SE453314B - Statorskovelkonstruktion - Google Patents

Statorskovelkonstruktion

Info

Publication number
SE453314B
SE453314B SE8300316A SE8300316A SE453314B SE 453314 B SE453314 B SE 453314B SE 8300316 A SE8300316 A SE 8300316A SE 8300316 A SE8300316 A SE 8300316A SE 453314 B SE453314 B SE 453314B
Authority
SE
Sweden
Prior art keywords
side plate
segment
paddle
outer side
vane
Prior art date
Application number
SE8300316A
Other languages
English (en)
Other versions
SE8300316D0 (sv
SE8300316L (sv
Inventor
K G Hultgren
Original Assignee
Westinghouse Electric Corp
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 Westinghouse Electric Corp filed Critical Westinghouse Electric Corp
Publication of SE8300316D0 publication Critical patent/SE8300316D0/sv
Publication of SE8300316L publication Critical patent/SE8300316L/sv
Publication of SE453314B publication Critical patent/SE453314B/sv

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles

Landscapes

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

Description

453 314 en statorskovelkonstruktion för en turbin innefattande skovlar gjutna i ett stycke, vardera med ett segment av en inre sidoplât, med ett segment av en yttre sldoplat, med en ihålig, vlngformad statorskoveldel med en vägg med konkav utsida och med en motsatt vägg med konvex utsida, varvid sagda skovel har motsatta radiella ändar som är utförda i ett stycke med sagda sidoplåtssegment, samt uppströms och nedströms anordnade stödskenor for- made på utsidan av sagda segment av den yttre sidoplåten för att ansluta sagda skovel till en skovelringkonstruktion samt organ för att ansluta sagda skovel medelst sin uppströms belägna skena till sagda skovelringkontruktion för att förhindra relativ rörelse i perifeririktningen men tillåtande en begränsad relativ rörelse i den radiella riktningen, varvid ett spår är format i sagda skovelringkonstruktion för upptagande av sagda nedströms belägna skena, att sagda spar och skenor är dimensionerade att bilda ett första centralt spelrum för att tillåta en begränsad relativ rörelse däremellan i radiell riktning, och att nedströmsänden hos segmentet av den yttre sidoplå- ten, som uppbär sagda nedströms belägna skena pa delen motstående sagda skovelringkonstruktion, har en bage med en radie som är kortare än radien hos sagda motstående skovelringkontruktion för att åstadkomma ett andra spelrum vid periferiändarna av sagda segment av den yttre sidoplåten, som är av storleksordningen 2 - 3 gånger större än sagda första spelrum.
Uppfinningen skall i det följande närmare beskrivas i anslutning till en lämplig utföringsform och med hänvisning till bifogade ritningar.
Figur l är en sidvy av ett enda skovelsegment enligt en utförings- form av uppfinningen sett i riktning av strömningen förbi segmentet.
Figur 2 är en planvy av segmentet sett från den ände som är ansluten till den yttre sidoplåten.
Figur 3 visar en tvärsektion längs linjen III-lll i figur 2. 453 314 Figur 4 visar en del av skovelringanordningen tillsammans med flera skovelsegment fästade därvid.
Figur 5 visar delvis i sektion och sett vinkelrätt mot strömnings- riktningen förbi segmentet skovelringanordningen och ett enda skovelsegment fästatdärvid.
Figur 6 är en vertikalbild av en del av skovelsegmentet försett med den nedströms belägna stödskenan eller fliken och med en del av isolationssegmentet antytt, vilken bild är överdriven i flera avseenden för att illustrera variationer i spelet i kallt tillstànd hos turbinen.
Figur 7 är en bild liknande figur 6 men illustrerande relationen mellan delarna under varmt tillstànd.
I figurerna l-3 visas en i ett stycke precisionsgjuten konstruktion, sam innefattar en ihålig vingformad skovel 10, som har sina motsatta ändar sammanfogade genom en precisionsgjutning vid den yttre sidoplåten, som betecknas 12, eefi den inre sidoplåten sem üeteeknes 14. Gírrcen í ett stycke med den yttre sidoplåten är en uppströms belägen stödskena betecknad 16, som sträcker sig kontinuerligt längs den yttre sidoplatens bredd, och en nedströms belägen stödskena eller flik betecknad 18, som sträcker sig endast över en del av sidoplåtens bredd såsom bäst framgår av figur 2. Den vid ingångssidan belägna atödskenan innefattar en upprättatående del 24 och en i fvedströrm riktning utstående fläns 26, Dalen 20 är försedd :med ett ha! 28, vilket är långsträckt i radiell riktning i förhållande till anordningen av skovelsegmentet i en turbin.
Den ihåliga, vingformade skoveln 10 (figur 2) innefattar motsatta väggar begränsande dess ihåliga del, varvid den ena väggen 30 har en konvex yamfaeøevwenmmwväggmvßzvmmæmwyiwwaa.
Precisionsgjutningsformen är så utförd att väggtjockleken hos de områden av sidoplåten, som befinner sig i närheten av övergångarna mellan skovelväggarna och sidoplåtens väggar, är avsevärt mindre än tjockleken hos sidoplåten vid sidokanterna. Detta framgår bäst av figurerna 2 och }, i vilka områdena med reducerad tjocklek hos den yttre sidoplåten -12 är markerade av beteckningarna 34 och 36, medan sidokanterna av den yttre sidoplåten är markerade med beteckningarna 38 och 40. l figur 3 är delarna med reducerad itgiseiulek av alm iifire summeras mwikeireaie med 42 min 44,, - medan delarna med full tjocklek vid sidokanterna av den inre sidoplåten markeras med beteckningarna 46 och 48. 453 314 De ungefärliga förhållašayria mellan de olika tjocklekarna är i den för närvarande lämpliga utföring ormen av skovelsegmentet sådana, att sidokanterna hos sidoplåtarna är omkring två gånger så tjocka som områdena med reducerad tjocklek i sidoplåtarna, medan områdena med reducerad tjocklek i sidoplåtarna är ungefär två gånger tjockleken hos skovelväggarna 30 och 32.
Genom användningen av en precisionsgjutning, varvid skovelseg- mentet får de nämnda tjocklekarna, och genom att segmenten gjutes med enkla skovlar i stället för med multipelskovlar, befordras även stelning av götet och följaktligen minskas graden av p. 'ositet och sprickbildning i materialet i områdena med stor termisk påkänning vid Övergångarna mellan skoveln och sidoplåtarna.
Såsom redan nämnts förutsätter uppfinningen gjutning av ett enda skovelsegment till skillnad från ett segment med flera skovlar. Det kan observeras att segment med multipelskovlar är ganska komplicerade konst- ruktioner att gjuta, eftersom gjutningen måste utföras på så sätt att metallen matas in i och fyller alla sektioner. Även med bästa nu tillgängliga gjutteknik är det svårt att undvika ojämn stelning av konstruktionen med flera skovlar.
Ett skäl till detta är att stelningen kan bättre kontrolleras vid gjutning av en enda skovel, varvid både den konvexa och den konkava sidan av skoveln utsättes för samma kylande lufttemperatur och utsättes icke för strålning eller brist därpå på grund av närvaro eller frånvaro av närbelägna skovlar i segment med flera skovlar.
En annan fördel med segmentet med en enda skovel till skillnad från segment med flera skovlar är att termiska påkänningar under drift normalt blir mycket mindre. Detta beror på att vid segment med flera skovlar varierar metalltemperaturen från skovel till skovel och varmare skovlar kommer att förskjuta de kalla skovlarna isär, medan den varmare skoveln själv åtdrages, vilket orsakar stora termiska påkänningar. Med ett segment med en enda skovel är konstruktionen i synnerhet fri att expandera eller att sammandragas oberoende av närbelägna skovlar. Det inses emeller- tid att sådana fördelar erhålles med vilket som helst segment med enkel skovel oberoende av om ett sådant segment uppvisar kännetecken för föreliggande uppfinning.
Statordelen av en förbränningsturbin är sammansatt av två huvud- delar innefattande skovelringanordningarna, till vilka är anslutna skovelseg- menten i en ringformig anordning längs den radiellt inre delen av skovelring- _--.. ._- ø. 455 314 anordningen. Sasom framgar av figurerna 4 och S har skovelringens huvuddel 5D en serie av segment 52, av vilka vart och ett är dimensionerat att upptaga tre individuella skovelsegment och en serie av isolerande ringsegment 54 (figur 5). De uppströms belägna skovelringsegmenten S2 innefattar organ för att mottaga och understödja den upppströms belägna stödskenan 16 i skovel- segmentet, medan isolationssegmenten 54 innefattar senare beskrivna organ för att understödja de nedströms belägna stödflikarna 18 i skovelsegmentet.
Vid den föredragna utföringsformen är skovelringsegmenten 52 fästade till själva skovelringen 50 medelst en gängad tapp 56 och tva andra bultar 58 (figur 4). Som kanske bäst framgar av figur 4 är tre enkla skovelsegment med bultar fästade vid varje skovelringsegment, varvid mellanrummet mellan skovelringsegmenten ligger i linje med mellanrumet mellan skovelsegmenten, sa att inget skovelsegment sträcker sig över tva skovelringsegment. Detta anses viktigt för att undvika ett tillstànd, i vilket vissa spel skulle pâverkas, vilka spel skall närmare beskrivas senare.
Sasom bäst framgar av figur 5 sträcker sig de bada nedströms utstickande flänsarna 22 och 26 i skovelsegmentkonstruktionen över framåt- riktade flänsar 60 och 62 pa skovelringsegmentet 52 respektive isolationsseg- mentet 54. Denna anordning astadkommer det egentliga stödet för skovelseg- mentkonstruktionen mot skovelringkonstruktionen, och skovelsegmentets fasthallning i detta läge astadkommes medelst en fixerings-och klämskruv eller bult 64, som vrides genom det radiellt langsträckta halet 28 i den utstaende delen 20 av den uppströms belägna stödskenan och in i en insats 66 i halet i flänsen 60. Anordningen med det langsträckta halet och fixerings- skruven gör det möjligt att segmentet har en begränsad rörelse i radiell riktning under termiska pakänningar men fixerar detsamma i förhallande till rörelse i axial- och perifeririktningar i förhallande till turbinen som helhet.
Spelet mellan den uppströms utstaende flänsen 60 och den mot- staende ytan pa den yttre sidoplaten 12 bestämmes i samband med längden av det langsträckta halet för att möjliggöra denna rörelse i radialriktningen.
I figur 5 markerar bokstaven C ett spel mellan en överskjutande fläns 26 och flänsen 62 pa isolationssegmentet. Av den i större skala ritade figuren 6 framgar att bagen 68 av den yttre sidoplaten 12 har bearbetats till en kortare radie än radien hos den motstaende bagen 70 av flänsen 62 pa isolationssegmentet 56. Salunda förekommer ett spel markerat C' vid de mot varandra vettande sidorna av en yttre sidoplat och isolationssegmentet, medan spelet C förekommer mellan fliken 26 och flänsen 62. Dessa spel förekommer när enheten är i kallt tillstànd. 453 314 Under drifttillstand tenderar temperaturgradienterna längs den yttre sidoplatens 12 tjocklek att räta ut densamma och att tillplatta bagen 68, sa att relationen mellan delarna blir mera sasom visas i figur 7 med kontakt i områdena 72 vid sidorna av sidoplaten och vid 74 mellan fliken 26 och flänsen 62. Spelet C enligt figur 6 bör visserligen hallas vid ett minimum, sa att värdefull kylande luft icke förloras, men ett visst spel är nödvändigt.
Spelet C' enligt figur 6 lättar naturligtvis spänningarna, som alstras när den yttre sidoplaten deformeras pa grund av temperaturgradienterna längs dess tjocklek. Vid den föredragna utföringsformen kan värdet hos C' ligga inom omradet av det dubbla eller tredubbla värdet av det primära spelet C enligt figurerna 5 och 6.
Sasom bäst framgar av figurerna l och 2 sträcker sig den uppströms belägna stödskenan 16 längs bredden hos den övre sidoplaten 12, medan den nedströms belägna stödfliken 18 är begränsad till sin längd i förhallande till bredden hos den yttre sidoplaten 12. Denna speciella anord- ning bestar eftersom den uppströms belägna stödskenan är belägen i ett omrade, som är lättare att kyla än det omrade, där den nedströms belägna stödfliken är belägen. Salunda förefinnes en mindre temperaturdifferens mellan den varma och kalla sidan av sidoplaten vid uppströmsänden och följaktligen minskad deformation till följd av temperaturspänningar.

Claims (1)

1. 7 455 314 Patentkrav En statorskoveikonstruktion för en turbin innefattande skovlar gjutna i ett stycke, vardera med ett segment (14) av en inre sidopiåt, med ett segment (12) av en yttre sidoplåt, med en ihålig, vingformad statorskoveldel med en vägg (32) med konkav utsida och med en motsatt vägg (30) med konvex utsida, varvid sagda skovel har motsatta radiella ändar som är utförda i ett stycke med sagda sidoplåtssegment (14, 12), samt uppströms och nedströms anordnade stödskenor (16, 18) formade på utsidan av sagda segment (12) av den yttre sidoplåten för att ansluta sagda skovel till en skovelringkonstruktion (52, 54) samt organ (64) för att ansluta sagda skovel medelst sin uppströms belägna skena till sagda skovelringkontruktion (52, 54) för att förhindra relativ rörelse i perifeririktningen men tillåtande en begränsad relativ rörelse i den radiella riktningen, k ä n n e t e c k n a d därav, att i sagda skoveiringkonstruktion (54) är format ett spår för upptagande av sagda nedströms belägna skena (18), att sagda spår och skenor (16, 18) är dimensionerade att bilda ett första centralt spelrum för att tillåta en begränsad relativ rörelse däremellan i radieil riktning, och att nedströmsänden hos segmentet (12) av den yttre sidoplåten, som uppbär sagda nedströms belägna skena (18), på delen motstående sagda skovelringkonstruktion, har en båge med en radie som är kortare än radien hos sagda motstående skoveiringkontruktion för att åstadkomma ett andra spelrum vid periferiändarna av sagda segment (12) av den yttre sidoplåten, som är av storleksordningen 2 - 3 gånger större än sagda första spelrum.
SE8300316A 1982-02-02 1983-01-21 Statorskovelkonstruktion SE453314B (sv)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/345,125 US4511306A (en) 1982-02-02 1982-02-02 Combustion turbine single airfoil stator vane structure

Publications (3)

Publication Number Publication Date
SE8300316D0 SE8300316D0 (sv) 1983-01-21
SE8300316L SE8300316L (sv) 1983-08-03
SE453314B true SE453314B (sv) 1988-01-25

Family

ID=23353635

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SE8300316A SE453314B (sv) 1982-02-02 1983-01-21 Statorskovelkonstruktion

Country Status (10)

Country Link
US (1) US4511306A (sv)
JP (1) JPS58138206A (sv)
AR (1) AR231564A1 (sv)
BE (1) BE895761A (sv)
BR (1) BR8300273A (sv)
CA (1) CA1202570A (sv)
GB (1) GB2114234B (sv)
IT (1) IT1193648B (sv)
MX (1) MX155781A (sv)
SE (1) SE453314B (sv)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5071313A (en) * 1990-01-16 1991-12-10 General Electric Company Rotor blade shroud segment
US5248240A (en) * 1993-02-08 1993-09-28 General Electric Company Turbine stator vane assembly
US5662160A (en) * 1995-10-12 1997-09-02 General Electric Co. Turbine nozzle and related casting method for optimal fillet wall thickness control
US5618161A (en) * 1995-10-17 1997-04-08 Westinghouse Electric Corporation Apparatus for restraining motion of a turbo-machine stationary vane
US6517313B2 (en) 2001-06-25 2003-02-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Segmented turbine vane support structure
DE10210866C5 (de) * 2002-03-12 2008-04-10 Mtu Aero Engines Gmbh Leitschaufelbefestigung in einem Strömungskanal einer Fluggasturbine
DE50313299D1 (de) * 2002-12-19 2011-01-13 Siemens Ag Turbine und Arbeitsverfahren zum Ausbau der Leitschaufeln einer Turbine
SE525879C2 (sv) * 2003-03-21 2005-05-17 Volvo Aero Corp Förfarande för framställning av en statorkomponent
JP4269763B2 (ja) * 2003-04-28 2009-05-27 株式会社Ihi タービンノズルセグメント
FR2894282A1 (fr) * 2005-12-05 2007-06-08 Snecma Sa Distributeur de turbine de turbomachine ameliore
US7762766B2 (en) * 2006-07-06 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Cantilevered framework support for turbine vane
EP2211023A1 (de) * 2009-01-21 2010-07-28 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufelsystem für eine Strömungsmaschine mit segmentiertem Leitschaufelträger
US9156086B2 (en) 2010-06-07 2015-10-13 Siemens Energy, Inc. Multi-component assembly casting
US8684683B2 (en) * 2010-11-30 2014-04-01 General Electric Company Gas turbine nozzle attachment scheme and removal/installation method
EP2530249A1 (en) * 2011-05-30 2012-12-05 Siemens Aktiengesellschaft Piston seal ring
US8888442B2 (en) 2012-01-30 2014-11-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Stress relieving slots for turbine vane ring
EP2706196A1 (en) 2012-09-07 2014-03-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vane arrangement
EP3008291B1 (en) 2013-06-10 2018-08-22 United Technologies Corporation Turbine vane with non-uniform wall thickness
WO2014200673A1 (en) 2013-06-14 2014-12-18 United Technologies Corporation Turbine vane with variable trailing edge inner radius
EP3011141B1 (en) * 2013-06-17 2020-02-26 United Technologies Corporation Turbine vane with platform pad
US10876417B2 (en) * 2017-08-17 2020-12-29 Raytheon Technologies Corporation Tuned airfoil assembly
CN111206964A (zh) * 2018-11-22 2020-05-29 中发天信(北京)航空发动机科技股份有限公司 一种整体铸造航空发动机涡轮导向器及其制备方法

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2497041A (en) * 1945-03-27 1950-02-07 United Aircraft Corp Nozzle ring for gas turbines
US2811331A (en) * 1951-05-02 1957-10-29 Curtiss Wright Corp Clamp for parts operating at different temperatures
FR1326037A (fr) * 1962-06-07 1963-05-03 Napier Aero Engines Ltd Turbine
US3423071A (en) * 1967-07-17 1969-01-21 United Aircraft Corp Turbine vane retention
US3511577A (en) * 1968-04-10 1970-05-12 Caterpillar Tractor Co Turbine nozzle construction
US3689174A (en) * 1971-01-11 1972-09-05 Westinghouse Electric Corp Axial flow turbine structure
US3728041A (en) * 1971-10-04 1973-04-17 Gen Electric Fluidic seal for segmented nozzle diaphragm
US3752598A (en) * 1971-11-17 1973-08-14 United Aircraft Corp Segmented duct seal
US3841787A (en) * 1973-09-05 1974-10-15 Westinghouse Electric Corp Axial flow turbine structure
US4011718A (en) * 1975-08-01 1977-03-15 United Technologies Corporation Gas turbine construction
US4028787A (en) * 1975-09-15 1977-06-14 Cretella Salvatore Refurbished turbine vanes and method of refurbishment thereof
SU670734A1 (ru) * 1976-05-27 1979-06-30 Предприятие П/Я А-3492 Сопловой аппарат турбомашины
CA1125660A (en) * 1979-06-29 1982-06-15 David L. Brown Cooled vane structure for a combustion turbine engine
US4288201A (en) * 1979-09-14 1981-09-08 United Technologies Corporation Vane cooling structure

Also Published As

Publication number Publication date
AR231564A1 (es) 1984-12-28
US4511306A (en) 1985-04-16
GB2114234B (en) 1985-09-18
BE895761A (fr) 1983-08-01
JPH0151883B2 (sv) 1989-11-07
IT8319336A0 (it) 1983-01-28
GB8302880D0 (en) 1983-03-09
MX155781A (es) 1988-04-28
BR8300273A (pt) 1983-10-25
SE8300316D0 (sv) 1983-01-21
SE8300316L (sv) 1983-08-03
CA1202570A (en) 1986-04-01
IT1193648B (it) 1988-07-21
GB2114234A (en) 1983-08-17
JPS58138206A (ja) 1983-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
SE453314B (sv) Statorskovelkonstruktion
US6890154B2 (en) Microcircuit cooling for a turbine blade
US3849025A (en) Serpentine cooling channel construction for open-circuit liquid cooled turbine buckets
US5752801A (en) Apparatus for cooling a gas turbine airfoil and method of making same
EP0753097B1 (en) Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid
EP1010859B1 (en) Cooling system for a turbine airfoil having a three pass cooling circuit
JP4063937B2 (ja) ガスタービンエンジン内の翼の冷却通路の乱流促進構造
US20050031450A1 (en) Microcircuit airfoil mainbody
US5295789A (en) Turbomachine flow-straightener blade
US5797726A (en) Turbulator configuration for cooling passages or rotor blade in a gas turbine engine
US7097425B2 (en) Microcircuit cooling for a turbine airfoil
US3635585A (en) Gas-cooled turbine blade
US4775296A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
US8870537B2 (en) Near-wall serpentine cooled turbine airfoil
US9097115B2 (en) Turbine vane
US4762462A (en) Housing for an axial compressor
JPS6119804B2 (sv)
KR20050074303A (ko) 팬형 후단 에지 티어드롭 어레이
JP2006161810A (ja) ブルノーズ段部付きタービンノズル
JP2004197740A (ja) ベンチュリ出口を有するタービン翼形部
US7762775B1 (en) Turbine airfoil with cooled thin trailing edge
JPS59119001A (ja) タ−ボ機械の動翼または静翼
KR19990088291A (ko) 작은변형량을갖는터빈용슈라우드세그먼트
US6464462B2 (en) Gas turbine bucket wall thickness control
JP2001505275A (ja) タービン翼並びにガスタービン設備におけるその使用

Legal Events

Date Code Title Description
NAL Patent in force

Ref document number: 8300316-0

Format of ref document f/p: F

NUG Patent has lapsed

Ref document number: 8300316-0

Format of ref document f/p: F