RU2779785C1 - Nozzle of a gas turbine with integrally formed nozzles - Google Patents
Nozzle of a gas turbine with integrally formed nozzles Download PDFInfo
- Publication number
- RU2779785C1 RU2779785C1 RU2021123444A RU2021123444A RU2779785C1 RU 2779785 C1 RU2779785 C1 RU 2779785C1 RU 2021123444 A RU2021123444 A RU 2021123444A RU 2021123444 A RU2021123444 A RU 2021123444A RU 2779785 C1 RU2779785 C1 RU 2779785C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- end wall
- gas turbine
- section
- inner perimeter
- along
- Prior art date
Links
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims abstract description 17
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims abstract description 4
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 67
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 9
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 5
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 5
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 5
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 238000005336 cracking Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000006011 modification reaction Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Предпосылки создания изобретенияPrerequisites for the creation of the invention
Настоящее изобретение относится к соплу газовой турбины и, в частности, к соплу газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток, в которой два сопла сформированы как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру.The present invention relates to a gas turbine nozzle, and in particular to a gas turbine nozzle with an interconnected blade structure in which two nozzles are integrally formed from an end wall along the inner perimeter and an end wall along the outer perimeter.
Известное из уровня техники техническое решение в данной области описывается, например, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889.A prior art solution in the art is described, for example, in Japanese Laid-open Patent Application Publication No. 2007-154889.
В выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, раскрывается сопло газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток (см. фиг. 2) и описывается, что внутренний бандаж включает в себя задний фланец, проходящий в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа, и этот задний фланец проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа относительно внутренней поверхности внутреннего бандажа в радиальном направлении, и что внутренний бандаж также включает в себя передний фланец, который проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа, и этот передний фланец располагается между верхним по потоку краевым участком внутреннего бандажа и задним фланцем, и проходит в радиальном направлении внутрь от внутреннего бандажа относительно внутренней поверхности внутреннего бандажа в радиальном направлении (см. параграф 0009).Japanese Patent Laid-Open Publication No. 2007-154889 discloses a gas turbine nozzle with an interconnected blade structure (see FIG. 2) and describes that an inner shroud includes a rear flange extending radially inward from an inner of the inner band, and that the rear flange extends radially inward from the inner band relative to the inner surface of the inner band in the radial direction, and that the inner band also includes a front flange that extends radially inward from the inner band, and this front flange is located between the upstream edge portion of the inner shroud and the rear flange, and extends radially inward from the inner shroud relative to the inner surface of the inner shroud in the radial direction (see paragraph 0009).
Выложенная заявка на патент Японии, опубликованная под №2007-154889, раскрывает сопло газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток.Japanese Patent Laid-Open Publication No. 2007-154889 discloses a gas turbine nozzle with an interconnected blade structure.
В дальнейшем во время работы газовой турбины температура сопла газовой турбины будет все больше и больше повышаться, и сопло газовой турбины будет подвергаться действию повышенного напряжения, связанного с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины.Further, during the operation of the gas turbine, the temperature of the gas turbine nozzle will increase more and more, and the gas turbine nozzle will be subjected to increased stress due to thermal expansion caused by the temperature increase of the gas turbine nozzle.
Кроме того, при возникновении термической деформации в сопле газовой турбины напряжение в сопле газовой турбины повышается, что может приводить к появлению трещин в сопле газовой турбины.In addition, when thermal deformation occurs in the gas turbine nozzle, the stress in the gas turbine nozzle increases, which may cause cracks in the gas turbine nozzle.
Однако описания сопел газовой турбины, позволяющих избежать возникновения трещин, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, не приводится. В частности, в выложенной заявке на патент Японии, опубликованной под №2007-154889, не приводится описания сопла газовой турбины, в котором напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, понижается, и понижается напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.However, descriptions of gas turbine nozzles to avoid cracking are not given in Japanese Laid-Open Patent Application Publication No. 2007-154889. In particular, Japanese Patent Laid-Open Publication No. 2007-154889 does not describe a gas turbine nozzle in which the stress due to thermal elongation caused by the temperature increase of the gas turbine nozzle is reduced and the stress generated by thermal deformation is reduced. in the gas turbine nozzle.
Краткое изложение сущности изобретенияBrief summary of the invention
Поэтому задачей настоящего изобретения является создание сопла газовой турбины, в котором напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, понижается, и понижается напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.Therefore, it is an object of the present invention to provide a gas turbine nozzle in which the stress associated with thermal elongation caused by an increase in the temperature of the gas turbine nozzle is reduced and the stress generated by thermal deformation in the gas turbine nozzle is reduced.
Для решения указанной выше задачи предлагается сопло газовой турбины с соплами, сформированными как единое целое из торцевой стенки по внутреннему периметру и торцевой стенки по внешнему периметру. Торцевая стенка по внутреннему периметру имеет соединительный участок с верхней по потоку стороны и соединительный участок с нижней по потоку стороны. Соединительный участок с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. Соединительный участок с нижней по потоку стороны, расположенный с нижней по потоку стороны от соединительного участка с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой по внутреннему периметру. На заднем краевом участке торцевой стенки по внутреннему периметру эта торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру уменьшенной толщины.To solve the above problem, a gas turbine nozzle is proposed with nozzles formed as a single unit from an end wall along the inner perimeter and an end wall along the outer perimeter. The end wall along the inner perimeter has a connecting section on the upstream side and a connecting section on the downstream side. The connecting portion on the upstream side extends radially inwardly and is connected to the diaphragm along the inner perimeter. The downstream side connecting portion located downstream of the upstream side connecting portion extends radially inwardly and is connected to the diaphragm along the inner perimeter. On the rear edge section of the end wall along the inner perimeter, this end wall along the inner perimeter has a thin-walled section corresponding to a section of the rear edge section of the end wall along the inner perimeter of reduced thickness.
В соответствии с настоящим изобретением сопло газовой турбины позволяет понизить напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла газовой турбины, и, таким образом, понизить напряжение, возникающее при термической деформации в сопле газовой турбины.In accordance with the present invention, the gas turbine nozzle makes it possible to reduce the stress associated with thermal expansion caused by the increase in temperature of the gas turbine nozzle, and thus reduce the stress generated by thermal deformation in the gas turbine nozzle.
Эти и другие объекты, признаки и преимущества станут очевидными из приводимого ниже описания вариантов осуществления.These and other objects, features and advantages will become apparent from the following description of the embodiments.
Краткое описание чертежейBrief description of the drawings
Фиг. 1 - пояснительная схематическая иллюстрация газовой турбины 100 в соответствии с вариантами осуществления;Fig. 1 is an explanatory schematic illustration of a
Фиг. 2 - пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантами осуществления;Fig. 2 is an explanatory perspective view illustrating a
Фиг. 3 - пояснительный вид в разрезе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантами осуществления; иFig. 3 is an explanatory sectional view illustrating a
Фиг.4 - пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий тонкостенный участок 33 в соответствии с вариантами осуществления.4 is an explanatory perspective view illustrating a thin-walled
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯDETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS
Ниже со ссылками на прилагаемые чертежи приводится описание вариантов осуществления настоящего изобретения. При этом одни те же или подобные элементы конструкции обозначены одними и теми же ссылочными позициями, и повторного описания этих позиций не приводится.Below with reference to the accompanying drawings is a description of embodiments of the present invention. Here, the same or similar structural elements are designated by the same reference numerals, and these numerals are not re-described.
Варианты осуществленияEmbodiments
Газовая турбина 100
Сначала приводится описание варианта осуществления газовой турбины 100.First, a description will be given of an embodiment of
На фиг.1 представлена пояснительная схематическая иллюстрация газовой турбины 100 в соответствии с вариантом осуществления.1 is an explanatory schematic illustration of a
Газовая турбина 100 имеет сопло 10 газовой турбины и лопатку 20 газовой турбины, и в эту газовую турбину поступают газы сгорания.The
Газы сгорания вырабатываются в камере сгорания (непоказанной) в результате сжигания воздуха, подвергаемого сжатию в компрессоре (непоказанном), и топлива, подаваемого в камеру сгорания.Combustion gases are generated in a combustion chamber (not shown) by combustion of air subjected to compression in a compressor (not shown) and fuel supplied to the combustion chamber.
В газовой турбине 100 газы сгорания, вырабатываемые в камере сгорания, поступают в сопло 10 газовой турбины, а после прохождения через сопло 10 газовой турбины эти газы сгорания направляются на лопатку 20 газовой турбины.In the
Под действием направляемых на нее газов сгорания лопатка 20 газовой турбины приводится во вращение. В свою очередь, в результате вращения лопатки 20 газовой турбины генератор (непоказанный), соосно соединенный с лопаткой 20 газовой турбины, генерирует электроэнергию.Under the action of the combustion gases directed to it, the
Таким образом, высокотемпературные газы сгорания, образующиеся в камере сгорания, поступают в сопло 10 газовой турбины.Thus, the high-temperature combustion gases generated in the combustion chamber enter the
В дальнейшем во время работы газовой турбины 100 температура сопла 10 газовой турбины все больше и больше повышается, и сопло 10 газовой турбины подвергается действию повышенного напряжения, связанного с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла 10 газовой турбины. При возникновении термической деформации в сопле 10 газовой турбины сопло 10 газовой турбины может подвергаться действию повышенного напряжения.Further, during operation of the
При этом сопло 10 газовой турбины соединено со стороны своего внутреннего периметра с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, а со стороны своего внешнего периметра - с диафрагмой 40 по внешнему периметру.In this case, the
Сопло 10 газовой турбины
Ниже приводится описание варианта осуществления сопла 10 газовой турбины.The following is a description of an embodiment of the
На фиг.2 представлен пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления.2 is an explanatory perspective view illustrating a
Сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления представляет собой, в частности, сопло 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток.The
То есть в сопле 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток в соответствии с вариантом осуществления два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру.That is, in the
Кроме того, два сопла 1 в сопле 10 газовой турбины сформированы со смещением задних краевых участков сопел 1 в окружном направлении относительно передних краевых участков сопел 1. Это обеспечивает эффективность направления газов сгорания, проходящих через сопло 10 газовой турбины, на лопатку 20 газовой турбины.In addition, the two
На фиг.3 представлен пояснительный вид в разрезе, иллюстрирующий сопло 10 газовой турбины в соответствии с вариантом осуществления.3 is an explanatory sectional view illustrating a
Сопло 10 газовой турбины имеет сопла 1, торцевую стенку 2 по внешнему периметру и торцевую стенку 3 по внутреннему периметру.The
Торцевая стенка 2 по внешнему периметру имеет передний фланец 21 и задний фланец 22. Передний фланец 21 проходит в радиальном направлении наружу и соединен с диафрагмой 40 по внешнему периметру, а задний фланец 22 соединен с диафрагмой 40 по внешнему периметру, расположен с нижней по потоку стороны от переднего фланца 21 и проходит в радиальном направлении наружу.The
Торцевая стенка 3 по внутреннему периметру имеет соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны и соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны. Соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны проходит в радиальном направлении внутрь и соединен с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, а соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны соединен с диафрагмой 30 по внутреннему периметру, расположен с нижней по потоку стороны от соединительного участка 31 с верхней по потоку стороны и проходит в радиальном направлении внутрь.The
Сопла 1 сформированы между торцевой стенкой 2 по внешнему периметру и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру. Передний краевой участок каждого сопла 1 (верхний по потоку участок в направлении поступления газов сгорания, то есть левый торцевой участок на фиг.3) имеет более короткую длину лопатки, чем длина лопатки его заднего краевого участка (нижнего по потоку участка в направлении поступления газов сгорания, то есть правого торцевого участка на фиг.3). Поэтому в сопле 1 температурное удлинение заднего краевого участка превышает температурное удлинение переднего краевого участка.The
Температурное удлинение заднего краевого участка сопла 1 действует на участке контакта между соплом 1 и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру. То есть напряжение, связанное с температурным удлинением (напряжение, возникающее при термической деформации сопла 1), на участке контакта между задним краевым участком сопла 1 и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру увеличивается.Thermal elongation of the rear edge section of the
Напряжение, связанное с температурным удлинением, создается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру (на участке ниже по потоку от соединительного участка 32 с нижней по потоку стороны). При этом напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, можно уменьшить за счет уменьшения жесткости на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The stress associated with thermal elongation is created at the rear edge portion of the
При этом, так как сопло 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток имеет высокую жесткость на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, то на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру создается большое напряжение.At the same time, since the
Поэтому в рассматриваемом варианте осуществления для уменьшения напряжения, создаваемого на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на этом заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру формируют тонкостенный участок 33. В частности, рассматриваемом варианте осуществления тонкостенный участок 33 сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в сопле 10 газовой турбины с конструкцией соединенных между собой лопаток, в которой два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру.Therefore, in this embodiment, in order to reduce the stress generated on the rear edge portion of the
Тонкостенный участок 33
Ниже приводится описание варианта осуществления тонкостенного участка 33.The following is a description of an embodiment of the
На фиг. 4 представлен пояснительный вид в перспективе, иллюстрирующий тонкостенный участок 33 в соответствии с вариантом осуществления.In FIG. 4 is an explanatory perspective view illustrating a thin-walled
Тонкостенный участок 33 сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру. Тонкостенный участок 33 соответствует участку с уменьшенной толщиной стенок (толщиной в радиальном направлении) заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The thin-
Формирование тонкостенного участка 33 на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру позволяет уменьшить жесткость на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, что, в свою очередь, позволяет уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The formation of a thin-
При этом тонкостенный участок 33 можно сформировать в результате вырезания заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру или совместного литья с торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру.In this case, the thin-
Кроме того, тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в радиальном направлении) сформирован на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении внутрь.In addition, a thin-walled portion 33 (the region of formation of the thin-
Формирование тонкостенного участка 33 на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении внутрь позволяет обеспечить прочность заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, а также уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.The formation of a thin-
То есть на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру сформированы тонкостенный участок 33 и участок пространства. Это участок пространства сформирован в результате, например, вырезания заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в радиальном направлении со стороны внутреннего периметра.That is, at the rear edge portion of the
Кроме того, в предпочтительном варианте радиальная толщина участка пространства превышает радиальную толщину заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, в которой сформирован тонкостенный участок 3 (радиальную толщину тонкостенного участка 33). То есть в предпочтительном варианте радиальная толщина тонкостенного участка 33 меньше, чем радиальная толщина участка пространства. В большинстве случаев радиальная толщина заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру составляет от 9 мм до 10 мм, а радиальная толщина участка пространства - от 5 мм до 6 мм. То есть в этом случае толщина тонкостенного участка 33 составляет примерно 3-4 мм.In addition, in the preferred embodiment, the radial thickness of the space portion exceeds the radial thickness of the rear edge portion of the
Это позволяет обеспечить баланс между обеспечением прочности заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и уменьшением напряжения, создаваемого на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.This allows for a balance between ensuring the strength of the rear edge section of the
Кроме того, в предпочтительном варианте участок пространства формируют в области от участка контакта между соединительным участком 32 с нижней по потоку стороны и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру до заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в осевом направлении. То есть в предпочтительном варианте тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в осевом направлении) формируют в области от участка контакта между соединительным участком 32 с нижней по потоку стороны и торцевой стенкой 3 по внутреннему периметру до заднего краевого участка торцевой стенки по внутреннему периметру в осевом направлении.In addition, in the preferred embodiment, the space section is formed in the area from the contact area between the downstream
Это позволяет эффективно уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.This can effectively reduce the stress generated in the rear edge portion of the
Кроме того, в предпочтительном варианте участок пространства формируют на центральном участке заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в окружном направлении. То есть в предпочтительном варианте тонкостенный участок 33 (область формирования тонкостенного участка 33 в радиальном направлении) формируют на центральном участке заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в окружном направлении, а толстостенные участки 34 (например, невырезанные области) формируют по обе стороны от тонкостенного участка 33. Таким образом, в предпочтительном варианте на виде заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру в осевом направлении толстостенные участки 34 формируют по обе стороны от тонкостенного участка 33. Кроме того, в предпочтительном варианте толстостенные участки 34 с обеих сторон имеют одинаковую длину в окружном направлении.In addition, in the preferred embodiment, the space portion is formed on the central portion of the rear edge portion of the
Это позволяет обеспечить прочность заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, а также уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.This makes it possible to ensure the strength of the rear edge section of the
Кроме того, в сопле 10 газовой турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления задние краевые участки двух сопел 1 смещены в окружном направлении относительно оси. То есть задние краевые участки двух сопел 1 сформированы с наклоном в окружном направлении относительно заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.In addition, in the
Поэтому задний краевой участок одного сопла 1 располагается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на котором сформирован тонкостенный участок 33, а задний краевой участок другого сопла 1 располагается на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, на котором сформирован толстостенный участок 34.Therefore, the rear edge section of one
Это позволяет обеспечить прочность заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру, а также уменьшить напряжение, создаваемое на заднем краевом участке торцевой стенки 3 по внутреннему периметру.This makes it possible to ensure the strength of the rear edge section of the
Таким образом, в сопле 10 газовой турбины в соответствии с рассматриваемым вариантом осуществления два сопла 1 сформированы как единое целое из торцевой стенки 3 по внутреннему периметру и торцевой стенки 2 по внешнему периметру. Торцевая стенка 3 по внутреннему периметру имеет: соединительный участок 31 с верхней по потоку стороны, который проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой 30 по внутреннему периметру; и соединительный участок 32 с нижней по потоку стороны, который расположен с нижней по потоку стороны от соединительного участка 31 с верхней по потоку стороны, проходит в радиальном направлении внутрь и соединяется с диафрагмой 30 по внутреннему периметру. На заднем краевом участке 3 торцевой стенки по внутреннему периметру эта торцевая стенка по внутреннему периметру имеет тонкостенный участок 33, соответствующий участку заднего краевого участка торцевой стенки 3 по внутреннему периметру уменьшенной толщины.Thus, in the
В соответствии с вариантом осуществления можно уменьшить напряжение, связанное с температурным удлинением, вызываемым повышением температуры сопла 10 газовой турбины, и, таким образом, понизить напряжение, возникающее при термической деформации сопла газовой турбины.According to an embodiment, it is possible to reduce the stress associated with thermal expansion caused by the temperature increase of the
При этом настоящее изобретение не ограничивается рассмотренными выше вариантами осуществления и включает в себя различные модификации. Подробное описание вышеупомянутых вариантов осуществления приводится в целях объяснения настоящего изобретения простым для понимания способом, и настоящее изобретение не обязательно ограничивается включением в себя всех элементов конструкции и конструкций, описанных выше.However, the present invention is not limited to the above embodiments, and includes various modifications. The detailed description of the above embodiments is provided for the purpose of explaining the present invention in an easy-to-understand manner, and the present invention is not necessarily limited to including all of the structures and structures described above.
Список ссылочных позицийList of reference positions
1 - сопло;1 - nozzle;
2 - торцевая стенка по внешнему периметру;2 - end wall along the outer perimeter;
3 - торцевая стенка по внутреннему периметру; 10 - сопло газовой турбины;3 - end wall along the inner perimeter; 10 - gas turbine nozzle;
20 - лопатка газовой турбины;20 - gas turbine blade;
21 - передний фланец;21 - front flange;
22 - задний фланец;22 - rear flange;
30 - диафрагма по внутреннему периметру;30 - diaphragm along the inner perimeter;
31 - соединительный участок с верхней по потоку стороны;31 - connecting section from the upstream side;
32 - соединительный участок с нижней по потоку стороны;32 - connecting section from the downstream side;
33 - тонкостенный участок;33 - thin-walled section;
34 - толстостенный участок;34 - thick-walled section;
40 - диафрагма по внешнему периметру;40 - diaphragm along the outer perimeter;
100 - газовая турбина.100 - gas turbine.
Claims (8)
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2020-133453 | 2020-08-06 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2779785C1 true RU2779785C1 (en) | 2022-09-13 |
RU2779785C9 RU2779785C9 (en) | 2022-10-28 |
Family
ID=
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1302780A1 (en) * | 1985-02-08 | 1996-03-10 | В.М. Брегман | Gas turbine nozzle set |
US6494677B1 (en) * | 2001-01-29 | 2002-12-17 | General Electric Company | Turbine nozzle segment and method of repairing same |
FR2894282A1 (en) * | 2005-12-05 | 2007-06-08 | Snecma Sa | IMPROVED TURBINE MACHINE TURBINE DISPENSER |
JP2007154889A (en) * | 2005-11-30 | 2007-06-21 | General Electric Co <Ge> | Turbine nozzle and turbine engine |
RU2708931C1 (en) * | 2016-03-11 | 2019-12-12 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Turbine nozzle assembly |
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU1302780A1 (en) * | 1985-02-08 | 1996-03-10 | В.М. Брегман | Gas turbine nozzle set |
US6494677B1 (en) * | 2001-01-29 | 2002-12-17 | General Electric Company | Turbine nozzle segment and method of repairing same |
JP2007154889A (en) * | 2005-11-30 | 2007-06-21 | General Electric Co <Ge> | Turbine nozzle and turbine engine |
FR2894282A1 (en) * | 2005-12-05 | 2007-06-08 | Snecma Sa | IMPROVED TURBINE MACHINE TURBINE DISPENSER |
RU2708931C1 (en) * | 2016-03-11 | 2019-12-12 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Turbine nozzle assembly |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7527477B2 (en) | Rotor blade and method of fabricating same | |
JP4033715B2 (en) | Exhaust frame, gas turbine engine, and manufacturing method thereof | |
US7195454B2 (en) | Bullnose step turbine nozzle | |
US7377743B2 (en) | Countercooled turbine nozzle | |
JP5748960B2 (en) | Compressor diffuser | |
US20110262277A1 (en) | Gas turbine composite workpiece to be used in gas turbine engine | |
US9874101B2 (en) | Platform with curved edges | |
JP2015121220A (en) | Snubber configurations for turbine rotor blades | |
RU2779785C1 (en) | Nozzle of a gas turbine with integrally formed nozzles | |
RU2779785C9 (en) | Gas turbine nozzle with nozzles formed integrally | |
JP2018009568A (en) | Exhaust frame of gas turbine engine | |
US11408297B2 (en) | Air seal assembly | |
US8596970B2 (en) | Assembly for a turbomachine | |
US11415010B1 (en) | Turbine nozzle and gas turbine including the same | |
CN107461225B (en) | Nozzle cooling system for gas turbine engine | |
EP2221454A1 (en) | Gas turbine shrouded blade | |
US20180195722A1 (en) | Gas turbomachine diffuser assembly with radial flow splitters | |
US20220325635A1 (en) | Strut cover, exhaust casing, and gas turbine | |
US9822652B2 (en) | Supporting structure for a gas turbine engine | |
JP5134505B2 (en) | Exhaust turbocharger nozzle mounting structure | |
JP2022029883A (en) | Gas turbine stationary blade | |
JPH0777004A (en) | Assembled rotor for steam turbine | |
KR102441613B1 (en) | Anti-Separation Strut for Exhaust Diffuser | |
US11143058B2 (en) | Exhaust device and an associated method thereof | |
JPH09133025A (en) | Duct |