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 PDF

Info

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
Application number
RU2015130349A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2650228C2 (ru
Inventor
Чин-Пан ЛИ
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
Priority claimed from US13/747,868 external-priority patent/US9068513B2/en
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт
Publication of RU2015130349A publication Critical patent/RU2015130349A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2650228C2 publication Critical patent/RU2650228C2/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
    • 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
    • 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
    • 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.
RU2015130349A 2013-01-23 2014-01-22 Узел уплотнения для газотурбинного двигателя RU2650228C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/747,868 US9068513B2 (en) 2013-01-23 2013-01-23 Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine
US13/747,868 2013-01-23
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
US14/043,958 2013-10-02
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
US10544695B2 (en) 2015-01-22 2020-01-28 General Electric Company Turbine bucket for control of wheelspace purge air
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
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)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
EP1180196B1 (de) * 1999-05-14 2005-02-16 Siemens Aktiengesellschaft Strömungsmaschine mit einem dichtsystem für einen rotor
DE10295864D2 (de) * 2001-12-14 2004-11-04 Alstom Technology Ltd Baden 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

Also Published As

Publication number Publication date
CN104937215B (zh) 2017-08-04
CN104937215A (zh) 2015-09-23
JP2016505771A (ja) 2016-02-25
EP2948641A2 (en) 2015-12-02
WO2014143413A2 (en) 2014-09-18
SA515360767B1 (ar) 2018-09-25
WO2014143413A3 (en) 2014-12-18
RU2650228C2 (ru) 2018-04-11
US20140205441A1 (en) 2014-07-24
EP2948641B1 (en) 2018-12-19
US9039357B2 (en) 2015-05-26
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
RU2665609C2 (ru) Уплотнительный узел в турбинном двигателе (варианты)
JP6716220B2 (ja) 遠心圧縮機段
WO2017098932A1 (ja) シール構造及びタービン
JP2015190354A5 (ru)
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
RU2016123053A (ru) Уплотнительная система с двумя рядами дополняющих друг друга уплотнительных элементов
JP6134628B2 (ja) 軸流式の圧縮機、及びガスタービン
EP3052761A1 (en) Seal assembly including grooves in an aft facing side of a platform in a gas turbine engine
WO2018124068A1 (ja) タービン及びガスタービン
ES2883801T3 (es) Paleta, segmento de paleta y componente estructural para una turbomaquinaria y turbomaquinaria
JP6877867B2 (ja) タービンアッセンブリ
RU2011146094A (ru) Диффузор для кожуха для отработанного пара (варианты)
JP2018141451A5 (ru)
CN106574505B (zh) 用于燃气涡轮发动机的受控会聚压缩机流动路径
JP2011094614A (ja) ターボ機械効率等化システム
KR20190107052A (ko) 터빈을 위한 제어식 유동 러너
JP6556486B2 (ja) ランナ及び水力機械
US10794397B2 (en) Rotor blade and axial flow rotary machine
JP7051647B2 (ja) 軸流タービン
JP6986426B2 (ja) タービン
JP2018003812A (ja) 動翼およびそれを用いたタービン

Legal Events

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

Effective date: 20200123