RU2619955C2 - Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины - Google Patents

Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2619955C2
RU2619955C2 RU2012158349A RU2012158349A RU2619955C2 RU 2619955 C2 RU2619955 C2 RU 2619955C2 RU 2012158349 A RU2012158349 A RU 2012158349A RU 2012158349 A RU2012158349 A RU 2012158349A RU 2619955 C2 RU2619955 C2 RU 2619955C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cooling
pressure
cooling medium
stream
deflector
Prior art date
Application number
RU2012158349A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012158349A (ru
Inventor
Роберт Уолтер КОЙН
Грегори Томас ФОСТЕР
Равичандран МЕЕНАКАХИСУНДАРАМ
Глен Артур МакМИЛЛАН
Аарон Грегори УИНН
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 RU2012158349A publication Critical patent/RU2012158349A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2619955C2 publication Critical patent/RU2619955C2/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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания содержит турбинную сопловую лопатку, дефлектор для охлаждающей среды и инжекционную пластину. Турбинная сопловая лопатка имеет вставку, расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность. Дефлектор для охлаждающей среды имеет проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой, в первом контуре. Инжекционная пластина расположена над указанной наружной боковой поверхностью во втором контуре. Между инжекционной пластиной и наружной боковой поверхностью сопловой лопатки расположена камера послеударного давления. Дефлектор для охлаждающей среды дополнительно содержит первый уплотняющий слой, проходящий вокруг инжекционной пластины. Изобретение направлено на повышение эффективности охлаждения. 2 н. и 12 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0101] Настоящее изобретение по существу относится к газотурбинным двигателям и, в частности, к устройству секционного охлаждения сопловой лопатки для турбины с разъемным корпусом, обеспечивающему охлаждающий воздух высокого давления с малой протечкой.
ПРЕДПОСЫЛКИ СОЗДАНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0102] Как правило, ступень газотурбинного двигателя содержит несколько неподвижных турбинных сопловых лопаток. Каждая турбинная сопловая лопатка может иметь профильную часть, проходящую в радиальном направлении между наружной и внутренней боковыми поверхностями. Профильные части сопловых лопаток могут иметь аэродинамическую конфигурацию, обеспечивающую направление горячих газообразных продуктов сгорания между соответствующими лопатками ротора турбины, расположенными выше и ниже по потоку относительно сопловых лопаток. Лопатки ротора турбины могут быть установлены по периметру диска ротора и вращаются вместе с указанным диском. Поскольку в процессе эксплуатации профильные части сопловых лопаток турбины нагреваются протекающими через них горячими газообразными продуктами сгорания, для охлаждения сопловых лопаток в них направляют охлаждающий воздух, отводимый от компрессора. Ограничение необходимого количества паразитного воздуха охлаждения и ограничение протечки данного воздуха, а именно потери на сопловых лопатках и в других местах могут обеспечить повышение общего к.п.д. и эффективности газотурбинного двигателя.
[0103] Ранее секционное охлаждение применяли для авиационных турбинных двигателей и т.п. Такие авиационные двигатели, как правило, содержат кольцевой (проходящий на 360°) элемент, обеспечивающий направление охлаждающего потока к сопловым лопаткам. Данная конфигурация может использоваться в авиационных двигателях, так как их корпус представляет собой кольцевые конструкции, которые при сборке устанавливаются друг на друга в осевом направлении. Однако с учетом габаритного размера промышленных газотурбинных двигателей такие промышленные газовые турбины, как правило, устанавливают по меньшей мере в двух половинчатых (проходящих на 180°) секциях, или даже применяют большее количество секций. Данная секционная конфигурация по существу препятствует использованию проходящего на 360° элемента для подачи охлаждающего потока в сопловой аппарат.
[0104] Таким образом, желательно усовершенствовать конструкцию промышленного газотурбинного двигателя. В данной усовершенствованной конструкции промышленного газотурбинного двигателя можно использовать сегментированные дефлекторы охлаждающей среды, обеспечивающие охлаждающий воздух высокого давления при низкой протечке, для повышения эффективности охлаждения при низкой протечке.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0105] Таким образом, в настоящем изобретении предложено устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания. Устройство секционного охлаждения может содержать турбинную сопловую лопатку и дефлектор для охлаждающей среды. Турбинная сопловая лопатка может иметь вставку, расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность. Дефлектор для охлаждающей среды может иметь проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой в первом контуре, и инжекционную пластину, расположенную над наружной боковой поверхностью сопловой лопатки во втором контуре. Таким образом, указанный дефлектор для охлаждающей среды обеспечивает поток охлаждающей среды высокого давления при низкой протечке потока.
[0106] Также в настоящем изобретении предложен способ охлаждения сопловой лопатки турбины. Способ может включать этап подачи находящегося под высоким давлением охлаждающего потока первого контура во вставку, расположенную в аэродинамической части сопловой лопатки, через дефлектор для охлаждающей среды, этап охлаждения сопловой лопатки охлаждающим потоком первого контура, этап подачи охлаждающего потока второго контура к инжекционной пластине дефлектора, расположенной над наружной боковой поверхностью сопловой лопатки, и этап охлаждения наружной боковой поверхности сопловой лопатки охлаждающим потоком второго контура.
[0107] Также в настоящем изобретении предложено устройство секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока в турбине с потоком газообразных продуктов сгорания. Устройство секционного охлаждения может содержать турбинную сопловую лопатку и сегменты дефлектора для охлаждающей среды. Турбинная сопловая лопатки может содержать вставку, расположенную в аэродинамической части лопатки, и наружную боковую поверхность. Каждый сегмент дефлектора для охлаждающей среды может иметь проход для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с аэродинамической вставкой в первом контуре, и инжекционную пластину, расположенную над наружной боковой поверхностью сопловой лопатки во втором контуре.
[0108] Указанные и другие признаки и усовершенствования, вытекающие из настоящего изобретения, станут более понятными специалистам после знакомства с приведенным ниже подробным описанием, выполненным со ссылкой на чертежи, и прилагаемой формулой изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0109] Фиг.1 представляет собой схему газотурбинного двигателя, содержащего компрессор, камеру сгорания и турбину.
[0110] Фиг.2 представляет собой частичный вид в разрезе в аксонометрии дефлектора для охлаждающей среды согласно данному документу расположенного на сопловой лопатке.
[0111] Фиг.3 представляет собой частичный вид в разрезе в аксонометрии дефлектора охлаждающей среды и сопловой лопатки, изображенных на фиг.2.
[0112] Фиг.4 представляет собой частичный вид сбоку дефлектора охлаждающей среды и сопловой лопатки, изображенных на фиг.2, с изображением проходящих через них контуров воздушного потока.
[0113] Фиг.5 представляет собой частичный разрез элементов двух дефлекторов для охлаждающей среды и сегментов сопловой лопатки, представленных на фиг.2, а также образованных между ними межсегментных зазоров, с изображением проходящих через них контуров воздушного потока.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ
[0114] Теперь обратимся к чертежам, на которых одинаковыми номерами позиций обозначены одинаковые элементы. На фиг.1 изображена схема газотурбинного двигателя 10 согласно настоящему изобретению. Газотурбинный двигатель 10 может содержать компрессор 15. Компрессор 15 сжимает поступающий поток воздуха 20. Компрессор 15 передает сжатый поток воздуха 20 в камеру 25 сгорания. В камере 25 сгорания происходит смешивание сжатого потока воздуха 20 с находящимся под давлением топливом 30 и воспламенение указанной смеси с образованием потока газообразных продуктов 35 сгорания. Хотя на чертеже изображена только одна камера 25 сгорания, газотурбинный двигатель 10 может иметь любое количество указанных камер. Поток газообразных продуктов 35 сгорания в свою очередь подается в турбину 40. Поток газообразных продуктов 35 сгорания приводит в действие турбину 40 для выполнения механической работы. Механическая работа, выполняемая турбиной 40, приводит в действие компрессор 15, с помощью вала 45, и внешнюю нагрузку 50, например электрогенератор и подобное устройство.
[0115] Газотурбинный двигатель 10 может работать на природном газе, разного рода синтетическом газе и/или других видах топлива. Газотурбинный двигатель 10 может представлять собой любой из газотурбинных двигателей, предлагаемых компанией Дженерал Электрик, г.Скенектади, штат Нью-Йорк, США, включая, помимо прочего, газотурбинный двигатель 7 или 9 серии для тяжелых условий работы и ему подобные. Газотурбинный двигатель 10 может иметь разные конфигурации и может содержать элементы других видов. Также могут использоваться и другие типы газотурбинных двигателей. Газотурбинные установки с несколькими турбинами, другие типы турбин и другие виды генераторного оборудования также можно использовать совместно.
[0116] На фиг.2 - 5 изображены части устройства 100 секционного охлаждения сопловой лопатки турбины согласно настоящему изобретению. Устройство 100 может использоваться со многими турбинными сопловыми лопатками 105 описанной выше турбины 40 и т.п. Турбинные сопловые лопатки 105 могут являться частью конструкции разъемного корпуса. Каждая турбинная лопатка 105 может содержать профильную часть 110. Профильная часть 110 может проходить в виде консоли между внутренней боковой поверхностью 120 и наружной боковой поверхностью 140. Турбинные лопатки 105 могут быть объединены в периферическую группу с образованием ступени турбины вместе с лопатками ротора (не показаны).
[0117] Лопатка 105 может иметь наружную боковую поверхность 140, проходящую над профильной частью 110. Профильная часть 110 может быть по существу полой. В части 110 может быть расположена вставка 150, расположенная в аэродинамической части. Вставка 150 может иметь выполненные в ней отверстия 160 для охлаждающей среды. Отверстия 160 могут использоваться для направления охлаждающего потока 170 в части 110, с использованием охлаждения лобовым натеканием и т.п. Вставка 150 может проточно сообщаться с охлаждающим потоком 170, поступающим из компрессора 15, с помощью трубного уплотнения либо уплотнения другого типа в проходе 180 для охлаждающей среды высокого давления, являющегося частью контура охлаждения. При этом возможно использование нескольких проходов 180 для охлаждающей среды. Можно применять другие элементы и другие конфигурации.
[0118] Кроме того, устройство 100 может содержать дефлектор 200 для охлаждающей среды, расположенный на турбинной лопатке 105. Дефлектор 200 может быть расположен между притоком охлаждающей среды от компрессора 15 и наружной боковой поверхностью 140 лопатки 105. Дефлектор 200 может быть выполнен в виде нескольких сегментов 210. В частности, дефлектор 200 может быть разделен по меньшей мере на два сегмента 210, вплоть до одного сегмента 210 на каждую профильную часть 110 данной ступени. Уплотнение зазоров между каждым из сегментов 210 дефлектора можно выполнить с помощью шлицевого уплотнения и тому подобного.
[0119] Дефлектор 200 может использоваться как инжекционная пластина 230. В инжекционной пластине 230 могут быть выполнены отверстия 240. При этом можно использовать любое количество отверстий 240 или любые типы указанных отверстий. Вокруг пластины 230 может быть расположен первый уплотнительный слой 250. Второй уплотнительный слой 260 может быть расположен вокруг наружной боковой поверхности 140. Уплотнительные слои 250, 260 могут быть выполнены из любого прочного, термостойкого материала. Пластина 230 и уплотнительные слои 250, 260 могут окружать проход 180 для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся со вставкой 150. Камера 265 послеударного давления может быть ограничена между пластиной 230 и первым уплотнительным слоем 250 на одном конце и между наружной боковой поверхностью 140 и вторым уплотнительным слоем 260 на другом конце.
[0120] В процессе эксплуатации охлаждающий поток 170, поступающий от компрессора 15, может проходить через область 270 высокого давления, расположенную над дефлектором 200 и первым уплотнительным слоем 250, через область 280 среднего давления, расположенную в камере 265 между уплотнительными слоями 250, 260, и область 290 низкого давления, расположенную под камерой 265 и вторым уплотнительным слоем 260 над потоком газообразных продуктов сгорания. Когда охлаждающий поток 170 достигает сопловой лопатки 105, он имеет три возможные траектории протекания. Во-первых, через проход 180 для охлаждающей среды высокого давления охлаждающий поток 170 может непосредственно поступать во вставку 150, расположенную внутри профильной части 110, для охлаждения ее внутреннего пространства. Во-вторых, охлаждающий поток 170 может проходить через пластину 230 дефлектора 200 и охлаждать наружную боковую поверхность 140 с помощью лобового натекания. В-третьих, охлаждающий поток 170 может протекать через первый уплотнительный слой 250 в камеру 265. Затем послеударный воздух среднего давления может утекать через второй уплотнительный слой 260 в поток низкого давления газообразных продуктов 35 сгорания. Также можно применять другие конфигурации и другие элементы.
[0121] Благодаря направлению охлаждающего потока 170 непосредственно во вставку 150 через проход 180 для охлаждающей среды высокого давления в первом контуре 300 охлаждающий поток 170 из области 270 высокого давления можно использовать для охлаждения во вставке 150 без значительного падения давления. Благодаря использованию последовательно расположенных уплотнительных слоев 250, 260 во втором контуре 330 первый канал 310 протечки, управляемый областью 270 высокого давления, может проходить через дефлектор 200 и первый уплотнительный слой 250, тогда как второй канал 320 протечки проходит через второй уплотнительный слой 260 по направлению к потоку газообразных продуктов 35 сгорания, находящихся под низким давлением. Другими словами, охлаждающий поток 170, проходящий по второму каналу 320 протечки, выходит из области 280 среднего давления через второй уплотнительный слой 260 и к области 290 низкого давления потока газообразных продуктов 35 сгорания. Следовательно, перепад давления между камерой 265 и потоком газообразных продуктов 35 сгорания меньше перепада давления между охлаждающим потоком 170 и областью 270 высокого давления и потоком газообразных продуктов 35 сгорания. Таким образом, любая протечка с наружной боковой поверхности 140 лопатки может управляться давлением камеры 265, а не отбираемым от компрессора воздухом в области 270 высокого давления. В результате уплотнительные слои 250 и 260 совместно с дефлектором 200 устройства 100 могут обеспечить более низкую протечку и при этом позволяют использовать для охлаждения воздух из области 270 высокого давления без значительной потери давления.
[0122] Дефлектор 200 для устройства 100 может представлять собой отдельный элемент или выполнен заодно с другими элементами. В частности, на наружной боковой поверхности 140 могут быть отлиты полые мостообразные элементы, при этом способом машинной обработки в них выполняют отверстия для охлаждающей среды, так что в указанных элементах могут быть расположены уплотнительные слои 250, 260. К верхней части указанных мостообразных элементов или боковых поверхностей может быть прикреплена инжекционная пластина. В альтернативном варианте на наружных боковых поверхностях 140 может быть отлита замкнутая камера, в которой затем высверливают отверстия натекания и т.п. с уплотнительными слоями 250, 260 и тому подобным.
[0123] Таким образом, сопловая лопатка 105 с дефлектором 200 обеспечивает секционное охлаждение в турбине с разъемным корпусом. Такое секционное охлаждение уменьшает протечку и при этом обеспечивает подачу охлаждающего воздуха высокого давления в несколько контуров охлаждения без значительной потери давления. Уменьшенная протечка и более высокое давление охлаждающего воздуха могут обеспечить более высокую эффективность, увеличенный к.п.д. и более продолжительный срок службы элементов при ограниченных затратах и расходе материала.
[0124] Следует понимать, что все вышеизложенное относится только к некоторым вариантам выполнения настоящего изобретения. Любой специалист может выполнить многочисленные изменения и модификации этих вариантов, не выходя за рамки основной сущности и объема изобретения, которые определены в приведенной ниже формуле изобретения и ее эквивалентах.

Claims (23)

1. Устройство (100) секционного охлаждения для подачи охлаждающего потока (170) в турбине (40) с потоком (35) газообразных продуктов сгорания, содержащее:
турбинную сопловую лопатку (105), имеющую вставку (150), расположенную в ее аэродинамической части, и наружную боковую поверхность (140), и
дефлектор (200) для охлаждающей среды, имеющий проход (180) для охлаждающей среды высокого давления, сообщающийся с указанной вставкой (150), в первом контуре (300), и инжекционную пластину (230), расположенную над указанной наружной боковой поверхностью (140), во втором контуре (330),
причем между инжекционной пластиной (230) и наружной боковой поверхностью (140) сопловой лопатки расположена камера (265) послеударного давления, и
дефлектор (200) для охлаждающей среды дополнительно содержит первый уплотняющий слой (250), проходящий вокруг инжекционной пластины (230).
2. Устройство (100) по п. 1, в котором дефлектор (200) для охлаждающей среды содержит сегменты (210).
3. Устройство (100) по п. 1, в котором вставка (150) сопловой лопатки выполнена с обеспечением поступления в нее первой части охлаждающего потока (170) через проход (180) для охлаждающей среды высокого давления, а камера (265) послеударного давления выполнена с обеспечением поступления в нее второй части охлаждающего потока через инжекционную пластину (230).
4. Устройство (100) по п. 1, в котором камера (265) послеударного давления содержит область (280) среднего давления.
5. Устройство (100) по п. 4, в котором камера (265) послеударного давления окружает проход (180) для охлаждающей среды высокого давления.
6. Устройство (100) по п. 3, в котором поток (35) газообразных продуктов сгорания содержит область (290) низкого давления.
7. Устройство (100) по п. 3, в котором над дефлектором (200) и первым уплотнительным слоем (250) расположена область (270) высокого давления.
8. Устройство (100) по п. 7, в котором сопловая лопатка содержит второй уплотняющий слой (260), расположенный вокруг наружной боковой поверхности (140) сопловой лопатки.
9. Устройство (100) по п. 8, в котором первый канал (310) для протечки образован через первый уплотняющий слой (250) и второй канал (320) для протечки образован через второй уплотняющий слой (260).
10. Устройство (100) по п. 1, в котором указанная вставка (150) имеет охлаждающие отверстия (160).
11. Устройство (100) по п. 1, в котором охлаждающий поток (170) сообщается с компрессором (15).
12. Устройство (100) по п. 1, в котором турбинная сопловая лопатка (105) содержит профильную часть (110), проходящую от внутреннего обода (120) лопатки к наружному ободу (130) лопатки, причем вставка (150) расположена в профильной части (110) лопатки.
13. Устройство (100) по п. 12, в котором проход (180) для охлаждающей среды высокого давления содержит трубное уплотнение.
14. Способ охлаждения сопловой лопатки (105) турбины (40), включающий:
подачу охлаждающего потока (300) первого контура под высоким давлением во вставку (150) профильной части (110) сопловой лопатки, расположенную в аэродинамической части этой лопатки, через дефлектор (200) для охлаждающей среды,
охлаждение профильной части (110) сопловой лопатки охлаждающим потоком (300) первого контура,
подачу охлаждающего потока (330) второго контура в камеру (265) послеударного давления, расположенную между инжекционной пластиной (230) дефлектора (200) для охлаждающей среды и наружной боковой поверхностью (140) сопловой лопатки (105),
уплотнение камеры (265) послеударного давления первым уплотнительным слоем (250), расположенным вокруг инжекционной пластины (230), и
охлаждение наружной боковой поверхности (140) сопловой лопатки охлаждающим потоком (330) второго контура.
RU2012158349A 2012-01-09 2012-12-27 Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины RU2619955C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/345,781 2012-01-09
US13/345,781 US9011079B2 (en) 2012-01-09 2012-01-09 Turbine nozzle compartmentalized cooling system

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012158349A RU2012158349A (ru) 2014-07-10
RU2619955C2 true RU2619955C2 (ru) 2017-05-22

Family

ID=47665879

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012158349A RU2619955C2 (ru) 2012-01-09 2012-12-27 Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9011079B2 (ru)
EP (1) EP2612995B1 (ru)
JP (1) JP6161897B2 (ru)
CN (1) CN103195507B (ru)
RU (1) RU2619955C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU183316U1 (ru) * 2018-04-09 2018-09-18 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Дефлектор охлаждаемой сопловой турбинной лопатки

Families Citing this family (34)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9133724B2 (en) 2012-01-09 2015-09-15 General Electric Company Turbomachine component including a cover plate
EP2951399B1 (en) 2013-01-29 2020-02-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud and corresponding assembly method
EP2971577B1 (en) 2013-03-13 2018-08-29 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud
CN103615612A (zh) * 2013-12-02 2014-03-05 天津明贤科技有限公司 一种管路连接接头
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
US10590785B2 (en) * 2014-09-09 2020-03-17 United Technologies Corporation Beveled coverplate
US10190434B2 (en) 2014-10-29 2019-01-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with locating inserts
EP3037725B1 (en) 2014-12-22 2018-10-31 Ansaldo Energia Switzerland AG Mixer for admixing a dilution air to the hot gas flow
CA2915246A1 (en) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud
CA2915370A1 (en) 2014-12-23 2016-06-23 Rolls-Royce Corporation Full hoop blade track with axially keyed features
EP3045674B1 (en) 2015-01-15 2018-11-21 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with tubular runner-locating inserts
US9771814B2 (en) * 2015-03-09 2017-09-26 United Technologies Corporation Tolerance resistance coverplates
CA2925588A1 (en) 2015-04-29 2016-10-29 Rolls-Royce Corporation Brazed blade track for a gas turbine engine
CA2924866A1 (en) 2015-04-29 2016-10-29 Daniel K. Vetters Composite keystoned blade track
FR3036442B1 (fr) * 2015-05-21 2021-07-16 Snecma Turbomachine comportant un systeme de ventilation
US9945244B2 (en) 2015-08-13 2018-04-17 General Electric Company Turbine shroud assembly and method for loading
US9903218B2 (en) 2015-08-17 2018-02-27 General Electric Company Turbine shroud assembly
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
US10247040B2 (en) 2016-01-19 2019-04-02 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with mounted full hoop blade track
US10240476B2 (en) 2016-01-19 2019-03-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Full hoop blade track with interstage cooling air
US10480342B2 (en) 2016-01-19 2019-11-19 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with health monitoring system
US10287906B2 (en) 2016-05-24 2019-05-14 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with full hoop ceramic matrix composite blade track and seal system
US10415415B2 (en) 2016-07-22 2019-09-17 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with forward case and full hoop blade track
US10260356B2 (en) 2016-06-02 2019-04-16 General Electric Company Nozzle cooling system for a gas turbine engine
US10076055B2 (en) 2016-06-06 2018-09-11 General Electric Company Systems and methods for cooling a compartmentalized and ducted electrical enclosure
US10436048B2 (en) 2016-08-12 2019-10-08 General Electric Comapny Systems for removing heat from turbine components
US10443397B2 (en) 2016-08-12 2019-10-15 General Electric Company Impingement system for an airfoil
US10364685B2 (en) 2016-08-12 2019-07-30 Gneral Electric Company Impingement system for an airfoil
US10408062B2 (en) 2016-08-12 2019-09-10 General Electric Company Impingement system for an airfoil
US10876407B2 (en) * 2017-02-16 2020-12-29 General Electric Company Thermal structure for outer diameter mounted turbine blades
US10583489B2 (en) * 2017-04-26 2020-03-10 General Electric Company Method of providing cooling structure for a component
US20180355725A1 (en) * 2017-06-13 2018-12-13 General Electric Company Platform cooling arrangement in a turbine component and a method of creating a platform cooling arrangement
US11903101B2 (en) 2019-12-13 2024-02-13 Goodrich Corporation Internal heating trace assembly
US11692485B2 (en) 2021-02-18 2023-07-04 Generai, Electric Company Gas turbine engine with spoolie fluid transfer connection

Citations (7)

* 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
US5120192A (en) * 1989-03-13 1992-06-09 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooled turbine blade and combined cycle power plant having gas turbine with this cooled turbine blade
US5320483A (en) * 1992-12-30 1994-06-14 General Electric Company Steam and air cooling for stator stage of a turbine
US6142730A (en) * 1997-05-01 2000-11-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling stationary blade
RU2211926C2 (ru) * 2001-05-04 2003-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Высокотемпературная газовая турбина
RU2347914C1 (ru) * 2008-01-29 2009-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя
US20100281879A1 (en) * 2007-12-27 2010-11-11 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling

Family Cites Families (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5197852A (en) 1990-05-31 1993-03-30 General Electric Company Nozzle band overhang 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
EP0919700B1 (en) * 1997-06-19 2004-09-01 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Device for sealing gas turbine stator blades
US6227798B1 (en) 1999-11-30 2001-05-08 General Electric Company Turbine nozzle segment band 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
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
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
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
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
US6843479B2 (en) * 2002-07-30 2005-01-18 General Electric Company Sealing of nozzle slashfaces in a steam turbine
JP2004092612A (ja) * 2002-09-04 2004-03-25 Mitsubishi Heavy Ind Ltd シュラウド及び静翼
US6932568B2 (en) 2003-02-27 2005-08-23 General Electric Company Turbine nozzle segment cantilevered mount
US7008185B2 (en) * 2003-02-27 2006-03-07 General Electric Company Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
US7108479B2 (en) * 2003-06-19 2006-09-19 General Electric Company Methods and apparatus for supplying cooling fluid to turbine nozzles
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
US7008178B2 (en) * 2003-12-17 2006-03-07 General Electric Company Inboard cooled nozzle doublet
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
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
US7918024B2 (en) * 2006-01-20 2011-04-05 General Electric Company Methods and apparatus for manufacturing components
FR2899271B1 (fr) * 2006-03-29 2008-05-30 Snecma Sa Ensemble d'une aube et d'une chemise de refroidissement, distributeur de turbomachine comportant l'ensemble, turbomachine, procede de montage et de reparation de l'ensemble
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
US20090220331A1 (en) * 2008-02-29 2009-09-03 General Electric Company Turbine nozzle with integral impingement blanket
US8118548B2 (en) 2008-09-15 2012-02-21 General Electric Company Shroud for a turbomachine
US8142137B2 (en) * 2008-11-26 2012-03-27 Alstom Technology Ltd Cooled gas turbine vane assembly
JP5422217B2 (ja) * 2009-02-06 2014-02-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼、及びガスタービン
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
US8622693B2 (en) 2009-08-18 2014-01-07 Pratt & Whitney Canada Corp Blade outer air seal support cooling air distribution system

Patent Citations (7)

* 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
US5120192A (en) * 1989-03-13 1992-06-09 Kabushiki Kaisha Toshiba Cooled turbine blade and combined cycle power plant having gas turbine with this cooled turbine blade
US5320483A (en) * 1992-12-30 1994-06-14 General Electric Company Steam and air cooling for stator stage of a turbine
US6142730A (en) * 1997-05-01 2000-11-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine cooling stationary blade
RU2211926C2 (ru) * 2001-05-04 2003-09-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Высокотемпературная газовая турбина
US20100281879A1 (en) * 2007-12-27 2010-11-11 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
RU2347914C1 (ru) * 2008-01-29 2009-02-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Многоступенчатая турбина газотурбинного двигателя

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
U S 4187054 A, 05.02.1980. *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU183316U1 (ru) * 2018-04-09 2018-09-18 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Дефлектор охлаждаемой сопловой турбинной лопатки

Also Published As

Publication number Publication date
CN103195507A (zh) 2013-07-10
US9011079B2 (en) 2015-04-21
EP2612995A2 (en) 2013-07-10
JP6161897B2 (ja) 2017-07-12
EP2612995A3 (en) 2017-05-17
RU2012158349A (ru) 2014-07-10
EP2612995B1 (en) 2019-01-02
JP2013142392A (ja) 2013-07-22
CN103195507B (zh) 2016-01-20
US20130177384A1 (en) 2013-07-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2619955C2 (ru) Устройство секционного охлаждения и способ охлаждения сопловой лопатки турбины
US11401821B2 (en) Turbine blade
US10648362B2 (en) Spline for a turbine engine
US10655495B2 (en) Spline for a turbine engine
JP2004332737A (ja) ガスタービンエンジンロータの先端隙間を制御するための方法及び装置
US10370978B2 (en) Turbine blade
US20180340437A1 (en) Spline for a turbine engine
US20140000267A1 (en) Transition duct for a gas turbine
US20170107827A1 (en) Turbine blade
US10208605B2 (en) Turbine blade
US20180355741A1 (en) Spline for a turbine engine
US10458291B2 (en) Cover plate for a component of a gas turbine engine
US20180355754A1 (en) Spline for a turbine engine
CN103477031B (zh) 燃气涡轮发动机用低压冷却密封系统
US9518475B2 (en) Re-use of internal cooling by medium in turbine hot gas path components
CN107780978A (zh) 燃气轮机
US20150096306A1 (en) Gas turbine airfoil with cooling enhancement
EP3156607B1 (en) Turbine nozzle with cooling channel coolant distribution plenum
US10808547B2 (en) Turbine engine airfoil with cooling
US9995172B2 (en) Turbine nozzle with cooling channel coolant discharge plenum
US9039370B2 (en) Turbine nozzle

Legal Events

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

Effective date: 20201228