RU2012158321A - Газотурбинный статор - Google Patents
Газотурбинный статор Download PDFInfo
- Publication number
- RU2012158321A RU2012158321A RU2012158321/06A RU2012158321A RU2012158321A RU 2012158321 A RU2012158321 A RU 2012158321A RU 2012158321/06 A RU2012158321/06 A RU 2012158321/06A RU 2012158321 A RU2012158321 A RU 2012158321A RU 2012158321 A RU2012158321 A RU 2012158321A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- groove
- component
- grooves
- cross
- hot side
- Prior art date
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
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/55—Seals
- F05D2240/57—Leaf seals
-
- 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
- F05D2240/81—Cooled platforms
-
- 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
- F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
- F05D2250/294—Three-dimensional machined; miscellaneous grooved
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
1. Узел турбины, содержащий:первый компонент,второй компонент, расположенный в окружном направлении смежно с первым компонентом, при этом каждый компонент, первый и второй, имеет поверхность, расположенную смежно с трактом для горячего газа, причем первая боковая поверхность первого компонента расположена встык со второй боковой поверхностью второго компонента,первый паз, выполненный в продольном направлении в первом компоненте и проходящий от своей внутренней стенки до указанной первой боковой поверхности,второй паз, выполненный в продольном направлении во втором компоненте и проходящий от своей внутренней стенки до указанной второй боковой поверхности, при этом первый и второй пазы выполнены с возможностью вмещения уплотняющего элемента, ипервую канавку, которая выполнена на поверхности горячей стороны первого паза и поперечное сечение которой имеет сужающуюся геометрию.2. Узел по п.1, содержащий вторую канавку, выполненную на поверхности горячей стороны второго паза и проходящую до указанной второй боковой поверхности, при этом поперечное сечение второй канавки имеет сужающуюся геометрию.3. Узел по п.1, содержащий несколько первых канавок, выполненных на поверхности горячей стороны первого паза и проходящих вблизи внутренней стенки первого паза до указанной первой боковой поверхности, при этом поперечное сечение каждой из указанных первых канавок имеет сужающуюся геометрию.4. Узел по п.1, в котором первая канавка расположена под углом меньше 90° относительно указанной первой боковой поверхности.5. Узел по п.1, в котором указанная сужающаяся геометрия поперечного сечения содержит узкий проход на пов�
Claims (20)
1. Узел турбины, содержащий:
первый компонент,
второй компонент, расположенный в окружном направлении смежно с первым компонентом, при этом каждый компонент, первый и второй, имеет поверхность, расположенную смежно с трактом для горячего газа, причем первая боковая поверхность первого компонента расположена встык со второй боковой поверхностью второго компонента,
первый паз, выполненный в продольном направлении в первом компоненте и проходящий от своей внутренней стенки до указанной первой боковой поверхности,
второй паз, выполненный в продольном направлении во втором компоненте и проходящий от своей внутренней стенки до указанной второй боковой поверхности, при этом первый и второй пазы выполнены с возможностью вмещения уплотняющего элемента, и
первую канавку, которая выполнена на поверхности горячей стороны первого паза и поперечное сечение которой имеет сужающуюся геометрию.
2. Узел по п.1, содержащий вторую канавку, выполненную на поверхности горячей стороны второго паза и проходящую до указанной второй боковой поверхности, при этом поперечное сечение второй канавки имеет сужающуюся геометрию.
3. Узел по п.1, содержащий несколько первых канавок, выполненных на поверхности горячей стороны первого паза и проходящих вблизи внутренней стенки первого паза до указанной первой боковой поверхности, при этом поперечное сечение каждой из указанных первых канавок имеет сужающуюся геометрию.
4. Узел по п.1, в котором первая канавка расположена под углом меньше 90° относительно указанной первой боковой поверхности.
5. Узел по п.1, в котором указанная сужающаяся геометрия поперечного сечения содержит узкий проход на поверхности горячей стороны, ведущий в широкую полость, расположенную радиально внутри от узкого прохода.
6. Узел по п.1, в котором указанная сужающаяся геометрия поперечного сечения содержит проход с первым осевым размером на поверхности горячей стороны и полость со вторым осевым размером, расположенную радиально внутри от прохода, при этом отношение второго осевого размера к первому осевому размеру больше 1 с обеспечением увеличенной площади поверхности теплообмена в первой канавке.
7. Узел по п.1, в котором первая канавка проходит до указанной первой боковой поверхности.
8. Узел турбины по п.1, содержащий:
несколько первых канавок, выполненных на поверхности горячей стороны первого паза и проходящих вблизи внутренней стенки первого паза до указанной первой боковой поверхности, при этом поперечное сечение каждой из указанных первых канавок имеет сужающуюся геометрию, и
несколько вторых канавок, выполненных на поверхности горячей стороны второго паза и проходящих вблизи внутренней стенки второго паза до указанной второй боковой поверхности, при этом поперечное сечение каждой из указанных вторых канавок имеет сужающуюся геометрию.
9. Статорный узел газовой турбины, содержащий первый компонент, расположенный встык со вторым компонентом, смежным с ним в окружном направлении, при этом каждый компонент, первый и второй, имеет радиально внутреннюю поверхность, проточно сообщающуюся с трактом для горячего газа, и радиально внешнюю поверхность, проточно сообщающуюся с охлаждающей текучей средой, при этом первый компонент имеет:
первую боковую поверхность для соединения со второй боковой поверхностью второго компонента,
первый паз, проходящий от передней кромки до задней кромки первого компонента, причем первый паз проходит от своей внутренней стенки до указанной первой боковой поверхности и выполнен с возможностью вмещения части уплотняющего элемента, и
первую канавку, выполненную на поверхности горячей стороны первого паза, причем первая канавка выполнена с возможностью вмещения охлаждающей текучей среды и ее направления по поверхности горячей стороны уплотняющего элемента к указанной первой боковой поверхности, при этом поперечное сечение первой канавки имеет сужающуюся геометрию.
10. Статорный узел по п.9, в котором первая канавка проходит в поперечном направлении вблизи внутренней стенки первого паза до указанной первой боковой поверхности.
11. Статорный узел по п.9, содержащий несколько первых канавок, выполненных на поверхности горячей стороны первого паза, при этом указанные первые канавки выполнены с возможностью вмещения охлаждающей текучей среды и ее направления по поверхности горячей стороны уплотняющего элемента к указанной первой боковой поверхности, при этом поперечное сечение каждой из первых канавок имеет сужающуюся геометрию.
12. Статорный узел по п.9, содержащий второй паз, выполненный во втором компоненте с возможностью, по существу, расположения на одной линии с первым пазом для вмещения части уплотняющего элемента.
13. Статорный узел по п.12, содержащий вторую канавку, выполненную на поверхности горячей стороны второго паза, при этом вторая канавка выполнена с возможностью вмещения охлаждающей текучей среды и ее направления по поверхности горячей стороны уплотняющего элемента к указанной второй боковой поверхности, при этом поперечное сечение первой канавки имеет сужающуюся геометрию.
14. Статорный узел по п.9, в котором первая канавка расположена под углом менее 90° относительно указанной первой боковой поверхности.
15. Статорный узел по п.9, в котором сужающаяся геометрия поперечного сечения имеет узкий проход на поверхности горячей стороны, ведущий в большую полость, расположенную радиально внутрь от узкого прохода.
16. Статорный узел по п.9, в котором сужающаяся геометрия поперечного сечения имеет проход с первым осевым размером на поверхности горячей стороны и полость со вторым осевым размером, расположенную радиально внутри прохода, при этом отношение второго осевого размера к первому осевому размеру больше 1 с обеспечением увеличенной площади поверхности теплообмена в первой канавке.
17. Узел турбины, содержащий:
первый компонент,
второй компонент, расположенный в окружном направлении смежно с первым компонентом, при этом каждый компонент, первый и второй, имеет поверхность, находящуюся вблизи тракта для горячего газа, причем первая боковая поверхность первого компонента соединена со второй боковой поверхностью второго компонента,
первый паз, выполненный в продольном направлении в первом компоненте и проходящий от своей внутренней стенки до указанной первой боковой поверхности,
второй паз, выполненный в продольном направлении во втором компоненте и проходящий от своей внутренней стенки до указанной второй боковой поверхности, при этом первый и второй пазы выполнены с возможностью вмещения уплотняющего элемента, и
несколько первых канавок, выполненных на поверхности горячей стороны первого паза и проходящих вблизи внутренней стенки первого паза до указанной первой боковой поверхности, причем каждая канавка из указанных первых канавок имеет узкий проход на поверхности горячей стороны первого паза, ведущий в большую полость, расположенную радиально внутри от узкого прохода.
18. Узел по п.17, в котором каждая канавка из указанных первых канавок расположена под углом менее 90° относительно первой боковой поверхности.
19. Узел по п.17, в котором узкий проход имеет первый осевой размер, а широкая полость имеет второй осевой размер, при этом отношение второго осевого размера к первому осевому размеру больше 1 с обеспечением увеличенной площади поверхности теплообмена в первых канавках.
20. Узел по п.17, содержащий несколько вторых канавок, выполненных на поверхности горячей стороны второго паза и проходящих вблизи внутренней стенки второго паза до указанной второй боковой поверхности, причем каждая канавка из указанных вторых канавок содержит узкий проход на поверхности горячей стороны второго паза, ведущий в большую полость, расположенную радиально внутри от узкого прохода.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/347,269 | 2012-01-10 | ||
US13/347,269 US8845285B2 (en) | 2012-01-10 | 2012-01-10 | Gas turbine stator assembly |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012158321A true RU2012158321A (ru) | 2014-07-10 |
Family
ID=47631257
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012158321/06A RU2012158321A (ru) | 2012-01-10 | 2012-12-27 | Газотурбинный статор |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8845285B2 (ru) |
EP (1) | EP2615254B1 (ru) |
JP (1) | JP6063250B2 (ru) |
CN (1) | CN103195494B (ru) |
RU (1) | RU2012158321A (ru) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2536443C2 (ru) * | 2011-07-01 | 2014-12-27 | Альстом Текнолоджи Лтд | Направляющая лопатка турбины |
US9828872B2 (en) * | 2013-02-07 | 2017-11-28 | General Electric Company | Cooling structure for turbomachine |
WO2014186001A2 (en) * | 2013-04-12 | 2014-11-20 | United Technologies Corporation | Flexible feather seal for blade outer air seal gas turbine engine rapid response clearance control system |
US9416675B2 (en) * | 2014-01-27 | 2016-08-16 | General Electric Company | Sealing device for providing a seal in a turbomachine |
EP2907977A1 (de) * | 2014-02-14 | 2015-08-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Heißgasbeaufschlagbares Bauteil für eine Gasturbine sowie Dichtungsanordnung mit einem derartigen Bauteil |
US20160281521A1 (en) * | 2015-03-23 | 2016-09-29 | United Technologies Corporation | Flowing mateface seal |
US10458264B2 (en) * | 2015-05-05 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Seal arrangement for turbine engine component |
US10697315B2 (en) * | 2018-03-27 | 2020-06-30 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Full hoop blade track with keystoning segments |
US10927692B2 (en) | 2018-08-06 | 2021-02-23 | General Electric Company | Turbomachinery sealing apparatus and method |
GB201907545D0 (en) * | 2019-05-29 | 2019-07-10 | Siemens Ag | Heatshield for a gas turbine engine |
Family Cites Families (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4650394A (en) | 1984-11-13 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Coolable seal assembly for a gas turbine engine |
GB2195403A (en) * | 1986-09-17 | 1988-04-07 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to sealing and cooling means |
US4902198A (en) | 1988-08-31 | 1990-02-20 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus for film cooling of turbine van shrouds |
JPH03213602A (ja) | 1990-01-08 | 1991-09-19 | General Electric Co <Ge> | ガスタービンエンジンの当接セグメントを連結する自己冷却式ジョイント連結構造 |
US5088888A (en) * | 1990-12-03 | 1992-02-18 | General Electric Company | Shroud seal |
US5531437A (en) | 1994-11-07 | 1996-07-02 | Gradco (Japan) Ltd. | Telescoping registration member for sheet receivers |
US5531457A (en) | 1994-12-07 | 1996-07-02 | Pratt & Whitney Canada, Inc. | Gas turbine engine feather seal arrangement |
US5823741A (en) * | 1996-09-25 | 1998-10-20 | General Electric Co. | Cooling joint connection for abutting segments in a gas turbine engine |
US6193240B1 (en) * | 1999-01-11 | 2001-02-27 | General Electric Company | Seal assembly |
JP3999395B2 (ja) | 1999-03-03 | 2007-10-31 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン分割環 |
US6419445B1 (en) * | 2000-04-11 | 2002-07-16 | General Electric Company | Apparatus for impingement cooling a side wall adjacent an undercut region of a turbine nozzle segment |
US6340285B1 (en) | 2000-06-08 | 2002-01-22 | General Electric Company | End rail cooling for combined high and low pressure turbine shroud |
EP1286021B1 (de) * | 2001-08-21 | 2010-10-27 | Alstom Technology Ltd | Verfahren zur Herstellung einer nutförmigen Ausnehmung sowie eine diesbezügliche nutförmigen Ausnehmung |
US20030039542A1 (en) * | 2001-08-21 | 2003-02-27 | Cromer Robert Harold | Transition piece side sealing element and turbine assembly containing such seal |
JP2003129803A (ja) * | 2001-10-24 | 2003-05-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン |
US20040017050A1 (en) * | 2002-07-29 | 2004-01-29 | Burdgick Steven Sebastian | Endface gap sealing for steam turbine diaphragm interstage packing seals and methods of retrofitting |
US6814538B2 (en) | 2003-01-22 | 2004-11-09 | General Electric Company | Turbine stage one shroud configuration and method for service enhancement |
JP2005016324A (ja) * | 2003-06-23 | 2005-01-20 | Hitachi Ltd | シール装置及びガスタービン |
GB0328952D0 (en) * | 2003-12-12 | 2004-01-14 | Rolls Royce Plc | Nozzle guide vanes |
US7524163B2 (en) * | 2003-12-12 | 2009-04-28 | Rolls-Royce Plc | Nozzle guide vanes |
DE102004037356B4 (de) * | 2004-07-30 | 2017-11-23 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Wandstruktur zur Begrenzung eines Heißgaspfads |
US7217081B2 (en) | 2004-10-15 | 2007-05-15 | Siemens Power Generation, Inc. | Cooling system for a seal for turbine vane shrouds |
US8182208B2 (en) | 2007-07-10 | 2012-05-22 | United Technologies Corp. | Gas turbine systems involving feather seals |
US8371800B2 (en) | 2010-03-03 | 2013-02-12 | General Electric Company | Cooling gas turbine components with seal slot channels |
US8231128B2 (en) * | 2010-04-01 | 2012-07-31 | General Electric Company | Integral seal and sealant packaging |
-
2012
- 2012-01-10 US US13/347,269 patent/US8845285B2/en active Active
- 2012-12-27 JP JP2012283885A patent/JP6063250B2/ja active Active
- 2012-12-27 RU RU2012158321/06A patent/RU2012158321A/ru not_active Application Discontinuation
-
2013
- 2013-01-04 EP EP13150244.5A patent/EP2615254B1/en active Active
- 2013-01-10 CN CN201310009882.3A patent/CN103195494B/zh active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP6063250B2 (ja) | 2017-01-18 |
US8845285B2 (en) | 2014-09-30 |
JP2013142394A (ja) | 2013-07-22 |
EP2615254A2 (en) | 2013-07-17 |
EP2615254B1 (en) | 2020-11-04 |
CN103195494A (zh) | 2013-07-10 |
CN103195494B (zh) | 2016-02-17 |
EP2615254A3 (en) | 2017-08-02 |
US20130177412A1 (en) | 2013-07-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2012158321A (ru) | Газотурбинный статор | |
RU2013102457A (ru) | Турбинный узел, статорный узел газовой турбины и способ регулирования температуры узла | |
JP2013142399A5 (ru) | ||
WO2014178731A3 (en) | A rotor assembly for an open cycle engine, and an open cycle engine | |
RU2013123452A (ru) | Рабочая лопатка турбины | |
JP2013245673A5 (ru) | ||
EP3589827A4 (en) | GENERATIVELY MANUFACTURED HEAT EXCHANGER WITH FLOW CHANNELS THAT DEFINE INTERNAL LIQUID PASSAGES | |
RU2013123448A (ru) | Рабочая лопатка турбины | |
NZ738320A (en) | Heat exchanger | |
BR112016010173A2 (pt) | aerofólios e método de refrigeração | |
JP2014040999A5 (ru) | ||
JP2014055588A5 (ru) | ||
JP2013245678A5 (ru) | ||
RU2013100413A (ru) | Аэродинамический профиль (варианты ) | |
RU2015142995A (ru) | Крепление и уплотнение отражательных элементов кольца | |
JP2011220335A5 (ru) | ||
RU2013105728A (ru) | Уплотнительный узел переходного патрубка (варианты ) и турбомашина | |
RU2013129581A (ru) | Переходный патрубок (варианты) | |
JP2015127631A5 (ru) | ||
EP3026384A3 (en) | Heat exchanger | |
RU2016101147A (ru) | Гнездо для инструмента | |
WO2013011126A3 (en) | Heat shield element for a gas turbine | |
MX2017011221A (es) | Cabezal para un intercambiador de calor y metodo para hacer el mismo. | |
EA201290154A1 (ru) | Термически управляемая система и электрическое устройство | |
BR112015022043A2 (pt) | conjunto de vedação de extremidade de tubo |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20170901 |