RU2618805C2 - Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты) - Google Patents
Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты) Download PDFInfo
- Publication number
- RU2618805C2 RU2618805C2 RU2012158334A RU2012158334A RU2618805C2 RU 2618805 C2 RU2618805 C2 RU 2618805C2 RU 2012158334 A RU2012158334 A RU 2012158334A RU 2012158334 A RU2012158334 A RU 2012158334A RU 2618805 C2 RU2618805 C2 RU 2618805C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- seal
- platform
- holder
- grooves
- nozzle blade
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
-
- 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
- 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
- F01D11/003—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by packing rings; Mechanical seals
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
- F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
-
- 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
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
Abstract
В настоящей заявке описан держатель уплотнения, используемый вокруг ряда отверстий в платформе сопловой лопатки турбины, предназначенных для прохождения воздуха. Держатель уплотнения может иметь внутреннюю поверхность, обращенную к платформе и имеющую выполненные на ней пазы, совмещенные с проточными отверстиями платформы, и противоположную внешнюю поверхность, вокруг которой расположено уплотнение. Пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы. Предложенный держатель уплотнения обеспечивает улучшенное охлаждение при простоте сборки. 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0101] Настоящая заявка и полученный в результате патент относятся в целом к газотурбинным двигателям и, в частности, к держателю уплотнения турбинной лопатки и подобному устройству с пазами, сформированными на одной его стороне, для усовершенствованного охлаждения и простоты сборки.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
[0102] Различные типы систем охлаждения используются с турбомашинах для охлаждения внутренних элементов различных типов, таких как корпуса, лопатки, сопла и тому подобное. Такие системы охлаждения поддерживают адекватные зазоры между элементами и обеспечивают адекватный срок службы этих элементов. Одним из таких элементов является держатель уплотнения турбинной лопатки. Держатель уплотнения может быть прикреплен к платформе консольной сопловой лопатки турбины и подобному устройству. Такой элемент в целом может охлаждаться через отверстия для подачи воздуха, выполненные в платформе или в других местах, которые могут сообщаться с охлаждающей камерой либо другим источником. Однако такие отверстия для подачи воздуха сложны в изготовлении, в то время как сборка всего держателя уплотнения самого по себе может занимать много времени. Могут быть известны другие типы систем охлаждения.
Так, в патенте США №5749701 описан держатель уплотнения, используемый вокруг отверстий платформы сопловой лопатки турбины, предназначенных для прохождения воздуха, и имеющий внутреннюю поверхность, обращенную к платформе. В указанной поверхности выполнены сквозные отверстия, причем выпускные отверстия несущей части держателя проточно сообщаются с указанными сквозными отверстиями, выполненными в его промежуточной части, и текучая среда, таким образом, вводится непосредственно из охлаждающей полости в промежуточный элемент через сквозное отверстие, при этом выпускное отверстие выходит в заднюю полость за пределами уплотнения. Наличие в держателе, описанном в патенте США №5749701, сквозных отверстий обуславливает недостатки, описанные выше.
[0103] Существует, таким образом, необходимость в усовершенствованном держателе уплотнения турбинной лопатки. Держатель уплотнения турбинной лопатки может обеспечить упрощенную схему охлаждения в сочетании с упрощенной схемой сборки.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0104] Настоящая заявка и полученный в результате патент, таким образом, предлагают держатель уплотнения, используемый вокруг ряда отверстий в платформе сопловой лопатки турбины, предназначенных для прохождения воздуха. Держатель уплотнения может иметь внутреннюю поверхность, обращенную к платформе и имеющую выполненные на ней пазы, совмещенные с указанными отверстиями платформы, и противоположную внешнюю поверхность, вокруг которой расположено уплотнение. При этом указанные пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы.
[0105] Настоящая заявка и полученный в результате патент также предлагают сопловую лопатку для газовой турбины. Сопловая лопатка может содержать платформу с воздушной камерой, отверстия, предназначенные для прохождения воздуха и сообщающиеся с воздушной камерой, и держатель уплотнения. Держатель уплотнения может иметь пазы, совмещенные с указанными отверстиями, представляющие собой рельефные вырезы и выходящие на стыковочной поверхности платформы.
[0106] Настоящая заявка и полученный в результате патент также предлагают сопловую лопатку для газовой турбины. Сопловая лопатка может содержать платформу с воздушной камерой, отверстия, предназначенные для прохождения воздуха и сообщающиеся с воздушной камерой, и держатель уплотнения. Держатель уплотнения может иметь пазы, совмещенные с указанными отверстиями и расположенные на его внутренней поверхности, и уплотнение, расположенное на его внешней поверхности. При этом указанные пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы.
Выполнение пазов в виде рельефных вырезов вместо сквозных отверстий для подачи охлаждающего воздуха упрощает изготовление и сборку держателя в целом с одновременным обеспечением уменьшения трения во время общей сборки и более плотной радиальной упаковки. Таким образом, предложенный держатель уплотнения обеспечивает улучшенное охлаждение при простоте сборки.
[0107] Эти и другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут очевидными для специалиста при рассмотрении следующего подробного описания в сочетании с чертежами и прилагаемой формулой изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0108] Фиг. 1 изображает схему газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину.
[0109] Фиг. 2 изображает обобщенный частичный вид сбоку сопловой лопатки с держателем уплотнения.
[0110] Фиг. 3 изображает часть поперечного сечения сопловой лопатки с держателем уплотнения, который может быть описан в настоящем описании.
[0111] Фиг. 4 изображает еще одно поперечное сечение сопловой лопатки с держателем уплотнения, показанным на фиг. 3.
[0112] Фиг. 5 изображает вид снизу держателя уплотнения, показанного на фиг. 3.
[0113] Фиг. 6 изображает вид сбоку в аксонометрии держателя уплотнения, показанного на фиг. 3.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
[0114] Обратимся теперь к чертежам, на которых одинаковые номера позиций на различных видах относятся к подобным элементам. На фиг. 1 показан схематический вид газотурбинного двигателя 10, который может быть использован в настоящем изобретении. Газотурбинный двигатель 10 может содержать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает входящий поток воздуха 20 и подает сжатый поток воздуха 20 в камеру 25 сгорания. Камера 25 сгорания смешивает сжатый поток воздуха 20 с находящимся под давлением потоком топлива 30 и воспламеняет полученную смесь для создания потока 35 продуктов сгорания. Хотя показана только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может содержать любое количество камер 25 сгорания. Поток газов 35 сгорания подается, в свою очередь, в турбину 40. Поток газов 35 приводит в движение турбину 40 с получением механической работы. Механическая работа, производимая в турбине 40, приводит в действие компрессор 15 через вал 45 и внешнюю нагрузку 50, такую как электрический генератор или подобное оборудование.
[0115] Газотурбинный двигатель 10 может использовать природный газ, различные виды синтетического газа и/или другие виды топлива.
Газотурбинный двигатель 10 может быть любым из целого ряда различных газотурбинных двигателей, предлагаемых компанией General Electric, г. Скенектади, Нью-Йорк, в том числе, но без ограничения этим, например, тяжелым газотурбинным двигателем 7 или 9 серии и подобным двигателем. Газотурбинный двигатель 10 может иметь различные конфигурации и может использовать другие типы элементов. Другие типы газотурбинных двигателей также могут быть использованы в настоящем изобретении. Несколько газотурбинных двигателей, другие типы турбин и другие виды энергетического оборудования также могут использоваться вместе в настоящем изобретении.
[0116] Фиг. 2 изображает примерную сопловую лопатку 55, которая может использоваться с турбиной 40, описанной выше. В целом, сопловая лопатка 55 может иметь аэродинамическую часть 60, которая проходит между внутренней платформой 65 и внешней платформой 70. Некоторое количество сопловых лопаток 55 может быть объединено в окружной ряд с образованием ступени вместе с роторными лопатками (не показаны). Сопловая лопатка 55 также может иметь расположенную в ней охлаждающую камеру 80. Охлаждающая камера 80 может сообщаться с потоком воздуха 20, поступающего из компрессора 15 или из другого источника, через охлаждающий канал. Вокруг сопловой лопатки 55 также может использоваться уплотнение 90. Уплотнение 90 может быть расположено вокруг держателя 95 уплотнения. В настоящем изобретении могут быть использованы другие элементы и другие конфигурации.
[0117] Фиг. 3 и 4 показывают части примерной сопловой лопатки 100, как может быть описано здесь. Как указано выше, сопловая лопатка 100 имеет аэродинамическую часть 110 и внутреннюю платформу 120. Внутренняя платформа 120 может содержать расположенную в ней воздушную камеру 140. Воздушная камера 140 может сообщаться с потоком воздуха 20, поступающим из компрессора 15 или другого источника, через охлаждающий канал. В настоящем изобретении может использоваться ударная система охлаждения и подобная конструкция. Также могут использоваться другие типы систем охлаждения. С воздушной камерой могут сообщаться отверстия 150 для прохождения воздуха.
[0118] Держатель 160 уплотнения, который может быть описан в настоящем документе, может быть установлен в пределах внутренней платформы 120. Уплотнение 170 может быть установлено в держателе 160 вокруг его внутренней поверхности. Уплотнение 170 может быть сотовым уплотнением, лабиринтным уплотнением, истираемым уплотнением или уплотнением другого типа. Как показано на фиг. 5 и 6, на внешней поверхности 200 держателя 160 уплотнения могут быть расположены пазы 190. Пазы 190 могут проходить по всей ширине держателя 160 или по ее части и могут действовать в качестве охлаждающих каналов. Пазы 190 могут совпадать с отверстиями 150 с обеспечением направления находящегося под давлением потока воздуха 20 к стыковочной поверхности 195 сопловой лопатки (то есть разделительной линии) или в другое место. Пазы 190 могут быть выполнены в виде рельефных вырезов 210. В настоящем изобретении могут быть использованы другие виды технологии производства. Пазы 190 могут иметь любой размер, форму или конфигурацию.
[0119] В дополнение к созданию потока охлаждающего воздуха 20 пазы 190 также способствуют уменьшению трения во время общей сборки. Держатель 160 уплотнения в целом может быть собран в окружном направлении так, что пазы 190 уменьшают площадь контакта между сопловой лопаткой 100 и держателем 160. Это уменьшение площади контакта снижает общую силу трения, которая должна быть преодолена в процессе сборки. Держатель 160 уплотнения также обеспечивает возможность более плотной радиальной упаковки, чтобы облегчить позиционирование уплотнений пространства между рабочими колесами на больших радиусах. Кроме того, потребность в подающих отверстиях на стыковочной поверхности может быть устранена, так как для этой же цели служат пазы 190. В частности, держатель 160 уплотнения позволяет создать большее радиальное пространство для размещения пазов уплотнения и охлаждающих отверстий. Держатель 160 уплотнения, таким образом, обеспечивает улучшенное охлаждение при простоте сборки.
[0120] Должно быть очевидно, что вышеизложенное относится только к определенным вариантам выполнения настоящего изобретения. Многочисленные изменения и модификации могут быть сделаны здесь специалистами без отступления от общего объема и сущности изобретения, определенных в формуле изобретения, и ее эквивалентов.
Claims (28)
1. Держатель уплотнения, используемый вокруг отверстий платформы сопловой лопатки турбины, предназначенных для прохождения воздуха, содержащий:
внутреннюю поверхность, обращенную к платформе и имеющую расположенные на ней пазы, совмещенные с указанными отверстиями платформы, причем указанные пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы,
противоположную внешнюю поверхность и
уплотнение, расположенное вокруг внешней поверхности.
2. Держатель по п. 1, в котором уплотнение представляет собой сотовое уплотнение, лабиринтное уплотнение или истираемое уплотнение.
3. Держатель по п. 1, содержащий несколько уплотнений.
4. Держатель по п. 1, в котором указанные пазы представляют собой охлаждающие каналы.
5. Сопловая лопатка для газовой турбины, содержащая:
платформу,
воздушную камеру, расположенную в платформе,
отверстия, предназначенные для прохождения воздуха и сообщающиеся с воздушной камерой, и
держатель уплотнения,
причем держатель уплотнения имеет пазы, совмещенные с указанными отверстиями, причем указанные пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы.
6. Сопловая лопатка по п. 5, в которой держатель уплотнения содержит расположенное в нем уплотнение.
7. Сопловая лопатка по п. 6, в которой уплотнение представляют собой сотовое уплотнение, лабиринтное уплотнение или истираемое уплотнение.
8. Сопловая лопатка по п. 6, содержащая несколько уплотнений.
9. Сопловая лопатка по п. 5, в которой указанные пазы представляют собой охлаждающие каналы.
10. Сопловая лопатка по п. 5, в которой воздушная камера сообщается с потоком воздуха.
11. Сопловая лопатка по п. 5, в которой указанные пазы расположены вокруг внутренней поверхности держателя уплотнения.
12. Сопловая лопатка по п. 5, в которой уплотнение расположено вокруг внешней поверхности держателя уплотнения.
13. Сопловая лопатка для газовой турбины, содержащая:
платформу,
воздушную камеру, расположенную в платформе,
отверстия, предназначенные для прохождения воздуха и сообщающиеся с воздушной камерой, и
держатель уплотнения,
причем держатель уплотнения имеет пазы, совмещенные с указанными отверстиями и расположенные на его внутренней поверхности, и уплотнение, расположенное на его внешней поверхности, причем указанные пазы представляют собой рельефные вырезы и выходят на стыковочной поверхности платформы.
14. Сопловая лопатка п. 13, в которой уплотнение представляют собой сотовое уплотнение, лабиринтное уплотнение или истираемое уплотнение.
15. Сопловая лопатка по п. 13, содержащая несколько уплотнений.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US13/345,778 US9011078B2 (en) | 2012-01-09 | 2012-01-09 | Turbine vane seal carrier with slots for cooling and assembly |
US13/345,778 | 2012-01-09 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012158334A RU2012158334A (ru) | 2014-07-10 |
RU2618805C2 true RU2618805C2 (ru) | 2017-05-11 |
Family
ID=47664119
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012158334A RU2618805C2 (ru) | 2012-01-09 | 2012-12-27 | Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты) |
Country Status (5)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US9011078B2 (ru) |
EP (1) | EP2615253B1 (ru) |
JP (1) | JP6106429B2 (ru) |
CN (1) | CN103195497B (ru) |
RU (1) | RU2618805C2 (ru) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
ITCO20110036A1 (it) * | 2011-09-07 | 2013-03-08 | Nuovo Pignone Spa | Guarnizione per una macchina rotante |
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 |
US10683756B2 (en) | 2016-02-03 | 2020-06-16 | Dresser-Rand Company | System and method for cooling a fluidized catalytic cracking expander |
US10746033B2 (en) | 2017-08-02 | 2020-08-18 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component |
RU2755451C1 (ru) * | 2020-08-12 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Охлаждаемая турбина газотурбинного двигателя |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5749701A (en) * | 1996-10-28 | 1998-05-12 | General Electric Company | Interstage seal assembly for a turbine |
RU2153585C1 (ru) * | 1997-11-27 | 2000-07-27 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения |
EP1555393A2 (en) * | 2004-01-14 | 2005-07-20 | General Electric Company | Gas turbine engine component having bypass circuit |
SU1181359A1 (ru) * | 1983-07-21 | 2005-12-10 | В.А. Борисов | Уплотнение соплового лопаточного аппарата турбины газотурбинного двигателя |
Family Cites Families (54)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPS5284351A (en) * | 1975-12-30 | 1977-07-13 | Hitachi Ltd | Axial sealer for rotor |
US4187054A (en) | 1978-04-20 | 1980-02-05 | General Electric Company | Turbine band cooling system |
JPS5979006A (ja) * | 1982-10-27 | 1984-05-08 | Hitachi Ltd | ガスタ−ビン空冷翼 |
US4416457A (en) * | 1983-01-24 | 1983-11-22 | Westinghouse Electric Corp. | Grooved honeycomb labyrinth seal for steam turbines |
FR2574473B1 (fr) * | 1984-11-22 | 1987-03-20 | Snecma | Anneau de turbine pour une turbomachine a gaz |
US5197852A (en) | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
US5375973A (en) * | 1992-12-23 | 1994-12-27 | United Technologies Corporation | Turbine blade outer air seal with optimized cooling |
EP0875665A3 (en) | 1994-11-10 | 1999-02-24 | 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 |
JPH1122412A (ja) * | 1997-07-07 | 1999-01-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンシールリング保持環の冷却方法 |
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 |
JPH11257015A (ja) * | 1998-03-17 | 1999-09-21 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービンにおけるディスクのシール構造 |
US6146091A (en) * | 1998-03-03 | 2000-11-14 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Gas turbine cooling structure |
US6139264A (en) * | 1998-12-07 | 2000-10-31 | General Electric Company | Compressor interstage seal |
KR20000071653A (ko) * | 1999-04-15 | 2000-11-25 | 제이 엘. 차스킨, 버나드 스나이더, 아더엠. 킹 | 육상용 가스 터빈 및 가스 터빈의 하나의 단을 냉각시키는방법 |
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 |
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 |
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 |
US6382906B1 (en) | 2000-06-16 | 2002-05-07 | General Electric Company | Floating spoolie cup impingement baffle |
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 |
US6832891B2 (en) * | 2001-10-29 | 2004-12-21 | Man Turbomaschinen Ag | Device for sealing turbomachines |
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 |
US6758653B2 (en) * | 2002-09-09 | 2004-07-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine |
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 |
US7029228B2 (en) | 2003-12-04 | 2006-04-18 | General Electric Company | Method and apparatus for convective cooling of side-walls of turbine nozzle segments |
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 |
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 |
GB2422641B (en) | 2005-01-28 | 2007-11-14 | Rolls Royce Plc | Vane for a gas turbine engine |
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 |
US7669422B2 (en) | 2006-07-26 | 2010-03-02 | General Electric Company | Combustor liner and method of fabricating same |
US20080050222A1 (en) * | 2006-08-23 | 2008-02-28 | General Electric Company | Singlet welded nozzle hybrid design for a turbine |
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 |
US7597533B1 (en) * | 2007-01-26 | 2009-10-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | BOAS with multi-metering diffusion cooling |
US8366383B2 (en) * | 2007-11-13 | 2013-02-05 | United Technologies Corporation | Air sealing element |
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 |
US8177495B2 (en) * | 2009-03-24 | 2012-05-15 | General Electric Company | Method and apparatus for turbine interstage seal ring |
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 |
EP2282012B1 (en) | 2009-07-03 | 2015-11-25 | Alstom Technology Ltd | Method for replacing a cover plate of a guide vane of a gas turbine |
US20110044803A1 (en) | 2009-08-18 | 2011-02-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade outer air seal anti-rotation |
GB2475704A (en) * | 2009-11-26 | 2011-06-01 | Alstom Technology Ltd | Diverting solid particles in an axial flow steam turbine |
-
2012
- 2012-01-09 US US13/345,778 patent/US9011078B2/en active Active
- 2012-12-27 JP JP2012283968A patent/JP6106429B2/ja active Active
- 2012-12-27 RU RU2012158334A patent/RU2618805C2/ru active
-
2013
- 2013-01-03 EP EP20130150156 patent/EP2615253B1/en active Active
- 2013-01-09 CN CN201310008671.8A patent/CN103195497B/zh active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1181359A1 (ru) * | 1983-07-21 | 2005-12-10 | В.А. Борисов | Уплотнение соплового лопаточного аппарата турбины газотурбинного двигателя |
US5749701A (en) * | 1996-10-28 | 1998-05-12 | General Electric Company | Interstage seal assembly for a turbine |
RU2153585C1 (ru) * | 1997-11-27 | 2000-07-27 | Сосьете Насьональ Д'Этюд э де Констрюксьон де Мотер Д'Авиасьон "СНЕКМА" | Лопатка направляющего устройства турбины с системой охлаждения |
EP1555393A2 (en) * | 2004-01-14 | 2005-07-20 | General Electric Company | Gas turbine engine component having bypass circuit |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2615253B1 (en) | 2014-09-17 |
US20130177420A1 (en) | 2013-07-11 |
EP2615253A1 (en) | 2013-07-17 |
US9011078B2 (en) | 2015-04-21 |
RU2012158334A (ru) | 2014-07-10 |
JP2013142397A (ja) | 2013-07-22 |
CN103195497B (zh) | 2016-08-31 |
CN103195497A (zh) | 2013-07-10 |
JP6106429B2 (ja) | 2017-03-29 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US10900378B2 (en) | Turbine tip shroud assembly with plural shroud segments having internal cooling passages | |
EP2612995B1 (en) | Turbine nozzle compartmentalized cooling system | |
US7094029B2 (en) | Methods and apparatus for controlling gas turbine engine rotor tip clearances | |
US9151174B2 (en) | Sealing assembly for use in a rotary machine and methods for assembling a rotary machine | |
RU2618805C2 (ru) | Держатель уплотнения и сопловая лопатка для газовой турбины (варианты) | |
JP2011508151A (ja) | タービンノズルセグメントおよびタービンノズルアセンブリ | |
US9206742B2 (en) | Passages to facilitate a secondary flow between components | |
US20120003091A1 (en) | Rotor assembly for use in gas turbine engines and method for assembling the same | |
CN103477031B (zh) | 燃气涡轮发动机用低压冷却密封系统 | |
US10539035B2 (en) | Compliant rotatable inter-stage turbine seal | |
US9816389B2 (en) | Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities | |
US9932837B2 (en) | Low pressure loss cooled blade | |
JP6162956B2 (ja) | タービン・ノズル組み立て方法 | |
EP2613012B1 (en) | Turbine nozzle cooling assembly | |
US20200355086A1 (en) | Rim seal arrangement | |
US20130186103A1 (en) | Near flow path seal for a turbomachine | |
WO2010046167A1 (en) | Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine | |
JP2016200143A (ja) | シールピンを有するガスタービンバケットシャンク | |
JP7171297B2 (ja) | タービン排気ディフューザ | |
US20140193272A1 (en) | Gas Turbine Engine Cooling Systems and Methods Incorporating One or More Cover Plate Assemblies Having One or More Apertures Therein | |
US10837300B2 (en) | Seal pressurization in box shroud |