RU2547542C2 - Осевая газовая турбина - Google Patents

Осевая газовая турбина Download PDF

Info

Publication number
RU2547542C2
RU2547542C2 RU2010148720/06A RU2010148720A RU2547542C2 RU 2547542 C2 RU2547542 C2 RU 2547542C2 RU 2010148720/06 A RU2010148720/06 A RU 2010148720/06A RU 2010148720 A RU2010148720 A RU 2010148720A RU 2547542 C2 RU2547542 C2 RU 2547542C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
stator
guide vanes
heat shields
teeth
rotor
Prior art date
Application number
RU2010148720/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2010148720A (ru
Inventor
Александр Ханин
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд
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 Альстом Текнолоджи Лтд filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд
Priority to RU2010148720/06A priority Critical patent/RU2547542C2/ru
Priority to AU2011250790A priority patent/AU2011250790B2/en
Priority to MYPI2011005638A priority patent/MY160948A/en
Priority to EP11190902.4A priority patent/EP2458152B1/en
Priority to US13/306,063 priority patent/US8834096B2/en
Priority to CN201110405203.5A priority patent/CN102477871B/zh
Priority to JP2011260787A priority patent/JP5841416B2/ja
Publication of RU2010148720A publication Critical patent/RU2010148720A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2547542C2 publication Critical patent/RU2547542C2/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
    • 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
    • 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
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/502—Thermal properties
    • F05D2300/5021—Expansivity

Landscapes

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

Abstract

Осевая газовая турбина содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных на внутренних кольцевых элементах. Статор коаксиально охватывает ротор снаружи с формированием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно. Ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток, расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины. Рабочие лопатки снабжены на их концах внешними платформами рабочих лопаток. Внешние платформы рабочих лопаток содержат на их внешней поверхности ряд зубцов, проходящих параллельно друг другу в окружном направлении и размещенных один за другим в направлении течения потока газа. Зубцы подразделяются на первые и вторые зубцы. Вторые зубцы расположены ниже по потоку от первых зубцов. Первые зубцы расположены напротив проходящего вниз по потоку выступа соседних направляющих лопаток ступени турбины, а вторые зубцы находятся напротив соответствующих теплозащитных экранов статора. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к технологии газовых турбин.
В частности изобретение относится к проектированию теплозащитного экрана статора, защищающего держатель направляющих лопаток осевой турбины, используемой в газотурбинном агрегате.
Уровень техники
Настоящее изобретение относится к осевой газовой турбине, пример которой иллюстрируется на фиг.1. Газовая турбина 10, показанная на фиг.1, работает по принципу последовательного сжигания топлива. Она содержит компрессор 11, первую камеру 14 сгорания с некоторым количеством топливных форсунок 13 и первым средством 12 подачи топлива, турбину 15 высокого давления, вторую камеру 17 сгорания со вторым средством 16 подачи топлива и турбину 18 низкого давления с чередующимися рядами рабочих лопаток 20 и направляющих лопаток 21, которые установлены с образованием ряда ступеней турбины, размещенных вдоль оси МА агрегата.
Газовая турбина 10 на фиг.1 содержит статор и ротор. Статор содержит держатель 19 направляющих лопаток с установленными в нем направляющими лопатками 21. Эти направляющие лопатки 21 необходимы для формирования профилированных каналов, через которые протекает горячий газ, полученный в камере 17 сгорания. Газ, протекающий через тракт 22 горячего газа в заданном направлении, ударяет в рабочие лопатки 20, установленные в пазах вала ротора, и приводит ротор турбины во вращение. Для защиты корпуса статора от действия горячего газа, протекающего над рабочими I лопатками 20, используют теплозащитные экраны, установленные между соседними рядами направляющих лопаток. Для высокотемпературных ступеней турбины необходима подача охлаждающего воздуха внутрь направляющих лопаток, теплозащитных экранов статора и в рабочие лопатки.
Теплозащитные экраны статора устанавливают в корпусах газовых турбин над рядами рабочих лопаток. Теплозащитные экраны статора предотвращают проникновение горячего газа в полость для охлаждающего газа и образуют внешнюю поверхность тракта 22 горячего газа турбины. Иногда с целью экономии подачу охлаждающего газа между держателем направляющих лопаток и теплозащитным экраном статора не используют. Однако в этом случае теплозащитные экраны являются также необходимыми для защиты держателя направляющих лопаток.
Раскрытие изобретения
Задача настоящего изобретения заключается в обеспечении газовой турбины с улучшенной и высокоэффективной схемой охлаждения.
Эта и другие задачи решаются с помощью газовой турбины в соответствии с п.1 формулы изобретения.
Газовая турбина в соответствии с изобретением содержит ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток и теплозащитных экранов ротора, и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток и теплозащитных экранов статора, установленных в держателе направляющих лопаток, при этом статор коаксиально охватывает ротор снаружи с формированием между ними тракта течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток и теплозащитных экранов статора и ряды направляющих лопаток и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно, при этом ряд направляющих лопаток и следующий ряд рабочих лопаток, расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины, причем рабочие лопатки ступени турбины снабжены на их концах внешними платформами.
В соответствии с изобретением внешние платформы рабочих лопаток содержат на их внешней поверхности ряд зубцов, проходящих параллельно друг другу в окружном направлении и размещенных один за другим в направлении течения потока газа, при этом указанные зубцы подразделяются на первый и второй зубцы, причем вторые зубцы расположены ниже по потоку от первых зубцов, первые зубцы расположены напротив проходящего вниз по потоку выступа, выполненного на близлежащих направляющих лопатках ступени турбины, а вторые зубцы находятся напротив соответствующих теплозащитных экранов статора. При таком «укороченном» в осевом направлении варианте выполнения теплозащитных экранов статора становится, в частности, возможной подача воздуха, использованного в профильной части близлежащей направляющей лопатки, для одновременной защиты теплозащитного экрана статора и охлаждения внешней платформы рабочей лопатки.
В соответствии с одним воплощением изобретения на внешней поверхности платформ рабочих лопаток имеется три зубца, при этом первые зубцы включают в себя первый зубец, если считать в направлении вниз по потоку, а вторые зубцы включают второй и третий зубец в направлении вниз по потоку.
Согласно другому воплощению изобретения соседние направляющие лопатки ступени турбины охлаждаются охлаждающим воздухом, и использованный воздух из соседних направляющих лопаток вытекает между теплозащитными экранами статора и соседними направляющими лопатками в тракт течения горячего газа, протекает вдоль и охлаждает снаружи теплозащитные экраны статора и расположенные напротив внешние платформы рабочих лопаток.
В соответствии с другим воплощением изобретения теплозащитные экраны статора установлены на внутреннем кольцевом элементе, который своей частью установлен в держателе направляющих лопаток, между внутренним кольцевым элементом и держателем направляющих лопаток образована первая полость, в держателе направляющих лопаток установлены направляющие лопатки, а между направляющими лопатками и держателем направляющих лопаток образована вторая полость, при этом вторая полость снабжается охлаждающим воздухом из камеры, причем между теплозащитными экранами статора и соседними направляющими лопатками, выполненными с проходящими вниз по потоку выступами, происходит утечка охлаждающего воздуха из первой и второй полостей, и вытекающий в результате охлаждающий воздух проходит вдоль внешней поверхности внешних платформ; рабочих лопаток в направлении вниз по потоку.
В соответствии с упомянутым другим воплощением изобретения теплозащитные экраны статора установлены каждый на внутреннем кольцевом элементе с возможностью свободного расширения под действием нагрева как в осевом, так и в окружном направлениях, с помощью переднего стыковочного крюкообразного элемента и заднего стыковочного крюкообразного элемента, выполненных за одно целое с теплозащитными экранами статора и проходящих в окружном направлении, причем задние крюкорбразные элементы выполнены каждый с выемкой на обоих торцах, имеющей предварительно заданную длину, предназначенной для уменьшения высоких концентраций напряжений, обусловленных высокотемпературной деформации теплозащитных экранов статора.
Согласно другому воплощению изобретения теплозащитные экраны статора зафиксированы в осевом направлении в окружном пазу внутреннего кольцевого элемента с помощью радиального выступа, и зафиксированы в окружном направлении с помощью штифта, который входит в осевой паз под действием пружины.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение далее будет объяснено более подробно с помощью различных воплощений и со ссылками на приложенные чертежи.
Фиг.1 - хорошо известная базовая конструкция газовой турбины, работающей с последовательным сжиганием топлива, которая может быть использована для осуществления изобретения.
Фиг.2 - детальное раскрытие монтажа и охлаждения ступени газовой турбины в соответствии с воплощением изобретения.
Фиг.3 - показанный отдельно теплозащитный экран статора, соответствующий фиг.2, вид в перспективе.
Осуществление изобретения
Фиг.2 отображает в деталях монтаж и охлаждение ступени СТ газовой турбины 30 в соответствии с воплощением изобретения. Ступень турбины СТ с ее трактом 22 течения горячего газа и горячим газом 24, протекающим в осевом направлении, содержит ряд рабочих лопаток 20, каждая из которых выполнена с внешней платформой 45 на верхнем конце, и ряд соседних направляющих лопаток 21. Рабочие лопатки 21 прикреплены к держателю 25 направляющих лопаток. Охлаждающий воздух из камеры 23 поступает в полость 31, расположенную между направляющими лопатками 21 и держателем 25 направляющих лопаток. Из полости 31 охлаждающий воздух поступает в профильные части направляющих лопаток 21, а использованный для охлаждения воздух 35 выходит из профильной части и из направляющей лопатки выше заднего выступа 33, проходящего вниз по потоку (см. стрелки на фиг.2).
Напротив ряда рабочих лопаток 20 размещен кольцевой элемент сегментных теплозащитных экранов 27 статора, которые прикреплены каждый к внутреннему кольцевому элементу 26. На фиг.3 показан вид в перспективе отдельного теплозащитного экрана 27 статора. Сам внутренний кольцевой элемент 26 присоединен к держателю 25 направляющих лопаток с образованием между ними полости 29. Другая : полость 32 образована между теплозащитными экранами 27 статора и внутренним кольцевым элементом 26. Для уплотнения полости 32 между соседними теплозащитными экранами 27 статора в окружном направлении в соответствующих пазах 40 (фиг.3) установлены уплотнительные пластины 28 (фиг.2).
Теплозащитные экраны 27 статора могут иметь различную форму в зависимости от конструкции держателя 25 направляющих лопаток и внешней платформы 45 рабочих лопаток. Форма, показанная на фиг.2 и фиг.3, иллюстрирует предложенную конструкцию теплозащитного экрана статора, размещенного над рабочей лопаткой 20 с тремя зубцами 46а-с, выполненными на внешней поверхности внешней платформы 45 рабочей лопатки.
Внутренний кольцевой элемент 26, который служит держателем теплозащитных экранов 27 статора, установлен в соответствующих пазах держателя 25 направляющих лопаток. Указанные теплозащитные экраны 27 статора зафиксированы в пазу во внутреннем кольцевом элементе 26 в осевом направлении с помощью радиального выступа 36 (см. фиг.3) и в окружном направлении с помощью штифта 44 (см. фиг.2), который в процессе монтажа теплозащитного экрана 27 статора входит в (осевой) паз 37 (см. фиг.3) под действием пружины (см. фиг.2).
Таким образом, благодаря указанным особенностям монтажа теплозащитные экраны 27 статора могут свободно удлиняться под действием нагрева как в осевом, так и в окружном направлениях. Как можно видеть из фиг.2, теплозащитные экраны 27 статора в этом воплощении снабжены хонейкомбами (позиция 41 на фиг.3) только для второго и третьего зубца 46b и 46 с рабочих лопаток, в то время как первый зубец 46а теплозащитным экраном статора не закрыт. Напротив первого зубца 46а находится задний или направленный вниз по потоку выступ 33 (с соответствующим хонейкомбом), выполненный на близлежащих направляющих лопатках 21.
Такая конструкция позволяет избежать как дополнительную подачу охлаждающего воздуха в полость 32 для охлаждения теплозащитных экранов 27 статора, так и дальнейшее транспортирование этого воздуха через отверстия в теплозащитных экранах статора для охлаждения размещенных напротив внешних платформ 45 рабочих лопаток.
Таким образом, предложен неохлаждаемый теплозащитный экран статора. Кроме того, считается, что внешние платформы 45 рабочих лопаток охлаждаются воздухом, использованным в профильной части направляющей лопатки (использованный воздух 35). В результате эффективность турбины повышается за счет указанного двукратного использования охлаждающего воздуха.
Как показано на фиг.3, теплозащитный экран статора имеет задний стыковочный крюкообразный элемент 38 и передний стыковочный крюкообразный элемент 39, проходящие в окружном направлении. Применительно к рассмотренной выше схеме охлаждения выгодно обеспечить теплозащитные экраны 27 статора, фиг.3, специальными выемками, выполненными на внешних поверхностях на обоих торцах задних крюкообразных элементов 38 в пределах зон 42 предварительно заданной длины L. Эта выемка является полезной с точки зрения сохранения механической целостности, поскольку, если теплозащитный элемент статора работает в условиях: высоких температур, кромки 43 заднего крюкообразного элемента 38 имеют тенденцию к перемещению в радиальном направлении относительно внутреннего кольцевого элемента 26. И если бы таких выемок длиной L не было, то на кромках 43 возникали бы весьма высокие концентрации напряжения, и срок службы теплозащитных экранов 27 статора резко бы уменьшился.
С другой стороны, на переднем крюкообразном элементе 39 такие выемки отсутствуют, поскольку, принимая во внимание форму внешней платформы рабочей лопатки, теплозащитный экран 27 статора выполняют в этом месте с изгибом (в форме. крюка) с целью повышения прочности в этой передней части экрана.
Особенности и преимущества изобретения могут быть обобщены следующим образом:
1. «Укороченный» вариант выполнения теплозащитных экранов статора, снабженных хонейкомбом, расположенным выше последних двух зубцов 46b, с внешней платформы, создает возможность использования воздуха, который ранее уже был использован в профильной части направляющей лопатки, для одновременной защиты теплозащитных экранов статора и охлаждения внешней платформы 45 статора (см. фиг.2). Указанный укороченный профиль теплозащитных экранов статора позволяет разместить хонейкомб на выступе 33 направляющей лопатки, над первым зубцом 46а внешней платформы 45 рабочих лопаток, что исключает какую-либо возможность утечек использованного воздуха перед первым зубцом 46а внешней платформы 45 рабочей лопатки.
2. Укороченный вариант выполнения теплозащитных экранов 27 статора, снабженных хонейкомбами, размещенными над последними зубцами 46b,с, позволяет использовать утечки 34 охлаждающего воздуха из полостей 29 и 31 для дополнительного охлаждения платформы 45, поскольку выступ 33 исключает любую возможность утечки воздуха выше по потоку от первого зубца 46а платформы 45 рабочей лопатки.
3. Выемки, выполненные в заднем крюкообразном элементе 38 теплозащитного экрана 27 статора, в достаточной степени уменьшают величину напряжений в теплозащитном экране 27 статора и значительно увеличивают срок его службы при использовании в газовой турбине.
Сочетание уменьшающих напряжения выемок и укороченной формы части теплозащитного экрана, реализуемых одновременно в одном и том же теплозащитном экране статора, позволяет создать неохлаждаемый теплозащитный экран статора с длительным сроком службы и повышает эффективность работы турбины за счет экономии воздуха.

Claims (9)

1. Осевая газовая турбина (30), содержащая ротор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых рабочих лопаток (20) и теплозащитных экранов ротора и статор с чередующимися рядами воздухоохлаждаемых направляющих лопаток (21) и теплозащитных экранов (27) статора, установленных на внутренних кольцевых элементах (26), при этом статор коаксиально охватывает ротор снаружи с формированием между ними тракта (22) течения горячего газа так, что ряды рабочих лопаток (20) и теплозащитных экранов (27) статора и ряды направляющих лопаток (21) и теплозащитных экранов ротора расположены напротив друг друга соответственно, при этом ряд направляющих лопаток (21) и следующий ряд рабочих лопаток (20), расположенный ниже по ходу течения потока, образуют ступень турбины (СТ), причем рабочие лопатки (20) снабжены на их концах внешними платформами (45) рабочих лопаток, отличающаяся тем, что внешние платформы (45) рабочих лопаток содержат на их внешней поверхности ряд зубцов (46а-с), проходящих параллельно друг другу в окружном направлении и размещенных один за другим в направлении течения потока газа, при этом указанные зубцы (46а-с) подразделяются на первые и вторые зубцы (46а; 46b-с), причем вторые зубцы (46b-с) расположены ниже по потоку от первых зубцов (46а), первые зубцы (46а) расположены напротив проходящего вниз по потоку выступа (33) соседних направляющих лопаток (21) ступени турбины (СТ), а вторые зубцы (46b-с) находятся напротив соответствующих теплозащитных экранов (27) статора.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что на внешней поверхности платформ (45) рабочих лопаток имеются три зубца (46а-с), при этом первые зубцы включают в себя первый зубец (46а), если считать в направлении вниз по потоку, а вторые зубцы включают второй и третий зубцы (46b, 46с) в направлении вниз по потоку.
3. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что соседние направляющие лопатки (21) ступени турбины (СТ) охлаждаются охлаждающим воздухом, а использованный воздух вытекает из соседних направляющих лопаток (21) между теплозащитными экранами (27) статора и соседними направляющими лопатками (21) в тракт (22) горячего газа, протекает вдоль и охлаждает снаружи теплозащитные экраны (27) статора и расположенные напротив внешние платформы (45) рабочих лопаток.
4. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что соседние направляющие лопатки (21) ступени турбины (СТ) охлаждаются охлаждающим воздухом, а использованный воздух вытекает из соседних направляющих лопаток (21) между теплозащитными экранами (27) статора и соседними направляющими лопатками (21) в тракт (22) горячего газа, протекает вдоль и охлаждает снаружи теплозащитные экраны (27) статора и расположенные напротив внешние платформы (45) рабочих лопаток.
5. Газовая турбина по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что теплозащитные экраны (27) статора установлены на внутреннем кольцевом элементе (26), который своей частью установлен в держателе (25) направляющих лопаток, между внутренним кольцевым элементом (26) и держателем (25) направляющих лопаток образована первая полость (29), в держателе (25) направляющих лопаток установлены направляющие лопатки (21), а между направляющими лопатками (21) и держателем (25) направляющих лопаток образована вторая полость (31), при этом вторая полость (31) снабжается охлаждающим воздухом из камеры (23), а между теплозащитными экранами (27) статора и соседними направляющими лопатками (21), выполненными с выступами (33), проходящими вниз по потоку, происходит утечка (34) охлаждающего воздуха из первой и второй полостей (29, 31), причем вытекающий охлаждающий воздух проходит вдоль внешней поверхности внешних платформ (45) рабочих лопаток в направлении вниз по потоку.
6. Газовая турбина по одному из пп.1-4, отличающаяся тем, что теплозащитные экраны (27) статора установлены каждый на внутреннем кольцевом элементе (26) с возможностью свободного расширения под действием нагрева как в осевом, так и в окружном направлении, с помощью переднего стыковочного крюкообразного элемента (39) и заднего стыковочного крюкообразного элемента (38), выполненных за одно целое с теплозащитными экранами (27) статора и проходящих в окружном направлении, причем задние крюкообразные элементы (38) выполнены каждый с выемкой на обоих концах, имеющей предварительно заданную длину (L), предназначенной для уменьшения высоких концентраций напряжений, обусловленных высокотемпературной деформацией теплозащитных экранов (27) статора.
7. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что теплозащитные экраны (27) статора установлены каждый на внутреннем кольцевом элементе (26) с возможностью свободного расширения под действием нагрева как в осевом, так и в окружном направлении, с помощью переднего стыковочного крюкообразного элемента (39) и заднего стыковочного крюкообразного элемента (38), выполненных за одно целое с теплозащитными экранами (27) статора и проходящих в окружном направлении, причем задние крюкообразные элементы (38) выполнены каждый с выемкой на обоих концах, имеющей предварительно заданную длину (L), предназначенной для уменьшения высоких концентраций напряжений, обусловленных высокотемпературной деформацией теплозащитных экранов (27) статора.
8. Газовая турбина по п.6, отличающаяся тем, что теплозащитные экраны (27) статора зафиксированы в осевом направлении в окружном пазу внутреннего кольцевого элемента (26) с помощью радиального выступа, а в окружном направлении зафиксированы с помощью штифта (44), который входит в осевой паз (37) под действием пружины.
9. Газовая турбина по п.7, отличающаяся тем, что теплозащитные экраны (27) статора зафиксированы в осевом направлении в окружном пазу внутреннего кольцевого элемента (26) с помощью радиального выступа, а в окружном направлении зафиксированы с помощью штифта (44), который входит в осевой паз (37) под действием пружины.
RU2010148720/06A 2010-11-29 2010-11-29 Осевая газовая турбина RU2547542C2 (ru)

Priority Applications (7)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010148720/06A RU2547542C2 (ru) 2010-11-29 2010-11-29 Осевая газовая турбина
AU2011250790A AU2011250790B2 (en) 2010-11-29 2011-11-15 Gas turbine of the axial flow type
MYPI2011005638A MY160948A (en) 2010-11-29 2011-11-22 Axial flow gas turbine
EP11190902.4A EP2458152B1 (en) 2010-11-29 2011-11-28 Gas turbine of the axial flow type
US13/306,063 US8834096B2 (en) 2010-11-29 2011-11-29 Axial flow gas turbine
CN201110405203.5A CN102477871B (zh) 2010-11-29 2011-11-29 轴向流类型的燃气轮机
JP2011260787A JP5841416B2 (ja) 2010-11-29 2011-11-29 軸流式のガスタービン

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010148720/06A RU2547542C2 (ru) 2010-11-29 2010-11-29 Осевая газовая турбина

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010148720A RU2010148720A (ru) 2012-06-10
RU2547542C2 true RU2547542C2 (ru) 2015-04-10

Family

ID=45033879

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010148720/06A RU2547542C2 (ru) 2010-11-29 2010-11-29 Осевая газовая турбина

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8834096B2 (ru)
EP (1) EP2458152B1 (ru)
JP (1) JP5841416B2 (ru)
CN (1) CN102477871B (ru)
AU (1) AU2011250790B2 (ru)
MY (1) MY160948A (ru)
RU (1) RU2547542C2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140271142A1 (en) * 2013-03-14 2014-09-18 General Electric Company Turbine Shroud with Spline Seal
EP2853685A1 (de) 2013-09-25 2015-04-01 Siemens Aktiengesellschaft Einsatzelement und Gasturbine
EP3034798B1 (en) * 2014-12-18 2018-03-07 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine vane
FR3036433B1 (fr) * 2015-05-22 2019-09-13 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par crabotage
US10641174B2 (en) 2017-01-18 2020-05-05 General Electric Company Rotor shaft cooling
CN117266938A (zh) * 2022-06-14 2023-12-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮导叶结构
US12012859B2 (en) 2022-07-11 2024-06-18 General Electric Company Variable flowpath casings for blade tip clearance control
US11808157B1 (en) 2022-07-13 2023-11-07 General Electric Company Variable flowpath casings for blade tip clearance control

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2910269A (en) * 1956-01-13 1959-10-27 Rolls Royce Axial-flow fluid machines
EP1219788A2 (en) * 2000-12-28 2002-07-03 ALSTOM Power N.V. Arrangement of vane platforms in an axial turbine for reducing the gap losses
GB2445075A (en) * 2006-12-21 2008-06-25 Gen Electric Turbine shroud supporting arrangement

Family Cites Families (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2226365B (en) * 1988-12-22 1993-03-10 Rolls Royce Plc Turbomachine clearance control
GB2313161B (en) * 1996-05-14 2000-05-31 Rolls Royce Plc Gas turbine engine casing
DE19756734A1 (de) * 1997-12-19 1999-06-24 Bmw Rolls Royce Gmbh Passives Spalthaltungssystem einer Gasturbine
DE19915049A1 (de) * 1999-04-01 2000-10-05 Abb Alstom Power Ch Ag Hitzeschild für eine Gasturbine
US6254345B1 (en) * 1999-09-07 2001-07-03 General Electric Company Internally cooled blade tip shroud
DE19945581B4 (de) * 1999-09-23 2014-04-03 Alstom Technology Ltd. Turbomaschine
US6435813B1 (en) * 2000-05-10 2002-08-20 General Electric Company Impigement cooled airfoil
EP1219787B1 (de) * 2000-12-27 2005-12-21 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbinenschaufel und Gasturbine
US6431820B1 (en) * 2001-02-28 2002-08-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine blade tips
US6588764B2 (en) * 2001-11-20 2003-07-08 Dresser-Rand Company Segmented labyrinth seal assembly and method
AU2002366846A1 (en) * 2001-12-13 2003-07-09 Alstom Technology Ltd Hot gas path subassembly of a gas turbine
JP2005513329A (ja) * 2001-12-13 2005-05-12 アルストム テクノロジー リミテッド タービンエンジンの構成部品用密閉構造体
EP1591626A1 (de) * 2004-04-30 2005-11-02 Alstom Technology Ltd Schaufel für Gasturbine
WO2006059991A1 (en) * 2004-12-01 2006-06-08 United Technologies Corporation Regeneratively cooled turbine blade for a tip turbine engine and method of cooling
US7238002B2 (en) * 2005-11-03 2007-07-03 General Electric Company Damper seal system and method
GB0524735D0 (en) * 2005-12-03 2006-01-11 Rolls Royce Plc Turbine blade
EP2009248B1 (en) * 2007-06-25 2010-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbine arrangement and method of cooling a shroud located at the tip of a turbine blade
EP2300686B1 (de) * 2008-05-26 2013-08-07 Alstom Technology Ltd Gasturbine mit einer leitschaufel
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

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2910269A (en) * 1956-01-13 1959-10-27 Rolls Royce Axial-flow fluid machines
EP1219788A2 (en) * 2000-12-28 2002-07-03 ALSTOM Power N.V. Arrangement of vane platforms in an axial turbine for reducing the gap losses
GB2445075A (en) * 2006-12-21 2008-06-25 Gen Electric Turbine shroud supporting arrangement

Also Published As

Publication number Publication date
JP5841416B2 (ja) 2016-01-13
MY160948A (en) 2017-03-31
AU2011250790A1 (en) 2012-06-14
AU2011250790B2 (en) 2015-07-23
EP2458152A2 (en) 2012-05-30
RU2010148720A (ru) 2012-06-10
EP2458152A3 (en) 2012-10-17
CN102477871B (zh) 2015-11-25
EP2458152B1 (en) 2016-04-13
US20120134780A1 (en) 2012-05-31
JP2012117540A (ja) 2012-06-21
CN102477871A (zh) 2012-05-30
US8834096B2 (en) 2014-09-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2547542C2 (ru) Осевая газовая турбина
US9334754B2 (en) Axial flow gas turbine
US9188012B2 (en) Cooling structures in the tips of turbine rotor blades
RU2374471C2 (ru) Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса
RU2537113C1 (ru) Газовая турбина, содержащая тепловую защиту, и способ управления
JP5738158B2 (ja) 軸流式のガスタービン
RU2499890C2 (ru) Газовая турбина, снабженная предохранительной пластиной между ножкой лопатки и диском
CN104727862A (zh) 用于燃气涡轮的密封系统
JP2015078622A5 (ru)
JP5738159B2 (ja) 軸流タイプのガスタービン
EP3044423B1 (en) Disk outer rim seal
JP2015132266A (ja) 冷却式ステータヒートシールド
CN105917098B (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮的涡轮导流盘

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20181130