RU2013125144A - Узел охлаждения для рабочей лопатки турбинной установки (варианты) и способ охлаждения рабочей лопатки турбинной установки - Google Patents
Узел охлаждения для рабочей лопатки турбинной установки (варианты) и способ охлаждения рабочей лопатки турбинной установки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2013125144A RU2013125144A RU2013125144/06A RU2013125144A RU2013125144A RU 2013125144 A RU2013125144 A RU 2013125144A RU 2013125144/06 A RU2013125144/06 A RU 2013125144/06A RU 2013125144 A RU2013125144 A RU 2013125144A RU 2013125144 A RU2013125144 A RU 2013125144A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cooling
- unit according
- chamber
- cooling unit
- cavity
- 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
- 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
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Узел охлаждения для рабочей лопатки турбинной установки, содержащийбандажный узел, функционально соединенный с наружным корпусом турбинной секции, иперо, имеющее по меньшей мере одну полость, предназначенную для приема охлаждающего потока от источника охлаждающей среды через по меньшей мере один канал, расположенный в бандажном узле.2. Узел охлаждения по п.1, дополнительно содержащий по меньшей мере один уплотнительный выступ, проходящий в радиально наружном направлении от концевой части пера, при этом бандажный узел имеет по меньшей мере одно углубление, предназначенное для размещения указанного по меньшей мере одного уплотнительного выступа в непосредственной близости от бандажного узла.3. Узел охлаждения по п.1, дополнительно содержащий камеру, образованную вблизи наружной области указанной по меньшей мере одной полости по меньшей мере одним уплотнительным выступом и бандажным узлом.4. Узел охлаждения по п.3, дополнительно содержащий внешнюю область, расположенную вблизи концевой части пера, отделенную от камеры указанным по меньшей мере одним уплотнительным выступом и имеющую первое давление, при этом камера имеет второе давление, которое превышает первое давление.5. Узел охлаждения по п.4, дополнительно имеющий зазор, расположенный между наружной кромкой указанного по меньшей мере одного уплотнительного выступа и бандажным узлом, при этом охлаждающий поток проходит через указанный зазор к внешней области для охлаждения концевой части.6. Узел охлаждения по п.1, дополнительно содержащий по меньшей мере один уплотнительный выступ, проходящий в радиально внутреннем направлении от внутренней части б
Claims (20)
1. Узел охлаждения для рабочей лопатки турбинной установки, содержащий
бандажный узел, функционально соединенный с наружным корпусом турбинной секции, и
перо, имеющее по меньшей мере одну полость, предназначенную для приема охлаждающего потока от источника охлаждающей среды через по меньшей мере один канал, расположенный в бандажном узле.
2. Узел охлаждения по п.1, дополнительно содержащий по меньшей мере один уплотнительный выступ, проходящий в радиально наружном направлении от концевой части пера, при этом бандажный узел имеет по меньшей мере одно углубление, предназначенное для размещения указанного по меньшей мере одного уплотнительного выступа в непосредственной близости от бандажного узла.
3. Узел охлаждения по п.1, дополнительно содержащий камеру, образованную вблизи наружной области указанной по меньшей мере одной полости по меньшей мере одним уплотнительным выступом и бандажным узлом.
4. Узел охлаждения по п.3, дополнительно содержащий внешнюю область, расположенную вблизи концевой части пера, отделенную от камеры указанным по меньшей мере одним уплотнительным выступом и имеющую первое давление, при этом камера имеет второе давление, которое превышает первое давление.
5. Узел охлаждения по п.4, дополнительно имеющий зазор, расположенный между наружной кромкой указанного по меньшей мере одного уплотнительного выступа и бандажным узлом, при этом охлаждающий поток проходит через указанный зазор к внешней области для охлаждения концевой части.
6. Узел охлаждения по п.1, дополнительно содержащий по меньшей мере один уплотнительный выступ, проходящий в радиально внутреннем направлении от внутренней части бандажного узла.
7. Узел охлаждения по п.1, дополнительно содержащий переднюю кромочную часть и заднюю кромочную часть, между которыми образована по меньшей мере одна полость, и по меньшей мере одно выпускное отверстие, проходящее от указанной по меньшей мере одной полости через перо для обеспечения возможности выхода охлаждающего потока в указанной по меньшей мере одной полости в главный проточный тракт турбиной секции.
8. Узел охлаждения по п.1, в котором указанный по меньшей мере один канал, расположенный в бандажном узле, ориентирован в осевом направлении и имеет выпускное отверстие, расположенное вблизи камеры и предназначенное для введения охлаждающего потока в указанную камеру.
9. Узел охлаждения по п.1, в котором указанный по меньшей мере один канал, расположенный в бандажном узле, ориентирован в радиальном направлении и имеет выпускное отверстие, расположенное вблизи камеры и предназначенное для введения охлаждающего потока в указанную камеру.
10. Узел охлаждения по п.1, в котором источник охлаждающей среды представляет собой компрессор турбинной установки.
11. Узел охлаждения для рабочей лопатки турбинной установки, содержащий
вращающееся перо, имеющее переднюю кромочную часть, заднюю кромочную часть и расположенную между ними по меньшей мере одну полость,
по меньшей мере один уплотнительный выступ, расположенный вблизи наружной концевой части вращающегося пера, и
бандажный узел, функционально соединенный с наружным корпусом турбинной секции и имеющий по меньшей мере одно углубление, предназначенное для размещения указанного по меньшей мере одного уплотнительного выступа в непосредственной близости от бандажного узла с образованием, таким образом, камеры повышенного давления, расположенной вблизи наружной области указанной по меньшей мере одной полости и предназначенной для приема охлаждающего потока от источника охлаждающей среды, причем охлаждающий поток передается в камеру повышенного давления через меньшей мере один канал, выполненный в бандажном узле.
12. Узел охлаждения по п.11, дополнительно содержащий внешнюю область, расположенную вблизи концевой части вращающегося пера и отделенную от камеры повышенного давления указанным по меньшей мере одним уплотнительным выступом.
13. Узел охлаждения по п.12, в котором внешняя область имеет первое давление, а камера повышенного давления имеет второе давление, превышающее первое давление.
14. Узел охлаждения по п.13, дополнительно имеющий зазор, расположенный между наружной кромкой указанного по меньшей мере одного уплотнительного выступа и бандажным узлом, при этом охлаждающий поток проходит через указанный зазор к внешней области для охлаждения концевой части.
15. Узел охлаждения по п.11, дополнительно имеющий по меньшей мере одно выпускное отверстие, проходящее от указанной по меньшей мере одной полости через вращающееся перо для обеспечения возможности выхода охлаждающего потока в указанной по меньшей мере одной полости в главный проточный тракт турбиной секции.
16. Узел охлаждения по п.11, в котором указанный по меньшей мере один канал, расположенный в бандажном узле, ориентирован в радиальном направлении и имеет выпускное отверстие, расположенное вблизи указанной камеры и предназначенное для введения в нее охлаждающего потока.
17. Способ охлаждения рабочей лопатки турбинной установки, включающий
расположение по меньшей мере одной наружной концевой части пера вблизи бандажного узла, расположенного в радиально наружном направлении относительно указанной части, причем перо имеет по меньшей мере одну полость,
повышение давления в камере, расположенной вблизи наружной области указанной по меньшей мере одной полости и относительно смежно с по меньшей мере одним выпускным отверстием по меньшей мере одного канала, расположенного в бандажном узле, и
введение охлаждающего потока в камеру через указанный по меньшей мере один канал.
18. Способ по п.17, в котором охлаждающий поток направляют по уплотняющему выступу к внешней области концевой части пера для охлаждения указанной области.
19. Способ по п.17, в котором охлаждающий поток выпускают из указанной по меньшей мере одной полости через по меньшей мере одно выпускное отверстие, расположенное в пере.
20. Способ по п.17, в котором охлаждающий поток подают в виде сжатого воздуха, поступающего из компрессорной секции турбинной установки.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/486,700 US20130318996A1 (en) | 2012-06-01 | 2012-06-01 | Cooling assembly for a bucket of a turbine system and method of cooling |
US13/486,700 | 2012-06-01 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013125144A true RU2013125144A (ru) | 2014-12-10 |
Family
ID=48534265
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013125144/06A RU2013125144A (ru) | 2012-06-01 | 2013-05-30 | Узел охлаждения для рабочей лопатки турбинной установки (варианты) и способ охлаждения рабочей лопатки турбинной установки |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US20130318996A1 (ru) |
EP (1) | EP2669476A2 (ru) |
JP (1) | JP2013249835A (ru) |
CN (1) | CN103452594A (ru) |
RU (1) | RU2013125144A (ru) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2713009B1 (en) * | 2012-09-26 | 2015-03-11 | Alstom Technology Ltd | Cooling method and system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine |
CN106437861A (zh) * | 2015-08-11 | 2017-02-22 | 熵零股份有限公司 | 区域冷却叶轮机构 |
CN105422194B (zh) * | 2015-12-11 | 2018-01-02 | 中国南方航空工业(集团)有限公司 | 涡轮发动机静子叶片的冷却流路 |
CN108104952A (zh) * | 2017-12-15 | 2018-06-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种自循环高效冷却的高温承力机匣 |
FR3098238B1 (fr) * | 2019-07-04 | 2021-06-18 | Safran Aircraft Engines | dispositif de refroidissement amélioré d’anneau de turbine d’aéronef |
Family Cites Families (21)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB791751A (en) * | 1954-01-06 | 1958-03-12 | Bristol Aero Engines Ltd | Improvements in or relating to blades for axial flow gas turbine engines, and to methods of making such blades |
GB1055065A (en) * | 1964-12-05 | 1967-01-11 | Rolls Royce | Gas turbine engine blade assembly |
US3854842A (en) * | 1973-04-30 | 1974-12-17 | Gen Electric | Rotor blade having improved tip cap |
DE3003347A1 (de) * | 1979-12-20 | 1981-06-25 | BBC AG Brown, Boveri & Cie., Baden, Aargau | Gekuehlte wand |
GB2146707B (en) * | 1983-09-14 | 1987-08-05 | Rolls Royce | Turbine |
JPH03182602A (ja) * | 1989-12-08 | 1991-08-08 | Hitachi Ltd | 冷却流路を有するガスタービン翼及びその冷却流路の加工方法 |
US6179567B1 (en) * | 1999-08-18 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Turbomachinery blade or vane with a survivable machining datum |
EP1247939A1 (de) * | 2001-04-06 | 2002-10-09 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Herstellung einer Turbinenschaufel sowie Turbinenschaufel |
US6502303B2 (en) * | 2001-05-07 | 2003-01-07 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Method of repairing a turbine blade tip |
AU2002366846A1 (en) * | 2001-12-13 | 2003-07-09 | Alstom Technology Ltd | Hot gas path subassembly of a gas turbine |
US6749396B2 (en) * | 2002-06-17 | 2004-06-15 | General Electric Company | Failsafe film cooled wall |
GB2409247A (en) * | 2003-12-20 | 2005-06-22 | Rolls Royce Plc | A seal arrangement |
EP1591626A1 (de) * | 2004-04-30 | 2005-11-02 | Alstom Technology Ltd | Schaufel für Gasturbine |
FR2904143A1 (fr) * | 2006-07-24 | 2008-01-25 | St Microelectronics Sa | Capteur d'images eclaire par la face arriere a temperature de substrat uniforme |
US7686568B2 (en) * | 2006-09-22 | 2010-03-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating turbine engines |
US20090003987A1 (en) * | 2006-12-21 | 2009-01-01 | Jack Raul Zausner | Airfoil with improved cooling slot arrangement |
ES2341897T3 (es) * | 2007-06-25 | 2010-06-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Disposicion de turbina y procedimiento de enfriamiento de un aro de refuerzo ubicado en la planta de un alabe de turbina. |
US8435008B2 (en) * | 2008-10-17 | 2013-05-07 | United Technologies Corporation | Turbine blade including mistake proof feature |
US20100322774A1 (en) * | 2009-06-17 | 2010-12-23 | Morrison Jay A | Airfoil Having an Improved Trailing Edge |
US8342798B2 (en) * | 2009-07-28 | 2013-01-01 | General Electric Company | System and method for clearance control in a rotary machine |
RU2547351C2 (ru) * | 2010-11-29 | 2015-04-10 | Альстом Текнолоджи Лтд | Осевая газовая турбина |
-
2012
- 2012-06-01 US US13/486,700 patent/US20130318996A1/en not_active Abandoned
-
2013
- 2013-05-28 JP JP2013111427A patent/JP2013249835A/ja active Pending
- 2013-05-30 RU RU2013125144/06A patent/RU2013125144A/ru not_active Application Discontinuation
- 2013-05-30 EP EP13169888.8A patent/EP2669476A2/en not_active Withdrawn
- 2013-05-31 CN CN2013102110162A patent/CN103452594A/zh active Pending
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US20130318996A1 (en) | 2013-12-05 |
CN103452594A (zh) | 2013-12-18 |
EP2669476A2 (en) | 2013-12-04 |
JP2013249835A (ja) | 2013-12-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2013125144A (ru) | Узел охлаждения для рабочей лопатки турбинной установки (варианты) и способ охлаждения рабочей лопатки турбинной установки | |
RU2015136552A (ru) | Турбина с уплотнением повышенной эффективности | |
US20150010385A1 (en) | Gas turbine with high-pressure turbine cooling system | |
RU2012151223A (ru) | Охлаждаемая турбинная лопатка (варианты) и способ охлаждения турбинной лопатки | |
RU2012158328A (ru) | Узел турбины (варианты) и способ снижения потока текучей среды между элементами турбины | |
RU2015136546A (ru) | Конструкция турбины с улучшенным уплотняющим эффектом | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
WO2014143413A3 (en) | Seal assembly in a gas turbine engine including grooves in a radially outwardly facing side of a platform and in a inwardly facing side of an inner shroud | |
WO2014114662A3 (en) | Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine | |
KR20070026003A (ko) | 가스 터빈 공기 공급원을 위한 먼지 분리기 | |
JP2015524896A5 (ru) | ||
EP3014074A1 (en) | Aft outer rim seal arrangement | |
RU2013117918A (ru) | Охлаждающий узел для газотурбинной установки (варианты) и газотурбинная установка | |
US20140105731A1 (en) | Axial seal in a casing structure for a fluid flow machine | |
EP2778375A3 (en) | Axial-flow turbine and power plant including the same | |
RU2013104194A (ru) | Газотурбинная установка и компрессорная секция газотурбинной установки (варианты) | |
RU2014118508A (ru) | Система отбора воздуха для осевой турбомашины | |
CN107614835A (zh) | 涡轮动叶以及燃气轮机 | |
RU2012158329A (ru) | Лопатка турбины, способ отделения частиц от текучей среды и турбина | |
RU2014139066A (ru) | Узел турбомашины | |
JP6188069B2 (ja) | 圧縮機、及びガスタービン | |
US10428656B2 (en) | Gas turbine | |
CN204609952U (zh) | 插通静叶片的空气通路的插入件、静叶片装置以及燃气轮机 | |
US9765629B2 (en) | Method and cooling system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine | |
US9644488B2 (en) | Turbine stage with a blow-out arrangement and method for blowing out a sealing gas flow |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
FA92 | Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted) |
Effective date: 20170912 |