RU2000113794A - Средство для установки сопел ступени статора и для охлаждения дисков ротора в газовой турбине - Google Patents

Средство для установки сопел ступени статора и для охлаждения дисков ротора в газовой турбине

Info

Publication number
RU2000113794A
RU2000113794A RU2000113794/06A RU2000113794A RU2000113794A RU 2000113794 A RU2000113794 A RU 2000113794A RU 2000113794/06 A RU2000113794/06 A RU 2000113794/06A RU 2000113794 A RU2000113794 A RU 2000113794A RU 2000113794 A RU2000113794 A RU 2000113794A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
tool according
pins
inner ring
disk
ring
Prior art date
Application number
RU2000113794/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2224895C2 (ru
Inventor
Франко ФРОЗИНИ
Пьеро ЯКОПЕТТИ
Original Assignee
Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А.
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
Priority claimed from IT1999MI001208A external-priority patent/ITMI991208A1/it
Application filed by Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А. filed Critical Нуово Пиньоне Холдинг С.П.А.
Publication of RU2000113794A publication Critical patent/RU2000113794A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2224895C2 publication Critical patent/RU2224895C2/ru

Links

Claims (13)

1. Средство для установки сопел ступени статора и для охлаждения дисков ротора в газовых турбинах, применимое для сопловых сегментов (40), состоящих из нескольких лопаток (11, 38, 39), причем каждый из сопловых сегментов (40) соединен верхней частью с наружным кольцом (12), содержащим охлаждающий воздух, и установлен основанием на внутреннем кольце (23), которое обеспечивает расположение сопловых сегментов (40) по кольцу относительно оси газовой турбины, отличающееся тем, что каждая лопатка (11, 38, 39) соплового сегмента (40) снабжена по меньшей мере одной трубкой (17), которая вставлена в соответствующий канал (32), находящийся внутри лопаток (11, 38, 39), который вводит пространство (16), где циркулирует охлаждающий воздух, в сообщение с диском (37) высокого давления и диском (55) низкого давления.
2. Средство по п. 1, отличающееся тем, что наружное кольцо (12), содержащее охлаждающий воздух, соединено с подвижным кольцом (19), которое позволяет компенсировать разность теплового расширения, возникающую между кожухом (14) турбины и наружным кольцом (12).
3. Средство по п. 1, отличающееся тем, что наружное кольцо (12) имеет кольцевые приемные элементы (45), которые взаимодействуют со втулками (13), для размещения концов трубок (17, 18), расположенных на стороне кожуха (14).
4. Средство по п. 1, отличающееся тем, что каждый из сопловых сегментов (40) имеет выступ (36), который входит в зацепление с соответствующей канавкой кожуха (14) турбины, и кромку (35), которая входит в зацепление с противоположной стороной кожуха (14) турбины.
5. Средство по п. 1, отличающееся тем, что внутреннее кольцо (23) имеет приемники для штифтов (25, 41, 42), причем штифты (25, 41, 42) используются для установки сопловых сегментов (40).
6. Средство по п. 5, отличающееся тем, что штифты (25, 41, 42) содержат в выемках (29) концы проводящих трубок (17, 18) для охлаждающего воздуха.
7. Средство по п. 5, отличающееся тем, что между штифтами (25, 41, 42) и нижними концами (33, 49, 50) лопаток (11, 38, 39) расположены уплотнительные кольца (30, 43, 44).
8. Средство по п. 7, отличающееся тем, что как правый уплотнительный штифт (41), так и левый уплотнительный штифт (42) установлены так, что они имеют радиальный зазор, который больше зазора центрального штифта (25).
9. Средство по п. 7, отличающееся тем, что внутреннее кольцо (23) имеет кольцевой выступ (33), причем выступ примыкает к оконечной части (34) соплового сегмента (40), которая расположена между выступом и штифтом (25).
10. Средство по п. 1, отличающееся тем, что внутреннее кольцо (23) имеет каналы (20), которые сообщаются соответственно с трубками (17, 18) и с диском (37) первой ступени и диском (55) второй ступени.
11. Средство по п. 7, отличающееся тем, что штифты (25, 41, 42) имеют множество отверстий (28) для обеспечения сообщения трубок (17, 18) с каналами (20).
12. Средство по п. 7, отличающееся тем, что извлечение штифтов (25, 41, 42) из внутреннего кольца (23) предотвращается сегментами (59), вставленными в кольцевую канавку (52) во внутреннем кольце (23), которые имеют конфигурацию с выступами (53), загнутыми внутрь отверстий (27), находящихся в основании штифтов (25, 41, 42).
13. Средство по п. 7, отличающееся тем, что внутреннее кольцо (23) имеет на его внутренней части ячеистый элемент (22), который сопрягается с уплотнительными зубцами (45), относящимися к диску (37) ступени высокого давления.
RU2000113794/06A 1999-05-31 2000-05-30 Средство для установки сопел ступени статора и для охлаждения дисков ротора в газовой турбине RU2224895C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IT1999MI001208A ITMI991208A1 (it) 1999-05-31 1999-05-31 Dispositivo per il posizionamento di ugelli di uno stadio statorico eper il raffreddamento di dischi rotorici in turbine a gas
ITMI99A001208 1999-05-31

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2000113794A true RU2000113794A (ru) 2002-04-27
RU2224895C2 RU2224895C2 (ru) 2004-02-27

Family

ID=11383083

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2000113794/06A RU2224895C2 (ru) 1999-05-31 2000-05-30 Средство для установки сопел ступени статора и для охлаждения дисков ротора в газовой турбине

Country Status (12)

Country Link
US (1) US6398485B1 (ru)
EP (1) EP1057974B1 (ru)
AR (1) AR024170A1 (ru)
BR (1) BR0002535A (ru)
DE (1) DE60038653T2 (ru)
DZ (1) DZ3089A1 (ru)
EG (1) EG22666A (ru)
ES (1) ES2304233T3 (ru)
IT (1) ITMI991208A1 (ru)
MX (1) MXPA00005368A (ru)
NO (1) NO330493B1 (ru)
RU (1) RU2224895C2 (ru)

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6832891B2 (en) * 2001-10-29 2004-12-21 Man Turbomaschinen Ag Device for sealing turbomachines
US6769865B2 (en) * 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
ITMI20021465A1 (it) * 2002-07-03 2004-01-05 Nuovo Pignone Spa Dispositivo di schermatura termica di facile montaggio per un accoppiamento tra una tubazione di raffreddamento ed una foratura passante rea
US6884023B2 (en) * 2002-09-27 2005-04-26 United Technologies Corporation Integral swirl knife edge injection assembly
DE102004014117A1 (de) * 2004-03-23 2005-10-13 Alstom Technology Ltd Komponente einer Turbomaschine mit einer Kühlanordnung
US7278828B2 (en) * 2004-09-22 2007-10-09 General Electric Company Repair method for plenum cover in a gas turbine engine
US7448221B2 (en) * 2004-12-17 2008-11-11 United Technologies Corporation Turbine engine rotor stack
US20070041800A1 (en) * 2005-08-17 2007-02-22 Santos Jay P Door lock installation kit
CH698928B1 (de) * 2006-05-18 2009-12-15 Man Diesel Se Leitapparat für eine axial angeströmte Turbine eines Abgasturboladers.
US8182205B2 (en) * 2007-02-06 2012-05-22 General Electric Company Gas turbine engine with insulated cooling circuit
FR2930592B1 (fr) * 2008-04-24 2010-04-30 Snecma Distributeur de turbine pour une turbomachine
DE102008060847B4 (de) * 2008-12-06 2020-03-19 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
US8596959B2 (en) * 2009-10-09 2013-12-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Oil tube with integrated heat shield
EP2383435A1 (en) * 2010-04-29 2011-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vane hollow inner rail
EP2405104A1 (de) * 2010-07-08 2012-01-11 Siemens Aktiengesellschaft Verdichter und zugehöriges Gasturbinenkraftwerk
US9145771B2 (en) 2010-07-28 2015-09-29 United Technologies Corporation Rotor assembly disk spacer for a gas turbine engine
US8690530B2 (en) * 2011-06-27 2014-04-08 General Electric Company System and method for supporting a nozzle assembly
US9017013B2 (en) * 2012-02-07 2015-04-28 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine engine with improved cooling between turbine rotor disk elements
US8863531B2 (en) * 2012-07-02 2014-10-21 United Technologies Corporation Cooling apparatus for a mid-turbine frame
EP3456943B1 (en) * 2012-09-28 2021-08-04 Raytheon Technologies Corporation Split-zone flow metering t-tube
US9598981B2 (en) * 2013-11-22 2017-03-21 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
US11033845B2 (en) 2014-05-29 2021-06-15 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
EP3149311A2 (en) 2014-05-29 2017-04-05 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
FR3024179B1 (fr) * 2014-07-25 2016-08-26 Snecma Systeme d'alimentation en air sous pression installe dans une turbomachine d'aeronef comportant des moyens d'etancheite
US10392951B2 (en) * 2014-10-02 2019-08-27 United Technologies Corporation Vane assembly with trapped segmented vane structures
US10309308B2 (en) * 2015-01-16 2019-06-04 United Technologies Corporation Cooling passages for a mid-turbine frame
US9885254B2 (en) * 2015-04-24 2018-02-06 United Technologies Corporation Mid turbine frame including a sealed torque box
US9970299B2 (en) 2015-09-16 2018-05-15 General Electric Company Mixing chambers for turbine wheel space cooling
US10125632B2 (en) 2015-10-20 2018-11-13 General Electric Company Wheel space purge flow mixing chamber
US10132195B2 (en) 2015-10-20 2018-11-20 General Electric Company Wheel space purge flow mixing chamber
US10273812B2 (en) 2015-12-18 2019-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine rotor coolant supply system
US10519873B2 (en) 2016-04-06 2019-12-31 General Electric Company Air bypass system for rotor shaft cooling
FR3066228B1 (fr) * 2017-05-12 2021-06-11 Safran Aircraft Engines Limitation du deplacement d'un tube de liaison par engagement d'une portion incurvee de paroi d'enceinte pour turbomachine
CN107725113B (zh) * 2017-10-31 2024-06-07 绵阳渝荣节能科技有限责任公司 两级悬臂式轴流膨胀机
DE102019217394A1 (de) * 2019-11-11 2021-05-12 MTU Aero Engines AG Leitschaufelanordnung für eine strömungsmaschine
US12071864B2 (en) 2022-01-21 2024-08-27 Rtx Corporation Turbine section with ceramic support rings and ceramic vane arc segments

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA610668A (en) * 1960-12-13 M. Fiori Bruno Stator unit
DE1403024A1 (de) * 1959-06-04 1968-11-21 Daimler Benz Ag Befestigung der Leitschaufeln von Stroemungsmaschinen
US3275294A (en) * 1963-11-14 1966-09-27 Westinghouse Electric Corp Elastic fluid apparatus
US3728041A (en) * 1971-10-04 1973-04-17 Gen Electric Fluidic seal for segmented nozzle diaphragm
GB1605255A (en) * 1975-12-02 1986-08-13 Rolls Royce Clearance control apparatus for bladed fluid flow machine
US4668162A (en) * 1985-09-16 1987-05-26 Solar Turbines Incorporated Changeable cooling control system for a turbine shroud and rotor
US4883405A (en) * 1987-11-13 1989-11-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine nozzle mounting arrangement
US4936745A (en) * 1988-12-16 1990-06-26 United Technologies Corporation Thin abradable ceramic air seal
US5488825A (en) * 1994-10-31 1996-02-06 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with enhanced cooling
US5779436A (en) * 1996-08-07 1998-07-14 Solar Turbines Incorporated Turbine blade clearance control system
JP3416447B2 (ja) * 1997-03-11 2003-06-16 三菱重工業株式会社 ガスタービンの翼冷却空気供給システム
JP3495554B2 (ja) * 1997-04-24 2004-02-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼の冷却シュラウド
DE69825959T2 (de) * 1997-06-19 2005-09-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Vorrichtung zum dichten der leitschaufeln von gasturbinen
JP3477347B2 (ja) * 1997-07-30 2003-12-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン段間部シール装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2000113794A (ru) Средство для установки сопел ступени статора и для охлаждения дисков ротора в газовой турбине
RU2224895C2 (ru) Средство для установки сопел ступени статора и для охлаждения дисков ротора в газовой турбине
US6164656A (en) Turbine nozzle interface seal and methods
EP0844369B1 (en) A bladed rotor and surround assembly
RU2335640C2 (ru) Статорный бандажный элемент многоступенчатой газовой турбины, сегмент статорного бандажа и способ отсоединения и удаления первого внутреннего бандажного элемента
CN107013257B (zh) 涡轮的带槽的弧形片密封件
CA2312979C (en) Seal assembly for a gas turbine engine
EP0775805A2 (en) Stator shroud
US6843479B2 (en) Sealing of nozzle slashfaces in a steam turbine
US3529906A (en) Static seal structure
EP2474707A2 (en) Multi-function heat shield for a gas turbine engine
EP0462735A2 (en) Improvements in shroud assemblies for turbine rotors
CA2409972C (en) Fixed guide vane assembly separated into sectors for a turbomachine compressor
CN101424290A (zh) 用于涡轮喷嘴的完全包容的保持销
US3941500A (en) Turbomachine interstage seal assembly
KR20070100133A (ko) 압축기 고정자 케이싱의 유동 경로 링 및 고정자 케이싱의고정 방법
US6722846B2 (en) Endface gap sealing of steam turbine bucket tip static seal segments and retrofitting thereof
JP2002349210A (ja) タービン
US20020004006A1 (en) Intermediate-stage seal arrangement
CN101169051B (zh) 定子组件和燃气涡轮发动机
CN101092884A (zh) 用于装配涡轮机的方法和系统
US6752589B2 (en) Method and apparatus for retrofitting a steam turbine and a retrofitted steam turbine
CA2312949C (en) Support for a turbine stator assembly
US3689174A (en) Axial flow turbine structure
EP2372085A2 (en) Internal reaction steam turbine cooling arrangement