RU2153585C1 - Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения - Google Patents

Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения Download PDF

Info

Publication number
RU2153585C1
RU2153585C1 RU98121416/06A RU98121416A RU2153585C1 RU 2153585 C1 RU2153585 C1 RU 2153585C1 RU 98121416/06 A RU98121416/06 A RU 98121416/06A RU 98121416 A RU98121416 A RU 98121416A RU 2153585 C1 RU2153585 C1 RU 2153585C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
blade
platform
wall
cooling
turbine
Prior art date
Application number
RU98121416/06A
Other languages
English (en)
Inventor
Лоран Роже Жак ПОРТЕФЭ
Original Assignee
Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА"
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 Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" filed Critical Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА"
Application granted granted Critical
Publication of RU2153585C1 publication Critical patent/RU2153585C1/ru

Links

Images

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения содержащит полую лопасть, вставленную между полыми наружной и внутренней платформами. Система охлаждения содержит рубашку, имеющую множество сквозных отверстий, и удерживается на определенном расстоянии от периферийной стенки лопатки и донную стенку, имеющую выходное отверстие, расположенное напротив входного отверстия, выполненного в стенке внутренней платформы. Выходное отверстие в донной стенке рубашки и входное отверстие во внутренней платформе сообщены между собой посредством устройства обеспечения герметичности, выполненного в виде двух конусов, вкладывающихся один в другой. Отверстия на вершинах этих конусов расположены внутри рубашки. Охватываемый конус жестко связан с внутренней платформой и определяет входное отверстие. Охватывающий конус жестко связан с рубашкой и определяет выходное отверстие - такое выполнение лопатки повышает степень ее охлаждения. 8 ил.

Description

Изобретение касается направляющих устройств для турбин высокого давления, используемых в турбомашинах, в частности в авиационных турбореактивных двигателях.
Известно, что повышение температуры газов на входе одной или нескольких турбин позволяет оптимизировать характеристики данного турбореактивного двигателя или вообще турбомашины. Повышение уровня этой входной температуры позволяет обеспечить определенный выигрыш в удельном расходе топлива, то есть дает возможность увеличить радиус действия или дальность полета самолета или соответственно уменьшить количество заправляемого в данный самолет топлива. Это повышение температуры газов на входе в турбину позволяет также увеличить тягу турбореактивного двигателя. Современные турбореактивные двигатели выдерживают температуру газов на входе в турбину вплоть до 1577oC, тогда как турбореактивные двигатели, разработанные в 1950 году (например, двигатели типа ATAR), выдерживали температуру газов на входе в турбину не более 930oC.
Для достижения таких уровней температуры газов необходимо использовать устройства охлаждения лопаток направляющего устройства и соответствующего рабочего колеса турбины. Для этого во внутренней полости лопатки формируют специальные каналы, позволяющие обеспечить организованную циркуляцию охлаждающего воздуха, и выполняют в стенке лопатки отверстия, располагающиеся таким образом, чтобы создать на поверхности лопатки защитную пленку, причем охлаждение обеспечивается при помощи двух основных способов: внутренней конвекции и защитной пленки.
На приведенных фиг. 1 и 2 схематически представлено техническое решение, используемое в настоящее время в двигателях типа CFG-80 и GE 90.
Лопатка, которая содержит полое перо или лопасть 1, вставленное между наружной платформой 8 и внутренней платформой 9, содержит рубашку 2, которая определяет сплошную периферийную полость 3, расположенную между наружной стенкой 4 лопасти 1 и наружной стороной этой рубашки 2. Специальные ограничительные штыри, закрепленные на стенке 4 или на рубашке 2, поддерживают необходимое расстояние между этой рубашкой 2 и упомянутой стенкой 4.
Рубашка 2 содержит юбку 6, в которой выполнено множество отверстий, и донную стенку 7, выполненную на определенном расстоянии от стенки 8, отделяющем лопасть 1 от также полой внутренней платформы 9, причем эта стенка 8 содержит одно отверстие 10. Расходуемый охлаждающий воздух 11, отбираемый от источника воздуха под давлением, в качестве которого обычно используется компрессор данной турбомашины или турбореактивного двигателя, проходит через наружную платформу, поступает во внутреннюю полость рубашки 2 и выходит из нее через многочисленные отверстия юбки 6, образуя в периферийной полости 3 струи воздуха 12, которые охлаждают стенку 4 лопатки 1 в результате соударения с ней.
Упомянутый охлаждающий воздух 11 поступает затем во внутреннюю полость внутренней платформы 9, через которую этот воздух проходит, охлаждая данную платформу, с тем, чтобы в конечном счете выйти из этой платформы через отверстия 12, расположенные в передней по потоку части внутренней платформы 9. Поскольку давление P1, имеющее место в передней по потоку камере 13, превышает давление P2, которое имеет место в камере 14, причем упомянутые камеры ограничены внутренней платформой 9 и соответственно передним по потоку рабочим колесом турбины 15 и задним по потоку рабочим колесом турбины 16, имеется тенденция к созданию определенного расхода воздуха через лабиринт 18, который отделяет друг от друга камеры 13 и 14 и который фиксирует величину расхода воздуха 17.
Этот расходуемый воздух 17 выбрасывается в поток горячих газов данной турбины, охлаждая по пути периферийную часть заднего по потоку рабочего колеса турбины 16. Остальная часть охлаждающего воздуха 19, выходящего из отверстия 12, выбрасывается в поток горячих газов турбины по потоку перед направляющим устройством, охлаждая по пути периферийную часть переднего по потоку рабочего колеса турбины 15.
Таким образом, рабочие колеса турбины высокого давления охлаждаются при помощи упомянутых потоков воздуха 17 и 19. При таком достаточно простом технологическом решении весь поток расходуемого охлаждающего воздуха 11, подаваемого во внутреннюю полость рубашки 2, прежде всего служит для охлаждения лопасти 1 данной лопатки направляющего устройства.
Однако в данном случае воздух, подаваемый во внутреннюю полость лопатки, должен прежде всего опуститься в направлении основания данной лопатки для того, чтобы выйти из этой полости через внутреннюю платформу 9. Таким образом, здесь имеет место определенное срезание расхода воздуха, предназначенного для формирования соударений с охлаждаемой стенкой, что в конечном счете осложняет математическое моделирование данного процесса и ухудшает характеристики охлаждения, поскольку воздух, который должен обеспечивать охлаждение внутренней платформы 9 и рабочих колес турбины 15 и 16, оказывается уже нагретым в процессе охлаждения стенки 4 лопасти 1.
А если еще при этом появляется трещина 20 на задней кромке лопасти 1, как это схематически показано на фиг. 2, по меньшей мере часть 21 расходуемого охлаждающего воздуха вытекает через эту трещину 20, и поскольку давление, имеющее место позади по потоку от направляющих лопаток, оказывается меньше, чем давление, имеющее место по потоку перед этими направляющими лопатками, появляется определенная опасность изменения на противоположное направления течения потока воздуха во внутренней полости внутренней платформы 9, причем в этом случае через данную внутреннюю платформу проходит определенное количество 22 горячих газов, поступающих с передней по потоку части данного направляющего устройства и проходящих через переднюю по потоку камеру 13. При этом упомянутая внутренняя платформа 9 нагревается, что может вызвать тяжелые и серьезные повреждения и даже полное разрушение лопатки.
Поток газов, проходящих под платформой 9, представляет собой непосредственно поток весьма горячих газов данной турбины, что может вызвать опасный перегрев ротора, который в конечном счете приводит к полному разрушению данной турбины.
На приведенных фиг. 3 и 4 схематически представлен другой возможный вариант реализации контура охлаждения, близкий к варианту реализации, схематически представленному на фиг. 1 и 2. В данном случае донная стенка 7 рубашки 2 содержит одно выходное отверстие 23, расположенное против входного отверстия 10 во внутренней платформе 9. Таким образом, поток охлаждающего воздуха 11 проникает во внутреннюю полость рубашки 2 и некоторая часть 24 этого потока проходит непосредственно через выходное отверстие 23 и циркулирует во внутренней полости внутренней платформы 9 для обеспечения ее охлаждения.
Как и в способе реализации, схематически представленном на фиг. 1 и 2, охлаждающий воздух, циркулирующий во внутренней полости платформы 9, выходит через отверстия 12, расположенные по потоку спереди от внутренней платформы 9, после чего некоторая часть этого воздуха 17 проходит через лабиринт 18, тогда как другая часть этого воздуха 19 выбрасывается в поток горячих газов данной турбины по потоку спереди от данного направляющего устройства, что обеспечивает соответствующее охлаждение рабочих колес 15 и 16 данной турбины.
При использовании этого второго варианта, схематически представленного на фиг. 3 и 4, воздух, предназначенный для охлаждения внутренней платформы 9 и рабочих колес 15 и 16 данной турбины, является более холодным, что представляет собой благоприятный фактор, и расход среза потока охлаждения при помощи соударения струей воздуха с охлаждаемыми элементами оказывается уменьшенным. Зато и уменьшенным оказывается расход воздуха, предназначенный для охлаждения лопасти данной лопатки, что является существенным недостатком данной конструкции. Кроме того, некоторые утечки охлаждающего воздуха 25 и 26 могут подниматься в периферийную полость 3 из выходного отверстия 23, что дополнительно усложняет процесс математического моделирования происходящих течений воздуха.
В том случае, когда появляется трещина 20 на задней по потоку кромке лопасти 1, как это схематически показано на фиг. 4, часть 21 охлаждающего воздуха поступает в поток горячих газов данной турбины и в соответствии с условиями функционирования данного турбореактивного двигателя направление течения охлаждающего воздуха во внутренней платформе 9 будет сохраняться неизменным или будет меняться на противоположное. При этом платформы 9 и лопасти 1 также могут быть повреждены или разрушены. Чрезмерно высокая температура в камерах 13 и 14 может привести к опасному перегреву ротора, причем тепловое расширение рабочих колес турбины может привести к механическому контакту между подвижными и неподвижными элементами этой турбины.
В двух описанных выше и используемых в настоящее время вариантах охлаждения лопаток направляющего устройства турбины высокого давления стенка 4 лопасти 1 дополнительно снабжена специальными калиброванными отверстиями для того, чтобы сформировать защитную воздушную пленку вокруг этой лопасти.
Исходя из описанного выше существующего в данной области уровня техники, настоящее изобретение имеет целью предложить конструкцию лопатки направляющего устройства турбины, в которой циркуляция охлаждающего воздуха во внутренней платформе не может изменить свое направление на противоположное в случае возникновения трещины в задней по потоку кромке лопасти или пера данной лопатки направляющего устройства.
Итак, предлагаемое изобретение касается лопатки направляющего устройства турбины, снабженной системой охлаждения, причем эта лопатка направляющего устройства содержит полую лопасть, вставленную между наружной платформой и внутренней платформой, которые также выполнены полыми, и упомянутая система охлаждения содержит рубашку, расположенную внутри данной лопасти, причем эта рубашка имеет юбку, содержащую множество сквозных отверстий, удерживаемую на определенном удалении от периферийной стенки лопасти, и донную стенку, имеющую выходное отверстие, расположенное напротив входного отверстия, выполненного в стенке внутренней платформы, причем эта донная стенка рубашки также выполнена на определенном удалении от упомянутой стенки внутренней платформы, и внутренняя полость рубашки запитывается определенным потоком охлаждающего воздуха через наружную платформу, причем часть этого охлаждающего воздуха обеспечивает охлаждение путем соударения периферийной стенки лопасти струйками воздуха, проходящими через многочисленные отверстия, выполненные в юбке, а другая часть этого охлаждающего воздуха движется во внутренней полости внутренней платформы, откуда этот охлаждающий воздух выходит через отверстия, выполненные в передней по потоку части платформы, для того, чтобы обеспечить охлаждение рабочих колес турбины, причем стенка лопасти дополнительно содержит специальные калиброванные отверстия, предназначенные для формирования защитной воздушной пленки на наружной поверхности лопасти.
Лопатка направляющего устройства турбины в соответствии с предлагаемым изобретением отличается тем, что выходное отверстие донной стенки рубашки и входное отверстие во внутренней платформе сообщены между собой при помощи специального устройства герметизации, которое препятствует непосредственному сообщению между внутренней полостью внутренней платформы и полостью, ограниченной периферийной стенкой лопасти и наружной стороной рубашки.
Такая конструкция препятствует возникновению смешивания двух потоков охлаждающего воздуха в основании рубашки и внутренняя платформа всегда будет охлаждаться свежим или холодным воздухом даже в случае возникновения трещины в задней по потоку кромке лопасти.
В предпочтительном варианте реализации предлагаемого изобретения устройство герметизации образовано двумя конусами, вкладывающимися друг в друга, причем отверстия на вершинах этих конусов расположены во внутренней полости рубашки. При этом охватываемый конус жестко связан с внутренней платформой и определяет входное отверстие, а охватывающий конус жестко связан с рубашкой и определяет выходное отверстие.
Такая конструкция позволяет обеспечить соответствующую осевую фиксацию деталей и обездвиживание основания рубашки в боковом направлении.
Другие характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания примеров его реализации, где даются ссылки на приведенные в приложении чертежи, на которых:
- фиг. 1 и 2 представляют собой схематические виды в разрезе по радиальной плоскости, проходящей через ось вращения турбины, лопатки направляющего устройства в соответствии с существующим уровнем техники, снабженной первым вариантом реализации системы охлаждения данной лопатки;
- фиг. 3 и 4 представляют собой схематические виды в разрезе по радиальной плоскости, проходящей через ось вращения турбины, лопатки направляющего устройства в соответствии с существующим уровнем техники, снабженной вторым вариантом реализации системы охлаждения данной лопатки;
- фиг. 5 представляет собой схематический вид в разрезе по радиальной плоскости, проходящей через ось вращения турбины, лопатки направляющего устройства этой турбины в соответствии с предлагаемым изобретением;
- фиг. 6 представляет собой схематический вид в увеличенном масштабе и в разрезе по радиальной плоскости средств сообщения между внутренней полостью рубашки лопасти и внутренней полостью внутренней платформы;
- фиг. 7 представляет собой схематический перспективный вид верхней стенки внутренней платформы и основания рубашки охлаждаемой лопатки направляющего устройства;
- фиг. 8 представляет собой схематический вид в разрезе по радиальной плоскости, подобный виду, показанному на фиг. 5, демонстрирующий пути циркуляции расхода охлаждающего воздуха в случае возникновения трещины в задней по потоку кромке лопасти.
На фиг. 5 схематически представлена неподвижная лопатка 40 направляющего устройства, вставленного между рабочими колесами 41 и 42 двухступенчатой турбины 43 высокого давления с осью вращения 44. Лопатка направляющего устройства 40 известным образом содержит полую аэродинамическую лопасть 45, вставленную между наружной платформой, не показанной на приведенных фигурах, и внутренней платформой 46. Система лопаток 40 направляющего устройства данной турбины образует венец этих лопаток, и поток горячих газов, выходящий из решетки подвижных лопаток 47 переднего по потоку рабочего колеса 41 турбины 43, спрямляется при помощи лопастей 45 перед поступлением на подвижные лопатки 48 заднего по потоку рабочего колеса данной турбины 42. Наружные платформы направляющего устройства ограничивают наружный контур потока горячих газов, тогда как внутренние платформы 9 ограничивают внутренний контур этого потока.
Рабочие колеса 41 и 42 данной турбины содержат соответственно в дополнение к подвижным лопаткам 47 и 48 диски 49 и 50, связанные между собой при помощи барабана 51, приводящего в движение вал двигателя, не показанный на приведенных фигурах. Этот барабан 51 содержит лабиринт 52, расположенный напротив внутренней платформы 46, которая разделяет кольцевое пространство между внутренней платформой 46 и барабаном 51 в передней по потоку камере 53, и заднюю по потоку камеру 54.
Эти камеры 53 и 54 сообщены с потоком горячих газов данной турбины посредством щелей 55 и 56, которые отделяют внутреннюю платформу 9 соответственно от переднего и заднего по потоку рабочего колеса турбины 49 и 50.
Во внутренней полости 45 лопасти расположена рубашка 60, которая содержит юбку 61 с множеством сквозных отверстий и донную стенку 62, расположенную поблизости и на некотором расстоянии от стенки 63, которая отделяет внутреннюю полость лопасти 45 от внутренней полости внутренней платформы 46. Стенка 63 содержит охватываемый конус 64, определяющий входное отверстие 65 во внутренней полости внутренней платформы 46 и вкладывающийся в охватывающий конус 66, выполненный в донной стенке 63 и определяющий выходное отверстие соответственно. Внутренняя платформа 46 дополнительно содержит на своей передней по потоку стороне отверстия 67, которые обеспечивают сообщение между внутренней полостью платформы 46 и передней по потоку камерой 53.
Упомянутая выше рубашка 60 удерживается на определенном расстоянии от периферийной стенки лопасти 45 при помощи специальных ограничивающих стержней и эта рубашка запитывается потоком охлаждающего воздуха 70, поступающим из наружной платформы.
Первая часть этого потока охлаждающего воздуха 71 отводится или удаляется через многочисленные отверстия, выполненные в юбке 61, и обеспечивает охлаждение путем соударения струек этого воздуха периферийной аэродинамической стенки лопасти 45, которая содержит специальные калиброванные отверстия, обеспечивающие возможность отведения этой части охлаждающего воздуха 71 в поток горячих газов данной турбины, формируя при этом защитную воздушную пленку вокруг данной лопасти.
Вторая часть 72 потока охлаждающего воздуха поступает во внутреннюю полость внутренней платформы через отверстие 65, расположенное на вершине охватываемого конуса 64, откуда этот охлаждающий воздух поступает в переднюю по потоку камеру 53.
Поскольку уровень давления P1, имеющего место в передней по потоку камере 53, превышает уровень давления P2, имеющего место в задней по потоку камере 54, расход 73 охлаждающего воздуха на выходе из внутренней платформы 46 разделяется на первый поток 73, который соединяется с потоком горячих газов данной турбины спереди по потоку от данного направляющего устройства через щель 55 после попутного охлаждения периферийной части переднего по потоку рабочего колеса 49 турбины, и на второй поток 74, который проходит через лабиринт 52 и заднюю по потоку камеру 54 и соединяется с потоком горячих газов данной турбины позади по потоку от данного направляющего устройства турбины посредством щели 56.
Сообщение между внутренней полостью рубашки 60 и внутренней полостью внутренней платформы 46 осуществляется при помощи двух конусов 64 и 66, которые герметичным образом вкладываются друг в друга. Два этих конуса, кроме того, обеспечивают фиксацию соответствующего осевого положения рубашки 60 и лопасти 45 лопатки направляющего устройства, а также обеспечивают обездвиживание в боковом направлении донной стенки 62 рубашки 60 во внутренней полости лопасти 45.
Поток 72 охлаждающего воздуха, служащий для охлаждения рабочих колес 49 и 50 турбины, отделяется от потока охлаждающего воздуха 71, служащего для охлаждения стенки лопасти лопатки, даже в случае наличия трещины 75 на задней по потоку кромке лопасти 45, как это схематически показано на фиг. 8.

Claims (1)

  1. Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения, содержащая полую лопасть, вставленную между наружной и внутренней платформами, которые также выполнены полыми, и системой охлаждения, содержащей рубашку, расположенную во внутренней полости лопасти, причем рубашка содержит юбку, имеющую множество сквозных отверстий, и удерживается на определенном расстоянии от периферийной стенки лопасти, и донную стенку, имеющую выходное отверстие, расположенное напротив входного отверстия, выполненного в стенке внутренней платформы, причем донная стенка также удерживается на определенном расстоянии от стенки внутренней платформы, а внутренняя полость рубашки запитывается определенным потоком охлаждающего воздуха, поступающим из наружной платформы, причем одна часть этого охлаждающего воздуха охлаждает посредством соударения струек воздуха, проходящих через многочисленные отверстия в юбке, периферийную стенку лопасти, а другая часть этого охлаждающего воздуха проходит по внутренней платформе, откуда он выходит через отверстия, выполненные в передней по потоку части платформы, для того, чтобы обеспечить охлаждение рабочих колес турбины, а стенка лопасти дополнительно имеет калиброванные отверстия, предназначенные для образования защитной пленки на наружной поверхности лопасти, отличающаяся тем, что выходное отверстие в донной стенке рубашки и входное отверстие во внутренней платформе сообщены между собой посредством устройства обеспечения герметичности, которое препятствует непосредственному сообщению между внутренней полостью внутренней платформы и полостью, ограниченной периферийной стенкой лопасти и наружной стороной рубашки, и тем, что устройство обеспечения герметичности содержит два конуса, вкладывающиеся один в другой, причем отверстия на вершинах этих конусов расположены внутри рубашки и охватываемый конус жестко связан с внутренней платформой и определяет входное отверстие, а охватывающий конус жестко связан с рубашкой и определяет выходное отверстие.
RU98121416/06A 1997-11-27 1998-11-26 Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения RU2153585C1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR9714896 1997-11-27
FR9714896A FR2771446B1 (fr) 1997-11-27 1997-11-27 Aube de distributeur de turbine refroidie

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2153585C1 true RU2153585C1 (ru) 2000-07-27

Family

ID=9513851

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU98121416/06A RU2153585C1 (ru) 1997-11-27 1998-11-26 Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения

Country Status (7)

Country Link
US (1) US6109867A (ru)
EP (1) EP0919698B1 (ru)
JP (1) JP3844609B2 (ru)
CA (1) CA2254259C (ru)
DE (1) DE69817303T2 (ru)
FR (1) FR2771446B1 (ru)
RU (1) RU2153585C1 (ru)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2485206C2 (ru) * 2007-10-03 2013-06-20 Снекма Способ алюминирования из паровой фазы металлической детали газотурбинного двигателя, донорская рубашка и лопатка газотурбинного двигателя, содержащая такую рубашку
RU2550230C2 (ru) * 2009-03-13 2015-05-10 Снекма Турбинная лопатка с обеспыливающим отверстием в основании лопасти
RU2615620C2 (ru) * 2012-01-09 2017-04-05 Дженерал Электрик Компани Узел инжекционного охлаждения и способ его установки
RU2618805C2 (ru) * 2012-01-09 2017-05-11 Дженерал Электрик Компани Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты)
RU2795241C2 (ru) * 2018-12-07 2023-05-02 Ансальдо Энергия С.П.А. Статорный узел для газовой турбины и газовая турбина, содержащая такой статорный узел

Families Citing this family (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP4088368B2 (ja) * 1998-06-04 2008-05-21 三菱重工業株式会社 低圧蒸気タービンのグランド部変形防止構造
US6065928A (en) * 1998-07-22 2000-05-23 General Electric Company Turbine nozzle having purge air circuit
US6382906B1 (en) * 2000-06-16 2002-05-07 General Electric Company Floating spoolie cup impingement baffle
EP1180578A1 (de) * 2000-08-16 2002-02-20 Siemens Aktiengesellschaft Anordnung von Turbinenschaufeln
US6481959B1 (en) 2001-04-26 2002-11-19 Honeywell International, Inc. Gas turbine disk cavity ingestion inhibitor
US6832891B2 (en) 2001-10-29 2004-12-21 Man Turbomaschinen Ag Device for sealing turbomachines
DE10214624C1 (de) * 2001-10-29 2003-03-27 Man Turbomasch Ag Ghh Borsig Vorrichtung zur Abdichtung in Turbomaschinen
FR2856729B1 (fr) * 2003-06-30 2005-09-23 Snecma Moteurs Aubes refroidies de moteur a turbine a gaz.
FR2858829B1 (fr) * 2003-08-12 2008-03-14 Snecma Moteurs Aube refroidie de moteur a turbine a gaz
US7118326B2 (en) * 2004-06-17 2006-10-10 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine vane
DE102007037855A1 (de) * 2007-08-10 2009-02-12 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufeldeckband mit Sperrstrahlerzeugung
US8944751B2 (en) * 2012-01-09 2015-02-03 General Electric Company Turbine nozzle cooling assembly
US9291071B2 (en) 2012-12-03 2016-03-22 United Technologies Corporation Turbine nozzle baffle
US10072519B2 (en) 2013-04-24 2018-09-11 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine nozzle for air cycle machine
US10087760B2 (en) 2013-04-24 2018-10-02 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine nozzle and shroud for air cycle machine
US10072512B2 (en) 2013-04-24 2018-09-11 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine nozzle and shroud
US10006299B2 (en) 2013-04-24 2018-06-26 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine nozzle for air cycle machine
US10072502B2 (en) 2013-04-24 2018-09-11 Hamilton Sundstrand Corporation Turbine nozzle and shroud for air cycle machine
WO2015112227A2 (en) 2013-11-12 2015-07-30 United Technologies Corporation Multiple injector holes for gas turbine engine vane
FR3030614B1 (fr) * 2014-12-17 2019-09-20 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine haute pression de turbomachine
FR3039199B1 (fr) 2015-07-20 2019-12-13 Safran Helicopter Engines Aubage de distributeur haute pression avec un insert a geometrie variable
US10451084B2 (en) * 2015-11-16 2019-10-22 General Electric Company Gas turbine engine with vane having a cooling inlet
FR3044038B1 (fr) * 2015-11-19 2019-08-30 Safran Helicopter Engines Aube equipee d'un systeme de refroidissement, distributeur et turbomachine associes

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
US3767322A (en) * 1971-07-30 1973-10-23 Westinghouse Electric Corp Internal cooling for turbine vanes
US3781129A (en) * 1972-09-15 1973-12-25 Gen Motors Corp Cooled airfoil
US3994622A (en) * 1975-11-24 1976-11-30 United Technologies Corporation Coolable turbine blade
US4288201A (en) * 1979-09-14 1981-09-08 United Technologies Corporation Vane cooling structure
US4962640A (en) * 1989-02-06 1990-10-16 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for cooling a gas turbine vane
US5358374A (en) * 1993-07-21 1994-10-25 General Electric Company Turbine nozzle backflow inhibitor

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2485206C2 (ru) * 2007-10-03 2013-06-20 Снекма Способ алюминирования из паровой фазы металлической детали газотурбинного двигателя, донорская рубашка и лопатка газотурбинного двигателя, содержащая такую рубашку
RU2550230C2 (ru) * 2009-03-13 2015-05-10 Снекма Турбинная лопатка с обеспыливающим отверстием в основании лопасти
RU2615620C2 (ru) * 2012-01-09 2017-04-05 Дженерал Электрик Компани Узел инжекционного охлаждения и способ его установки
RU2618805C2 (ru) * 2012-01-09 2017-05-11 Дженерал Электрик Компани Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты)
RU2795241C2 (ru) * 2018-12-07 2023-05-02 Ансальдо Энергия С.П.А. Статорный узел для газовой турбины и газовая турбина, содержащая такой статорный узел

Also Published As

Publication number Publication date
EP0919698A1 (fr) 1999-06-02
FR2771446A1 (fr) 1999-05-28
EP0919698B1 (fr) 2003-08-20
JPH11229812A (ja) 1999-08-24
JP3844609B2 (ja) 2006-11-15
CA2254259C (fr) 2005-05-03
CA2254259A1 (fr) 1999-05-27
DE69817303T2 (de) 2004-06-24
DE69817303D1 (de) 2003-09-25
FR2771446B1 (fr) 1999-12-31
US6109867A (en) 2000-08-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2153585C1 (ru) Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения
US4173120A (en) Turbine nozzle and rotor cooling systems
EP1262634B1 (en) Integral nozzle and shroud segment
KR100319388B1 (ko) 가스터어빈베인냉각시스템
US5749701A (en) Interstage seal assembly for a turbine
US6416284B1 (en) Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
US5711650A (en) Gas turbine airfoil cooling
US4348157A (en) Air cooled turbine for a gas turbine engine
CN109115369B (zh) 空气温度传感器
EP3140516B1 (en) Turbine assembly and corresponding method of operation
US9677412B2 (en) Shroud arrangement for a gas turbine engine
US9611754B2 (en) Shroud arrangement for a gas turbine engine
US4702670A (en) Gas turbine engines
US9689273B2 (en) Shroud arrangement for a gas turbine engine
US7001141B2 (en) Cooled nozzled guide vane or turbine rotor blade platform
JP2002201906A (ja) ガスタービンエンジン用タービンブレード及び該タービンブレードを冷却する方法
US9719362B2 (en) Turbine nozzles and methods of manufacturing the same
GB2222856A (en) Rotating seal for gas turbine engine
EP2597260B1 (en) Bucket assembly for turbine system
WO2015026598A1 (en) Gas turbine engine component providing prioritized cooling
US20020069644A1 (en) Combustor turbine successive dual cooling
CN110832168A (zh) 用于冲击冷却的涡轮组件及组装方法
KR20210103391A (ko) 에어포일에서 충돌 공기를 재사용하기 위한 충돌 인서트, 충돌 인서트를 포함하는 에어포일, 터보머신 구성요소, 및 이를 포함하는 가스 터빈
US10408075B2 (en) Turbine engine with a rim seal between the rotor and stator
US7011492B2 (en) Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
PD4A Correction of name of patent owner