RU2001127713A - Устройство для регулировки диаметра статора газовой турбины - Google Patents
Устройство для регулировки диаметра статора газовой турбиныInfo
- Publication number
- RU2001127713A RU2001127713A RU2001127713/06A RU2001127713A RU2001127713A RU 2001127713 A RU2001127713 A RU 2001127713A RU 2001127713/06 A RU2001127713/06 A RU 2001127713/06A RU 2001127713 A RU2001127713 A RU 2001127713A RU 2001127713 A RU2001127713 A RU 2001127713A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hook
- housing
- chambers
- shaped
- parts
- Prior art date
Links
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims 8
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims 3
- 210000001503 Joints Anatomy 0.000 claims 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims 1
- 238000007664 blowing Methods 0.000 claims 1
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 claims 1
- 230000001105 regulatory Effects 0.000 claims 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims 1
- 238000009827 uniform distribution Methods 0.000 claims 1
Claims (12)
1. Устройство для регулирования диаметра статора (1) газовой турбины, в котором статор содержит один корпус (2), кольца (3), ограничивающие основной канал (7) для прохождения потока газов и расположенные напротив подвижных лопаток ротора (5), причем кольца (3) окружены корпусом (2), к которому крепятся при помощи распорных вставок (10), каждая из которых включает в себя, по меньшей мере, стенку (15, 17), простирающуюся от корпуса до одного из колец и отделяющую две камеры (18, 19; 19, 20), при этом указанная стенка имеет наружную кромку, изогнутую крюкообразно с образованием части (26, 28) крепежной вставки и входящую в зацепление в промежутке между основной частью корпуса (2) и соответствующей выступающей частью (27, 29) корпуса, изогнутой крюкообразно и взаимосвязанной с упомянутой крюкообразной частью крепежной вставки, а между указанными камерами проделаны соединяющие их проходы, по которьм протекает поток газов, находящихся под давлением, и при этом, по меньшей мере, один из указанных проходов образован соответствующими полостями (32, 33, 35, 36, 42) в сочленении указанных крюкообразных частей между собой, одна из которых представляет собой крюкообразную часть крепежной вставки, а другая - взаимосвязанную с ней крюкообразную часть корпуса.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что вышеупомянутые связующие проходы представляют собой продольные пазы (30), прорезаемые насквозь через одну из крюкообразных частей крепежной вставки и сообщается с пространством (31), находящимся между крюкообразной частью корпуса и соответствующей крюкообразной частью крепежной вставки, в дополнение к которым выполнены также радиальные пазы (32) в крюкообразной части крепежной вставки, располагающиеся между указанными продольными пазами (30) и выходящие в вышеупомянутые камеры.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что радиальные пазы (32) выполнены достаточно глубокими для того, чтобы заходить за крюкообразную часть корпуса.
4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что радиальные пазы (32) проходят через коллекторные части (35), в которых проделаны отверстия (36, 42, 43).
5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что через каждую коллекторную часть проделано множество отверстий (36, 42, 43).
6. Устройство по п.4, отличающееся тем, что указанные отверстия (42, 43) имеют постепенно расширение по направлению от коллекторных частей.
7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что имеет крепящиеся к распорным вставкам заслонки (21), закрывающие кольца статора и расположенные в камерах, причем в заслонках проделаны отверстия с возможностью обеспечения равномерного распределения потока газов, находящихся под давлением.
8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно содержит средства (46, 47, 48) для обдува вторым потоком газов, направляемым на наружное ребро (45) корпуса (2), причем этот поток газов может иметь температуру, отличную от первого потока газов.
9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что оно дополнительно предусматривает подачу газов в одну из находящихся ниже по потоку камер (20), через отверстия, проходящие насквозь через одну из стенок (15), чтобы избежать образования полостей, образующихся в сочленениях крюкообразных частей.
10. Устройство по п.2, отличающееся тем, что в одной из крюкообразных частей распорной вставки выполнены канавки (50), удлиняющие продольные пазы (30).
11. Устройство по п.1, отличающееся тем, что одна из крюкообразных частей (29) корпуса, расположенная рядом с уплотнительным компенсатором (37), образует контактную плоскость (52) с одной из стенок (16) крепежной вставки, причем упомянутая стенка (16) является наружной стенкой камер.
12. Устройство по п.2, отличающееся тем, что радиальные пазы (53, 56) проходят по части (54) одной из стенок (16).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR00/00371 | 2000-01-13 | ||
FR0000371A FR2803871B1 (fr) | 2000-01-13 | 2000-01-13 | Agencement de reglage de diametre d'un stator de turbine a gaz |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2001127713A true RU2001127713A (ru) | 2003-06-20 |
RU2292466C2 RU2292466C2 (ru) | 2007-01-27 |
Family
ID=8845853
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001127713/06A RU2292466C2 (ru) | 2000-01-13 | 2001-01-12 | Устройство для регулировки диаметра статора газовой турбины |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6666645B1 (ru) |
EP (1) | EP1134360B1 (ru) |
JP (1) | JP4248785B2 (ru) |
CA (1) | CA2366363C (ru) |
DE (1) | DE60114910T2 (ru) |
ES (1) | ES2248248T3 (ru) |
FR (1) | FR2803871B1 (ru) |
RU (1) | RU2292466C2 (ru) |
UA (1) | UA70353C2 (ru) |
WO (1) | WO2001051771A2 (ru) |
Families Citing this family (49)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2816352B1 (fr) * | 2000-11-09 | 2003-01-31 | Snecma Moteurs | Ensemble de ventilation d'un anneau de stator |
US6893217B2 (en) * | 2002-12-20 | 2005-05-17 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
US6892931B2 (en) * | 2002-12-27 | 2005-05-17 | General Electric Company | Methods for replacing portions of turbine shroud supports |
FR2857406B1 (fr) * | 2003-07-10 | 2005-09-30 | Snecma Moteurs | Refroidissement des anneaux de turbine |
DE102005013796A1 (de) * | 2005-03-24 | 2006-09-28 | Alstom Technology Ltd. | Wärmestausegment |
DE102005013797A1 (de) * | 2005-03-24 | 2006-09-28 | Alstom Technology Ltd. | Wärmestausegment |
US7600967B2 (en) * | 2005-07-30 | 2009-10-13 | United Technologies Corporation | Stator assembly, module and method for forming a rotary machine |
FR2899281B1 (fr) * | 2006-03-30 | 2012-08-10 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine |
US20070249823A1 (en) * | 2006-04-20 | 2007-10-25 | Chemagis Ltd. | Process for preparing gemcitabine and associated intermediates |
US7785063B2 (en) * | 2006-12-15 | 2010-08-31 | Siemens Energy, Inc. | Tip clearance control |
US7597533B1 (en) | 2007-01-26 | 2009-10-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | BOAS with multi-metering diffusion cooling |
US7665962B1 (en) | 2007-01-26 | 2010-02-23 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Segmented ring for an industrial gas turbine |
EP2242916B1 (de) * | 2008-02-20 | 2015-06-24 | Alstom Technology Ltd | Gasturbine |
US8123473B2 (en) * | 2008-10-31 | 2012-02-28 | General Electric Company | Shroud hanger with diffused cooling passage |
JP5254774B2 (ja) * | 2008-12-22 | 2013-08-07 | 三菱重工業株式会社 | 熱機関の流体シール構造 |
EP2415969A1 (en) * | 2010-08-05 | 2012-02-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Component of a turbine with leaf seals and method for sealing against leakage between a vane and a carrier element |
RU2465466C1 (ru) * | 2011-05-05 | 2012-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя |
US8826668B2 (en) * | 2011-08-02 | 2014-09-09 | Siemens Energy, Inc. | Two stage serial impingement cooling for isogrid structures |
US9080458B2 (en) | 2011-08-23 | 2015-07-14 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal with multi impingement plate assembly |
EP2850289A1 (en) * | 2012-04-27 | 2015-03-25 | General Electric Company | Shroud assembly and seal for a gas turbine engine |
ES2531468T3 (es) * | 2012-10-12 | 2015-03-16 | Mtu Aero Engines Gmbh | Estructura de caja con obturación y refrigeración mejoradas |
EP2728255A1 (en) * | 2012-10-31 | 2014-05-07 | Alstom Technology Ltd | Hot gas segment arrangement |
US9752451B2 (en) * | 2012-12-19 | 2017-09-05 | United Technologies Corporation | Active clearance control system with zone controls |
FR3002972B1 (fr) * | 2013-03-06 | 2015-04-17 | Snecma | Dispositif de ventilation d'un carter de stator d'une turbomachine comprenant un ajustement en direction axiale |
FR3002971B1 (fr) * | 2013-03-06 | 2015-04-17 | Snecma | Dispositif de ventilation d'un carter de stator d'une turbomachine, comprenant un ajustement sur des circonferences |
DE102013212501A1 (de) * | 2013-06-27 | 2014-12-31 | MTU Aero Engines AG | Leitschaufelsegment mit stirnseitiger Ausnehmung |
US9464538B2 (en) * | 2013-07-08 | 2016-10-11 | General Electric Company | Shroud block segment for a gas turbine |
FR3009579B1 (fr) * | 2013-08-07 | 2015-09-25 | Snecma | Carter de turbine en deux materiaux |
US10329939B2 (en) | 2013-09-12 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Blade tip clearance control system including BOAS support |
EP3092373B1 (en) * | 2013-12-17 | 2020-09-02 | United Technologies Corporation | System comprising a meter plate and a blade outer air seal |
US9963996B2 (en) | 2014-08-22 | 2018-05-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Shroud cooling system for shrouds adjacent to airfoils within gas turbine engines |
EP3034803A1 (en) * | 2014-12-16 | 2016-06-22 | Rolls-Royce Corporation | Hanger system for a turbine engine component |
US20170248030A1 (en) * | 2016-02-26 | 2017-08-31 | General Electric Company | Encapsulated Cooling for Turbine Shrouds |
FR3049003B1 (fr) * | 2016-03-21 | 2018-04-06 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid |
US10815814B2 (en) * | 2017-05-08 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Re-use and modulated cooling from tip clearance control system for gas turbine engine |
GB201708744D0 (en) * | 2017-06-01 | 2017-07-19 | Rolls Royce Plc | Clearance control arrangement |
US10900378B2 (en) | 2017-06-16 | 2021-01-26 | Honeywell International Inc. | Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages |
US10677084B2 (en) | 2017-06-16 | 2020-06-09 | Honeywell International Inc. | Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement |
US20190218928A1 (en) * | 2018-01-17 | 2019-07-18 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal for gas turbine engine |
FR3082872B1 (fr) * | 2018-06-25 | 2021-06-04 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de refroidissement d'un carter de turbomachine |
US10634010B2 (en) * | 2018-09-05 | 2020-04-28 | United Technologies Corporation | CMC BOAS axial retaining clip |
US10830050B2 (en) | 2019-01-31 | 2020-11-10 | General Electric Company | Unitary body turbine shrouds including structural breakdown and collapsible features |
US11761343B2 (en) * | 2019-03-13 | 2023-09-19 | Rtx Corporation | BOAS carrier with dovetail attachments |
US10995626B2 (en) * | 2019-03-15 | 2021-05-04 | Raytheon Technologies Corporation | BOAS and methods of making a BOAS having fatigue resistant cooling inlets |
FR3109406B1 (fr) * | 2020-04-17 | 2022-10-07 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de refroidissement d’un carter de turbine |
FR3127981A1 (fr) * | 2021-10-08 | 2023-04-14 | Safran Aircraft Engines | Virole annulaire de turbine |
US11788425B2 (en) * | 2021-11-05 | 2023-10-17 | General Electric Company | Gas turbine engine with clearance control system |
EP4332351A1 (en) * | 2022-09-05 | 2024-03-06 | General Electric Company Polska Sp. Z o.o | Turbine rotor outer casing assembly |
US20240110487A1 (en) * | 2022-09-30 | 2024-04-04 | Rtx Corporation | Blade outer air seal with retainer ring |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3391904A (en) * | 1966-11-02 | 1968-07-09 | United Aircraft Corp | Optimum response tip seal |
US4177004A (en) * | 1977-10-31 | 1979-12-04 | General Electric Company | Combined turbine shroud and vane support structure |
US4573866A (en) * | 1983-05-02 | 1986-03-04 | United Technologies Corporation | Sealed shroud for rotating body |
EP0623189B1 (en) * | 1992-11-24 | 1997-04-02 | United Technologies Corporation | Coolable outer air seal assembly for a turbine |
-
2000
- 2000-01-13 FR FR0000371A patent/FR2803871B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2001
- 2001-01-11 ES ES01400059T patent/ES2248248T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2001-01-11 DE DE60114910T patent/DE60114910T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2001-01-11 EP EP01400059A patent/EP1134360B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2001-01-12 RU RU2001127713/06A patent/RU2292466C2/ru active
- 2001-01-12 CA CA002366363A patent/CA2366363C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2001-01-12 JP JP2001551951A patent/JP4248785B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2001-01-12 WO PCT/FR2001/000101 patent/WO2001051771A2/fr active Application Filing
- 2001-01-12 US US09/926,122 patent/US6666645B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2001-12-01 UA UA2001096296A patent/UA70353C2/ru unknown
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2001127713A (ru) | Устройство для регулировки диаметра статора газовой турбины | |
RU2292466C2 (ru) | Устройство для регулировки диаметра статора газовой турбины | |
JP4341808B2 (ja) | 蒸気タービンの入口部及びそれを改造する方法 | |
US6435814B1 (en) | Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil | |
US6132169A (en) | Turbine airfoil and methods for airfoil cooling | |
RU2324057C2 (ru) | Корпус статора турбомашины | |
TWI632289B (zh) | 葉片、及具備該葉片的燃氣渦輪機 | |
RU2004117218A (ru) | Статор газовой турбины | |
EP1149983A2 (en) | Film cooling for a closed loop cooled airfoil | |
EP3396107A1 (en) | Airfoils and turn cap | |
US6468031B1 (en) | Nozzle cavity impingement/area reduction insert | |
EP3358136B1 (en) | Airfoil turn caps for gas turbine engines | |
RU2005141577A (ru) | Система охлаждения неподвижно установленного стяжного кольца газовой турбины | |
GB2267737A (en) | Cooling turbo-machine stator vanes | |
KR20010109466A (ko) | 가스 터빈용 터빈 베인 세그먼트 및 스테이터 베인 세그먼트 | |
RU2002109453A (ru) | Система отведения избыточного количества воздуха с упрощенным управлением для турбореактивного или турбовинтового двигателя | |
CN103261631A (zh) | 流路结构及燃气涡轮排气扩散器 | |
JP2003525382A (ja) | タービン | |
RU2002130584A (ru) | Впускное отверстие паровой турбины и способ его модификации | |
JP2005513330A5 (ru) | ||
JP2000345808A (ja) | 圧力補償タービン・ノズル | |
JPH10184387A (ja) | ガスタービン | |
KR20160125952A (ko) | 가스 터빈을 위한 블레이드 및 상기 블레이드를 제조하기 위한 방법 | |
KR20020067408A (ko) | 가스 터빈의 노즐 베인의 캐비티용 인서트와, 가스 터빈용노즐과, 냉각 매체 인서트 설치 방법 | |
JP3631898B2 (ja) | ガスタービンにおける分割環の冷却構造 |