RU2000133223A - Лопатка статора осевой турбины - Google Patents
Лопатка статора осевой турбиныInfo
- Publication number
- RU2000133223A RU2000133223A RU2000133223/06A RU2000133223A RU2000133223A RU 2000133223 A RU2000133223 A RU 2000133223A RU 2000133223/06 A RU2000133223/06 A RU 2000133223/06A RU 2000133223 A RU2000133223 A RU 2000133223A RU 2000133223 A RU2000133223 A RU 2000133223A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blade
- stator
- tail
- housing
- platform
- Prior art date
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims 4
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims 3
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims 2
- 239000000789 fastener Substances 0.000 claims 2
- 210000001991 Scapula Anatomy 0.000 claims 1
- 230000000903 blocking Effects 0.000 claims 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims 1
Claims (12)
1. Лопатка /3/ статора осевой турбины, имеющей канал /19/, предназначенный для пропускания потока газов через турбину и выполненный расширяющимися на конус, причем указанная лопатка имеет на своем хвосте площадку, которая соединена с обеспечением при этом тугой посадки и надежного блокирования образующегося соединения с корпусом /1/ статора, отличающаяся тем, что указанный хвост лопатки статора выполнен в виде полого профиля, содержащего внутреннюю в радиальном направлении площадку /4/ хвоста лопатки, которая приведена в соответствии с контуром канала /19/, предназначенного для пропускания потока газов через турбину, и расположенную на некотором расстоянии от нее наружную в радиальном направлений площадку /5/ хвоста лопатки, приведенную в соответствие с контуром корпуса /1/ статора, а также одну боковую стенку или же две, по существу, параллельные боковые стенки /6/ и /7/, при этом указанная наружная площадка /5/ снабжена, по меньшей мере, одним отверстием для размещения в нем соответствующей крепежной детали /9/, при помощи которой указанная лопатка закреплена на корпусе /1/ статора.
2. Лопатка /3/ статора по п. 1, отличающаяся тем, что контактная поверхность между площадкой /5/ хвоста лопатки и корпусом /1/ статора имеет углубления /11/.
3. Лопатка /3/ статора по п. 2, отличающаяся тем, что поверхность площадки /5/ хвоста лопатки снабжена выполненными в ней углублениями /11/.
4. Лопатка /3/ статора по п. 3, отличающаяся тем, что несущие поверхности /32/ и /33/ одной и той же лопатки /3/ статора выполнены на различных радиальных уровнях и стыкуются с разными поверхностями цилиндрических участков /2/ корпуса, причем несущая поверхность /32/ одной лопатки статора и несущая поверхность /33/ соседней с ней другой лопатки статора расположены на одном и той же цилиндрическом участке /2/ корпуса.
5. Лопатка /3/ статора по п. 1, отличающаяся тем, что наружная площадка /5/ представляет собой съемную деталь, присоединяемую к хвосту лопатки.
6. Лопатка /3/ статора по п. 5, отличающаяся тем, что наружные в радиальном направлении концы боковых стенок /6/ и /7/ хвоста лопатки отогнуты, по меньшей мере, приблизительно под прямыми углами внутрь и образуют собой две контактные поверхности /20/ и /21/, лежащие в параллельных плоскостях и предназначенные для контакта с наружной площадкой /5/ хвоста лопатки.
7. Лопатка /3/ статора по п. 1, отличающаяся тем, что предусмотрены соответствующие средства, предназначенные для подвода охлаждающей среды в полость /18/ в смонтированном ее виде.
8. Лопатка /3/ статора по п. 1, отличающаяся тем, что предусмотрено наличие двух поперечин /25/ и /26/ между боковыми стенками /6/ и /7/.
9. Лопатка статора по п. 8, отличающаяся тем, что торцевые поверхности боковых стенок /6/ и /7/, а также поперечин /25/ и /26/, обращенные к поверхности цилиндрического участка /2/ корпуса, плотно примыкают к упомянутой поверхности цилиндрического участка /2/ корпуса, и вместе с внутренней площадкой /4/ они образуют полость /31/, которая, по существу, с уплотнением отделена от канала /19/, предназначенного для пропускания потока газов через турбину.
10. Лопатка статора по п. 1, отличающаяся тем, что боковые стенки /6/ и /7/ с несущими поверхностями /37/ и /38/ расположены параллельно продольной осевой линии статора /1/, несущие поверхности /37/ и /38/ примыкают одновременно к цилиндрической поверхности /39/ и к торцевой поверхности /40/ корпуса /1/ статора вместе с внутренней площадкой /4/ хвоста лопатки, имеющей контактные поверхности /36/ и /28/ и также примыкающей к упомянутым поверхностям корпуса /1/ статора, они образуют полость /31/, которая, по существу, с уплотнением отделена от канала /19/, предназначенного, для пропускания потока газов через турбину, а крепежная деталь /9/ наклонена к торцевой поверхности /40/ корпуса /1/ статора под таким углом, при котором может быть обеспечено одновременное прижатие к вышеупомянутым поверхностям.
11. Лопатка статора по п. 1, отличающаяся тем, что предусмотрены соответствующие средства /23/, предназначенные для подвода охлаждающей среды в полость /18/ или /31/ в смонтированном их виде.
12. Лопатка статора по п. 11, отличающаяся тем, что предусмотрены соответствующие средства /30/, предназначенные для выпуска охлаждающей среды из полости /31/ в смонтированном ее виде.
Priority Applications (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000133223/06A RU2272151C2 (ru) | 2000-12-28 | 2000-12-28 | Лопатка статора осевой турбины |
DE60115377T DE60115377T2 (de) | 2000-12-28 | 2001-12-08 | Leitschaufelanordnung für eine Axialturbine |
EP01129166A EP1219783B1 (en) | 2000-12-28 | 2001-12-08 | Stator vane assembly for an axial flow turbine |
US10/014,399 US6655911B2 (en) | 2000-12-28 | 2001-12-14 | Stator vane for an axial flow turbine |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2000133223/06A RU2272151C2 (ru) | 2000-12-28 | 2000-12-28 | Лопатка статора осевой турбины |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2000133223A true RU2000133223A (ru) | 2003-01-27 |
RU2272151C2 RU2272151C2 (ru) | 2006-03-20 |
Family
ID=20244262
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2000133223/06A RU2272151C2 (ru) | 2000-12-28 | 2000-12-28 | Лопатка статора осевой турбины |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6655911B2 (ru) |
EP (1) | EP1219783B1 (ru) |
DE (1) | DE60115377T2 (ru) |
RU (1) | RU2272151C2 (ru) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2829525B1 (fr) * | 2001-09-13 | 2004-03-12 | Snecma Moteurs | Assemblage de secteurs d'un distributeur de turbine a un carter |
FR2852053B1 (fr) * | 2003-03-06 | 2007-12-28 | Snecma Moteurs | Turbine haute pression pour turbomachine |
US7238003B2 (en) * | 2004-08-24 | 2007-07-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Vane attachment arrangement |
US8043044B2 (en) * | 2008-09-11 | 2011-10-25 | General Electric Company | Load pin for compressor square base stator and method of use |
US8662819B2 (en) * | 2008-12-12 | 2014-03-04 | United Technologies Corporation | Apparatus and method for preventing cracking of turbine engine cases |
US8529198B2 (en) * | 2010-11-08 | 2013-09-10 | General Electric Company | External adjustment and measurement system for steam turbine nozzle assembly |
US8690533B2 (en) | 2010-11-16 | 2014-04-08 | General Electric Company | Adjustment and measurement system for steam turbine nozzle assembly |
US9127557B2 (en) * | 2012-06-08 | 2015-09-08 | General Electric Company | Nozzle mounting and sealing assembly for a gas turbine system and method of mounting and sealing |
EP2821595A1 (fr) * | 2013-07-03 | 2015-01-07 | Techspace Aero S.A. | Secteur d'aubes statorique à fixation mixte pour turbomachine axiale |
US10662814B2 (en) * | 2014-11-03 | 2020-05-26 | Raytheon Technologies Corporation | Stator shroud systems |
US9915153B2 (en) * | 2015-05-11 | 2018-03-13 | General Electric Company | Turbine shroud segment assembly with expansion joints |
EP3351735B1 (de) * | 2017-01-23 | 2023-10-18 | MTU Aero Engines AG | Turbomaschinengehäuseelement |
US10753220B2 (en) * | 2018-06-27 | 2020-08-25 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component |
CN112513426B (zh) * | 2018-08-08 | 2023-05-23 | 三菱重工业株式会社 | 旋转机械及密封部件 |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB702549A (en) * | 1951-04-20 | 1954-01-20 | Bristol Aeroplane Co Ltd | Improvements in or relating to blade structures for axial flow compressors, turbinesor the like |
US2994508A (en) * | 1958-03-04 | 1961-08-01 | Curtiss Wright Corp | Lightweight compressor housing construction |
US3056582A (en) * | 1960-08-26 | 1962-10-02 | Gen Electric | Turbine stator construction |
US3362681A (en) * | 1966-08-24 | 1968-01-09 | Gen Electric | Turbine cooling |
US3427000A (en) * | 1966-11-14 | 1969-02-11 | Westinghouse Electric Corp | Axial flow turbine structure |
RU2038487C1 (ru) | 1992-06-15 | 1995-06-27 | Акционерное общество открытого типа "Авиадвигатель" | Статор многоступенчатой турбины |
JP3631271B2 (ja) * | 1993-11-19 | 2005-03-23 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | インナーシュラウド一体型ステータベーン構造 |
DE4442157A1 (de) * | 1994-11-26 | 1996-05-30 | Abb Management Ag | Verfahren und Vorrichtung zur Beeinflussung des Radialspieles der Beschaufelung in axialdurchströmten Verdichtern |
DE29715180U1 (de) * | 1997-08-23 | 1997-10-16 | Mtu Muenchen Gmbh | Leitschaufel für eine Gasturbine |
US6533544B1 (en) * | 1998-04-21 | 2003-03-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade |
-
2000
- 2000-12-28 RU RU2000133223/06A patent/RU2272151C2/ru not_active IP Right Cessation
-
2001
- 2001-12-08 EP EP01129166A patent/EP1219783B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-12-08 DE DE60115377T patent/DE60115377T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-12-14 US US10/014,399 patent/US6655911B2/en not_active Expired - Fee Related
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2000133223A (ru) | Лопатка статора осевой турбины | |
KR970701851A (ko) | 가열 보일러용 열교환기 튜브(Heat Exchanger Tube for Heating Boilers) | |
RU2004117218A (ru) | Статор газовой турбины | |
ATE234453T1 (de) | Wärmetauscher | |
RU2001102544A (ru) | Турбокомпрессор | |
CA2342685A1 (en) | Cooling system for gas turbine combustor | |
US20050135922A1 (en) | Airfoil with shaped trailing edge pedestals | |
EP1008724A3 (en) | Airfoil cooling configuration | |
JPS60159306A (ja) | ガスタービン | |
AU2003267612A1 (en) | Turbine blade turbulator cooling design | |
RU2004121800A (ru) | Устройство для снижения шума реактивной струи газотурбинного двигателя и сопло газотурбинного двигателя | |
CA2344012A1 (en) | Cooling structure of combustor tail tube | |
RU2002123288A (ru) | Система забора воздуха из компрессора | |
RU2006139853A (ru) | Узел ротора, узел статора, а также паровая турбина, содержащая такие узлы | |
EP0879993A3 (en) | A cylindrical gas burner | |
US6550572B2 (en) | Exhaust pipe for an automobile or a motorcycle | |
RU2001112237A (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2001100990A (ru) | Теплообменник типа "труба в трубе" | |
RU98106736A (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
SU1724903A1 (ru) | Выхлопна часть паровой турбины | |
RU2002116340A (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
RU2002129771A (ru) | Силовой корпус компрессора гтд | |
RU98114629A (ru) | Глушитель шума выхлопа двигателя внутреннего сгорания | |
RU97105664A (ru) | Камера сгорания газовой турбины | |
RU2002131203A (ru) | Корпус ракетного двигателя твёрдого топлива |