SU670734A1 - Turbomachine nozzle apparatus - Google Patents

Turbomachine nozzle apparatus

Info

Publication number
SU670734A1
SU670734A1 SU762364190A SU2364190A SU670734A1 SU 670734 A1 SU670734 A1 SU 670734A1 SU 762364190 A SU762364190 A SU 762364190A SU 2364190 A SU2364190 A SU 2364190A SU 670734 A1 SU670734 A1 SU 670734A1
Authority
SU
USSR - Soviet Union
Prior art keywords
nozzle apparatus
blades
blade
turbomachine nozzle
turbomachine
Prior art date
Application number
SU762364190A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Аркадий Львович Берне
Владимир Емельянович Марковка
Original Assignee
Предприятие П/Я А-3492
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 Предприятие П/Я А-3492 filed Critical Предприятие П/Я А-3492
Priority to SU762364190A priority Critical patent/SU670734A1/en
Application granted granted Critical
Publication of SU670734A1 publication Critical patent/SU670734A1/en

Links

Landscapes

  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

1one

Изобретение относитс  к области газотурбостроени , в частности к сопловым аппаратам турбомашины.The invention relates to the field of gas turbine construction, in particular to nozzle apparatus of a turbomachine.

Известен сопловой аппарат, содерл ащий лопатки с наружными и внутренними полками , соединенными между собой неподвижно с образованием пакетов из нескольких лоиаток 1.A well-known nozzle apparatus containing blades with outer and inner shelves, interconnected motionless with the formation of packages of several loiatok 1.

Однако такое выполнение соплового аппарата характеризуетс  относительно малой надежностью из-за повышенных статических напр жений.However, this embodiment of the nozzle apparatus is characterized by relatively low reliability due to increased static voltages.

Известен также сопловой аппарат,  вл ющийс  ближайшим техническим решением к описываемому изобретению, содержавши лопатки с наружными и внутренними полками , сопр женными по параллельным контактным площадкам 2.Also known is a nozzle apparatus, which is the closest technical solution to the described invention, containing blades with outer and inner shelves mated along parallel contact pads 2.

Однако и при таком выполнепии соплового аппарата статические напр жени  и, следовательно, надежность остаютс  достаточно большими.However, even with this performance of the nozzle apparatus, the static voltages and, therefore, the reliability remain sufficiently large.

Цель изобретени  - повышение надежности путем уменьшени  статических напр жений .The purpose of the invention is to increase reliability by reducing static voltages.

Это достигаетс  тем, что площадки, расположенные со стороны спинки каждой лопатки , выполнены перпендикул рно к оси лопатки и охватывают площадки, расположенные со стороны корыта соседней лопатки .This is achieved by the fact that the platforms located on the side of the back of each blade are perpendicular to the axis of the blade and encompass the areas located on the side of the trough of the adjacent blade.

На фиг. 1 приведен предлагаемый сопловой аппарат турбины, продольный разрез; на фиг. 2 - сечение А-А на фиг. I; на фнг. 3 - сечение Б-Б на фиг. 1.FIG. 1 shows the proposed turbine nozzle apparatus, a longitudinal section; in fig. 2 is a section A-A in FIG. I; on fng. 3 is a section BB in FIG. one.

Сопловой аппарат содержит лопатки 1 с наружными и внутренними полками 2 и 3, сопр женными по параллельным контактным площадкам 4, 5 и 6, 7 соответственно.The nozzle apparatus contains blades 1 with outer and inner shelves 2 and 3, mated along parallel contact pads 4, 5 and 6, 7, respectively.

Площадки 5, 7, расположенные со стороны спинки 8 каждой лопатки 1, охватывают площадки 4, 6, расположенные со стороны корыта 9 соседней лопатки 1 с нат гом .Platforms 5, 7, located on the side of the backrest 8 of each blade 1, cover platforms 4, 6, located on the side of the trough 9 of the adjacent blade 1 with tension.

Пат г может создаватьс  при сборке аппарата MCCTFibiM нагревом спинки 8 каждой лопатки 1 и охлаждением ее кромок.Patches can be created by assembling the MCCTFibiM apparatus by heating the backrest 8 of each blade 1 and cooling its edges.

При работе турбомашпны имеет место неравномерный нагрев лопаток 1 как за счет наличи  окружной п радиальной неравномерности иол  темиератур рабочего тела, так п за счет имеющихс  различий в пределах допуска геометрпп лопаток. Больша  температура отдельпых лопаток прпводпт к относительно большему изменению их длины и к увеличению нат га по площадкам 4, 6, расположенным со стороны корыта 9. В результате возникают дополнительные моменты, действующие на лопатки 1, разгружающие наиболее опасный участок-входную кромку. При этом наиболее нагретые лопатки 1 разгружаютс  за счет подгрузки менее нагретых, что приводит в целом к уменьшению статических напр жений и как результат - к повышению надежности .During operation of the turbomachine, uneven heating of the blades 1 takes place due to the presence of circumferential and radial irregularities in the working fluid, as well as due to the differences within the tolerance of the blades. The larger temperature of the individual blades of the prvodapt leads to a relatively larger change in their length and to an increase in tension on sites 4, 6 located on the side of the trough 9. As a result, there are additional moments acting on the blades 1, which unload the most dangerous part — the entrance edge. At the same time, the most heated blades 1 are unloaded due to the less heated loads, which generally leads to a decrease in static voltages and, as a result, to increased reliability.

Claims (2)

1.Патент США № 3369762, кл. 415-149, опублик. 1968.1. US Patent No. 3369762, cl. 415-149, published. 1968. 2.Патент ФРГ № 1126194, кл. 46f, 9, опублик. 1962.2. The patent of Germany No. 1126194, cl. 46f, 9, pub. 1962. .2.2
SU762364190A 1976-05-27 1976-05-27 Turbomachine nozzle apparatus SU670734A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU762364190A SU670734A1 (en) 1976-05-27 1976-05-27 Turbomachine nozzle apparatus

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU762364190A SU670734A1 (en) 1976-05-27 1976-05-27 Turbomachine nozzle apparatus

Publications (1)

Publication Number Publication Date
SU670734A1 true SU670734A1 (en) 1979-06-30

Family

ID=20662763

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU762364190A SU670734A1 (en) 1976-05-27 1976-05-27 Turbomachine nozzle apparatus

Country Status (1)

Country Link
SU (1) SU670734A1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4511306A (en) * 1982-02-02 1985-04-16 Westinghouse Electric Corp. Combustion turbine single airfoil stator vane structure

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4511306A (en) * 1982-02-02 1985-04-16 Westinghouse Electric Corp. Combustion turbine single airfoil stator vane structure

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4326835A (en) Blade platform seal for ceramic/metal rotor assembly
US4239452A (en) Blade tip shroud for a compression stage of a gas turbine engine
US3527544A (en) Cooled blade shroud
US4029436A (en) Blade root feather seal
US2963268A (en) Pressurized seal
US3918842A (en) Blade assembly for a fluid flow machine
JPH057541B2 (en)
GB1410607A (en) Turbomachinery rotors
KR900013213A (en) Compressor diaphragm assembly
GB938189A (en) Improvements in the construction of turbine and compressor blade elements
GB1514613A (en) Blade or vane for a gas turbine engine
EP0343361A1 (en) Turbine vane shroud sealing system
GB1298868A (en) Improvements in or relating to turbomachines
US4784569A (en) Shroud means for turbine rotor blade tip clearance control
US4280795A (en) Interblade seal for axial flow rotary machines
CA1039197A (en) Platform seal-tangential blade
SU364747A1 (en) COOLED TURBOATING TILE BLADE
DE3876768D1 (en) AXIAL FLOWED BLADE BLADES FOR COMPRESSORS OR TURBINES.
SE7901716L (en) TURBINE BOWL WITH VERMESKOLD SEGMENT, SPECIAL FOR GAS TURBINES
SU670734A1 (en) Turbomachine nozzle apparatus
GB1085349A (en) Improvements in or relating to rotor assemblies for turbines and like bladed machines
FR2323007A1 (en) Turbine blade cooling by fluid leakage through void by blade root - has void wall, with inclined coutlet bore, radial to blade platform
GB1350424A (en) Cooled blade for a gas turbine engine
GB1428365A (en) Fluid flow machines
GB1276100A (en) Bladed member for a fluid flow machine