RU2614893C2 - Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя - Google Patents

Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2614893C2
RU2614893C2 RU2012158333A RU2012158333A RU2614893C2 RU 2614893 C2 RU2614893 C2 RU 2614893C2 RU 2012158333 A RU2012158333 A RU 2012158333A RU 2012158333 A RU2012158333 A RU 2012158333A RU 2614893 C2 RU2614893 C2 RU 2614893C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
curved
honeycomb seal
turbine
stage
shape
Prior art date
Application number
RU2012158333A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012158333A (ru
Inventor
Рохит ЧОУХАН
Джорджиа Л. ФЛЕМИНГ
Самит СОНИ
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 RU2012158333A publication Critical patent/RU2012158333A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2614893C2 publication Critical patent/RU2614893C2/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
    • F01D11/08—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
    • F01D11/127—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 with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • F05D2220/3215—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage the last stage of the turbine
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/28—Three-dimensional patterned
    • F05D2250/283—Three-dimensional patterned honeycomb
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Предложена ступень газотурбинного двигателя. Упомянутая ступень может включать лопасть, кожух, обращенный к упомянутой лопасти, и криволинейное сотовое уплотнение на упомянутом кожухе. Криволинейное сотовое уплотнение может включать первую ступеньку и вторую ступеньку, имеющую криволинейную форму. Также представлены турбина газотурбинного двигателя и вариант ступени газотурбинного двигателя. Изобретение позволяет повысить КПД как турбины, так и установленного за ней по направлению потока диффузора, а также обеспечивает повышение общей выходной мощности. 3 н. и 17 з. п. ф-лы, 12 ил.

Description

Область техники
[0101] Настоящая заявка и вытекающий из нее патент относятся, в общем, к газотурбинным двигателям, а именно к сотовому уплотнению с криволинейным профилем для кожуха последней ступени турбины.
Предпосылки создания изобретения
[0102] В общих чертах, газотурбинный двигатель включает камеру сгорания, формирующую поток горячих газообразных продуктов сгорания. Горячие газообразные продукты сгорания направляют в турбину. Горячие газообразные продукты сгорания порождают силу вращения, воздействующую на лопатки турбины, которая создает механическую энергию. Лопатки турбины включают оконечные части, которые вращаются в непосредственной близости от корпуса турбины или аналогичного элемента. Чем ближе концы турбинных лопаток к корпусу турбины, тем меньше в ней энергетические потери. В частности, если зазоры между упомянутыми концами и корпусом турбины относительно велики, газообразные продукты сгорания, обладающие высокой энергией, могут проходить мимо, не выполняя полезной работы. Уменьшение зазоров в турбине позволяет гарантировать, что большая доля тепловой энергии газообразных продуктов сгорания будет преобразована в механическую энергию для обеспечения увеличенной производительности и повышения общего КПД.
[0103] Следовательно, для применения в газотурбинных двигателях необходима улучшенная система уплотнения. Предпочтительно, такая улучшенная система уплотнения должна обеспечивать повышенный КПД как турбины, так и установленного за ней по направлению потока диффузора, и одновременно с этим - обеспечивать также повышение общей выходной мощности.
Сущность изобретения
[0104] В соответствии с этим в настоящей заявке и вытекающем из нее патенте предложена ступень турбинного двигателя. Упомянутая ступень может включать лопасть, кожух, обращенный к упомянутой лопасти, и криволинейное сотовое уплотнение на упомянутом кожухе. Упомянутое криволинейное сотовое уплотнение может включать первую ступеньку первой формы и вторую ступеньку криволинейной формы.
[0105] Также в настоящей заявке и вытекающем из нее патенте предложена турбина для газотурбинного двигателя. Турбина может включать несколько ступеней, несколько лопастей, кожух, охватывающий упомянутые лопасти, криволинейное сотовое уплотнение, расположенное на упомянутом кожухе и обращенное к лопасти последней ступени турбины, а также диффузор, расположенный за последней ступенью турбины по направлению потока.
[0106] В настоящей заявке и вытекающем из нее патенте предложена также ступень турбинного двигателя. Упомянутая ступень может включать лопасть, кожух, обращенный к упомянутой лопасти, и криволинейное сотовое уплотнение на упомянутом кожухе, имеющее первую ступеньку и криволинейную вторую ступеньку, а также криволинейный хвостовой конец кожуха, расположенный за упомянутым криволинейным сотовым уплотнением по направлению потока.
[0107] Эти и другие отличительные особенности, а также преимущества изобретения рассмотрены в дальнейшем подробном описании, в сочетании с приложенными чертежами, а также в приложенной формуле изобретения.
Краткое описание чертежей
[0108] Фиг.1 представляет собой эскизную блок-схему газотурбинного двигателя с изображением компрессора, камеры сгорания и турбины.
[0109] Фиг.2 представляет собой вид сбоку ступени турбины с известным сотовым уплотнением.
[0110] Фиг.3 представляет собой вид сбоку ступени турбины с криволинейным сотовым уплотнением в соответствии с настоящим описанием.
[0111] Фиг.4 представляет собой вид сбоку криволинейного сотового уплотнения, показанного на фиг.3.
[0112] Фиг.5 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления криволинейного сотового уплотнения в соответствии с настоящим описанием.
[0113] Фиг.6 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления криволинейного сотового уплотнения в соответствии с настоящим описанием.
[0115] Фиг.7 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления криволинейного сотового уплотнения в соответствии с настоящим описанием.
[0115] Фиг.8 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления криволинейного сотового уплотнения в соответствии с настоящим описанием.
[0116] Фиг.9 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления криволинейного сотового уплотнения в соответствии с настоящим описанием.
[0117] Фиг.10 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления криволинейного сотового уплотнения в соответствии с настоящим описанием.
[0118] Фиг.11 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления криволинейного сотового уплотнения в соответствии с настоящим описанием.
[0119] Фиг.12 представляет собой вид сбоку альтернативного варианта осуществления ступени турбины с криволинейным сотовым уплотнением в соответствии с настоящим описанием.
Подробное описание
[0120] Обратимся к чертежам, где на различных видах аналогичными числовыми обозначениями обозначены аналогичные элементы. На фиг.1 продемонстрировано эскизное изображение газотурбинного двигателя 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.
[0121] 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), 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 для производства электроэнергии других типов.
[0122] Фиг.2 демонстрирует фрагмент ступени 55 турбины. Ступень 55 турбины может быть частью турбины 40, описанной выше, или аналогичной турбины. В данном примере ступень 55 турбины может являться четвертой ступенью или последней ступенью 60 турбины 40. То есть, ступень 55 турбины может быть расположена рядом с диффузором 65. Ступень 55 турбины может включать лопасть 70. Лопасть 70 может включать аэродинамическую поверхность 75. Аэродинамическая поверхность 75 заканчивается оконечной частью 80. Из упомянутой оконечной части 80 может выходить уплотняющее ограждение или выступ 85. В настоящем изобретении могут применяться также другие компоненты и конфигурации.
[0123] Лопасть 70 может быть заключена внутри кожуха 90. Элемент 92 сотового уплотнения может быть установлен на кожухе 90 вблизи оконечной части 80 лопасти 70. Сотовое уплотнение 92 может быть выполнено из поддающегося деформации материала. Сотовое уплотнение 92 может иметь по существу ступенчатую форму с первой ступенькой 94 и второй ступенькой 96. Уплотняющее ограждение 85 может быть расположено в любой точке между двумя ступеньками 94, 96. Ступеньки 94, 96 могут иметь практически прямую или линейную форму 98. В настоящем изобретении могут также использоваться другие компоненты и конфигурации.
[0124] Фиг.3 демонстрирует часть ступени 100 турбины в соответствии с настоящим изобретением. Как и в предыдущем примере, ступень 100 турбины может применяться в турбине 40 газотурбинного двигателя 10. Ступень 100 турбины может быть четвертой ступенью или последней ступенью 110. Последняя ступень 100 турбины может быть расположена рядом с диффузором 120. Ступень 110 турбины может включать лопасть 130. Лопасть 130 может включать аэродинамическую поверхность 140. Аэродинамическая поверхность 140 может иметь на своем конце оконечную часть 150. Из упомянутой оконечной части 150 может выходить уплотняющее ограждение или выступ 160. В настоящем изобретении могут также применяться другие компоненты и конфигурации.
[0125] Лопасть 130 может быть охвачена статическим кожухом 170. В соответствии с изображением фиг.3 и фиг.4 элемент 180 криволинейного сотового уплотнения может быть установлен на кожухе 170 вблизи оконечной части 150 лопасти 130. Криволинейное сотовое уплотнение 180 может быть выполнено из поддающегося деформации материала 185. Сотовое уплотнение 180 может включать первую ступеньку 190 и вторую ступеньку 200. Выступ 160 оконечной части 150 может быть расположен в любой точке под первой ступенькой 190 или второй ступенькой 200. Первая ступенька 190 может иметь первую форму 205. В данном примере первая форма 205 может представлять собой практически плоскую линейную форму 210.
[0126] Вторая ступенька 200 криволинейного сотового уплотнения 180 может иметь вторую форму 215. В данном примере вторая форма 215 может представлять собой частично криволинейную форму 220. Частично криволинейная форма 220 может иметь уменьшающуюся в направлении потока глубину, примерно от точки 240 перехода в сторону диффузора 120, до конца криволинейного сотового уплотнения 180. Частично криволинейная форма 220 может включать линейную часть 230 второй ступеньки вблизи точки 240 перехода, которая идет по направлению потока к криволинейной части 250 второй ступеньки. Угол, глубина и кривизна частично криволинейной формы 220 могут изменяться. Вторая ступенька 200, по сравнению с первой ступенькой 190, может быть более длинной или более короткой. В настоящем изобретении могут использоваться также другие компоненты и конфигурации.
[0127] При работе поток газообразных продуктов 35 сгорания проходит между оконечной частью 150 лопасти 130 и криволинейным сотовым уплотнением 180 кожуха 170. Отказ от второй ступеньки 96 линейной формы 98 в криволинейном сотовом уплотнении 180, описанном в настоящем документе, обеспечивает увеличение КПД ступени 100 турбины. При этом обеспечивается также дополнительное повышение КПД в диффузоре 120. А именно, применение частично криволинейной формы 200 в криволинейном сотовом уплотнении 180, отдельно или в комбинации с формой диффузора 120, улучшает параметры потока для диффузора. Улучшение параметров потока для диффузора 120 означает улучшение углов радиальных и вихревых потоков, а также общего давления, что благоприятно сказывается на КПД диффузора. Более высокое давление на входе (РТА) и угол радиального потока (Phi) позволяет уменьшить разделение потока в диффузоре 120 в условиях неполной нагрузки и в других условиях.
[0128] Несмотря на то, что ступень 100 турбины описана в настоящем документе на примере последней ступени 110, криволинейное сотовое уплотнение 180 с частично криволинейной формой 220 применимо также к другим ступеням и другим местоположениям. Таким образом, применение частично криволинейной формы 220 повышает КПД ступени, КПД диффузора и общий КПД газовой турбины. Криволинейное сотовое уплотнение 180 может быть исходной частью оборудования или устанавливаться при ремонте или модернизации.
[0129] Фиг.5-11 демонстрируют различные альтернативные варианты криволинейного сотового уплотнения 180. Фиг.5 демонстрирует криволинейное сотовое уплотнение 260 с первой ступенькой 190, которая имеет линейную форму 210, и второй ступенькой 200, имеющей полностью криволинейную форму 270. Фиг.6 демонстрирует криволинейное сотовое уплотнение 280 с первой ступенькой, которая имеет линейную форму 210, и второй ступенькой 200, имеющей форму 290 с переменной кривизной. Фиг.7 демонстрирует криволинейное сотовое уплотнение 300 с первой ступенькой 190, которая длиннее, чем вторая ступенька 200. Фиг.8 демонстрирует криволинейное сотовое уплотнение 310 с первой ступенькой, которая имеет частично криволинейную форму 220, и второй ступенькой, которая также имеет частично криволинейную форму 220. Фиг.9 демонстрирует криволинейное сотовое уплотнение 320 с первой ступенькой 190, которая имеет полностью криволинейную форму, и второй ступенькой 200, также имеющей полностью криволинейную форму 270. Фиг.10 демонстрирует криволинейное сотовое уплотнение 330 с первой ступенькой 190, которая имеет переменно-криволинейную форму 290, и второй ступенькой, также имеющей переменно-криволинейную форму 290. Фиг.11 демонстрирует криволинейное сотовое уплотнение 340 с первой ступенькой 190 и второй ступенькой 200, которые обе имеют полностью криволинейную форму 270, в результате чего образуется равномерно криволинейная форма 350. Криволинейное сотовое уплотнение может, таким образом, включать первую ступеньку линейной формы и вторую ступеньку криволинейной формы, и наоборот, или же обе ступеньки могут иметь криволинейную форму. В настоящем изобретении могут применяться также и другие размеры, формы и конфигурации.
[0130] В дополнение к профилю криволинейного сотового уплотнения 180 на фиг.12 показан хвостовой конец 360 кожуха, прилегающий к последней ступени 110. В данном варианте осуществления настоящего изобретения хвостовой конец 360 кожуха дополнительно включает профиль 370 кожуха, функционирующий совместно с криволинейным сотовым уплотнением 180. В настоящем изобретении могут использоваться также другие компоненты и конфигурации.
[0131] Необходимо понимать, что предшествующее описание относится лишь к некоторым вариантам осуществления изобретения. Специалистами в настоящей области техники может быть выполнено множество изменений и модификаций в настоящем изобретении без выхода за его рамки, которые заданы пунктами приведенной ниже формулы изобретения и их эквивалентами.

Claims (34)

1. Ступень газотурбинного двигателя, включающая:
лопасть;
кожух, обращенный к упомянутой лопасти; и
криволинейное сотовое уплотнение на упомянутом кожухе;
при этом упомянутое криволинейное сотовое уплотнение включает первую ступеньку и вторую ступеньку, имеющую криволинейную форму.
2. Ступень по п. 1, в которой упомянутая криволинейная форма включает частично криволинейную форму.
3. Ступень по п. 1, в которой упомянутая криволинейная форма включает полностью криволинейную форму.
4. Ступень по п. 1, в которой упомянутая криволинейная форма включает форму с переменной кривизной.
5. Ступень по п. 1, в которой упомянутая первая ступенька имеет линейную форму.
6. Ступень по п. 1, в которой упомянутая первая ступенька имеет криволинейную форму.
7. Ступень по п. 1, которая содержит последнюю ступень турбины.
8. Ступень по п. 1, также включающая криволинейный хвостовой конец кожуха, находящийся по направлению потока после упомянутого криволинейного сотового уплотнения.
9. Ступень по п. 1, также включающая диффузор, находящийся по направлению потока после упомянутого криволинейного сотового уплотнения.
10. Ступень по п. 1, в которой упомянутая лопасть включает аэродинамическую поверхность, оконечную часть и уплотняющее ограждение, идущее в сторону упомянутого криволинейного сотового уплотнения.
11. Ступень по п. 1, в которой упомянутое криволинейное сотовое уплотнение включает материал, поддающийся деформации.
12. Турбина газотурбинного двигателя, включающая:
множество ступеней;
множество лопастей;
кожух, охватывающий упомянутое множество лопастей;
криволинейное сотовое уплотнение, расположенное на упомянутом кожухе и обращенное к лопасти последней ступени, при этом криволинейное сотовое уплотнение включает первую ступеньку и вторую ступеньку криволинейной формы; и
диффузор, находящийся по направлению потока после упомянутой последней ступени.
13. Турбина по п. 12, в которой упомянутая первая ступенька имеет линейную форму.
14. Турбина по п. 12, в которой упомянутая криволинейная форма включает частично криволинейную форму, полностью криволинейную форму или форму с переменной кривизной.
15. Турбина по п. 12, в которой упомянутая первая ступенька имеет криволинейную форму.
16. Турбина по п. 12, в которой упомянутая лопасть включает аэродинамическую поверхность, оконечную часть и уплотняющее ограждение, идущее в сторону упомянутого криволинейного сотового уплотнения.
17. Турбина по п. 12, в которой упомянутое криволинейное сотовое уплотнение включает материал, поддающийся деформации.
18. Турбина по п. 12, в которой упомянутая криволинейная форма уменьшается по глубине по направлению потока в сторону конца упомянутого криволинейного сотового уплотнения.
19. Турбина по п. 12, также включающая криволинейный хвостовой конец кожуха, находящийся по направлению потока после упомянутого криволинейного сотового уплотнения.
20. Ступень газотурбинного двигателя, включающая:
лопасть;
кожух, обращенный к лопасти; и
криволинейное сотовое уплотнение на упомянутом кожухе;
при этом упомянутое криволинейное сотовое уплотнение включает первую ступеньку и криволинейную вторую ступеньку; и
криволинейный хвостовой конец кожуха, находящийся по направлению потока после упомянутого криволинейного сотового уплотнения.
RU2012158333A 2012-01-03 2012-12-27 Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя RU2614893C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/342,273 US9097136B2 (en) 2012-01-03 2012-01-03 Contoured honeycomb seal for turbine shroud
US13/342,273 2012-01-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012158333A RU2012158333A (ru) 2014-07-10
RU2614893C2 true RU2614893C2 (ru) 2017-03-30

Family

ID=47594397

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012158333A RU2614893C2 (ru) 2012-01-03 2012-12-27 Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9097136B2 (ru)
EP (1) EP2613013B1 (ru)
JP (1) JP6196442B2 (ru)
CN (1) CN103184901B (ru)
RU (1) RU2614893C2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2961940B1 (en) 2013-02-28 2019-04-03 United Technologies Corporation Contoured blade outer air seal for a gas turbine engine
JP6066948B2 (ja) 2014-03-13 2017-01-25 三菱重工業株式会社 シュラウド、動翼体、及び回転機械
US10934875B2 (en) * 2015-04-15 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation Seal configuration to prevent rotor lock
US20160319690A1 (en) * 2015-04-30 2016-11-03 General Electric Company Additive manufacturing methods for turbine shroud seal structures
US20170211407A1 (en) * 2016-01-21 2017-07-27 General Electric Company Flow alignment devices to improve diffuser performance
US10472980B2 (en) 2017-02-14 2019-11-12 General Electric Company Gas turbine seals
JP6782671B2 (ja) * 2017-07-10 2020-11-11 三菱重工業株式会社 ターボ機械
US11149354B2 (en) 2019-02-20 2021-10-19 General Electric Company Dense abradable coating with brittle and abradable components

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2141036C1 (ru) * 1998-02-02 1999-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбина газотурбинного двигателя
RU2166640C2 (ru) * 1999-05-25 2001-05-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Одновальная газотурбинная установка
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
US7789619B2 (en) * 2006-03-30 2010-09-07 Snecma Device for attaching ring sectors around a turbine rotor of a turbomachine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3703808A (en) * 1970-12-18 1972-11-28 Gen Electric Turbine blade tip cooling air expander
GB1423833A (en) * 1972-04-20 1976-02-04 Rolls Royce Rotor blades for fluid flow machines
FR2181472B1 (ru) * 1972-04-25 1975-08-29 Snecma
US5201846A (en) * 1991-11-29 1993-04-13 General Electric Company Low-pressure turbine heat shield
US6146089A (en) * 1998-11-23 2000-11-14 General Electric Company Fan containment structure having contoured shroud for optimized tip clearance
US6341938B1 (en) * 2000-03-10 2002-01-29 General Electric Company Methods and apparatus for minimizing thermal gradients within turbine shrouds
US7029232B2 (en) * 2003-02-27 2006-04-18 Rolls-Royce Plc Abradable seals
JP4200846B2 (ja) * 2003-07-04 2008-12-24 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント
WO2005003519A1 (en) * 2003-07-04 2005-01-13 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
FR2914350B1 (fr) * 2007-03-30 2011-06-24 Snecma Enveloppe externe etanche pour une roue de turbine de turbomachine
US8608424B2 (en) 2009-10-09 2013-12-17 General Electric Company Contoured honeycomb seal for a turbomachine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2141036C1 (ru) * 1998-02-02 1999-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбина газотурбинного двигателя
RU2166640C2 (ru) * 1999-05-25 2001-05-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Одновальная газотурбинная установка
US7186078B2 (en) * 2003-07-04 2007-03-06 Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. Turbine shroud segment
US7789619B2 (en) * 2006-03-30 2010-09-07 Snecma Device for attaching ring sectors around a turbine rotor of a turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
EP2613013A2 (en) 2013-07-10
US9097136B2 (en) 2015-08-04
JP6196442B2 (ja) 2017-09-13
JP2013139812A (ja) 2013-07-18
US20130170964A1 (en) 2013-07-04
EP2613013A3 (en) 2016-06-08
CN103184901B (zh) 2017-04-26
RU2012158333A (ru) 2014-07-10
CN103184901A (zh) 2013-07-03
EP2613013B1 (en) 2021-01-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2614893C2 (ru) Ступень (варианты ) и турбина газотурбинного двигателя
US9476317B2 (en) Forward step honeycomb seal for turbine shroud
US8998577B2 (en) Turbine last stage flow path
US8807928B2 (en) Tip shroud assembly with contoured seal rail fillet
RU2638495C2 (ru) Сопловая лопатка турбины, турбина и аэродинамическая часть сопловой лопатки турбины
CN107448293B (zh) 用于燃气涡轮发动机的排气扩压器
EP2971617B1 (en) Radial diffuser exhaust system
US8657579B2 (en) Blade for use with a rotary machine and method of assembling same rotary machine
US20160319680A1 (en) Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction for a second stage of a turbomachine
CA2877222C (en) Multistage axial flow compressor
RU2725302C1 (ru) Турбонагнетатель, работающий на отработавших газах, с ауксетическими структурами
US20120087775A1 (en) Turbine Bucket Shroud Tail
JP5916060B2 (ja) 先端間隙制御システムで使用するタービンブレード先端シュラウド
US9470098B2 (en) Axial compressor and method for controlling stage-to-stage leakage therein
US9593691B2 (en) Systems and methods for directing a flow within a shroud cavity of a compressor
US9790796B2 (en) Systems and methods for modifying a pressure side on an airfoil about a trailing edge
RU2179646C2 (ru) Газотурбинная установка
US20160319747A1 (en) Blade/disk dovetail backcut for blade/disk stress reduction for a first stage of a turbomachine
US9441540B2 (en) Inducer guide vanes

Legal Events

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

Effective date: 20201228