RU2004117218A - Статор газовой турбины - Google Patents

Статор газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2004117218A
RU2004117218A RU2004117218/06A RU2004117218A RU2004117218A RU 2004117218 A RU2004117218 A RU 2004117218A RU 2004117218/06 A RU2004117218/06 A RU 2004117218/06A RU 2004117218 A RU2004117218 A RU 2004117218A RU 2004117218 A RU2004117218 A RU 2004117218A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
stator
injection means
rotor
air
Prior art date
Application number
RU2004117218/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2330964C2 (ru
Inventor
Жан-Батист АРИЙА (FR)
Жан-Батист АРИЙА
Ален ГАЛЛАН (FR)
Ален ГАЛЛАН
Мишель Жерер Поль АКО (FR)
Мишель Жерер Поль АКО
Жан- Филип-Жюльен МАФФР (FR)
Жан- Филип-Жюльен МАФФР
Original Assignee
Снекма Мотер (Fr)
Снекма Мотер
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
Application filed by Снекма Мотер (Fr), Снекма Мотер filed Critical Снекма Мотер (Fr)
Publication of RU2004117218A publication Critical patent/RU2004117218A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2330964C2 publication Critical patent/RU2330964C2/ru

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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • 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
    • F05D2260/6022—Drainage of leakage having past a seal
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (12)

1. Статор газовой турбины, содержащий первое нагнетательное средство (1), обеспечивающее прохождение главного потока охлаждающего воздуха в камеру (16) повышенного давления; средство для удаления выходящего воздуха, поступающего через внутреннее лабиринтное уплотнение, частично ограничивающее собой камеру (16) повышенного давления, из первой полости (9) во вторую полость (10), находящуюся под более низким давлением; второе нагнетательное средство, предназначенное для удаления воздуха, находящегося в упомянутой второй полости (9), в главный канал, отличающийся тем, что указанный статор дополнительно содержит третье нагнетательное средство, предназначенное для создания избыточного давления воздуха в непосредственной близости от внутреннего лабиринтного уплотнения (13 а и 13b) упомянутой камеры (16) повышенного давления.
2. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что первое нагнетательное средство (1) содержит, по меньшей мере, одну лопатку (12), предназначенную для создания потока воздуха, направленного по касательной к ротору (38) газовой турбины.
3. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что первое нагнетательное средство (1) содержит, по меньшей мере, одно наклонное отверстие, предназначенное для получения потока воздуха, большая часть которого направлена по касательной к ротору (38) газовой турбины.
4. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что средство для удаления выходящего воздуха представляет собой, по меньшей мере, одно сквозное отверстие (11), выходящее с одной стороны в первую полость (9), а с другой - во вторую полость (10).
5. Статор газовой турбины по п.2 или 4, отличающийся тем, что каждое сквозное отверстие (11) выполнено в сплошной части одной из лопаток (12).
6. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что внутреннее лабиринтное уплотнение (13а и 13b) содержит, по меньшей мере, одну фрикционную деталь (13а), причем каждая фрикционная деталь (13 а) удерживается опорой (14), в которой расположено первое нагнетательное средство, при этом указанная опора (14) имеет сотовую конструкцию, благодаря наличию в ней полостей (20) и сплошных кусков (15) материала, причем указанные полости (20) предназначены для обеспечения прохода к средству для удаления выходящего воздуха, тогда как в сплошных кусках (15) материала выполнено третье нагнетательное средство.
7. Статор газовой турбины по п.6, отличающийся тем, что третье нагнетательное средство содержит, по меньшей мере, одну лопатку (12), предназначенную для создания потока воздуха, направленного по касательной к ротору (38) газовой турбины.
8. Статор газовой турбины по п.6, отличающийся тем, что третье нагнетательное средство содержит, по меньшей мере, одно сквозное отверстие (3), проходящее насквозь через сплошные куски (15) материала.
9. Статор газовой турбины по п.8, отличающийся тем, что сквозные отверстия (3) выполнены наклонными таким образом, чтобы получать поток воздуха, большая часть которого направлена по касательной к ротору (38) газовой турбины.
10. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что упомянутое второе нагнетательное средство представляет собой, по меньшей мере, одно наклонное сквозное отверстие (17), предназначенное для обеспечения получения потока воздуха, большая часть которого направлена по касательной к ротору (38) газовой турбины.
11. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что упомянутое второе нагнетательное средство содержит, по меньшей мере, одну лопатку, предназначенную для создания потока воздуха, направленного по касательной к ротору (38) газовой турбины.
12. Статор газовой турбины по п.1, отличающийся тем, что камера (16) повышенного давления определяется, в частности, наружным лабиринтным уплотнением (4а и 4b), обеспечивающим получение, по меньшей мере, двух полостей (18 и 19), причем каждая из указанных полостей (18 и 19) частично отделена от упомянутой второй полости (10) при помощи соответствующего жесткого элемента, при этом второе нагнетательное средство, выходящее, по меньшей мере, в одну из указанных полостей (18 и 19), выполнено в упомянутом жестком элементе.
RU2004117218/06A 2001-11-08 2002-11-07 Статор газовой турбины (варианты) и реактивный двигатель (варианты) RU2330964C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR01/14428 2001-11-08
FR0114428A FR2831918B1 (fr) 2001-11-08 2001-11-08 Stator pour turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2004117218A true RU2004117218A (ru) 2005-05-27
RU2330964C2 RU2330964C2 (ru) 2008-08-10

Family

ID=8869171

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2004117218/06A RU2330964C2 (ru) 2001-11-08 2002-11-07 Статор газовой турбины (варианты) и реактивный двигатель (варианты)

Country Status (12)

Country Link
US (1) US7048497B2 (ru)
EP (1) EP1316675B1 (ru)
JP (1) JP4050233B2 (ru)
KR (1) KR100911948B1 (ru)
CN (1) CN100416041C (ru)
CA (1) CA2466215C (ru)
ES (1) ES2225739T3 (ru)
FR (1) FR2831918B1 (ru)
MA (1) MA26229A1 (ru)
RU (1) RU2330964C2 (ru)
UA (1) UA75220C2 (ru)
WO (1) WO2003040524A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2474697C2 (ru) * 2007-10-11 2013-02-10 Снекма Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
RU178381U1 (ru) * 2017-08-16 2018-04-02 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" Амортизатор для гашения вибраций статора турбореактивного двигателя

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
FR2841591B1 (fr) * 2002-06-27 2006-01-13 Snecma Moteurs Circuits de ventilation de la turbine d'une turbomachine
US7815367B2 (en) * 2004-11-16 2010-10-19 Welch Allyn, Inc. Multi-site infrared thermometer
GB2426289B (en) * 2005-04-01 2007-07-04 Rolls Royce Plc Cooling system for a gas turbine engine
US8517666B2 (en) 2005-09-12 2013-08-27 United Technologies Corporation Turbine cooling air sealing
GB0620430D0 (en) * 2006-10-14 2006-11-22 Rolls Royce Plc A flow cavity arrangement
FR2918103B1 (fr) * 2007-06-27 2013-09-27 Snecma Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine.
FR2933442B1 (fr) * 2008-07-04 2011-05-27 Snecma Flasque de maintien d'un jonc de retenue, ensemble d'un disque de rotor de turbomachine, d'un jonc de retenue et d'un flasque de maintien et turbomachine comprenant un tel ensemble
FR2937371B1 (fr) * 2008-10-20 2010-12-10 Snecma Ventilation d'une turbine haute-pression dans une turbomachine
US8408868B2 (en) * 2008-12-30 2013-04-02 General Electric Company Methods, systems and/or apparatus relating to inducers for turbine engines
US8677766B2 (en) 2010-04-12 2014-03-25 Siemens Energy, Inc. Radial pre-swirl assembly and cooling fluid metering structure for a gas turbine engine
US9133855B2 (en) * 2010-11-15 2015-09-15 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor for a turbo machine
FR2982314B1 (fr) * 2011-11-09 2016-08-26 Snecma Dispositif d'etancheite dynamique a labyrinthe
US8956106B2 (en) * 2011-12-20 2015-02-17 General Electric Company Adaptive eductor system
US9435206B2 (en) * 2012-09-11 2016-09-06 General Electric Company Flow inducer for a gas turbine system
US20150241067A1 (en) * 2012-09-26 2015-08-27 United Technologies Corporation Fastened joint for a tangential on board injector
RU2514987C1 (ru) * 2013-03-04 2014-05-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Статор турбины высокого давления
EP2818643B1 (de) * 2013-06-27 2018-08-08 MTU Aero Engines GmbH Dichteinrichtung und Strömungsmaschine
EP3033496A1 (en) * 2013-08-16 2016-06-22 General Electric Company Flow vortex spoiler
US9388698B2 (en) * 2013-11-13 2016-07-12 General Electric Company Rotor cooling
US10344678B2 (en) 2014-01-20 2019-07-09 United Technologies Corporation Additive manufactured non-round, septum tied, conformal high pressure tubing
EP2942483B2 (en) 2014-04-01 2022-09-28 Raytheon Technologies Corporation Vented tangential on-board injector for a gas turbine engine
JP6185169B2 (ja) 2014-06-04 2017-08-23 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
CN105525992B (zh) 2014-10-21 2020-04-14 联合工艺公司 具有增材制造整流罩的增材制造管道式换热器系统
US10634054B2 (en) 2014-10-21 2020-04-28 United Technologies Corporation Additive manufactured ducted heat exchanger
FR3029960B1 (fr) * 2014-12-11 2021-06-04 Snecma Roue a aubes avec joint radial pour une turbine de turbomachine
US10060533B2 (en) * 2014-12-17 2018-08-28 United Technologies Corporation Tiered brush seal
US10107126B2 (en) 2015-08-19 2018-10-23 United Technologies Corporation Non-contact seal assembly for rotational equipment
US10094241B2 (en) * 2015-08-19 2018-10-09 United Technologies Corporation Non-contact seal assembly for rotational equipment
US10655480B2 (en) 2016-01-18 2020-05-19 United Technologies Corporation Mini-disk for gas turbine engine
CN108104952A (zh) * 2017-12-15 2018-06-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种自循环高效冷却的高温承力机匣
US11021962B2 (en) * 2018-08-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Turbulent air reducer for a gas turbine engine
US11421597B2 (en) 2019-10-18 2022-08-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Tangential on-board injector (TOBI) assembly
US11859550B2 (en) 2021-04-01 2024-01-02 General Electric Company Compound angle accelerator

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3989410A (en) * 1974-11-27 1976-11-02 General Electric Company Labyrinth seal system
US4466239A (en) * 1983-02-22 1984-08-21 General Electric Company Gas turbine engine with improved air cooling circuit
US4661043A (en) * 1985-10-23 1987-04-28 Westinghouse Electric Corp. Steam turbine high pressure vent and seal system
US4822244A (en) * 1987-10-15 1989-04-18 United Technologies Corporation Tobi
US5245821A (en) * 1991-10-21 1993-09-21 General Electric Company Stator to rotor flow inducer
US5402636A (en) * 1993-12-06 1995-04-04 United Technologies Corporation Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines
US5575616A (en) * 1994-10-11 1996-11-19 General Electric Company Turbine cooling flow modulation apparatus
FR2744761B1 (fr) 1996-02-08 1998-03-13 Snecma Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine
FR2758855B1 (fr) * 1997-01-30 1999-02-26 Snecma Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles
FR2817290B1 (fr) * 2000-11-30 2003-02-21 Snecma Moteurs Flasque de disque aubage de rotor et agencement correspondant
US6773225B2 (en) * 2002-05-30 2004-08-10 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and method of bleeding gas therefrom

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2474697C2 (ru) * 2007-10-11 2013-02-10 Снекма Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций
RU178381U1 (ru) * 2017-08-16 2018-04-02 ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" Амортизатор для гашения вибраций статора турбореактивного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
US7048497B2 (en) 2006-05-23
CN100416041C (zh) 2008-09-03
JP2005508470A (ja) 2005-03-31
ES2225739T3 (es) 2005-03-16
KR20040063921A (ko) 2004-07-14
CA2466215A1 (fr) 2003-05-15
CA2466215C (fr) 2011-01-25
CN1582363A (zh) 2005-02-16
FR2831918A1 (fr) 2003-05-09
US20040247429A1 (en) 2004-12-09
FR2831918B1 (fr) 2004-05-28
EP1316675A1 (fr) 2003-06-04
MA26229A1 (fr) 2004-07-01
JP4050233B2 (ja) 2008-02-20
RU2330964C2 (ru) 2008-08-10
KR100911948B1 (ko) 2009-08-13
UA75220C2 (ru) 2006-03-15
EP1316675B1 (fr) 2004-09-22
WO2003040524A1 (fr) 2003-05-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2004117218A (ru) Статор газовой турбины
JP2005508470A5 (ru)
RU2001127713A (ru) Устройство для регулировки диаметра статора газовой турбины
RU2006122178A (ru) Контуры охлаждения для рабочих лопаток газотурбинных двигателей
BRPI0514080A (pt) turbina a vapor e método para operar uma turbina a vapor
RU2004126205A (ru) Способ удаления посторонних частиц из воздушного потока двигателя и лопаточное устройство для его осуществления
DE69910018D1 (de) Integraler trägheitspartikelabscheider für radialeinlass von gasturbinen
RU2005129351A (ru) Турбинный модуль для газотурбинного двигателя
JP2000008879A (ja) ガスタ―ビンの高熱ガスを加えられる部分におけるハニカムパッキンの冷却システム
CA2231690A1 (en) Cooled stationary blade for a gas turbine
RU2004103479A (ru) Устройство вентиляции ротора турбины высокого давления турбомашины
EP1726784A3 (en) Gas turbine disk slots and gas turbine engine using same
JPH11343867A (ja) ガスタ―ビンの半径流圧縮機段のディフュ―ザ羽根の吸入側における冷却空気取出し装置
RU2004130812A (ru) Устройство лабиринтного уплотнения для газотурбинного двигателя
RU2000133222A (ru) Устройство площадок в прямоточной осевой газовой турбине с улучшенным охлаждением участков стенки и способ уменьшения потерь через зазоры
RU2005129353A (ru) Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок
RU2005110990A (ru) Лопатка газовой турбины
RU2004104123A (ru) Турбинная лопатка с системой воздушного охлаждения и турбина, содержащая такие лопатки
DE502004011691D1 (de) Orgesehenen spiralkanal
RU2001112386A (ru) Газотурбинный двигатель
RU2006139854A (ru) Роторный узел паровой турбины, а также паровая турбина, содержащая такой роторный узел
RU2006123033A (ru) Многоступенчатый компрессор для турбомашины
JP2018100660A (ja) ラジアルコンプレッサーおよびターボチャージャー
RU2002118543A (ru) Статор компрессора газотурбинного двигателя
RU1625078C (ru) Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner