UA73655C2 - Насаджувана й охолоджувана лопатка турбіни - Google Patents
Насаджувана й охолоджувана лопатка турбіни Download PDFInfo
- Publication number
- UA73655C2 UA73655C2 UA2003109399A UA2003109399A UA73655C2 UA 73655 C2 UA73655 C2 UA 73655C2 UA 2003109399 A UA2003109399 A UA 2003109399A UA 2003109399 A UA2003109399 A UA 2003109399A UA 73655 C2 UA73655 C2 UA 73655C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- blade
- air
- deflector
- shank
- groove
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 title claims abstract description 45
- 238000012876 topography Methods 0.000 claims 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 abstract 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 4
- 210000000078 claw Anatomy 0.000 description 3
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 3
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 2
- 239000012141 concentrate Substances 0.000 description 1
- 239000000110 cooling liquid Substances 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 1
- 230000009291 secondary effect Effects 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
- 238000004804 winding Methods 0.000 description 1
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
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
-
- 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
-
- 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
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Лопатка турбіни (11) має хвостовик (13), встановлений у пазу (14) диска (12) турбіни, і виконана з внутрішнім контуром повітряного охолодження, що включає в себе засоби (15) введення повітря, розташовані на хвостовику лопатки і обернені у бік паза, і засоби виведення повітря. Хвостовик (13) лопатки обладнаний засобом (20), що забезпечує можливість вирівнювання тиску і температури охолоджувального повітря, яке надходить до засобів введення повітря.
Description
Опис винаходу
Даний винахід стосується турбінної лопатки, яку насаджують на диск турбіни й охолоджують шляхом 2 циркуляції повітря усередині лопатки.
Ступінь осьової турбіни утворений решіткою з нерухомих лопаток, що зветься направляючим апаратом, і решіткою рухомих лопаток, що зветься колесом або ротором. Відомі єдині блокові ротори, в яких лопатки і диск виконані в єдиній конструкції. Відомі також ротори з насаджуваними лопатками, в яких лопатки набрані на диск і механічно закріплені на ньому, зазвичай за допомогою з'єднувального вузла і триопірного хвостовика. 70 Коли колеса турбіни працюють при високій температурі, лопатки необхідно охолоджувати. Охолодження лопаток може здійснюватися повітрям, що відбирається, наприклад, із виходу компресора і спрямовується усередину лопаток через місце їх кріплення на диску. Охолоджувальне повітря проходить через хвостовик лопатки і виходить, наприклад, через протилежний торець лопатки і через одну з її поверхонь.
Охолоджувальне повітря, що відводиться з виходу компресора, вводять через торцевий пластинчастий 79 елемент, який контактує з розташованою вище за потоком поверхнею диска таким чином, щоб контур циркуляції повітря був герметичним. Для запобігання витоку повітря зазначений торцевий пластинчастий елемент часто монтують по місцю на диску за допомогою системи фіксуючих гакоподібних елементів, називаних "кігтями".
Такі гакоподібні елементи, крім того, виконують іншу функцію: завдяки їх наявності охолоджувальне повітря, що рухається в напрямку пазів, обертається зі швидкістю, що дорівнює швидкості обертання ротора турбіни. Охолоджувальне повітря, таким чином, досягає місця навпроти паза, обертаючись із тією ж швидкістю, що і паз, і входить у нього без будь-яких небажаних вторинних ефектів.
Проте зазначені гакоподібні елементи не позбавлені і недоліків, що полягають у їхній великій вартості і відносно малому терміні служби. У зв'язку з цим привабливою видається ідея відмовитися від їх використання.
Проте, як показали дослідження, якщо ці гакоподібні елементи видалити, то турбінні лопатки не так добре с 22 охолоджуються. Го)
У міжнародній заявці МУХО-А-99 47792 описана турбінна лопатка з хвостовиком для кріплення її в пазу, виконаному в диску турбіни. Лопатка тут має внутрішній контур повітряного охолодження, що включає у себе засоби для впускання повітря, розташовані на хвостовику лопатки, зверненому у бік паза, і засоби для відведення повітря. Хвостовик лопатки обладнаний спеціальним пристроєм, "припливну камеру" (відповідно до о 30 опису зазначеної міжнародної заявки), що спрямовує охолоджувальне повітря усередину лопатки. Цей пристрій, ю крім того, забезпечує відведення охолоджувального повітря після його проходження усередині лопатки, а також розділяння її вхідного і вихідного потоків охолоджувального повітря. ке,
У заявці Великобританії Мо1605282 описана турбінна лопатка з хвостовиком, за допомогою якого вона со вкладається в паз диска турбіни. Ця лопатка має внутрішній контур повітряного охолодження, що складається з 325 каналів, які мають вхідні отвори для надходження повітря, розташовані в хвостовику лопатки і звернені у бік - паза, і вихідні отвори для відведення повітря, розташовані на протилежному торці лопатки. Хвостовик лопатки обладнаний трубчастим каналом, через який із вхідного повітряного колектора охолоджувальне повітря надходить і подається до вхідних отворів. «
У патенті США Мо4348157 описана лопатка турбіни, насаджена на диск за допомогою хвостовика. Ця лопатка - 40 має внутрішній контур повітряного охолодження разом із вікном для введення повітря. Вікно виконане не в с хвостовику лопатки, зверненому усередину паза, пристосованого під цей хвостовик, а в з'єднувальній частині,
Із» розташованій між хвостовиком і лопаткою (пером лопатки), а саме в ніжці. Для транспортування охолоджувального повітря до вхідних отворів самої лопатки служать прохідні канали, які можуть мати дефлектори. 45 У патенті США Мо4178129 описана система охолодження лопаток турбіни за допомогою повітряного потоку. і Кожна з цих лопаток має хвостовик, встановлений у відповідному пазу диска турбіни. Лопатка має внутрішній со контур повітряного охолодження, що включає у себе засоби постачання повітря, розташовані в хвостовику лопатки. Охолоджувальне повітря подають або в камеру введення охолоджувального повітря, із якою сполучені б повітряні канали лопатки, або безпосередньо в канал, виконаний у передній крайці лопатки, через приймач типу с 20 трубки Піто.
У конструкції лопатки, описаній у вищезазначеній міжнародній заявці УУО-А-99 47792, охолоджувальне сл повітря вводять через пристрій, що має вигляд труби, сполученої з отворами системи охолоджувальних каналів.
Цей пристрій може мати отвори, розмір яких збігається з розміром отворів системи охолоджувальних каналів, або отвори, які завширшки є майже такими ж, як паз, у якому розміщений вищезгаданий трубчастий пристрій. В обох цих випадках запобігти утворенню вихору неможливо.
ГФ) У конструкції лопатки, описаній у вищезгаданій заявці Великобританії Мо1605282, труба для повітряного охолодження відповідає ширині паза. Тому тут також неможливо запобігти утворенню вихору. о У конструкції лопатки, описаній у зазначеному патенті США Мо4348157, повітря надходить безпосередньо на лицьову поверхню, в якій просвердлені отвори, наслідком чого є такий самий результат. 60 У конструкції лопатки, описаній у зазначеному патенті США Мо4178129, повітря подають або безпосередньо в канал охолодження лопатки (через трубку Піто) або прямо на поверхню, у якій просвердлені канали охолодження, що призводить до такого ж результату.
Автори даного винаходу виявили причину зниження ефективності охолодження, коли з конструкції були видалені гакоподібні елементи або "кігті", і знайшли рішення проблеми. бо Автори даного винаходу дійшли висновку, що коли охолоджувальне повітря не спрямовують у паз, то воно досягає паза, обертаючись (разом із ротором) із меншою швидкістю, ніж коли його тим чи іншим чином спрямовують. У результаті повітря концентрується й обертається в пазу, створюючи вихор, як показано на
Фіг18. Центр цього вихору є зоною великого перепаду тиску, що перешкоджає постачанню охолоджувального повітря до лопатки.
Даним винаходом пропонується засіб, що дозволяє вирішити зазначену проблему і позбавити від неї раз і назавжди конструкцію турбіни.
Завдання винаходу полягає в створенні лопатки турбіни, обладнаної хвостовиком для встановлення лопатки в пазу диска ротора турбіни, причому лопатка забезпечується внутрішнім контуром повітряного охолодження, 7/0 який включає у себе засоби введення повітря, розташовані з боку хвостовика лопатки, поверненої до паза, і засоби виведення повітря, яка відрізняється тим, що зазначена сторона хвостовика лопатки є обладнаною дефлектором, який має, принаймні, одне ребро, призначене для створення спрямованого плину охолоджувального повітря в донній (нижній) частині паза, що дозволяє правильно організувати плин повітря в напрямку засобів уведення повітря.
Наявність такого дефлектора з боку хвостовика лопатки, де розташовані канали для введення повітря, запобігає утворення вихору.
Дефлектор може бути виконаний в єдиній конструкції з лопаткою (із її хвостовиком).
Дефлектор може являти собою елемент, приєднаний до хвостовика лопатки й обладнаний засобами сполучення з засобами, що забезпечують введення повітря, наявними в хвостовику. Ці засоби сполучення
Можуть бути виконані у вигляді, щонайменше, одного каліброваного отвору.
Ребро може бути прямим або похилим відносно напрямку головної осі лопатки.
В одному з кращих варіантів здійснення винаходу дефлектор має, щонайменше, одне ребро, призначене для створення спрямованого руху охолоджувального повітря, що входить у паз, і, щонайменше, одне ребро, що спрямовує повітря, яке виводиться із лопатки в середину паза. с
Суть винаходу, його переваги й особливості розглядаються більш докладно у подальшому описі, де поданий приклад здійснення, що не обмежує даний винахід, із посиланнями на додані фігури креслень, на яких зображені: (8)
Фіг.1 - встановлена на диску лопатка турбіни за даним винаходом;
Фіг.2 - нижня сторона хвостовика лопатки турбіни за даним винаходом;
Фіг.3 - дефлектор, виконаний відповідно до даного винаходу, вигляд в аксонометрії; ю зо Фіг.4 - розріз фрагмента турбіни, у якому змонтована лопатка за даним винаходом;
Фіг.5 і Фіг.6 - дефлектори, які можуть бути використані відповідно до даного винаходу, вигляд знизу; що)
Фіг.7 - Фіг.10 - поперечні розрізи різноманітних дефлекторів, які можуть використовуватися згідно з Ге винаходом.
На Фіг.1 зображена лопатка 11 за даним винаходом, встановлена на диску 12. Це зображення дано в і) площині, перпендикулярній осі турбіни. Хвостовик 13 лопатки 11 розміщений у пазу 14 диска 12. Хвостовик ї- зображений у розрізі уздовж осі каналу 15 засобів підведення охолоджувального повітря, що надходить від донної частини паза 14 у внутрішній контур охолодження лопатки (тут не показаний).
На відміну від лопатки, обраної за прототип, лопатка на Фіг.1 обладнана дефлектором 20, який прикріплений до нижньої поверхні хвостовика 16 лопатки. Дефлектор 20 має ребра, що спрямовують охолоджувальне повітря, « яке проходить по нижній частині паза 14. На Фіг.1 показаний отвір 21 у дефлекторі, розташований відповідно до з с положення каналу 15 і призначений для забезпечення доступу у зазначений канал проходження охолоджувального повітря. Отвір у дефлекторі може бути каліброваним і легко виконується на такій деталі ;» конструкції, якою є приєднаний до хвостовика дефлектор.
На Фіг.2, стрілками показаний шлях проходження охолоджувального повітря в нижній частині паза між пластинами 17 і 18 диска 12. У цьому варіанті дефлектор має два ребра 22 і 23, розміщені в напрямку лінії, -І уздовж якої просвердлені отвори 21, і з кожної сторони від неї. Ці ребра виконані таким чином, щоб утворювати напрямну перегородку визначеного виду. Слід також відзначити, що даний дефлектор має чотири отвори для о проходження охолоджувального повітря.
Ге» Наявність дефлектора на нижній поверхні хвостовика лопатки є фактором запобігання формуванню вихору і створенню (небажаного) перепаду тиску. о Дефлектор може бути виконаний окремою деталлю, прикріпленою до хвостовика лопатки шляхом с зварювання або пайки. Можливий варіант суцільного виконання дефлектора з лопаткою.
На Фіг.3 вищеописаний дефлектор 20 зображений в аксонометрії. Тут можна більш наочно бачити ребра 22 і 23 та отвори 21.
На Фіг.4 зображений фрагмент турбіни з установленою на ній лопаткою, що відповідає даному винаходу.
Лопатка 11 на Фіг.4 показана в сполученні з дефлектором 20 і встановлена у паз 14 диска 12. На цій фігурі (Ф, показана також торцева пластина 17, що контактує зі стороною диска 12, розташованою вище за потоком газу, і ка торцева пластина 18, що ізолює паз.
Охолоджувальне повітря надходить у нижню частину камери і прискорюється, проходячи ряд інжекторів, во подібних інжектору 31. Потім повітря проходить через отвори 32, просвердлені в торцевій пластині 17, після чого воно надходить угору, в напрямку нижньої частини паза так, як показано стрілками на Фіг.4. Ракоподібні елементи або "кігті", що відповідно до даного винаходу можуть бути видалені з конструкції, показані на Фіг.4А пунктирними лініями.
На Фіг.5 і Фіг.б6 показані інші варіанти виконання дефлекторів, що можуть використовуватися при здійсненні 65 даного винаходу (дефлектори показані з боку нижньої поверхні хвостовика лопатки).
Зображений на Фіг.5 дефлектор 40 має два ребра 41 і 42, що проходять по всій його довжині. Крім того, тут показані отвори 43, що спрямовують потік охолоджувального повітря в канали лопатки.
На Фіг.б6 зображений дефлектор 50, що має перший ряд ребер 51 і 53, розташованих з однієї сторони дефлектора, і другий ряд ребер 52 і 54, розташованих з іншої сторони дефлектора. Розташування цих ребер розраховане на утворення напрямних. Показані також отвори 55, що спрямовують потік повітря в канали лопатки.
Дефлектор, крім того, може містити одне або декілька ребер, що забезпечують проходження охолоджувального повітря більш складним, звивистим шляхом.
На Фіг.7-10 показані інші варіанти виконання дефлектора за даним винаходом. Всі ці дефлектори показані в 7/0 поперечному розрізі уздовж отвору проходження охолоджувального повітря.
Дефлектор 60, зображений на Фіг.7, має вигляд жолобчастої рейки. Його ребра 61 і 62 проходять під прямим кутом до поверхні основи 63 дефлектора, установленого на хвостовику лопатки. Ребра 61 і 62 можуть проходити уздовж всього дефлектора або можуть перериватися з утворенням відбивачів.
Те ж саме стосується дефлекторів 70, 80 і 90, показаних на Фіг.8, 9 і 10 відповідно. Дефлектор 70 має ребра 71 і 72, що розходяться назовні від опорної поверхні 73 дефлектора, розміщеного на хвостовику лопатки.
Дефлектор 80 має ребра 81 і 82, що зближаються в міру віддалення від опорної поверхні 73, розташованої на хвостовику лопатки. Дефлектор 90 має чотири паралельних ребра 91, 92, 93 і 94, що проходять під прямим кутом до опорної поверхні 95 дефлектора, розміщеного на хвостовику лопатки.
Винахід забезпечує підвищення статичного тиску в центрі паза настільки, щоб компенсувати 7595 величини 2о перепаду тиску, який міг би виникнути за умови відсутності додаткового елемента (дефлектора). Запропоноване рішення поліпшує підведення охолоджувального повітря до лопатки, знижує середню температуру лопатки, що залежить від умов її роботи, і, відповідно, збільшує термін експлуатації лопатки. 71 25 . (8) ! ! 12 ши ів) - - 30 ФУ т, 1в- Її? юю
Би - (Се) оси 1 - зх ще хх к зв 76 а Х їм
ОК
20021 1- « 40 о Фіг. 1 Й - с а 18 и?
Й 24 . Й 23 І
Б
1х в а ши (о) ФІГ. 2 ох й о 29 | пиеЕесоноКа сл 20 А шин 21 ше ше рай І шк й ге
ХХ Зх и 60 23 г 21 ХХ ут ло ФІГ. З р б5
І й вні 15 есте її її
М ЛЯВ--в
Ви СЛ ДЕ -20
ЩІ З
70 й -й с 14
КА В. ще Їх ою
З ж
М ї ле
З
УЕУПЦІл пр. чі Фіг. 4
КМ
-1 -2 М
ФІГ
40 - -41 щі -3 с ' в ШУ ' дя ю зо
БО ше З 55 кв їй еко, ул пи, у л і зе Шин Я а й 5
ФІГ. 6 ч во вз 7 с "з 61 в2 -І
ФІГ. 7 о 7оу хв (е)) сл 20 . сп 7 72
ФІГ. 8 о во аз ще 60 81 аз
ФІГ. 8 65 зх 5 ума тлу. ШИН ул л як й Й Й Й
Й Й Й Й
Ша ща ща. 91 923 93Й за
Я ; Й Й й й Й Н
ФІГ. 10 І
Claims (7)
1. Лопатка турбіни (11), яка має хвостовик (13) для закріплення лопатки в пазу (14) диска (12) турбіни, при цьому лопатка забезпечена внутрішнім контуром повітряного охолодження, який містить засоби (15) 75 введення повітря, розташовані з оберненої до паза сторони хвостовика лопатки, і засоби виведення повітря, яка відрізняється тим, що зазначена сторона хвостовика лопатки обладнана у дефлектор (20), що містить принаймні одне ребро (22, 23), котре спрямовує потік охолоджувального повітря, що протікає Через нижню частину паза, до засобів введення повітря.
2. Лопатка турбіни за п. 1, яка відрізняється тим, що дефлектор виконаний у єдиній конструкції з лопаткою.
З. Лопатка турбіни за п. 1, яка відрізняється тим, що дефлектор (20) являє собою додатковий елемент, приєднаний до хвостовика (13) лопатки (11) і має засоби (21), що забезпечують проходження повітря до засобів введення повітря.
4. Лопатка турбіни за п. 3, яка відрізняється тим, що засоби (21) проходження повітря являють собою щонайменше один калібрований отвір. сч 29
5. Лопатка турбіни за будь-яким із пп. 1-4, яка відрізняється тим, що ребро (22, 23) орієнтоване в напрямку (У основної осі лопатки або під кутом до цієї осі.
6. Лопатка турбіни за будь-яким із пп. 1-5, яка відрізняється тим, що дефлектор (20) має щонайменше одне ребро (22) для створення спрямованого охолоджувального повітря, що надходить у паз, і щонайменше одне ребро (23), що спрямовує повітря, яке виводиться із лопатки, усередину паза. юю
7. Лопатка турбіни за будь-яким із пп. 1-6, яка відрізняється тим, що дефлектор має щонайменше одне ребро юю криволінійного профілю. (Се) Офіційний бюлетень "Промислоава власність". Книга 1 "Винаходи, корисні моделі, топографії інтегральних с мікросхем", 2005, М 8, 15.08.2005. Державний департамент інтелектуальної власності Міністерства освіти і науки України. - -
с . и? -І (95) (о) 1 сл іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0105289A FR2823794B1 (fr) | 2001-04-19 | 2001-04-19 | Aube rapportee et refroidie pour turbine |
PCT/FR2002/001325 WO2002086291A1 (fr) | 2001-04-19 | 2002-04-17 | Aube pour turbine comportant un deflecteur d'air de refroidissement |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
UA73655C2 true UA73655C2 (uk) | 2005-08-15 |
Family
ID=8862464
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
UA2003109399A UA73655C2 (uk) | 2001-04-19 | 2002-04-17 | Насаджувана й охолоджувана лопатка турбіни |
Country Status (10)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6981845B2 (uk) |
EP (1) | EP1251243B8 (uk) |
JP (1) | JP4112986B2 (uk) |
CA (1) | CA2444862C (uk) |
DE (1) | DE60205977T2 (uk) |
ES (1) | ES2244738T3 (uk) |
FR (1) | FR2823794B1 (uk) |
RU (1) | RU2325537C2 (uk) |
UA (1) | UA73655C2 (uk) |
WO (1) | WO2002086291A1 (uk) |
Families Citing this family (30)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB0227745D0 (en) * | 2002-11-28 | 2003-01-08 | Rolls Royce Plc | Blade cooling |
US6974306B2 (en) | 2003-07-28 | 2005-12-13 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade inlet cooling flow deflector apparatus and method |
FR2858829B1 (fr) | 2003-08-12 | 2008-03-14 | Snecma Moteurs | Aube refroidie de moteur a turbine a gaz |
GB0405679D0 (en) * | 2004-03-13 | 2004-04-21 | Rolls Royce Plc | A mounting arrangement for turbine blades |
WO2005095761A1 (de) * | 2004-03-30 | 2005-10-13 | Alstom Technology Ltd | Vorrichtung zur kühlluftbeaufschlagung einer laufschaufel |
US7578652B2 (en) | 2006-10-03 | 2009-08-25 | United Technologies Corporation | Hybrid vapor and film cooled turbine blade |
SG143087A1 (en) * | 2006-11-21 | 2008-06-27 | Turbine Overhaul Services Pte | Laser fillet welding |
US20090068446A1 (en) | 2007-04-30 | 2009-03-12 | United Technologies Corporation | Layered structures with integral brazing materials |
US8128365B2 (en) | 2007-07-09 | 2012-03-06 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with rotor impingement cooling |
FR2937372B1 (fr) * | 2008-10-22 | 2010-12-10 | Snecma | Aube de turbine equipee de moyens de reglage de son debit de fluide de refroidissement |
RU2518775C2 (ru) | 2009-09-04 | 2014-06-10 | Сименс Акциенгезелльшафт | Способ и устройство тангенциально смещающего внутреннего охлаждения на направляющей лопатке сопла |
US8622702B1 (en) * | 2010-04-21 | 2014-01-07 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with cooling air inlet holes |
GB201016597D0 (en) | 2010-10-04 | 2010-11-17 | Rolls Royce Plc | Turbine disc cooling arrangement |
IT1403416B1 (it) * | 2010-12-21 | 2013-10-17 | Avio Spa | Rotore palettato di una turbina a gas per motori aeronautici e metodo per il raffreddamento di detto rotore palettato |
DE102011121634B4 (de) * | 2010-12-27 | 2019-08-14 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Turbinenschaufel |
US20120315139A1 (en) * | 2011-06-10 | 2012-12-13 | General Electric Company | Cooling flow control members for turbomachine buckets and method |
EP2639407A1 (en) * | 2012-03-13 | 2013-09-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine arrangement alleviating stresses at turbine discs and corresponding gas turbine |
US9435206B2 (en) * | 2012-09-11 | 2016-09-06 | General Electric Company | Flow inducer for a gas turbine system |
EP2725191B1 (en) * | 2012-10-23 | 2016-03-16 | Alstom Technology Ltd | Gas turbine and turbine blade for such a gas turbine |
US8926283B2 (en) * | 2012-11-29 | 2015-01-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade angel wing with pumping features |
US20160090841A1 (en) * | 2014-09-29 | 2016-03-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine blade slot heat shield |
US10094228B2 (en) * | 2015-05-01 | 2018-10-09 | General Electric Company | Turbine dovetail slot heat shield |
CN107849925B (zh) * | 2015-07-06 | 2020-03-17 | 西门子股份公司 | 具有冷却流量调节特征的涡轮机定子叶片和/或涡轮机转子叶片以及适应叶片的对应方法 |
DE102015111746A1 (de) * | 2015-07-20 | 2017-01-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gekühltes Turbinenlaufrad, insbesondere für ein Flugtriebwerk |
GB201516657D0 (en) | 2015-09-21 | 2015-11-04 | Rolls Royce Plc | Seal-plate anti-rotation in a stage of a gas turbine engine |
US20170234447A1 (en) * | 2016-02-12 | 2017-08-17 | United Technologies Corporation | Methods and systems for modulating airflow |
KR102025147B1 (ko) * | 2017-10-13 | 2019-09-27 | 두산중공업 주식회사 | 버킷의 쓰로틀 플레이트 결합구조와 이를 포함하는 회전체 및 가스터빈 |
DE102019206432A1 (de) * | 2019-05-06 | 2020-11-12 | MTU Aero Engines AG | Turbomaschinenschaufel |
KR102284507B1 (ko) * | 2020-02-25 | 2021-08-02 | 두산중공업 주식회사 | 로터 및 이를 포함하는 터보머신 |
US11560844B2 (en) * | 2021-02-18 | 2023-01-24 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Inertial particle separator for a turbine section of a gas turbine engine |
Family Cites Families (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1605282A (en) * | 1973-10-27 | 1987-12-23 | Rolls Royce 1971 Ltd | Bladed rotor for gas turbine engine |
GB1561229A (en) * | 1977-02-18 | 1980-02-13 | Rolls Royce | Gas turbine engine cooling system |
DE2941866C2 (de) * | 1978-10-26 | 1982-08-19 | Rolls-Royce Ltd., London | Turbine für ein Gasturbinentriebwerk mit lufgekühlten Turbinenschaufeln |
US4626169A (en) * | 1983-12-13 | 1986-12-02 | United Technologies Corporation | Seal means for a blade attachment slot of a rotor assembly |
US4820123A (en) * | 1988-04-25 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Dirt removal means for air cooled blades |
DE3835932A1 (de) * | 1988-10-21 | 1990-04-26 | Mtu Muenchen Gmbh | Vorrichtung zur kuehlluftzufuehrung fuer gasturbinen-rotorschaufeln |
US5403156A (en) * | 1993-10-26 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Integral meter plate for turbine blade and method |
US6059529A (en) * | 1998-03-16 | 2000-05-09 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Turbine blade assembly with cooling air handling device |
-
2001
- 2001-04-19 FR FR0105289A patent/FR2823794B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-04-17 US US10/474,038 patent/US6981845B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-17 WO PCT/FR2002/001325 patent/WO2002086291A1/fr active Application Filing
- 2002-04-17 DE DE60205977T patent/DE60205977T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-17 EP EP02290964A patent/EP1251243B8/fr not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-17 RU RU2003133669/06A patent/RU2325537C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2002-04-17 ES ES02290964T patent/ES2244738T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2002-04-17 CA CA002444862A patent/CA2444862C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2002-04-17 JP JP2002583793A patent/JP4112986B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-04-17 UA UA2003109399A patent/UA73655C2/uk unknown
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1251243B8 (fr) | 2005-11-02 |
FR2823794A1 (fr) | 2002-10-25 |
US6981845B2 (en) | 2006-01-03 |
CA2444862A1 (fr) | 2002-10-31 |
CA2444862C (fr) | 2009-11-24 |
EP1251243B1 (fr) | 2005-09-07 |
US20040115054A1 (en) | 2004-06-17 |
ES2244738T3 (es) | 2005-12-16 |
DE60205977T2 (de) | 2006-07-06 |
JP2004522049A (ja) | 2004-07-22 |
RU2003133669A (ru) | 2005-04-20 |
RU2325537C2 (ru) | 2008-05-27 |
WO2002086291A1 (fr) | 2002-10-31 |
JP4112986B2 (ja) | 2008-07-02 |
DE60205977D1 (de) | 2005-10-13 |
EP1251243A1 (fr) | 2002-10-23 |
FR2823794B1 (fr) | 2003-07-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
UA73655C2 (uk) | Насаджувана й охолоджувана лопатка турбіни | |
RU2330964C2 (ru) | Статор газовой турбины (варианты) и реактивный двигатель (варианты) | |
ES2442873T3 (es) | Perfil aerodinámico de turbina de gas | |
RU2179245C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с системой воздушного охлаждения лопаток турбины и способ охлаждения полой профильной части лопатки | |
UA70353C2 (uk) | Пристрій для регулювання діаметра статора газової турбіни | |
RU2001127713A (ru) | Устройство для регулировки диаметра статора газовой турбины | |
US6561757B2 (en) | Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention | |
EP0869260A2 (en) | Turbine stator vane segments having leading edge impingement cooling circuits | |
RU2626913C2 (ru) | Система газовой турбины, уменьшающая напряжения на дисках турбины, и соответствующая газовая турбина | |
JP3180830B2 (ja) | ガスタービンコンバスタ | |
US20090074579A1 (en) | Turbine ring | |
CN101886553A (zh) | 具有侧壁冷却仓室的涡轮喷嘴 | |
CZ292382B6 (cs) | Systém chlazení profilu, zejména profilu lopatky plynové turbíny | |
EP1146203B1 (en) | Impingement cooling of an undercut region of a turbine nozzle segment | |
JPH1089005A (ja) | 高温部材冷却装置 | |
WO2013117258A1 (en) | Turbine assembly, corresponding impingement cooling tube and gas turbine engine | |
KR20010098379A (ko) | 고정자 베인 세그먼트 및 터빈 베인 세그먼트 | |
JP3776580B2 (ja) | 軸流タービンの排気装置 | |
JP2000055210A (ja) | 部品間のギャップを無接触でシ―ルする装置 | |
JPH09507549A (ja) | ガスタービンのエアフォイル | |
RU2291545C2 (ru) | Вентиляция ротора динамоэлектрической машины | |
KR100674288B1 (ko) | 터빈용 내부 슈라우드 조립체, 터빈 슈라우드 조립체용 세그먼트 및 냉각 공기 퍼지 방법 | |
JPH11257003A (ja) | インピンジメント冷却装置 | |
KR20020067408A (ko) | 가스 터빈의 노즐 베인의 캐비티용 인서트와, 가스 터빈용노즐과, 냉각 매체 인서트 설치 방법 | |
RU2005131575A (ru) | Шумоуменьшающее устройство и способ уменьшения шума в конденсационных системах с воздушным охлаждением |