RU2012131396A - METHOD FOR COOLING TURBINE STATORS, COOLING SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION - Google Patents

METHOD FOR COOLING TURBINE STATORS, COOLING SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION Download PDF

Info

Publication number
RU2012131396A
RU2012131396A RU2012131396/06A RU2012131396A RU2012131396A RU 2012131396 A RU2012131396 A RU 2012131396A RU 2012131396/06 A RU2012131396/06 A RU 2012131396/06A RU 2012131396 A RU2012131396 A RU 2012131396A RU 2012131396 A RU2012131396 A RU 2012131396A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
circulation
structural element
structural elements
support
Prior art date
Application number
RU2012131396/06A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2556150C2 (en
Inventor
Дени Люк Ален ШАНТЕЛУ
Манюэль Филипп Жан ПЬЕР
Original Assignee
Турбомека
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 Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2012131396A publication Critical patent/RU2012131396A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2556150C2 publication Critical patent/RU2556150C2/en

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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3215—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the last stage of the turbine
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • 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)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Способ охлаждения конструктивных элементов (7,9 турбины (1) двигателя, содержащего на выпуске конструкцию с положительным Ср для совокупности рабочих режимов, подразумевающих наличие охлаждения, предназначенный, по меньшей мере, для пары конструктивных элементов, содержащих передний статор (7) и примыкающую к статору опору уплотнительного кольца (9) задних регулируемых лопаток (11), и заключающийся в отборе (15, 54) потока окружающего воздуха (Fs, Fs') путем засасывания на уровне, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9), сопровождаемое прохождением, которое приводит к образованию принудительной конвекции (19, 24, 52, 26, 30), связанной с этим конструктивным элементом (7, 9), а затем повторным задним введением (42, 56) воздуха в выпускную трубку тока (13), отличающийся тем, что охлаждение осуществляют: последовательным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока воздуха (Fs) в двух конструктивных элементах (7, 9); параллельным методом посредством автономных циркуляции потоков воздуха (Fs, Fs') в каждом из двух конструктивных элементов (7, 9); или смешанным методом посредством последовательной циркуляции одного и того же потока (Fs) в двух конструктивных элементах и автономной циркуляции второго потока (Fs') во втором конструктивном элементе (9) путем отбора окружающего воздуха на уровне переднего статора (7) для последовательного и смешанного видов охлаждения и каждого конструктивного элемента (7, 9) для параллельного и смешанного видов охлаждения.2. Способ охлаждения по п.1, в котором повторные задние (52, 56) введения в выпускную трубку тока (13) осуществляются путем параллельных истечений.3. Система ох1. A method of cooling structural elements (7, 9 of a turbine (1) of an engine containing at the outlet a structure with a positive Cp for a set of operating modes implying the presence of cooling, intended for at least a pair of structural elements containing a front stator (7) and the support of the sealing ring (9) of the rear adjustable blades (11) adjacent to the stator, and consisting in the selection (15, 54) of the ambient air flow (Fs, Fs') by suction at the level of at least one cooled structural element (7, 9), accompanied by the passage, which leads to the formation of forced convection (19, 24, 52, 26, 30) associated with this structural element (7, 9), and then the repeated posterior introduction (42, 56) of air into the current outlet tube (13), characterized in that the cooling is carried out: by a sequential method by sequential circulation of the same air flow (Fs) in two structural elements (7, 9); a parallel method m by means of autonomous circulation of air flows (Fs, Fs') in each of the two structural elements (7, 9); or by a mixed method by means of sequential circulation of the same flow (Fs) in two structural elements and autonomous circulation of a second flow (Fs') in a second structural element (9) by taking ambient air at the front stator (7) for sequential and mixed views cooling and each structural element (7, 9) for parallel and mixed types of cooling. 2. The cooling method according to claim 1, wherein the repeated posterior (52, 56) introductions into the outlet tube of the current (13) are performed by parallel outflows. System oh

Claims (10)

1. Способ охлаждения конструктивных элементов (7,9 турбины (1) двигателя, содержащего на выпуске конструкцию с положительным Ср для совокупности рабочих режимов, подразумевающих наличие охлаждения, предназначенный, по меньшей мере, для пары конструктивных элементов, содержащих передний статор (7) и примыкающую к статору опору уплотнительного кольца (9) задних регулируемых лопаток (11), и заключающийся в отборе (15, 54) потока окружающего воздуха (Fs, Fs') путем засасывания на уровне, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9), сопровождаемое прохождением, которое приводит к образованию принудительной конвекции (19, 24, 52, 26, 30), связанной с этим конструктивным элементом (7, 9), а затем повторным задним введением (42, 56) воздуха в выпускную трубку тока (13), отличающийся тем, что охлаждение осуществляют: последовательным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока воздуха (Fs) в двух конструктивных элементах (7, 9); параллельным методом посредством автономных циркуляции потоков воздуха (Fs, Fs') в каждом из двух конструктивных элементов (7, 9); или смешанным методом посредством последовательной циркуляции одного и того же потока (Fs) в двух конструктивных элементах и автономной циркуляции второго потока (Fs') во втором конструктивном элементе (9) путем отбора окружающего воздуха на уровне переднего статора (7) для последовательного и смешанного видов охлаждения и каждого конструктивного элемента (7, 9) для параллельного и смешанного видов охлаждения.1. A method of cooling structural elements (7.9 turbines (1) of an engine containing a positive Ср structure at the outlet for a set of operating modes implying the presence of cooling, intended for at least a pair of structural elements containing a front stator (7) and adjacent to the stator support of the sealing ring (9) of the rear adjustable vanes (11), and consisting in the selection (15, 54) of the ambient air flow (Fs, Fs') by suction at least one cooled structural element (7, 9), s falsified by the passage, which leads to the formation of forced convection (19, 24, 52, 26, 30) associated with this structural element (7, 9), and then re-introduction of air (42, 56) into the current outlet pipe (13) characterized in that the cooling is carried out: by a sequential method by sequentially circulating the same air flow (Fs) in two structural elements (7, 9); by a parallel method by autonomous circulation of air flows (Fs, Fs') in each of the two structural elements (7, 9); or by the mixed method by sequential circulation of the same stream (Fs) in two structural elements and autonomous circulation of the second stream (Fs') in the second structural element (9) by taking ambient air at the level of the front stator (7) for sequential and mixed types cooling and each structural element (7, 9) for parallel and mixed types of cooling. 2. Способ охлаждения по п.1, в котором повторные задние (52, 56) введения в выпускную трубку тока (13) осуществляются путем параллельных истечений.2. The cooling method according to claim 1, in which repeated rear (52, 56) introductions of current (13) into the exhaust pipe are carried out by parallel outflows. 3. Система охлаждения турбин турбомашин для осуществления способа по любому из п.п.1 или 2, содержащая, по меньшей мере, пару охлаждаемых конструктивных элементов, которая состоит из переднего статора направляющего соплового аппарата неподвижных лопаток (7) и опоры уплотнительного кольца (9) ротора с задними регулируемыми лопатками (11), которая примыкает к статору (7), картер турбины (3) и выпускную трубку тока (13), по меньшей мере, одно отверстие (15, 54) в картере (3) против, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9), причем принудительная циркуляция воздуха (19, 24, 26) связана с данным конструктивным элементом (7, 9) и, по меньшей мере, с задним выпуском (42, 56) в трубке тока (13), отличающаяся тем, что охлаждение направляющего соплового аппарата (7) и опоры уплотнительного кольца (9) ротора турбины осуществляется последовательно, причем соединительный канал (3l, 1l; 24р) на выходе лопатки направляющего соплового аппарата (7) выходит в полость (26), радиально связанную с внешней стороной (Fe) опоры кольца (9), затем к выпускной трубке тока (13) турбины через, по меньшей мере, одно отверстие (40), выполненное в опоре кольца (9).3. The cooling system of turbines of turbomachines for implementing the method according to any one of claims 1 or 2, containing at least a pair of cooled structural elements, which consists of a front stator of the guide nozzle apparatus of the fixed blades (7) and the support of the sealing ring (9 ) a rotor with rear adjustable vanes (11), which is adjacent to the stator (7), the turbine housing (3) and the current outlet tube (13), at least one hole (15, 54) in the crankcase (3) against at least one cooled structural element (7, 9), and when forced air circulation (19, 24, 26) is associated with this structural element (7, 9) and, at least, with the rear outlet (42, 56) in the current tube (13), characterized in that the cooling guide nozzle apparatus ( 7) and the support of the sealing ring (9) of the turbine rotor is carried out sequentially, and the connecting channel (3l, 1l; 24p) at the outlet of the vanes of the guide nozzle apparatus (7) goes into the cavity (26) radially connected with the outer side (Fe) of the ring support (9), then to the exhaust pipe of the turbine current (13) through at least one hole e (40), made in the support of the ring (9). 4. Система охлаждения по предыдущему пункту, в которой отверстие (15) выполнено в картере (3) против одного входа (17) циркуляции воздуха в каждой лопатке (7) охлаждаемого направляющего соплового аппарата; причем данная циркуляция осуществляется посредством радиального контура, содержащего, по меньшей мере, два канала (19, 24), а также выпуск воздуха (42) в выпускной трубке тока (13) турбины.4. The cooling system according to the preceding paragraph, in which the hole (15) is made in the crankcase (3) against one inlet (17) of air circulation in each blade (7) of the cooled guide nozzle apparatus; moreover, this circulation is carried out by means of a radial circuit containing at least two channels (19, 24), as well as the release of air (42) in the exhaust pipe of the current (13) of the turbine. 5. Система охлаждения по п.4, в которой между двумя каналами (19, 24) предусмотрена осесимметричная полость (25b) для образования однородного давления потока (FS) воздуха и осуществления лучшего охлаждения неподвижных лопаток (7).5. The cooling system according to claim 4, in which between the two channels (19, 24) an axisymmetric cavity (25b) is provided for the formation of a uniform air flow pressure (FS) and better cooling of the stationary blades (7). 6. Система охлаждения по п.5, в которой опора кольца содержит, по меньшей мере, один передний крючок (32), способный зажимать покрытые металлическими полосами фланцы (3b, 7b) картера и лопатки направляющего соплового аппарата для образования соединительного канала.6. The cooling system according to claim 5, in which the support of the ring contains at least one front hook (32), capable of clamping the flanges (3b, 7b) of the crankcase and vanes of the guide nozzle apparatus coated with metal stripes to form a connecting channel. 7. Система охлаждения по п.6, в которой канал циркуляции (19, 24) в каждой лопатке (7) статора содержит насадку (24р), выходящую непосредственно в полость (26) для образования соединительного канала.7. The cooling system according to claim 6, in which the circulation channel (19, 24) in each stator blade (7) contains a nozzle (24p) extending directly into the cavity (26) to form a connecting channel. 8. Система охлаждения по любому из п.п.3-7, в которой в полости (26) контура охлаждения кольца (9) предусмотрен перфорированный металлический лист (30).8. The cooling system according to any one of claims 3 to 7, in which a perforated metal sheet (30) is provided in the cavity (26) of the cooling circuit of the ring (9). 9. Система охлаждения турбин турбомашин для осуществления способа по п.1 или 2, содержащая, по меньшей мере, одну пару охлаждаемых конструктивных элементов, образованную передним статором направляющего соплового аппарата с неподвижными лопатками (7) и опорой уплотнительного кольца (9) ротора с задними регулируемыми лопатками (11), примыкающей к статору (7), картер турбины (3) и выпускную трубку тока (13); причем, по меньшей мере, одно отверстие (15, 54) в картере (3) находится против, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9); причем принудительная циркуляция воздуха (19, 24, 26) связана с этим конструктивным элементом (7, 9) и, по меньшей мере, задним выпуском (42, 56) в трубке тока (13), отличающаяся тем, что охлаждение осуществляется параллельным методом; причем радиальный контур лопатки направляющего соплового аппарата (7) выходит против впускного отверстия (52) канала, выполненного в опоре кольца (9) ротора, для прохождения через нее до выпускной трубки тока (13), а отверстие (54) выполнено в картере (3) против опоры кольца (9) для отбора потока окружающего воздуха (Fs') путем засасывания и образования параллельного контура циркуляции воздуха, проходящего через полость (26) и опору кольца (9) через выпускное отверстие (56).9. The cooling system of turbines of turbomachines for implementing the method according to claim 1 or 2, containing at least one pair of cooled structural elements formed by the front stator of the guide nozzle apparatus with fixed blades (7) and the support of the sealing ring (9) of the rotor with rear adjustable blades (11) adjacent to the stator (7), turbine crankcase (3) and current outlet pipe (13); moreover, at least one hole (15, 54) in the crankcase (3) is against at least one cooled structural element (7, 9); moreover, forced air circulation (19, 24, 26) is associated with this structural element (7, 9) and at least the rear outlet (42, 56) in the current tube (13), characterized in that the cooling is carried out by a parallel method; moreover, the radial contour of the blades of the guide nozzle apparatus (7) goes against the inlet (52) of the channel made in the support of the rotor ring (9) to pass through it to the current exhaust tube (13), and the hole (54) is made in the crankcase (3 ) against the support of the ring (9) for the selection of the ambient air flow (Fs') by suction and the formation of a parallel circuit of air circulation passing through the cavity (26) and the support of the ring (9) through the outlet (56). 10. Система охлаждения турбин турбомашин для осуществления способа по п.1 или 2, содержащая, по меньшей мере, одну пару охлаждаемых конструктивных элементов, образованную передним статором направляющего соплового аппарата с неподвижными лопатками (7) и опорой уплотнительного кольца (9) ротора с задними регулируемыми лопатками (11), примыкающей к статору (7), картер турбины (3) и выпускную трубку тока (13); причем, по меньшей мере, одно отверстие (15, 54) картера (3) находится против, по меньшей мере, одного охлаждаемого конструктивного элемента (7, 9); причем принудительная циркуляция воздуха (19, 24, 26) связана с этим конструктивным элементом (7, 9) и, по меньшей мере, с задним выпуском (42, 56) в трубке тока (13), отличающаяся тем, что охлаждение осуществляется смешанным методом путем последовательной циркуляции одного и того же потока (Fs) в двух конструктивных элементах (7, 9) для охлаждения последовательным методом по любому из п.п.3-8, и путем автономной циркуляции потока (Fs) во втором конструктивном элементе (9) для охлаждения параллельным методом по предшествующему пункту. 10. The cooling system of turbines of turbomachines for implementing the method according to claim 1 or 2, containing at least one pair of cooled structural elements formed by the front stator of the guide nozzle apparatus with fixed blades (7) and the support of the sealing ring (9) of the rotor with rear adjustable blades (11) adjacent to the stator (7), turbine crankcase (3) and current outlet pipe (13); moreover, at least one hole (15, 54) of the crankcase (3) is against at least one cooled structural element (7, 9); moreover, forced air circulation (19, 24, 26) is associated with this structural element (7, 9) and at least with the rear outlet (42, 56) in the current tube (13), characterized in that the cooling is carried out by a mixed method by sequential circulation of the same stream (Fs) in two structural elements (7, 9) for cooling by the sequential method according to any one of items 3-8, and by autonomous circulation of the stream (Fs) in the second structural element (9) for cooling by the parallel method of the preceding paragraph.
RU2012131396/06A 2009-12-23 2010-12-20 Method of cooling of turbine stators, cooling system for its implementation RU2556150C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0959492A FR2954401B1 (en) 2009-12-23 2009-12-23 METHOD FOR COOLING TURBINE STATORS AND COOLING SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION
FR0959492 2009-12-23
PCT/EP2010/070199 WO2011076712A1 (en) 2009-12-23 2010-12-20 Method for cooling turbine stators and cooling system for implementing said method

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012131396A true RU2012131396A (en) 2014-01-27
RU2556150C2 RU2556150C2 (en) 2015-07-10

Family

ID=42641206

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012131396/06A RU2556150C2 (en) 2009-12-23 2010-12-20 Method of cooling of turbine stators, cooling system for its implementation

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20120257954A1 (en)
EP (1) EP2516807A1 (en)
JP (1) JP2013515893A (en)
KR (1) KR20120115973A (en)
CN (1) CN102686832B (en)
CA (1) CA2785202A1 (en)
FR (1) FR2954401B1 (en)
RU (1) RU2556150C2 (en)
WO (1) WO2011076712A1 (en)

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011005858A2 (en) * 2009-07-09 2011-01-13 Frontline Aerospace, Inc. Compressor cooling for turbine engines
RU2547541C2 (en) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Axial gas turbine
RU2547351C2 (en) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Axial gas turbine
ES2731206T3 (en) 2012-03-12 2019-11-14 MTU Aero Engines AG Gas turbine, director blade for the housing of a gas turbine, as well as a procedure for the manufacture of a director blade
US8961108B2 (en) * 2012-04-04 2015-02-24 United Technologies Corporation Cooling system for a turbine vane
RU2499893C1 (en) * 2012-04-16 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Gas turbine engine turbine
RU2498087C1 (en) * 2012-04-16 2013-11-10 Николай Борисович Болотин Gas-turbine engine turbine
US9670785B2 (en) * 2012-04-19 2017-06-06 General Electric Company Cooling assembly for a gas turbine system
US9103225B2 (en) * 2012-06-04 2015-08-11 United Technologies Corporation Blade outer air seal with cored passages
JP5951386B2 (en) * 2012-07-20 2016-07-13 株式会社東芝 Turbine and turbine cooling method
US9316153B2 (en) 2013-01-22 2016-04-19 Siemens Energy, Inc. Purge and cooling air for an exhaust section of a gas turbine assembly
EP2863020A1 (en) * 2013-10-16 2015-04-22 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vane, shroud segment, corresponding turbine vane assembly, stator, rotor, turbine and power plant
US9797259B2 (en) * 2014-03-07 2017-10-24 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with cooling systems using high and low pressure cooling fluids
US10400627B2 (en) * 2015-03-31 2019-09-03 General Electric Company System for cooling a turbine engine
US9988934B2 (en) * 2015-07-23 2018-06-05 United Technologies Corporation Gas turbine engines including channel-cooled hooks for retaining a part relative to an engine casing structure
CN104964594B (en) * 2015-07-27 2017-10-24 武汉大学 A kind of banding plug-in unit coordinates strengthening and heat transferring device with fin
US10550721B2 (en) 2016-03-24 2020-02-04 General Electric Company Apparatus, turbine nozzle and turbine shroud
GB201612646D0 (en) * 2016-07-21 2016-09-07 Rolls Royce Plc An air cooled component for a gas turbine engine
US20180347399A1 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud with integrated heat shield
FR3072711B1 (en) 2017-10-19 2021-07-16 Safran Aircraft Engines COOLING FLUID DISTRIBUTION ELEMENT AND ASSOCIATED TURBINE RING ASSEMBLY
US10619492B2 (en) * 2017-12-11 2020-04-14 United Technologies Corporation Vane air inlet with fillet
US11492914B1 (en) * 2019-11-08 2022-11-08 Raytheon Technologies Corporation Engine with cooling passage circuit for air prior to ceramic component
US11415007B2 (en) 2020-01-24 2022-08-16 Rolls-Royce Plc Turbine engine with reused secondary cooling flow
US11248481B2 (en) 2020-04-16 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Turbine vane having dual source cooling
EP4333263A1 (en) * 2021-04-26 2024-03-06 Amotech Co., Ltd. Stator, and propeller driving apparatus and aircraft using same

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3645096A (en) * 1969-01-23 1972-02-29 Georg S Mittelstaedt Peripheral suction openings in gas turbine engines
GB1484288A (en) * 1975-12-03 1977-09-01 Rolls Royce Gas turbine engines
US4157232A (en) * 1977-10-31 1979-06-05 General Electric Company Turbine shroud support
SU1251621A1 (en) * 1983-06-23 1996-05-10 Производственное Объединение "Турбомоторный Завод" Им.К.Е.Ворошилова Device for discharging and supplying cooling gas to gas turbine rotor
US4820116A (en) * 1987-09-18 1989-04-11 United Technologies Corporation Turbine cooling for gas turbine engine
US5048288A (en) * 1988-12-20 1991-09-17 United Technologies Corporation Combined turbine stator cooling and turbine tip clearance control
US5593277A (en) * 1995-06-06 1997-01-14 General Electric Company Smart turbine shroud
JP3727701B2 (en) * 1995-12-27 2005-12-14 三菱重工業株式会社 Gas turbine blade cooling system
US5993150A (en) * 1998-01-16 1999-11-30 General Electric Company Dual cooled shroud
JP3268261B2 (en) * 1998-03-02 2002-03-25 三菱重工業株式会社 Cooling structure around output shaft of L-shaped vertical gas turbine
US6146091A (en) * 1998-03-03 2000-11-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling structure
US6431820B1 (en) * 2001-02-28 2002-08-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips
GB2378730B (en) * 2001-08-18 2005-03-16 Rolls Royce Plc Cooled segments surrounding turbine blades
US6902371B2 (en) * 2002-07-26 2005-06-07 General Electric Company Internal low pressure turbine case cooling
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
FR2899281B1 (en) * 2006-03-30 2012-08-10 Snecma DEVICE FOR COOLING A TURBINE HOUSING OF A TURBOMACHINE
DE102006043610A1 (en) * 2006-09-16 2008-03-27 Man Diesel Se Exhaust gas turbocharger for internal combustion engine, has shut-off device attached to channel that is opened out into exhaust gas flow channel section and allowing discharge of ambient air of turbine and/or of turbocharger into section
FR2923525B1 (en) * 2007-11-13 2009-12-18 Snecma SEALING A ROTOR RING IN A TURBINE FLOOR
US7946801B2 (en) * 2007-12-27 2011-05-24 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
RU2547541C2 (en) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Axial gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
CN102686832B (en) 2015-07-29
CN102686832A (en) 2012-09-19
CA2785202A1 (en) 2011-06-30
EP2516807A1 (en) 2012-10-31
FR2954401B1 (en) 2012-03-23
JP2013515893A (en) 2013-05-09
FR2954401A1 (en) 2011-06-24
KR20120115973A (en) 2012-10-19
US20120257954A1 (en) 2012-10-11
RU2556150C2 (en) 2015-07-10
WO2011076712A1 (en) 2011-06-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012131396A (en) METHOD FOR COOLING TURBINE STATORS, COOLING SYSTEM FOR ITS IMPLEMENTATION
US10612383B2 (en) Compressor aft rotor rim cooling for high OPR (T3) engine
RU2013152735A (en) CASE COOLING CHANNEL
RU2007107799A (en) STEAM TURBINE AND METHOD FOR OPERATING A STEAM TURBINE
EP2584142A3 (en) Gas turbine engine cooling systems having hub-bleed impellers and methods for the production thereof
RU2012148900A (en) TURBULIZERS AT THE INPUT OF THE COMPRESSOR SHOULDER BLADE
EP1887191A3 (en) Cooling of a shroud hanger assembly of a gas turbine engine
EP1965030A3 (en) Rotor seal segment
JP2013543550A5 (en)
EP2228516A3 (en) A method and apparatus for gas turbine engine temperature management
RU2010153499A (en) OUTLET DEVICE FOR AXIAL STEAM TURBINE
RU2007141688A (en) COMPOUND TURBINE COOLING ENGINE
ATE551497T1 (en) GAS TURBINE
RU2008133241A (en) DIFFUSER TURBO MACHINE
EP2778427A3 (en) Compressor bleed self-recirculating system
RU2013117918A (en) COOLING UNIT FOR A GAS-TURBINE INSTALLATION (OPTIONS) AND A GAS-TURBINE INSTALLATION
RU2010141909A (en) TURBINE ROTOR COOLING
JP2017089650A (en) Rotor blade with tip shroud cooling passages and method of making the same
RU2013118661A (en) SYSTEM (OPTIONS) AND METHOD FOR COOLING A TURBINE
JP2009501860A (en) Impingement cooling of turbine shroud segment in vane outer shroud
EP2458163A3 (en) Gas turbine of the axial flow type
EP2354449A3 (en) Method and apparatus for double flow turbine first stage cooling
RU2459967C1 (en) Double-flow gas turbine engine
EP3208423A1 (en) Gas turbine engine trailing edge ejection holes
RU2019115644A (en) TURBOCHARGER AND DRIVE SYSTEM WITH FUEL CELL AND TURBOCHARGER

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: 20191221