фигур
Изобретение поясняется чертежами, на которых представлено:
фиг. 1 - продольный разрез ступени давления турбины с бандажными уплотнениями в экране соплового аппарата;
фиг. 2 - продольный разрез ступени давления турбины с бандажными уплотнениями, размещенными на бандаже лопаток ротора;
фиг. 3 - разрез бандажа с фиг. 1;
фиг. 4 - разрез бандажа с фиг. 2;
фиг. 5 - местный вид с фиг. 2 в разрезе по ϋ-ϋ;
фиг. 6 - местный вид с фиг. 1 в разрезе по С-С.
Сведения, подтверждающие возможность использования изобретения
Ступень давления паровой (газовой) турбины (компрессора) (см. фиг. 1 и 2) включает сопловой (направляющий) аппарат 1 с сопловыми (направляющими) лопатками 2 и экран 3, гребни 4 и 5 бандажного уплотнения или гребни 4 и 5, расположенные на бандаже 8 (см. фиг.2), и ротор с бандажом 8, расположенным на лопатках 7 ротора. С целью увеличения КПД и эксплуатационной надежности турбины радиальный зазор 112 второго гребня 5 уплотнения бандажа по ходу потока пара/газа выполнен меньше, чем радиальный зазор 111 по гребню 4 бандажного уплотнения, а также в частях 13, 14, 15 бандажа 8, закрывающих отдельные межлопаточные каналы, выполнена система радиальных выпускных отверстий 12 (см. фиг. 3-6), распределенных равномерно по поверхностям частей 13, 14, 16 бандажа 8. Названные радиальные выпускные отверстия также могут быть расположены в шахматном порядке 16 по линии потока пара/газа 14 и 18, или симметрично к линии потока пара/газа 18 (см. фиг. 4) в межлопаточном канале, для перетечки пара/газа из камеры корпуса 17 выше бандажа (см. фиг. 5) и камеры И выше бандажа к каналу потока и снижению давления выше бандажа, источником названного давления является динамика воздушного потока выше бандажа и ребра силы Томаса, что вызывает неустойчивую работу ротора турбины и его подвески, а когда пар/газ проходит из канала сквозь выпускные отверстия 12 в бандаже 8 к названному бандажному уплотнению канала - это предотвращает формирование оксидов металла и солей 10 на внутренней поверхности бандажа 8. Диаметр ά отверстий 12 и их число η на каждой поверхности 8к каждого отдельного межлопаточного канала, накрытого частями бандажа 13, 14, 16, находится в следующем отношении:
а = 2 1(0,02.0,50).5, .
V η·π
Благодаря отверстиям 12 в бандаже 8 лопаток 7 ротора, в ходе работы турбины происходит перетечка пара/газа из камеры 11, расположенной выше бандажа, и камеры 17 корпуса, также расположенной выше бандажа, как показано на фиг. 5, по отношению к части канала, расположенного под бандажом, что приводит к появлению эффекта препятствия, предотвращая формирование оксидов металлов и солей на внутренней поверхности бандажа.
Падение давления в камере 11, расположенной вдоль бандажа, и в камере корпуса 17 вдоль бандажа происходит подобно процессу перетечки пара/газа, что исключает возникновение динамики воздуха выше бандажа и гребня силы Томаса, вызывающей неустойчивую работу ротора турбины и его подвески. Это обстоятельство, в свою очередь, позволяет уменьшить радиальный зазор 112 на втором гребне 5, управляющем пороговой мощностью турбоагрегата, что приводит к дополнительному увеличению КПД вследствие снижения перетечек пара/газа по уплотнению.
Выполнение зазоров 111 и 112 по гребням бандажного уплотнения таким образом, что радиальный зазор 112 по второму гребню 5 выполнен меньшим, чем радиальный зазор 111 по первому гребню 4, позволяет регулировать в пределах точно установленных пределов расход пара/газа, проходящего через бандажную камеру 11.
Таким образом, изобретение может быть использовано в следующих целях:
а) как средство предотвращения формирования оксидов металлов и солей на внутренних поверхностях бандажей лопаток ротора;
б) как средство улучшения вибрационных условий работы турбинного блока;
в) с целью увеличения межремонтного периода вследствие пп. а) и б) и продления ресурса турбины.
Claims (5)
- ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ1. Гидравлическая осевая машина, работающая на пару или газе, включающая стационарный корпус; ротор, имеющий внутренний диск, наружный бандаж и множество лопаток, смонтированных между названным диском и названным бандажом; по крайней мере на части названного бандажа выполнено множество сквозных отверстий так, чтобы пар или газ проходили радиально наружу через названные отверстия для предотвращения формирования оксидов металла и солей на внутренней поверхности названного наружного бандажа.-2 008156
- 2. Машина по п.1, отличающаяся тем, что названные отверстия равномерно распределены по названной части названного внешнего бандажа.
- 3. Машина по π. 1, отличающаяся тем, что названные отверстия расположены в шахматном порядке на названной части названного внешнего бандажа.
- 4. Машина по п.1, отличающаяся тем, что названные отверстия выбирают так, чтобы их диаметр соответствовал определяемому по следующей формуле:(0,02^ 0,50) ·&η·π где η - число названных отверстий, а - площадь части поверхности названного внешнего бандажа.
- 5. Машина по п.1, отличающаяся тем, что дополнительно содержит бандажное уплотнение, включающее два уплотнительных элемента, расположенных на внешней поверхности названного внешнего бандажа или на внутренней поверхности названного стационарного корпуса, радиально обращенной к названному внешнему бандажу, а названные уплотнительные элементы обеспечивают два радиальных зазора 111 и 112 между названным ротором и названным корпусом в направлении потока соответственно, при этом названный зазор 112 выполнен меньшим, чем названный зазор 111.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
PCT/US2003/012102 WO2004099572A1 (en) | 2003-04-18 | 2003-04-18 | Steam/gas turbine pressure stage with universal shroud |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
EA200501572A1 EA200501572A1 (ru) | 2006-08-25 |
EA008156B1 true EA008156B1 (ru) | 2007-04-27 |
Family
ID=33434336
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
EA200501572A EA008156B1 (ru) | 2003-04-18 | 2003-04-18 | Ступень давления паровой/газовой турбины с универсальным бандажом |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP1623097A4 (ru) |
JP (1) | JP4195882B2 (ru) |
CN (1) | CN100386502C (ru) |
AU (1) | AU2003228590B2 (ru) |
BR (1) | BR0318261A (ru) |
CA (1) | CA2562712C (ru) |
EA (1) | EA008156B1 (ru) |
HK (1) | HK1092853A1 (ru) |
UA (1) | UA81314C2 (ru) |
WO (1) | WO2004099572A1 (ru) |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4534701A (en) * | 1982-06-29 | 1985-08-13 | Gerhard Wisser | Rotor or guide wheel of a turbine engine with shroud ring |
US5154581A (en) * | 1990-05-11 | 1992-10-13 | Mtu Motoren- Und Turbinen- Union Munchen Gmbh | Shroud band for a rotor wheel having integral rotor blades |
US6142739A (en) * | 1996-04-12 | 2000-11-07 | Rolls-Royce Plc | Turbine rotor blades |
US6340284B1 (en) * | 1998-12-24 | 2002-01-22 | Alstom (Switzerland) Ltd | Turbine blade with actively cooled shroud-band element |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE893649C (de) * | 1940-05-04 | 1953-10-19 | Siemens Ag | Einrichtung an Dampf- oder Gasturbinenbeschaufelungen |
FR2166494A5 (ru) * | 1971-12-27 | 1973-08-17 | Onera (Off Nat Aerospatiale) | |
SU663861A1 (ru) * | 1977-08-23 | 1979-05-25 | Ленинградский Ордена Ленина Политехнический Институт Им.М.И.Калинина | Рабочее колесо осевой турбины |
JPS55146201A (en) * | 1979-05-04 | 1980-11-14 | Hitachi Ltd | Moving blade for turbine |
DE3505491A1 (de) * | 1985-02-16 | 1986-08-21 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Dichtung fuer eine stroemungsmaschine |
FR2661944B1 (fr) * | 1990-05-14 | 1994-06-10 | Alsthom Gec | Etage de turbomachine avec pertes secondaires reduites. |
FR2666846B1 (fr) * | 1990-09-13 | 1992-10-16 | Alsthom Gec | Grille d'aubes pour turbomachine munie de fentes d'aspiration dans le plafond et/ou dans le plancher et turbomachine comportant ces grilles. |
US5224713A (en) * | 1991-08-28 | 1993-07-06 | General Electric Company | Labyrinth seal with recirculating means for reducing or eliminating parasitic leakage through the seal |
EP0844369B1 (en) * | 1996-11-23 | 2002-01-30 | ROLLS-ROYCE plc | A bladed rotor and surround assembly |
-
2003
- 2003-04-18 EP EP03726350A patent/EP1623097A4/en not_active Withdrawn
- 2003-04-18 BR BRPI0318261-4A patent/BR0318261A/pt not_active IP Right Cessation
- 2003-04-18 UA UAA200510908A patent/UA81314C2/uk unknown
- 2003-04-18 JP JP2004571652A patent/JP4195882B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2003-04-18 CA CA2562712A patent/CA2562712C/en not_active Expired - Fee Related
- 2003-04-18 EA EA200501572A patent/EA008156B1/ru not_active IP Right Cessation
- 2003-04-18 WO PCT/US2003/012102 patent/WO2004099572A1/en active Application Filing
- 2003-04-18 CN CNB038266393A patent/CN100386502C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2003-04-18 AU AU2003228590A patent/AU2003228590B2/en not_active Ceased
-
2006
- 2006-12-05 HK HK06113323A patent/HK1092853A1/xx not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4534701A (en) * | 1982-06-29 | 1985-08-13 | Gerhard Wisser | Rotor or guide wheel of a turbine engine with shroud ring |
US5154581A (en) * | 1990-05-11 | 1992-10-13 | Mtu Motoren- Und Turbinen- Union Munchen Gmbh | Shroud band for a rotor wheel having integral rotor blades |
US6142739A (en) * | 1996-04-12 | 2000-11-07 | Rolls-Royce Plc | Turbine rotor blades |
US6340284B1 (en) * | 1998-12-24 | 2002-01-22 | Alstom (Switzerland) Ltd | Turbine blade with actively cooled shroud-band element |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN1788142A (zh) | 2006-06-14 |
CA2562712C (en) | 2011-05-31 |
AU2003228590B2 (en) | 2010-01-07 |
EP1623097A1 (en) | 2006-02-08 |
BR0318261A (pt) | 2006-05-23 |
EA200501572A1 (ru) | 2006-08-25 |
JP2006523792A (ja) | 2006-10-19 |
JP4195882B2 (ja) | 2008-12-17 |
UA81314C2 (en) | 2007-12-25 |
HK1092853A1 (en) | 2007-02-16 |
WO2004099572A1 (en) | 2004-11-18 |
CN100386502C (zh) | 2008-05-07 |
AU2003228590A1 (en) | 2004-11-26 |
CA2562712A1 (en) | 2004-11-18 |
EP1623097A4 (en) | 2012-06-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9850775B2 (en) | Turbine shroud segment sealing | |
EP1895108B1 (en) | Angel wing abradable seal and sealing method | |
US6155778A (en) | Recessed turbine shroud | |
EP1674659B1 (en) | Turbine nozzle with bullnose step-down platform | |
US7094029B2 (en) | Methods and apparatus for controlling gas turbine engine rotor tip clearances | |
US7165937B2 (en) | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
EP1965031A2 (en) | Turbine engine shroud segment, featherseal for a shroud segment and corresponding assembly | |
US8132417B2 (en) | Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber | |
KR20050062375A (ko) | 가스 터빈 엔진용 스테이터 베인 조립체 | |
EP0792410A1 (en) | Rotor airfoils to control tip leakage flows | |
US20080008574A1 (en) | Leakage flow control and seal wear minimization system for a turbine engine | |
AU2007214378A1 (en) | Methods and apparatus for fabricating turbine engines | |
EP3047104B1 (en) | Turbomachine with endwall contouring | |
US10184345B2 (en) | Cover plate assembly for a gas turbine engine | |
US8561997B2 (en) | Adverse pressure gradient seal mechanism | |
US4280795A (en) | Interblade seal for axial flow rotary machines | |
US20190136700A1 (en) | Ceramic matrix composite tip shroud assembly for gas turbines | |
US6761530B1 (en) | Method and apparatus to facilitate reducing turbine packing leakage losses | |
KR20090091190A (ko) | 터보기계, 특히 가스 터빈 | |
US20180179901A1 (en) | Turbine blade with contoured tip shroud | |
US6632069B1 (en) | Step of pressure of the steam and gas turbine with universal belt | |
EP2893149A1 (en) | Turbine blades | |
US6877956B2 (en) | Methods and apparatus for integral radial leakage seal | |
US20030106214A1 (en) | Method of retrofitting seals in a gas turbine | |
US9011083B2 (en) | Seal arrangement for a gas turbine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): AM AZ KG MD TJ TM |
|
MM4A | Lapse of a eurasian patent due to non-payment of renewal fees within the time limit in the following designated state(s) |
Designated state(s): BY KZ RU |