UA79936C2 - Лопатка турбіни турбомашини - Google Patents
Лопатка турбіни турбомашини Download PDFInfo
- Publication number
- UA79936C2 UA79936C2 UA2004021199A UA2004021199A UA79936C2 UA 79936 C2 UA79936 C2 UA 79936C2 UA 2004021199 A UA2004021199 A UA 2004021199A UA 2004021199 A UA2004021199 A UA 2004021199A UA 79936 C2 UA79936 C2 UA 79936C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- blade
- deflector
- cooling air
- vane
- liner
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 30
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 8
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 description 4
- 230000009471 action Effects 0.000 description 3
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 2
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 2
- 238000005476 soldering Methods 0.000 description 2
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 2
- 238000007664 blowing Methods 0.000 description 1
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 1
- 230000008719 thickening Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- 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
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Лопатка турбіни турбомашини містить дефлектор (18) з множинною перфорацією, що обмежує кільцеву порожнину (20) між зовнішньою стінкою дефлектора і внутрішньою стінкою лопатки (10), впускний отвір (24) для подачі охолодного повітря всередину дефлектора і випускний отвір (28) для виведення частини охолодного повітря з лопатки. Один кінець (18А) дефлектора жорстко з'єднаний з лопаткою, а інший його кінець (18В) вільно встановлений з можливістю ковзання вздовж внутрішнього каналу (16А) лопатки під дією відносного термічного розширення дефлектора і внутрішньої стінки лопатки. Кільцева зона, сформована між вільним кінцем дефлектора і внутрішнім каналом лопатки, утворює зону витоку охолодного повітря. У внутрішньому каналі виконане заглиблення (30), що забезпечує зниження тиску в зоні витоку й зменшує витрату охолодного повітря, що проходить через зону витоку.
Description
Опис винаходу
Даний винахід належить до галузі лопаткових апаратів турбін турбомашин і, більш конкретно, до лопаток 2 турбін, постачених інтегрованими в них контурами охолодження.
Відповідно до відомих технологій турбомашина містить камеру згорання, в якій відбувається змішування повітря й палива і наступне згорання цієї суміші. Газ, що утворюється в результаті цього згорання, рухається до виходу камери згорання і використовується потім у турбіні високого тиску й у турбіні низького тиску. Кожна турбіна містить один або декілька рядів нерухомих (напрямних) лопаток, що чергуються з одним або декількома 70 рядами рухливих лопаток (названих робочими лопатками), причому ці лопатки розподілені по всій окружності ротора турбіни. Ці турбінні лопатки піддаються впливу газів згорання, нагрітих до вкрай високих температур, що сягають значень, які значно перевищують граничні температури, при яких прямий контакт лопаток з цими газами не викликає ушкодження лопаток. Внаслідок цього термін служби лопаток скорочується.
Відомий спосіб вирішення цієї проблеми полягає в постачанні турбінних лопаток внутрішніми контурами 72 охолодження, призначення яких полягає у зниженні температури лопаток шляхом створення всередині них спрямованої циркуляції повітря й у виконанні в стінках лопаток отворів, призначених для формування на цих лопатках захисної плівки.
На фіг.5 і 6 зображена побудова лопатки з традиційною системою охолодження дефлекторного типу, використовуваною в даний час у деяких типах авіаційних двигунів.
Лопатка 10, що містить порожнисте перо 12, розташована між зовнішньою полицею 14 і внутрішньою полицею 16, містить вставний дефлектор 18, що обмежує периферичну кільцеву порожнину 20, укладену між внутрішньою стінкою пера і зовнішньою стінкою дефлектора. Верхня частина 18А цього дефлектора герметично прикріплена до зовнішньої полиці лопатки методом пайки або зварювання, а його нижня частина 188 установлена у внутрішню полицю лопатки в напрямній зоні 16А таким чином, щоб залишити зазор, необхідний с 29 для установки дефлектора, з можливістю його ковзання під дією термічного розширення. Відповідно до Ге) розглянутої конфігурації виступи 22, жорстко зв'язані зі стінками або утворені стовщеннями дефлектора, забезпечують постійний розмір зазору між дефлектором і цими внутрішніми стінками.
Дефлектор 18 постачений множинною перфорацією таким чином, що охолодне повітря, подаване під тиском джерелом повітря, в якості якого звичайно використовується компресор турбомашини, надходить у зовнішню о полицю 14 через впускний отвір 24. Звідти повітря потрапляє всередину дефлектора 18 і частково виходить крізь се множинні отвори дефлектора, створюючи в периферичній порожнині 20 повітряні потоки, що охолоджують з шляхом обдування внутрішню стінку пера 12. Потім повітря виводиться через калібровані отвори 25 у кориті о (тобто у внутрішній поверхні пера), створюючи захисну повітряну плівку (всередині пера можуть бути Ге») передбачені перемички 26, що забезпечують керування циркуляцією охолодного повітря). Решта повітря виходить через внутрішню полицю 16, охолоджуючи її і проходячи крізь неї до випускного отвору 28, з якого в воно надходить на зовнішню сторону лопатки і до інших потребуючих охолодження елементів двигуна.
Наявність зазору між нижньою частиною 188 дефлектора й каналом 16А внутрішньої полки, по якому ковзає цей дефлектор, неминуче призводить до витоку охолодного повітря. Наслідки такого витоку залежать від « балансу тисків на виході з дефлектора на рівні його нижньої частини 188 і в периферичній порожнині 20. Так, З 70 якщо тиск на виході з дефлектора перевищує тиск усередині порожнини, повітря надходитиме в цю порожнину. с Це викличе відповідне зменшення кількості повітря, що надходить для вентиляції зовнішніх елементів і лопаток. з» Навпаки, якщо тиск на виході з дефлектора нижчий за такий усередині порожнини, повітря, що брало участь в охолодженні внутрішньої стінки дефлектора, додаватиметься до потоків, що здійснюють вентиляцію зовнішніх елементів. Така ситуація може призвести до значного скорочення терміну служби двигуна внаслідок підвищення температури стінок лопаток. це. Задача, на вирішення якої спрямовано даний винахід, полягає, таким чином, в усуненні недоліків, (се) пов'язаних з вищеописаними витоками охолодного повітря, шляхом створення конструкції турбінної лопатки, в якій такі витоки були б значно скорочені без уведення додаткової системи герметизації, що заважала б ковзанню ее, дефлектора, що було б серйозним недоліком. Інша задача, на вирішення якої спрямовано даний винахід, со 20 полягає у створенні лопатки, геометрія і процес виготовлення якої вкрай мало відрізнялися б від відомого процесу виготовлення методом лиття, що дозволило б уникнути погіршення загальної механічної міцності такої с лопатки. Нарешті, даний винахід також спрямовано на створення будь-яких турбін турбомашин, обладнаних такими охолоджуваними лопатками.
Згідно з винаходом вирішення поставленої задачі досягається створенням турбінної лопатки турбомашини, 29 що містить дефлектор із множинною перфорацією, що обмежує кільцеву порожнину між зовнішньою стінкою
ГФ) дефлектора і внутрішньою стінкою лопатки, впускний отвір для подачі охолодного повітря всередину дефлектора і випускний отвір для виведення частини охолодного повітря з лопатки. При цьому один кінець о дефлектора жорстко зв'язаний з лопаткою, а інший його кінець вільно встановлений із можливістю ковзання вздовж внутрішнього каналу під дією відносного термічного розширення дефлектора і внутрішньої стінки 60 лопатки. Кільцева порожнина, сформована між вільним кінцем дефлектора і внутрішнім каналом лопатки, утворює зону витоку охолодного повітря. Лопатка за винаходом характеризується тим, що у внутрішньому каналі виконане поглиблення, що забезпечує зниження тиску в зоні витоку і тим самим зменшує витрати охолодного повітря, що проходить через зону витоку.
Таким чином, шляхом зниження тиску в зоні витоку досягається значне скорочення витрат охолодного бо повітря, що проходить через цю зону. Зокрема, дана геометрія зони ковзання дефлектора дозволяє скоротити приблизно на 2595 витрати внаслідок витоку, що звичайно має місце в лопатках, що мають такі дефлектори, без зміни процесу виготовлення лопаток (потрібна тільки незначна модифікація стрижня ливарної форми для внутрішньої полиці). Крім того, відсутність хоч би яких елементів ущільнення дозволяє уникнути погіршення
Ковзання дефлектора всередині лопатки.
Відповідно до кращого варіанта здійснення винаходу вказане поглиблення може бути виконане на всій периферії внутрішнього каналу і має геометрію тіла обертання. Воно може бути утворене пазом прямокутного перетину або ж фігурним пазом, що переважно містить принаймні одну комірку.
Даний винахід також охоплює будь-які турбіни турбомашин, обладнані вищеописаними лопатками з 7/0 системою охолодження.
Стислий опис креслень
Інші властивості й переваги даного винаходу стануть ясні з нижченаведеного опису, що містить посилання на додані креслення, які ілюструють приклад здійснення винаходу, що не вносить яких-небудь обмежень. На кресленнях: - фіг. 1 подає, у поздовжньому перетині, напрямну лопатку турбіни відповідно до даного винаходу, - на фіг. 2 у збільшеному масштабі показана частина, що відповідає зоні витоку, лопатки, зображеної на фіг. 1, відповідно до першого варіанта здійснення винаходу, - на фіг. З у збільшеному масштабі показана частина, що відповідає зоні витоку, лопатки, зображеної на фіг. 1, відповідно до другого варіанта здійснення винаходу, - фіг. 4 зображує у збільшеному вигляді фрагмент фіг. З, - фіг. 5 подає, у поздовжньому перетині, відому лопатку розподільника турбіни, - на фіг. 6 показаний поперечний перетин лопатки, зображеної на фіг. 5.
Здійснення винаходу
На фіг. 1 зображена, в поздовжньому перетині охолоджувана лопатка 10, а саме напрямна (нерухома) сч ов турбінна лопатка турбомашини відповідно до даного винаходу. Ця лопатка, утворена порожнистим пером 12, розташованим між зовнішньою полицею 14 і внутрішньою полицею 16, прикріплена до корпуса турбіни (не і) показаного на кресленні) за допомогою зовнішньої полиці, яка обмежує із зовнішньої сторони канал течії газів згорання через об'єм турбіни. З внутрішньої сторони даний канал обмежений внутрішньою полицею лопатки.
Така лопатка піддається впливу вкрай високих температур газів згорання й, отже, потребує охолодження. З «о зо цією метою, відповідно до конструкцій, які самі по собі відомі, лопатка 10 містить щонайменше один перфорований дефлектор 18, у який подається з боку одного з її радіальних кінців охолодне повітря. При цьому о дефлектор 18 обмежує периферичну кільцеву порожнину 20, розташовану між внутрішньою стінкою лопатки і Ге! зовнішньою стінкою (поверхнею) дефлектора. Верхній кінець (верхня частина) 18А даного дефлектора герметично прикріплена до зовнішньої полиці 14 лопатки методом пайки або зварювання. Нижній кінець (нижня ме) частина) 188 вільно встановлена (вставлена) у внутрішню полицю 16 лопатки, в її внутрішній канал 16А ї- (відповідний зоні ковзання), утворюючи тим кільцеву порожнину 21. Кільцева порожнина 21 утворює зазор, необхідний для установки дефлектора і його ковзання в процесі експлуатації з урахуванням різноманітного характеру зміни температури в різноманітних складових елементах лопатки й, отже, їхнього зсуву один щодо одного. Кільцева порожнина 21 утворює також зону витоку охолодного повітря. На рівні зовнішньої і внутрішньої « полиць передбачені, відповідно, впускний отвір 24 для повітря й випускний отвір 28 для повітря, що з с забезпечують циркуляцію охолодного повітря.
Й Відповідно до даного винаходу пропонується створити засоби зниження тиску в зоні витоку з тим, щоб и?» скоротити втрати охолодного повітря, що проходить через неї. Для цього, як показано на фіг. 2 і З, в зоні ковзання нижньої частини дефлектора 18 по внутрішній полиці 16 (тобто у внутрішньому каналі 16А) передбачене поглиблення 30. Воно виконано на всій периферичній поверхні внутрішнього каналу або на його -І частині у вигляді невеличкої виїмки (паза), розмір і форма якої залежать від необхідного розміру 8 витоку. У кращому варіанті це поглиблення має геометрію тіла обертання, наприклад, з перетином у формі ік окружності або еліпса.
Ге) На фіг.2 це поглиблення здійснене у вигляді простого паза 32, що має в перетині прямокутну форму. 5р Експериментально було виявлено, що за використання такої елементарної геометрії зниження тиску даним о пазом призводить до помітного скорочення витрат охолодного повітря в зоні витоку порівняно до геометрії без
Ф поглиблення, що використовувалася у відомих рішеннях. Так, для паза шириною 2 мм і глибиною 0,6 мм це скорочення становить порядку 1290.
На фіг.3 це поглиблення виконане у вигляді фігурного паза, точна форма якого показана на фіг. 4. Він утворений трьома комірками 34, 36, 38, що дозволяють викликати три послідовні розщеплення потоку витоку повітря. Використана кількість комірок і їхня форма, очевидно, не накладають жодних обмежень на обсяг
Ф) винаходу, й фахівець у даній галузі може визначити кількість і форму комірок залежно від необхідних ка характеристик руху повітря. Стосовно до поданої геометрії зниження тиску даним пазом призводить до помітного скорочення витрат охолодного повітря в зоні витоку не тільки порівняно до геометрії без поглиблення, що бор Використовувалася у відомих рішеннях, але й порівняно до геометрії, що використовує прямокутний паз тих самих розмірів. Скорочення витрат повітря склало в цьому випадку, при використанні трьох комірок глибиною
О,бмм (із радіусом кривизни, що дорівнює 0,2мм) у пазу шириною 2мм, порядку 2595 (тобто приблизно вдвічі більше, ніж у попередньому випадку).
Відповідно до даного винаходу немає необхідності у зміні процесу виготовлення лопаток; потрібна лише 65 Незначна модифікація стрижня ливарної форми, використовуваної для виготовлення внутрішньої полиці лопаток, відповідно до заданої форми поглиблення. Крім того, відсутність необхідності введення в зону витоку ущільнення або яких-небудь інших засобів герметизації дозволяє уникнути небезпеки заклинювання дефлектора при його ковзанні під дією розширення.
Claims (7)
1. Лопатка турбіни турбомашини, яка містить дефлектор (18) з множинною перфорацією, що обмежує кільцеву порожнину (20) між зовнішньою стінкою дефлектора і внутрішньою стінкою лопатки (10), впускний отвір 70 (24) для подачі охолодного повітря всередину дефлектора і випускний отвір (28) для виведення частини охолодного повітря з лопатки, причому один кінець (18А) дефлектора жорстко з'єднаний з лопаткою, а інший його кінець (188) вільно встановлений з можливістю ковзання вздовж внутрішнього каналу (16А) лопатки під дією відносного термічного розширення дефлектора і внутрішньої стінки лопатки, кільцеву порожнину (21), сформовану між вільним кінцем дефлектора і внутрішнім каналом лопатки, що утворює зону витоку охолодного повітря, яка відрізняється тим, що у внутрішньому каналі виконане заглиблення (30), що забезпечує зниження тиску в зоні витоку й тим самим зменшує витрату охолодного повітря, що проходить через зону витоку.
2. Лопатка за п. 1, яка відрізняється тим, що заглиблення виконане на всій периферії внутрішнього каналу або на його частині.
3. Лопатка за п. 2, яка відрізняється тим, що заглиблення має геометрію тіла обертання.
4. Лопатка за п. 1, яка відрізняється тим, що заглиблення містить паз (32) прямокутного перерізу.
5. Лопатка за п. 1, яка відрізняється тим, що заглиблення містить фігурний паз (34, 36, 38).
6. Лопатка за п. 5, яка відрізняється тим, що фігурний паз містить щонайменше одну комірку.
7. Турбіна турбомашини, яка відрізняється тим, що містить множину охолоджуваних лопаток (10), виконаних відповідно до будь-якого з попередніх пунктів. сч щі 6) (Се) (зе) (о) (о) і -
- . и? -і се) се) (95) 4) іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0301916A FR2851286B1 (fr) | 2003-02-18 | 2003-02-18 | Aubes de turbine refroidie a fuite d'air de refroidissement reduite |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA79936C2 true UA79936C2 (uk) | 2007-08-10 |
Family
ID=32749628
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2004021199A UA79936C2 (uk) | 2003-02-18 | 2004-02-18 | Лопатка турбіни турбомашини |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7011492B2 (uk) |
| EP (1) | EP1452695B1 (uk) |
| JP (1) | JP4315829B2 (uk) |
| CA (1) | CA2456696C (uk) |
| DE (1) | DE602004002004T2 (uk) |
| ES (1) | ES2270300T3 (uk) |
| FR (1) | FR2851286B1 (uk) |
| RU (1) | RU2004104123A (uk) |
| UA (1) | UA79936C2 (uk) |
Families Citing this family (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2877390B1 (fr) * | 2004-10-29 | 2010-09-03 | Snecma Moteurs | Secteur de distribution de turbine alimente en air de refroidissement |
| ATE421058T1 (de) * | 2005-02-15 | 2009-01-15 | Alstom Technology Ltd | Dichtungselement zur verwendung in einer strömungsmaschine |
| FR2943380B1 (fr) * | 2009-03-20 | 2011-04-15 | Turbomeca | Aube de distributeur comprenant au moins une fente |
| EP2418355A1 (en) * | 2010-08-13 | 2012-02-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gas turbine vane |
| US8628294B1 (en) * | 2011-05-19 | 2014-01-14 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine stator vane with purge air channel |
| US11377954B2 (en) | 2013-12-16 | 2022-07-05 | Garrett Transportation I Inc. | Compressor or turbine with back-disk seal and vent |
| US10450881B2 (en) * | 2014-05-08 | 2019-10-22 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine assembly and corresponding method of operation |
| US9745920B2 (en) * | 2014-09-11 | 2017-08-29 | General Electric Company | Gas turbine nozzles with embossments in airfoil cavities |
| FR3037829B1 (fr) * | 2015-06-29 | 2017-07-21 | Snecma | Noyau pour le moulage d'une aube ayant des cavites superposees et comprenant un trou de depoussierage traversant une cavite de part en part |
| US11230935B2 (en) * | 2015-09-18 | 2022-01-25 | General Electric Company | Stator component cooling |
| US10443736B2 (en) | 2015-10-01 | 2019-10-15 | United Technologies Corporation | Expansion seal |
| EP3236009A1 (de) | 2016-04-21 | 2017-10-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufel mit einem verbindungsrohr |
| DE102016216858A1 (de) * | 2016-09-06 | 2018-03-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Laufschaufel für eine Turbomaschine und Verfahren für den Zusammenbau einer Laufschaufel für eine Turbomaschine |
| FR3098852B1 (fr) * | 2019-07-17 | 2022-09-09 | Safran Aircraft Engines | Distributeur haute pression pour turbomachine et turbomachine comportant un tel distributeur haute pression |
Family Cites Families (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO1996015357A1 (en) * | 1994-11-10 | 1996-05-23 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine vane with a cooled inner shroud |
| JPH10238301A (ja) * | 1997-02-21 | 1998-09-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン翼の冷却通路 |
| JP3495579B2 (ja) * | 1997-10-28 | 2004-02-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼 |
| US6398486B1 (en) * | 2000-06-01 | 2002-06-04 | General Electric Company | Steam exit flow design for aft cavities of an airfoil |
| US6345494B1 (en) * | 2000-09-20 | 2002-02-12 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Side seal for combustor transitions |
| US6761529B2 (en) * | 2002-07-25 | 2004-07-13 | Mitshubishi Heavy Industries, Ltd. | Cooling structure of stationary blade, and gas turbine |
-
2003
- 2003-02-18 FR FR0301916A patent/FR2851286B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2004
- 2004-02-11 CA CA2456696A patent/CA2456696C/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-12 US US10/776,280 patent/US7011492B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-13 RU RU2004104123/06A patent/RU2004104123A/ru not_active Application Discontinuation
- 2004-02-13 EP EP04290394A patent/EP1452695B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-13 DE DE602004002004T patent/DE602004002004T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-13 ES ES04290394T patent/ES2270300T3/es not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-16 JP JP2004037694A patent/JP4315829B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 2004-02-18 UA UA2004021199A patent/UA79936C2/uk unknown
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1452695A1 (fr) | 2004-09-01 |
| ES2270300T3 (es) | 2007-04-01 |
| FR2851286A1 (fr) | 2004-08-20 |
| EP1452695B1 (fr) | 2006-08-23 |
| CA2456696C (fr) | 2011-09-20 |
| DE602004002004D1 (de) | 2006-10-05 |
| US20040208748A1 (en) | 2004-10-21 |
| DE602004002004T2 (de) | 2007-04-19 |
| FR2851286B1 (fr) | 2006-07-28 |
| CA2456696A1 (fr) | 2004-08-18 |
| RU2004104123A (ru) | 2005-07-27 |
| JP4315829B2 (ja) | 2009-08-19 |
| JP2004251280A (ja) | 2004-09-09 |
| US7011492B2 (en) | 2006-03-14 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3155233B1 (en) | Gas turbine engine with rotor centering cooling system in an exhaust diffuser | |
| US7374395B2 (en) | Turbine shroud segment feather seal located in radial shroud legs | |
| US5399065A (en) | Improvements in cooling and sealing for a gas turbine cascade device | |
| US6508620B2 (en) | Inner platform impingement cooling by supply air from outside | |
| RU2374471C2 (ru) | Кольцевой корпус статора газовой турбины и устройство охлаждения кольцевого корпуса | |
| JP4719122B2 (ja) | 逆冷却タービンノズル | |
| US7004720B2 (en) | Cooled turbine vane platform | |
| US8206093B2 (en) | Gas turbine with a gap blocking device | |
| UA79936C2 (uk) | Лопатка турбіни турбомашини | |
| US6746209B2 (en) | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine nozzle assemblies | |
| US20170138211A1 (en) | Ring segment cooling structure and gas turbine having the same | |
| KR20150136618A (ko) | 가스 터빈 엔진용 노즐 분사에 의한 터빈 엔진 셧다운 온도 제어 시스템 | |
| US20120177479A1 (en) | Inner shroud cooling arrangement in a gas turbine engine | |
| JP2005163791A (ja) | タービンノズルセグメントの側壁を対流冷却するための方法及び装置 | |
| CN107916996B (zh) | 用于燃气涡轮动力装置的定子热屏蔽件节段 | |
| CA2936582C (en) | Turbine vane rear insert scheme | |
| US20130011238A1 (en) | Cooled ring segment | |
| CA2374753A1 (en) | Apparatus for reducing combustor exit duct cooling | |
| JP5738159B2 (ja) | 軸流タイプのガスタービン | |
| EP1896694A1 (en) | A gas turbine engine | |
| CN106801627B (zh) | 具有冷却通道和冷却剂分配增压室的涡轮机喷嘴 | |
| RU2489573C2 (ru) | Охлаждаемая лопатка газотурбинного двигателя, способ ее сборки, направляющий сопловый аппарат газотурбинного двигателя, турбина, содержащая указанный аппарат, газотурбинный двигатель | |
| JPWO2016143230A1 (ja) | ガスタービンのシール装置及びガスタービン、航空用エンジン | |
| CN110906364B (zh) | 用于燃气涡轮的燃烧室的金属隔热砖 | |
| KR20060128284A (ko) | 터빈 블레이드 플랫폼의 냉각유로 구조 |