RU2012126863A - TURBO INSTALLATION, METHOD FOR RESTRICTING LOSSES DUE TO LEAK FLOW IN TURBINE AND FLOW DECLINK DEVICE - Google Patents

TURBO INSTALLATION, METHOD FOR RESTRICTING LOSSES DUE TO LEAK FLOW IN TURBINE AND FLOW DECLINK DEVICE Download PDF

Info

Publication number
RU2012126863A
RU2012126863A RU2012126863/06A RU2012126863A RU2012126863A RU 2012126863 A RU2012126863 A RU 2012126863A RU 2012126863/06 A RU2012126863/06 A RU 2012126863/06A RU 2012126863 A RU2012126863 A RU 2012126863A RU 2012126863 A RU2012126863 A RU 2012126863A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
nozzle
protrusion
blade
turbine
reflector
Prior art date
Application number
RU2012126863/06A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Прабакаран Модачур КРИШНАН
Original Assignee
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 filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2012126863A publication Critical patent/RU2012126863A/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
    • F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/164—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps of an axial flow wheel
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
    • 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
    • F02C7/28—Arrangement of seals

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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Турбоустановка, содержащая лопатки, сопла и устройство отклонения потока, содержащее лопаточный отражатель и сопловой отражатель, которые обеспечивают ограничение потерь, обусловленных потоком протечки.2. Турбоустановка по п.1, в которой лопаточный отражатель имеет по меньшей мере один лопаточный выступ.3. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ содержит верхний по потоку выступ.4. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ содержит нижний по потоку выступ.5. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ имеет затупленную форму или вершину.6. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ содержит лопаточную истираемую часть.7. Турбоустановка по п.1, в которой сопловой отражатель имеет по меньшей мере один сопловой выступ.8. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ содержит верхний по потоку выступ.9. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ содержит нижний по потоку выступ.10. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ содержит сопловую истираемую часть.11. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ имеет полость.12. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ имеет буртик, затупленную форму или вершину.13. Турбоустановка по п.1, представляющая собой турбину.14. Турбоустановка по п.1, представляющая собой компрессор.15. Способ ограничения потерь в турбине, обусловленных потоком протечки, включ1. A turbine unit containing blades, nozzles and a flow deflection device containing a vane reflector and a nozzle reflector, which provide limitation of losses due to the leakage flow. The turbine unit according to claim 1, wherein the blade reflector has at least one blade projection. The turbine unit of claim 2, wherein said at least one blade projection comprises an upstream projection. The turbine plant according to claim 2, wherein said at least one blade projection comprises a downstream projection. The turbine plant according to claim 2, wherein said at least one blade projection has a blunt shape or apex. The turbine unit according to claim 2, wherein said at least one blade projection comprises a blade abraded portion. The turbine unit according to claim 1, wherein the nozzle reflector has at least one nozzle protrusion. The turbine unit of claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion comprises an upstream protrusion. The turbine unit of claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion comprises a downstream protrusion. The turbine unit according to claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion comprises a nozzle abraded portion. The turbine unit of claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion has a cavity. The turbine unit of claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion has a shoulder, a blunt shape, or a tip. The turbine unit according to claim 1, which is a turbine. The turbine unit according to claim 1, which is a compressor. 15. Method for limiting turbine losses due to leakage flow, including

Claims (20)

1. Турбоустановка, содержащая лопатки, сопла и устройство отклонения потока, содержащее лопаточный отражатель и сопловой отражатель, которые обеспечивают ограничение потерь, обусловленных потоком протечки.1. A turbine installation containing blades, nozzles and a flow deflector device comprising a blade reflector and a nozzle reflector, which limit the losses caused by the leakage flow. 2. Турбоустановка по п.1, в которой лопаточный отражатель имеет по меньшей мере один лопаточный выступ.2. The turbine installation according to claim 1, in which the blade reflector has at least one blade protrusion. 3. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ содержит верхний по потоку выступ.3. The turbine plant according to claim 2, wherein said at least one blade protrusion comprises an upstream protrusion. 4. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ содержит нижний по потоку выступ.4. The turbine plant according to claim 2, wherein said at least one blade protrusion comprises a downstream protrusion. 5. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ имеет затупленную форму или вершину.5. The turbine plant according to claim 2, wherein said at least one blade protrusion has a blunt shape or apex. 6. Турбоустановка по п.2, в которой указанный по меньшей мере один лопаточный выступ содержит лопаточную истираемую часть.6. The turbine plant according to claim 2, in which said at least one blade protrusion comprises an abrasion blade part. 7. Турбоустановка по п.1, в которой сопловой отражатель имеет по меньшей мере один сопловой выступ.7. The turbine installation according to claim 1, in which the nozzle reflector has at least one nozzle protrusion. 8. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ содержит верхний по потоку выступ.8. The turbine plant according to claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion comprises an upstream protrusion. 9. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ содержит нижний по потоку выступ.9. The turbine plant according to claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion comprises a downstream protrusion. 10. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ содержит сопловую истираемую часть.10. The turbine plant according to claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion comprises an abrasion nozzle portion. 11. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ имеет полость.11. The turbine plant according to claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion has a cavity. 12. Турбоустановка по п.7, в которой указанный по меньшей мере один сопловой выступ имеет буртик, затупленную форму или вершину.12. The turbine plant according to claim 7, wherein said at least one nozzle protrusion has a shoulder, a blunt shape or apex. 13. Турбоустановка по п.1, представляющая собой турбину.13. The turbine plant according to claim 1, which is a turbine. 14. Турбоустановка по п.1, представляющая собой компрессор.14. The turbine installation according to claim 1, which is a compressor. 15. Способ ограничения потерь в турбине, обусловленных потоком протечки, включающий15. A method of limiting losses in the turbine due to leakage flow, comprising пропускание потока протечки через сопловой зазор,passing the leakage flow through the nozzle gap, расположение лопаточного выступа в осевом промежутке между лопаткой и соплом, смежным с указанным сопловым зазором,the location of the blade protrusion in the axial gap between the blade and the nozzle adjacent to the specified nozzle clearance, перекрытие лопаточного выступа в осевом промежутке сопловым выступом с обеспечением ограничения потока протечки через указанный промежуток иthe overlap of the blade protrusion in the axial gap of the nozzle protrusion to ensure the flow of leakage through the specified gap and направление потока протечки, выходящего из осевого промежутка, в направлении основного потока.the direction of the leakage flow leaving the axial gap in the direction of the main flow. 16. Устройство отклонения потока, содержащее16. The device deviation flow containing лопаточный отражатель, расположенный около лопатки,a blade reflector located near the blade сопловой отражатель, расположенный около сопла, иa nozzle reflector located near the nozzle, and сопловую истираемую часть, расположенную около соплового отражателя, и/или лопаточную истираемую часть, расположенную около лопаточного отражателя.abrasive nozzle portion located near the nozzle reflector, and / or abrasive blade portion located near the blade reflector. 17. Устройство по п.16, в котором лопаточный отражатель имеет верхний по потоку и/или нижний по потоку выступ.17. The device according to clause 16, in which the blade reflector has an upstream and / or downstream protrusion. 18. Устройство по п.16, в котором сопловой отражатель имеет верхний по потоку и/или нижний по потоку выступ.18. The device according to clause 16, in which the nozzle reflector has an upstream and / or downstream protrusion. 19. Устройство по п.16, которое установлено в турбине.19. The device according to clause 16, which is installed in the turbine. 20. Устройство по п.16, которое установлено в компрессоре. 20. The device according to clause 16, which is installed in the compressor.
RU2012126863/06A 2011-06-29 2012-06-28 TURBO INSTALLATION, METHOD FOR RESTRICTING LOSSES DUE TO LEAK FLOW IN TURBINE AND FLOW DECLINK DEVICE RU2012126863A (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/171,521 US20130004290A1 (en) 2011-06-29 2011-06-29 Turbo-Machinery With Flow Deflector System
US13/171,521 2011-06-29

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2012126863A true RU2012126863A (en) 2014-01-10

Family

ID=47355301

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012126863/06A RU2012126863A (en) 2011-06-29 2012-06-28 TURBO INSTALLATION, METHOD FOR RESTRICTING LOSSES DUE TO LEAK FLOW IN TURBINE AND FLOW DECLINK DEVICE

Country Status (4)

Country Link
US (1) US20130004290A1 (en)
DE (1) DE102012105504A1 (en)
FR (1) FR2977275A1 (en)
RU (1) RU2012126863A (en)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9394800B2 (en) * 2013-01-21 2016-07-19 General Electric Company Turbomachine having swirl-inhibiting seal
US10060533B2 (en) * 2014-12-17 2018-08-28 United Technologies Corporation Tiered brush seal
EP3085900B1 (en) 2015-04-21 2020-08-05 Ansaldo Energia Switzerland AG Abradable lip for a gas turbine
FR3039225B1 (en) * 2015-07-20 2017-07-21 Snecma TURBOMACHINE, SUCH AS A TURBO AIRCRAFT
BE1025093B1 (en) 2017-03-31 2018-10-29 Safran Aero Boosters S.A. RADIAL BRUSH JOINT ON AXIAL TURBOMACHINE ROTOR
FR3088671B1 (en) * 2018-11-16 2021-01-29 Safran Aircraft Engines TIGHTNESS BETWEEN A MOBILE WHEEL AND A TURBOMACHINE DISTRIBUTOR
FR3127518A1 (en) * 2021-09-28 2023-03-31 Safran Helicopter Engines TURBOMACHINE STAGE INCLUDING AT LEAST ONE SEAL RING

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3262635A (en) * 1964-11-06 1966-07-26 Gen Electric Turbomachine sealing means
US3339933A (en) * 1965-02-24 1967-09-05 Gen Electric Rotary seal
JPH10259703A (en) * 1997-03-18 1998-09-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Shroud for gas turbine and platform seal system
DE10295864D2 (en) * 2001-12-14 2004-11-04 Alstom Technology Ltd Baden Gas turbine arrangement
US20070273104A1 (en) * 2006-05-26 2007-11-29 Siemens Power Generation, Inc. Abradable labyrinth tooth seal
US7708520B2 (en) * 2006-11-29 2010-05-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine with concave pocket with knife edge seal
US20090110548A1 (en) * 2007-10-30 2009-04-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Abradable rim seal for low pressure turbine stage
US20090238683A1 (en) * 2008-03-24 2009-09-24 United Technologies Corporation Vane with integral inner air seal
US8419356B2 (en) * 2008-09-25 2013-04-16 Siemens Energy, Inc. Turbine seal assembly
US8282346B2 (en) * 2009-04-06 2012-10-09 General Electric Company Methods, systems and/or apparatus relating to seals for turbine engines

Also Published As

Publication number Publication date
FR2977275A1 (en) 2013-01-04
DE102012105504A1 (en) 2013-01-03
US20130004290A1 (en) 2013-01-03

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012126863A (en) TURBO INSTALLATION, METHOD FOR RESTRICTING LOSSES DUE TO LEAK FLOW IN TURBINE AND FLOW DECLINK DEVICE
EA201391357A1 (en) WAYS TO CHANGE THE CONCENTS OF RECYCLING GAS TURBINE WITH LOW EMISSIONS, SYSTEMS AND DEVICES ASSOCIATED WITH THEM
RU2011142880A (en) SEALING DEVICE FOR TURBO INSTALLATION AND TURBO INSTALLATION
RU2013152735A (en) CASE COOLING CHANNEL
SA515360767B1 (en) Seal assembly including grooves in a radially outwardly facing side of a platform in a gas turbine engine
GB201212384D0 (en) A gas turbine engine
RU2012119216A (en) CENTRIFUGAL NOZZLE WITH SPEED PARTS
IN2014DN05853A (en)
RU2013102074A (en) PLATFORM SEGMENT INTENDED TO PROVIDE THE SUPPORT FOR THE GUIDING BLADES OF THE NOZZLE GUIDING DEVICE AND THE METHOD OF COOLING THIS SEGMENT
MX341606B (en) Method for profiling a replacement blade as a replacement part for an old blade for an axial turbomachine.
RU2012158322A (en) TURBINE NOZZLE SHOVEL, TURBINE AND AERODYNAMIC PART OF A TURBINE NOZZLE SHOVEL
RU2013154766A (en) GAS-TURBINE ENGINE CONTAINING THREE ROTATING CASCADE
RU2013102138A (en) DEVICE CONTAINING TURBO MACHINE SHOVEL, DEVICE CONTAINING TURBO MACHINE SHOULDER BANDAGE AND TURBINE SHOVEL CONTAINER
RU2012111248A (en) BURNER, IN PARTICULAR, FOR GAS TURBINES
WO2008084563A1 (en) Blade structure for gas turbine
WO2013126126A3 (en) Axial flow compressor tip clearance control by axial shift of rotor
ATE447662T1 (en) GUIDE VANE FOR A GAS TURBINE
RU2011127395A (en) RING DIFFUSER FOR AXIAL TURBINE MACHINE, SYSTEM FOR AXIAL TURBINE MACHINE, AND ALSO AXIAL TURBINE MACHINE
WO2009143820A3 (en) Housing for a compressor of a gas turbine, compressor, and method for producing a housing segment of a compressor housing
WO2013156725A3 (en) Compressor casing comprising cavities with optimised setting
IN2014DN07825A (en)
US20110085893A1 (en) Countoured honeycomb seal for a turbomachine
JP2013164065A (en) Turbomachine flow improvement system
BR112015022299A2 (en) hot jet alignment method, turbine engine and method for optimizing blade durability in a gas engine turbine
IN2014DN07604A (en)

Legal Events

Date Code Title Description
FA93 Acknowledgement of application withdrawn (no request for examination)

Effective date: 20150629