RU2374471C2 - Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса - Google Patents
Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса Download PDFInfo
- Publication number
- RU2374471C2 RU2374471C2 RU2005112912/06A RU2005112912A RU2374471C2 RU 2374471 C2 RU2374471 C2 RU 2374471C2 RU 2005112912/06 A RU2005112912/06 A RU 2005112912/06A RU 2005112912 A RU2005112912 A RU 2005112912A RU 2374471 C2 RU2374471 C2 RU 2374471C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- annular
- segment
- air
- segments
- passage
- Prior art date
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
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
- F01D25/12—Cooling
-
- 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
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/10—Manufacture by removing material
- F05D2230/12—Manufacture by removing material by spark erosion methods
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Устройство охлаждения кольцевого корпуса статора, окружающего канал прохождения горячих газов в газовой турбине, в котором кольцевой корпус содержит кольцевые сегменты, прикрепленные при помощи передних и задних систем крепления к сегментам перемычки, образующим неподвижную поддерживающую перемычку, окружающую указанный кольцевой корпус и ограничивающую, по меньшей мере, одну расположенную между ними кольцевую напорную полость. В кольцевую напорную полость выходит, по меньшей мере, одно отверстие подачи охлаждающего воздуха. Стенки каждого из кольцевых сегментов корпуса содержат отверстия выпуска воздуха, соединяющие напорную полость с каналом прохождения горячих газов. Устройство охлаждения дополнительно содержит средства направления воздуха, поступающего из течей в системах крепления между кольцевыми сегментами и сегментами перемычки, к, по меньшей мере, одному из аксиальных краев кольцевых сегментов, находящемуся в контакте с горячими газами, для его охлаждения. Каждая из передних систем крепления содержит переднюю выемку в кольцевом сегменте, расположенную в радиальном направлении между передним участком кольцевого сегмента, находящимся в контакте с горячими газами, и передним внешним выступом, и передний внутренний выступ сегмента перемычки, к которому прикреплен данный кольцевой сегмент. Передний внутренний выступ входит в осевом направлении в переднюю выемку в кольцевом сегменте. Устройство охлаждения также содержит передний контур, направляющий воздух, поступающий из течей в каждой из передних систем крепления, к передним участкам кольцевых сегментов с целью их охлаждения. Изобрете
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к устройствам охлаждения кольцевых корпусов, окружающих канал течения горячих газов в газовых турбинах. Более конкретно, оно охватывает устройство охлаждения, позволяющее направлять и использовать охлаждающий воздух, поступающий из протечек уплотнений в местах соединения кольцевых сегментов, образующих кольцо, с несущими их элементами.
Уровень техники
В газовой турбине, например в турбине высокого давления турбомашины, рабочие (подвижные) лопатки окружены по всей окружности неподвижной оболочкой, образующей неподвижный кольцевой корпус статора.
Наиболее близкими аналогами заявленной группы изобретений являются кольцевой корпус статора в газовой турбине и устройство его охлаждения, описанные в US 5197853, 1993.
Известный кольцевой корпус, который является сегментированным, т.е. состоит из кольцевых сегментов, соединенных встык, частично ограничивает канал прохождения горячих газов, поступающих из камеры сгорания турбомашины и проходящих через турбину.
Кольцевые сегменты прикреплены к корпусу неподвижной поддерживающей перемычкой, также разделенной на сегменты перемычки. Точнее, кольцевые сегменты прикреплены к сегментам перемычки при помощи передних и задних (относительно направления течения газов) систем крепления. Кроме того, кольцевые сегменты и сегменты перемычки расположены одни относительно других так, что образуют кольцевую полость (так называемую «напорную полость»), заключенную в радиальном направлении между кольцевыми стенками сегментов перемычки и кольцевыми сегментами, параллельными оси статора (называемыми далее аксиальными стенками).
Кольцевые сегменты известного корпуса статора оборудованы устройствами охлаждения, позволяющими им выдерживать высокие температуры горячих газов, с которыми они находятся в контакте. В известном устройстве охлаждения кольцевых сегментов использованы предусмотренные в сегментах перемычки отверстия подачи охлаждающего воздуха таким образом, чтобы обеспечить подачу воздуха в напорную полость, образованную между кольцевыми сегментами и сегментами оболочки, и отверстия выпуска воздуха, предусмотренные в стенках кольцевых сегментов и соединяющие эту полость с каналом прохождения горячих газов. В напорной полости имеется "напорная" пластина, расположенная между отверстием подачи воздуха и отверстиями выпуска воздуха кольцевых сегментов. Под воздействием разности давлений с разных сторон напорной пластины воздух проходит через нее, соударяется со стенками охлаждаемых кольцевых сегментов и выходит через отверстия выпуска воздуха, предусмотренные в этих стенках.
Конструкции такого типа, как правило, позволяют добиться эффективного охлаждения кольцевых сегментов. Однако вследствие значительной разности давлений между напорной полостью и каналом прохождения горячих газов, в системах крепления кольцевых сегментов к сегментам перемычки возникают течи воздуха. Эти течи приводят к снижению герметичности известных систем крепления. На практике воздух, выходящий через эти течи, проходит в тангенциальном направлении вдоль кольцевого сегмента и выходит в канал прохождения горячих газов вблизи зоны соединения двух соседних кольцевых сегментов. Следовательно, этот воздух, который может составлять до 0,2% суммарного потока охлаждающего воздуха, не участвует в охлаждении кольцевых сегментов. Такое количество неиспользуемого воздуха не является пренебрежимо малым, т.е. его потеря может негативно сказаться на охлаждении частей турбомашины.
Для устранения этого недостатка в известном устройстве охлаждения, описанном в US 5197853, имеются средства предотвращения или уменьшения указанных течей из напорной полости, выполненные в виде элементов, улучшающих герметизацию данной полости вдоль ее границ с передними и задними системами крепления кольцевых сегментов. Однако подобные средства существенно усложняют конструкцию известного устройства и соответственно увеличивают трудоемкость и стоимость его изготовления.
Раскрытие изобретения
Таким образом, задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанных недостатков путем предложения устройства охлаждения, которое позволило бы использовать воздух, поступающий из течей, для охлаждения кольцевых сегментов и тем самым устранило бы необходимость в усложнении конструкции устройства введением дополнительных средств предотвращения или уменьшения указанных течей из напорной полости.
Для решения поставленной задачи предлагается устройство охлаждения кольцевого корпуса статора, окружающего канал прохождения горячих газов в газовой турбине, причем указанный кольцевой корпус содержит кольцевые сегменты, прикрепленные при помощи передних и задних систем крепления к сегментам перемычки. Сегменты перемычки образуют неподвижную поддерживающую перемычку, окружающую указанный кольцевой корпус и ограничивающую, по меньшей мере, одну расположенную между ними кольцевую напорную полость, в которую выходит, по меньшей мере, одно отверстие подачи охлаждающего воздуха. Стенки каждого из кольцевых сегментов содержат отверстия выпуска воздуха, соединяющие напорную полость с каналом прохождения горячих газов. Устройство по изобретению характеризуется тем, что дополнительно содержит средства направления воздуха, поступающего из течей в системах крепления между кольцевыми сегментами и сегментами перемычки, к, по меньшей мере, одному из краев кольцевых сегментов в направлении оси статора (далее - аксиальных краев), находящемуся в контакте с горячими газами, для его охлаждения.
Таким образом, воздух, поступающий из течей в системах крепления, не расходуется бесцельно, а служит для охлаждения кольцевых сегментов. На практике это позволяет снизить температуру некоторых частей кольцевых сегментов на величину, достигающую приблизительно 20°С.
В оптимальном варианте устройство охлаждения содержит передний контур, направляющий воздух, поступающий из течей в каждой из передних систем крепления, к переднему участку кольцевых сегментов с целью его охлаждения.
Такой передний контур может содержать, по меньшей мере, один осевой (т.е. вытянутый параллельно оси статора) вырез для прохождения воздуха, выходящий в переднюю круговую полость, расположенную в радиальном направлении между передним внутренним выступом и аксиальной стенкой сегмента перемычки, и соединяющий ее с передней выемкой кольцевого сегмента, прикрепленного к данному сегменту перемычки.
В предпочтительном варианте передний контур содержит несколько осевых вырезов для прохождения воздуха, регулярно распределенных по окружности. Вырезы для прохождения воздуха могут быть предусмотрены в переднем внешнем выступе кольцевого сегмента и/или в переднем внутреннем выступе сегмента перемычки.
Другая частная особенность изобретения заключается в том, что в оптимальном варианте устройство содержит задний контур, направляющий воздух, поступающий из течей в каждой из задних систем крепления, к заднему участку кольцевых сегментов с целью его охлаждения.
Такой задний контур может содержать, по меньшей мере, один осевой вырез для прохождения воздуха, выходящий в заднюю круговую полость, расположенную в радиальном направлении между задними внешними выступами кольцевого сегмента и сегмента перемычки, и соединяющий ее с задней выемкой кольцевого сегмента.
В предпочтительном варианте задний контур содержит несколько осевых вырезов для прохождения воздуха, регулярно распределенных по окружности. Вырезы для прохождения воздуха могут быть предусмотрены в заднем внешнем выступе кольцевого сегмента и/или во внутренней ветви зажима.
Настоящее изобретение охватывает также кольцевой корпус статора, окружающий канал прохождения горячих газов в газовой турбине и содержащий описанное устройство охлаждения.
Краткое описание чертежей
Другие свойства и достоинства настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания, содержащего ссылки на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют пример осуществления изобретения, не вносящий каких-либо ограничений. На чертежах:
- фиг.1 изображает в продольном разрезе устройство охлаждения по одному из вариантов осуществления изобретения;
- фиг.2 изображает в перспективе кольцевой сегмент, оборудованный устройством охлаждения по фиг.1;
- фиг.3 изображает в продольном разрезе устройство охлаждения по другому варианту осуществления изобретения.
Осуществление изобретения
На фиг.1 изображена турбина 2 высокого давления, содержащая рабочие (подвижные) лопатки 4, расположенные в канале 6 прохождения горячих газов, поступающих из камеры сгорания (не представлена) и текущих в направлении, обозначенном стрелкой 7. Эти лопатки 4 окружены кольцевым корпусом статора по всей окружности кольцевой оболочки с осью XX', образующей корпус 8 турбомашины.
Кольцевой корпус статора является сегментированным, т.е. состоит из нескольких кольцевых сегментов 10, соединенных встык и образующих непрерывную кольцевую поверхность, частично окружающую канал 6 прохождения горячих газов.
Кольцевые сегменты 10 прикреплены к корпусу 8 перемычкой, также разделенной на несколько сегментов 12 перемычки. Каждый сегмент 12 перемычки прикреплен к корпусу 8 выступами 14, которые входят в осевом направлении в выемки 16, предусмотренные в корпусе 8. Каждый кольцевой сегмент 10 прикреплен к сегменту 12 перемычки при помощи передней и задней систем крепления.
Каждая передняя система крепления состоит из передней выемки 18, предусмотренной в передней радиальной стенке 10а кольцевого сегмента 10, и переднего внутреннего выступа 20, имеющегося на передней радиальной стенке 12а сегмента 12 перемычки, к которому крепится данный кольцевой сегмент.
Передняя выемка 18 кольцевого сегмента 10 расположена в радиальном направлении между передним участком 22 кольцевого сегмента и передним внешним выступом 24, выступающими в осевом направлении из передней радиальной стенки 10а кольцевого сегмента, причем передний участок 22 кольцевого сегмента находится в непосредственном контакте с горячими газами, текущими в канале 6. Передний внутренний выступ 20 сегмента 12 перемычки входит в осевом направлении в определенную таким образом переднюю выемку 18.
Каждая задняя система крепления состоит из задней выемки 26, предусмотренной в задней радиальной стенке 10b кольцевого сегмента 10, заднего внешнего выступа 28, расположенного на задней радиальной стенке 12b сегмента 12 перемычки, к которому крепится данный кольцевой сегмент, и зажима 30.
Задняя выемка 26 кольцевого сегмента 10 расположена в радиальном направлении между задним участком 32 кольцевого сегмента и задним внешним выступом 34, выступающими в осевом направлении из задней радиальной стенки 10b кольцевого сегмента, причем задний участок 32 кольцевого сегмента находится в непосредственном контакте с горячими газами, текущими в канале 6. Задний внешний выступ 28 сегмента 12 перемычки упирается в радиальном направлении в задний внешний выступ 34 кольцевого сегмента 10.
Зажим 30, представляющий собой С-образную скобу, охватывает задние внешние выступы 34, 28 соответственно кольцевого сегмента 10 и сегмента 12 перемычки и, таким образом, обеспечивает их взаимное прижатие в радиальном направлении.
Кроме того, кольцевые сегменты 10 и сегменты 12 перемычки расположены одни относительно других таким образом, что образуют, по меньшей мере, одну кольцевую полость 36, называемую «напорной полостью» и предназначенную для охлаждения кольцевых сегментов 10. Эта напорная полость ограничена в радиальном направлении аксиальной кольцевой стенкой 12с сегментов 12 перемычки и аксиальной кольцевой стенкой 10с кольцевых сегментов 10.
Сегменты 12 перемычки содержат также, по меньшей мере, одно отверстие 38 подачи охлаждающего воздуха, выходящее в напорную полость 36 для снабжения ее охлаждающим воздухом. Этот охлаждающий воздух может поступать из потока воздуха, обтекающего камеру сгорания турбомашины.
В стенках кольцевых сегментов 10 предусмотрены отверстия 40 выпуска воздуха, соединяющие напорную полость 36 и канал 6 прохождения горячих газов (фиг.2). Точнее, эти отверстия 40 выпуска воздуха выходят в канал 6 вблизи переднего участка 22 кольцевого сегмента 10 (т.е. в наиболее горячей зоне) и наклонены относительно осевого и радиального направлений, чтобы увеличить поверхность теплообмена.
Напорная пластина 42, имеющая U-образное сечение, в дне которой предусмотрены отверстия 44, также находится в напорной полости 36, между отверстием 38 подачи воздуха и отверстиями 40 выпуска воздуха. Под воздействием разности давлений по разные стороны напорной пластины 42 воздух проходит сквозь нее через отверстия 44, соударяется со стенками охлаждаемых кольцевых сегментов 10 и выходит через отверстия 40 выпуска воздуха в переднем участке 22 этих сегментов.
В передних и задних системах крепления возникают течи воздуха. Точнее, вследствие разности давлений, существующей между напорной полостью 36 и каналом 6 прохождения горячих газов, охлаждающий воздух, поступающий в полость 36, выходит через передние и задние крепления по пути, обозначенному на фиг.1 стрелками 46. Воздух, как правило, выходит в канал 6 прохождения горячих газов вблизи стыков соседних кольцевых сегментов 10. Кроме того, утечки через передние крепления более значительны, чем через задние крепления.
В соответствии с изобретением вместо попыток уменьшения течей через передние и задние системы крепления, предусмотрены средства направления воздуха, поступающего из этих течей, к, по меньшей мере, одному из аксиальных краев кольцевых сегментов 10, находящихся в контакте с горячими газами, с целью его охлаждения.
В частности, для направления воздуха, вытекающего через передние системы крепления, предусмотрен передний контур, содержащий, по меньшей мере, один осевой вырез 48, 50 для прохождения воздуха, выходящий в переднюю круговую полость 52, заключенную в радиальном направлении между передним внутренним выступом 20 и аксиальной стенкой 12с сегмента 12 перемычки и соединяющий ее с передней выемкой 18 кольцевого сегмента 10, прикрепленного к данному сегменту 12 перемычки.
Как показано на фиг.1 и 2, вырез или вырезы 48 для прохождения воздуха в переднем контуре могут быть предусмотрены в переднем внешнем выступе 24 кольцевых сегментов 10. В альтернативном варианте вырез или вырезы 50 для прохождения воздуха в переднем контуре могут быть предусмотрены в переднем внутреннем выступе 20 сегментов 12 перемычки (фиг.3).
В соответствии с еще одним альтернативном вариантом, не представленным на чертежах, вырезы для прохождения воздуха в переднем контуре могут быть предусмотрены в переднем внешнем выступе 24 кольцевых сегментов 10 и в переднем внутреннем выступе 20 сегментов 12 перемычки.
Таким образом, воздух, поступающий из напорной полости 36 и протекающий через передние системы крепления, направляется в переднюю круговую полость 52, а затем - в переднюю выемку 18 кольцевых сегментов 10, проходя через вырезы 48, 50 для прохождения воздуха, и выводится в канал 6 прохождения горячих газов. Это позволяет обеспечить конвекционное охлаждение этим воздухом переднего участка 22 кольцевого сегмента 10, особенно подверженного воздействию горячих газов и трудно охлаждаемого.
Точнее, при величине потока, приблизительно равной 0,2% суммарного потока воздуха, охлаждающего кольцевые сегменты 10, воздух, вытекающий через передние крепления, позволяет снизить температуру поверхности переднего участка 22 кольцевого сегмента, находящейся в контакте с горячими газами, на величину, достигающую 10°С, а температуру верхней (наиболее удаленной от оси турбомашины) поверхности данного участка - на величину, достигающую 20°С.
В предпочтительном варианте передний контур может содержать несколько осевых вырезов 48, 50 для прохождения воздуха, равномерно распределенных по окружности. Их количество и форма могут быть различными.
Для направления воздуха, вытекающего через задние системы крепления, предусмотрен задний контур, содержащий, по меньшей мере, один осевой вырез 54, 56 для прохождения воздуха, выходящий в заднюю круговую полость 58, заключенную в радиальном направлении между задними внешними выступами 34, 28 соответственно кольцевого сегмента 10 и сегмента 12 перемычки, и соединяющий ее с задней выемкой 26 кольцевого сегмента.
Вырез или вырезы 54 для прохождения воздуха в заднем контуре могут быть предусмотрены в заднем внешнем выступе 34 кольцевого сегмента 10 (фиг.1). В альтернативном варианте вырез или вырезы 56 для прохождения воздуха в заднем контуре могут быть предусмотрены во внутренней ветви 30а зажима 30 (фиг.3).
В соответствии с еще одним альтернативном вариантом, не представленным на чертежах, вырезы для прохождения воздуха в заднем контуре могут быть предусмотрены в заднем внешнем выступе 34 кольцевого сегмента 10 и во внутренней ветви 30а зажима 30.
В предпочтительном варианте задний контур может содержать несколько осевых вырезов 54, 56 для прохождения воздуха, равномерно распределенных по окружности. Их количество и форма могут быть различными.
Таким образом, воздух, поступающий из напорной полости 36 и вытекающий через задние системы крепления, направляется в заднюю круговую полость 58, а затем - в заднюю выемку 26 кольцевых сегментов 10, проходя через вырез или вырезы 54, 56 для прохождения воздуха, и выводится в канал 6 прохождения горячих газов. Это позволяет обеспечить конвекционное охлаждение этим воздухом заднего участка 32 кольцевых сегментов 10, охлаждение которого особенно затруднено.
Claims (11)
1. Устройство охлаждения кольцевого корпуса статора, окружающего канал (6) прохождения горячих газов в газовой турбине, причем указанный кольцевой корпус содержит кольцевые сегменты (10), прикрепленные при помощи передних и задних систем крепления к сегментам (12) перемычки, образующим неподвижную поддерживающую перемычку, окружающую указанный кольцевой корпус и ограничивающую, по меньшей мере, одну расположенную между ними кольцевую напорную полость (36), в которую выходит, по меньшей мере, одно отверстие (38) подачи охлаждающего воздуха, причем стенки каждого из кольцевых сегментов (10) содержат отверстия (40) выпуска воздуха, соединяющие напорную полость (36) с каналом (6) прохождения горячих газов, отличающееся тем, что дополнительно содержит средства (48, 50, 54, 56) направления воздуха, поступающего из течей в системах крепления между кольцевыми сегментами (10) и сегментами (12) перемычки, к, по меньшей мере, одному из аксиальных краев (22, 32) кольцевых сегментов (10), находящемуся в контакте с горячими газами, для его охлаждения, при этом каждая из передних систем крепления содержит переднюю выемку (18) в кольцевом сегменте (10), расположенную в радиальном направлении между передним участком (22) кольцевого сегмента, находящимся в контакте с горячими газами, и передним внешним выступом (24), и передний внутренний выступ (20) сегмента (12) перемычки, к которому прикреплен данный кольцевой сегмент (10), причем указанный передний внутренний выступ (20) входит в осевом направлении в указанную переднюю выемку (18) в кольцевом сегменте, причем устройство дополнительно содержит передний контур (48, 50), направляющий воздух, поступающий из течей в каждой из передних систем крепления, к передним участкам (22) кольцевых сегментов с целью их охлаждения.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что передний контур содержит, по меньшей мере, один осевой вырез (48, 50) для прохождения воздуха, выходящий в переднюю круговую полость (52), расположенную в радиальном направлении между передним внутренним выступом (20) и аксиальной стенкой (12 с) сегмента (12) перемычки, и соединяющий ее с передней выемкой (18) в кольцевом сегменте (10), прикрепленном к данному сегменту перемычки.
3. Устройство по п.2, отличающееся тем, что передний контур содержит множество осевых вырезов (48, 50) для прохождения воздуха, регулярно распределенных по окружности.
4. Устройство по п.2, отличающееся тем, что вырез (вырезы) (48) для прохождения воздуха предусмотрен (предусмотрены) в переднем внешнем выступе (24) кольцевого сегмента (10).
5. Устройство по п.2, отличающееся тем, что вырез (вырезы) (50) для прохождения воздуха предусмотрен (предусмотрены) в переднем внутреннем выступе (20) сегмента (12) перемычки.
6. Устройство по любому из пп.1-5, отличающееся тем, что каждая из задних систем крепления содержит заднюю выемку (26) в кольцевом сегменте (10), расположенную в радиальном направлении между задним участком (32) кольцевого сегмента, находящимся в контакте с горячими газами, и задним внешним выступом (34) кольцевого сегмента, задний внешний выступ (28) сегмента (12) перемычки, к которому прикреплен указанный кольцевой сегмент (10), причем указанный задний внешний выступ (28) упирается в радиальном направлении в задний внешний выступ (34) кольцевого сегмента, и зажим (30), охватывающий задние внешние выступы (28, 34) сегмента (12) перемычки и кольцевого сегмента (10), причем устройство дополнительно содержит задний контур (54, 56), направляющий воздух, поступающий из течей в каждой из задних систем крепления, к задним участкам (32) кольцевых сегментов с целью их охлаждения.
7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что задний контур содержит, по меньшей мере, один осевой вырез (54, 56) для прохождения воздуха, выходящий в заднюю круговую полость (58), расположенную в радиальном направлении между задними внешними выступами (34, 28) кольцевого сегмента (10) и сегмента (12) перемычки, и соединяющий ее с задней выемкой (26) в кольцевом сегменте.
8. Устройство по п.7, отличающееся тем, что задний контур содержит несколько осевых вырезов (54, 56) для прохождения воздуха, регулярно распределенных по окружности.
9. Устройство по п.7 или 8, отличающееся тем, что вырезы (54) для прохождения воздуха предусмотрены в заднем внешнем выступе (34) кольцевого сегмента (10).
10. Устройство по п.7 или 8, отличающееся тем, что вырезы (54) для прохождения воздуха предусмотрены во внутренней ветви (30а) зажима (30).
11. Кольцевой корпус статора, окружающий канал прохождения горячих газов в газовой турбине, отличающийся тем, что содержит устройство охлаждения по любому из пп.1-10.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0404739 | 2004-05-04 | ||
| FR0404739A FR2869944B1 (fr) | 2004-05-04 | 2004-05-04 | Dispositif de refroidissement pour anneau fixe de turbine a gaz |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005112912A RU2005112912A (ru) | 2006-11-20 |
| RU2374471C2 true RU2374471C2 (ru) | 2009-11-27 |
Family
ID=34942190
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005112912/06A RU2374471C2 (ru) | 2004-05-04 | 2005-04-28 | Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7993097B2 (ru) |
| EP (1) | EP1593813B1 (ru) |
| CA (1) | CA2504177C (ru) |
| FR (1) | FR2869944B1 (ru) |
| RU (1) | RU2374471C2 (ru) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU178569U1 (ru) * | 2017-08-14 | 2018-04-11 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Узел крепления соплового аппарата в наружном корпусе турбины |
| RU2674813C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-13 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Статор газовой турбины |
| RU2717180C2 (ru) * | 2015-03-16 | 2020-03-18 | Сафран Эркрафт Энджинз | Турбинный кольцевой узел, содержащий множество кольцевых секторов, выполненных из композитного материала с керамической матрицей |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7607885B2 (en) * | 2006-07-31 | 2009-10-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| FR2923526B1 (fr) * | 2007-11-13 | 2013-12-13 | Snecma | Etage de turbine ou de compresseur de turbomachine |
| CN102272419A (zh) * | 2009-03-09 | 2011-12-07 | 斯奈克玛 | 涡轮环组件 |
| GB201004381D0 (en) | 2010-03-17 | 2010-04-28 | Rolls Royce Plc | Rotor blade tip clearance control |
| US8753073B2 (en) * | 2010-06-23 | 2014-06-17 | General Electric Company | Turbine shroud sealing apparatus |
| US8876458B2 (en) * | 2011-01-25 | 2014-11-04 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal assembly and support |
| US9810086B2 (en) * | 2011-11-06 | 2017-11-07 | General Electric Company | Asymmetric radial spline seal for a gas turbine engine |
| CN103133063A (zh) * | 2013-03-01 | 2013-06-05 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 重型中低热值燃机涡轮第一级动叶护环冷却机构 |
| CN103161520A (zh) * | 2013-03-01 | 2013-06-19 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 一种中低热值燃机第一级涡轮护环装置及其拆卸方法 |
| EP3036405B1 (en) * | 2013-08-20 | 2021-05-12 | Raytheon Technologies Corporation | Component for a gas turbine engine, gas turbine engine comprising said component, and method of cooling a component of a gas turbine |
| ES2935815T3 (es) * | 2013-09-06 | 2023-03-10 | MTU Aero Engines AG | (Des)montaje de un rotor de una turbina de gas, en particular delantero |
| FR3015554B1 (fr) * | 2013-12-19 | 2016-01-29 | Snecma | Secteur d'anneau de turbine pour turbomachine d'aeronef, presentant des orifices de prehension ameliores |
| US9915153B2 (en) * | 2015-05-11 | 2018-03-13 | General Electric Company | Turbine shroud segment assembly with expansion joints |
| FR3041993B1 (fr) * | 2015-10-05 | 2019-06-21 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial |
| US10815829B2 (en) * | 2017-03-09 | 2020-10-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine housing assembly |
| US20190218928A1 (en) * | 2018-01-17 | 2019-07-18 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal for gas turbine engine |
| FR3080142B1 (fr) * | 2018-04-16 | 2020-05-01 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine avec etancheite inter-secteurs |
| FR3087825B1 (fr) | 2018-10-29 | 2020-10-30 | Safran Aircraft Engines | Secteur d'anneau de turbine a languettes d'etancheite refroidies |
| CN109578091B (zh) * | 2018-11-23 | 2021-09-17 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机分割环固定结构 |
| FR3108367B1 (fr) * | 2020-03-20 | 2023-07-21 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de turbine et turbomachine munie d’un tel ensemble |
| FR3115814B1 (fr) * | 2020-11-05 | 2023-06-23 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’anneau de turbine ameliore |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3864056A (en) * | 1973-07-27 | 1975-02-04 | Westinghouse Electric Corp | Cooled turbine blade ring assembly |
| US4177004A (en) * | 1977-10-31 | 1979-12-04 | General Electric Company | Combined turbine shroud and vane support structure |
| US4573866A (en) * | 1983-05-02 | 1986-03-04 | United Technologies Corporation | Sealed shroud for rotating body |
| US4642024A (en) * | 1984-12-05 | 1987-02-10 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a rotary machine |
| US5197853A (en) * | 1991-08-28 | 1993-03-30 | General Electric Company | Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine |
| US5205708A (en) * | 1992-02-07 | 1993-04-27 | General Electric Company | High pressure turbine component interference fit up |
| US5584651A (en) * | 1994-10-31 | 1996-12-17 | General Electric Company | Cooled shroud |
| US5641267A (en) * | 1995-06-06 | 1997-06-24 | General Electric Company | Controlled leakage shroud panel |
| GB0029337D0 (en) * | 2000-12-01 | 2001-01-17 | Rolls Royce Plc | A seal segment for a turbine |
-
2004
- 2004-05-04 FR FR0404739A patent/FR2869944B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2005
- 2005-04-22 EP EP05290894.4A patent/EP1593813B1/fr active Active
- 2005-04-22 CA CA2504177A patent/CA2504177C/fr active Active
- 2005-04-28 RU RU2005112912/06A patent/RU2374471C2/ru active
- 2005-05-03 US US11/119,818 patent/US7993097B2/en active Active
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2717180C2 (ru) * | 2015-03-16 | 2020-03-18 | Сафран Эркрафт Энджинз | Турбинный кольцевой узел, содержащий множество кольцевых секторов, выполненных из композитного материала с керамической матрицей |
| RU178569U1 (ru) * | 2017-08-14 | 2018-04-11 | Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" | Узел крепления соплового аппарата в наружном корпусе турбины |
| RU2674813C1 (ru) * | 2017-10-05 | 2018-12-13 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Статор газовой турбины |
| WO2019070157A1 (ru) * | 2017-10-05 | 2019-04-11 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Статор газовой турбины |
| CN111655973A (zh) * | 2017-10-05 | 2020-09-11 | 联合发动机制造集团股份公司 | 燃气轮机定子 |
| CN111655973B (zh) * | 2017-10-05 | 2023-03-10 | 联合发动机制造集团股份公司 | 燃气轮机定子 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005112912A (ru) | 2006-11-20 |
| CA2504177A1 (fr) | 2005-11-04 |
| EP1593813A1 (fr) | 2005-11-09 |
| CA2504177C (fr) | 2012-11-20 |
| FR2869944A1 (fr) | 2005-11-11 |
| EP1593813B1 (fr) | 2015-08-19 |
| FR2869944B1 (fr) | 2006-08-11 |
| US20050249584A1 (en) | 2005-11-10 |
| US7993097B2 (en) | 2011-08-09 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2374471C2 (ru) | Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса | |
| JP6433994B2 (ja) | ３フックリングセグメント用の冷却システム | |
| US5522698A (en) | Brush seal support and vane assembly windage cover | |
| US7374395B2 (en) | Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs | |
| EP2884053B1 (en) | A shroud arrangement for a gas turbine engine | |
| RU2330964C2 (ru) | Статор газовой турбины (варианты) и реактивный двигатель (варианты) | |
| US9625152B2 (en) | Combustor heat shield for a gas turbine engine | |
| US5092735A (en) | Blade outer air seal cooling system | |
| US9677412B2 (en) | Shroud arrangement for a gas turbine engine | |
| RU2610373C2 (ru) | Система и способ рециркуляции горячего газа, протекающего через газовую турбину, и газовая турбина | |
| US9689273B2 (en) | Shroud arrangement for a gas turbine engine | |
| US9920647B2 (en) | Dual source cooling air shroud arrangement for a gas turbine engine | |
| JP2014181701A (ja) | ガスタービン燃焼器の燃焼モジュールのための流れスリーブ組立体 | |
| JP2012505991A (ja) | タービンエンジンにおける燃焼室とタービンディストリビュータとの間のシーリング | |
| JP2010084763A (ja) | インピンジメント冷却式燃焼器シール | |
| JP2012117537A (ja) | 軸流式のガスタービン | |
| US6554566B1 (en) | Turbine shroud cooling hole diffusers and related method | |
| US8974174B2 (en) | Axial flow gas turbine | |
| JP2017020494A (ja) | ガスタービンを冷却する方法及び該方法を実施するガスタービン | |
| AU2011250790A1 (en) | Gas turbine of the axial flow type | |
| US7011492B2 (en) | Turbine vane cooled by a reduced cooling air leak | |
| US9657948B2 (en) | Retaining element for retaining a heat shield tile and method for cooling the supporting structure of a heat shield | |
| US6846156B2 (en) | Gas turbine | |
| RU2748819C1 (ru) | Теплозащитный экран для газотурбинного двигателя | |
| KR200187395Y1 (ko) | 가스터어빈엔진 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |