RU2015130349A - Узел уплотнения для газотурбинного двигателя, включающий в себя канавки в обращенной радиально наружу стороне платформы - Google Patents
Узел уплотнения для газотурбинного двигателя, включающий в себя канавки в обращенной радиально наружу стороне платформы Download PDFInfo
- Publication number
- RU2015130349A RU2015130349A RU2015130349A RU2015130349A RU2015130349A RU 2015130349 A RU2015130349 A RU 2015130349A RU 2015130349 A RU2015130349 A RU 2015130349A RU 2015130349 A RU2015130349 A RU 2015130349A RU 2015130349 A RU2015130349 A RU 2015130349A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- grooves
- platform
- guide vanes
- seal assembly
- relative
- Prior art date
Links
- 238000007789 sealing Methods 0.000 title claims 3
- 238000010926 purge Methods 0.000 claims 12
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims 6
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims 3
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
-
- 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
- F01D11/02—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
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
-
- 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
- F05D2250/37—Arrangement of components circumferential
-
- 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
-
- 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
-
- 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
- F05D2260/14—Preswirling
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
Claims (52)
1. Узел уплотнения между полостью диска и путепроводом горячего газа, который продолжается через секцию турбины газотурбинного двигателя, содержащий:
неподвижный узел направляющих лопаток, включающий в себя множество направляющих лопаток и внутренний бандаж;
вращающийся узел рабочих лопаток, расположенный ниже по потоку относительно узла направляющих лопаток и включающий в себя множество рабочих лопаток, которые поддерживаются на платформе и вращаются вместе с ротором турбины и платформой во время работы двигателя, причем платформа содержит:
обращенную радиально наружу первую поверхность;
обращенную радиально внутрь вторую поверхность;
третью поверхность, обращенную в аксиальном направлении, образованном продольной осью секции турбины; и
множество канавок, продолжающихся в третью поверхность, причем канавки располагаются таким образом, что между смежными канавками образовано пространство, имеющее компоненту в окружном направлении, причем окружное направление соответствует направлению вращения узла рабочих лопаток;
в котором во время работы двигателя канавки направляют продувочный воздух из полости диска в направлении путепровода горячего газа таким образом, что продувочный воздух течет в требуемом направлении относительно направления потока горячего воздуха через путепровод горячего газа.
2. Узел уплотнения по п. 1, в котором третья поверхность платформы продолжается радиально внутрь от первой поверхности платформы под углом относительно продольной оси таким образом, что третья поверхность платформы также обращена в радиальном направлении.
3. Узел уплотнения по п. 2, в котором третья поверхность платформы продолжается радиально внутрь от первой поверхности платформы под углом от порядка 30 до порядка 60° относительно продольной оси.
4. Узел уплотнения по п. 1, в котором канавки сужаются в направлении от их входов, расположенных дистально относительно первой поверхности платформы, до их выходов, расположенных проксимально относительно первой поверхности платформы, таким образом, что входы имеют ширину больше, чем выходы.
5. Узел уплотнения по п. 1, в котором окружное расстояние между входами смежных канавок меньше, чем окружная ширина канавок в средних точках боковых стенок каждой соответствующей канавки, и окружное расстояние между выходами смежных канавок больше, чем окружная ширина канавок в средних точках боковых стенок каждой соответствующей канавки.
6. Узел уплотнения по п. 1, в котором канавки имеют по меньшей мере одно из наклона и изгиба в окружном направлении таким образом, что их входы, расположенные дистально относительно первой поверхности платформы, располагаются ниже по потоку от их выходов, расположенных проксимально относительно первой поверхности платформы, относительно направления вращения узла рабочих лопаток.
7. Узел уплотнения по п. 1, в котором канавки направляют продувочный воздух таким образом, что направление потока продувочного воздуха, по существу, выровнено с направлением потока горячего газа через путепровод горячего газа, которое, по существу, параллельно углу выхода задней кромки по меньшей мере одной из направляющих лопаток верхнего по потоку узла направляющих лопаток.
8. Узел уплотнения по п. 1, в котором платформа дополнительно содержит обращенную, по существу, аксиально четвертую поверхность, которая продолжается радиально внутрь от третьей поверхности и обращена к смежному верхнему по потоку узлу направляющих лопаток, и в котором входы канавок располагаются на четвертой поверхности платформы и выходы канавок располагаются на третьей поверхности платформы.
9. Узел уплотнения по п. 8, в котором узел направляющих лопаток дополнительно содержит продолжающуюся, по существу, аксиально уплотнительную структуру, которая продолжается от внутреннего бандажа в направлении узла рабочих лопаток до непосредственной близости к узлу рабочих лопаток.
10. Узел уплотнения по п. 1, в котором внутренний бандаж содержит:
обращенную радиально наружу первую поверхность;
обращенную радиально внутрь вторую поверхность и
множество канавок направляющих лопаток, продолжающихся во вторую поверхность внутреннего бандажа, причем канавки направляющих лопаток располагаются таким образом, что между смежными канавками направляющих лопаток образовано пространство, имеющее компоненту в окружном направлении,
и в котором во время работы двигателя канавки направляющих лопаток направляют дополнительный продувочный воздух из полости диска в направлении путепровода горячего газа таким образом, что дополнительный продувочный воздух течет в требуемом направлении относительно направления потока горячего газа через путепровод горячего газа.
11. Узел уплотнения по п. 10, в котором канавки направляющих лопаток сужаются в направлении от их входов, расположенных дистально относительно аксиального концевого участка внутреннего бандажа, до их выходов, расположенных проксимально относительно аксиального концевого участка внутреннего бандажа, таким образом, что входы имеют ширину больше, чем выходы.
12. Узел уплотнения по п. 11, в котором канавки направляющих лопаток имеют по меньшей мере одно из наклона или изгиба в окружном направлении таким образом, что их входы располагаются выше по потоку от их выходов относительно направления вращения узла рабочих лопаток.
13. Узел уплотнения между полостью диска и путепроводом горячего газа, который продолжается через секцию турбины газотурбинного двигателя, содержащий:
неподвижный узел направляющих лопаток, включающий в себя множество направляющих лопаток и внутренний бандаж;
вращающийся узел рабочих лопаток, расположенный ниже по потоку относительно узла направляющих лопаток и включающий в себя множество рабочих лопаток, которые поддерживаются на платформе и вращаются вместе с ротором турбины и платформой во время работы двигателя, причем платформа содержит:
обращенную радиально наружу первую поверхность;
обращенную радиально внутрь вторую поверхность;
третью поверхность, обращенную в аксиальном направлении, образованном продольной осью секции турбины, причем третья поверхность платформы продолжается радиально внутрь от первой поверхности платформы под углом относительно продольной оси таким образом, что третья поверхность платформы также обращена в радиальном направлении; и
множество канавок, продолжающихся в третью поверхность, причем канавки располагаются таким образом, что между смежными канавками образовано пространство, имеющее компоненту в окружном направлении, причем окружное направление соответствует направлению вращения узла рабочих лопаток, и канавки сужаются в направлении от их входов, расположенных дистально относительно первой поверхности платформы, до их выходов, расположенных проксимально относительно первой поверхности платформы, таким образом, что входы имеют ширину больше, чем выходы;
в котором во время работы двигателя канавки направляют продувочный воздух из полости диска в направлении путепровода горячего газа таким образом, что направление потока продувочного воздуха, по существу, выровнено с направлением потока горячего воздуха через путепровод горячего воздуха, которое, по существу, параллельно углу выхода задней кромки по меньшей мере одной из направляющих лопаток верхнего по потоку узла направляющих лопаток.
14. Узел уплотнения по п. 13, в котором окружное расстояние между входами смежных канавок меньше, чем окружная ширина канавок в средних точках боковых стенок каждой соответствующей канавки, и окружное расстояние между выходами смежных канавок больше, чем окружная ширина канавок в средних точках боковых стенок каждой соответствующей канавки.
15. Узел уплотнения по п. 14, в котором канавки имеют по меньшей мере одно из наклона и изгиба в окружном направлении таким образом, что их входы, расположенные дистально относительно первой поверхности платформы, располагаются ниже по потоку от их выходов, расположенных проксимально относительно первой поверхности платформы, относительно направления вращения узла рабочих лопаток.
16. Узел уплотнения по п. 13, в котором узел направляющих лопаток дополнительно содержит продолжающуюся, по существу, аксиально уплотнительную структуру, которая продолжается от внутреннего бандажа в направлении узла рабочих лопаток до непосредственной близости к узлу рабочих лопаток.
17. Узел уплотнения по п. 13, в котором внутренний бандаж содержит:
обращенную радиально наружу первую поверхность;
обращенную радиально внутрь вторую поверхность и
множество канавок направляющих лопаток, продолжающихся во вторую поверхность внутреннего бандажа, причем канавки направляющих лопаток располагаются таким образом, что между смежными канавками направляющих лопаток образовано пространство, имеющее компоненту в окружном направлении,
и в котором во время работы двигателя канавки направляющих лопаток направляют дополнительный продувочный воздух из полости диска в направлении путепровода горячего газа таким образом, что дополнительный продувочный воздух течет в требуемом направлении относительно направления потока горячего газа через путепровод горячего газа.
18. Узел уплотнения по п. 17, в котором канавки направляющих лопаток сужаются в направлении от их входов, расположенных дистально относительно аксиального концевого участка внутреннего бандажа, до их выходов, расположенных проксимально относительно аксиального концевого участка внутреннего бандажа, таким образом, что входы имеют ширину больше, чем выходы.
19. Узел уплотнения по п. 18, в котором канавки направляющих лопаток имеют по меньшей мере одно из наклона и изгиба в окружном направлении таким образом, что их входы располагаются выше по потоку от их выходов относительно направления вращения узла рабочих лопаток.
20. Узел уплотнения между полостью диска и путепроводом горячего газа, который продолжается через секцию турбины газотурбинного двигателя, включающую в себя ротор турбины, содержащий:
неподвижный узел направляющих лопаток, включающий в себя множество направляющих лопаток и внутренний бандаж, причем внутренний бандаж содержит:
обращенную радиально наружу первую поверхность;
обращенную радиально внутрь и аксиально вниз по потоку вторую поверхность, причем аксиальное направление образовано продольной осью секции турбины и
множество канавок направляющих лопаток, продолжающихся во вторую поверхность, причем канавки направляющих лопаток располагаются таким образом, что между смежными канавками направляющих лопаток образовано пространство, имеющее компоненту в окружном направлении, причем окружное направление соответствует направлению вращения ротора турбины;
узел рабочих лопаток, выполненный с возможностью вращения вместе с ротором турбины и расположенный ниже по потоку относительно узла направляющих лопаток, включающий в себя множество рабочих лопаток, поддерживаемых на платформе, причем платформа содержит:
обращенную радиально наружу первую поверхность;
обращенную радиально внутрь вторую поверхность;
обращенную радиально наружу и аксиально вверх по потоку третью поверхность и
множество канавок рабочих лопаток, продолжающихся в третью поверхность платформы, причем канавки рабочих лопаток располагаются таким образом, что между смежными канавками рабочих лопаток образовано пространство, имеющее компоненту в окружном направлении;
в котором во время работы двигателя канавки направляющих лопаток и канавки рабочих лопаток каждые направляют продувочный воздух из полости диска в направлении путепровода горячего газа таким образом, что продувочный воздух течет в требуемом направлении относительно направления потока горячего воздуха через путепровод горячего газа.
Applications Claiming Priority (5)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/747,868 | 2013-01-23 | ||
US13/747,868 US9068513B2 (en) | 2013-01-23 | 2013-01-23 | Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine |
US14/043,958 | 2013-10-02 | ||
US14/043,958 US9039357B2 (en) | 2013-01-23 | 2013-10-02 | Seal assembly including grooves in a radially outwardly facing side of a platform in a gas turbine engine |
PCT/US2014/012525 WO2014143413A2 (en) | 2013-01-23 | 2014-01-22 | Seal assembly including grooves in a radially outwardly facing side of a platform in a gas turbine engine |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015130349A true RU2015130349A (ru) | 2017-03-02 |
RU2650228C2 RU2650228C2 (ru) | 2018-04-11 |
Family
ID=51134238
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015130349A RU2650228C2 (ru) | 2013-01-23 | 2014-01-22 | Узел уплотнения для газотурбинного двигателя |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9039357B2 (ru) |
EP (1) | EP2948641B1 (ru) |
JP (1) | JP6189456B2 (ru) |
CN (1) | CN104937215B (ru) |
RU (1) | RU2650228C2 (ru) |
SA (1) | SA515360767B1 (ru) |
WO (1) | WO2014143413A2 (ru) |
Families Citing this family (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9644483B2 (en) * | 2013-03-01 | 2017-05-09 | General Electric Company | Turbomachine bucket having flow interrupter and related turbomachine |
EP3177811B1 (en) | 2014-08-08 | 2021-07-21 | Siemens Energy Global GmbH & Co. KG | Gas turbine engine compressor |
US10077668B2 (en) * | 2014-09-26 | 2018-09-18 | Honda Motor Co., Ltd. | Gas turbine engine |
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 |
US10544695B2 (en) | 2015-01-22 | 2020-01-28 | 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 |
US10590774B2 (en) * | 2015-01-22 | 2020-03-17 | General Electric Company | Turbine bucket for control of wheelspace purge air |
US9631509B1 (en) * | 2015-11-20 | 2017-04-25 | Siemens Energy, Inc. | Rim seal arrangement having pumping feature |
BE1025961B1 (fr) * | 2018-01-30 | 2019-08-28 | Safran Aero Boosters S.A. | Passage annulaire entre une virole et une plateforme rotorique de turbomachine |
US10982682B2 (en) | 2018-03-16 | 2021-04-20 | Hamilton Sundstrand Corporation | Fan rotor for ram air fan |
FR3079008B1 (fr) * | 2018-03-19 | 2020-02-28 | Safran Aircraft Engines | Disque aubage monobloc souple en partie basse des aubes |
CN108798794A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-11-13 | 哈尔滨工程大学 | 一种具有波浪状凹陷的轮缘密封结构及使用该结构的涡轮 |
EP3564489A1 (de) * | 2018-05-03 | 2019-11-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotor mit fliehkraft-optimierten kontaktflächen |
CN109630210B (zh) * | 2018-12-17 | 2021-09-03 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种咬嘴封严结构及具有其的航空发动机 |
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. |
KR102525225B1 (ko) * | 2021-03-12 | 2023-04-24 | 두산에너빌리티 주식회사 | 터보머신 |
US11668203B2 (en) | 2021-07-08 | 2023-06-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine rim seal with lip |
CN114087072B (zh) * | 2021-10-15 | 2022-11-22 | 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 | 燃气透平和具有其的燃气轮机 |
CN114320488A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-04-12 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 航空发动机涡轮导向器叶片缘板的封严结构 |
US20240044257A1 (en) * | 2022-08-04 | 2024-02-08 | General Electric Company | Core Air Leakage Redirection Structures for Aircraft Engines |
CN116624231A (zh) * | 2023-07-18 | 2023-08-22 | 中国航发燃气轮机有限公司 | 一种涡轮叶片及其设计方法 |
Family Cites Families (25)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3602605A (en) * | 1969-09-29 | 1971-08-31 | Westinghouse Electric Corp | Cooling system for a gas turbine |
US3990812A (en) * | 1975-03-03 | 1976-11-09 | United Technologies Corporation | Radial inflow blade cooling system |
FR2552159B1 (fr) * | 1983-09-21 | 1987-07-10 | Snecma | Dispositif de liaison et d'etancheite de secteurs d'aubes de stator de turbine |
GB2170867B (en) * | 1985-02-12 | 1988-12-07 | Rolls Royce | Improvements in or relating to gas turbine engines |
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 |
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 |
CN1252376C (zh) * | 1999-05-14 | 2006-04-19 | 西门子公司 | 带有转子密封系统的流体机械 |
WO2003052240A2 (de) * | 2001-12-14 | 2003-06-26 | Alstom Technology Ltd | Gasturbinenanordnung |
FR2834758B1 (fr) * | 2002-01-17 | 2004-04-02 | Snecma Moteurs | Dispositif pour redresser l'air d'alimentation d'un prelevement centripete dans un compresseur |
JP2004036510A (ja) * | 2002-07-04 | 2004-02-05 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼シュラウド |
US6887039B2 (en) | 2002-07-10 | 2005-05-03 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Stationary blade in gas turbine and gas turbine comprising the same |
US6779972B2 (en) * | 2002-10-31 | 2004-08-24 | General Electric Company | Flowpath sealing and streamlining configuration for a turbine |
JP2005146977A (ja) * | 2003-11-14 | 2005-06-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 軸流タービンの静動翼間構造及びこれを用いた軸流タービン機械 |
US7114339B2 (en) * | 2004-03-30 | 2006-10-03 | United Technologies Corporation | Cavity on-board injection for leakage flows |
US7163376B2 (en) * | 2004-11-24 | 2007-01-16 | General Electric Company | Controlled leakage pin and vibration damper for active cooling and purge of bucket slash faces |
US7189055B2 (en) | 2005-05-31 | 2007-03-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Coverplate deflectors for redirecting a fluid flow |
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 |
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 |
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 |
US8075256B2 (en) | 2008-09-25 | 2011-12-13 | Siemens Energy, Inc. | Ingestion resistant seal assembly |
JP5404187B2 (ja) * | 2009-05-29 | 2014-01-29 | 三菱重工業株式会社 | 端壁部材及びガスタービン |
US8312729B2 (en) | 2009-09-21 | 2012-11-20 | Honeywell International Inc. | Flow discouraging systems and gas turbine engines |
US20120251291A1 (en) * | 2011-03-31 | 2012-10-04 | General Electric Company | Stator-rotor assemblies with features for enhanced containment of gas flow, and related processes |
-
2013
- 2013-10-02 US US14/043,958 patent/US9039357B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2014
- 2014-01-22 JP JP2015555235A patent/JP6189456B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2014-01-22 CN CN201480005664.5A patent/CN104937215B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2014-01-22 RU RU2015130349A patent/RU2650228C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2014-01-22 WO PCT/US2014/012525 patent/WO2014143413A2/en active Application Filing
- 2014-01-22 EP EP14736059.8A patent/EP2948641B1/en not_active Not-in-force
-
2015
- 2015-07-16 SA SA515360767A patent/SA515360767B1/ar unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2948641B1 (en) | 2018-12-19 |
WO2014143413A3 (en) | 2014-12-18 |
CN104937215B (zh) | 2017-08-04 |
SA515360767B1 (ar) | 2018-09-25 |
JP2016505771A (ja) | 2016-02-25 |
RU2650228C2 (ru) | 2018-04-11 |
CN104937215A (zh) | 2015-09-23 |
WO2014143413A2 (en) | 2014-09-18 |
US20140205441A1 (en) | 2014-07-24 |
US9039357B2 (en) | 2015-05-26 |
EP2948641A2 (en) | 2015-12-02 |
JP6189456B2 (ja) | 2017-08-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2015130349A (ru) | Узел уплотнения для газотурбинного двигателя, включающий в себя канавки в обращенной радиально наружу стороне платформы | |
RU2015130350A (ru) | Узел уплотнения для газотурбинного двигателя, включающий в себя канавки во внутреннем бандаже | |
US9181816B2 (en) | Seal assembly including grooves in an aft facing side of a platform in a gas turbine engine | |
JP6716220B2 (ja) | 遠心圧縮機段 | |
WO2017098932A1 (ja) | シール構造及びタービン | |
JP6033154B2 (ja) | 軸流回転機械、及びディフューザ | |
RU2018104809A (ru) | Летательный аппарат, содержащий закрытую обтекателем заднюю силовую установку с входным статором, содержащим функцию нагнетания | |
JP2016125481A (ja) | 非軸対称ハブ流路及びスプリッタブレードを組み込んだ軸流圧縮機ロータ | |
WO2018124068A1 (ja) | タービン及びガスタービン | |
JP2016512586A5 (ru) | ||
JP6877867B2 (ja) | タービンアッセンブリ | |
WO2015050676A1 (en) | Seal assembly including grooves in an aft facing side of a platform in a gas turbine engine | |
RU2016123053A (ru) | Уплотнительная система с двумя рядами дополняющих друг друга уплотнительных элементов | |
JP6222876B2 (ja) | 翼列、ガスタービン | |
RU2011146094A (ru) | Диффузор для кожуха для отработанного пара (варианты) | |
US20140044518A1 (en) | Continuous-flow machine with at least one guide vane ring | |
CN106574505B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的受控会聚压缩机流动路径 | |
JP2018040282A (ja) | 軸流タービン及びそのダイヤフラム外輪 | |
JP7106552B2 (ja) | 背面のそりを有する翼形部(82)を備える蒸気タービン | |
US20180156050A1 (en) | Steam turbine | |
US20180051714A1 (en) | Rotor blade and axial flow rotary machine | |
JP2011094614A (ja) | ターボ機械効率等化システム | |
JP6556486B2 (ja) | ランナ及び水力機械 | |
JP7051647B2 (ja) | 軸流タービン | |
JP6986426B2 (ja) | タービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20200123 |