RU2010150605A - Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа - Google Patents

Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа Download PDF

Info

Publication number
RU2010150605A
RU2010150605A RU2010150605/06A RU2010150605A RU2010150605A RU 2010150605 A RU2010150605 A RU 2010150605A RU 2010150605/06 A RU2010150605/06 A RU 2010150605/06A RU 2010150605 A RU2010150605 A RU 2010150605A RU 2010150605 A RU2010150605 A RU 2010150605A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
cooling air
base
elements
chambers
Prior art date
Application number
RU2010150605/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2548226C2 (ru
Inventor
Александр Анатольевич Ханин (RU)
Александр Анатольевич Ханин
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд (Ch)
Альстом Текнолоджи Лтд
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 to RU2010150605/06A priority Critical patent/RU2548226C2/ru
Application filed by Альстом Текнолоджи Лтд (Ch), Альстом Текнолоджи Лтд filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд (Ch)
Priority to EP11802323.3A priority patent/EP2649279B1/en
Priority to CA2819893A priority patent/CA2819893C/en
Priority to AU2011340576A priority patent/AU2011340576B2/en
Priority to CN201180059000.3A priority patent/CN103249916B/zh
Priority to MX2013006270A priority patent/MX335969B/es
Priority to PCT/EP2011/072036 priority patent/WO2012076588A1/en
Priority to JP2013542523A priority patent/JP5795077B2/ja
Priority to BR112013014381A priority patent/BR112013014381A8/pt
Publication of RU2010150605A publication Critical patent/RU2010150605A/ru
Priority to US13/912,603 priority patent/US9657641B2/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2548226C2 publication Critical patent/RU2548226C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • 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
    • F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Motor Or Generator Cooling System (AREA)

Abstract

1. Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина, с аксиально проходящим потоком нагретого газа, с рядами лопаток (2) ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток (3) со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток (2) ротора, а также с валом (1) ротора, окруженным теплозащитными элементами (8) и элементами (6) основания лопаток (2) ротора, причем в области первой радиальной плоскости вала (1) ротора, внутри теплозащитных элементов и элементов основания (8, 6) расположены первые камеры (9) с охлаждающим воздухом, которые сообщаются друг с другом и с источником охлаждающего воздуха, а в области радиальной внешней второй радиальной плоскости вала (1) ротора, внутри плит (5) основания, между лопатками (2) ротора и их элементами (6) основания расположены дополнительные камеры (10) с охлаждающим воздухом, которые могут продуваться в поток (4) нагретого газа, отличающаяся тем, что дополнительные камеры (10) с охлаждающим воздухом могут продуваться исключительно с их торцов, расположенных по ходу спереди относительно направления потока (4) нагретого воздуха. ! 2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что первые уплотнения (14, 15), которые закрывают первые камеры (9) с охлаждающим воздухом радиально с внешней стороны, расположены в зазорах (11, 13), сообщающихся с камерами (9, 10') с охлаждающим воздухом, между смежными теплозащитными элементами и/или элементами основания (8, 6) в радиальном направлении или осевом направлении вала (1) ротора. ! 3. Установка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что у зазоров (11), проходящих в осевом направлении вала (1) ротора, между смежными плитами (5) основа

Claims (7)

1. Установка с потоком текучей среды, в особенности газовая турбина, с аксиально проходящим потоком нагретого газа, с рядами лопаток (2) ротора со стороны ротора и рядами направляющих лопаток (3) со стороны корпуса, расположенными соответственно аксиально между последовательными рядами лопаток (2) ротора, а также с валом (1) ротора, окруженным теплозащитными элементами (8) и элементами (6) основания лопаток (2) ротора, причем в области первой радиальной плоскости вала (1) ротора, внутри теплозащитных элементов и элементов основания (8, 6) расположены первые камеры (9) с охлаждающим воздухом, которые сообщаются друг с другом и с источником охлаждающего воздуха, а в области радиальной внешней второй радиальной плоскости вала (1) ротора, внутри плит (5) основания, между лопатками (2) ротора и их элементами (6) основания расположены дополнительные камеры (10) с охлаждающим воздухом, которые могут продуваться в поток (4) нагретого газа, отличающаяся тем, что дополнительные камеры (10) с охлаждающим воздухом могут продуваться исключительно с их торцов, расположенных по ходу спереди относительно направления потока (4) нагретого воздуха.
2. Установка по п.1, отличающаяся тем, что первые уплотнения (14, 15), которые закрывают первые камеры (9) с охлаждающим воздухом радиально с внешней стороны, расположены в зазорах (11, 13), сообщающихся с камерами (9, 10') с охлаждающим воздухом, между смежными теплозащитными элементами и/или элементами основания (8, 6) в радиальном направлении или осевом направлении вала (1) ротора.
3. Установка по п.1 или 2, отличающаяся тем, что у зазоров (11), проходящих в осевом направлении вала (1) ротора, между смежными плитами (5) основания ряда лопаток (2) ротора имеются отдельные или дополнительные уплотнения (16, 16'), которые препятствуют выходу охлаждающего воздуха между аксиальными концами соответствующего зазора (11) и зазора (11), расположенного по ходу сзади.
4. Установка по п.3, отличающаяся тем, что все уплотнения (с 14 по 16') выполнены в виде уплотнительных лент, продольные края которых расположены в канавках (с 17 по 19), проходящих оппозитно друг другу в боковых стенках, расположенных оппозитно друг другу, соответствующего зазора (11, 13).
5. Установка по п.4, отличающаяся тем, что уплотнительная лента (14) зазора (11), проходящего в аксиальном направлении вала (1) ротора, установленная между элементами основания или соответственно теплозащитными элементами (6, 8) смежными в радиальном направлении, и уплотнительная лента (15) зазора (13), проходящего в радиальном направлении вала (1) ротора, установленная у конца вышеупомянутого зазора (11), расположенного по ходу сзади, соединены друг с другом в Т-образный профиль.
6. Установка по п.5, отличающаяся тем, что щелевые отверстия зазоров (11), проходящих в радиальном направлении вала (1) ротора, между смежными плитами (5) основания лопаток (2) ротора закрыты уплотнительными лентами (16'), которые установлены в соответствующих канавках (19') боковых стенок зазора (11) в направлении, наклонном к радиальной плоскости вала (1) ротора, причем доступ к концу уплотнительной ленты (16'), находящемуся ближе к оси (1) ротора, осуществляется со стороны торцов плит (5) основания, расположенных по ходу сзади.
7. Установка по п.6, отличающаяся тем, что конец уплотнительной ленты (19'), расположенный ближе к оси (1) ротора согнут и сопряжен его вогнутой стороной с соответствующим образом выгнутыми упорами на плитах (5) основания.
RU2010150605/06A 2010-12-09 2010-12-09 Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа RU2548226C2 (ru)

Priority Applications (10)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010150605/06A RU2548226C2 (ru) 2010-12-09 2010-12-09 Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа
CA2819893A CA2819893C (en) 2010-12-09 2011-12-07 Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream
AU2011340576A AU2011340576B2 (en) 2010-12-09 2011-12-07 Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream
CN201180059000.3A CN103249916B (zh) 2010-12-09 2011-12-07 被热气流沿轴向穿过的流体流机器，尤其是燃气涡轮
EP11802323.3A EP2649279B1 (en) 2010-12-09 2011-12-07 Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream
MX2013006270A MX335969B (es) 2010-12-09 2011-12-07 Maquina de flujo de fluido, en especial una turbina de gas penetrada axialmente por una corriente de gas caliente.
PCT/EP2011/072036 WO2012076588A1 (en) 2010-12-09 2011-12-07 Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream
JP2013542523A JP5795077B2 (ja) 2010-12-09 2011-12-07 流体流動装置、特に高温ガス流によって軸方向に貫通されるガスタービン
BR112013014381A BR112013014381A8 (pt) 2010-12-09 2011-12-07 Máquina de fluxo de fluido especialmente uma turbina de gás penetrada axialmente por um fluxo de gás quente
US13/912,603 US9657641B2 (en) 2010-12-09 2013-06-07 Fluid flow machine especially gas turbine penetrated axially by a hot gas stream

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010150605/06A RU2548226C2 (ru) 2010-12-09 2010-12-09 Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010150605A true RU2010150605A (ru) 2012-06-20
RU2548226C2 RU2548226C2 (ru) 2015-04-20

Family

ID=45420591

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010150605/06A RU2548226C2 (ru) 2010-12-09 2010-12-09 Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа

Country Status (10)

Country Link
US (1) US9657641B2 (ru)
EP (1) EP2649279B1 (ru)
JP (1) JP5795077B2 (ru)
CN (1) CN103249916B (ru)
AU (1) AU2011340576B2 (ru)
BR (1) BR112013014381A8 (ru)
CA (1) CA2819893C (ru)
MX (1) MX335969B (ru)
RU (1) RU2548226C2 (ru)
WO (1) WO2012076588A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9652448B2 (en) 2011-11-10 2017-05-16 Blackberry Limited Methods and systems for removing or replacing on-keyboard prediction candidates
FR3006366B1 (fr) * 2013-05-28 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Roue de turbine dans une turbomachine
EP2818641A1 (de) 2013-06-26 2014-12-31 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit gestufter und abgeschrägter Plattformkante
US10494943B2 (en) * 2016-02-03 2019-12-03 General Electric Company Spline seal for a gas turbine engine
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB612097A (en) * 1946-10-09 1948-11-08 English Electric Co Ltd Improvements in and relating to the cooling of gas turbine rotors
US3056579A (en) * 1959-04-13 1962-10-02 Gen Electric Rotor construction
US3076634A (en) * 1959-06-12 1963-02-05 Ass Elect Ind Locking means for compressor and turbine blades
GB905582A (en) * 1960-05-26 1962-09-12 Rolls Royce Improvements relating to the sealing of blades in a bladed rotor
GB988541A (en) * 1962-03-06 1965-04-07 Ruston & Hornsby Ltd Gas turbine rotor cooling
US3748060A (en) * 1971-09-14 1973-07-24 Westinghouse Electric Corp Sideplate for turbine blade
GB1358798A (en) * 1972-06-09 1974-07-10 Bbc Sulzer Turbomaschinen Sealing element for a turbo-machine
CA1187810A (en) * 1981-09-22 1985-05-28 Leroy D. Mclaurin Cooled combustion turbine blade with retrofit blade seal
US4648799A (en) 1981-09-22 1987-03-10 Westinghouse Electric Corp. Cooled combustion turbine blade with retrofit blade seal
FR2603333B1 (fr) * 1986-09-03 1990-07-20 Snecma Rotor de turbomachine comportant un moyen de verrouillage axial et d'etancheite d'aubes montees dans des brochages axiaux du disque et procede de montage
JPH0414702A (ja) 1990-05-08 1992-01-20 Aaru Pii Toupura Kk 照明用カバーおよびその製造法
JPH0414702U (ru) * 1990-05-24 1992-02-06
JPH0459301A (ja) 1990-06-29 1992-02-26 Komatsu Zenoah Co チエンソーのガイドバー
JPH0459301U (ru) * 1990-09-28 1992-05-21
US5256035A (en) * 1992-06-01 1993-10-26 United Technologies Corporation Rotor blade retention and sealing construction
US5593274A (en) * 1995-03-31 1997-01-14 General Electric Co. Closed or open circuit cooling of turbine rotor components
US5630703A (en) * 1995-12-15 1997-05-20 General Electric Company Rotor disk post cooling system
JPH10317907A (ja) * 1997-05-22 1998-12-02 Hitachi Ltd 圧縮機翼固定構造
DE69820207T2 (de) 1997-06-11 2004-10-21 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Rotor für gasturbinen
US6185924B1 (en) * 1997-10-17 2001-02-13 Hitachi, Ltd. Gas turbine with turbine blade cooling
EP1180196B1 (de) * 1999-05-14 2005-02-16 Siemens Aktiengesellschaft Strömungsmaschine mit einem dichtsystem für einen rotor
JP2001123802A (ja) * 1999-10-28 2001-05-08 Hitachi Ltd タービンロータ
US6478540B2 (en) 2000-12-19 2002-11-12 General Electric Company Bucket platform cooling scheme and related method
US6945749B2 (en) 2003-09-12 2005-09-20 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform cooling system
GB2408296A (en) 2003-11-22 2005-05-25 Rolls Royce Plc Compressor blade root retainer with integral sealing means to reduce axial leakage
JP4412081B2 (ja) * 2004-07-07 2010-02-10 株式会社日立製作所 ガスタービンとガスタービンの冷却方法
SE0502644L (sv) * 2005-12-02 2007-06-03 Siemens Ag Kylning av plattformar till turbinskovlar i turbiner
US7604456B2 (en) 2006-04-11 2009-10-20 Siemens Energy, Inc. Vane shroud through-flow platform cover
EP2053285A1 (en) 2007-10-25 2009-04-29 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade assembly
RU2355890C1 (ru) * 2007-11-29 2009-05-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Высокотемпературная многоступенчатая газовая турбина

Also Published As

Publication number Publication date
MX335969B (es) 2016-01-06
BR112013014381A2 (pt) 2016-09-27
US20130263570A1 (en) 2013-10-10
AU2011340576A1 (en) 2013-07-04
CN103249916A (zh) 2013-08-14
AU2011340576B2 (en) 2015-09-24
MX2013006270A (es) 2013-11-04
JP2013545926A (ja) 2013-12-26
US9657641B2 (en) 2017-05-23
EP2649279A1 (en) 2013-10-16
CA2819893C (en) 2016-06-28
RU2548226C2 (ru) 2015-04-20
CA2819893A1 (en) 2012-06-14
BR112013014381A8 (pt) 2018-04-03
WO2012076588A1 (en) 2012-06-14
JP5795077B2 (ja) 2015-10-14
CN103249916B (zh) 2016-01-20
EP2649279B1 (en) 2018-02-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10544685B2 (en) Turbine vane, turbine, and turbine vane modification method
US9017014B2 (en) Aft outer rim seal arrangement
RU2010150605A (ru) Установка с потоком текучей среды, в частности турбина с аксиально проходящим потоком нагретого газа
EP3124749B1 (en) First stage turbine vane arrangement
KR20110042172A (ko) 가스 터빈의 시라우두 시일 부분 구성
US20170138211A1 (en) Ring segment cooling structure and gas turbine having the same
EP3026218B1 (en) First stage turbine vane arrangement
ES2704485T3 (es) Fijación de soporte de junta para una turbomáquina
US9429032B2 (en) Combustor transition
RU2010148727A (ru) Осевая газовая турбина
US20120032403A1 (en) Seal assembly
JP2016125486A (ja) ガスタービンシール
CA2830683C (en) Combustor transition
RU2010148725A (ru) Осевая газовая турбина
MX2009006599A (es) Turbomaquina, especialmente turbina de gas.
ES2883801T3 (es) Paleta, segmento de paleta y componente estructural para una turbomaquinaria y turbomaquinaria
JP5412254B2 (ja) タービン翼、タービン翼の製造方法、及び、ガスタービン
US20150300190A1 (en) Rotating machine
RU2465466C1 (ru) Высокотемпературная турбина газотурбинного двигателя
US10641118B2 (en) Sealing apparatus for gas turbine, gas turbine, and aircraft engine
RU2567524C2 (ru) Система и способ для отбора рабочей текучей среды от внутреннего объема турбомашины и турбомашина, содержащая такую систему
US20120141257A1 (en) Segmented turbine ring for a turbomachine, and turbomachine fitted with such a ring
CN109854376B (zh) 用于燃气涡轮发动机的轴流压缩机和包括所述轴流压缩机的燃气涡轮发动机
EP3816402B1 (en) Stator assembly for a gas turbine and gas turbine comprising said stator assembly

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201210