RU2014136804A - Система газовой турбины, уменьшающая напряжения на дисках турбины, и соответствующая газовая турбина - Google Patents

Система газовой турбины, уменьшающая напряжения на дисках турбины, и соответствующая газовая турбина Download PDF

Info

Publication number
RU2014136804A
RU2014136804A RU2014136804A RU2014136804A RU2014136804A RU 2014136804 A RU2014136804 A RU 2014136804A RU 2014136804 A RU2014136804 A RU 2014136804A RU 2014136804 A RU2014136804 A RU 2014136804A RU 2014136804 A RU2014136804 A RU 2014136804A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
slit
turbine system
turbine
rotor blade
shank
Prior art date
Application number
RU2014136804A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2626913C2 (ru
Inventor
Ричард БЛАК
Мартин ХЬЮЗ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2014136804A publication Critical patent/RU2014136804A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2626913C2 publication Critical patent/RU2626913C2/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • 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
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • 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
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/712—Shape curved concave

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Турбинная система, в частности система газовой турбины, содержащая по меньшей мере одну роторную лопатку (2) и турбинный диск (5), при этом роторная лопатка (2) содержит хвостовик (1), турбинный диск (5) содержит по меньшей мере одну щель (40), в которой закреплен хвостовик (1) роторной лопатки (2), при этом щель (40) содержитнесколько противоположных пар выступов (100) щели,несколько противоположных пар углублений (101) щели идно (105) щели (40),при этом дно (105) щели содержит первую часть (102) выпуклой поверхности,при этом хвостовик (1) роторной лопатки (2) содержит дно (50) хвостовика, содержащее первую часть (51) вогнутой поверхности, соответствующую первой части (102) выпуклой поверхности дна (105) щели, и при этом первая часть (102) выпуклой поверхности пронизана выходом (44) охлаждающего канала (42), проходящего через турбинный диск (5).2. Турбинная система по п. 1, отличающаяся тем, что первая часть (102) выпуклой поверхности дна (105) щели переходит в первую и вторую части (103, 104) вогнутой поверхности, при этом каждая из первой и второй частей (103, 104) вогнутой поверхности расположена смежно с первой частью (102) выпуклой поверхности и дополнительно образует поверхность нижнего углубления щели из нескольких противоположных пар углублений (101) щели.3. Турбинная система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что первая и/или вторая части (103, 104) вогнутой поверхности щели (40) переходят в первую часть (106) плоской поверхности, задавая поверхность сопряжения с соответствующей второй частью (52) плоской поверхности роторной лопатки (2), при этом первая часть (106) плоской поверхности и вторая часть (52) плоской поверхности находятся в физическом контакте во время работы турбинной системы.4. Турбинная система по п. 3, отличающаяся тем, что выход (44) охлаждающего канала (42) дополнительно пр

Claims (9)

1. Турбинная система, в частности система газовой турбины, содержащая по меньшей мере одну роторную лопатку (2) и турбинный диск (5), при этом роторная лопатка (2) содержит хвостовик (1), турбинный диск (5) содержит по меньшей мере одну щель (40), в которой закреплен хвостовик (1) роторной лопатки (2), при этом щель (40) содержит
несколько противоположных пар выступов (100) щели,
несколько противоположных пар углублений (101) щели и
дно (105) щели (40),
при этом дно (105) щели содержит первую часть (102) выпуклой поверхности,
при этом хвостовик (1) роторной лопатки (2) содержит дно (50) хвостовика, содержащее первую часть (51) вогнутой поверхности, соответствующую первой части (102) выпуклой поверхности дна (105) щели, и при этом первая часть (102) выпуклой поверхности пронизана выходом (44) охлаждающего канала (42), проходящего через турбинный диск (5).
2. Турбинная система по п. 1, отличающаяся тем, что первая часть (102) выпуклой поверхности дна (105) щели переходит в первую и вторую части (103, 104) вогнутой поверхности, при этом каждая из первой и второй частей (103, 104) вогнутой поверхности расположена смежно с первой частью (102) выпуклой поверхности и дополнительно образует поверхность нижнего углубления щели из нескольких противоположных пар углублений (101) щели.
3. Турбинная система по п. 1 или 2, отличающаяся тем, что первая и/или вторая части (103, 104) вогнутой поверхности щели (40) переходят в первую часть (106) плоской поверхности, задавая поверхность сопряжения с соответствующей второй частью (52) плоской поверхности роторной лопатки (2), при этом первая часть (106) плоской поверхности и вторая часть (52) плоской поверхности находятся в физическом контакте во время работы турбинной системы.
4. Турбинная система по п. 3, отличающаяся тем, что выход (44) охлаждающего канала (42) дополнительно пронизывает первую и вторую части (103, 104) вогнутой поверхности.
5. Турбинная система п. 1 или 2, отличающаяся тем, что край (49), образованный в дне (105) щели выходом (44) охлаждающего канала (42), имеет, по существу, седловидную форму.
6. Турбинная система п. 1 или 2, отличающаяся тем, что охлаждающий канал (42) образует проход через турбинный диск (5) от боковой поверхности турбинного диска (5), или из кольцевой полости внутри турбинного диска (5), или из кольцевой полости, образованной боковой поверхностью турбинного диска (5) и соседними компонентами.
7. Турбинная система п. 1 или 2, отличающаяся тем, что хвостовик (1) содержит по меньшей мере один вход (28) противоположно выходу (44) охлаждающего канала (42) турбинного диска (5), так что охлаждающая текучая среда может направляться из выхода (44) через вход (28) к полому внутреннему пространству (18, 20) роторной лопатки (2) во время работы турбинной системы.
8. Турбинная система по п. 7, отличающаяся тем, что хвостовик (1) роторной лопатки (2) содержит полость в дне (50) хвостовика, при этом дно полости задает по меньшей мере первый и второй по меньшей мере один вход (28).
9. Газовая турбина, содержащая турбинную систему, отличающаяся тем, что турбинная система расположена в соответствии с любым из пп. 1-8.
RU2014136804A 2012-03-13 2012-11-22 Система газовой турбины, уменьшающая напряжения на дисках турбины, и соответствующая газовая турбина RU2626913C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12159202.6A EP2639407A1 (en) 2012-03-13 2012-03-13 Gas turbine arrangement alleviating stresses at turbine discs and corresponding gas turbine
EP12159202.6 2012-03-13
PCT/EP2012/073354 WO2013135319A1 (en) 2012-03-13 2012-11-22 Gas turbine arrangement alleviating stresses at turbine discs and corresponding gas turbine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014136804A true RU2014136804A (ru) 2016-05-10
RU2626913C2 RU2626913C2 (ru) 2017-08-02

Family

ID=47358111

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014136804A RU2626913C2 (ru) 2012-03-13 2012-11-22 Система газовой турбины, уменьшающая напряжения на дисках турбины, и соответствующая газовая турбина

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9759075B2 (ru)
EP (2) EP2639407A1 (ru)
JP (1) JP5968474B2 (ru)
CN (1) CN104160112B (ru)
RU (1) RU2626913C2 (ru)
WO (1) WO2013135319A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3018849B1 (fr) * 2014-03-24 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Piece de revolution pour un rotor de turbomachine
GB2529681B (en) 2014-08-29 2019-02-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine rotor arrangement
US10018065B2 (en) * 2015-09-04 2018-07-10 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Flow control device for rotating flow supply system
EP3141698A1 (en) 2015-09-10 2017-03-15 Siemens Aktiengesellschaft Arrangement for a gas turbine
CN108757555B (zh) * 2018-03-28 2020-06-05 中国航空制造技术研究院 一种航空发动机的空心叶片结构及其设计方法
FR3087479B1 (fr) 2018-10-23 2022-05-13 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine
CN112177678A (zh) * 2020-09-25 2021-01-05 厦门大学 带双内环空腔的涡轮盘结构及其设计方法
CN113356930B (zh) * 2021-05-31 2022-05-20 北京南方斯奈克玛涡轮技术有限公司 一种带有加强冷却结构的涡轮转子装置
CN117307254B (zh) * 2023-11-28 2024-01-23 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机的涡轮转子结构

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2317338A (en) * 1942-02-07 1943-04-20 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade fastening apparatus
DE950557C (de) 1952-12-23 1956-10-11 Svenska Turbinfab Ab Tannenbaum-Fuss fuer Laufschaufeln von Axial-Turbinen oder -Verdichtern
US4022545A (en) * 1974-09-11 1977-05-10 Avco Corporation Rooted aerodynamic blade and elastic roll pin damper construction
JPS54137602U (ru) * 1978-03-14 1979-09-25
JPS54137602A (en) 1978-04-19 1979-10-25 Hitachi Ltd Lead wire banding device for motors
US4344738A (en) 1979-12-17 1982-08-17 United Technologies Corporation Rotor disk structure
US4453888A (en) * 1981-04-01 1984-06-12 United Technologies Corporation Nozzle for a coolable rotor blade
USRE33954E (en) * 1982-02-22 1992-06-09 United Technologies Corporation Rotor blade assembly
JPS58167807A (ja) 1982-03-29 1983-10-04 Hitachi Ltd タ−ボ機械のブレ−ド取付構造
US6019580A (en) 1998-02-23 2000-02-01 Alliedsignal Inc. Turbine blade attachment stress reduction rings
GB9906450D0 (en) * 1999-03-19 1999-05-12 Rolls Royce Plc Aerofoil blade damper
EP1041246A1 (de) 1999-03-29 2000-10-04 Siemens Aktiengesellschaft Kühlmitteldurchströmte, gegossene Gasturbinenschaufel sowie Vorrichtung und Verfahren zur Herstellung eines Verteilerraums der Gasturbinenschaufel
FR2823794B1 (fr) 2001-04-19 2003-07-11 Snecma Moteurs Aube rapportee et refroidie pour turbine
US7153102B2 (en) * 2004-05-14 2006-12-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Bladed disk fixing undercut
US7578656B2 (en) 2005-12-20 2009-08-25 General Electric Company High pressure turbine disk hub with reduced axial stress and method
EP1892375A1 (en) 2006-08-23 2008-02-27 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine rotor disc with cooling passage
US7578652B2 (en) * 2006-10-03 2009-08-25 United Technologies Corporation Hybrid vapor and film cooled turbine blade
GB2442968B (en) * 2006-10-20 2009-08-19 Rolls Royce Plc A turbomachine rotor blade and a turbomachine rotor
US20080101938A1 (en) 2006-10-26 2008-05-01 General Electric Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction (7FA, stage 1)
US20080232972A1 (en) * 2007-03-23 2008-09-25 Richard Bouchard Blade fixing for a blade in a gas turbine engine
GB2452515B (en) * 2007-09-06 2009-08-05 Siemens Ag Seal coating between rotor blade and rotor disk slot in gas turbine engine
US8251667B2 (en) 2009-05-20 2012-08-28 General Electric Company Low stress circumferential dovetail attachment for rotor blades
JP4880019B2 (ja) * 2009-10-14 2012-02-22 川崎重工業株式会社 タービンのシール構造

Also Published As

Publication number Publication date
EP2798156A1 (en) 2014-11-05
US9759075B2 (en) 2017-09-12
US20150023800A1 (en) 2015-01-22
CN104160112A (zh) 2014-11-19
CN104160112B (zh) 2016-03-30
RU2626913C2 (ru) 2017-08-02
WO2013135319A1 (en) 2013-09-19
JP2015510984A (ja) 2015-04-13
EP2798156B1 (en) 2016-06-22
EP2639407A1 (en) 2013-09-18
JP5968474B2 (ja) 2016-08-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014136804A (ru) Система газовой турбины, уменьшающая напряжения на дисках турбины, и соответствующая газовая турбина
RU2012153931A (ru) Элемент с микроканальным охлаждением (варианты)
EA200801434A1 (ru) Контроллеры перемещения среды, имеющие роторный агрегат с множеством наборов лопаток ротора, расположенных вблизи и вокруг одного ступичного компонента, и также включающие барьерные компоненты, выполненные с образованием проходов для направления среды через множество наборов лопаток ротора
CL2008001139A1 (es) Cartucho de hoja de afeitar que comprende una unidad de hojas con una pluralidad de hojas de afeitar asegurada a la unidad de hojas, dicha hoja tiene una cara superior y una cara inferior, un marco que comprende un miembro inferior y un miembro superior asegurado al miembro inferior.
RU2015136552A (ru) Турбина с уплотнением повышенной эффективности
ATE547591T1 (de) Leitschaufel für eine axial durchströmbare turbomaschine und zugehörige leitschaufelanordnung
RU2014111052A (ru) Лопаточный аппарат
SA515360327B1 (ar) توربين غازي يتضمن جهاز مقاوم للدوران به وسيلة مانعة للتسرب رباطية مجوفة
BR112015011863A2 (pt) compressor de gás hídrico de contra-rotação
MX2015011663A (es) Pala de turbina con una ranura para sello de pasador.
RU2014149236A (ru) Лопатка ротора турбины и осевой участок ротора для газовой турбины
BR112015009250A2 (pt) conjunto de rotor de turbina
WO2012154432A3 (en) Turbocharger with variable turbine geometry
RU2012158290A (ru) Ступень газотурбинного двигателя (варианты) и способ модификации турбинной ступени
ATE455935T1 (de) Leitvorrichtung einer strömungsmaschine sowie leitschaufel für eine derartige leitvorrichtung
IN2015DN01768A (ru)
RU2013108920A (ru) Рабочая лопатка турбины (варианты )
WO2015112268A3 (en) Centrifugal airfoil cooling modulation
RU2013108687A (ru) Турбинная система (варианты)
MX2016005523A (es) Impulsor de compresor centrifugo con cuchillas que tienen un borde de arrastre con forma de s.
RU2014145727A (ru) Сборка пакета лопаток для vtg турбонагнетателей
RU2015154050A (ru) Центробежный ротор
RU2014136803A (ru) Направляющая лопатка турбины, снабженная дроссельным элементом
RU2014146428A (ru) Пакет лопаток vtg турбонагнетателя в сборе с истираемым покрытием
RU2014141506A (ru) Корпус компрессора с полостями с оптимизированной регулировкой

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20191123