RU2013133634A - Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины - Google Patents
Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2013133634A RU2013133634A RU2013133634/06A RU2013133634A RU2013133634A RU 2013133634 A RU2013133634 A RU 2013133634A RU 2013133634/06 A RU2013133634/06 A RU 2013133634/06A RU 2013133634 A RU2013133634 A RU 2013133634A RU 2013133634 A RU2013133634 A RU 2013133634A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic profile
- hollow element
- injection tube
- turbine component
- sections
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
- F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
- F05D2230/51—Building or constructing in particular ways in a modular way, e.g. using several identical or complementary parts or features
-
- 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
- F05D2230/60—Assembly 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
-
- 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
- Y10T29/4935—Heat exchanger or boiler making
- Y10T29/49359—Cooling apparatus making, e.g., air conditioner, refrigerator
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
1. Компонент турбины, содержащий полый элемент (5) с аэродинамическим профилем и инжекционную трубку (1), расположенную внутри полого элемента (5) с аэродинамическим профилем, причем инжекционная трубка (1) образована из по меньшей мере двух отдельных секций (2, 3), каждая из которых проходит в направлении размаха через полый элемент (5) с аэродинамическим профилем, при этом смежные секции (2, 3) инжекционной трубки (1) соединены вместе посредством фиксирующего средства (4), причем фиксирующее средство (4) фиксирует инжекционную трубку (1) на месте в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем, отличающийся тем, что фиксирующее средство (4) представляет собой роликовый штифт, расположенный в осевом направлении между упомянутыми секциями (2, 3) и имеет основную протяженность в радиальном направлении полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.2. Компонент турбины по п. 1, отличающийся тем, что полый элемент (5) с аэродинамическим профилем содержит единственную полость (6).3. Компонент турбины по п. 1 или 2, отличающийся тем, что инжекционная трубка (1) образована из отдельных секций (2, 3), в частности из передней секции (2) и задней секции (3) инжекционной трубки (1), в частности расположенные в передней части (8) и в задней части (7) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.4. Компонент турбины по п. 3, отличающийся тем, что передняясекция (2) имеет, по существу, такой же контур, что и внутренняя поверхность передней части (8) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем и/или задняя секция (3) имеет, по существу, такой же контур, что и внутренняя поверхность задней части (7) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.5. Компонент турбины п
Claims (11)
1. Компонент турбины, содержащий полый элемент (5) с аэродинамическим профилем и инжекционную трубку (1), расположенную внутри полого элемента (5) с аэродинамическим профилем, причем инжекционная трубка (1) образована из по меньшей мере двух отдельных секций (2, 3), каждая из которых проходит в направлении размаха через полый элемент (5) с аэродинамическим профилем, при этом смежные секции (2, 3) инжекционной трубки (1) соединены вместе посредством фиксирующего средства (4), причем фиксирующее средство (4) фиксирует инжекционную трубку (1) на месте в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем, отличающийся тем, что фиксирующее средство (4) представляет собой роликовый штифт, расположенный в осевом направлении между упомянутыми секциями (2, 3) и имеет основную протяженность в радиальном направлении полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
2. Компонент турбины по п. 1, отличающийся тем, что полый элемент (5) с аэродинамическим профилем содержит единственную полость (6).
3. Компонент турбины по п. 1 или 2, отличающийся тем, что инжекционная трубка (1) образована из отдельных секций (2, 3), в частности из передней секции (2) и задней секции (3) инжекционной трубки (1), в частности расположенные в передней части (8) и в задней части (7) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
4. Компонент турбины по п. 3, отличающийся тем, что передняя
секция (2) имеет, по существу, такой же контур, что и внутренняя поверхность передней части (8) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем и/или задняя секция (3) имеет, по существу, такой же контур, что и внутренняя поверхность задней части (7) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
5. Компонент турбины по п. 1 или 2, отличающийся тем, что по меньшей мере одна из по меньшей мере двух отдельных секций (2, 3) проходит, по существу, полностью через размах полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
6. Компонент турбины по п. 1 или 2, отличающийся тем, что по меньшей мере одна из упомянутых по меньшей мере двух отдельных секций (2, 3) разделена по меньшей мере на два радиальных сегмента.
7. Компонент турбины по п. 1 или 2, отличающийся тем, что он является роторной лопаткой или статорной лопаткой (5).
8. Компонент турбины по п. 1 или 2, отличающийся тем, что полый элемент (5) с аэродинамическим профилем содержит выступы или фиксирующие штифты, или ребра на внутренней поверхности полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
9. Инжекционная трубка (1) для расположения внутри полого элемента (5) с аэродинамическим профилем компонента турбины, содержащая по меньшей мере две отдельные секции (2, 3), каждая из которых проходит в направлении размаха через полый элемент (5) с аэродинамическим профилем, причем смежные секции (2, 3) инжекционной трубки (1) соединены вместе посредством фиксирующего средства (4), при этом фиксирующее средство (4), выполненное с возможностью введения в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем, предусмотрено для фиксирования инжекционной трубки (1) на месте в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем, отличающаяся тем, что фиксирующее средство (4) представляет собой роликовый штифт, расположенный в осевом направлении между упомянутыми секциями (2, 3) и имеющий основную протяженность в радиальном направлении полого элемента (5) с аэродинамическим профилем.
10. Способ сборки инжекционной трубки (1) в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем компонента турбины, причем инжекционная трубка (1) образована из по меньшей мере двух отдельных секций (2, 3), каждая из которых проходит по направлению размаха через полый элемент (5) с аэродинамическим профилем, отличающийся тем, что он включает этапы:
введения первой (3) из упомянутых по меньшей мере двух секций (2, 3) инжекционной трубки (1) в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем и осуществления маневрирования первой секцией (3) в направлении области задней кромки полого элемента (5) с аэродинамическим профилем в положение в задней части (7) полости (6) полого элемента (5) с аэродинамическим профилем,
введения второй (2) из упомянутых по меньшей мере двух секций (2, 3) инжекционной трубки (1) в полый элемент (5) с аэродинамическим профилем рядом с первой секцией (3),
соединения первой и второй секций (2, 3) вместе посредством фиксирующего средства (4), которое представляет собой роликовый штифт, расположенный в осевом направлении между упомянутыми секциями (2, 3) и имеющий основную протяженность в радиальном направлении полого элемента (5) с аэродинамическим профилем и,
таким образом, фиксирующий инжекционную трубку (1) на месте.
11. Способ по п. 10, отличающийся тем, что он включает этап выполнения маневрирования второй секции (2) инжекционной трубки (1) в положение в полом элементе (5) с аэродинамическим профилем.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP10196512A EP2469029A1 (en) | 2010-12-22 | 2010-12-22 | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes |
| EP10196512.7 | 2010-12-22 | ||
| PCT/EP2011/071598 WO2012084454A1 (en) | 2010-12-22 | 2011-12-02 | Impingement cooling of gas turbine blades or vanes |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2013133634A true RU2013133634A (ru) | 2015-01-27 |
| RU2646663C2 RU2646663C2 (ru) | 2018-03-06 |
Family
ID=44012566
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2013133634A RU2646663C2 (ru) | 2010-12-22 | 2011-12-02 | Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9500087B2 (ru) |
| EP (2) | EP2469029A1 (ru) |
| CN (1) | CN103261584B (ru) |
| RU (1) | RU2646663C2 (ru) |
| WO (1) | WO2012084454A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20140093379A1 (en) * | 2012-10-03 | 2014-04-03 | Rolls-Royce Plc | Gas turbine engine component |
| EP2921649B1 (en) * | 2014-03-19 | 2021-04-28 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Airfoil portion of a rotor blade or guide vane of a turbo-machine |
| US9879554B2 (en) * | 2015-01-09 | 2018-01-30 | Solar Turbines Incorporated | Crimped insert for improved turbine vane internal cooling |
| US10450880B2 (en) | 2016-08-04 | 2019-10-22 | United Technologies Corporation | Air metering baffle assembly |
| US10626740B2 (en) | 2016-12-08 | 2020-04-21 | General Electric Company | Airfoil trailing edge segment |
| US10480347B2 (en) | 2018-01-18 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Divided baffle for components of gas turbine engines |
| US10415428B2 (en) | 2018-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Dual cavity baffle |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3715170A (en) * | 1970-12-11 | 1973-02-06 | Gen Electric | Cooled turbine blade |
| GB1605194A (en) * | 1974-10-17 | 1983-04-07 | Rolls Royce | Rotor blade for gas turbine engines |
| GB1564608A (en) * | 1975-12-20 | 1980-04-10 | Rolls Royce | Means for cooling a surface by the impingement of a cooling fluid |
| US4482295A (en) * | 1982-04-08 | 1984-11-13 | Westinghouse Electric Corp. | Turbine airfoil vane structure |
| GB2129882B (en) * | 1982-11-10 | 1986-04-16 | Rolls Royce | Gas turbine stator vane |
| US4798515A (en) * | 1986-05-19 | 1989-01-17 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Variable nozzle area turbine vane cooling |
| CA1260360A (en) | 1986-09-05 | 1989-09-26 | Alan G. Dry | Rodless cylinder |
| JP3142850B2 (ja) * | 1989-03-13 | 2001-03-07 | 株式会社東芝 | タービンの冷却翼および複合発電プラント |
| US5405242A (en) | 1990-07-09 | 1995-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
| US5288207A (en) | 1992-11-24 | 1994-02-22 | United Technologies Corporation | Internally cooled turbine airfoil |
| JP3110227B2 (ja) * | 1993-11-22 | 2000-11-20 | 株式会社東芝 | タービン冷却翼 |
| GB2386926A (en) | 2002-03-27 | 2003-10-01 | Alstom | Two part impingement tube for a turbine blade or vane |
| ITTO20020607A1 (it) * | 2002-07-12 | 2004-01-12 | Fiatavio Spa | Metodo per la realizzazione ed il montaggio di un dispositivo di raffreddamento in una paletta di una turbina assiale a gas e paletta per un |
| US7008185B2 (en) | 2003-02-27 | 2006-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle |
| US6742984B1 (en) * | 2003-05-19 | 2004-06-01 | General Electric Company | Divided insert for steam cooled nozzles and method for supporting and separating divided insert |
| US7104756B2 (en) * | 2004-08-11 | 2006-09-12 | United Technologies Corporation | Temperature tolerant vane assembly |
| KR101239595B1 (ko) | 2009-05-11 | 2013-03-05 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | 터빈 정익 및 가스 터빈 |
-
2010
- 2010-12-22 EP EP10196512A patent/EP2469029A1/en not_active Withdrawn
-
2011
- 2011-12-02 CN CN201180062068.7A patent/CN103261584B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2011-12-02 EP EP11790630.5A patent/EP2625389B1/en not_active Not-in-force
- 2011-12-02 WO PCT/EP2011/071598 patent/WO2012084454A1/en active Application Filing
- 2011-12-02 RU RU2013133634A patent/RU2646663C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2011-12-02 US US13/996,054 patent/US9500087B2/en not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2469029A1 (en) | 2012-06-27 |
| CN103261584B (zh) | 2015-06-17 |
| RU2646663C2 (ru) | 2018-03-06 |
| CN103261584A (zh) | 2013-08-21 |
| EP2625389A1 (en) | 2013-08-14 |
| EP2625389B1 (en) | 2016-05-18 |
| WO2012084454A1 (en) | 2012-06-28 |
| US9500087B2 (en) | 2016-11-22 |
| US20130272896A1 (en) | 2013-10-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2013133634A (ru) | Инжекционное охлаждение роторных лопаток и статорных лопаток газовой турбины | |
| MX2015007582A (es) | Álabe, de turbomaquina turbomáquina correspondiente y método para fabricar un álabe de turbina. | |
| US10208602B2 (en) | Asymmetric diffuser opening for film cooling holes | |
| ATE548540T1 (de) | Rotorstufe einer einteilig beschaufelten verdichtertrommel einer axialen strömungsmaschine und entsprechendes herstellungsverfahren. | |
| WO2014105701A3 (en) | Non-integral fan blade platform | |
| BR102016007109A2 (pt) | aerofólio para um quadro de turbina | |
| JP2015025428A5 (ru) | ||
| EP2738392A3 (en) | Fan blade for a turbofan gas turbine engine | |
| EP2803820A3 (en) | Impingement-cooled integral turbine rotor | |
| RU2011106289A (ru) | Полая лопатка для ротора турбины, при этом лопатка включает в себя ребро | |
| RU2012146619A (ru) | Составной аэродинамический профиль | |
| WO2009112775A3 (fr) | Aube avec plateforme non axisymetrique | |
| WO2010007137A8 (de) | Axialturbomaschine mit geringen spaltverlusten | |
| CA2888416C (en) | Methods of manufacturing blades of turbomachines by wire electric discharge machining, blades and turbomachines | |
| JP2015528540A5 (ru) | ||
| WO2014204542A3 (en) | Lightweight blade for gas turbine engine | |
| JP2013139809A5 (ru) | ||
| RU2013111160A (ru) | Система, содержащая рабочую лопатку (варианты ) | |
| JP2014528538A5 (ru) | ||
| JP2015083835A5 (ru) | ||
| ITMI20120010A1 (it) | Profilo aerodinamico di turbina a fessura | |
| EP2208859A3 (en) | Steam turbine and cooling method thereof | |
| BR112012030350A2 (pt) | compressor e um motor de turbina com rendimento otimizado | |
| EP2907971B1 (en) | Blade root lightening holes | |
| BR112015028949A8 (pt) | montagem de turbomáquina e método para montagem de turbomáquina |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191203 |