RU2010138974A - Приспособление и способ для регулирования венечного зазора в ротационной установке - Google Patents

Приспособление и способ для регулирования венечного зазора в ротационной установке Download PDF

Info

Publication number
RU2010138974A
RU2010138974A RU2010138974/06A RU2010138974A RU2010138974A RU 2010138974 A RU2010138974 A RU 2010138974A RU 2010138974/06 A RU2010138974/06 A RU 2010138974/06A RU 2010138974 A RU2010138974 A RU 2010138974A RU 2010138974 A RU2010138974 A RU 2010138974A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
tooth
rotor
inches
stator
stator tooth
Prior art date
Application number
RU2010138974/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Мурти СУБРАМАНИЯН (IN)
Мурти СУБРАМАНИЯН
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани (US)
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани (US), Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани (US)
Publication of RU2010138974A publication Critical patent/RU2010138974A/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
    • F01D11/08—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
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Приспособление для регулирования венечного зазора в ротационной установке для ступени паровой турбины низкого давления, содержащее: ! роторную лопатку, имеющую аэродинамический профиль и бандажную часть, расположенную на наружной радиальной венечной части аэродинамического профиля, ! роторный зубец, выступающий в радиальном наружном направлении на бандажной части роторной лопатки и расположенный по существу по центру относительно хорды аэродинамического профиля, ! корпус ротационной установки, содержащий бандажную часть, расположенную радиально в наружном направлении от бандажной части роторной лопатки, ! по меньшей мере один статорный зубец, расположенный на бандажной части корпуса и проходящий радиально внутрь, и ! зазор, образованный между роторной лопаткой и бандажной частью корпуса и предназначенный для ограничения потока протечки и повышения эффективности ступени. !2. Приспособление по п.1, в котором роторный зубец расположен на расстоянии, составляющем приблизительно от 40% до приблизительно 50% от длины хорды аэродинамического профиля. ! 3. Приспособление по п.2, в котором высота роторного зубца составляет приблизительно от 0,19 дюйма (0,48 см) до приблизительно 0,35 дюйма (0,88 см). ! 4. Приспособление по п.3, в котором указанный по меньшей мере один статорный зубец содержит по меньшей мере один передний статорный зубец, расположенный перед осью роторного зубца на расстоянии приблизительно от 0,6 дюйма (1,5 см) до приблизительно 0,825 дюйма (2,1 см), и задний статорный зубец, расположенный за осью роторного зубца на расстоянии приблизительно от 0,5 дюйма (1,25 см) до приблизительно 1 дюйма (2,5 см). ! 5. Приспособление по

Claims (22)

1. Приспособление для регулирования венечного зазора в ротационной установке для ступени паровой турбины низкого давления, содержащее:
роторную лопатку, имеющую аэродинамический профиль и бандажную часть, расположенную на наружной радиальной венечной части аэродинамического профиля,
роторный зубец, выступающий в радиальном наружном направлении на бандажной части роторной лопатки и расположенный по существу по центру относительно хорды аэродинамического профиля,
корпус ротационной установки, содержащий бандажную часть, расположенную радиально в наружном направлении от бандажной части роторной лопатки,
по меньшей мере один статорный зубец, расположенный на бандажной части корпуса и проходящий радиально внутрь, и
зазор, образованный между роторной лопаткой и бандажной частью корпуса и предназначенный для ограничения потока протечки и повышения эффективности ступени.
2. Приспособление по п.1, в котором роторный зубец расположен на расстоянии, составляющем приблизительно от 40% до приблизительно 50% от длины хорды аэродинамического профиля.
3. Приспособление по п.2, в котором высота роторного зубца составляет приблизительно от 0,19 дюйма (0,48 см) до приблизительно 0,35 дюйма (0,88 см).
4. Приспособление по п.3, в котором указанный по меньшей мере один статорный зубец содержит по меньшей мере один передний статорный зубец, расположенный перед осью роторного зубца на расстоянии приблизительно от 0,6 дюйма (1,5 см) до приблизительно 0,825 дюйма (2,1 см), и задний статорный зубец, расположенный за осью роторного зубца на расстоянии приблизительно от 0,5 дюйма (1,25 см) до приблизительно 1 дюйма (2,5 см).
5. Приспособление по п.1, в котором бандажная часть роторной лопатки имеет наклоненную в наружном направлении верхнюю поверхность на стороне нагнетания роторного зубца и по существу плоскую верхнюю поверхность на стороне всасывания роторного зубца.
6. Приспособление по п.1, в котором
роторная лопатка является роторной лопаткой последней ступени для турбины низкого давления,
роторный зубец расположен на расстоянии, составляющем приблизительно 50% от длины хорды аэродинамического профиля,
высота роторного зубца составляет приблизительно 0,35 дюйма (0,88 см),
указанный по меньшей мере один статорный зубец содержит передний статорный зубец, расположенный перед осью роторного зубца на расстоянии около 0,8 дюйма (2 см), и задний статорный зубец, расположенный за осью роторного зубца на расстоянии около 0,8 дюйма (2 см),
высота переднего статорного зубца составляет приблизительно 0,6 дюйма (1,52 см), а высота заднего статорного зубца составляет приблизительно 0,2 дюйма (0,5 см), и
бандажная часть роторной лопатки имеет наклонную верхнюю поверхность на стороне нагнетания роторного зубца и по существу плоскую верхнюю поверхность на стороне всасывания роторного зубца.
7. Приспособление по п.3, в котором роторный зубец расположен на расстоянии, составляющем приблизительно 50% от длины хорды аэродинамического профиля.
8. Приспособление по п.7, в котором по меньшей мере один статорный зубец содержит по меньшей мере один передний статорный зубец, расположенный перед роторным зубцом на расстоянии приблизительно от 0,5 дюйма (1,25 см) до приблизительно 0,7 дюйма (1,75 см), и задний статорный зубец, расположенный за осью роторного зубца на расстоянии приблизительно от 1,1 дюйма (2,75 см) до приблизительно 1,5 дюйма (3,75 см).
9. Приспособление по п.7, в котором высота заднего статорного зубца составляет приблизительно 0,2 дюйма (0,5 см).
10. Приспособление по п.12, в котором бандажная часть роторной лопатки имеет наклоненную в наружном направлении верхнюю поверхность на стороне нагнетания роторного зубца и наклоненную в наружном направлении верхнюю поверхность на стороне всасывания роторного зубца.
11. Приспособление по п.3, в котором
роторная лопатка является роторной лопаткой предпоследней ступени для турбины низкого давления,
роторный зубец расположен на расстоянии, составляющем приблизительно 50% от длины хорды аэродинамического профиля,
высота роторного зубца составляет приблизительно 0,35 дюйма (0,88 см),
задний статорный зубец расположен за осью роторного зубца на расстоянии приблизительно 0,95 дюйма (2,4 см),
высота заднего статорного зубца составляет приблизительно 0,2 дюйма (0,5 см) и
бандажная часть роторной лопатки содержит наклонную верхнюю поверхность на стороне нагнетания роторного зубца и наклонную верхнюю поверхность на стороне всасывания роторного зубца.
12. Приспособление по п.1, в котором указанный по меньшей мере один статорный зубец выполнен за одно целое с корпусом ротационной установки.
13. Способ регулирования венечного зазора в ротационной установке, предназначенного для повышения эффективности ступени и уменьшения венечной протечки, включающий:
выбор формы венечной бандажной части,
выбор формы роторного зубца,
выбор количества роторных зубцов,
выбор формы статорного зубца и
выбор количества статорных зубцов.
14. Способ по п.13, в котором при выборе формы венечной бандажной части выбирают наклонную верхнюю поверхность, расположенную выше по потоку, и горизонтальную верхнюю поверхность, расположенную ниже по потоку, или наклонную верхнюю поверхность, расположенную выше по потоку, и горизонтальную верхнюю поверхность, расположенную ниже по потоку, со ступенькой между ними, или наклонную верхнюю поверхность, расположенную выше по потоку, и наклонную верхнюю поверхность, расположенную ниже по потоку.
15. Способ по п.13, в котором при выборе формы роторного зубца выбирают расположенный под углом роторный зубец или роторный зубец, расположенный перпендикулярно относительно верхней поверхности бандажной части ротора.
16. Способ по п.13, в котором при выборе формы роторного зубца выбирают конструкцию с одним или двумя роторными зубцами.
17. Способ по п.13, в котором при выборе формы статорного зубца выбирают расположенный под углом статорный зубец, или статорный зубец, расположенный перпендикулярно, или составной статорный зубец со скошенным наружным концом, проходящим выше по потоку или ниже по потоку, или перпендикулярный статорный зубец с наружным концом, скошенным к краю или к верхней поверхности.
18. Способ по п.13, в котором дополнительно задают высоту статорных зубцов.
19. Способ по п.13, в котором дополнительно располагают статорные зубцы на бандажной части статора.
20. Способ по п.13, в котором дополнительно располагают роторные зубцы на венечной бандажной части.
21. Способ по п.13, в котором дополнительно задают высоту роторных зубцов.
22. Способ по п.13, в котором дополнительно выполняют по меньшей мере один статорный зубец за одно целое с внутренней стенкой корпуса ротационной установки.
RU2010138974/06A 2009-09-23 2010-09-22 Приспособление и способ для регулирования венечного зазора в ротационной установке RU2010138974A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/565,108 2009-09-23
US12/565,108 US20110070072A1 (en) 2009-09-23 2009-09-23 Rotary machine tip clearance control mechanism

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2010138974A true RU2010138974A (ru) 2012-03-27

Family

ID=42981084

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010138974/06A RU2010138974A (ru) 2009-09-23 2010-09-22 Приспособление и способ для регулирования венечного зазора в ротационной установке

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20110070072A1 (ru)
EP (1) EP2302169A2 (ru)
JP (1) JP2011069361A (ru)
RU (1) RU2010138974A (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8790088B2 (en) * 2011-04-20 2014-07-29 General Electric Company Compressor having blade tip features
FR2977909B1 (fr) * 2011-07-12 2016-07-15 Snecma Aube de rotor pour une turbomachine
WO2013084260A1 (ja) * 2011-12-07 2013-06-13 株式会社 日立製作所 タービン動翼
ES2700788T3 (es) * 2012-04-04 2019-02-19 MTU Aero Engines AG Sistema de sellado para una turbomáquina
EP2647796A1 (de) * 2012-04-04 2013-10-09 MTU Aero Engines GmbH Dichtungssystem für eine Strömungsmaschine
US9291061B2 (en) 2012-04-13 2016-03-22 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud with parallel casing configuration
US9145786B2 (en) * 2012-04-17 2015-09-29 General Electric Company Method and apparatus for turbine clearance flow reduction
US9885368B2 (en) 2012-05-24 2018-02-06 Carrier Corporation Stall margin enhancement of axial fan with rotating shroud
WO2014175936A2 (en) 2013-02-05 2014-10-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having tip vortex creation feature
US11021976B2 (en) * 2014-12-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Hardware geometry for increasing part overlap and maintaining clearance
US10415413B2 (en) * 2016-09-01 2019-09-17 United Technologies Corporation Floating non-contact seal vertical lip
EP3312388B1 (de) 2016-10-24 2019-06-05 MTU Aero Engines GmbH Rotorteil, zugehörigeverdichter, turbine und herstellungsverfahren
JP7086595B2 (ja) * 2017-12-28 2022-06-20 三菱重工航空エンジン株式会社 航空機用ガスタービン
FR3092864B1 (fr) * 2019-02-19 2021-01-29 Safran Aircraft Engines Aube mobile pour une roue d’une turbomachine
US11286955B2 (en) * 2019-10-11 2022-03-29 General Electric Company Ducted fan with fan casing defining an over-rotor cavity
EP4130439A4 (en) * 2020-03-30 2024-05-01 IHI Corporation SECONDARY FLOW SUPPRESSION STRUCTURE
CN114776389B (zh) * 2022-03-16 2024-03-12 北京航空航天大学 一种具有缘板台阶机匣的带冠涡轮
CN115013067B (zh) * 2022-07-15 2023-08-15 北京航空航天大学 一种凹凸外环造型的带冠涡轮

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3867060A (en) * 1973-09-27 1975-02-18 Gen Electric Shroud assembly
GB2017228B (en) * 1977-07-14 1982-05-06 Pratt & Witney Aircraft Of Can Shroud for a turbine rotor
GB2226365B (en) * 1988-12-22 1993-03-10 Rolls Royce Plc Turbomachine clearance control
EP0536575B1 (de) * 1991-10-08 1995-04-05 Asea Brown Boveri Ag Deckband für axialdurchströmte Turbine
US5749584A (en) * 1992-11-19 1998-05-12 General Electric Company Combined brush seal and labyrinth seal segment for rotary machines
US5352092A (en) * 1993-11-24 1994-10-04 Westinghouse Electric Corporation Light weight steam turbine blade
JPH10266804A (ja) * 1997-03-26 1998-10-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd チップシュラウド翼キャビティ
US5890873A (en) * 1997-08-13 1999-04-06 General Electric Co. Labyrinth seal for a turbine bucket cover
DE59710621D1 (de) * 1997-09-19 2003-09-25 Alstom Switzerland Ltd Vorrichtung zur Spaltdichtung
US6223524B1 (en) * 1998-01-23 2001-05-01 Diversitech, Inc. Shrouds for gas turbine engines and methods for making the same
JP2001055902A (ja) * 1999-08-18 2001-02-27 Toshiba Corp タービン動翼
US6241471B1 (en) * 1999-08-26 2001-06-05 General Electric Co. Turbine bucket tip shroud reinforcement
US6350102B1 (en) * 2000-07-19 2002-02-26 General Electric Company Shroud leakage flow discouragers
JP2002285802A (ja) * 2001-03-26 2002-10-03 Toshiba Corp 回転機械のラビリンスシール装置
US6896482B2 (en) * 2003-09-03 2005-05-24 General Electric Company Expanding sealing strips for steam turbines
US7063509B2 (en) * 2003-09-05 2006-06-20 General Electric Company Conical tip shroud fillet for a turbine bucket
US7255531B2 (en) * 2003-12-17 2007-08-14 Watson Cogeneration Company Gas turbine tip shroud rails
JP2005214205A (ja) * 2004-01-31 2005-08-11 United Technol Corp <Utc> 回転機械用のロータブレード
US7134838B2 (en) * 2004-01-31 2006-11-14 United Technologies Corporation Rotor blade for a rotary machine
US7066714B2 (en) * 2004-03-26 2006-06-27 United Technologies Corporation High speed rotor assembly shroud
US7287956B2 (en) * 2004-12-22 2007-10-30 General Electric Company Removable abradable seal carriers for sealing between rotary and stationary turbine components
US20060280610A1 (en) * 2005-06-13 2006-12-14 Heyward John P Turbine blade and method of fabricating same
US7762779B2 (en) * 2006-08-03 2010-07-27 General Electric Company Turbine blade tip shroud
JP2008184974A (ja) * 2007-01-30 2008-08-14 Toshiba Corp 流体機械のシール装置および蒸気タービン

Also Published As

Publication number Publication date
EP2302169A2 (en) 2011-03-30
US20110070072A1 (en) 2011-03-24
JP2011069361A (ja) 2011-04-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010138974A (ru) Приспособление и способ для регулирования венечного зазора в ротационной установке
RU2598970C2 (ru) Облопаченный элемент для турбомашины и турбомашина
RU2009137887A (ru) Рабочая лопатка паровой турбины для секции низкого давления паровой турбины
US9726021B2 (en) High order shaped curve region for an airfoil
JP6025269B2 (ja) 先端上反角を備えた圧縮機翼形部
JP5988994B2 (ja) 積み重ね規則を改善したタービンエンジンブレード
JP6047141B2 (ja) 高キャンバーステータベーン
CA2849651C (en) Axial turbomachine stator with ailerons at the blade roots
JP6514511B2 (ja) ２つの部分スパンシュラウドおよび湾曲したダブテールを有する高翼弦動翼
CA2613601C (en) A turbine assembly for a gas turbine engine and method of manufacturing the same
UA91191C2 (ru) Перо направляющей или сопловой лопатки, или рабочей лопатки лопаточной машины и лопаточная машина
CN102639817B (zh) 涡轮动叶片及涡轮机
JP6824611B2 (ja) タービンロータブレード
JP2005054798A (ja) カウンタ・スタッガ形圧縮機翼形部
JP5264058B2 (ja) 固定タービン翼形部
US8132417B2 (en) Cooling of a gas turbine engine downstream of combustion chamber
CN104822902B (zh) 涡轮叶片装置
JP2012172588A (ja) タービン静翼、およびそれを用いた蒸気タービン設備
RU2010139777A (ru) Лопасть с трехмерной полкой, содержащей межлопастной выступ
RU2011106289A (ru) Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро
RU2014113852A (ru) Способ профилирования заменяющей лопатки в качестве заменяющей части для старой лопатки для гидравлической машины с осевым направлением потока
JP2019007478A (ja) ロータブレード先端部
JP5064570B2 (ja) 動翼のエロージョン防護シールド板
EP2738351A1 (en) Rotor blade with tear-drop shaped part-span shroud
JP5461029B2 (ja) ガスタービン動翼

Legal Events

Date Code Title Description
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20150113