RU2169846C2 - Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя (варианты) - Google Patents

Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя (варианты) Download PDF

Info

Publication number
RU2169846C2
RU2169846C2 RU98123201/06A RU98123201A RU2169846C2 RU 2169846 C2 RU2169846 C2 RU 2169846C2 RU 98123201/06 A RU98123201/06 A RU 98123201/06A RU 98123201 A RU98123201 A RU 98123201A RU 2169846 C2 RU2169846 C2 RU 2169846C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
seal
casing
annular gap
vertices
radial
Prior art date
Application number
RU98123201/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU98123201A (ru
Inventor
Джеймс К. Кроун
Антонио Пици
Original Assignee
Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк.
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 Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк. filed Critical Прэтт энд Уитни Кэнэдэ Инк.
Publication of RU98123201A publication Critical patent/RU98123201A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2169846C2 publication Critical patent/RU2169846C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
    • F16J15/0887—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing the sealing effect being obtained by elastic deformation of the packing
    • 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
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments

Landscapes

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

Abstract

Уплотнение предназначено для использования в энергетике, а именно в газотурбинных двигателях. Конструкция включает выгнутое из металлического листа межсегментное уплотнение, имеющее осевую и радиальную составляющие и приспособленное для плотного вхождения в паз, выполненный в торце каждого сегмента, при этом сегмент кожуха имеет выступающие в радиальном направлении ребра. Предусмотрено кольцевое уплотнение для герметизации соединения между кожухом и крепежным элементом, причем кольцевое уплотнение имеет С-образную форму с одной из полок С, протяженной в осевой составляющей L - образного зазора. Полка имеет волнистую форму с вершинами волны, находящимися в контакте с противолежащими в радиальном направлении стенками осевой составляющей зазора для обеспечения герметизации сединения. Изобретение обеспечивает надежную герметизацию соединения, простоту конструкции и облегчение монтажа, 2 с. и 9 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к уплотнениям кожуха лопаток турбины, служащим для уменьшения утечек охлаждающей среды в корпусе, окружающем лопатки турбины.
Известны многие попытки улучшить герметизирующие свойства кольцевых кожухов, расположенных вокруг концов лопаток турбины. Корпус двигателя, закрывающий турбинную секцию авиадвигателя, сконструирован таким образом, что он обеспечивает доступ охлаждающего газа под корпус к различным элементам, в том числе и к самому кожуху. Турбинная секция двигателя, которая концентрически расположена под корпусом, находится в потоке очень горячих газов. Желательно, чтобы конструкция самого корпуса поддерживалась при относительно низкой температуре.
Кольцевой кожух лопаток турбины, как правило, разделен на сегменты в кольцевом направлении. Для предотвращения утечки газа через зазоры между концами сегментов кожуха необходимо наличие уплотнений. Патенты США N 4767260 от 30 августа 1988 г. на имя Clevender и др. и N 5158430 от 27 октября 1992 г. на имя Dixon и др. дают варианты шпоночных уплотнений между платформами для крепления лопаток турбины. В патенте США N 4573866 от 4 марта 1986 г. на имя Sandy, Jr и др. описано шпоночное уплотнение в радиальной плоскости между торцами кожухов по окружности концов лопаток турбины. В патенте США N 5318402 от 7 июня 1994 г. на имя Bailey и др. описаны шлицевое или шпоночное уплотнение и кольцевая полоса, которая скрепляет вместе кожухи и шпоночные уплотнения.
Кроме того, для различных конфигураций кожухов и корпусов требуются различные кольцевые уплотнения. Например, в вариантах, включающих разъемное соединение с пазом, имеющим протяженность в осевом направлении, обычно используют кольцо, имеющее C-образный профиль. Хотя такие кольцевые уплотнения обеспечивают очень хорошие герметизирующие свойства, они имеют тенденцию быть слишком жесткими на сжатие из-за формы своего поперечного сечения и поэтому не допускают легкой смены при эксплуатации двигателя. Фактически может понадобиться наличие специальных инструментов для смены такого уплотнения.
Задачей настоящего изобретения является создание усовершенствованного уплотнения между сегментами кожуха, имеющего осевую и радиальную составляющие.
Другой задачей настоящего изобретения является создание простого уплотнения, выполняемого из однолистовой детали, для герметизации зазора между торцами сегментов кольцеобразного кожуха с задачей уменьшения утечки охлаждающих газов в тракт горячего газа.
Другой задачей настоящего изобретения является создание кольцевого уплотнения для герметизации кольцевых соединений, выполненных с образованием кольцевого зазора, имеющего составляющую, протяженную в осевом направлении.
Другой задачей настоящего изобретения является создание кольцевого уплотнения, выполняемого из одного листа металла, хорошо сжимаемого в радиальном направлении для более легкой установки.
Другой задачей настоящего изобретения является обеспечение облегченного монтажа узла кожуха по окружности концов лопаток турбины.
Устройство в соответствии с настоящим изобретением включает в себя уплотнение кожуха по окружности концов лопаток турбины газотурбинного двигателя, в котором кожух расположен между направленным по оси трактом горячего газа и концентрическим каналом, через который проходит охлаждающий газ, расположенным между кожухом и наружным корпусом, причем кожух состоит из множества расположенных по кольцу сегментов, а каждый сегмент имеет протяженную в осевом направлении платформу и по крайней мере одно ребро, выступающее из платформы в радиальном направлении, при этом сегменты кожуха имеют торцы и паз, выполненный в каждом торце в части, соответствующей платформе, и непрерывно переходящий в часть торца, соответствующую ребру, причем уплотнение выполнено из однолистовой детали, которой придана форма паза в торце, так что уплотнение имеет часть, протяженную в осевом направлении, а также часть, протяженную в радиальном направлении.
В дополнительном варианте выполнения настоящего изобретения вертикальная выступающая часть листвой детали, из которой делается уплотнение, согнута вдвое, так что образуется упругий участок, на котором за счет трения происходит сцепление внутри паза в стенке радиально направленного ребра.
В соответствии с другим аспектом настоящего изобретения предлагается кольцевое уплотнение для газотурбинного двигателя для герметизации соединения между двумя кольцевыми частями двигателя, когда образуется кольцевой зазор, имеющий составляющую, протяженную в осевом направлении, и стенки, разнесенные друг от друга в радиальном направлении, причем кольцевое уплотнение имеет волнистый участок, так что одна из вершин находится в контакте с одной из пространственно разнесенных стенок, а другая - в контакте с другой из пространственно разнесенных стенок, благодаря чему зазор герметизируется от утечки газов, проходящих по обеим сторонам соединения, при этом волнистая часть образует угол, при котором уплотнение может легко сжиматься в радиальном направлении.
В более частном варианте реализации настоящего изобретения предлагается кольцевое уплотнение кожуха по окружности концов лопаток турбины газотурбинного двигателя, в котором кожух расположен между направленным по оси трактом горячего газа и концентрическим каналом, через который проходит охлаждающий газ, расположенным между кожухом и наружным корпусом, при этом кожух содержит платформу, ориентированную по оси и по крайней мере одно ребро, ориентированное радиально, так что ребро может быть соединено со средством крепления на корпусе, при этом кольцевой зазор имеет ориентированную в осевом направлении составляющую, образованную между кожухом и средством крепления на корпусе, и имеет стенки, отстоящие друг от друга в радиальном направлении и образованные кожухом и средством его крепления на корпусе, при этом кольцевое уплотнение имеет C-образную часть с полкой C-образной части, ориентированной в осевом направлении, так что C-образная часть имеет больший размер в радиальном направлении, чем размер полки, ориентированной в осевом направлении, при этом C-образная часть расположена в пределах радиальной составляющей зазора и имеет размер в радиальном направлении, меньший, чем размер зазора в радиальном направлении, а часть (полка) кольцевого уплотнения имеет волнистые участки, с чередующимися вершинами, которые находятся в контакте с противоположными отстоящими друг от друга в радиальном направлении стенками кольцевого зазора, что обеспечивает герметизацию соединения между кожухом и средствами крепления его к корпусу для предотвращения утечки охлаждающего газа, при этом волнистая часть образует угол, при котором уплотнение может легко сжиматься в радиальном направлении.
Фиг. 1 представляет собой перспективное изображение фрагмента с частичным вырывом, иллюстрирующее предпочтительный вариант конструктивного выполнения настоящего изобретения;
фиг. 2 представляет собой вид спереди детали, изображенной на фиг. 1;
фиг. 3 представляет собой перспективное изображение, частично в поперечном сечении, другого предпочтительного варианта конструктивного выполнения настоящего изобретения;
фиг. 4 представляет собой поперечное сечение в осевом направлении турбинной секции газотурбинного двигателя, иллюстрирующее детали настоящего изобретения;
фиг. 5 представляет собой увеличенное поперечное сечение фрагмента фиг. 4.
На фиг. 1 и 2 показан типичный кожух 12 по окружности лопаток A турбины, примененный в двигателе 10. Кожух 12 состоит из множества сегментов 12а... 12n, расположенных по окружности и концентрических с ротором, на котором установлены рабочие лопатки 38 турбины (фиг. 1 и 4).
Сегмент кожуха 12, представленный на фиг. 1, включает в себя платформу 14, выполненную в основном в виде гладкой кольцевой пластины, имеющей протяженность в осевом направлении, и пару ребер 16 и 18 с выступами 20 и 22 соответственно. Ребра 16 и 18 и соответствующие выступы 20 и 22 предназначены для крепления платформы 14 кожуха, а также для формирования путей канала и сборников охлаждающего воздуха. Выступы 20 и 22, как показано на фиг. 4, служат также для монтажа кожуха в корпусе 32 двигателя и крепежном элементе 36, что будет описано ниже. Стенка 34 корпуса 32 двигателя может быть снабжена вентиляционным отверстием 33 для обеспечения доступа воздуха в пространство между крепежным элементом и корпусом 32. Вентиляционные отверстия 31 сформированы в крепежном элементе 36 для обеспечения доступа холодного воздуха в кольцевой канал 35, образованный между кожухом 12 и крепежным элементом 36. Наконец, отверстия 37 в кожухе 12 позволяют этому охлаждающему воздуху выходить в тракт горячего газа.
Для обеспечения герметизации между сегментами торцы каждого сегмента кожуха 12 снабжены протяженным пазом 26, который включает осевую составляющую 26b и радиальные составляющие 26а и 26с, которые соответствуют ребрам 16 и 18. Уплотнение 24 выполнено из листа 24 из жаропрочного сплава, который изогнут таким образом, чтобы образовались выступающие в радиальном направлении части 28 и 30 и горизонтальные участки 25 и 27, направленные вдоль оси (турбины), сопрягающиеся с платформами 14. Уплотнение может быть изготовлено штамповкой или литьем из какого-либо жаропрочного материала.
Каждая из выступающих частей 28 и 30 включает в себя стойки 28а и 28b, а также 30а и 30b, которые слегка расходятся и шире, чем соответствующий паз, как показано на фиг. 2. Такая конфигурация обеспечивает определенную степень упругости выступающим частям 28 и 30, так что, когда уплотнение 24 вставляется в паз 26 в торце кожуха 12, выступающие части 28 и 30 должны быть сжаты для того, чтобы войти в пазы сегментов 26а и 26с, обеспечивая тем самым плотную посадку уплотнения в пазе 26. Из-за такой упругости сегменты могут быть легко собраны и затем разделены, и уплотнение 24 может быть заменено в случае необходимости в процессе эксплуатации.
Другой аспект настоящего изобретения раскрыт на фиг. 3 - 5. Турбинная часть двигателя 10 частично показана на фиг. 4, где в добавление к рабочим лопаткам 38 показаны также лопатки 42 и 44 статора. Каждая лопатка статора имеет конструкцию, играющую роль кожуха, смонтированную здесь же, а кожух 12 окружает концы 40 лопаток 38 турбины.
Как можно видеть на фиг. 4 и 5, крепежный элемент 36 внутри корпуса 32 двигателя служит креплением для кожуха 12. Выступ 22 кожуха 12 может, например, поддерживаться выступом 47 крепежного элемента 36.
Таким же образом выступ 20 может поддерживаться выступом крепежного элемента 36. Конструкция ребер 16 и 18 так же, как и форма крепежного элемента 36, обеспечивает наличие охлаждающих каналов в кожухах и вокруг них. Давление воздуха в охлаждающем канале 64 может отличаться от давления в охватывающем его канале 66 и, таким образом, эти различные каналы или камеры должны быть герметизированы.
Кольцевое уплотнение 46 размещено в кольцевом зазоре или углублении 48, представляющем собой паз, образованный над выступом 47. В данном случае, то есть когда выступ 22 введен, кольцевой зазор 48 имеет L-образную форму с осевой составляющей 48а и радиальной составляющей 48b. Кольцевое уплотнение 46 включает в себя C-образную часть 52, которая имеет меньший размер в радиальном направлении, чем зазор 48 в области его радиальной составляющей 48b. C-образная часть 52 имеет участки в виде полок 54 и 56. Продолжение полки 54 имеет волнообразный вид с плавными изгибами, что приводит к образованию на волнистой части 58 вершин 60 и 62. Участки 58а и 58b образуют тупой угол. Угол может быть и острым, но должен быть достаточно большим, так, чтобы уплотнение было сжимаемо в радиальном направлении.
Конфигурация волнообразной части 58 такова, что расстояние в радиальном направлении между вершинами 60 и 62 несколько больше, чем размер в радиальном направлении между стенками З6а и 22а зазора 48. Кольцевое уплотнение 46 выполнено из жаропрочного материала или сплава, имеющего собственную упругость, достаточную для обеспечения подпружиненного постоянного контакта по всей длине с противолежащими стенками 22а и З6а. Таким образом, волнообразная часть 58 представляет собой пружину, входящую в зазор 48 так, что вершины 60 и 62 находятся в постоянном контакте с противолежащими стенками 22а и З6а.
Итак, благодаря конфигурации кольцевого уплотнения 46, это кольцевое уплотнение может быть легко вставлено в зазор 48 прежде, чем выступ 22 кожуха будет введен в него в процессе сборки. Кольцевое уплотнение 46 может быть выполнено в виде непрерывного кольца, вставляемого в зазор 48. Выступ 22 может быть выполнен со скосом, как показано на фиг. 4, для того, чтобы облегчить его введение под пружинное уплотнение 46, уже помещенное в зазор 48. Упругость в радиальном направлении волнистой части 58 обеспечит как легкое введение выступа 22, так и легкую замену кольцевого уплотнения 46 в случае удаления кожуха из зазора 48 в процессе эксплуатации двигателя.
Следовательно, как уплотнение 24, так и кольцевое уплотнение 46 могут сопрягаться с кожухом 12, обеспечивая легкое соединение уплотнений и сегментов кожуха, обеспечивая тем самым его удобную эксплуатацию.

Claims (11)

1. Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя, в частности, уплотнение (24) кожуха (12) по окружности концов лопаток турбины для газотурбинного двигателя, расположенного между направленным по оси трактом горячего газа и концентрическим каналом охлаждающего газа, сформированным между кожухом (12) и внешним корпусом (32), причем кожух (12) состоит из ряда сегментов (12а... 12n), расположенных по кольцу, и каждый сегмент (12a...12n) имеет протяженную в осевом направлении платформу (14) и, по крайней мере, одно ребро (16,18), выступающее из платформы (14) в радиальном направлении, при этом сегменты кожуха (12а. . .12n) имеют торцы и паз (26), выполненный в каждом торце с непрерывным переходом из части торца, соответствующей платформе, в часть торца, соответствующую ребру (16,18), отличающееся тем, что оно выполнено из однолистовой детали, которой придана форма паза (26) в торце, так что уплотнение (24) имеет часть (25,27), направленную вдоль оси, и часть (28,30), выступающую в радиальном направлении.
2. Уплотнение (24) по п.1, отличающееся тем, что листовая деталь, образующая уплотнение (24), выполнена из жаропрочного материала с конфигурацией, соответствующей выступающему ребру (16,18), и имеет пару расходящихся стоек (28a, 28b, 30a,30b), выполненных с возможностью упругого сжатия для плотного вхождения в паз (26) в торцах сегмента (12а...12n).
3. Уплотнение (24) по п. 2, отличающееся тем, что оно выполнено посредством изгиба материала из жаропрочного сплава.
4. Уплотнение (24) по п.2, отличающееся тем, что сегменты (12а...12n) кожуха (12) имеют пару разнесенных в пространстве параллельных ребер (16,18), выступающих из платформы (14), и паз (26), выполненный непрерывным в обоих ребрах, а листовая деталь, образующая уплотнение, имеет пару параллельных, в основном идентичных, выступающих участков (28,30), которые могут упруго сжиматься для плотного вхождения в паз (26) в торцах сегментов (12а...12n).
5. Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя, в частности уплотнение (46) газотурбинного двигателя для герметизации соединения между двумя кольцевыми частями двигателя (12, 36), содержащего кольцевой зазор (48) с осевой составляющей (48а), имеющей противоположные разнесенные в радиальном направлении стенки, отличающееся тем, что уплотнение (46) имеет направленный вдоль оси участок (54) с волнообразной конструкцией, при этом одна вершина (60) волнообразной конструкции расположена в контакте с одной из противоположных радиально разнесенных стенок (36а) кольцевого зазора (48), а другая вершина (62) - в контакте с другой стенкой (22а) кольцевого зазора (48) с герметизацией зазора (48) от утечки газов с обоих сторон соединения.
6. Уплотнение (46) по п.5, отличающееся тем, что оно выполнено из жаропрочного упругого материала.
7. Уплотнение (46) по п.6, отличающееся тем, что волнообразная конструкция имеет чередующиеся вершины (60, 62) с углом при вершинах, достаточным для обеспечения сжатия в радиальном направлении вершин (60, 62) и контакта вершин (60, 62) с разнесенными в радиальном направлении стенками кольцевого зазора (48) с герметизацией соединения.
8. Уплотнение (46) по п. 7, отличающееся тем, что двигатель содержит корпус двигателя и кожух (12) с протяженным в радиальном направлении выступом (22), находящимся в контакте с выступом (47) крепежного элемента внутри корпуса (32) с формированием кольцевого зазора (48) между кожухом (12) и крепежным элементом (36) с осевой составляющей (48а), при этом чередующиеся вершины (60,62) волнообразной конструкции направленного вдоль оси участка (54) уплотнения (46) имеют угол при вершинах, достаточный для обеспечения сжатия в радиальном направлении вершин (60,62) и контакта вершин (60,62) с разнесенными в радиальном направлении стенками (22а,36а) кольцевого зазора (48) с герметизацией соединения между кожухом (12) и крепежным элементом (36).
9. Уплотнение (46) по п.8, отличающееся тем, что кольцевой зазор содержит радиальную составляющую (48b) с противоположными разнесенными в радиальном направлении стенками, а уплотнение (46) имеет С-образный участок (52), имеющий в радиальном направлении протяженность меньшую, чем расстояние между противоположными стенками радиальной составляющей (48b) кольцевого зазора (48), а направленный вдоль оси участок (54) уплотнения имеет продолжение вдоль оси в пределах осевой составляющей (48а) кольцевого зазора (48).
10. Уплотнение (46) по п.9, отличающееся тем, что оно выполнено из выгнутого листа жаропрочного сплава.
11. Уплотнение (46) по п.10, отличающееся тем, что оно представляет собой бесконечное кольцо.
RU98123201/06A 1996-05-20 1997-05-20 Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя (варианты) RU2169846C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/650,441 US5738490A (en) 1996-05-20 1996-05-20 Gas turbine engine shroud seals
US08/650,441 1996-05-20

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU98123201A RU98123201A (ru) 2000-10-20
RU2169846C2 true RU2169846C2 (ru) 2001-06-27

Family

ID=24608931

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU98123201/06A RU2169846C2 (ru) 1996-05-20 1997-05-20 Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя (варианты)

Country Status (10)

Country Link
US (3) US5738490A (ru)
EP (1) EP0900323B1 (ru)
JP (2) JP3947227B2 (ru)
CN (1) CN1092750C (ru)
CA (1) CA2255077C (ru)
CZ (1) CZ292410B6 (ru)
DE (1) DE69706163T2 (ru)
PL (2) PL192923B1 (ru)
RU (1) RU2169846C2 (ru)
WO (1) WO1997044570A1 (ru)

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2498085C1 (ru) * 2012-04-04 2013-11-10 Николай Борисович Болотин Газотурбинный двигатель
RU2499891C1 (ru) * 2012-04-12 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
RU2506432C2 (ru) * 2008-11-26 2014-02-10 Снекма Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
RU2506433C2 (ru) * 2012-04-04 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Газотурбинный двигатель
RU2506434C2 (ru) * 2012-04-04 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Газотурбинный двигатель
RU2516992C2 (ru) * 2008-11-21 2014-05-27 Турбомека Турбомашина (варианты)
RU2622458C2 (ru) * 2012-01-10 2017-06-15 Дженерал Электрик Компани Узел турбины, турбина и способ поддержки компонентов турбины
RU2653710C2 (ru) * 2013-03-14 2018-05-14 Турбомека Кольцо турбины для турбомашины
RU184419U1 (ru) * 2018-05-18 2018-10-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Надроторная вставка газотурбинного двигателя
RU2720876C2 (ru) * 2015-05-22 2020-05-13 Сафран Эркрафт Энджинз Кольцевой узел турбины, поддерживаемый фланцами

Families Citing this family (176)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5738490A (en) * 1996-05-20 1998-04-14 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine engine shroud seals
US6076835A (en) * 1997-05-21 2000-06-20 Allison Advanced Development Company Interstage van seal apparatus
GB2335470B (en) * 1998-03-18 2002-02-13 Rolls Royce Plc A seal
US6059525A (en) * 1998-05-19 2000-05-09 General Electric Co. Low strain shroud for a turbine technical field
US6315519B1 (en) * 1998-09-28 2001-11-13 General Electric Company Turbine inner shroud and turbine assembly containing such inner shroud
DE19850732A1 (de) * 1998-11-04 2000-05-11 Asea Brown Boveri Axialturbine
EP1022437A1 (de) * 1999-01-19 2000-07-26 Siemens Aktiengesellschaft Bauteil zur Verwendung in einer thermischen Machine
DE19938274A1 (de) * 1999-08-12 2001-02-15 Asea Brown Boveri Vorrichtung und Verfahren zur geziehlten Spalteinstellung zwischen Stator- und Rotoranordnung einer Strömungsmaschine
DE19938443A1 (de) 1999-08-13 2001-02-15 Abb Alstom Power Ch Ag Befestigungs- und Fixierungsvorrichtung
GB0029337D0 (en) * 2000-12-01 2001-01-17 Rolls Royce Plc A seal segment for a turbine
JP2002213207A (ja) * 2001-01-15 2002-07-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン分割環
GB0108398D0 (en) * 2001-04-04 2001-05-23 Siemens Ag Seal element for sealing a gap and combustion turbine having a seal element
US6508624B2 (en) 2001-05-02 2003-01-21 Siemens Automotive, Inc. Turbomachine with double-faced rotor-shroud seal structure
GB2378486A (en) * 2001-08-04 2003-02-12 Siemens Ag A seal element for sealing a gap and combustion turbine having such a seal element
US6568903B1 (en) * 2001-12-28 2003-05-27 General Electric Company Supplemental seal for the chordal hinge seals in a gas turbine
US6726448B2 (en) * 2002-05-15 2004-04-27 General Electric Company Ceramic turbine shroud
DE10225679A1 (de) * 2002-06-10 2003-12-18 Rolls Royce Deutschland Lagerring zur Lagerung von Schaufelfüßen von verstellbaren Statorschaufeln im Hochdruckverdichter einer Gasturbine
US6722846B2 (en) 2002-07-30 2004-04-20 General Electric Company Endface gap sealing of steam turbine bucket tip static seal segments and retrofitting thereof
US6883807B2 (en) 2002-09-13 2005-04-26 Seimens Westinghouse Power Corporation Multidirectional turbine shim seal
US6733234B2 (en) 2002-09-13 2004-05-11 Siemens Westinghouse Power Corporation Biased wear resistant turbine seal assembly
US6821085B2 (en) * 2002-09-30 2004-11-23 General Electric Company Turbine engine axially sealing assembly including an axially floating shroud, and assembly method
DE10303340A1 (de) * 2003-01-29 2004-08-26 Alstom Technology Ltd Kühleinrichtung
US20050091984A1 (en) * 2003-11-03 2005-05-05 Robert Czachor Heat shield for gas turbine engine
DE102004010236A1 (de) * 2004-03-03 2005-09-15 Mtu Aero Engines Gmbh Ringstruktur in Metallbauweise
US7172388B2 (en) * 2004-08-24 2007-02-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-point seal
US7238003B2 (en) * 2004-08-24 2007-07-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Vane attachment arrangement
GB2418966B (en) * 2004-10-11 2006-11-15 Rolls Royce Plc A sealing arrangement
US7207771B2 (en) * 2004-10-15 2007-04-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment seal
US7217089B2 (en) * 2005-01-14 2007-05-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine shroud sealing arrangement
US7374395B2 (en) 2005-07-19 2008-05-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs
US7338253B2 (en) * 2005-09-15 2008-03-04 General Electric Company Resilient seal on trailing edge of turbine inner shroud and method for shroud post impingement cavity sealing
US7278820B2 (en) * 2005-10-04 2007-10-09 Siemens Power Generation, Inc. Ring seal system with reduced cooling requirements
EP1991762B1 (de) * 2006-03-06 2015-03-11 Alstom Technology Ltd Gasturbine mit ringförmigem hitzeschild und abgewinkelten dichtungsstreifen
US7604456B2 (en) * 2006-04-11 2009-10-20 Siemens Energy, Inc. Vane shroud through-flow platform cover
US7524167B2 (en) * 2006-05-04 2009-04-28 Siemens Energy, Inc. Combustor spring clip seal system
US7534086B2 (en) * 2006-05-05 2009-05-19 Siemens Energy, Inc. Multi-layer ring seal
US7726936B2 (en) * 2006-07-25 2010-06-01 Siemens Energy, Inc. Turbine engine ring seal
US7665955B2 (en) * 2006-08-17 2010-02-23 Siemens Energy, Inc. Vortex cooled turbine blade outer air seal for a turbine engine
US7922444B2 (en) 2007-01-19 2011-04-12 United Technologies Corporation Chamfer rail pockets for turbine vane shrouds
FR2913717A1 (fr) * 2007-03-15 2008-09-19 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz
US7758307B2 (en) * 2007-05-17 2010-07-20 Siemens Energy, Inc. Wear minimization system for a compressor diaphragm
US20090053042A1 (en) * 2007-08-22 2009-02-26 General Electric Company Method and apparatus for clearance control of turbine blade tip
US20090053045A1 (en) * 2007-08-22 2009-02-26 General Electric Company Turbine Shroud for Gas Turbine Assemblies and Processes for Forming the Shroud
US8128343B2 (en) * 2007-09-21 2012-03-06 Siemens Energy, Inc. Ring segment coolant seal configuration
US8308428B2 (en) * 2007-10-09 2012-11-13 United Technologies Corporation Seal assembly retention feature and assembly method
US8206087B2 (en) 2008-04-11 2012-06-26 Siemens Energy, Inc. Sealing arrangement for turbine engine having ceramic components
US8240985B2 (en) * 2008-04-29 2012-08-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud segment arrangement for gas turbine engines
US8162598B2 (en) * 2008-09-25 2012-04-24 Siemens Energy, Inc. Gas turbine sealing apparatus
US8157511B2 (en) * 2008-09-30 2012-04-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud gas path duct interface
EP2218882A1 (de) * 2009-02-16 2010-08-18 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufelträgersystem
JP5384983B2 (ja) * 2009-03-27 2014-01-08 本田技研工業株式会社 タービンシュラウド
US8622693B2 (en) * 2009-08-18 2014-01-07 Pratt & Whitney Canada Corp Blade outer air seal support cooling air distribution system
US8684680B2 (en) * 2009-08-27 2014-04-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing and cooling at the joint between shroud segments
FR2949810B1 (fr) * 2009-09-04 2013-06-28 Turbomeca Dispositif de support d'un anneau de turbine, turbine avec un tel dispositif et turbomoteur avec une telle turbine
US8083236B2 (en) * 2009-09-22 2011-12-27 Hamilton Sundstrand Corporation Staggered seal assembly
US8500392B2 (en) * 2009-10-01 2013-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing for vane segments
US8734089B2 (en) 2009-12-29 2014-05-27 Rolls-Royce Corporation Damper seal and vane assembly for a gas turbine engine
US9441497B2 (en) * 2010-02-24 2016-09-13 United Technologies Corporation Combined featherseal slot and lightening pocket
US8794640B2 (en) * 2010-03-25 2014-08-05 United Technologies Corporation Turbine sealing system
US8434999B2 (en) * 2010-03-25 2013-05-07 General Electric Company Bimetallic spline seal
FR2957969B1 (fr) * 2010-03-26 2013-03-29 Snecma Dispositif d'etancheite entre les talons d'aubes adjacentes en materiau compositie d'une roue mobile de turbomachine
US8562286B2 (en) 2010-04-06 2013-10-22 United Technologies Corporation Dead ended bulbed rib geometry for a gas turbine engine
FR2961556B1 (fr) * 2010-06-16 2015-12-11 Snecma Isolation du carter externe d'une turbine de turbomachine vis-a-vis d'un anneau sectorise
DE102010031124A1 (de) * 2010-07-08 2012-01-12 Man Diesel & Turbo Se Strömungsmaschine
US8998573B2 (en) * 2010-10-29 2015-04-07 General Electric Company Resilient mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
RU2536443C2 (ru) 2011-07-01 2014-12-27 Альстом Текнолоджи Лтд Направляющая лопатка турбины
US9079245B2 (en) * 2011-08-31 2015-07-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment with inter-segment overlap
GB201117084D0 (en) 2011-10-05 2011-11-16 Rolls Royce Plc Strip seals
US9726043B2 (en) 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
WO2013102171A2 (en) * 2011-12-31 2013-07-04 Rolls-Royce Corporation Blade track assembly, components, and methods
US8899914B2 (en) * 2012-01-05 2014-12-02 United Technologies Corporation Stator vane integrated attachment liner and spring damper
US8979486B2 (en) 2012-01-10 2015-03-17 United Technologies Corporation Intersegment spring “T” seal
FR2986836B1 (fr) * 2012-02-09 2016-01-01 Snecma Tole annulaire anti-usure pour une turbomachine
US9051849B2 (en) * 2012-02-13 2015-06-09 United Technologies Corporation Anti-rotation stator segments
US9127549B2 (en) * 2012-04-26 2015-09-08 General Electric Company Turbine shroud cooling assembly for a gas turbine system
CN104471197B (zh) * 2012-04-27 2016-05-11 通用电气公司 限制涡轮机组件内的吊架与整流罩组件间轴向移动的系统和方法
EP2685052A1 (en) * 2012-07-10 2014-01-15 Siemens Aktiengesellschaft A heat shield and a method for construction thereof
US9200530B2 (en) * 2012-07-20 2015-12-01 United Technologies Corporation Radial position control of case supported structure
US9528376B2 (en) * 2012-09-13 2016-12-27 General Electric Company Compressor fairing segment
US9464536B2 (en) 2012-10-18 2016-10-11 General Electric Company Sealing arrangement for a turbine system and method of sealing between two turbine components
US9587504B2 (en) * 2012-11-13 2017-03-07 United Technologies Corporation Carrier interlock
US9238977B2 (en) 2012-11-21 2016-01-19 General Electric Company Turbine shroud mounting and sealing arrangement
US9863264B2 (en) * 2012-12-10 2018-01-09 General Electric Company Turbine shroud engagement arrangement and method
EP2951399B1 (en) 2013-01-29 2020-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud and corresponding assembly method
EP2961939B1 (en) 2013-02-27 2019-04-10 United Technologies Corporation Assembly for sealing a gap between components of a turbine engine
EP2971577B1 (en) 2013-03-13 2018-08-29 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud
US9500095B2 (en) 2013-03-13 2016-11-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud segment sealing
US20140271142A1 (en) 2013-03-14 2014-09-18 General Electric Company Turbine Shroud with Spline Seal
WO2014168804A1 (en) * 2013-04-12 2014-10-16 United Technologies Corporation Blade outer air seal with secondary air sealing
WO2014186099A1 (en) 2013-05-17 2014-11-20 General Electric Company Cmc shroud support system of a gas turbine
US8814507B1 (en) * 2013-05-28 2014-08-26 Siemens Energy, Inc. Cooling system for three hook ring segment
US8979020B2 (en) * 2013-06-07 2015-03-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Mounting system for mounting engine nacelle components and associated method
US10144524B2 (en) * 2013-06-14 2018-12-04 Rohr, Inc. Assembly for mounting a turbine engine to a pylon
WO2015013503A1 (en) 2013-07-24 2015-01-29 United Technologies Corporation Trough seal for gas turbine engine
EP3030754B1 (en) * 2013-08-06 2018-11-14 United Technologies Corporation Boas with radial load feature
WO2015031763A1 (en) 2013-08-29 2015-03-05 United Technologies Corporation Seal for gas turbine engine
JP6529013B2 (ja) 2013-12-12 2019-06-12 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Ｃｍｃシュラウド支持システム
EP3090140B1 (en) * 2013-12-12 2020-08-12 United Technologies Corporation Blade outer air seal with secondary air sealing
CA2951431C (en) 2014-06-12 2019-03-26 General Electric Company Multi-piece shroud hanger assembly
CN106460560B (zh) 2014-06-12 2018-11-13 通用电气公司 护罩吊架组件
CA2951638A1 (en) 2014-06-12 2015-12-17 General Electric Company Shroud hanger assembly
US9938846B2 (en) 2014-06-27 2018-04-10 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with sealed blade track
US20160047549A1 (en) * 2014-08-15 2016-02-18 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite components with inserts
US10190434B2 (en) 2014-10-29 2019-01-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with locating inserts
CN104454033B (zh) * 2014-11-03 2017-02-15 中国南方航空工业(集团)有限公司 封严圈及具有其的燃气轮机
US9845696B2 (en) * 2014-12-15 2017-12-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud sealing architecture
US10196913B1 (en) * 2014-12-17 2019-02-05 United Technologies Corporation Featherseal having tapered radial portion
CA2915370A1 (en) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Full hoop blade track with axially keyed features
CA2915246A1 (en) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud
EP3045674B1 (en) 2015-01-15 2018-11-21 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with tubular runner-locating inserts
CA2916710A1 (en) * 2015-01-29 2016-07-29 Rolls-Royce Corporation Seals for gas turbine engines
US10281045B2 (en) 2015-02-20 2019-05-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Apparatus and methods for sealing components in gas turbine engines
US9874104B2 (en) 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
US9863265B2 (en) 2015-04-15 2018-01-09 General Electric Company Shroud assembly and shroud for gas turbine engine
CA2924866A1 (en) 2015-04-29 2016-10-29 Daniel K. Vetters Composite keystoned blade track
CA2925588A1 (en) 2015-04-29 2016-10-29 Rolls-Royce Corporation Brazed blade track for a gas turbine engine
US9828879B2 (en) * 2015-05-11 2017-11-28 General Electric Company Shroud retention system with keyed retention clips
US9932901B2 (en) 2015-05-11 2018-04-03 General Electric Company Shroud retention system with retention springs
US9759079B2 (en) * 2015-05-28 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Split line flow path seals
US10370994B2 (en) * 2015-05-28 2019-08-06 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Pressure activated seals for a gas turbine engine
US10215056B2 (en) 2015-06-30 2019-02-26 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with movable attachment features
GB201514093D0 (en) 2015-08-10 2015-09-23 Rolls Royce Plc A Sealing Attachment for a Gas Turbine Engine
US10443417B2 (en) * 2015-09-18 2019-10-15 General Electric Company Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-finger seals with stepped shroud interface
US11473437B2 (en) * 2015-09-24 2022-10-18 General Electric Company Turbine snap in spring seal
US20170089211A1 (en) * 2015-09-24 2017-03-30 General Electric Company Turbine snap in spring seal
US10458263B2 (en) 2015-10-12 2019-10-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with sealing features
US10240476B2 (en) 2016-01-19 2019-03-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Full hoop blade track with interstage cooling air
GB201603554D0 (en) * 2016-03-01 2016-04-13 Rolls Royce Plc An intercomponent seal for a gas turbine engine
US10689994B2 (en) 2016-03-31 2020-06-23 General Electric Company Seal assembly to seal corner leaks in gas turbine
US10221712B2 (en) * 2016-05-16 2019-03-05 General Electric Company Seal for hardware segments
US10415415B2 (en) 2016-07-22 2019-09-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with forward case and full hoop blade track
US10287906B2 (en) 2016-05-24 2019-05-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with full hoop ceramic matrix composite blade track and seal system
FR3055148B1 (fr) * 2016-08-19 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3055147B1 (fr) * 2016-08-19 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
US10450883B2 (en) * 2016-10-31 2019-10-22 United Technologies Corporation W-seal shield for interrupted cavity
US10301955B2 (en) 2016-11-29 2019-05-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Seal assembly for gas turbine engine components
US10443420B2 (en) * 2017-01-11 2019-10-15 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Seal assembly for gas turbine engine components
US11015613B2 (en) 2017-01-12 2021-05-25 General Electric Company Aero loading shroud sealing
US10655491B2 (en) * 2017-02-22 2020-05-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud ring for a gas turbine engine with radial retention features
US11225880B1 (en) 2017-02-22 2022-01-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud ring for a gas turbine engine having a tip clearance probe
US10577977B2 (en) 2017-02-22 2020-03-03 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with biased retaining ring
US10648362B2 (en) * 2017-02-24 2020-05-12 General Electric Company Spline for a turbine engine
US10655495B2 (en) * 2017-02-24 2020-05-19 General Electric Company Spline for a turbine engine
US20180355741A1 (en) * 2017-02-24 2018-12-13 General Electric Company Spline for a turbine engine
US20180340437A1 (en) * 2017-02-24 2018-11-29 General Electric Company Spline for a turbine engine
US10533446B2 (en) 2017-05-15 2020-01-14 United Technologies Corporation Alternative W-seal groove arrangement
US10677084B2 (en) 2017-06-16 2020-06-09 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having inter-segment seal arrangement
US10900378B2 (en) 2017-06-16 2021-01-26 Honeywell International Inc. Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages
US10753222B2 (en) * 2017-09-11 2020-08-25 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine blade outer air seal
US10655489B2 (en) 2018-01-04 2020-05-19 General Electric Company Systems and methods for assembling flow path components
US10633994B2 (en) * 2018-03-21 2020-04-28 United Technologies Corporation Feather seal assembly
US10689997B2 (en) * 2018-04-17 2020-06-23 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly for gas turbine engine
US10801351B2 (en) * 2018-04-17 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly for gas turbine engine
US11111806B2 (en) * 2018-08-06 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation Blade outer air seal with circumferential hook assembly
US10982559B2 (en) * 2018-08-24 2021-04-20 General Electric Company Spline seal with cooling features for turbine engines
US11105209B2 (en) 2018-08-28 2021-08-31 General Electric Company Turbine blade tip shroud
US10920600B2 (en) * 2018-09-05 2021-02-16 Raytheon Technologies Corporation Integrated seal and wear liner
US10794206B2 (en) 2018-09-05 2020-10-06 Raytheon Technologies Corporation CMC BOAS intersegment seal
US20200072070A1 (en) * 2018-09-05 2020-03-05 United Technologies Corporation Unified boas support and vane platform
GB201820224D0 (en) * 2018-12-12 2019-01-23 Rolls Royce Plc Seal segment for shroud ring of a gas turbine engine
EP3667132A1 (de) * 2018-12-13 2020-06-17 Siemens Aktiengesellschaft Dichtungsanordnung für ein geteiltes gehäuse
US11840930B2 (en) * 2019-05-17 2023-12-12 Rtx Corporation Component with feather seal slots for a gas turbine engine
GB201907545D0 (en) * 2019-05-29 2019-07-10 Siemens Ag Heatshield for a gas turbine engine
US11326463B2 (en) * 2019-06-19 2022-05-10 Raytheon Technologies Corporation BOAS thermal baffle
DE102019125779B4 (de) * 2019-09-25 2024-03-21 Man Energy Solutions Se Schaufel einer Strömungsmaschine
CN110847982B (zh) * 2019-11-04 2022-04-19 中国科学院工程热物理研究所 一种组合式高压涡轮转子外环冷却封严结构
US11092027B2 (en) * 2019-11-19 2021-08-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with sheet-metal sealing features
US11131215B2 (en) * 2019-11-19 2021-09-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud cartridge assembly with sealing features
JP2021195920A (ja) * 2020-06-16 2021-12-27 東芝エネルギーシステムズ株式会社 タービン静翼
US11156110B1 (en) 2020-08-04 2021-10-26 General Electric Company Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine
US11655719B2 (en) 2021-04-16 2023-05-23 General Electric Company Airfoil assembly
US11286812B1 (en) 2021-05-25 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased pin and shroud segment
US11629607B2 (en) 2021-05-25 2023-04-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially and axially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11346237B1 (en) 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased ceramic matrix composite shroud segment
US11346251B1 (en) 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11761351B2 (en) 2021-05-25 2023-09-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially located ceramic matrix composite shroud segments

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1331209A (en) * 1969-10-28 1973-09-26 Secr Defence Bladed rotors for fluid flow machines
GB1232506A (ru) * 1969-10-28 1971-05-19
US3754766A (en) * 1971-11-11 1973-08-28 United Aircraft Corp Spring type ring seal
US3869222A (en) * 1973-06-07 1975-03-04 Ford Motor Co Seal means for a gas turbine engine
US4311432A (en) * 1979-11-20 1982-01-19 United Technologies Corporation Radial seal
US4422827A (en) * 1982-02-18 1983-12-27 United Technologies Corporation Blade root seal
US4551064A (en) * 1982-03-05 1985-11-05 Rolls-Royce Limited Turbine shroud and turbine shroud assembly
US4573866A (en) * 1983-05-02 1986-03-04 United Technologies Corporation Sealed shroud for rotating body
US4524980A (en) * 1983-12-05 1985-06-25 United Technologies Corporation Intersecting feather seals for interlocking gas turbine vanes
US4767260A (en) * 1986-11-07 1988-08-30 United Technologies Corporation Stator vane platform cooling means
US4743164A (en) * 1986-12-29 1988-05-10 United Technologies Corporation Interblade seal for turbomachine rotor
GB2239678B (en) * 1989-12-08 1993-03-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade shroud assembly
US5158430A (en) * 1990-09-12 1992-10-27 United Technologies Corporation Segmented stator vane seal
GB2249356B (en) * 1990-11-01 1995-01-18 Rolls Royce Plc Shroud liners
US5176495A (en) * 1991-07-09 1993-01-05 General Electric Company Thermal shielding apparatus or radiositor for a gas turbine engine
US5197853A (en) * 1991-08-28 1993-03-30 General Electric Company Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine
US5188507A (en) * 1991-11-27 1993-02-23 General Electric Company Low-pressure turbine shroud
US5201846A (en) * 1991-11-29 1993-04-13 General Electric Company Low-pressure turbine heat shield
US5273396A (en) * 1992-06-22 1993-12-28 General Electric Company Arrangement for defining improved cooling airflow supply path through clearance control ring and shroud
US5318402A (en) * 1992-09-21 1994-06-07 General Electric Company Compressor liner spacing device
US5281097A (en) * 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
US5333995A (en) * 1993-08-09 1994-08-02 General Electric Company Wear shim for a turbine engine
US5460489A (en) * 1994-04-12 1995-10-24 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
US5513955A (en) * 1994-12-14 1996-05-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform seal
US5738490A (en) * 1996-05-20 1998-04-14 Pratt & Whitney Canada, Inc. Gas turbine engine shroud seals

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2516992C2 (ru) * 2008-11-21 2014-05-27 Турбомека Турбомашина (варианты)
US9051846B2 (en) 2008-11-21 2015-06-09 Turbomeca Ring segment positioning member
RU2506432C2 (ru) * 2008-11-26 2014-02-10 Снекма Износостойкое устройство для лопаток направляющего соплового аппарата турбины авиационного газотурбинного двигателя
RU2622458C2 (ru) * 2012-01-10 2017-06-15 Дженерал Электрик Компани Узел турбины, турбина и способ поддержки компонентов турбины
RU2498085C1 (ru) * 2012-04-04 2013-11-10 Николай Борисович Болотин Газотурбинный двигатель
RU2506433C2 (ru) * 2012-04-04 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Газотурбинный двигатель
RU2506434C2 (ru) * 2012-04-04 2014-02-10 Николай Борисович Болотин Газотурбинный двигатель
RU2499891C1 (ru) * 2012-04-12 2013-11-27 Николай Борисович Болотин Турбина газотурбинного двигателя
RU2653710C2 (ru) * 2013-03-14 2018-05-14 Турбомека Кольцо турбины для турбомашины
RU2720876C2 (ru) * 2015-05-22 2020-05-13 Сафран Эркрафт Энджинз Кольцевой узел турбины, поддерживаемый фланцами
RU184419U1 (ru) * 2018-05-18 2018-10-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Надроторная вставка газотурбинного двигателя
RU184419U9 (ru) * 2018-05-18 2018-11-14 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Надроторная вставка газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
PL185918B1 (pl) 2003-08-29
CZ292410B6 (cs) 2003-09-17
CA2255077A1 (en) 1997-11-27
CA2255077C (en) 2007-09-25
JP3947227B2 (ja) 2007-07-18
CN1092750C (zh) 2002-10-16
PL330007A1 (en) 1999-04-26
CZ369898A3 (cs) 1999-04-14
EP0900323A1 (en) 1999-03-10
US5738490A (en) 1998-04-14
US5762472A (en) 1998-06-09
EP0900323B1 (en) 2001-08-16
PL192923B1 (pl) 2006-12-29
JP2006342811A (ja) 2006-12-21
DE69706163T2 (de) 2002-05-02
CN1219215A (zh) 1999-06-09
JP2000511256A (ja) 2000-08-29
US5988975A (en) 1999-11-23
DE69706163D1 (de) 2001-09-20
WO1997044570A1 (en) 1997-11-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2169846C2 (ru) Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя (варианты)
RU98123201A (ru) Уплотнение кожуха газотурбинного двигателя (варианты)
JP3898225B2 (ja) 間隙を密封するためのシール要素並びにガスタービン設備
US3966356A (en) Blade tip seal mount
EP1036255B1 (en) Seal assembly for a gas turbine engine
US4875830A (en) Flanged ladder seal
EP1327748A1 (en) Seal for gas turbine nozzle and shroud interface
US20050249588A1 (en) Seal assembly
US20030071423A1 (en) Rotor seal with folding strip
US20080258403A1 (en) Seal Arrangement
JP2005282571A (ja) ターボジェットセクションの内側ケーシングと外側ケーシングとの間のシール
KR101974736B1 (ko) 블레이드의 실링구조와 이를 포함하는 로터 및 가스터빈
US11181003B2 (en) First-stage turbine vane supporting structure and gas turbine including same
US6719295B2 (en) Supplemental seal for the chordal hinge seals in a gas turbine
US10494944B2 (en) Seal on the inner ring of a guide vane
WO2002027148A1 (en) Flexible interlocking combustor transition seal
KR100767866B1 (ko) 가스 터빈
EP0896128A3 (en) Seal structure of gas turbine stationary blade shroud
US5320484A (en) Turbomachine stator having a double skin casing including means for preventing gas flow longitudinally therethrough
KR100473751B1 (ko) 가스터빈엔진슈라우드시일
KR101964873B1 (ko) 열팽창 흡수구조를 포함하는 압축기, 및 이를 포함하는 가스 터빈
KR100819790B1 (ko) 가스터빈엔진
CZ292418B6 (cs) Ucpávka
RU2205276C1 (ru) Статор турбомашины

Legal Events

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

Effective date: 20090521