RU2012158290A - Ступень газотурбинного двигателя (варианты) и способ модификации турбинной ступени - Google Patents

Ступень газотурбинного двигателя (варианты) и способ модификации турбинной ступени Download PDF

Info

Publication number
RU2012158290A
RU2012158290A RU2012158290/06A RU2012158290A RU2012158290A RU 2012158290 A RU2012158290 A RU 2012158290A RU 2012158290/06 A RU2012158290/06 A RU 2012158290/06A RU 2012158290 A RU2012158290 A RU 2012158290A RU 2012158290 A RU2012158290 A RU 2012158290A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
linear
stage
blade
front step
protrusions
Prior art date
Application number
RU2012158290/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Рохит ЧОУХАН
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 RU2012158290A publication Critical patent/RU2012158290A/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
    • 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
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/28—Three-dimensional patterned
    • F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
    • 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
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49236—Fluid pump or compressor making
    • Y10T29/49238—Repairing, converting, servicing or salvaging

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

1. Ступень газотурбинного двигателя, содержащая:лопатку,корпусную часть, обращенную к лопатке, ипереднее ступенчатое сотовое уплотнение, расположенное на корпусной части,причем переднее ступенчатое сотовое уплотнение содержит переднюю ступенчатую часть и одну или более линейных частей.2. Ступень по п.1, которая представляет собой вторую ступень турбины.3. Ступень по п.1, в которой лопатка содержит аэродинамическую часть, концевую часть и один или более выступов, проходящих к корпусной части.4. Ступень по п.3, в которой передняя ступенчатая часть расположена между парой указанных выступов.5. Ступень по п.4, в которой передняя ступенчатая часть расположена ближе к расположенному выше по потоку выступу из указанной пары выступов, чем к выступу, расположенному ниже по потоку.6. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть расположена с отступом.7. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть выполнена удлиненной.8. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть имеет одну или более скошенных сторон.9. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть проходит в воздушный зазор между лопаткой и корпусной частью.10. Ступень по п.1, в которой указанная одна или более линейных частей содержит первую линейную часть, расположенную выше по потоку перед передней ступенчатой частью, и вторую линейную часть, расположенную ниже по потоку за передней ступенчатой частью.11. Ступень по п.10, в которой первая линейная часть имеет первую длину, а вторая линейная часть имеет вторую длину, причем первая длина меньше, чем вторая длина.12. Ступень по п.10, в которой первая линейная часть и вторая линейная часть имеют углубление в

Claims (20)

1. Ступень газотурбинного двигателя, содержащая:
лопатку,
корпусную часть, обращенную к лопатке, и
переднее ступенчатое сотовое уплотнение, расположенное на корпусной части,
причем переднее ступенчатое сотовое уплотнение содержит переднюю ступенчатую часть и одну или более линейных частей.
2. Ступень по п.1, которая представляет собой вторую ступень турбины.
3. Ступень по п.1, в которой лопатка содержит аэродинамическую часть, концевую часть и один или более выступов, проходящих к корпусной части.
4. Ступень по п.3, в которой передняя ступенчатая часть расположена между парой указанных выступов.
5. Ступень по п.4, в которой передняя ступенчатая часть расположена ближе к расположенному выше по потоку выступу из указанной пары выступов, чем к выступу, расположенному ниже по потоку.
6. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть расположена с отступом.
7. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть выполнена удлиненной.
8. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть имеет одну или более скошенных сторон.
9. Ступень по п.1, в которой передняя ступенчатая часть проходит в воздушный зазор между лопаткой и корпусной частью.
10. Ступень по п.1, в которой указанная одна или более линейных частей содержит первую линейную часть, расположенную выше по потоку перед передней ступенчатой частью, и вторую линейную часть, расположенную ниже по потоку за передней ступенчатой частью.
11. Ступень по п.10, в которой первая линейная часть имеет первую длину, а вторая линейная часть имеет вторую длину, причем первая длина меньше, чем вторая длина.
12. Ступень по п.10, в которой первая линейная часть и вторая линейная часть имеют углубление вокруг передней ступенчатой части.
13. Ступень по п.10, в которой вторая линейная часть представляет собой усеченную вторую линейную часть.
14. Ступень по п.1, в которой указанные одна или более линейных частей и передняя ступенчатая часть образуют цельную деталь.
15. Способ модификации турбинной ступени, включающий:
удаление корпусной части с расположенными на ней выступами из турбинной ступени,
расположение переднего ступенчатого сотового уплотнения на заменяющей корпусной части,
расположение заменяющей корпусной части в турбинной ступени и
блокирование воздушного зазора между корпусной частью и лопаткой с помощью переднего ступенчатого сотового уплотнения.
16. Ступень газотурбинного двигателя, содержащая:
лопатку,
корпусную часть, обращенную к лопатке, и
переднее ступенчатое сотовое уплотнение, расположенное на корпусной части,
причем переднее ступенчатое сотовое уплотнение содержит переднюю ступенчатую часть, первую линейную часть и вторую линейную часть, при этом передняя ступенчатая часть расположена с отступом.
17. Ступень по п.16, которая представляет собой вторую ступень турбины.
18. Ступень по п.16, в которой лопатка содержит аэродинамическую часть, концевую часть и один или более выступов, проходящих к корпусной части.
19. Ступень по п.18, в которой передняя ступенчатая часть расположена между парой указанных выступов.
20. Ступень по п.16, в которой переднее ступенчатое сотовое уплотнение содержит деформируемый материал.
RU2012158290/06A 2012-01-03 2012-12-27 Ступень газотурбинного двигателя (варианты) и способ модификации турбинной ступени RU2012158290A (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/342,278 US9080459B2 (en) 2012-01-03 2012-01-03 Forward step honeycomb seal for turbine shroud
US13/342,278 2012-01-03

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2012158290A true RU2012158290A (ru) 2014-07-10

Family

ID=47603015

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012158290/06A RU2012158290A (ru) 2012-01-03 2012-12-27 Ступень газотурбинного двигателя (варианты) и способ модификации турбинной ступени

Country Status (5)

Country Link
US (2) US9080459B2 (ru)
EP (1) EP2613014A3 (ru)
JP (1) JP2013139770A (ru)
CN (1) CN103184900B (ru)
RU (1) RU2012158290A (ru)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8936431B2 (en) * 2012-06-08 2015-01-20 General Electric Company Shroud for a rotary machine and methods of assembling same
US10612407B2 (en) 2013-02-28 2020-04-07 United Technologies Corporation Contoured blade outer air seal for a gas turbine engine
KR101695125B1 (ko) * 2016-01-11 2017-01-10 두산중공업 주식회사 터빈의 다단 실링 구조
EP3228827B1 (de) * 2016-04-05 2021-03-03 MTU Aero Engines GmbH Dichtungsträger für eine turbomaschine, zugehörige gasturbine und herstellungsverfahren
FR3058755B1 (fr) * 2016-11-15 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Turbine pour turbomachine
FR3065483B1 (fr) * 2017-04-24 2020-08-07 Safran Aircraft Engines Dispositif d'etancheite entre rotor et stator de turbomachine
FR3068070B1 (fr) * 2017-06-26 2019-07-19 Safran Aircraft Engines Turbine pour turbomachine
KR101974736B1 (ko) * 2017-09-27 2019-05-02 두산중공업 주식회사 블레이드의 실링구조와 이를 포함하는 로터 및 가스터빈
US11149354B2 (en) 2019-02-20 2021-10-19 General Electric Company Dense abradable coating with brittle and abradable components
FR3095833B1 (fr) * 2019-05-07 2021-05-28 Safran Helicopter Engines Anneau d’etancheite pour une turbomachine d’aeronef
RU194723U1 (ru) * 2019-07-15 2019-12-19 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Узел турбины заднего хода

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB804922A (en) * 1956-01-13 1958-11-26 Rolls Royce Improvements in or relating to axial-flow fluid machines for example compressors andturbines
GB1423833A (en) * 1972-04-20 1976-02-04 Rolls Royce Rotor blades for fluid flow machines
US3867060A (en) * 1973-09-27 1975-02-18 Gen Electric Shroud assembly
JPS57103306U (ru) * 1980-12-17 1982-06-25
FR2635562B1 (fr) * 1988-08-18 1993-12-24 Snecma Anneau de stator de turbine associe a un support de liaison au carter de turbine
GB2236147B (en) * 1989-08-24 1993-05-12 Rolls Royce Plc Gas turbine engine with turbine tip clearance control device and method of operation
GB2249356B (en) * 1990-11-01 1995-01-18 Rolls Royce Plc Shroud liners
DE59201833D1 (de) * 1991-10-08 1995-05-11 Asea Brown Boveri Deckband für axialdurchströmte Turbine.
US5201846A (en) * 1991-11-29 1993-04-13 General Electric Company Low-pressure turbine heat shield
US6341938B1 (en) * 2000-03-10 2002-01-29 General Electric Company Methods and apparatus for minimizing thermal gradients within turbine shrouds
DE10140742B4 (de) * 2000-12-16 2015-02-12 Alstom Technology Ltd. Vorrichtung zur Dichtspaltreduzierung zwischen einer rotierenden und einer stationären Komponente innerhalb einer axial durchströmten Strömungsmaschine
FR2830873B1 (fr) * 2001-10-16 2004-01-16 Snecma Moteurs Procede de protection par aluminisation de pieces metalliques constituees au moins en partie par une structure en nid d'abeilles
JP4200846B2 (ja) * 2003-07-04 2008-12-24 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント
JP4285134B2 (ja) * 2003-07-04 2009-06-24 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
US6926495B2 (en) * 2003-09-12 2005-08-09 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade tip clearance control device
WO2005061854A1 (en) * 2003-12-17 2005-07-07 Watson Cogeneration Company Gas turbine tip shroud rails
US7287956B2 (en) * 2004-12-22 2007-10-30 General Electric Company Removable abradable seal carriers for sealing between rotary and stationary turbine components
US8011883B2 (en) * 2004-12-29 2011-09-06 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade tip clearance apparatus and method
FR2899275A1 (fr) * 2006-03-30 2007-10-05 Snecma Sa Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine
US8100640B2 (en) * 2007-10-25 2012-01-24 United Technologies Corporation Blade outer air seal with improved thermomechanical fatigue life
US8608424B2 (en) 2009-10-09 2013-12-17 General Electric Company Contoured honeycomb seal for a turbomachine
US8936247B2 (en) * 2010-05-18 2015-01-20 General Electric Company Seal assembly including plateau and concave portion in mating surface for seal tooth in turbine

Also Published As

Publication number Publication date
US20150292347A1 (en) 2015-10-15
US9476317B2 (en) 2016-10-25
US9080459B2 (en) 2015-07-14
CN103184900B (zh) 2017-10-24
US20130170962A1 (en) 2013-07-04
CN103184900A (zh) 2013-07-03
EP2613014A2 (en) 2013-07-10
JP2013139770A (ja) 2013-07-18
EP2613014A3 (en) 2016-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2012158290A (ru) Ступень газотурбинного двигателя (варианты) и способ модификации турбинной ступени
EA201391357A1 (ru) Способы изменения контуров рециклирования газовой турбины с низкими выбросами, системы и устройства, связанные с ними
MX2015010536A (es) Sistema de ventilacion con flujo de paso para un conjunto de turbinas de generacion de energia.
GB2523961A (en) Compressor blade for gas turbine engine
EP2112330A3 (en) Fan blade
DK201170616A (en) Rotor blade assembly having an auxiliary blade
RU2014111052A (ru) Лопаточный аппарат
PL415184A1 (pl) Dysza wylotowa dla silnika z turbiną gazową
EP2511482A3 (en) Turbine shroud segment cooling system and method
WO2014189589A3 (en) Gas turbine engine with soft mounted pre-swirl nozzle
JP2013139770A5 (ru)
SA515360327B1 (ar) توربين غازي يتضمن جهاز مقاوم للدوران به وسيلة مانعة للتسرب رباطية مجوفة
AR109035A1 (es) Ala para aeronave y aeronave
MX336351B (es) Turbomaquina axial con reducidas perdidas intersticiales.
BR112012028640A2 (pt) geradores de vórtice para geração de vórtices a montante de uma cascata de lâminas de compressor
MX2013011418A (es) Corte de plataforma de paleta de turbina.
WO2015105547A3 (en) Fan blade with segmented fan blade cover
WO2014186000A3 (en) Twisted gas turbine engine airfoil having a twisted rib
RU2012158333A (ru) Ступень (варианты) и турбина газотурбинного двигателя
MX341606B (es) Metodo para perfilar un alabe de recambio como pieza de recambio para un alabe antiguo para una turbomaquina de flujo axial.
FR2927949B1 (fr) Diffuseur de turbomachine comportant des voiles annulaires echancres
MX359150B (es) Un componente de turbomáquina con una cavidad de alivio de tensión.
BR112016006801A2 (pt) câmara de combustão de turbomáquina provida de meios de deflexão de ar para reduzir o sulco criado por uma vela de ignição
EP4306788A3 (en) High turning fan exit stator
WO2015069334A3 (en) Variable area turbine arrangement for a gas turbine engine

Legal Events

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

Effective date: 20180301