RU2639444C1 - Packing assembly of gas turbine - Google Patents

Packing assembly of gas turbine Download PDF

Info

Publication number
RU2639444C1
RU2639444C1 RU2017108344A RU2017108344A RU2639444C1 RU 2639444 C1 RU2639444 C1 RU 2639444C1 RU 2017108344 A RU2017108344 A RU 2017108344A RU 2017108344 A RU2017108344 A RU 2017108344A RU 2639444 C1 RU2639444 C1 RU 2639444C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
segments
annular
insert
seal assembly
rotor insert
Prior art date
Application number
RU2017108344A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Владимир Анатольевич Синицын
Сергей Петрович Куница
Василий Юрьевич Критский
Original Assignee
Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
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 Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") filed Critical Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО")
Priority to RU2017108344A priority Critical patent/RU2639444C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2639444C1 publication Critical patent/RU2639444C1/en

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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings

Landscapes

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

Abstract

FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: packing assembly of the gas turbine comprises of an annular body (1) fixed to the stator of the turbine with through holes and an above-rotor insert (7) installed therein, which is segmentally arranged. The packing assembly comprises of a device for fixing the segments (8), a composite screen (23), located above the segments (8) of the above-rotor insert and arranged to overlap the gaps between the segments and forming a cavity (25) with the annular body, which communicates with the flow sections via channels (14). The device for fixing the segments (8) in the annular body is made in the form of screws (15) located in the spacer sleeves (16), locks (18) with a hole for the spacer sleeve (16), the lower part of which is installed in the segment (7) of the above-rotor insert by means of a "dovetail" joint and has an annular cut-out (20) in the expanding part.EFFECT: invention provides a high operational reliability of the packing assembly with ceramic composite or ceramic inserts by securely fixing the segments of the above-rotor insert on the annular body, increasing the cooling efficiency of the packing assembly.5 cl, 7 dwg

Description

Изобретение относится к авиадвигателестроению и может быть использовано в конструкциях узла уплотнения турбин авиационных газотурбинных двигателей (ГТД) и газотурбинных установках наземного применения.The invention relates to aircraft engine building and can be used in the construction of a sealing assembly for turbines of aircraft gas turbine engines (GTE) and gas turbine installations for ground use.

Из уровня техники известен узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с закрепленными в нем надроторными вставками, изготовленными из керамического композиционного материала (см. патент GB 2390402 В, МПК F01D 11/08, 23.11.2005). С внутренней стороны надроторной вставки нанесен слой керамического покрытия. Надроторная вставка выполнена с двумя кольцевыми выступами на внешней поверхности обода, расположенными по разные стороны от ее серединной линии и формирующими между собой на ободе полость надроторной вставки. Между кольцевым корпусом и надроторными вставками расположена упругая пружина пластинчатого типа.A gas turbine seal assembly is known from the prior art, comprising an annular body with nadrotor inserts fixed therein made of ceramic composite material (see GB Patent 2,390,402 V, IPC F01D 11/08, 11/23/2005). A layer of ceramic coating is applied on the inside of the nadrotron insert. The nadrotorny insert is made with two annular protrusions on the outer surface of the rim located on different sides of its midline and forming a cavity of the nadrotorny insert on each other on the rim. Between the annular body and nadrotorny inserts is an elastic leaf spring type.

Недостатками предложенной конструкции узла уплотнения газовой турбины являются его низкая эксплуатационная надежность из-за недостаточной фиксации вставок в окружном и осевом направлениях, значительные нагрузки на внешние выступы вставки, вероятность отслаивания или полного истирания керамического покрытия с внутренней стороны вставки и отсутствие системы охлаждения деталей узла уплотнения.The disadvantages of the proposed design of the gas turbine seal assembly are its low operational reliability due to insufficient fixation of the inserts in the circumferential and axial directions, significant loads on the external protrusions of the insert, the likelihood of peeling or complete abrasion of the ceramic coating on the inside of the insert, and the absence of a cooling system for the parts of the seal assembly.

Известен выбранный в качестве прототипа узел уплотнения газовой турбины, содержащий кольцевой корпус с установленной в нем надроторной вставкой, выполненной состоящей из сегментов (см. патент US 4676715 А, МПК F01D 11/12, F01D 25/24, 30.06.1987). Сегменты надроторной вставки закреплены на кольцевом корпусе. Сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала. Над сегментами надроторной вставки расположен составной экран, установленный с возможностью перекрытия зазоров между сегментами надроторной вставки и образующий с кольцевым корпусом полость, сообщенную с проточной частью каналами. В зазорах между сегментами установлены уплотнительные элементы.Known as a prototype is a gas turbine seal assembly comprising an annular housing with a nadrotor insert installed in it made of segments (see US patent 4676715 A, IPC F01D 11/12, F01D 25/24, 06/30/1987). The nadrotor insert segments are mounted on an annular body. The nadrotor insert segments are made of ceramic material. A composite screen is located above the segments of the nadrotor insert, installed with the possibility of overlapping gaps between the segments of the nadrotor insert and forming a cavity in communication with the channel through the channels with the annular body. Sealing elements are installed in the gaps between the segments.

Недостатками данного узла уплотнения газовой турбины являются недостаточная фиксация керамических сегментов в окружном и осевом направлениях, сложность изготовления кольцевого элемента с опорными пальцами как единой детали, низкая ремонтопригодность из-за сложной сборки конструкции, несовершенная система охлаждения. Опорные пальцы и отверстия для подачи охлаждающего воздуха во внутреннюю полость расположены вблизи горячей проточной части, что негативно сказывается на механической прочности нагруженных деталей узла уплотнения.The disadvantages of this gas turbine seal assembly are the insufficient fixation of ceramic segments in the circumferential and axial directions, the complexity of manufacturing an annular element with supporting fingers as a single part, low maintainability due to the complex assembly of the structure, and an imperfect cooling system. The supporting fingers and the holes for supplying cooling air to the internal cavity are located near the hot flow part, which negatively affects the mechanical strength of the loaded parts of the seal assembly.

Задачей изобретения является обеспечение высокой эксплуатационной надежности узла уплотнения газовой турбины с керамическими композиционными или керамическими вставками за счет надежной фиксации сегментов надроторной вставки на кольцевом корпусе, а также повышения эффективности охлаждения узла уплотнения.The objective of the invention is to ensure high operational reliability of the gas turbine seal assembly with ceramic composite or ceramic inserts due to the reliable fixation of the rotor insert segments on the ring casing, as well as to increase the cooling efficiency of the seal assembly.

Поставленная задача решается тем, что узел уплотнения газовой турбины, содержащий закрепленный на статоре турбины кольцевой корпус со сквозными отверстиями и установленной в нем надроторной вставкой, выполненной сегментарно, устройство для фиксации сегментов надроторной вставки, составной экран, расположенный над сегментами надроторной вставки и установленный с возможностью перекрытия зазоров между сегментами и образующий с кольцевым корпусом полость, сообщенную с проточной частью каналами, а в зазорах между сегментами установлены уплотнительные элементы, согласно изобретению снабжен штифтом, внутри которого выполнена полость с горизонтальными отверстиями для подвода охлаждающего воздуха, установленным на кольцевом корпусе, устройство для фиксации сегментов в кольцевом корпусе выполнено в виде винтов, установленных с возможностью крепления в одной из стенок кольцевого корпуса, расположенных в распорных втулках, замков с отверстием для распорной втулки, нижняя часть которых установлена в сегменте надроторной вставки посредством соединения «ласточкин хвост» и имеет кольцевой вырез в расширяющейся части, при этом на составном экране выполнены вырезы под замки.The problem is solved in that the gas turbine seal assembly comprising an annular body fixed to the turbine stator with through holes and a rotary insert installed therein, made segmental, a device for fixing segments of the rotor insert, a composite screen located above the segments of the rotor insert and installed with the possibility overlapping the gaps between the segments and forming a cavity with an annular body connected to the flowing part of the channels, and in the gaps between the segments are installed the sealing elements, according to the invention, is equipped with a pin, inside which a cavity is made with horizontal openings for supplying cooling air mounted on an annular housing, a device for fixing segments in an annular housing is made in the form of screws mounted with the possibility of fastening in one of the walls of the annular housing located in spacer sleeves, locks with a hole for the spacer sleeve, the lower part of which is installed in the segment of the supra-rotor insert by means of the dovetail connection It has an annular recess in the expanding portion, with the screen on the composite formed by cutouts locks.

Кроме того, сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала или из керамического композиционного материала.In addition, the segments of the nadrotor insert are made of ceramic material or of ceramic composite material.

Распорные втулки снабжены буртом, выполненным на ее торце, прижатом головкой винта к внешней части задней стенки кольцевого корпуса, при этом другим торцом распорные втулки прижаты к внутренней части передней стенки кольцевого корпуса.The spacer sleeves are provided with a shoulder made on its end face, pressed by the screw head to the outer part of the rear wall of the annular housing, while the other end spacers are pressed against the inner part of the front wall of the annular housing.

При этом замок крепится к кольцевому корпусу по меньшей мере двумя винтами.In this case, the lock is attached to the annular housing with at least two screws.

Сущность предложенного технического решения поясняется чертежами:The essence of the proposed technical solution is illustrated by drawings:

Фиг. 1 - узел уплотнения турбины, вид спереди;FIG. 1 - turbine seal assembly, front view;

Фиг. 2 - узел уплотнения турбины, вид сзади;FIG. 2 - turbine seal assembly, rear view;

Фиг. 3 - разрез А-А на фиг. 1;FIG. 3 is a section AA in FIG. one;

Фиг. 4 - разрез Б-Б на фиг. 1;FIG. 4 is a section BB in FIG. one;

Фиг. 5 - сегментированный экран, вид сверху;FIG. 5 - segmented screen, top view;

Фиг. 6 - сегментированный экран, вид спереди;FIG. 6 - segmented screen, front view;

Фиг. 7 - схема охлаждения узла уплотнения газовой турбины.FIG. 7 is a cooling diagram of a gas turbine seal assembly.

Узел уплотнения газовой турбины содержит кольцевой корпус 1 со сквозными отверстиями (фиг. 1), закрепленный на статоре турбины (не показан на чертежах). Узел уплотнения крепится к корпусу статора турбины при помощи кольцевого выступа 2 (фиг. 3), расположенного в верхней части кольцевого корпуса 1, и штифта 3, предназначенного для подвода охлаждающего воздуха в узел уплотнения. Штифт 3 установлен в отверстии 4, выполненном в верхней части кольцевого корпуса 1. Внутри штифта 3 выполнена полость 5. В нижней части полости 5 выполнены горизонтальные отверстия 6 для подвода охлаждающего воздуха и равномерного его распределения.The gas turbine seal assembly comprises an annular housing 1 with through holes (Fig. 1), mounted on a turbine stator (not shown in the drawings). The seal assembly is attached to the turbine stator housing by means of an annular protrusion 2 (Fig. 3) located in the upper part of the annular housing 1 and a pin 3 for supplying cooling air to the seal assembly. The pin 3 is installed in the hole 4, made in the upper part of the annular body 1. Inside the pin 3, a cavity 5 is made. Horizontal holes 6 are made in the lower part of the cavity 5 for supplying cooling air and its uniform distribution.

На кольцевом корпусе 1 установлена надроторная вставка 7 (фиг. 2), выполнена сегментарно, из керамического композиционного или керамического материала. Сегменты 8 надроторной вставки 7 образуют кольцо вокруг лопаток ротора турбины.A nadrotor insert 7 is installed on the annular body 1 (Fig. 2), made segmentally, from a ceramic composite or ceramic material. Segments 8 of the rotor insert 7 form a ring around the turbine rotor blades.

В зазорах 9 между сегментами 8 установлены уплотнительные элементы 10. Они расположены в вырезах 11, выполненных на торцах сегментов 8 надроторной вставки 7. Уплотнительные элементы 10 выполнены из жаропрочного материала и препятствуют чрезмерному нагреву элементов узла уплотнения от газового потока.In the gaps 9 between the segments 8, sealing elements 10 are installed. They are located in the cutouts 11 made at the ends of the segments 8 of the rotor insert 7. The sealing elements 10 are made of heat-resistant material and prevent excessive heating of the elements of the seal assembly from the gas stream.

В передней 12 и задней 13 стенках кольцевого корпуса 1 выполнены под углом к оси турбины каналы 14 для выхода охлаждающего воздуха.In the front 12 and rear 13 walls of the annular housing 1, channels 14 for cooling air exit are made at an angle to the axis of the turbine.

Сегменты 8 надроторной вставки 7 крепятся к кольцевому корпусу 1 при помощи устройства для фиксации. Устройство для фиксации сегментов выполнено в виде винтов 15, проходящих через сквозное отверстие в задней 13 стенке кольцевого корпуса 1. Каждый сегмент 8 надроторной вставки 7 закреплен по меньшей мере двумя винтами. Винты 15 закреплены в отверстиях в передней стенке 12 кольцевого корпуса 1, в которых выполнена резьба. Винты 15 контрятся попарно.The segments 8 of the rotor insert 7 are attached to the annular body 1 by means of a locking device. The device for fixing the segments is made in the form of screws 15 passing through the through hole in the rear 13 of the wall of the annular body 1. Each segment 8 of the nadrotorny insert 7 is fixed with at least two screws. The screws 15 are fixed in the holes in the front wall 12 of the annular housing 1, in which the thread is made. Screws 15 are countered in pairs.

Винты 15 расположены в распорной втулке 16 с буртом 17, выполненным на одном из ее торцов (фиг. 4). Распорная втулка 16 проходит через отверстие в задней стенке 13 кольцевого корпуса 1. При этом буртом 17 распорные втулки 16 прижаты к внешней части задней стенки 13 кольцевого корпуса 1, а вторым торцом упираются во внутреннюю часть передней стенки 12 кольцевого корпуса 1. Втулка 16 фиксирует расстояние между стенками кольцевого корпуса 1, исключая их сближение из-за стягивания винтом 15.The screws 15 are located in the spacer sleeve 16 with a shoulder 17 made at one of its ends (Fig. 4). The spacer sleeve 16 passes through an opening in the rear wall 13 of the annular housing 1. At the same time, the collar 17 is pressed against the outer part of the rear wall 13 of the annular housing 1, and the second end abuts against the inner part of the front wall 12 of the annular housing 1. The sleeve 16 fixes the distance between the walls of the annular housing 1, excluding their rapprochement due to tightening by the screw 15.

Кроме того, устройство для надежной фиксации сегментов 8 надроторной вставки 7 на кольцевом корпусе выполнено в виде замков 18. В верхней части замка 18 выполнено по меньшей мере два отверстия для установленных в них распорных втулок 16 с расположенными в них винтами 15. При этом нижняя часть замков 18 установлена в продольном вырезе 19 сегментов 8 надроторной вставки 7 посредством соединения «ласточкин хвост». В расширяющейся нижней части замка выполнен кольцевой вырез 20, снижающий напряжение на вставку 8 при температурном расширении, во избежание давления на стенки продольного выреза 20 сегмента 8.In addition, a device for reliably fixing segments 8 of the rotor insert 7 on the annular body is made in the form of locks 18. At least two openings are made in the upper part of the lock 18 for the spacer sleeves 16 installed in them with the screws 15 located in them. the locks 18 is installed in the longitudinal cutout of 19 segments 8 of the rotor insert 7 by means of the dovetail connection. An annular cutout 20 is made in the expanding lower part of the lock, which reduces stress on the insert 8 during thermal expansion, in order to avoid pressure on the walls of the longitudinal cutout 20 of segment 8.

Кроме того, сегменты 8 зафиксированы в кольцевом корпусе выступами 21, расположенными в задней части сегментов 8, которые входят в пазы 22, выполненные на задней стенке 13 кольцевого корпуса 1, фиксируя сегменты 8 от смещения относительно кольцевого корпуса 1 в окружном направлении.In addition, the segments 8 are fixed in the annular casing by protrusions 21 located in the rear of the segments 8, which enter the grooves 22 made on the rear wall 13 of the annular casing 1, fixing the segments 8 from being displaced relative to the annular casing 1 in the circumferential direction.

С наружной стороны над сегментами расположен составной экран 23 (фиг. 5, 6). Он установлен с возможностью перекрытия зазоров между сегментами, для предотвращения утечек охлаждающего воздуха в проточную часть турбины. Составной экран 23 представляет собой сегментированное уплотнительное кольцо с прямоугольными вырезами 24 под замки 18. Составной экран 23 также препятствует смещению замка 18 относительно кольцевого корпуса 1 в осевом направлении. Составной экран 23 образует с кольцевым корпусом 1 полость 25, сообщенную с проточной частью каналами 14.On the outside above the segments is a composite screen 23 (Fig. 5, 6). It is installed with the possibility of overlapping gaps between the segments, to prevent leakage of cooling air into the flow part of the turbine. The composite screen 23 is a segmented sealing ring with rectangular cutouts 24 for the locks 18. The composite screen 23 also prevents the lock 18 from being displaced relative to the annular body 1 in the axial direction. The composite screen 23 forms a cavity 25 with the annular body 1, in communication with the flow part of the channels 14.

Устройство работает следующим образом. При работе турбины охлаждающий воздух подается из компрессора через штифты 3 (фиг. 7). Через горизонтальные отверстия 6 в нижней части его полости воздух равномерно поступает в полость 25 между стенками кольцевого корпуса 1 для эффективного охлаждения. Через наклонные отверстия 14, выполненные в передней 12 и задней 13 стенках кольцевого корпуса 1, выходит охлаждающий воздух и омывает нагретые поверхности сегментов 8. Составной экран 23 предотвращает утечки охлаждающего воздуха в проточную часть.The device operates as follows. During operation of the turbine, cooling air is supplied from the compressor via pins 3 (Fig. 7). Through horizontal holes 6 in the lower part of its cavity, air evenly enters the cavity 25 between the walls of the annular body 1 for effective cooling. Through the inclined holes 14, made in the front 12 and rear 13 walls of the annular housing 1, cooling air comes out and washes the heated surfaces of the segments 8. The composite screen 23 prevents the leakage of cooling air into the flow part.

Claims (5)

1. Узел уплотнения газовой турбины, содержащий закрепленный на статоре турбины кольцевой корпус со сквозными отверстиями и установленной в нем надроторной вставкой, выполненной сегментарно, устройство для фиксации сегментов надроторной вставки, составной экран, расположенный над сегментами надроторной вставки и установленный с возможностью перекрытия зазоров между сегментами и образующий с кольцевым корпусом полость, сообщенную с проточной частью каналами, при этом в зазорах между сегментами установлены уплотнительные элементы, отличающийся тем, что он снабжен штифтом, внутри которого выполнена полость с горизонтальными отверстиями для подвода охлаждающего воздуха, установленным на кольцевом корпусе, устройство для фиксации сегментов в кольцевом корпусе выполнено в виде винтов, установленных с возможностью крепления в одной из стенок кольцевого корпуса, расположенных в распорных втулках, замков с отверстием для распорной втулки, нижняя часть которых установлена в сегменте надроторной вставки посредством соединения «ласточкин хвост» и имеет кольцевой вырез в расширяющейся части, при этом на составном экране выполнены вырезы под замки.1. The gas turbine seal assembly, comprising an annular housing fixed to the turbine stator with through holes and a rotor insert installed therein, made segmentally, a device for fixing segments of the rotor insert, a composite screen located above the segments of the rotor insert and installed with the possibility of overlapping gaps between the segments and forming a cavity with an annular body in communication with the flow part of the channels, while sealing elements are installed in the gaps between the segments, exl characterized in that it is provided with a pin, inside which a cavity is made with horizontal openings for supplying cooling air mounted on an annular case, a device for fixing segments in an annular case is made in the form of screws mounted with the possibility of fastening in one of the walls of the annular case located in spacer sleeves, locks with a hole for the spacer sleeve, the lower part of which is installed in the segment of the supra-rotor insert by means of a dovetail connection and has an annular cut in p sshiryayuscheysya part, while in the composite screen cutouts for locks. 2. Узел уплотнения по п. 1, отличающийся тем, что сегменты надроторной вставки выполнены из керамического материала.2. The seal assembly according to claim 1, characterized in that the segments of the nadrotor insert are made of ceramic material. 3. Узел уплотнения по п. 1, отличающийся тем, что сегменты надроторной вставки выполнены из керамического композиционного материала.3. The seal assembly according to claim 1, characterized in that the segments of the nadrotor insert are made of ceramic composite material. 4. Узел уплотнения по п. 1, отличающийся тем, что распорные втулки снабжены буртом, выполненным на ее торце и прижатым головкой винта к внешней части задней стенки кольцевого корпуса, при этом другим торцом распорные втулки прижаты к внутренней части передней стенки кольцевого корпуса.4. The seal assembly according to claim 1, characterized in that the spacer sleeves are provided with a shoulder made at its end and pressed by the screw head to the outer part of the rear wall of the annular housing, with the other end spacers pressed against the inner part of the front wall of the annular housing. 5. Узел уплотнения по п. 1, отличающийся тем, что замок крепится к кольцевому корпусу по меньшей мере двумя винтами.5. The seal assembly according to claim 1, characterized in that the lock is attached to the annular housing with at least two screws.
RU2017108344A 2017-03-14 2017-03-14 Packing assembly of gas turbine RU2639444C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017108344A RU2639444C1 (en) 2017-03-14 2017-03-14 Packing assembly of gas turbine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017108344A RU2639444C1 (en) 2017-03-14 2017-03-14 Packing assembly of gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2639444C1 true RU2639444C1 (en) 2017-12-21

Family

ID=63857323

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017108344A RU2639444C1 (en) 2017-03-14 2017-03-14 Packing assembly of gas turbine

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2639444C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU184419U1 (en) * 2018-05-18 2018-10-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Nudotor insert gas turbine engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4676715A (en) * 1985-01-30 1987-06-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Turbine rings of gas turbine plant
RU2166101C2 (en) * 1999-06-01 2001-04-27 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Connection unit for steam turbine stator parts
GB2390402A (en) * 2002-07-02 2004-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Gas turbine shroud structure
RU101087U1 (en) * 2010-08-20 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Климов" GAS TURBINE STATOR

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4676715A (en) * 1985-01-30 1987-06-30 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation Turbine rings of gas turbine plant
RU2166101C2 (en) * 1999-06-01 2001-04-27 Акционерное общество открытого типа "Ленинградский Металлический завод" Connection unit for steam turbine stator parts
GB2390402A (en) * 2002-07-02 2004-01-07 Ishikawajima Harima Heavy Ind Gas turbine shroud structure
RU101087U1 (en) * 2010-08-20 2011-01-10 Открытое акционерное общество "Климов" GAS TURBINE STATOR

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU184419U1 (en) * 2018-05-18 2018-10-25 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Nudotor insert gas turbine engine
RU184419U9 (en) * 2018-05-18 2018-11-14 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" Gas turbine engine rotor insert

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8251652B2 (en) Gas turbine vane platform element
US7082771B2 (en) Combustion chamber
RU2558731C2 (en) Mounting structure of nozzle guide vanes at inlet channel of radial gas turbine of engine
US10662795B2 (en) Rotary assembly for a turbomachine
RU2714792C2 (en) Blade unit of compressor of axial turbomachine, compressor of axial turbomachine and axial turbomachine
KR20150054671A (en) Methods and systems for sealing a rotary machine using a segmented seal ring
RU2499890C2 (en) Gas turbine equipped with safety plate between root of blade and disc
JP2015510984A (en) Gas turbine arrangement and corresponding gas turbine to reduce stress in turbine disc
US6655911B2 (en) Stator vane for an axial flow turbine
KR101985109B1 (en) First stage turbine vane support structure and gas turbine including the same
RU2639444C1 (en) Packing assembly of gas turbine
US8632075B2 (en) Seal assembly and method for flowing hot gas in a turbine
US20180119567A1 (en) Ellipsoidal inner central blade storage space
RU2640974C1 (en) Gas turbine sealing assembly
JP2015113835A (en) Steam turbine and methods of assembling the same
US20180066523A1 (en) Two pressure cooling of turbine airfoils
CN110906364B (en) Metal insulating brick for a combustion chamber of a gas turbine
EP3379150A1 (en) Gas turbine
JP6329565B2 (en) Inner casing of a steam turbine engine
RU2538985C1 (en) High-temperature turbine stator
RU2794021C2 (en) Metal heat insulating tiles for gas turbine combustion chamber
KR20190103761A (en) Seal plate of turbine, turbine and gas turbine comprising it
US9771817B2 (en) Methods and system for fluidic sealing in gas turbine engines
US10837300B2 (en) Seal pressurization in box shroud
CN113006876A (en) Improved rotor blade sealing structure