RU2015132092A - Лопатка ротора газовой турбины и ротор газовой турбины - Google Patents

Лопатка ротора газовой турбины и ротор газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2015132092A
RU2015132092A RU2015132092A RU2015132092A RU2015132092A RU 2015132092 A RU2015132092 A RU 2015132092A RU 2015132092 A RU2015132092 A RU 2015132092A RU 2015132092 A RU2015132092 A RU 2015132092A RU 2015132092 A RU2015132092 A RU 2015132092A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
groove
rotor
axial
gas turbine
radial
Prior art date
Application number
RU2015132092A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2620472C2 (ru
Inventor
Ричард БЛАК
Дэвид Батлер
Джонатан МАГГЛСТОУН
Дэвид ОВЕРТОН
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 RU2015132092A publication Critical patent/RU2015132092A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2620472C2 publication Critical patent/RU2620472C2/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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/57—Leaf seals
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/294—Three-dimensional machined; miscellaneous grooved
    • 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
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49323—Assembling fluid flow directing devices, e.g., stators, diaphragms, nozzles

Landscapes

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

Claims (26)

1. Лопатка (25) ротора газовой турбины, включающая в себя корневую часть (7), платформу (9) и перьевую часть (1), расположенные вдоль направления (S) размаха лопатки (25) ротора, причем платформа (9) расположена между корневой частью (7) и перьевой частью (1), причем платформа (9) содержит:
- входную сторону (17),
- выходную сторону (19),
- боковые стороны (10), которые проходят от входной стороны (17) к выходной стороне (19),
- осевую канавку (11) в каждой боковой стороне (10) платформы (9), причем осевая канавка (11) проходит по существу перпендикулярно направлению (S) размаха с меньшим компонентом протяженности (11В) в направлении (S) размаха, и
- радиальную канавку (13) в каждой боковой стороне (10) платформы (9), причем радиальная канавка (13) проходит к осевой канавке (11) с компонентом протяженности (13В) в направлении (S) размаха и с компонентом протяженности (13А), перпендикулярным направлению (S) размаха, причем радиальная канавка (13) имеет первый конец (31), который направлен от осевой канавки (11) и второй конец (33), который направлен к осевой канавке (11), причем второй конец (13) расположен на расстоянии от осевой канавки (11) так, чтобы между вторым концом (33) радиальной канавки (13) и осевой канавкой (11) была образована секция (12) без канавки.
2. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 1, в которой меньший компонент протяженности (11В) осевой канавки (11) в направлении (S) размаха такой, что осевая канавка (11) наклонена к перьевой части (1), если смотреть от выходной стороны (19) по направлению к входной стороне (17).
3. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой в каждой боковой стороне (10) платформы (9) расположена дополнительная канавка (15), причем дополнительная канавка (15) открыта к осевой канавке (11) и к входной стороне (17) платформы (9), причем дополнительная канавка (15) наклонена от перьевой части (1), если смотреть от выходной стороны (19) по направлению к входной стороне (17).
4. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой компонент протяженности (13А) радиальной канавки (13), перпендикулярный направлению (S) размаха, такой, что радиальная канавка (13) наклонена к входному концу (17) платформы (9), если смотреть от первого конца (31) радиальной канавки (13) по направлению к ее второму концу (33).
5. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой первый конец (31) радиальной канавки (13) открыт.
6. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой протяженность (12В) в направлении (S) размаха секции (12) без канавки между вторым концом (33) радиальной канавки (13) и осевой канавкой (11) соответствует величине, составляющей от 50% до 150% от ширины осевой канавки (11).
7. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой меньший компонент протяженности (11В) осевой канавки (11) в направлении (S) размаха соответствует величине, составляющей от 3% до 10% от величины осевой протяженности (11А) осевой канавки (11).
8. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой компонент протяженности (13А) радиальной канавки (13), перпендикулярный направлению (S) размаха, соответствует величине, составляющей от 30% до 50% от величины протяженности (13В) радиальной канавки (13) в направлении (S) размаха.
9. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 3, в которой дополнительная канавка (15) открыта на своем дистальном конце (102).
10. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой осевая канавка (11) и радиальная канавка (13) расположены с перекрыванием (110) в осевом направлении.
11. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 10, в которой перекрывание в осевом направлении имеет по меньшей мере длину (L), определяемую от входного конца (106) осевой канавки (11) до места соединения (108) дополнительной канавки (15) и осевой канавки (11).
12. Лопатка (25) ротора газовой турбины по любому из пп. 1 или 2, в которой секция (12) без канавки имеет размер (12В) в радиальном направлении между осевой канавкой (11) и радиальной канавкой (13).
13. Лопатка (25) ротора газовой турбины по п. 12, в которой размер (12В) в радиальном направлении имеет четкую линию прямой видимости в осевом направлении.
14. Ротор газовой турбины, проходящий вдоль осевого направления, содержащий:
- некоторое количество лопаток (25) ротора газовой турбины в соответствии с любым из предшествующих пунктов, причем лопатки (25) ротора расположены рядом друг с другом в круговом направлении ротора таким образом, что между платформами (9) соседних лопаток (25) ротора остаются зазоры (26),
- осевые уплотнения (35), которые проходят между соседними лопатками (25) ротора, и которые удерживаются на месте посредством осевых канавок (11) в боковых сторонах (10) платформ (9) соседних лопаток (25) ротора, и
- радиальные уплотнения (37), которые проходят между соседними лопатками (25) ротора, и которые удерживаются на месте посредством радиальных канавок (13) в боковых сторонах (10) платформ (9) соседних лопаток (25) ротора.
15. Способ сборки ротора содержит этапы:
- во-первых, установки по меньшей мере двух лопаток (25) ротора по любому из пп. 1-13 на диск (27) ротора,
- во-вторых, вставления осевой уплотнительной полоски (35) через открытый конец (102) дополнительной канавки (15) так, чтобы она полностью или в большей степени находилась внутри осевой канавки (11),
- вставления радиальной уплотнительной полоски (37) в радиальную канавку (13) через открытый конец (31) и, по выбору, размещение запорной пластины поперек открытого конца (31) для предотвращения выхода уплотнительной полоски (37).
RU2015132092A 2013-02-01 2014-01-14 Лопатка ротора газовой турбины, ротор газовой турбины и способ сборки ротора RU2620472C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13153706.0 2013-02-01
EP13153706.0A EP2762679A1 (en) 2013-02-01 2013-02-01 Gas Turbine Rotor Blade and Gas Turbine Rotor
PCT/EP2014/050620 WO2014117998A1 (en) 2013-02-01 2014-01-14 Gas turbine rotor blade and gas turbine rotor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015132092A true RU2015132092A (ru) 2017-03-06
RU2620472C2 RU2620472C2 (ru) 2017-05-25

Family

ID=47709928

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015132092A RU2620472C2 (ru) 2013-02-01 2014-01-14 Лопатка ротора газовой турбины, ротор газовой турбины и способ сборки ротора

Country Status (7)

Country Link
US (1) US9909439B2 (ru)
EP (2) EP2762679A1 (ru)
JP (2) JP2016505117A (ru)
CN (1) CN105026691B (ru)
CA (1) CA2898337C (ru)
RU (1) RU2620472C2 (ru)
WO (1) WO2014117998A1 (ru)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3006366B1 (fr) * 2013-05-28 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Roue de turbine dans une turbomachine
WO2015026430A1 (en) * 2013-08-20 2015-02-26 United Technologies Corporation Ducting platform cover plate
US10030530B2 (en) * 2014-07-31 2018-07-24 United Technologies Corporation Reversible blade rotor seal
US10066485B2 (en) * 2015-12-04 2018-09-04 General Electric Company Turbomachine blade cover plate having radial cooling groove
US10648354B2 (en) 2016-12-02 2020-05-12 Honeywell International Inc. Turbine wheels, turbine engines including the same, and methods of forming turbine wheels with improved seal plate sealing
EP3342988A1 (en) * 2016-12-30 2018-07-04 Ansaldo Energia Switzerland AG Radial seal arrangement between adjacent blades of a gas turbine
US10294821B2 (en) * 2017-04-12 2019-05-21 General Electric Company Interturbine frame for gas turbine engine
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
US10907491B2 (en) * 2017-11-30 2021-02-02 General Electric Company Sealing system for a rotary machine and method of assembling same
US11248705B2 (en) * 2018-06-19 2022-02-15 General Electric Company Curved seal with relief cuts for adjacent gas turbine components
US11047248B2 (en) * 2018-06-19 2021-06-29 General Electric Company Curved seal for adjacent gas turbine components
US10927692B2 (en) 2018-08-06 2021-02-23 General Electric Company Turbomachinery sealing apparatus and method
US11111802B2 (en) * 2019-05-01 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation Seal for a gas turbine engine
US11566528B2 (en) * 2019-12-20 2023-01-31 General Electric Company Rotor blade sealing structures
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11519286B2 (en) * 2021-02-04 2022-12-06 General Electric Company Sealing assembly and sealing member therefor with spline seal retention

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL93930C (ru) 1954-11-08
US2912223A (en) * 1955-03-17 1959-11-10 Gen Electric Turbine bucket vibration dampener and sealing assembly
JP3462695B2 (ja) * 1997-03-12 2003-11-05 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼シール板
JP3462732B2 (ja) * 1997-10-21 2003-11-05 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼のダブルクロスシール装置
EP1008723B1 (de) * 1998-12-10 2004-02-18 ALSTOM (Switzerland) Ltd Plattformkühlung in Turbomaschinen
US6273683B1 (en) 1999-02-05 2001-08-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade platform seal
EP1163427B1 (de) 1999-03-19 2003-12-10 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenrotor mit innenraumgekühlter gasturbinenschaufel
DE10346384A1 (de) * 2003-09-29 2005-04-28 Rolls Royce Deutschland Turbinenschaufelkranz
DE102004016174A1 (de) * 2004-03-30 2005-10-20 Alstom Technology Ltd Baden Spaltdichtung zum Abdichten eines Spalts zwischen zwei benachbarten Bauteilen
US7090466B2 (en) * 2004-09-14 2006-08-15 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engine rotor assemblies
US7575415B2 (en) * 2005-11-10 2009-08-18 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
EP1914386A1 (en) * 2006-10-17 2008-04-23 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade assembly
US7762780B2 (en) * 2007-01-25 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Blade assembly in a combustion turbo-machine providing reduced concentration of mechanical stress and a seal between adjacent assemblies
RU2486349C2 (ru) 2007-10-25 2013-06-27 Сименс Акциенгезелльшафт Уплотнительный гребень, узел лопаток турбины и газовая турбина, содержащая такой узел лопаток
US20090169369A1 (en) * 2007-12-29 2009-07-02 General Electric Company Turbine nozzle segment and assembly
US8573942B2 (en) 2008-11-25 2013-11-05 Alstom Technology Ltd. Axial retention of a platform seal
US20100284800A1 (en) * 2009-05-11 2010-11-11 General Electric Company Turbine nozzle with sidewall cooling plenum
US8540486B2 (en) * 2010-03-22 2013-09-24 General Electric Company Apparatus for cooling a bucket assembly
US8820754B2 (en) * 2010-06-11 2014-09-02 Siemens Energy, Inc. Turbine blade seal assembly
US8876478B2 (en) * 2010-11-17 2014-11-04 General Electric Company Turbine blade combined damper and sealing pin and related method
US8684695B2 (en) * 2011-01-04 2014-04-01 General Electric Company Damper coverplate and sealing arrangement for turbine bucket shank
US8951014B2 (en) 2011-03-15 2015-02-10 United Technologies Corporation Turbine blade with mate face cooling air flow
US20120244002A1 (en) 2011-03-25 2012-09-27 Hari Krishna Meka Turbine bucket assembly and methods for assembling same
US8967974B2 (en) * 2012-01-03 2015-03-03 General Electric Company Composite airfoil assembly

Also Published As

Publication number Publication date
WO2014117998A1 (en) 2014-08-07
CA2898337C (en) 2019-04-23
EP2951396A1 (en) 2015-12-09
RU2620472C2 (ru) 2017-05-25
EP2762679A1 (en) 2014-08-06
US9909439B2 (en) 2018-03-06
US20150361814A1 (en) 2015-12-17
EP2951396B1 (en) 2019-09-18
JP2017133518A (ja) 2017-08-03
CA2898337A1 (en) 2014-08-07
CN105026691A (zh) 2015-11-04
CN105026691B (zh) 2018-05-11
JP2016505117A (ja) 2016-02-18
JP6279786B2 (ja) 2018-02-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015132092A (ru) Лопатка ротора газовой турбины и ротор газовой турбины
RU2012107060A (ru) Система уплотнения для тепловой машины
GB201702384D0 (en) Gas turbine engine fan blade
BR112015005209A2 (pt) lâmina de ventilador para um motor de turbina a gás e conjunto de rotor.
WO2014197119A3 (en) Rotors with modulus mistuned airfoils
IN2014DN10346A (ru)
BR112015017110A2 (pt) motor de turbina a gás
EP3073055A3 (en) Damper for stator assembly and stator assembly
WO2015023324A3 (en) Stator vane platform with flanges
EP2620591B8 (en) Gas turbine engine stator vane assembly with inner shroud
EP2775097A3 (en) Stator vane row
BR112014031177A2 (pt) conjunto de rotor, motor de turbina a gás e método para montar um conjunto de rotor.
BR112016002648A2 (pt) pá de estator de turbomáquina
EP2479383A3 (en) Gas Turbine Engine Stator Vane Assembly
WO2014200597A3 (en) Fuel conditioner, combustor and gas turbine improvements
EP2573364A3 (en) Turbocharger with variable nozzle having labyrinth seal for vanes
WO2015175073A3 (en) Gas turbine engine airfoil
RU2017115848A (ru) Статорная облопаченная конструкция и турбовентиляторный двигатель с ее использованием
EP2615254A3 (en) Gas turbine stator assembly having abuting components with slots for receiving a sealing member
JP2015083835A5 (ru)
CL2014003280A1 (es) Un ensamble de aspa de rotor de turbina eolica, comprende al menos dos secciones de aspa, una de dichas secciones tiene al menos una cavidad en una porcion de extremo de union, y la otra seccion tiene al menos una saliente; metodo; un aspa para un rotor de turbina eolica; un rotor; y una turbina.
EP4306788A3 (en) High turning fan exit stator
BR112014032381A2 (pt) conjunto de ventoinha, motor de turbina a gás e método para montar um conjunto de vedação
EP2891787A3 (en) A bleed flow outlet
EP3070264A4 (en) Vane structure for axial flow turbomachine and gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
PC41 Official registration of the transfer of exclusive right

Effective date: 20220114