RU2015141103A - PIN TURBINE SHOULDER SEAL - Google Patents

PIN TURBINE SHOULDER SEAL Download PDF

Info

Publication number
RU2015141103A
RU2015141103A RU2015141103A RU2015141103A RU2015141103A RU 2015141103 A RU2015141103 A RU 2015141103A RU 2015141103 A RU2015141103 A RU 2015141103A RU 2015141103 A RU2015141103 A RU 2015141103A RU 2015141103 A RU2015141103 A RU 2015141103A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
suction side
groove
discharge side
inclined surface
pin seal
Prior art date
Application number
RU2015141103A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2650235C2 (en
Inventor
Анджело Винсент МАРАСКО
Даниэль МАРТИНЕЗ
Гарретт П. ПРИНС
Original Assignee
Соулар Тербинз Инкорпорейтед
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 Соулар Тербинз Инкорпорейтед filed Critical Соулар Тербинз Инкорпорейтед
Publication of RU2015141103A publication Critical patent/RU2015141103A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2650235C2 publication Critical patent/RU2650235C2/en

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
    • 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
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • 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

Landscapes

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

Claims (36)

1. Штифтовое уплотнение (430) для газотурбинного двигателя (100) с диском турбины (422) и множеством лопаток турбины (460), штифтовое уплотнение (430) содержит:1. A pin seal (430) for a gas turbine engine (100) with a turbine disk (422) and a plurality of turbine blades (460), a pin seal (430) contains: корпус (431) цилиндрической формы;a cylindrical body (431); первый конец (432); иfirst end (432); and второй конец (433), противоположный и дистальный относительно первого конца (432);the second end (433), opposite and distal relative to the first end (432); отличающееся тем, что штифтовое уплотнение (430) предназначено для установки между двумя соседними лопатками турбины (460) внутри паза (474) для уплотнения на стороне нагнетания, проходящего до наклонной поверхности (472) стороны нагнетания первой лопатки турбины (460), и паза (484) для уплотнения на стороне всасывания, проходящего до наклонной поверхности (482) стороны всасывания второй лопатки турбины (460), при этом длина штифтового уплотнения (430) выбрана таким образом, что штифтовое уплотнение (430) выступает перед передним краем (458) аэродинамической поверхности (461) каждой соседней лопатки турбины (460) как минимум на 0,020 дюйма, когда штифтовое уплотнение (430) контактирует либо с задней поверхностью (442) стороны нагнетания, расположенной в конце паза (474) для уплотнения на стороне нагнетания дистально к переднему краю (458) каждой аэродинамической поверхности (461), либо задней поверхностью (444) стороны всасывания, расположенной в конце паза (484) для уплотнения на стороне всасывания дистально к переднему краю (458) каждой аэродинамической поверхности (461), и отличающееся тем, что штифтовое уплотнение (430) отклонено на угол от трех до десяти градусов в радиальном направлении к оси (95) газотурбинного двигателя (100) во время работы газотурбинного двигателя.characterized in that the pin seal (430) is designed to be installed between two adjacent turbine blades (460) inside the groove (474) for sealing on the discharge side extending to the inclined surface (472) of the discharge side of the first turbine blade (460), and the groove ( 484) for a seal on the suction side extending to the inclined surface (482) of the suction side of the second turbine blade (460), while the length of the pin seal (430) is selected so that the pin seal (430) protrudes in front of the front edge (458) of the aerodynamicthe surfaces (461) of each adjacent turbine blade (460) by at least 0.020 inches when the pin seal (430) is in contact with either the rear surface (442) of the discharge side located at the end of the seal groove (474) distally to the front edge (458) of each aerodynamic surface (461), or the rear surface (444) of the suction side located at the end of the groove (484) for sealing on the suction side distally to the front edge (458) of each aerodynamic surface (461), and characterized in that pin seals e (430) is deflected at an angle of three to ten degrees in the radial direction to the axis (95) of the gas turbine engine (100) during operation of the gas turbine engine. 2. Штифтовое уплотнение (430) по п. 1, отличающееся тем, что длина штифтового уплотнения (430) составляет от 1,655 до 1,665 дюйма.2. The pin seal (430) according to claim 1, characterized in that the length of the pin seal (430) is from 1.655 to 1.665 inches. 3. Штифтовое уплотнение (430) по п. 1, отличающееся тем, что диаметр штифтового уплотнения (430) составляет от 0,093 до 0,097 дюйма.3. The pin seal (430) according to claim 1, characterized in that the diameter of the pin seal (430) is from 0.093 to 0.097 inches. 4. Штифтовое уплотнение (430) по п. 1, отличающееся тем, что диаметр штифтового уплотнения (430) превышает зазор (497) между наклонной поверхностью (472) стороны нагнетания и наклонной поверхностью (482) стороны всасывания соседних лопаток турбины (460).4. A pin seal (430) according to claim 1, characterized in that the diameter of the pin seal (430) exceeds the gap (497) between the inclined surface (472) of the discharge side and the inclined surface (482) of the suction side of the adjacent turbine blades (460). 5. Штифтовое уплотнение (430) по п. REF _Ref349663350 \r \h \* MERGEFORMAT 4, отличающееся тем, что штифтовое уплотнение (430) контактирует с уплотнительной поверхностью (495) стороны нагнетания и уплотнительной поверхностью (496) стороны всасывания, уплотнительная поверхность (495) стороны нагнетания простирается до платформы лопатки турбины от наклонной поверхности (472) стороны нагнетания и расположена под углом от трех до десяти градусов в радиальном направлении к оси (95) газотурбинного двигателя (100), а уплотнительная поверхность (496) стороны всасывания простирается до платформы от наклонной поверхности (482) стороны всасывания и отклоняется на угол от трех до десяти градусов в радиальном направлении к оси (95) газотурбинного двигателя (100).5. The pin seal (430) according to item REF _Ref349663350 \ r \ h \ * MERGEFORMAT 4, characterized in that the pin seal (430) is in contact with the sealing surface (495) of the discharge side and the sealing surface (496) of the suction side, the sealing surface (495) the discharge side extends to the turbine blade platform from the inclined surface (472) of the discharge side and is located at an angle of three to ten degrees in the radial direction to the axis (95) of the gas turbine engine (100), and the sealing surface (496) of the suction side extends Xia to the platform from the inclined surface (482) on the suction side and is deflected by an angle of between three to ten degrees radially to the axis (95) of the turbomachine (100). 6. Лопатка турбины в сборе (455), включающая в себя штифтовое уплотнение (430) по любому из предыдущих пунктов формулы изобретения, лопатка турбины в сборе (455) дополнительно содержит:6. The blade of the turbine assembly (455), including a pin seal (430) according to any one of the preceding claims, the blade of the turbine assembly (455) further comprises: лопатку турбины (460), имеющуюa turbine blade (460) having аэродинамическую поверхность (461), простирающуюся в первом направлении; аэродинамическая поверхность (461) содержитan aerodynamic surface (461) extending in a first direction; aerodynamic surface (461) contains передний край (458),cutting edge (458), задний край (459),trailing edge (459), сторону нагнетания (471), расположенную между передним краем (458) и задним краем (459), иa discharge side (471) located between the front edge (458) and the rear edge (459), and сторону всасывания (481), расположенную между передним краем (458) и задним краем (459);a suction side (481) located between the front edge (458) and the rear edge (459); хвостовик лопатки (462), простирающийся во втором направлении, противоположном первому направлению, иa blade shank (462) extending in a second direction opposite to the first direction, and платформу (463), расположенную между аэродинамической поверхностью (461) и хвостовиком лопатки (462); платформа (463) содержитa platform (463) located between the aerodynamic surface (461) and the shank of the blade (462); platform (463) contains передний конец (466), прилегающий к переднему краю (458), front end (466) adjacent to the front edge (458), задний конец (467), прилегающий к заднему краю (459),the rear end (467) adjacent to the rear edge (459), платформу (468) на стороне нагнетания, простирающуюся от стороны нагнетания (471); платформа (468) на стороне нагнетания содержитa platform (468) on the discharge side extending from the discharge side (471); platform (468) on the discharge side contains наклонную поверхность (472) стороны нагнетания, дистальную стороне нагнетания (471); наклонная поверхность (472) стороны нагнетания простирается от переднего конца (466) к заднему концу (467), иthe inclined surface (472) of the discharge side, the distal side of the discharge (471); the inclined surface (472) of the discharge side extends from the front end (466) to the rear end (467), and паз (474) для уплотнения на стороне нагнетания, проходящий до платформы (468) стороны нагнетания от наклонной поверхности (472) стороны нагнетания; паз (474) для уплотнения на стороне нагнетания содержитa groove (474) for sealing on the discharge side extending to the platform (468) of the discharge side from the inclined surface (472) of the discharge side; groove (474) for sealing on the discharge side contains передний паз (478) стороны нагнетания, расположенный рядом с передним концом (466), проходящим в передней части наклонной поверхности (472) стороны нагнетания вогнутой формы, и a front groove (478) of the discharge side located near the front end (466) extending in the front of the inclined surface (472) of the concave shape of the discharge side, and задний паз (479) стороны нагнетания, расположенный рядом с задним концом (467), проходящим в задней части наклонной поверхности (472) стороны нагнетания вогнутой формы,a rear groove (479) of the discharge side located near the rear end (467) extending in the rear of the inclined surface (472) of the concave shape of the discharge side, при этом паз (474) для уплотнения на стороне нагнетания расположен под углом от трех до десяти градусов в радиальном направлении относительно опорной оси, расположенной под хвостовиком лопатки (462), напротив аэродинамической поверхности (461); опорная ось является коаксиальной с осью диска (422) турбины, если лопатка турбины (460) установлена на диске (422) турбины; паз (474) для уплотнения на стороне нагнетания расположен под углом к переднему пазу (478) стороны нагнетания, который радиально находится ближе к опорной оси, чем задний паз (479) стороны нагнетания; иwherein the groove (474) for sealing on the discharge side is located at an angle of three to ten degrees in the radial direction relative to the support axis located under the shank of the blade (462), opposite the aerodynamic surface (461); the reference axis is coaxial with the axis of the turbine disk (422) if the turbine blade (460) is mounted on the turbine disk (422); the groove (474) for sealing on the discharge side is located at an angle to the front groove (478) of the discharge side, which is radially closer to the reference axis than the rear groove (479) of the discharge side; and платформу (483) стороны всасывания, простирающуюся от стороны всасывания (481) в направлении, противоположном платформе (473) стороны нагнетания; платформа (483) стороны всасывания содержитa suction side platform (483) extending from the suction side (481) in a direction opposite to the discharge side platform (473); suction side platform (483) contains наклонную поверхность (482) стороны всасывания, дистальную к наклонной поверхности (481) стороны всасывания, наклонная поверхность (482) стороны всасывания простирается от переднего конца (466) к заднему концу (467), иthe inclined surface (482) of the suction side distal to the inclined surface (481) of the suction side, the inclined surface (482) of the suction side extends from the front end (466) to the rear end (467), and паз (484) для уплотнения на стороне всасывания, проходящий до платформы (483) стороны всасывания от наклонной поверхности (482) стороны всасывания, паз (484) для уплотнения на стороне всасывания содержитa groove (484) for sealing on the suction side, extending to the platform (483) of the suction side from the inclined surface (482) of the suction side, a groove (484) for sealing on the suction side contains передний паз (488) стороны всасывания, расположенный рядом с передним концом (466), проходящим в передней части наклонной поверхности (482) стороны всасывания, и a front groove (488) of the suction side located near the front end (466) extending in front of the inclined surface (482) of the suction side, and задний паз (489) стороны всасывания, расположенный рядом с задним концом (467), проходящим в задней части наклонной поверхности (482) стороны всасывания,a rear groove (489) of the suction side located near the rear end (467) extending in the rear of the inclined surface (482) of the suction side, при этом паз (484) для уплотнения на стороне всасывания расположен под углом от трех до десяти градусов в радиальном направлении к опорной оси, и передний паз (488) стороны всасывания радиально находится ближе к опорной оси, чем задний паз (489) стороны всасывания.the groove (484) for sealing on the suction side is located at an angle of three to ten degrees in the radial direction to the reference axis, and the front groove (488) of the suction side is radially closer to the reference axis than the rear groove (489) of the suction side. 7. Лопатка турбины в сборе (455) по п. REF _Ref349662535 \r \h \* MERGEFORMAT 6, отличающаяся тем, что штифтовое уплотнение (430) прикреплено к лопатке турбины (460) внутри паза (484) для уплотнения на стороне всасывания.7. The turbine blade assembly (455) according to item REF _Ref349662535 \ r \ h \ * MERGEFORMAT 6, characterized in that the pin seal (430) is attached to the turbine blade (460) inside the groove (484) for sealing on the suction side. 8. Лопатка турбины в сборе (455) по п. REF _Ref349653597 \r \h \* MERGEFORMAT 7, отличающаяся тем передний паз (488) стороны всасывания включает переднюю поверхность (443) стороны всасывания, а задний паз (489) стороны всасывания включает заднюю поверхность (444) стороны всасывания, паз (484) для уплотнения на стороне всасывания простирается от передней поверхности (443) стороны всасывания до задней поверхности (444) стороны всасывания, а штифтовое уплотнение (430) выступает за передний край (458) в направлении опорной оси, если штифтовое уплотнение (430) контактирует с задней поверхностью (444) стороны всасывания.8. The blade of the turbine assembly (455) according to item REF _Ref349653597 \ r \ h \ * MERGEFORMAT 7, characterized in that the front groove (488) of the suction side includes the front surface (443) of the suction side, and the rear groove (489) of the suction side includes the back surface (444) of the suction side, the groove (484) for the seal on the suction side extends from the front surface (443) of the suction side to the rear surface (444) of the suction side, and the pin seal (430) protrudes beyond the front edge (458) in the direction support axis if the pin seal (430) is in contact with the rear axle surface (444) of the suction side. 9. Лопатка турбины в сборе (455) по п. REF _Ref349653597 \r \h \* MERGEFORMAT 7, отличающаяся тем, что штифтовое уплотнение (430) приклеено к лопатке турбины (460).9. The blade of the turbine assembly (455) according to item REF _Ref349653597 \ r \ h \ * MERGEFORMAT 7, characterized in that the pin seal (430) is glued to the blade of the turbine (460). 10. Газотурбинный двигатель (100), содержащий штифтовое уплотнение (430) по любому из пп. 1-5 формулы изобретения. 10. A gas turbine engine (100) comprising a pin seal (430) according to any one of paragraphs. 1-5 of the claims.
RU2015141103A 2013-03-12 2014-03-11 Turbine blade pin seal RU2650235C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/796,765 2013-03-12
US13/796,765 US20140271205A1 (en) 2013-03-12 2013-03-12 Turbine blade pin seal
PCT/US2014/023226 WO2014159366A1 (en) 2013-03-12 2014-03-11 Turbine blade pin seal

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015141103A true RU2015141103A (en) 2017-04-06
RU2650235C2 RU2650235C2 (en) 2018-04-11

Family

ID=51527731

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015141103A RU2650235C2 (en) 2013-03-12 2014-03-11 Turbine blade pin seal

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20140271205A1 (en)
CN (1) CN105026692A (en)
DE (1) DE112014000803T5 (en)
MX (1) MX2015011666A (en)
RU (1) RU2650235C2 (en)
WO (1) WO2014159366A1 (en)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150075180A1 (en) * 2013-09-18 2015-03-19 General Electric Company Systems and methods for providing one or more cooling holes in a slash face of a turbine bucket
US9810075B2 (en) 2015-03-20 2017-11-07 United Technologies Corporation Faceted turbine blade damper-seal
US9890653B2 (en) * 2015-04-07 2018-02-13 General Electric Company Gas turbine bucket shanks with seal pins
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
US10934874B2 (en) * 2019-02-06 2021-03-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Assembly of blade and seal for blade pocket
FR3109403B1 (en) * 2020-04-16 2022-08-12 Safran Aircraft Engines Dawn with improved sealing components

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU418618A1 (en) * 1972-01-25 1974-03-05
US4872812A (en) * 1987-08-05 1989-10-10 General Electric Company Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus
US5137420A (en) * 1990-09-14 1992-08-11 United Technologies Corporation Compressible blade root sealant
FR2840352B1 (en) * 2002-05-30 2005-12-16 Snecma Moteurs MASTING THE LEAK AREA UNDER A DAWN PLATFORM
US7121802B2 (en) * 2004-07-13 2006-10-17 General Electric Company Selectively thinned turbine blade
US7121800B2 (en) * 2004-09-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Turbine blade nested seal damper assembly
US8011892B2 (en) * 2007-06-28 2011-09-06 United Technologies Corporation Turbine blade nested seal and damper assembly
US8137072B2 (en) * 2008-10-31 2012-03-20 Solar Turbines Inc. Turbine blade including a seal pocket
FR2963381B1 (en) * 2010-07-27 2015-04-10 Snecma INTER-AUB SEALING FOR A TURBINE OR TURBOMACHINE COMPRESSOR WHEEL
US8876479B2 (en) * 2011-03-15 2014-11-04 United Technologies Corporation Damper pin

Also Published As

Publication number Publication date
US20140271205A1 (en) 2014-09-18
WO2014159366A1 (en) 2014-10-02
CN105026692A (en) 2015-11-04
DE112014000803T5 (en) 2015-10-29
MX2015011666A (en) 2015-12-16
RU2650235C2 (en) 2018-04-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2015141103A (en) PIN TURBINE SHOULDER SEAL
RU2015141126A (en) TURBINE SHOVEL WITH PIN PLUG FOR SEALING
ES2640514T3 (en) Wind turbine blade comprising vortex generators
EP3070266A3 (en) Turbofan arrangement with blade channel variations
JP2013044328A5 (en)
EP2243930A3 (en) Turbine rotor blade tip
JP2014092153A5 (en)
EP2851511A3 (en) Turbine blades with tip portions having converging cooling holes
WO2015065563A3 (en) Connection for a fairing in a mid-turbine frame of a gas turbine engine
US9638049B2 (en) Turbine engine blade
WO2012134833A3 (en) High camber compressor rotor blade
JP2013148086A5 (en)
RU2011106289A (en) A BLANK TURBINE FOR A TURBINE ROTOR, AT THIS SHOULDER INCLUDES A RIB
EP2843197A3 (en) Blade of a rotary flow machine with a radial strip seal
EP2803820A3 (en) Impingement-cooled integral turbine rotor
CN105555126A (en) Rotor of an extractor-fan assembly for agricultural machines
RU2016146011A (en) GAS TURBINE ENGINE TURBIN SHOVEL CONTAINING A CIRCUIT WITH IMPROVED COOLING UNIFORMITY
JP2012140945A5 (en)
RU2015127099A (en) TURBOMAIN SCREW BLADE
EP2500520A3 (en) Damper and seal pin arrangement for a turbine blade
RU2017131460A (en) ASSEMBLY FOR AIR DIRECTION IN A GAS TURBINE ENGINE WITH IMPROVED AERODYNAMIC CHARACTERISTICS
CN105164376A (en) Turbine blade
JP2012154320A5 (en)
CN104704244A (en) Turbomachine casing and impeller
US20160252104A1 (en) Fan blade composite segments