RU2015125465A - "крыло ангела" лопатки турбины с нагнетающими элементами - Google Patents
"крыло ангела" лопатки турбины с нагнетающими элементами Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015125465A RU2015125465A RU2015125465A RU2015125465A RU2015125465A RU 2015125465 A RU2015125465 A RU 2015125465A RU 2015125465 A RU2015125465 A RU 2015125465A RU 2015125465 A RU2015125465 A RU 2015125465A RU 2015125465 A RU2015125465 A RU 2015125465A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- gas turbine
- turbine engine
- longitudinal axis
- angel wing
- cooling fluid
- 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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- 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
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
-
- 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
- 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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
- F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Claims (32)
1. Газотурбинный двигатель, содержащий:
множество лопаток, собранных в кольцеобразный ряд лопаток вокруг продольной оси газотурбинного двигателя и частично образующих как путь горячего газа, так и путь охлаждающей текучей среды, причем путь охлаждающей текучей среды проходит из полости ротора мимо стороны направленного радиально внутрь основания ряда лопаток, где сторона является верхней по потоку относительно потока горячих газов в пути горячего газа, и приводит к пути горячего газа;
узел "крыла ангела", расположенный на стороне основания ряда лопаток; и
множество нагнетающих элементов, распределенных вокруг узла "крыла ангела", выполненных с возможностью придавать в наиболее узком зазоре пути охлаждающей текучей среды, образованном "крылом ангела", движение потоку охлаждающей текучей среды, текущей через него,
при этом множество нагнетающих элементов, узел "крыла ангела" и основание ряда лопаток являются эффективными для придания спиралеобразного движения вокруг продольной оси газотурбинного двигателя потоку охлаждающей текучей среды, когда он входит в путь горячего газа.
2. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором относительно продольной оси газотурбинного двигателя множество нагнетающих элементов выполнены за одно целое с участком узла "крыла ангела" радиально внутрь и аксиально смежно противоположной поверхности, причем участок узла "крыла ангела" и противоположная поверхность вместе образуют наиболее узкий изогнутый зазор в пути охлаждающей текучей среды.
3. Газотурбинный двигатель по п. 2, в котором каждый нагнетающий элемент содержит нагнетающую поверхность, которая обращена радиально наружу и тангенциально вперед относительно направления вращения ряда лопаток во время работы.
4. Газотурбинный двигатель по п. 1, в котором каждый путь потока нагнетающего элемента содержит впуск, ориентированный радиально внутрь относительно продольной оси газотурбинного
двигателя и вперед относительно направления вращения ряда лопаток, и выпуск, ориентированный радиально наружу относительно продольной оси газотурбинного двигателя и вперед относительно направления вращения ряда лопаток.
5. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента дополнительно содержит выемку.
6. Газотурбинный двигатель по п. 4, в котором по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента проходит через узел "крыла ангела" от направленной радиально внутрь стороны к направленной радиально наружу стороне узла "крыла ангела".
7. Газотурбинный двигатель по п. 6, в котором по меньшей мере один путь потока нагнетающего элемента не ограничен на аксиальном заднем конце относительно продольной оси газотурбинного двигателя.
8. Газотурбинный двигатель по п. 7, в котором узел "крыла ангела" дополнительно содержит скос между каждым путем потока нагнетающего элемента, причем каждый скос сужается в соответственный путь потока нагнетающего элемента и является эффективным для направления части потока охлаждающей текучей среды в путь потока нагнетающего элемента.
9. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:
основание лопатки;
"крыло ангела", образованное в стороне основания лопатки, причем "крыло ангела" содержит аксиальную платформу и радиально приподнятый выступ; и
нагнетающий элемент, содержащий нагнетающую поверхность, расположенную полностью внутри периферийного изгиба "крыла ангела".
10. Лопатка по п. 9, в которой нагнетающая поверхность расположена полностью внутри периферийного изгиба радиально приподнятой платформы.
11. Лопатка по п. 9, в которой в собранном состоянии в газотурбинном двигателе и относительно продольной оси газотурбинного двигателя нагнетающие элементы расположены радиально внутрь и аксиально выровнены с противоположной
поверхностью, и нагнетающие элементы и противоположная поверхность образуют зазор препятствующего потоку уплотнения в пути охлаждающей текучей среды.
12. Лопатка по п. 11, в которой в собранном состоянии в газотурбинном двигателе каждый нагнетающий элемент содержит нагнетающую поверхность, которая обращена радиально наружу относительно продольной оси газотурбинного двигателя и тангенциально вперед относительно направления вращения собранного кольцеобразного ряда лопаток.
13. Лопатка по п. 9, в которой в собранном состоянии в газотурбинном двигателе каждый нагнетающий элемент содержит путь потока нагнетающего элемента, охватывающий узел "крыла ангела" от направленной радиально внутрь стороны к направленной радиально наружу стороне относительно продольной оси газотурбинного двигателя.
14. Лопатка по п. 13, в которой путь потока нагнетающего элемента содержит вогнутую форму.
15. Лопатка по п. 14, в которой направленный радиально внутрь конец пути потока нагнетающего элемента представляет собой впускной конец, эффективный для зачерпывания по меньшей мере части потока текущей охлаждающей текучей среды, и в котором направленный радиально наружу конец пути потока нагнетающего элемента представляет собой выпускной конец, эффективный для выпуска зачерпываемой охлаждающей текучей среды и радиально наружу относительно продольной оси газотурбинного двигателя, и в направлении вращения ряда вращающихся лопаток, тем самым соединяя зачерпываемую охлаждающую текучую среду с незачерпываемой частью потока охлаждающей текучей среды, обходящей нагнетающие элементы.
16. Лопатка по п. 14, в которой относительно продольной оси газотурбинного двигателя путь потока нагнетающего элемента является открытым на задней стороне, и в котором "крыло ангела" дополнительно содержит скос, начинающийся относительно направления вращения ряда лопаток перед открытой стороной нагнетающего элемента и заканчивающийся на пути потока нагнетающего элемента, и является эффективным для направления
части потока охлаждающей текучей среды в открытую сторону.
17. Лопатка газотурбинного двигателя, содержащая:
основание лопатки; и
"крыло ангела", образованное в стороне основания лопатки, которая находится впереди относительно горячих газов, текущих мимо лопатки в пути горячего газа в газотурбинном двигателе во время работы, причем "крыло ангела" содержит: аксиальную платформу; радиально приподнятый выступ; и нагнетающие элементы, образующие нагнетающий путь потока, содержащий выпускной конец, аксиально смежный или расположенный выше по потоку нижней по потоку кромки радиально приподнятого выступа относительно продольной оси газовой турбины.
18. Лопатка по п. 17, в которой нагнетающий элемент дополнительно содержит нагнетающую поверхность, ориентированную радиально наружу относительно продольной оси газотурбинного двигателя, тангенциально вперед относительно направления вращения лопатки газотурбинного двигателя и углубленную между уплотнительными поверхностями радиально приподнятого выступа, расположенного наиболее далеко от продольной оси газотурбинного двигателя.
19. Лопатка по п. 17, в которой каждый нагнетающий элемент содержит впуск на радиально внутренней стороне аксиальной платформы, выпуск на радиально внешней стороне радиально приподнятого выступа и путь потока нагнетающего элемента через "крыло ангела".
20. Лопатка по п. 19, в которой нагнетающий элемент является эффективным для выпуска охлаждающей текучей среды тангенциально вперед относительно направления вращения лопатки газотурбинного двигателя.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/688,411 US8926283B2 (en) | 2012-11-29 | 2012-11-29 | Turbine blade angel wing with pumping features |
US13/688,411 | 2012-11-29 | ||
PCT/US2013/072022 WO2014085464A1 (en) | 2012-11-29 | 2013-11-26 | Turbine blade angel wing with pumping features |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015125465A true RU2015125465A (ru) | 2017-01-10 |
RU2628135C2 RU2628135C2 (ru) | 2017-08-15 |
Family
ID=49766183
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015125465A RU2628135C2 (ru) | 2012-11-29 | 2013-11-26 | Газотурбинный двигатель |
Country Status (8)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8926283B2 (ru) |
EP (1) | EP2925969A1 (ru) |
JP (1) | JP6254181B2 (ru) |
CN (1) | CN104903545B (ru) |
IN (1) | IN2015DN03859A (ru) |
RU (1) | RU2628135C2 (ru) |
SA (1) | SA515360472B1 (ru) |
WO (1) | WO2014085464A1 (ru) |
Families Citing this family (15)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP2759676A1 (en) * | 2013-01-28 | 2014-07-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal |
EP2759675A1 (en) * | 2013-01-28 | 2014-07-30 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine arrangement with improved sealing effect at a seal |
US9644483B2 (en) * | 2013-03-01 | 2017-05-09 | General Electric Company | Turbomachine bucket having flow interrupter and related turbomachine |
US9771820B2 (en) * | 2014-12-30 | 2017-09-26 | General Electric Company | Gas turbine sealing |
US20160215625A1 (en) * | 2015-01-22 | 2016-07-28 | General Electric Company | Turbine bucket for control of wheelspace purge air |
US10738638B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-08-11 | General Electric Company | Rotor blade with wheel space swirlers and method for forming a rotor blade with wheel space swirlers |
US10815808B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-10-27 | General Electric Company | Turbine bucket cooling |
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 |
US10590774B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-03-17 | General Electric Company | Turbine bucket for control of wheelspace purge air |
US10544695B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-01-28 | General Electric Company | Turbine bucket for control of wheelspace purge air |
US10443422B2 (en) | 2016-02-10 | 2019-10-15 | General Electric Company | Gas turbine engine with a rim seal between the rotor and stator |
WO2017155497A1 (en) * | 2016-03-07 | 2017-09-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine blade tip shroud sealing and flow guiding features |
IT202000018631A1 (it) * | 2020-07-30 | 2022-01-30 | Ge Avio Srl | Pale di turbina comprendenti elementi di aero-freno e metodi per il loro uso. |
CN114109517A (zh) * | 2021-11-19 | 2022-03-01 | 华能国际电力股份有限公司 | 一种透平叶片伸出翼冷却和密封结构 |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1364511A (en) * | 1971-08-11 | 1974-08-21 | Mo Energeticheskij Institut | Turbines |
US6077035A (en) | 1998-03-27 | 2000-06-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine |
GB9915648D0 (en) | 1999-07-06 | 1999-09-01 | Rolls Royce Plc | Improvement in or relating to turbine blades |
FR2823794B1 (fr) * | 2001-04-19 | 2003-07-11 | Snecma Moteurs | Aube rapportee et refroidie pour turbine |
DE10295864D2 (de) * | 2001-12-14 | 2004-11-04 | Alstom Technology Ltd Baden | Gasturbinenanordnung |
EP1515000B1 (de) | 2003-09-09 | 2016-03-09 | Alstom Technology Ltd | Beschaufelung einer Turbomaschine mit konturierten Deckbändern |
JP4381262B2 (ja) * | 2004-09-09 | 2009-12-09 | 三菱重工業株式会社 | 動翼プラットフォーム |
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 |
US7189055B2 (en) | 2005-05-31 | 2007-03-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Coverplate deflectors for redirecting a fluid flow |
US7189056B2 (en) | 2005-05-31 | 2007-03-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade and disk radial pre-swirlers |
JP2008057416A (ja) * | 2006-08-31 | 2008-03-13 | Hitachi Ltd | 軸流タービン |
US7762773B2 (en) | 2006-09-22 | 2010-07-27 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with platform edge cooling channels |
US8016552B2 (en) | 2006-09-29 | 2011-09-13 | General Electric Company | Stator—rotor assemblies having surface features for enhanced containment of gas flow, and related processes |
US8066475B2 (en) * | 2007-09-04 | 2011-11-29 | General Electric Company | Labyrinth compression seal and turbine incorporating the same |
GB0808206D0 (en) * | 2008-05-07 | 2008-06-11 | Rolls Royce Plc | A blade arrangement |
US8419356B2 (en) * | 2008-09-25 | 2013-04-16 | Siemens Energy, Inc. | Turbine seal assembly |
US8083475B2 (en) * | 2009-01-13 | 2011-12-27 | General Electric Company | Turbine bucket angel wing compression seal |
US8317465B2 (en) | 2009-07-02 | 2012-11-27 | General Electric Company | Systems and apparatus relating to turbine engines and seals for turbine engines |
US8602737B2 (en) * | 2010-06-25 | 2013-12-10 | General Electric Company | Sealing device |
US8647064B2 (en) * | 2010-08-09 | 2014-02-11 | General Electric Company | Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly |
US8834122B2 (en) | 2011-10-26 | 2014-09-16 | General Electric Company | Turbine bucket angel wing features for forward cavity flow control and related method |
DE102012206126B4 (de) | 2012-04-13 | 2014-06-05 | MTU Aero Engines AG | Laufschaufel sowie Strömungsmaschine |
-
2012
- 2012-11-29 US US13/688,411 patent/US8926283B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2013
- 2013-11-26 IN IN3859DEN2015 patent/IN2015DN03859A/en unknown
- 2013-11-26 JP JP2015545188A patent/JP6254181B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2013-11-26 EP EP13806013.2A patent/EP2925969A1/en not_active Withdrawn
- 2013-11-26 WO PCT/US2013/072022 patent/WO2014085464A1/en active Application Filing
- 2013-11-26 RU RU2015125465A patent/RU2628135C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2013-11-26 CN CN201380061064.6A patent/CN104903545B/zh not_active Expired - Fee Related
-
2015
- 2015-05-24 SA SA515360472A patent/SA515360472B1/ar unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2014085464A1 (en) | 2014-06-05 |
RU2628135C2 (ru) | 2017-08-15 |
CN104903545B (zh) | 2016-12-28 |
JP2016501341A (ja) | 2016-01-18 |
IN2015DN03859A (ru) | 2015-10-02 |
JP6254181B2 (ja) | 2017-12-27 |
SA515360472B1 (ar) | 2019-02-20 |
US8926283B2 (en) | 2015-01-06 |
EP2925969A1 (en) | 2015-10-07 |
US20140147250A1 (en) | 2014-05-29 |
CN104903545A (zh) | 2015-09-09 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2015125465A (ru) | "крыло ангела" лопатки турбины с нагнетающими элементами | |
EP2305963B1 (en) | Separator Device | |
JP7237441B2 (ja) | タービン翼の先端シュラウドの冷却用シールレールのためのシステム | |
CN104995375B (zh) | 在涡轮发动机中的热气体路径和盘腔之间的密封组件 | |
JP6109961B2 (ja) | ガスタービンエンジンの内側シュラウドに溝を含むシール組立体 | |
US20110070074A1 (en) | Gas turbine with a shroud and labyrinth-type sealing arrangement | |
US10001019B2 (en) | Turbine rotor blade | |
JP6888907B2 (ja) | ガスタービン | |
JP2016079904A5 (ru) | ||
JP2016516932A (ja) | サイクロン式汚れ分離タービン加速装置 | |
JP2015040566A5 (ru) | ||
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
KR101323398B1 (ko) | 터빈 및 터빈 동익 | |
JP6573977B2 (ja) | エンドキャップを有するタービンブレード | |
JP2015086872A (ja) | ガスタービンのセグメント間隙の冷却用および/またはパージ用の微細チャネル排出装置 | |
JP6250223B2 (ja) | 内部冷却システム内のインピンジメントジェット衝突チャネルシステム | |
US20160201476A1 (en) | Airfoil for a turbine engine | |
CN105339595A (zh) | 尾部外缘密封装置 | |
CA2927037C (en) | Rotor assembly with scoop | |
CN106089313A (zh) | 具有外扩末梢的转子叶片 | |
US9938848B2 (en) | Rotor assembly with wear member | |
JP2013139811A (ja) | タービン及び流体から粒状物を分離するための方法 | |
KR102272728B1 (ko) | 증기 터빈 및 증기 터빈 조립 방법 | |
JP2012082826A (ja) | タービンバケットシュラウドテール | |
JP5852191B2 (ja) | 端壁部材及びガスタービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191127 |