RU2614892C2 - Внутренняя платформа сопловой лопатки турбины и сопловая лопатка турбины (варианты) - Google Patents

Внутренняя платформа сопловой лопатки турбины и сопловая лопатка турбины (варианты) Download PDF

Info

Publication number
RU2614892C2
RU2614892C2 RU2012158314A RU2012158314A RU2614892C2 RU 2614892 C2 RU2614892 C2 RU 2614892C2 RU 2012158314 A RU2012158314 A RU 2012158314A RU 2012158314 A RU2012158314 A RU 2012158314A RU 2614892 C2 RU2614892 C2 RU 2614892C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
platform
cavity
nozzle blade
injection
hooks
Prior art date
Application number
RU2012158314A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012158314A (ru
Inventor
Аарон Грегори УИНН
Роберт Уолтер КОЙН
Джеймс С. ФИЛЛИПС
Томас Роббинс ТИПТОН
Грегори Томас ФОСТЕР
Равичандран МЕЕНАКШИСУНДАРАМ
Ниранджан Гокулдас ПАЙ
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2012158314A publication Critical patent/RU2012158314A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2614892C2 publication Critical patent/RU2614892C2/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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)
  • Portable Nailing Machines And Staplers (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Предложена внутренняя платформа сопловой лопатки турбины. Внутренняя платформа сопла может включать полость платформы, инжекционную камеру, расположенную в упомянутой полости платформы, удерживающую пластину, расположенную на первой стороне инжекционной камеры и эластичное уплотнение, расположенное на второй стороне инжекционной камеры. Удерживающая пластина выполнена с возможностью ее удержания в полости платформы. Также представлены варианты сопловой лопатки турбины. Изобретение позволяет охладить внутреннюю платформу консольного сопла турбины. 3 н. и 20 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0101] Настоящая заявка и вытекающий из нее патент относятся, в общем, к газотурбинным двигателям, а именно к охлаждающему блоку для внутренней платформы консольной сопловой лопатки турбины или аналогичного устройства.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0102] Инжекционные системы охлаждения используются для охлаждения различных компонентов турбомашин, например корпусов, лопастей, сопловых лопаток и т.п. Инжекционные системы охлаждения обеспечивают охлаждение компонентов при помощи воздушного потока с целью поддержания соответствующих зазоров между компонентами и для увеличения срока службы компонентов. Однако некоторые типы существующих инжекционных систем охлаждения обладают недостатком, а именно они часто требуют отливки сложных деталей и/или выполнения сварных швов. Такие конструкции имеют низкую надежность и могут быть дорогостоящими в изготовлении и ремонте.
[0103] Существует потребность в технологичном блоке охлаждения для применения совместно с сопловыми лопатками турбин. Предпочтительно, такой технологичный блок охлаждения должен адекватно выдерживать высокие температуры газового тракта, одновременно с этим отвечая требованиям к сроку службы и техническому обслуживанию, а также иметь умеренную стоимость.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0104] В соответствии с этим в настоящей заявке и вытекающем из нее патенте предложена внутренняя платформа сопловой лопатки турбины. Упомянутая внутренняя платформа может включать полость платформы, инжекционную камеру, расположенную в упомянутой полости платформы, удерживающую пластину, расположенную на первой стороне упомянутой инжекционной камеры, и эластичное уплотнение, расположенное на второй стороне упомянутой инжекционной камеры, причем удерживающая пластина выполнена с возможностью ее удержания в полости платформы.
[0105] В настоящей заявке и вытекающем из нее патенте предложена также сопловая лопатка. Упомянутая сопловая лопатка может включать аэродинамическую часть, внутреннюю платформу и инжекционный блок охлаждения, расположенный в упомянутой внутренней платформе. На первой стороне упомянутого инжекционного блока охлаждения может быть расположена удерживающая пластина, при этом на второй стороне инжекционного блока охлаждения может быть расположено эластичное уплотнение, причем удерживающая пластина выполнена с возможностью ее удержания в полости платформы.
[0106] В настоящей заявке и вытекающем из нее патенте предложена также сопловая лопатка. Упомянутая сопловая лопатка может включать аэродинамическую часть, внутреннюю платформу и инжекционный блок охлаждения, расположенный в упомянутой внутренней платформе. На первой стороне упомянутого инжекционного блока охлаждения может быть расположен держатель уплотнения, при этом на второй стороне инжекционного блока охлаждения может быть расположена эластичная уплотняющая прокладка, причем держатель уплотнения выполнен с возможностью его удержания в полости платформы.
[0107] Эти и другие отличительные особенности, а также преимущества изобретения рассматриваются в дальнейшем подробном описании, в сочетании с приложенными чертежами и приложенной формулой изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0108] Фиг. 1 представляет собой блок-схему газотурбинного двигателя, демонстрирующую компрессор, камеру сгорания и турбину.
[0109] Фиг. 2 представляет собой частичный вид сбоку сопловой лопатки с инжекционным блоком охлаждения в ее составе.
[0110] Фиг. 3 представляет собой частичный вид сбоку одного из примеров сопловой лопатки с инжекционным блоком охлаждения в соответствии с настоящим изобретением.
[0111] Фиг. 4 представляет собой частичный вид сбоку одного из примеров удерживающей пластины, расположенной в полости платформы.
[0112] Фиг. 5 представляет собой частичный вид сбоку еще одного примера удерживающей пластины, расположенной в полости платформы.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0113] Обратимся к чертежам, на которых аналогичными числовыми обозначениями обозначены аналогичные элементы на всех различных видах. Фиг. 1 эскизно иллюстрирует газотурбинный двигатель 10, который может применяться в настоящем изобретении. Газотурбинный двигатель 10 может включать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает поступающий поток воздуха 20. Компрессор 15 подает поток сжатого воздуха 20 в камеру 25 сгорания. Камера 25 сгорания смешивает поток сжатого воздуха 20 с потоком топлива 30 под давлением и поджигает смесь с целью формирования потока газообразных продуктов 35 сгорания. Несмотря на то, что показана только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может включать любое количество камер 25 сгорания. В свою очередь, поток газообразных продуктов 35 сгорания подают в турбину 40. Поток газообразных продуктов 35 сгорания обеспечивает выполнение турбиной 40 механической работы. Механическая работа, выполняемая турбиной 40, посредством вала 45 приводит в движение компрессор 15, а также внешнюю нагрузку 50, например электрический генератор и т.п.
[0114] В газотурбинном двигателе 10 может использоваться природный газ, различные типы синтетических газов и/или другие типы топлива. Газотурбинный двигатель 10 может представлять собой любой из множества различных газотурбинных двигателей, предлагаемых компанией General Electric Company (Скенектади, штат Нью-Йорк, США) включая, без ограничения перечисленным, сверхмощные газотурбинные двигатели серии 7 или 9, или аналогичные им установки. Газотурбинный двигатель 10 может иметь различные конфигурации, при этом в нем могут применяться компоненты и других типов. Для настоящего изобретения могут применяться также и другие типы газотурбинных двигателей. Также возможно совместное использование нескольких газотурбинных двигателей, турбин или оборудования, производящего электроэнергию, других типов.
[0115] Фиг. 2 представляет собой один из примеров сопловой лопатки 55, которая может применяться совместно с описанной выше турбиной 40. В общих чертах, сопловая лопатка 55 может включать аэродинамическую часть 60, расположенную между внутренней платформой 65 и внешней платформой 70. Несколько сопловых лопаток 55 могут быть скомбинированы и образовывать расположенный по окружности массив, который вместе с набором лопаток ротора (не показаны) формируют ступень турбины.
[0116] Сопловая лопатка 55 может включать инжекционный блок 85 охлаждения с инжекционной камерой 90. Инжекционная камера 90 может иметь набор выполненных в ней инжекционных отверстий 95. Инжекционная камера 90 может сообщаться с потоком воздуха 20 из компрессора 15 или другого источника через трубку или через канал охлаждения иного типа. Поток воздуха 20 проходит через аэродинамическую часть 60 в инжекционный блок 85 охлаждения и выходит из него через инжекционные отверстия 95 с целью инжекционного охлаждения части сопловой лопатки 55 или другой области. В настоящем изобретении могут использоваться также другие компоненты и конфигурации.
[0117] Фиг. 3 иллюстрирует фрагменты одного из примеров сопловой лопатки 100 в соответствии с настоящим описанием. В дополнение к остальным компонентам сопловая лопатка 100 включает аэродинамическую часть 110, выходящую из платформы 120. Платформа 120 может включать полость 140 платформы. Аэродинамическая часть 110 может включать канал 150 воздушного потока. Канал 150 воздушного потока может сообщаться с полостью 140 платформы для подачи потока воздуха 20 из компрессора 15 или из другого источника. Сопловая лопатка 100 может также включать инжекционный блок 160 охлаждения. Инжекционный блок 160 охлаждения может включать инжекционную камеру 170. Инжекционная камера 170 может включать «спули» или другой тип канала 180 охлаждения, сообщающийся с потоком воздуха 20 из канала 150 воздушного потока. В настоящем изобретении могут использоваться также другие компоненты и конфигурации.
[0118] Инжекционная камера 170 может быть помещена в полость 140 платформы и закреплена там. Инжекционная камера 170 может удерживаться внутри полости 140 платформы с одной стороны при помощи удерживающей пластины 190. Удерживающая пластина 190 может представлять собой практически плоскую пластину и т.п. Альтернативно, удерживающая пластина 190 может быть выполнена в виде держателя 200 уплотнения, как это показано на чертеже. Держатель 200 уплотнения может иметь на себе несколько уплотнений 210. Удерживающая пластина 190 и держатель 200 уплотнения могут иметь любой размер, форму или конфигурацию. Удерживающая пластина 190 может также иметь форму приваренного выступа, приваренного кольца и т.п. Могут быть использованы любые механические удерживающие свойства.
[0119] Удерживающая пластина 190, держатель 200 уплотнений или аналогичные элементы могут удерживаться в полости 140 платформы при помощи одного или более зацепов 220 платформы и/или зацепов 230 пластины. Удерживающая пластина 190 может быть расположена на первой стороне 235 инжекционной камеры 170. Зацепы 220 платформы и зацепы 230 пластины могут иметь любую конфигурацию из вставляемых и охватывающих элементов в любой ориентации. Один или более из зацепов 220, 230 может располагаться под углом с целью увеличения допусков инструментов при машинной обработке, а также для других целей. В соответствии с изображением на фиг. 4, любой из зацепов 220, 230 может включать преимущественно цилиндрический или эллиптический выступ или контур 280. При этом, в соответствии с изображением фиг. 5, как средство удержания могут также использоваться один или более штырей или аналогичных элементов. Зацепы 220, 230, цилиндрический контур 280, штыри 290 и другие структуры могут применяться, в любой комбинации, для удержания удерживающей пластины 190 в полости 140 платформы, т.е. комбинации зацепов 220, 230 и штырей 290 могут совместно применяться в любой ориентации. В настоящем изобретении могут использоваться также другие компоненты и конфигурации.
[0120] Вернемся к фиг. 3, в инжекционном блоке 160 охлаждения может использоваться также уплотняющая прокладка 240 вокруг второй стороны 245 инжекционной камеры 170 и полости 140 платформы. Эластичная уплотняющая прокладка 240 может располагаться по периметру инжекционной камеры 170. Рядом с эластичной уплотняющей прокладкой 240 может также применяться удерживающая полка 250. Инжекционная камера 170 таким образом, преимущественно плавает относительно эластичной уплотняющей прокладки 240. В этих условиях применение сварки и подобных ей методов становится необязательным. В настоящем изобретении в области второй стороны 245 инжекционной камеры 170 могут быть также использованы и другие типы уплотнения. Также в настоящем изобретении могут применяться другие средства крепления и связанные с ними признаки.
[0121] Одно или более уплотнений 260 могут быть также расположены вблизи скошенной стороны 270 платформы 120. Уплотнение 260 может иметь вид набора пазовых уплотнений или аналогичных элементов. В настоящем изобретении могут применяться и другие типы уплотнения. Набор уплотнений 260 может удерживаться удерживающей пластиной 190, держателем 200 уплотнения или другими структурами, обеспечивающими полную радиальную герметизацию. Уплотнения 260 могут образовывать напорную камеру, давление в которой увеличивается постинжекционным потоком, отводимым из полости 140 платформы. В настоящем изобретении могут использоваться также другие компоненты и конфигурации.
[0122] Таким образом, сопловая лопатка 100, описанная в настоящем документе, может удерживать вложенный в нее инжекционный блок 160 охлаждения между механическими удерживающими элементами: удерживающей пластиной 190 с одной стороны и эластичной уплотняющей прокладкой 240 с другой стороны. Инжекционный блок 160 охлаждения, таким образом, обеспечивает эффективное охлаждение области вокруг сопловой лопатки 100 без применения сварки или выполнения сложных отверстий в боковых стенках с минимальным радиальным зазором. В настоящем изобретении могут применяться неподдающиеся сварке материалы. Инжекционный блок 160 охлаждения позволяет сопловой лопатке 100 выдерживать высокие температуры газового тракта, одновременно отвечая требованиям по сроку службы и техническому обслуживанию и имея технологичную конструкцию. Удержание инжекционного блока 160 охлаждения при помощи держателя 200 уплотнения позволяет также получить минимальные радиальные размеры.
[0123] Необходимо понимать, что предшествующее описание относится лишь к некоторым вариантам осуществления изобретения. Специалистами в данной области техники может быть выполнено множество изменений и модификаций без выхода за рамки изобретения, которые заданы пунктами приведенной ниже формулы изобретения и их эквивалентами.

Claims (40)

1. Внутренняя платформа сопловой лопатки турбины, включающая
полость платформы,
инжекционную камеру, расположенную в упомянутой полости платформы,
удерживающую пластину, расположенную на первой стороне упомянутой инжекционной камеры, и
эластичное уплотнение, расположенное на второй стороне упомянутой инжекционной камеры,
причем удерживающая пластина выполнена с возможностью ее удержания в полости платформы.
2. Внутренняя платформа по п. 1, в которой упомянутая удерживающая пластина включает держатель уплотнения.
3. Внутренняя платформа по п. 1, в которой упомянутая полость платформы включает один или более зацепов платформы, а удерживающая пластина включает один или более зацепов пластины, при этом с помощью указанных зацепов удерживающая пластина удерживается в полости платформы.
4. Внутренняя платформа по п. 1, в которой упомянутая удерживающая пластина включает цилиндрический контур, чтобы удерживать удерживающую пластину в полости платформы.
5. Внутренняя платформа по п. 1, также включающая один или более штырей, входящих в упомянутую полость платформы, чтобы удерживать удерживающую пластину в полости платформы.
6. Внутренняя платформа по п. 1, в которой упомянутое эластичное уплотнение включает эластичную уплотняющую прокладку.
7. Внутренняя платформа по п. 1, в которой упомянутая полость платформы включает удерживающую полку, расположенную около упомянутого эластичного уплотнения.
8. Внутренняя платформа по п. 1, также включающая скошенную сторону, на которой имеется уплотнение или множество уплотнений.
9. Внутренняя платформа по п. 1, в которой упомянутая инжекционная камера включает канал охлаждения, сообщающийся с потоком воздуха.
10. Внутренняя платформа по п. 1, в которой упомянутая инжекционная камера включает множество отверстий, расположенных около платформы сопловой лопатки.
11. Сопловая лопатка турбины, включающая
аэродинамическую часть,
внутреннюю платформу, содержащую полость платформы,
инжекционный блок охлаждения, расположенный в упомянутой внутренней платформе,
удерживающую пластину, расположенную на первой стороне упомянутого инжекционного блока охлаждения; и
эластичное уплотнение, расположенное на второй стороне упомянутого инжекционного блока охлаждения,
причем удерживающая пластина выполнена с возможностью ее удержания в полости платформы.
12. Сопловая лопатка по п. 11, в которой упомянутый инжекционный блок охлаждения включает инжекционную камеру и канал охлаждения.
13. Сопловая лопатка по п. 11, в которой упомянутая удерживающая пластина включает держатель уплотнения.
14. Сопловая лопатка по п. 11, в которой упомянутая внутренняя платформа включает полость платформы с расположенным в ней инжекционным блоком охлаждения.
15. Сопловая лопатка по п. 14, в которой упомянутая полость платформы включает один или более зацепов платформы, а упомянутая удерживающая пластина включает один или более зацепов пластины, при этом с помощью указанных зацепов удерживающая пластина удерживается в полости платформы.
16. Сопловая лопатка по п. 14, в которой упомянутая удерживающая пластина включает цилиндрический контур, чтобы удерживать удерживающую пластину в полости платформы.
17. Сопловая лопатка по п. 14, также включающая один или более штырей, входящих в упомянутую полость платформы, чтобы удерживать удерживающую пластину в полости платформы.
18. Сопловая лопатка турбины, включающая
аэродинамическую часть,
внутреннюю платформу, содержащую полость платформы,
инжекционный блок охлаждения, расположенный внутри упомянутой внутренней платформы,
держатель уплотнения, расположенный на первой стороне упомянутого инжекционного блока охлаждения, и
эластичную уплотняющую прокладку, расположенную на второй стороне упомянутого инжекционного блока охлаждения,
причем держатель уплотнения выполнен с возможностью его удержания в полости платформы.
19. Сопловая лопатка по п. 18, в которой упомянутая внутренняя платформа включает скошенную сторону, на которой имеется множество уплотнений.
20. Сопловая лопатка по п. 19, в которой упомянутая скошенная сторона включает напорную камеру, образованную упомянутым множеством уплотнений и питаемую из упомянутого инжекционного блока охлаждения.
21. Сопловая лопатка по п. 18, в которой упомянутая полость платформы включает один или более зацепов платформы, а упомянутый держатель уплотнения включает один или более зацепов держателя, при этом с помощью указанных зацепов держатель уплотнения удерживается в полости платформы.
22. Сопловая лопатка по п. 18, в которой упомянутый держатель уплотнения включает цилиндрический контур, чтобы удерживать держатель уплотнения в полости платформы.
23. Сопловая лопатка по п. 18, также включающая один или более штырей, входящих в упомянутую полость платформы, чтобы удерживать держатель уплотнения в полости платформы.
RU2012158314A 2012-01-09 2012-12-27 Внутренняя платформа сопловой лопатки турбины и сопловая лопатка турбины (варианты) RU2614892C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/345,776 US8944751B2 (en) 2012-01-09 2012-01-09 Turbine nozzle cooling assembly
US13/345,776 2012-01-09

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012158314A RU2012158314A (ru) 2014-07-10
RU2614892C2 true RU2614892C2 (ru) 2017-03-30

Family

ID=47665882

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012158314A RU2614892C2 (ru) 2012-01-09 2012-12-27 Внутренняя платформа сопловой лопатки турбины и сопловая лопатка турбины (варианты)

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8944751B2 (ru)
EP (1) EP2613012B1 (ru)
JP (1) JP5998045B2 (ru)
CN (1) CN103233784B (ru)
RU (1) RU2614892C2 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9562439B2 (en) 2013-12-27 2017-02-07 General Electric Company Turbine nozzle and method for cooling a turbine nozzle of a gas turbine engine
US10260356B2 (en) 2016-06-02 2019-04-16 General Electric Company Nozzle cooling system for a gas turbine engine
US11466700B2 (en) * 2017-02-28 2022-10-11 Unison Industries, Llc Fan casing and mount bracket for oil cooler
US10436041B2 (en) * 2017-04-07 2019-10-08 General Electric Company Shroud assembly for turbine systems

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4505640A (en) * 1983-12-13 1985-03-19 United Technologies Corporation Seal means for a blade attachment slot of a rotor assembly
US5746573A (en) * 1996-12-31 1998-05-05 Westinghouse Electric Corporation Vane segment compliant seal assembly
US6065928A (en) * 1998-07-22 2000-05-23 General Electric Company Turbine nozzle having purge air circuit
GB2452515A (en) * 2007-09-06 2009-03-11 Siemens Ag Seal coating for rotor blade and/or disc slot
RU2351768C2 (ru) * 2003-08-12 2009-04-10 Снекма Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя

Family Cites Families (48)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4187054A (en) 1978-04-20 1980-02-05 General Electric Company Turbine band cooling system
JPS58148202A (ja) * 1982-02-26 1983-09-03 Hitachi Ltd ガスタ−ビンノズルセグメント
US5197852A (en) 1990-05-31 1993-03-30 General Electric Company Nozzle band overhang cooling
JPH0552102A (ja) * 1991-08-23 1993-03-02 Toshiba Corp ガスタービン
WO1996015357A1 (en) 1994-11-10 1996-05-23 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with a cooled inner shroud
US6383602B1 (en) 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
JP3495579B2 (ja) 1997-10-28 2004-02-09 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
FR2771446B1 (fr) * 1997-11-27 1999-12-31 Snecma Aube de distributeur de turbine refroidie
US6146091A (en) 1998-03-03 2000-11-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling structure
US6227798B1 (en) 1999-11-30 2001-05-08 General Electric Company Turbine nozzle segment band cooling
US6419445B1 (en) 2000-04-11 2002-07-16 General Electric Company Apparatus for impingement cooling a side wall adjacent an undercut region of a turbine nozzle segment
US6418618B1 (en) 2000-04-11 2002-07-16 General Electric Company Method of controlling the side wall thickness of a turbine nozzle segment for improved cooling
US6386825B1 (en) 2000-04-11 2002-05-14 General Electric Company Apparatus and methods for impingement cooling of a side wall of a turbine nozzle segment
US6382906B1 (en) 2000-06-16 2002-05-07 General Electric Company Floating spoolie cup impingement baffle
US6398488B1 (en) * 2000-09-13 2002-06-04 General Electric Company Interstage seal cooling
US6508620B2 (en) 2001-05-17 2003-01-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Inner platform impingement cooling by supply air from outside
US6530744B2 (en) 2001-05-29 2003-03-11 General Electric Company Integral nozzle and shroud
US6503051B2 (en) 2001-06-06 2003-01-07 General Electric Company Overlapping interference seal and methods for forming the seal
US6652220B2 (en) 2001-11-15 2003-11-25 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US6769865B2 (en) 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
US6761529B2 (en) 2002-07-25 2004-07-13 Mitshubishi Heavy Industries, Ltd. Cooling structure of stationary blade, and gas turbine
US6932568B2 (en) 2003-02-27 2005-08-23 General Electric Company Turbine nozzle segment cantilevered mount
US6984101B2 (en) 2003-07-14 2006-01-10 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine vane plate assembly
US7147440B2 (en) * 2003-10-31 2006-12-12 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
US6887033B1 (en) * 2003-11-10 2005-05-03 General Electric Company Cooling system for nozzle segment platform edges
US7029228B2 (en) 2003-12-04 2006-04-18 General Electric Company Method and apparatus for convective cooling of side-walls of turbine nozzle segments
US7086829B2 (en) * 2004-02-03 2006-08-08 General Electric Company Film cooling for the trailing edge of a steam cooled nozzle
US7094026B2 (en) 2004-04-29 2006-08-22 General Electric Company System for sealing an inner retainer segment and support ring in a gas turbine and methods therefor
US7252481B2 (en) 2004-05-14 2007-08-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Natural frequency tuning of gas turbine engine blades
FR2872541B1 (fr) * 2004-06-30 2006-11-10 Snecma Moteurs Sa Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore
US7007488B2 (en) * 2004-07-06 2006-03-07 General Electric Company Modulated flow turbine nozzle
JP4412081B2 (ja) * 2004-07-07 2010-02-10 株式会社日立製作所 ガスタービンとガスタービンの冷却方法
US7219498B2 (en) 2004-09-10 2007-05-22 Honeywell International, Inc. Waffled impingement effusion method
US7160078B2 (en) 2004-09-23 2007-01-09 General Electric Company Mechanical solution for rail retention of turbine nozzles
US7140835B2 (en) 2004-10-01 2006-11-28 General Electric Company Corner cooled turbine nozzle
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
US7575416B2 (en) * 2006-05-18 2009-08-18 United Technologies Corporation Rotor assembly for a rotary machine
US7669422B2 (en) 2006-07-26 2010-03-02 General Electric Company Combustor liner and method of fabricating same
US7900433B2 (en) 2006-08-31 2011-03-08 United Technologies Corporation Fan exhaust nozzle for turbofan engine
US8801370B2 (en) 2006-10-12 2014-08-12 General Electric Company Turbine case impingement cooling for heavy duty gas turbines
US7798775B2 (en) 2006-12-21 2010-09-21 General Electric Company Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue
US20110189000A1 (en) 2007-05-01 2011-08-04 General Electric Company System for regulating a cooling fluid within a turbomachine
US7946801B2 (en) 2007-12-27 2011-05-24 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
US8118548B2 (en) 2008-09-15 2012-02-21 General Electric Company Shroud for a turbomachine
US8142138B2 (en) 2009-05-01 2012-03-27 General Electric Company Turbine engine having cooling pin
US20100284800A1 (en) 2009-05-11 2010-11-11 General Electric Company Turbine nozzle with sidewall cooling plenum
ES2561037T3 (es) 2009-07-03 2016-02-24 Alstom Technology Ltd Método de sustitución de una cubierta de un álabe de guía de una turbina de gas
US20110044803A1 (en) 2009-08-18 2011-02-24 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade outer air seal anti-rotation

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4505640A (en) * 1983-12-13 1985-03-19 United Technologies Corporation Seal means for a blade attachment slot of a rotor assembly
US5746573A (en) * 1996-12-31 1998-05-05 Westinghouse Electric Corporation Vane segment compliant seal assembly
US6065928A (en) * 1998-07-22 2000-05-23 General Electric Company Turbine nozzle having purge air circuit
RU2351768C2 (ru) * 2003-08-12 2009-04-10 Снекма Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя
GB2452515A (en) * 2007-09-06 2009-03-11 Siemens Ag Seal coating for rotor blade and/or disc slot

Also Published As

Publication number Publication date
EP2613012B1 (en) 2017-08-23
CN103233784A (zh) 2013-08-07
EP2613012A1 (en) 2013-07-10
US8944751B2 (en) 2015-02-03
RU2012158314A (ru) 2014-07-10
JP5998045B2 (ja) 2016-09-28
CN103233784B (zh) 2016-03-16
JP2013142395A (ja) 2013-07-22
US20130175357A1 (en) 2013-07-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US9011079B2 (en) Turbine nozzle compartmentalized cooling system
US10145308B2 (en) Gas turbine engine ring seal
US10533444B2 (en) Turbine shroud sealing architecture
US20120003091A1 (en) Rotor assembly for use in gas turbine engines and method for assembling the same
US9080459B2 (en) Forward step honeycomb seal for turbine shroud
US9963989B2 (en) Gas turbine engine vane-to-transition duct seal
US20130170977A1 (en) Gas Turbine Nozzle with a Flow Groove
US9863323B2 (en) Tapered gas turbine segment seals
RU2614892C2 (ru) Внутренняя платформа сопловой лопатки турбины и сопловая лопатка турбины (варианты)
US11008869B2 (en) Belly band seals
RU2618805C2 (ru) Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты)
US20130052024A1 (en) Turbine Nozzle Vane Retention System
US9470098B2 (en) Axial compressor and method for controlling stage-to-stage leakage therein
US9745920B2 (en) Gas turbine nozzles with embossments in airfoil cavities
US20140093353A1 (en) Solid seal with cooling pathways
US20150075180A1 (en) Systems and methods for providing one or more cooling holes in a slash face of a turbine bucket
US20120244002A1 (en) Turbine bucket assembly and methods for assembling same
EP2187002A1 (en) Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine
US11834953B2 (en) Seal assembly in a gas turbine engine
US20140193272A1 (en) Gas Turbine Engine Cooling Systems and Methods Incorporating One or More Cover Plate Assemblies Having One or More Apertures Therein
US11215085B2 (en) Turbine exhaust diffuser