RU2013102782A - Роторная турбомашина, узел газовой турбины и способ уменьшения зазора на поверхности сопряжения между вращающимися и неподвижными компонентами турбины - Google Patents
Роторная турбомашина, узел газовой турбины и способ уменьшения зазора на поверхности сопряжения между вращающимися и неподвижными компонентами турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2013102782A RU2013102782A RU2013102782/06A RU2013102782A RU2013102782A RU 2013102782 A RU2013102782 A RU 2013102782A RU 2013102782/06 A RU2013102782/06 A RU 2013102782/06A RU 2013102782 A RU2013102782 A RU 2013102782A RU 2013102782 A RU2013102782 A RU 2013102782A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- seal
- specified
- abradable
- rotor
- angel wing
- 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
- F01D11/08—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
- F01D11/122—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 erodable or abradable material
-
- 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
- F01D11/122—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 erodable or abradable material
- F01D11/125—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 erodable or abradable material with a reinforcing structure
-
- 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
- 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
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/38—Arrangement of components angled, e.g. sweep angle
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. Роторная турбомашина, содержащая:ротор с установленным по меньшей мере одним диском, который имеет наружную поверхность и по меньшей мере одну рабочую лопатку, проходящую в радиальном направлении от указанной наружной поверхности,неподвижный компонент статора, расположенный смежно с указанным диском,уплотнительную пластину, проходящую от указанного неподвижного компонента статора, уплотнение типа "крыло ангела", проходящее от указанной рабочей лопатки и ограничивающее зазор между ними, а также истираемый уплотнительный элемент, расположенный на указанной уплотнительной пластине,при этом истираемый уплотнительный элемент и уплотнительная пластина наклонены в первом направлении под углом относительно центральной оси ротора, проходя в радиально наружном направлении в направлении к указанному уплотнению типа "крыло ангела".2. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанная уплотнительная пластина содержит ограничительное уплотнение.3. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанная уплотнительная пластина содержит съемную вставку, селективно вставляемую в указанный неподвижный компонент статора.4. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанное уплотнение типа "крыло ангела" содержит по меньшей мере один уплотнительный зубец, проходящий в радиально наружном направлении от поверхности указанного уплотнения типа "крыло ангела".5. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанный истираемый уплотнительный элемент содержит сотовое уплотнение.6. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанный истираемый уплотнительный элемент содержит истираемое покрытие, нанесенное с толщиной приблизительно 0,040-0,050 д
Claims (20)
1. Роторная турбомашина, содержащая:
ротор с установленным по меньшей мере одним диском, который имеет наружную поверхность и по меньшей мере одну рабочую лопатку, проходящую в радиальном направлении от указанной наружной поверхности,
неподвижный компонент статора, расположенный смежно с указанным диском,
уплотнительную пластину, проходящую от указанного неподвижного компонента статора, уплотнение типа "крыло ангела", проходящее от указанной рабочей лопатки и ограничивающее зазор между ними, а также истираемый уплотнительный элемент, расположенный на указанной уплотнительной пластине,
при этом истираемый уплотнительный элемент и уплотнительная пластина наклонены в первом направлении под углом относительно центральной оси ротора, проходя в радиально наружном направлении в направлении к указанному уплотнению типа "крыло ангела".
2. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанная уплотнительная пластина содержит ограничительное уплотнение.
3. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанная уплотнительная пластина содержит съемную вставку, селективно вставляемую в указанный неподвижный компонент статора.
4. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанное уплотнение типа "крыло ангела" содержит по меньшей мере один уплотнительный зубец, проходящий в радиально наружном направлении от поверхности указанного уплотнения типа "крыло ангела".
5. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанный истираемый уплотнительный элемент содержит сотовое уплотнение.
6. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанный истираемый уплотнительный элемент содержит истираемое покрытие, нанесенное с толщиной приблизительно 0,040-0,050 дюйма (1,0-1,3 мм).
7. Роторная турбомашина по п.5, в которой указанное сотовое уплотнение имеет длину приблизительно 0,50-2,00 дюйма (12,7-50,8 мм) и толщину приблизительно 0,150-0,500 дюйма (3,8-12,7 мм).
8. Роторная турбомашина по п.1, в которой указанное уплотнение типа "крыло ангела" наклонено во втором по существу противоположном направлении.
9. Узел газовой турбины, содержащий:
ротор с рабочими лопатками, которые расположены по окружности указанного ротора и каждая из которых имеет крыло и хвостовик, от которого проходит по меньшей мере одно уплотнение типа "крыло ангела",
неподвижный компонент статора, который расположен смежно с указанным ротором и имеет по меньшей мере один выступ, ограничивающий уплотнительный зазор с указанным уплотнением типа "крыло ангела", и
истираемое уплотнение, которое расположено на поверхности указанного по меньшей мере одного выступа, при этом указанный по меньшей мере один выступ и истираемое уплотнение наклонены в радиально наружном направлении под углом 10-50° относительно центральной оси указанного ротора, причем уплотнение типа "крыло ангела" наклонено в радиально наружном направлении во втором по существу противоположном направлении.
10. Узел газовой турбины по п.9, в котором указанный по меньшей мере один выступ содержит ограничительное уплотнение, прикрепленное к указанному неподвижному компоненту статора.
11. Узел газовой турбины по п.10, в котором указанное ограничительное уплотнение содержит съемную вставку, селективно вставляемую в указанный неподвижный компонент статора.
12. Узел газовой турбины по п.9, в котором указанный истираемый уплотнительный элемент содержит сотовое уплотнение.
13. Узел газовой турбины по п.9, в котором указанный истираемый уплотнительный элемент содержит истираемое покрытие, нанесенное на указанную поверхность указанного выступа.
14. Узел газовой турбины по п.12, в котором указанное сотовое уплотнение имеет длину приблизительно 0,50-2,00 дюйма (12,7-50,8 мм) и толщину приблизительно 0,150-0,500 дюйма (3,8-12,7 мм).
15. Способ уменьшения уплотнительного зазора на поверхности сопряжения между вращающимися и неподвижными компонентами турбины, включающий:
использование ротора, поддерживающего диск, имеющий наружную поверхность, по меньшей мере одну рабочую лопатку, проходящую в радиальном направлении от наружной поверхности, по меньшей мере одно уплотнение типа "крыло ангела", проходящее по существу в осевом направлении от указанной по меньшей мере одной рабочей лопатки,
использование неподвижного компонента статора, расположенного смежно с указанной по меньшей мере одной рабочей лопаткой в осевом направлении и имеющего ограничительное уплотнение, снабженное истираемым уплотнением и проходящее к уплотнению типа "крыло ангела" с ограничением радиального зазора между указанным уплотнением типа "крыло ангела" и указанным истираемым уплотнением, и
уменьшение радиального размера указанного зазора при осевом расширении ротора путем размещения указанного ограничительного уплотнения и указанного истираемого уплотнения под острым углом относительно центральной оси указанного ротора.
16. Способ по п.15, в котором указанный острый угол составляет 10-50° относительно указанной центральной оси.
17. Способ по п.15, в котором указанное истираемое уплотнение содержит сотовое уплотнение.
18. Способ по п.15, в котором указанное истираемое уплотнение содержит истираемое покрытие на указанном ограничительном уплотнении.
19. Способ по п.17, в котором указанное сотовое уплотнение имеет длину приблизительно 0,50-2,00 дюйма (12,7-50,8 мм) и толщину приблизительно 0,150-0,500 дюйма (3,8-12,7 мм).
20. Способ по п.18, в котором указанное истираемое покрытие нанесено с толщиной приблизительно 0,04-0,05 дюйма (1,0-1,3 мм).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/356,944 | 2012-01-24 | ||
US13/356,944 US9145788B2 (en) | 2012-01-24 | 2012-01-24 | Retrofittable interstage angled seal |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013102782A true RU2013102782A (ru) | 2014-07-27 |
Family
ID=47631304
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013102782/06A RU2013102782A (ru) | 2012-01-24 | 2013-01-23 | Роторная турбомашина, узел газовой турбины и способ уменьшения зазора на поверхности сопряжения между вращающимися и неподвижными компонентами турбины |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9145788B2 (ru) |
EP (1) | EP2620599A3 (ru) |
JP (1) | JP2013151936A (ru) |
CN (1) | CN103216277B (ru) |
RU (1) | RU2013102782A (ru) |
Families Citing this family (14)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2977274B1 (fr) * | 2011-06-30 | 2013-07-12 | Snecma | Joint d'etancheite a labyrinthe pour turbine d'un moteur a turbine a gaz |
JP6078353B2 (ja) * | 2013-01-23 | 2017-02-08 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービン |
EP2759675A1 (en) * | 2013-01-28 | 2014-07-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal |
EP2759676A1 (en) * | 2013-01-28 | 2014-07-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal |
EP2843196B1 (fr) * | 2013-09-03 | 2020-04-15 | Safran Aero Boosters SA | Compresseur de turbomachine et turboachine associée |
EP2886801B1 (en) * | 2013-12-20 | 2019-04-24 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Seal system for a gas turbine and corresponding gas turbine |
EP2998517B1 (en) * | 2014-09-16 | 2019-03-27 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Sealing arrangement at the interface between a combustor and a turbine of a gas turbine and gas turbine with such a sealing arrangement |
US10619484B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-04-14 | General Electric Company | Turbine bucket cooling |
US10626727B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-04-21 | General Electric Company | Turbine bucket for control of wheelspace purge air |
US10815808B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-10-27 | General Electric Company | Turbine bucket cooling |
JP6490498B2 (ja) | 2015-06-03 | 2019-03-27 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | シール装置および回転機械 |
FR3073890B1 (fr) * | 2017-11-21 | 2021-01-22 | Safran Aircraft Engines | Abradable de joint a labyrinthe, notamment pour turbine d'aeronef |
FR3080646B1 (fr) * | 2018-04-26 | 2020-03-27 | Safran Aircraft Engines | Etancheite entre une roue fixe et une roue mobile d'une turbomachine |
US11719191B2 (en) * | 2021-06-21 | 2023-08-08 | General Electric Company | Skirted leaf seal apparatus |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5211533A (en) * | 1991-10-30 | 1993-05-18 | General Electric Company | Flow diverter for turbomachinery seals |
JPH10259703A (ja) * | 1997-03-18 | 1998-09-29 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンのシュラウド及びプラットフォームシールシステム |
JP3327814B2 (ja) | 1997-06-18 | 2002-09-24 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンのシール装置 |
US6506016B1 (en) * | 2001-11-15 | 2003-01-14 | General Electric Company | Angel wing seals for blades of a gas turbine and methods for determining angel wing seal profiles |
US7244104B2 (en) * | 2005-05-31 | 2007-07-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflectors for controlling entry of fluid leakage into the working fluid flowpath of a gas turbine engine |
US7465152B2 (en) * | 2005-09-16 | 2008-12-16 | General Electric Company | Angel wing seals for turbine blades and methods for selecting stator, rotor and wing seal profiles |
CA2634738C (en) * | 2005-12-29 | 2013-03-26 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Second stage turbine airfoil |
US7500824B2 (en) * | 2006-08-22 | 2009-03-10 | General Electric Company | Angel wing abradable seal and sealing method |
US20090014964A1 (en) | 2007-07-09 | 2009-01-15 | Siemens Power Generation, Inc. | Angled honeycomb seal between turbine rotors and turbine stators in a turbine engine |
US8075256B2 (en) * | 2008-09-25 | 2011-12-13 | Siemens Energy, Inc. | Ingestion resistant seal assembly |
US8282346B2 (en) | 2009-04-06 | 2012-10-09 | General Electric Company | Methods, systems and/or apparatus relating to seals for turbine engines |
-
2012
- 2012-01-24 US US13/356,944 patent/US9145788B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2013
- 2013-01-22 JP JP2013008855A patent/JP2013151936A/ja active Pending
- 2013-01-23 RU RU2013102782/06A patent/RU2013102782A/ru not_active Application Discontinuation
- 2013-01-23 EP EP13152394.6A patent/EP2620599A3/en not_active Withdrawn
- 2013-01-23 CN CN201310024397.3A patent/CN103216277B/zh not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2620599A3 (en) | 2016-10-26 |
EP2620599A2 (en) | 2013-07-31 |
US9145788B2 (en) | 2015-09-29 |
US20130189073A1 (en) | 2013-07-25 |
CN103216277A (zh) | 2013-07-24 |
CN103216277B (zh) | 2016-08-31 |
JP2013151936A (ja) | 2013-08-08 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2013102782A (ru) | Роторная турбомашина, узел газовой турбины и способ уменьшения зазора на поверхности сопряжения между вращающимися и неподвижными компонентами турбины | |
US7500824B2 (en) | Angel wing abradable seal and sealing method | |
EP3156604B1 (en) | Stator vane arrangement and associated method | |
JP5697667B2 (ja) | 制振シムを含む、航空機ターボ機械ステータのための翼付きリング用の外側シェルセクタ | |
RU2012129587A (ru) | Структурное истираемое/абразивное уплотнительное устройство для неподвижного паротурбинного компонента, неподвижный паротурбинный компонент и узел турбинной лопатки и истираемого уплотнения | |
EP2568121B1 (en) | Stepped conical honeycomb seal carrier and corresponding annular seal | |
JP2013151936A5 (ru) | ||
US10655481B2 (en) | Cover plate for rotor assembly of a gas turbine engine | |
CH707021A2 (en) | Blade tip insert for a turbomachine. | |
US10184345B2 (en) | Cover plate assembly for a gas turbine engine | |
JP2008291846A (ja) | シュラウド付きタービンブレード上のカッタ歯を中央設置する方法 | |
EP3064709A1 (en) | Turbine bucket platform for influencing hot gas incursion losses | |
JP2016531238A (ja) | 異なるサイズ設定の阻止装置のためのエンジェルウイングシールを有するターボ機械バケットおよび関連方法 | |
JP5027245B2 (ja) | タービン機械、殊にガスタービン | |
JP2013083251A (ja) | ガスタービンエンジン翼形部先端陥凹部 | |
RU2014125101A (ru) | Барабан компрессора осевой турбомашины с двойным средством для фиксации лопаток | |
EP2348194A2 (en) | Sealing arrangement for a gas turbine engine | |
CA2975693A1 (en) | Turbine shroud segment | |
JP2009191850A (ja) | 蒸気タービンエンジンとその組立方法 | |
RU2638250C2 (ru) | Уплотнение для газотурбинного двигателя | |
JP2016037960A (ja) | シャフトシールシステム及び排ガスターボチャージャ | |
RU2017110166A (ru) | Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя | |
US10018051B2 (en) | Gas turbine and mounting method | |
GB2543327A (en) | Aerofoil tip profiles | |
US10655483B2 (en) | Run-up surface for the guide-vane shroud plate and the rotor-blade base plate |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA94 | Acknowledgement of application withdrawn (non-payment of fees) |
Effective date: 20180703 |