RU2652736C2 - Роторное колесо, ротор газовой турбины и способ продувки ротора газовой турбины - Google Patents

Роторное колесо, ротор газовой турбины и способ продувки ротора газовой турбины Download PDF

Info

Publication number
RU2652736C2
RU2652736C2 RU2013113938A RU2013113938A RU2652736C2 RU 2652736 C2 RU2652736 C2 RU 2652736C2 RU 2013113938 A RU2013113938 A RU 2013113938A RU 2013113938 A RU2013113938 A RU 2013113938A RU 2652736 C2 RU2652736 C2 RU 2652736C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
radial
grooves
wheel
flow
Prior art date
Application number
RU2013113938A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013113938A (ru
Inventor
Нарендра АРЕ
Кеннет МУР
Мэттью Раян ФЕРСЛЬЮ
Джон Клисби БЛЭНТОН
Сеюнг-Ву ЧОИ
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 RU2013113938A publication Critical patent/RU2013113938A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2652736C2 publication Critical patent/RU2652736C2/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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/10—Heating, e.g. warming-up before starting
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками. Способ продувки ротора газовой турбины включает подачу потока сжатого воздуха между смежными роторными колесами ротора в радиальном нижнем направлении на первой стороне каждого колеса и в радиальном верхнем направлении на второй стороне каждого колеса, обеспечение прохождения указанного потока через изогнутые канавки на первой стороне каждого роторного колеса и обеспечение прохождения указанного потока через радиальные канавки на второй стороне каждого роторного колеса. Указанные роторные колеса, содержащие изогнутые лопатки и канавки со стороны продувочного потока в радиальном нижнем направлении, а также радиальные лопатки и канавки со стороны продувочного потока в радиальном верхнем направлении, улучшают характеристики потока путем преобразования напора тангенциальной скорости в статическое давление. Указанные роторные колеса также увеличивают срок службы ротора и улучшают вибрационные характеристики путем регулирования температуры роторного колеса благодаря улучшенной передаче тепла к отверстиям колес. Радиальные канавки со стороны потока в радиальном направлении вверх обеспечивают уменьшение себестоимости станочной обработки и время производственного цикла с одновременным уменьшением потери давления продувочного потока. Углубленные части радиальных канавок и изогнутые лопатки снижают вес роторных колес и улучшают температурную характеристику указанных отверстий роторных колес. Указанная продувочная система ротора также улучшает возможность работы газовой турбины в режиме быстрого запуска. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
[0001] Данное изобретение относится к устройству и способу продувки ротора газовой турбины.
ПРЕДПОСЫЛКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0002] Во время режима пуска или останова некоторый локальный объем отдельного роторного колеса подвергается воздействию более высокой или более низкой температуры, чем основная масса указанного колеса. Это обстоятельство создает большой перепад температур, который приводит в результате к большому локальному термическому напряжению наряду с образованием изгиба колеса, которые ухудшают не только малоцикловую усталость и устойчивость к повреждениям указанного колеса, но также переходный режим колеса. Для уменьшения перепада температур для узла роторных колес требуется вторичная проточная система, обеспечивающая охлаждение/нагревание массы колеса во время переходного режима.
[0003] В газовой турбине указанный роторный узел во время полного рабочего диапазона испытывает воздействие температур более высоких, чем это допускает теплоемкость материала. По сути, указанные компоненты ротора подвержены малоцикловой усталости, возникновению хрупкости и пластической деформации, которые ухудшают эксплуатационные характеристики указанной системы. Для роторных колес роторного узла требуется система терморегулирования, обеспечивающая охлаждение/нагревание колес во время всего рабочего диапазона.
[0004] В газотурбинных двигателях обычно обеспечивают отведение воздуха из компрессора (компрессоров) и его подачу к турбине (турбинам) газотурбинного двигателя для создания уплотнения и регулирования температуры турбины (турбин). Указанный отводимый воздух должен подаваться к турбине (турбинам) из компрессора (компрессоров) с минимальной потерей давления, так что он имеет давление, достаточное для того, чтобы обеспечить подачу охлаждающего воздуха и создание уплотнения у турбины (турбин).
[0005] В одном выпускном устройстве указанный выпускаемый воздух отводится из компрессора (компрессоров) в целом в радиально внутреннем направлении и затем подается ниже по потоку через центральную часть двигателя, например через приводные валы или другие подходящие средства, к турбине (турбинам). Воздух проводят, как правило, в радиальном направлении через устройство для ослабления завихрения, чтобы свести к минимуму потери давления в воздухе. Осевой компрессор содержит ротор, имеющий ступени из разнесенных в окружном направлении и проходящих в радиально наружном направлении роторных лопаток, а также корпус, окружающий указанный ротор и роторные лопатки на расстоянии от них. Указанный ротор содержит по меньшей мере два смежных в осевом направлении роторных диска, ограничивающих между собой камеру, и воздухоотвод, составляющий с ротором одно целое и предназначенный для отведения части воздуха из компрессора и подачи его в радиально внутреннем направлении к указанной камере. Указанные два смежных роторных диска имеют противоположные проходящие в радиальном направлении поверхности, по меньшей мере одна из которых выполнена с формой по контуру, обеспечивающей направление указанного воздуха в радиально внутреннем направлении для предотвращения образования свободного завихрения внутри указанной камеры с уменьшением тем самым потерь давления в воздухе, проходящем через указанную камеру. Так, в патенте США №5593274, который можно принять за ближайший аналог, раскрывается роторный диск, имеющий радиальные канавки, расположенные с обеих сторон диска, для пропускания через них потока, соответственно, вверх и вниз, чтобы свести к минимуму потери давления.
[0006] Контур по меньшей мере одной из проходящих в радиальном направлении поверхностей может содержать разнесенные в окружном направлении и проходящие в радиальном направлении лопатки. Указанные лопатки проходят в осевом направлении от по меньшей мере одной из указанных противоположных проходящих в радиальном направлении поверхностей по существу на небольшую часть осевого расстояния между указанными противоположными поверхностями смежных роторных дисков.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0007] В соответствии с одним вариантом выполнения изобретения роторное колесо для ротора газовой турбины имеет первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками. Первая сторона выполнена с обеспечением воздействия на нее потока сжатого воздуха, проходящего через ротор в радиальном нижнем направлении роторного колеса, а вторая сторона выполнена с обеспечением воздействия на нее потока сжатого воздуха, проходящего через ротор в радиальном верхнем направлении от роторного колеса.
[0008] В соответствии с другим вариантом выполнения изобретения способ продувки ротора газовой турбины включает подачу потока сжатого воздуха между смежными роторными колесами в радиальном нижнем направлении на первую сторону каждого колеса и в радиальном верхнем направлении на вторую сторону каждого колеса, обеспечение прохождения указанного потока через изогнутые канавки на первой стороне каждого роторного колеса и прохождение указанного потока через радиальные канавки на второй стороне каждого роторного колеса.
Таким образом, благодаря предложенной конструкции роторного колеса, обеспечивается не только уменьшение потери давления продувочного потока за счет радиальных канавок, но и повышается относительная скорость потока у отверстия колеса, за счет изогнутых канавок, с увеличением завихрения потока у указанного отверстия для повышения передачи тепла к отверстиям колеса. Тем самым обеспечивается эффективная система терморегулирования.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
[0009] Фиг. 1 изображает ротор газовой турбины, содержащий роторные колеса, в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения изобретения;
[0010] фиг. 2 изображает роторное колесо со стороны потока в радиальном верхнем направлении в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения изобретения;
[0011] фиг. 3 изображает радиальную лопатку роторного колеса, показанного на фиг. 2, со стороны потока в радиальном верхнем направлении;
[0012] фиг. 4 изображает роторное колесо со стороны потока в радиальном нижнем направлении в соответствии с иллюстративным вариантом выполнения данного изобретения; и
[0013] фиг. 5 изображает изогнутую лопатку роторного колеса, показанного на фиг. 4, со стороны потока в радиальном нижнем направлении.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
[0014] В соответствии с фиг. 1 ротор 2 газовой турбины содержит роторные колеса 4, выровненные в осевом направлении. Между противоположными радиальными поверхностями R1, R2, R3 колес 4 обеспечивается подача продувочного потока 6. В соответствии с фиг. 2 радиальная поверхность R1 колеса 4 расположена на нем со стороны потока в радиальном верхнем направлении, так как продувочный поток 6 проходит в радиальном направлении вверх или наружу относительно отверстия колеса 4. Колесо 4 со стороны потока в радиальном верхнем направлении содержит радиальные лопатки 8, которые имеют радиальные канавки 12 (фиг. 3), проходящие между радиальными лопатками 8.
[0015] Радиальные лопатки 8 могут иметь углубления 10, которые могут быть, например, получены механической обработкой или вырезаны из радиальных канавок 8 для снижения веса колес 4 и улучшения температурной характеристики отверстий колес. Радиальные канавки 12 могут быть выполнены, например, фрезерованием. Такое решение обеспечивает уменьшение себестоимости станочной обработки и время производственного цикла. Радиальные канавки 12 также уменьшают потерю давления продувочного потока 6. Кроме того, канавки 12 могут быть более простыми в изготовлении, чем изогнутые канавки 18. Например, радиальные канавки 12 могут быть выполнены фрезерованием за один проход, тогда как изогнутые канавки 18 могут потребовать несколько проходов, например 3-4 прохода.
[0016] В соответствии с фиг. 4 и 5 колесо 4 со стороны потока в радиальном нижнем направлении, например радиальная поверхность R3, содержит изогнутые лопатки 14, которые разделены изогнутыми канавками 18. Продувочный поток 6 проходит в радиальном нижнем направлении, так как продувочный поток 6 проходит в радиальном направлении вниз или внутрь относительно отверстия колеса 4. Кроме того, изогнутые лопатки 14 могут иметь углубления 16, которые могут быть, например, получены механической обработкой или вырезаны из изогнутых канавок 14. Каждая из изогнутых канавок 18 имеет вход 20 лопатки и выход 22, расположенный под углом к отверстию роторного колеса и в направлении вращения роторного колеса. Указанная изогнутая канавка имеет 6 конструктивных параметров, включающих угол θ1 входа, радиусы кривизны R1, R2 канавки, ширину W канавки, глубину D канавки и угол θ2 выхода, которые могут быть выполнены с возможностью сведения к минимуму потерь при вхождении продувочного потока 6 и преобразования тангенциальной скорости потока 6 в статическое давление путем создания завихрения у входа 20 лопатки. Указанный выход 22, расположенный под углом, повышает относительную скорость потока у отверстия колеса 4 и увеличивает завихрение потока у указанного отверстия для повышения передачи тепла к отверстиям колеса.
[0017] Указанные роторные колеса, содержащие изогнутые лопатки и канавки со стороны продувочного потока в радиальном нижнем направлении, а также радиальные лопатки и канавки со стороны продувочного потока в радиальном верхнем направлении, улучшают характеристики указанного потока путем преобразования напора тангенциальной скорости в статическое давление. Указанные роторные колеса также увеличивают срок службы ротора и улучшают вибрационные характеристики путем регулирования температуры роторного колеса благодаря улучшенной передачи тепла к отверстиям колес. Указанные радиальные канавки со стороны потока в радиальном направлении вверх обеспечивают уменьшение себестоимости станочной обработки и время производственного цикла с одновременным уменьшением потери давления продувочного потока. Указанные углубленные части радиальных канавок и изогнутые лопатки снижают вес роторных колес и улучшают температурную характеристику указанных отверстий роторных колес. Указанная продувочная система ротора также улучшает возможность работы газовой турбины в режиме быстрого запуска.
[0018] Хотя данное изобретение описано в отношении считающихся в настоящее время наиболее практичными и предпочтительными вариантами выполнения, следует понимать, что данное изобретение не ограничивается рассмотренными вариантами выполнения. Подразумевается, что данное изобретение распространяется на различные модификации и эквивалентные конструкции, подпадающие под сущность и объем прилагаемой формулы изобретения.

Claims (19)

1. Роторное колесо для ротора газовой турбины, имеющее
первую сторону, имеющую изогнутые лопатки, разделенные изогнутыми канавками, и
вторую сторону, имеющую радиальные лопатки, разделенные радиальными канавками, причем первая сторона выполнена с обеспечением воздействия на нее потока сжатого воздуха, проходящего через ротор в радиальном нижнем направлении роторного колеса, а вторая сторона выполнена с обеспечением воздействия на нее потока сжатого воздуха в радиальном верхнем направлении роторного колеса.
2. Роторное колесо по п. 1, в котором каждая их указанных изогнутых канавок имеет выход, расположенный под углом к отверстию роторного колеса и выполненный с обеспечением завихрения продувочного потока и увеличения передачи тепла между указанным отверстием роторного колеса и продувочным потоком.
3. Роторное колесо по п. 1, в котором каждая из изогнутых лопаток и каждая из радиальных лопаток имеет углубление.
4. Роторное колесо по п. 3, в котором каждое углубление выполнено путем механической обработки.
5. Роторное колесо по п. 4, в котором каждое углубление выполнено путем фрезерования.
6. Роторное колесо по п. 1, в котором каждая из радиальных канавок и каждая из изогнутых канавок выполнена путем механической обработки.
7. Роторное колесо по п. 6, в котором каждая из радиальных канавок и каждая из изогнутых канавок выполнена путем фрезерования.
8. Ротор газовой турбины, содержащий роторные колеса по п. 1.
9. Способ продувки ротора газовой турбины, включающий
обеспечение прохождения потока сжатого воздуха между смежными роторными колесами в радиальном нижнем направлении на первой стороне каждого колеса и в радиальном верхнем направлении на второй стороне каждого колеса,
обеспечение прохождения указанного потока через изогнутые канавки на первой стороне каждого роторного колеса и
обеспечение прохождения указанного потока через радиальные канавки на второй стороне каждого роторного колеса.
10. Способ по п. 9, в котором при обеспечении прохождения потока через изогнутые канавки преобразуют динамический напор за счет тангенциальной скорости указанного потока на входе каждой изогнутой канавки в статическое давление.
11. Способ по п. 10, в котором при обеспечении прохождения потока через изогнутые канавки направляют указанный поток из изогнутых канавок под углом к отверстию роторного колеса и в направлении вращения роторного колеса.
12. Способ по п. 9, в котором указанные изогнутые канавки выполнены между изогнутыми лопатками на первой стороне каждого роторного колеса.
13. Способ по п. 12, в котором указанные радиальные канавки выполнены между радиальными лопатками на второй стороне каждого роторного колеса.
14. Способ по п. 13, в котором каждая из изогнутых лопаток и каждая из радиальных лопаток имеет углубление.
RU2013113938A 2012-03-29 2013-03-28 Роторное колесо, ротор газовой турбины и способ продувки ротора газовой турбины RU2652736C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/433,829 2012-03-29
US13/433,829 US9085983B2 (en) 2012-03-29 2012-03-29 Apparatus and method for purging a gas turbine rotor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013113938A RU2013113938A (ru) 2014-10-10
RU2652736C2 true RU2652736C2 (ru) 2018-04-28

Family

ID=48092698

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013113938A RU2652736C2 (ru) 2012-03-29 2013-03-28 Роторное колесо, ротор газовой турбины и способ продувки ротора газовой турбины

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9085983B2 (ru)
EP (1) EP2644827B1 (ru)
JP (1) JP6162990B2 (ru)
CN (1) CN103362558B (ru)
RU (1) RU2652736C2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9657746B2 (en) * 2014-08-29 2017-05-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor rotor with anti-vortex fins
US9850760B2 (en) * 2015-04-15 2017-12-26 Honeywell International Inc. Directed cooling for rotating machinery
JP6468532B2 (ja) 2015-04-27 2019-02-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 圧縮機ロータ、圧縮機、及びガスタービン
JP6773404B2 (ja) 2015-10-23 2020-10-21 三菱パワー株式会社 圧縮機ロータ、これを備えるガスタービンロータ、及びガスタービン
JP6554736B2 (ja) 2015-10-23 2019-08-07 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービンロータ、ガスタービン、及びガスタービン設備
JP6598174B2 (ja) * 2016-03-30 2019-10-30 三菱重工業株式会社 圧縮機ロータ、圧縮機、及びガスタービン
US10024170B1 (en) * 2016-06-23 2018-07-17 Florida Turbine Technologies, Inc. Integrally bladed rotor with bore entry cooling holes
CN112283157B (zh) * 2020-12-29 2021-04-02 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 压气机引气结构和航空发动机

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5593274A (en) * 1995-03-31 1997-01-14 General Electric Co. Closed or open circuit cooling of turbine rotor components
DE19617539A1 (de) * 1996-05-02 1997-11-13 Asea Brown Boveri Rotor für eine thermische Turbomaschine
US20020076318A1 (en) * 2000-12-18 2002-06-20 Kiritkumar Patel Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils
US20030223856A1 (en) * 2002-05-30 2003-12-04 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and method of bleeding gas therefrom
RU2423617C2 (ru) * 2009-09-10 2011-07-10 Владимир Леонидович Письменный Способ охлаждения турбины

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE854445C (de) * 1948-11-27 1952-11-04 Brown Ag Fluessigkeitsgekuehlter Gasturbinenlaeufer
US3647313A (en) 1970-06-01 1972-03-07 Gen Electric Gas turbine engines with compressor rotor cooling
DE2633222A1 (de) * 1976-07-23 1978-01-26 Kraftwerk Union Ag Gasturbinenanlage mit kuehlung der turbinenteile
GB2207465B (en) 1987-07-18 1992-02-19 Rolls Royce Plc A compressor and air bleed arrangement
DE4010238A1 (de) 1990-03-30 1991-10-02 Bielefeldt Ernst August Wirbelkammerabscheider
US5201845A (en) 1991-10-30 1993-04-13 General Electric Company Low pressure drop radial inflow air-oil separating arrangement and separator employed therein
US5257903A (en) 1991-10-30 1993-11-02 General Electric Company Low pressure drop radial inflow air-oil separating arrangement and separator employed therein
US5402638A (en) 1993-10-04 1995-04-04 General Electric Company Spillage drag reducing flade engine
JP4040773B2 (ja) * 1998-12-01 2008-01-30 株式会社東芝 ガスタービンプラント
US6361277B1 (en) * 2000-01-24 2002-03-26 General Electric Company Methods and apparatus for directing airflow to a compressor bore
US6338609B1 (en) 2000-02-18 2002-01-15 General Electric Company Convex compressor casing
US6540477B2 (en) 2001-05-21 2003-04-01 General Electric Company Turbine cooling circuit
JP2004027927A (ja) * 2002-06-25 2004-01-29 Hitachi Ltd 内周抽気導入装置及びこれを用いた圧縮機
FR2858358B1 (fr) 2003-07-28 2005-09-23 Snecma Moteurs Procede de refroidissement, par air refroidi en partie dans un echangeur externe, des parties chaudes d'un turboreacteur, et turboreacteur ainsi refroidi
EP1806578A4 (en) 2004-09-30 2010-10-13 Fujifilm Corp MULTI-LAYER ANALYTICAL ELEMENT
US7775758B2 (en) * 2007-02-14 2010-08-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Impeller rear cavity thrust adjustor
CN101173629B (zh) * 2007-03-19 2010-12-08 安保民 倍速传递转子付旋转内燃机
US7708519B2 (en) * 2007-03-26 2010-05-04 Honeywell International Inc. Vortex spoiler for delivery of cooling airflow in a turbine engine
US7993102B2 (en) 2009-01-09 2011-08-09 General Electric Company Rotor cooling circuit
US9145771B2 (en) * 2010-07-28 2015-09-29 United Technologies Corporation Rotor assembly disk spacer for a gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5593274A (en) * 1995-03-31 1997-01-14 General Electric Co. Closed or open circuit cooling of turbine rotor components
DE19617539A1 (de) * 1996-05-02 1997-11-13 Asea Brown Boveri Rotor für eine thermische Turbomaschine
US20020076318A1 (en) * 2000-12-18 2002-06-20 Kiritkumar Patel Further cooling of pre-swirl flow entering cooled rotor aerofoils
US20030223856A1 (en) * 2002-05-30 2003-12-04 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and method of bleeding gas therefrom
RU2423617C2 (ru) * 2009-09-10 2011-07-10 Владимир Леонидович Письменный Способ охлаждения турбины

Also Published As

Publication number Publication date
RU2013113938A (ru) 2014-10-10
EP2644827A3 (en) 2017-08-09
EP2644827A2 (en) 2013-10-02
JP6162990B2 (ja) 2017-07-12
US20130259685A1 (en) 2013-10-03
US9085983B2 (en) 2015-07-21
JP2013204593A (ja) 2013-10-07
CN103362558A (zh) 2013-10-23
CN103362558B (zh) 2016-03-23
EP2644827B1 (en) 2021-01-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2652736C2 (ru) Роторное колесо, ротор газовой турбины и способ продувки ротора газовой турбины
EP1022432B1 (en) Cooled aerofoil for a gas turbine engine
JP5898902B2 (ja) タービン動翼のプラットフォーム区域を冷却するための装置及び方法
US10082031B2 (en) Rotor of a turbine of a gas turbine with improved cooling air routing
KR101245094B1 (ko) 터빈 디스크 및 가스 터빈
EP3048248B1 (en) Rotor disk boss
US20150013345A1 (en) Gas turbine shroud cooling
EP2484867A2 (en) Rotating component of a turbine engine
US7520719B2 (en) Method and apparatus for the cooling of the outer shrouds of the rotor blades of a gas turbine
US9957818B2 (en) Removably attachable snubber assembly
JP2013204593A5 (ru)
JP2015092076A (ja) タービンアセンブリに冷却を提供するための方法およびシステム
JP5863894B2 (ja) 動翼体及び回転機械
US9816389B2 (en) Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities
JP6554736B2 (ja) ガスタービンロータ、ガスタービン、及びガスタービン設備
KR102272728B1 (ko) 증기 터빈 및 증기 터빈 조립 방법
EP3192971B1 (en) Gas turbine blade with platform cooling and method
JP5507340B2 (ja) ターボ機械圧縮機ホイール部材
JP2016510854A (ja) ガスタービンの耐久性のためのホットストリーク整列方法
KR20190000306A (ko) 터보 기계의 로터 블레이드
WO2017184138A1 (en) Preloaded snubber assembly for turbine blades
EP3885533B1 (en) Rotor blade for a turbomachine and corresponding turbomachine
WO2023157344A1 (ja) タービン
US20150267542A1 (en) Rotor shaft with cooling bore inlets
EP3203026B1 (en) Gas turbine blade with pedestal array