UA80247C2 - Напрямний апарат та діафрагма напрямного апарата в газотурбінному двигуні - Google Patents
Напрямний апарат та діафрагма напрямного апарата в газотурбінному двигуні Download PDFInfo
- Publication number
- UA80247C2 UA80247C2 UA2002129703A UA2002129703A UA80247C2 UA 80247 C2 UA80247 C2 UA 80247C2 UA 2002129703 A UA2002129703 A UA 2002129703A UA 2002129703 A UA2002129703 A UA 2002129703A UA 80247 C2 UA80247 C2 UA 80247C2
- Authority
- UA
- Ukraine
- Prior art keywords
- diaphragm
- differs
- flange
- protrusions
- turbine
- Prior art date
Links
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 claims abstract description 17
- 239000011248 coating agent Substances 0.000 claims abstract description 16
- 238000000576 coating method Methods 0.000 claims abstract description 16
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 16
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 3
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 abstract description 2
- 238000009987 spinning Methods 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 15
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 9
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N ZrO2 Inorganic materials O=[Zr]=O MCMNRKCIXSYSNV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000008021 deposition Effects 0.000 description 1
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005566 electron beam evaporation Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 1
- RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N oxygen(2-);zirconium(4+) Chemical compound [O-2].[O-2].[Zr+4] RVTZCBVAJQQJTK-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 239000012720 thermal barrier coating Substances 0.000 description 1
- 230000008646 thermal stress Effects 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
- F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
- F01D5/288—Protective coatings for 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
- F01D5/12—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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Діафрагма напрямного апарата турбіни високого тиску в газотурбінному двигуні має внутрішню сторону, яка несе щонайменше одну направляючу лопатку, і зовнішню сторону, протилежну внутрішній стороні і від якої радіально відходить фланець, який утворює зі своєї передньої сторони канал для охолоджувального повітря, і з іншої, задньої сторони утворює порожнину. Внутрішня сторона діафрагми має покриття, яке нанесене між вихідним краєм направляючої лопатки і заднім краєм діафрагми й утворює тепловий бар'єр, що дозволяє збільшити температурний градієнт, що спричиняється в діафрагмі круговим рухом повітря в указаній порожнині. Винахід забезпечує тепловий захист діафрагми в тій частині, де не можуть бути використані інші засоби охолодження.
Description
Опис винаходу
Даний винахід відноситься до області газотурбінних двигунів і, в більш вузькому аспекті, до діафрагм 2 напрямного апарату турбіни високого тиску в газотурбінному двигуні.
Газотурбінний двигун звичайно розташований усередині корпусу (капоту), який утворює вхідне вікно для подачі визначеного потоку повітря власне до двигуна. В загальному випадку двигун має контур (секцію) компресора для стиснення повітря, що надходить до двигуна, і камеру згоряння, в якій стиснуте повітря змішується з паливом перед згорянням суміші. Гази, що генеруються при згорянні, направляються до турбіни 70 високого тиску, а потім здійснюється їх випуск.
Турбіна високого тиску звичайно має один або декілька рядів турбінних лопаток, розташованих по окружності ротора турбіни. Вона має також напрямній (сопловий) апарат, що дозволяє спрямовувати потік газів, які виходять з камери згоряння, до лопаток турбіни під відповідним кутом і з відповідною швидкістю для приведення в обертання лопаток і відповідно ротора турбіни. 19 Напрямний апарат звичайно містить численність направляючих лопаток, встановлених радіально між кільцевими нижньою і верхньою діафрагмами і рівномірно розподілених по окружності. Таким чином, діафрагми (названі також кільцями) для установки лопаток знаходяться в безпосередньому контакті з гарячими газами, що виходять з камери згоряння. Діафрагми зазнають впливу дуже високих температур, і внаслідок цього їх необхідно охолоджувати. Крім того, тенденція до безперервного збільшення температури на виході камери згоряння і використання камер згоряння з двома голівками з метою підвищення кпд двигунів веде до того, Що температури поблизу діафрагм стають усе вищими. Цей ріст термічних напруг на рівні діафрагм напрямних апаратів потребує перегляду технічних засобів, які використовуються для їх охолодження.
З патенту (США Мо51978521 відомий пристрій охолодження для діафрагм напрямного апарату газової турбіни.
Цей пристрій має внутрішній контур, який розміщений усередині діафрагми і дозволяє охолоджувальному с текучому середовищу протікати через діафрагму й охолоджувати її. На додаток до цього внутрішнього контуру, (3 на торцевій стороні діафрагми зі сторони потоку газів нанесене покриття, що утворює тепловий бар'єр, причому це покриття наноситься від зони між лопатками до заднього боку діафрагми і призначене для зниження градієнту температури між двома торцевими сторонами діафрагми.
Описаний в даному документі пристрій охолодження діафрагми напрямного апарату може виявитися - недостатньо ефективним, зокрема, в зоні за направляючими лопатками, поблизу їхніх задніх, або вихідних країв, «Її де можуть з'являтися ділянки обгорання. До того ж, передбачений тепловий бар'єр, створений на рівні поверхні кореневої частини лопаток, може впливати на область кореневих частин лопаток напрямного апарату й с погіршувати робочі характеристики турбіни високого тиску. Крім того, область, що підлягає нанесенню покриття, су важкодоступна (особливо в зоні каналу між лопатками), що пов'язано з підвищенням витрат на виготовлення 3о діафрагми. со
Задача, на рішення якої спрямований даний винахід, полягає в усуненні зазначених ускладнень і створенні діафрагми напрямного апарату, що має пристрій охолодження, який забезпечує тепловий захист діафрагми в тій області, де не можуть бути використані інші засоби охолодження. Крім того, винахід передбачає створення « діафрагми напрямного апарату, в якій пристрій охолодження не торкається зони кореневих частин З 50 направляючих лопаток й усуває необхідність у внутрішньому контурі охолодження діафрагми. Винахід с передбачає також створення діафрагми напрямного апарату з системою охолодження, яка не завдає особливих з» труднощів для здійснення. | нарешті, винахід передбачає також створення напрямного апарату турбіни високого тиску, що містить щонайменше одну діафрагму, виконану відповідно до винаходу.
Згідно з даним винаходом рішення поставленої задачі досягається, насамперед, створенням діафрагми напрямного апарату турбіни високого тиску в газотурбінному двигуні, яка має внутрішню сторону, що несе бо принаймні одну направляючу лопатку, вихідний край якої звернений до заднього за потоком краю діафрагми, і ав | зовнішню сторону, протилежну внутрішній стороні і від якої радіально відходить фланець, що формує зі своєї передньої стороні канал для охолоджувального повітря і з іншої, задньої сторони формує порожнину. При цьому о діафрагма за винаходом характеризується тим, що її внутрішня сторона має покриття, нанесене між вихідним «їз» 20 краєм направляючої лопатки і заднім краєм діафрагми і яке утворює тепловий бар'єр. Цей тепловий бар'єр дозволяє збільшити температурний градієнт, що викликається в діафрагмі круговим рухом повітря в зазначеній тм порожнині.
Таким чином, наявність утворюючого тепловий бар'єр покриття дозволяє захистити діафрагму від обгорання, яке може з'явитися за направляючими лопатками поблизу від їхніх вихідних країв. 25 Для того щоб не погіршити аеродинамічні робочі характеристики турбіни високого тиску, поверхня покриття,
ГФ) яке утворює тепловий бар'єр, перекриває без розривів усю поверхню внутрішньої сторони діафрагми, починаючи від переднього краю теплового бар'єра. о В оптимальному прикладі виконання зовнішня сторона діафрагми має виступи для створення збурень, розташовані між фланцем і заднім краєм діафрагми з метою збільшення температурного градієнту, 60 утворюваного в діафрагмі, і тим самим поліпшення ефективності теплового бар'єра.
Виступи для створення збурень можуть бути виконані у вигляді ребер, по суті паралельних або розташованих під кутом щодо осі турбіни, або ж виконаних у вигляді криволінійних ребер або стрижнів.
Перелік фігур креслень
Приклади здійснення даного винаходу, його додаткові особливості і переваги будуть докладніше описані 62 нижче з посиланнями на креслення, що додаються, на яких:
Фіг.1 зображує в перетині діафрагму напрямного-апарату турбіни високого тиску відповідно до винаходу,
Фіг.2 відповідає виду по лінії ІІ-ІЇ на Фіг.1,
Фіг.З відповідає виду по лінії ПІ-ІЇЇ на Фіг.1,
Фіг.4а, 45 відповідають виду по лінії ІМ-ІМ на Фіг.1, представляючи два приклади виконання виступів для створення збурень.
В газотурбінному двигуні гази, що виходять при згорянні, направляються до турбіни високого тиску, що має один або декілька рядів турбінних лопаток, розподілених із кутовим кроком по окружності рухливого ротору.
Турбіна високого тиску має також Напрямний (сопловий) апарат, що дозволяє спрямовувати гази, які виходять з /о Камери згоряння, до турбінних лопаток під відповідним кутом і з відповідною швидкістю для приведення в обертання лопаток і несучого їх рухливого ротора. Напрямний апарат має множину направляючих лопаток, розташованих радіально між кільцевою нижньою діафрагмою і кільцевою верхньою діафрагмою. При цьому кожна діафрагма може бути утворена одним або декількома суміжними сегментами з утворенням безперервної кругової поверхні.
Фіг.1 зображує в перетині діафрагму напрямного апарату турбіни високого тиску відповідно до винаходу. На кресленні подана тільки нижня діафрагма 10. Зрозуміло, винахід відноситься також і до верхніх діафрагм.
Діафрагма 10 має внутрішню сторону 12, що несе щонайменше одну направляючу лопатку 14, при цьому декілька направляючих лопаток розташовані з рівномірним кроком по всій окружності навколо осі (не показана) турбіни високого тиску. Направляюча лопатка 14 розташована на внутрішній стороні діафрагми 10 таким чином,
ЩО Її вихідний край 14а обернений до заднього краю 16 діафрагми, тобто до її вихідної сторони в напрямку 17 виходу газів з камери згоряння.
Діафрагма має також зовнішню сторону 18, протилежний внутрішній стороні 12. Від зовнішньої сторони 18 радіально відходить фланець 20, призначений для монтажу діафрагми в газотурбінному двигуні. Фланець 20 визначає з одної сторони, переднього за потоком, канал 21 для повітря, призначеного для охолодження с ов діафрагми 10, а з іншого, задньої сторони - порожнину 22, обмежену фланцем і рухливим ротором 24 турбіни.
Цей ротор 24, розташований за заднім краєм 16 діафрагми з радіальним зсувом щодо неї, несе один або і) декілька рядів турбінних лопаток (не показані).
Відповідно до винаходу внутрішня сторона 12 діафрагми 10 має, як це показано на Фіг.2, покриття 26, яке нанесене між вихідним краєм 14а направляючої лопатки 14 і заднім краєм 16 діафрагми та утворює тепловий М зо бар'єр. Покриття 26 нанесене по всій довжині окружності діафрагми в тому випадку, коли вона виконана суцільною, і по всій довжині кожного сегменту в тому випадку, коли діафрагма зібрана з декількох суміжних - сегментів. с
Покриття 26 утворене, наприклад, тонким прошарком кераміки, в типовому випадку на основі діоксиду цирконію. Між діафрагмою і прошарком кераміки може бути нанесений зв'язуючий прошарок для поліпшення о з5 Зчеплення прошарку кераміки. Формування зазначеного теплового бар'єра переважно здійснюється плазмовим со способом, ліпше пристосованим для локалізованого нанесення покриття. Цей спосіб має переваги у відношенні більш низької вартості й одержання кращої механічної стійкості покриття порівняно зі способом осадження з газової фази з випаром електронним пучком.
Покриття 26 дозволяє підсилити температурний градієнт, що викликається в діафрагмі 10 круговим рухом « повітря в порожнині 22. Дійсно, повітря в порожнині 22 приводиться в обертання круговим рухом ротора 24 з с навколо осі турбіни високого тиску, що викликає ефект теплової конвекції по всій довжині діафрагми 10. Ця конвекція дозволяє відводити теплоту і створювати температурний градієнт у діафрагмі в перпендикулярному їй ;» напрямку. Таким чином, наявність покриття 26, що утворює тепловий бар'єр, дозволяє підсилити температурний градієнт і, отже, забезпечити ефективне охолодження частини діафрагми, розташованої за фланцем 20.
Відповідно до кращої особливості дійсного винаходу покриття 26, що утворює тепловий бар'єр, нанесене без
Го! будь-яких розривів на всьому задньому за потоком боці внутрішнього боку 12 діафрагми, з тим, щоб не погіршувати аеродинамічні робочі характеристики турбіни високого тиску за рахунок наявності розривів о поверхні. Крім того, для обмеження будь-якого ризику руйнації теплового бар'єра покриття нанесене за ко кореневою частиною лопатки, тобто за областю сполучення направляючої лопатки 14 і внутрішнього боку 12 5о діафрагми 10. ве На Фіг.З показано, що порожнина 22 в оптимальному прикладі виконання має на рівні зовнішньої сторони 18 "М діафрагми виступи 28 для створення збурень, розташовані між фланцем 20 і заднім краєм 16 діафрагми. Ці виступи дозволяють підсилити описане вище явище теплової конвекції і за рахунок цього поліпшити ефективність теплового бар'єра.
На Фіг.4а і 45 показані два приклади виконання виступів для створення збурень.
У прикладі виконання за Фіг.4а вказані виступи виконані у вигляді ребер ЗО, що утворюють виступи в
Ф) радіальному напрямку від зовнішньої сторони 18 діафрагми і проходять по суті паралельно осі турбіни. Таким ка чином, ці ребра розташовані поперечно напрямку 32 руху повітря в порожнині 22 і призначені для збурення цього руху. Зрозуміло, можливий варіант виконання з розташуванням ребер під кутом щодо осі турбіни. Ребра можуть во бути також криволінійними і проходити, по суті, паралельно до осі турбіни.
В прикладі виконання за Фіг.465 виступи для створення збурень виконані у вигляді стрижнів 34, що утворюють виступи в радіальному напрямку від зовнішнього боку 18 діафрагми. На цьому кресленні стрижні 34 розташовані в шаховому порядку. Можливі варіанти виконання з розташуванням стрижнів рядами, по суті паралельними до осі турбіни. Виступи для створення збурень можуть бути утворені також комбінацією ребер і стрижнів. 65 Діафрагма відповідно до приведеного вище опису може додатково мати відомі пристрої для охолодження центральної і передньої частин діафрагми. Так, наприклад, як показано на Фіг.1, діафрагма може мати щонайменше один укріплений на зовнішньому боці 18 перед фланцем 20 лист 36, призначений для охолодження діафрагми за допомогою імпульсного впливу на неї повітря. В альтернативному варіанті діафрагма в зоні перед фланцем 20 може бути перфорована декількома отворами 38 для випуску повітря, які проходять між внутрішнім і
Зовнішнім боками і дещо нахилені стосовно радіального напрямку для створення плівки охолодження на внутрішньому боці 12 діафрагми. Розташування листа для створення імпульсного впливу в задній частині діафрагми недоцільне через вузькість порожнини 22 і кругового проходження повітря в цій порожнині, що не дозволило б здійснити ефективну подачу повітря в отвори, що створюють імпульсні впливи. Подібним же чином недоцільним є виконання випускних отворів для повітря на задньому за потоком боці діафрагми. Повторне /о введення повітря за зоною розташування кореневих частин лопаток напрямного апарату, тобто в зоні надзвукових швидкостей, створював би ризик серйозного погіршення аеродинамічних характеристик турбіни.
Claims (12)
1. Діафрагма напрямного апарата турбіни високого тиску в газотурбінному двигуні, що має внутрішню сторону (12), що несе щонайменше одну направляючу лопатку (14), вихідний край (14а) якої обернений до заднього за потоком краю (16) діафрагми (10), і зовнішню сторону (18), протилежну внутрішній стороні, від якої радіально відходить фланець (20), який утворює зі своєї передньої сторони канал (21) для охолоджувального повітря і з іншої, задньої сторони утворює порожнину (22), яка відрізняється тим, що внутрішня сторона (12) діафрагми має покриття (26), яке нанесене між вихідним краєм (14а) направляючої лопатки і заднім краєм (16) діафрагми й утворює тепловий бар'єр, що дозволяє збільшити температурний градієнт, що спричиняється в діафрагмі круговим рухом повітря в указаній порожнині.
2. Діафрагма за п. 1, яка відрізняється тим, що поверхня покриття (26), яке утворює тепловий бар'єр, сч ов перекриває без розривів усю поверхню внутрішньої сторони діафрагми, починаючи від переднього краю теплового бар'єра. о
3. Діафрагма за п. 1 або 2, яка відрізняється тим, що зовнішня сторона (18) діафрагми має виступи (28) для створення збурень, що розташовані між фланцем (20) і заднім краєм (16) діафрагми.
4. Діафрагма за п. 3, яка відрізняється тим, що виступи (28) для створення збурень виконані у вигляді ребер чн зо (30), розташованих по суті паралельно до осі турбіни.
5. Діафрагма за п. 3, яка відрізняється тим, що виступи (28) для створення збурень виконані у вигляді ребер - (30), що проходять по суті під кутом до осі турбіни. с
6. Діафрагма за п. 3, яка відрізняється тим, що виступи (28) для створення збурень виконані у вигляді криволінійних ребер (30). («в»)
7. Діафрагма за п. 3, яка відрізняється тим, що виступи (28) для створення збурень виконані у вигляді со стрижнів (34).
8. Діафрагма за п. 7, яка відрізняється тим, що вказані стрижні (34) розташовані рядами, по суті паралельними до осі турбіни.
9. Діафрагма за п. 7, яка відрізняється тим, що вказані стрижні (34) розташовані в шаховому порядку. « 20
10. Діафрагма за будь-яким з попередніх пунктів, яка відрізняється тим, що зовнішня сторона (18) діафрагми з с має перед фланцем (20) щонайменше один лист (36) для забезпечення охолодження за допомогою імпульсного впливу на вказану діафрагму. :з»
11. Діафрагма за будь-яким з пп. 1-9, яка відрізняється тим, що діафрагма перфорована в зоні перед фланцем (20) декількома отворами (38) для випуску повітря, призначеними для забезпечення охолодження вказаної діафрагми за допомогою формування плівки. оо
12. Напрямний апарат турбіни високого тиску в газотурбінному двигуні, який відрізняється тим, що має щонайменше одну верхню діафрагму і щонайменше одну нижню діафрагму, кожна з яких виконана відповідно до о будь-якого з попередніх пунктів. іме) їз 50 що Ф) іме) 60 б5
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0115696A FR2833035B1 (fr) | 2001-12-05 | 2001-12-05 | Plate-forme d'aube de distributeur pour moteur a turbine a gaz |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| UA80247C2 true UA80247C2 (uk) | 2007-09-10 |
Family
ID=8870117
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| UA2002129703A UA80247C2 (uk) | 2001-12-05 | 2002-12-04 | Напрямний апарат та діафрагма напрямного апарата в газотурбінному двигуні |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6830427B2 (uk) |
| EP (1) | EP1319804A1 (uk) |
| JP (1) | JP4005905B2 (uk) |
| CA (1) | CA2412982C (uk) |
| FR (1) | FR2833035B1 (uk) |
| RU (1) | RU2297536C2 (uk) |
| UA (1) | UA80247C2 (uk) |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2402442B (en) * | 2003-06-04 | 2006-05-31 | Rolls Royce Plc | Cooled nozzled guide vane or turbine rotor blade platform |
| EP1614861A1 (de) * | 2004-07-09 | 2006-01-11 | Siemens Aktiengesellschaft | Schaufelrad einer Turbine mit einer Schaufel und mindestens einem Kühlkanal |
| US7597536B1 (en) | 2006-06-14 | 2009-10-06 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine airfoil with de-coupled platform |
| US7806650B2 (en) * | 2006-08-29 | 2010-10-05 | General Electric Company | Method and apparatus for fabricating a nozzle segment for use with turbine engines |
| US8708658B2 (en) * | 2007-04-12 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Local application of a protective coating on a shrouded gas turbine engine component |
| US7766609B1 (en) | 2007-05-24 | 2010-08-03 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine vane endwall with float wall heat shield |
| GB2453169B (en) | 2007-10-01 | 2009-08-12 | Siemens Ag | A turbomachine |
| US20090169361A1 (en) * | 2007-12-29 | 2009-07-02 | Michael Scott Cole | Cooled turbine nozzle segment |
| EP2229507B1 (de) * | 2007-12-29 | 2017-02-08 | General Electric Technology GmbH | Gasturbine |
| EP2211024A1 (en) * | 2009-01-23 | 2010-07-28 | Siemens Aktiengesellschaft | A gas turbine engine |
| US8360716B2 (en) * | 2010-03-23 | 2013-01-29 | United Technologies Corporation | Nozzle segment with reduced weight flange |
| US8984859B2 (en) | 2010-12-28 | 2015-03-24 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and reheat system |
| US20140196433A1 (en) | 2012-10-17 | 2014-07-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine component platform cooling |
| EP2935792B1 (en) * | 2012-12-20 | 2018-05-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Vane device for a gas turbine and corresponding method of manufacturing |
| FR3001492B1 (fr) * | 2013-01-25 | 2017-09-01 | Snecma | Stator de turbomachine avec controle passif de la purge |
| BE1022513B1 (fr) * | 2014-11-18 | 2016-05-19 | Techspace Aero S.A. | Virole interne de compresseur de turbomachine axiale |
| US10030523B2 (en) * | 2015-02-13 | 2018-07-24 | United Technologies Corporation | Article having cooling passage with undulating profile |
| DE102015220371A1 (de) * | 2015-10-20 | 2017-04-20 | MTU Aero Engines AG | Innenringsystem, Leitschaufelkranz und Strömungsmaschine |
| US10550725B2 (en) | 2016-10-19 | 2020-02-04 | United Technologies Corporation | Engine cases and associated flange |
| US10697313B2 (en) * | 2017-02-01 | 2020-06-30 | General Electric Company | Turbine engine component with an insert |
| RU188554U1 (ru) * | 2017-08-29 | 2019-04-16 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Конструкция крепления рычага поворотной лопатки направляющего аппарата компрессора турбомашины |
| US20190242270A1 (en) * | 2018-02-05 | 2019-08-08 | United Technologies Corporation | Heat transfer augmentation feature for components of gas turbine engines |
| US12000288B2 (en) * | 2021-05-03 | 2024-06-04 | Rtx Corporation | Variable thickness machinable coating for platform seals |
| CN113339078B (zh) * | 2021-05-27 | 2022-12-16 | 中国航发南方工业有限公司 | 导流片及其加工方法 |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| BE755567A (fr) * | 1969-12-01 | 1971-02-15 | Gen Electric | Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe |
| US3800864A (en) * | 1972-09-05 | 1974-04-02 | Gen Electric | Pin-fin cooling system |
| US3864199A (en) * | 1973-07-26 | 1975-02-04 | Gen Motors Corp | Angular discharge porous sheet |
| GB1553701A (en) * | 1976-05-14 | 1979-09-26 | Rolls Royce | Nozzle guide vane for a gas turbine engine |
| US4353679A (en) * | 1976-07-29 | 1982-10-12 | General Electric Company | Fluid-cooled element |
| JPS53101904U (uk) * | 1977-01-24 | 1978-08-17 | ||
| DE3307749A1 (de) * | 1982-03-05 | 1983-10-13 | Rolls-Royce Ltd., London | Bauteil mit einem kompositwerkstoff-ueberzug und verfahren zum aufbringen des ueberzugs |
| US4712979A (en) * | 1985-11-13 | 1987-12-15 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Self-retained platform cooling plate for turbine vane |
| US4880614A (en) * | 1988-11-03 | 1989-11-14 | Allied-Signal Inc. | Ceramic thermal barrier coating with alumina interlayer |
| US5197852A (en) * | 1990-05-31 | 1993-03-30 | General Electric Company | Nozzle band overhang cooling |
| US5201847A (en) * | 1991-11-21 | 1993-04-13 | Westinghouse Electric Corp. | Shroud design |
| US5252026A (en) * | 1993-01-12 | 1993-10-12 | General Electric Company | Gas turbine engine nozzle |
| RU2088764C1 (ru) * | 1993-12-02 | 1997-08-27 | Яков Петрович Гохштейн | Турбинная лопатка |
| RU2078945C1 (ru) * | 1994-02-07 | 1997-05-10 | Яков Петрович Гохштейн | Турбинная лопатка, способ ее изготовления и способ защиты от коррозии |
-
2001
- 2001-12-05 FR FR0115696A patent/FR2833035B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-11-26 US US10/303,810 patent/US6830427B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-11-29 CA CA002412982A patent/CA2412982C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2002-12-03 EP EP02292971A patent/EP1319804A1/fr not_active Withdrawn
- 2002-12-04 UA UA2002129703A patent/UA80247C2/uk unknown
- 2002-12-04 RU RU2002133696/06A patent/RU2297536C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2002-12-04 JP JP2002352589A patent/JP4005905B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2412982A1 (fr) | 2003-06-05 |
| FR2833035A1 (fr) | 2003-06-06 |
| US6830427B2 (en) | 2004-12-14 |
| US20030143064A1 (en) | 2003-07-31 |
| JP2003193806A (ja) | 2003-07-09 |
| CA2412982C (fr) | 2009-12-29 |
| FR2833035B1 (fr) | 2004-08-06 |
| EP1319804A1 (fr) | 2003-06-18 |
| JP4005905B2 (ja) | 2007-11-14 |
| RU2297536C2 (ru) | 2007-04-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| UA80247C2 (uk) | Напрямний апарат та діафрагма напрямного апарата в газотурбінному двигуні | |
| JP4185476B2 (ja) | ガスタービン内のクリアランスを制御するための装置 | |
| US7165937B2 (en) | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
| JP5383973B2 (ja) | ガスタービンエンジンアクティブクリアランス制御の使用済み冷却空気を排気するシステム及び方法 | |
| CA1057663A (en) | Air cooled turbine vane | |
| CN101328814B (zh) | 相互冷却的涡轮喷嘴 | |
| US5245821A (en) | Stator to rotor flow inducer | |
| JP5080076B2 (ja) | アクティブクリアランス制御のためのガスタービンエンジンリングの熱制御 | |
| RU2462600C2 (ru) | Устройство турбины и способ охлаждения бандажа, расположенного у кромки лопатки турбины | |
| US5238364A (en) | Shroud ring for an axial flow turbine | |
| JP2007162698A5 (uk) | ||
| RU2002133696A (ru) | Направляющий аппарат и диафрагма направляющего аппарата в газотурбинном двигателе | |
| WO2012146481A1 (en) | Casing cooling duct | |
| US20160356498A1 (en) | Device for cooling a wall of a component of a gas turbine | |
| JP7187262B2 (ja) | ターボ機械 | |
| JP5738159B2 (ja) | 軸流タイプのガスタービン | |
| US6357999B1 (en) | Gas turbine engine internal air system | |
| US20100068069A1 (en) | Turbine Blade | |
| JPS62195402A (ja) | タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置 | |
| US7377742B2 (en) | Turbine shroud assembly and method for assembling a gas turbine engine | |
| JP2016160932A (ja) | エンジン部品用の内部耐熱皮膜 | |
| US7140836B2 (en) | Casing arrangement | |
| CN103518037B (zh) | 一种用于涡轮发动机涡轮的扇形喷管和涡轮发动机 | |
| GB2356022A (en) | Cooling ends of a gas turbine engine liner | |
| KR20240017741A (ko) | 플레넘을 통해 필름 냉각 홀에 결합된 리딩 에지 냉각 통로(들)가 있는 터빈 에어포일, 및 관련 방법 |