[go: up one dir, main page]

RU2010120801A - Узел лопатки турбины и уплотнительный гребень - Google Patents

Узел лопатки турбины и уплотнительный гребень Download PDF

Info

Publication number
RU2010120801A
RU2010120801A RU2010120801/06A RU2010120801A RU2010120801A RU 2010120801 A RU2010120801 A RU 2010120801A RU 2010120801/06 A RU2010120801/06 A RU 2010120801/06A RU 2010120801 A RU2010120801 A RU 2010120801A RU 2010120801 A RU2010120801 A RU 2010120801A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
section
bend
sealing ridge
blade
turbine
Prior art date
Application number
RU2010120801/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2486349C2 (ru
Inventor
Питер ЛЭЙК (GB)
Питер ЛЭЙК
Рене Джеймс УЭББ (GB)
Рене Джеймс УЭББ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
Сименс Акциенгезелльшафт
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
Priority claimed from EP07020937A external-priority patent/EP2053285A1/en
Priority claimed from EP07020938A external-priority patent/EP2053286A1/en
Application filed by Сименс Акциенгезелльшафт (DE), Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
Publication of RU2010120801A publication Critical patent/RU2010120801A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2486349C2 publication Critical patent/RU2486349C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/02—Sealings between relatively-stationary surfaces
    • F16J15/06—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces
    • F16J15/08—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing
    • F16J15/0887—Sealings between relatively-stationary surfaces with solid packing compressed between sealing surfaces with exclusively metal packing the sealing effect being obtained by elastic deformation of the packing
    • 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
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape

Landscapes

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

Abstract

1. Узел лопатки турбины, в частности газовой турбины, содержащий диск (1) с осью (6) вращения, лопатки (22) турбины, при этом каждая лопатка (22) турбины имеет перо (7), хвостовик (11) лопатки и полку (14) между пером (7) и хвостовиком (11) лопатки, посредством которой лопатка может быть установлена на диск (1), фиксирующие пластины (9) и изогнутые уплотнительные гребни (10); ! при этом лопатки (22) турбины являются смежными друг к другу и расположены на диске (1) так, что между полками (14) смежных лопаток (22) турбины имеются зазоры, а между участками хвостовиков (11) смежных лопаток (22) турбины имеются полости (8) хвостовиков лопаток, причем лопатки (22) турбины закреплены на диске (1) в осевом направлении с помощью фиксирующих пластин (9); ! при этом в зазорах между полками (14) соседних лопаток (22) турбины расположены уплотнительные гребни (10), служащие для герметизации зазоров и выступающие в осевом направлении над хвостовиком (11) лопатки и над фиксирующей пластиной (9). ! 2. Узел по п.1, в котором уплотнительный гребень (10) изогнут на двух участках по его длине. ! 3. Узел по п.1, в котором уплотнительный гребень (10) имеет S-образную форму. ! 4. Узел по п.2, в котором уплотнительный гребень (10) имеет S-образную форму. ! 5. Узел по любому из пп.1-4, в котором каждая лопатка (22) турбины имеет входную кромку (12) и выходную кромку (13), а фиксирующие пластины (9) расположены на выходных кромках (13) лопаток (22) турбины. ! 6. Узел по любому из пп.1-4, в котором уплотнительные гребни (10) охватывают полости (8) хвостовика лопатки по всей длине. ! 7. Узел по п.5, в котором уплотнительные гребни (10) охватывают полости (8) хвостовика лопатки по всей длине. ! 8. Уплотнительный гребень (10), в частности пр

Claims (24)

1. Узел лопатки турбины, в частности газовой турбины, содержащий диск (1) с осью (6) вращения, лопатки (22) турбины, при этом каждая лопатка (22) турбины имеет перо (7), хвостовик (11) лопатки и полку (14) между пером (7) и хвостовиком (11) лопатки, посредством которой лопатка может быть установлена на диск (1), фиксирующие пластины (9) и изогнутые уплотнительные гребни (10);
при этом лопатки (22) турбины являются смежными друг к другу и расположены на диске (1) так, что между полками (14) смежных лопаток (22) турбины имеются зазоры, а между участками хвостовиков (11) смежных лопаток (22) турбины имеются полости (8) хвостовиков лопаток, причем лопатки (22) турбины закреплены на диске (1) в осевом направлении с помощью фиксирующих пластин (9);
при этом в зазорах между полками (14) соседних лопаток (22) турбины расположены уплотнительные гребни (10), служащие для герметизации зазоров и выступающие в осевом направлении над хвостовиком (11) лопатки и над фиксирующей пластиной (9).
2. Узел по п.1, в котором уплотнительный гребень (10) изогнут на двух участках по его длине.
3. Узел по п.1, в котором уплотнительный гребень (10) имеет S-образную форму.
4. Узел по п.2, в котором уплотнительный гребень (10) имеет S-образную форму.
5. Узел по любому из пп.1-4, в котором каждая лопатка (22) турбины имеет входную кромку (12) и выходную кромку (13), а фиксирующие пластины (9) расположены на выходных кромках (13) лопаток (22) турбины.
6. Узел по любому из пп.1-4, в котором уплотнительные гребни (10) охватывают полости (8) хвостовика лопатки по всей длине.
7. Узел по п.5, в котором уплотнительные гребни (10) охватывают полости (8) хвостовика лопатки по всей длине.
8. Уплотнительный гребень (10), в частности применяемый в узле лопатки газовой турбины, содержащий прямой участок (15) и участок (16) с изгибом, при этом участок (16) с изгибом меньше по ширине, чем прямой участок (15).
9. Уплотнительный гребень (10) по п.8, в котором между прямым участком (15) и участком (16) с изгибом находится переходный участок (17), при этом переходный участок (17) имеет ширину, равную ширине прямого участка (15) в месте своего соединения с прямым участком (15), и имеет ширину, равную ширине участка (16) с изгибом в месте своего соединения с участком (16) с изгибом, причем его ширина постепенно меняется от ширины прямого участка (15) к ширине участка (16) с изгибом.
10. Уплотнительный гребень (10) по п.8, в котором участок (16) с изгибом изогнут дважды.
11. Уплотнительный гребень (10) по п.9, в котором участок (16) с изгибом изогнут дважды.
12. Уплотнительный гребень (10) по любому из пп.8-11, в котором участок (16) с изгибом имеет S-образную форму.
13. Уплотнительный гребень (10) по любому из пп.8-11, в котором участок (16) с изгибом содержит, по меньшей мере, один изогнутый участок (18, 20) и, по меньшей мере, один прямой участок (19, 20), при этом угол между прямым участком (15) и прямым участком (19, 20) участка (16) с изгибом и/или между двумя прямыми участками (19, 20) участка (16) с изгибом составляет от 60° до 90°.
14. Уплотнительный гребень (10) по п.12, в котором участок (16) с изгибом содержит, по меньшей мере, один изогнутый участок (18, 20) и, по меньшей мере, один прямой участок (19, 20), при этом угол между прямым участком (15) и прямым участком (19, 20) участка (16) с изгибом и/или между двумя прямыми участками (19, 20) участка (16) с изгибом составляет от 60° до 90°.
15. Уплотнительный гребень (10) по любому из пп.8-11, в котором радиус кривизны изогнутого участка (18, 20) участка (16) с изгибом составляет от 5 мм до 10 см.
16. Уплотнительный гребень (10) по п.12, в котором радиус кривизны изогнутого участка (18, 20) участка (16) с изгибом составляет от 5 мм до 10 см.
17. Уплотнительный гребень (10) по п.13, в котором радиус кривизны изогнутого участка (18, 20) участка (16) с изгибом составляет от 5 мм до 10 см.
18. Уплотнительный гребень (10) по п.15, в котором радиус кривизны изогнутого участка (18, 20) составляет от 2 см до 5 см.
19. Уплотнительный гребень (10) по любому из пп.8-11, 14, 16 или 17, в котором уплотнительный гребень (10) содержит скошенные прямоугольные участки.
20. Уплотнительный гребень (10) по п.12, в котором уплотнительный гребень (10) содержит скошенные прямоугольные участки.
21. Уплотнительный гребень (10) по п.13, в котором уплотнительный гребень (10) содержит скошенные прямоугольные участки.
22. Узел лопатки турбины, в частности газовой турбины, содержащий лопатки (22) турбины, при этом каждая лопатка (22) турбины имеет перо (7), хвостовик (11) лопатки и полку (14) между пером (7) и хвостовиком (11) лопатки, а также зазоры между полками (14) смежных лопаток (22) турбины, при этом узел лопатки турбины дополнительно содержит уплотнительные гребни (10) по любому из пп.8-14, расположенные в зазорах между полками (14) двух смежных лопаток (22) турбины.
23. Узел по п.22, в котором между хвостовиками (11) лопаток смежных лопаток (22) турбины имеются полости (8) хвостовика лопатки, а уплотнительные гребни (10) охватывают полости (8) хвостовика лопатки по всей длине.
24. Газовая турбина, содержащая узел лопатки турбины по любому из пп.1-7, 22 или 23.
RU2010120801/06A 2007-10-25 2008-09-16 Уплотнительный гребень, узел лопаток турбины и газовая турбина, содержащая такой узел лопаток RU2486349C2 (ru)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP07020937.4 2007-10-25
EP07020937A EP2053285A1 (en) 2007-10-25 2007-10-25 Turbine blade assembly
EP07020938.2 2007-10-25
EP07020938A EP2053286A1 (en) 2007-10-25 2007-10-25 Seal strip and turbine blade assembly
PCT/EP2008/062281 WO2009053169A1 (en) 2007-10-25 2008-09-16 Turbine blade assembly and seal strip

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010120801A true RU2010120801A (ru) 2011-11-27
RU2486349C2 RU2486349C2 (ru) 2013-06-27

Family

ID=40035635

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010120801/06A RU2486349C2 (ru) 2007-10-25 2008-09-16 Уплотнительный гребень, узел лопаток турбины и газовая турбина, содержащая такой узел лопаток

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8613599B2 (ru)
EP (1) EP2201271B1 (ru)
CN (1) CN101836018B (ru)
AT (1) ATE549557T1 (ru)
BR (1) BRPI0818386A2 (ru)
ES (1) ES2381842T3 (ru)
MX (1) MX2010004477A (ru)
RU (1) RU2486349C2 (ru)
WO (1) WO2009053169A1 (ru)

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9022727B2 (en) * 2010-11-15 2015-05-05 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor for a turbo machine
EP2551464A1 (en) 2011-07-25 2013-01-30 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil arrangement comprising a sealing element made of metal foam
US9039382B2 (en) * 2011-11-29 2015-05-26 General Electric Company Blade skirt
FR2985759B1 (fr) * 2012-01-17 2014-03-07 Snecma Aube mobile de turbomachine
EP2679770A1 (en) * 2012-06-26 2014-01-01 Siemens Aktiengesellschaft Platform seal strip for a gas turbine
EP2900999B1 (en) 2012-09-28 2019-10-09 United Technologies Corporation Seal damper with improved retention
EP2762679A1 (en) * 2013-02-01 2014-08-06 Siemens Aktiengesellschaft Gas Turbine Rotor Blade and Gas Turbine Rotor
WO2014164252A1 (en) * 2013-03-13 2014-10-09 United Technologies Corporation Damper mass distribution to prevent damper rotation
WO2014159152A1 (en) * 2013-03-13 2014-10-02 United Technologies Corporation Turbine blade and damper retention
JP5358031B1 (ja) * 2013-03-22 2013-12-04 三菱重工業株式会社 タービンロータ、タービン、及びシール板の取外方法
EP2881544A1 (en) 2013-12-09 2015-06-10 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil device for a gas turbine and corresponding arrangement
WO2015112226A2 (en) * 2013-12-19 2015-07-30 United Technologies Corporation Blade feature to support segmented coverplate
JP6554882B2 (ja) * 2015-04-07 2019-08-07 株式会社Ihi シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン
US9845690B1 (en) 2016-06-03 2017-12-19 General Electric Company System and method for sealing flow path components with front-loaded seal
EP3447248A1 (en) 2017-08-21 2019-02-27 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade assembly comprising a sealing element made of adhesive material
US10907491B2 (en) * 2017-11-30 2021-02-02 General Electric Company Sealing system for a rotary machine and method of assembling same
US10655489B2 (en) 2018-01-04 2020-05-19 General Electric Company Systems and methods for assembling flow path components
US11047248B2 (en) * 2018-06-19 2021-06-29 General Electric Company Curved seal for adjacent gas turbine components
US11231175B2 (en) 2018-06-19 2022-01-25 General Electric Company Integrated combustor nozzles with continuously curved liner segments
US11248705B2 (en) * 2018-06-19 2022-02-15 General Electric Company Curved seal with relief cuts for adjacent gas turbine components
DE102018218944A1 (de) * 2018-11-07 2020-05-07 Siemens Aktiengesellschaft Rotor mit Abdichtung zwischen Laufschaufeln
US11111802B2 (en) * 2019-05-01 2021-09-07 Raytheon Technologies Corporation Seal for a gas turbine engine
CN110578557A (zh) * 2019-10-29 2019-12-17 北京动力机械研究所 一种涡轮叶片锁紧装置及其装配方法
EP3862571A1 (en) * 2020-02-06 2021-08-11 ABB Schweiz AG Fan, synchronous machine and method for producing a fan
US11066936B1 (en) * 2020-05-07 2021-07-20 Rolls-Royce Corporation Turbine bladed disc brazed sealing plate with flow metering and axial retention features
CN114396324A (zh) * 2021-12-27 2022-04-26 哈尔滨工程大学 一种机匣带有冷却通道-凹槽密封-可弯曲密封条复合结构的带冠叶片

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL295165A (ru) * 1962-07-11
SU443192A1 (ru) 1972-11-14 1974-09-15 Моторостроительное конструкторское бюро Устройство дл уплотнени рабочих лопаток турбины
GB1460714A (en) * 1973-06-26 1977-01-06 Rolls Royce Bladed rotor for a gas turbine engine
US4088421A (en) * 1976-09-30 1978-05-09 General Electric Company Coverplate damping arrangement
GB1549152A (en) * 1977-01-11 1979-08-01 Rolls Royce Rotor stage for a gas trubine engine
US4326835A (en) * 1979-10-29 1982-04-27 General Motors Corporation Blade platform seal for ceramic/metal rotor assembly
GB2127104A (en) 1982-08-11 1984-04-04 Rolls Royce Sealing means for a turbine rotor blade in a gas turbine engine
US4872812A (en) * 1987-08-05 1989-10-10 General Electric Company Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus
US4872810A (en) * 1988-12-14 1989-10-10 United Technologies Corporation Turbine rotor retention system
US5281097A (en) * 1992-11-20 1994-01-25 General Electric Company Thermal control damper for turbine rotors
US5573375A (en) 1994-12-14 1996-11-12 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform sealing and vibration damping device
US5513955A (en) * 1994-12-14 1996-05-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform seal
US5518369A (en) * 1994-12-15 1996-05-21 Pratt & Whitney Canada Inc. Gas turbine blade retention
GB2302711A (en) 1995-06-26 1997-01-29 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine disc with blade seal plates
US5827047A (en) * 1996-06-27 1998-10-27 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
US5709530A (en) * 1996-09-04 1998-01-20 United Technologies Corporation Gas turbine vane seal
EP1515003A1 (de) * 2003-09-11 2005-03-16 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine und Dichtungsmittel für eine Gasturbine
EP1521018A1 (en) * 2003-10-02 2005-04-06 ALSTOM Technology Ltd High temperature seal
US6932575B2 (en) * 2003-10-08 2005-08-23 United Technologies Corporation Blade damper
GB2408296A (en) 2003-11-22 2005-05-25 Rolls Royce Plc Compressor blade root retainer with integral sealing means to reduce axial leakage
US7121800B2 (en) * 2004-09-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Turbine blade nested seal damper assembly
US7806662B2 (en) * 2007-04-12 2010-10-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade retention system for use in a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
ES2381842T3 (es) 2012-06-01
CN101836018A (zh) 2010-09-15
MX2010004477A (es) 2010-05-03
CN101836018B (zh) 2014-06-25
WO2009053169A1 (en) 2009-04-30
EP2201271B1 (en) 2012-03-14
BRPI0818386A2 (pt) 2015-04-22
EP2201271A1 (en) 2010-06-30
US20110014050A1 (en) 2011-01-20
RU2486349C2 (ru) 2013-06-27
ATE549557T1 (de) 2012-03-15
US8613599B2 (en) 2013-12-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010120801A (ru) Узел лопатки турбины и уплотнительный гребень
US8740573B2 (en) Adaptor assembly for coupling turbine blades to rotor disks
EP2562355B1 (en) Array of rotor blades and method of installing rotor blades
DK1963671T3 (da) Vinge til en vindmøllerotor
WO2008097287A3 (en) Aero-mixing of rotating blade structures
US20110033312A1 (en) Compound cooling flow turbulator for turbine component
US10113439B2 (en) Internal shroud for a compressor of an axial-flow turbomachine
DK201170620A (en) Noise reducer for rotor blade in wind turbine
US9512732B2 (en) Locking spacer assembly inserted between rotor blades
JP2006511757A5 (ru)
DE602006008130D1 (de) Verschlussanordnung für turbinenschaufeln mit radialem einlass
US9416670B2 (en) Locking spacer assembly
EP2738392A3 (en) Fan blade for a turbofan gas turbine engine
RU2010139777A (ru) Лопасть с трехмерной полкой, содержащей межлопастной выступ
RU2008101906A (ru) Диск ротора вентилятора газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
EP2381068A3 (en) Assembly and method for assembling turbine blades
US20130266427A1 (en) Sealing system for a turbomachine
US9739159B2 (en) Method and system for relieving turbine rotor blade dovetail stress
CA2803171C (en) Stress relieving slots for turbine vane ring
US20130094968A1 (en) Adaptor assembly for coupling turbine blades to rotor disks
JP2019519712A (ja) 軸線方向に挿入するバケット用のマージンバケットダブテールの半径方向支持機能
RU2016128803A (ru) Лопатка для рабочего колеса турбомашины и метод ее моделирования
RU2012112591A (ru) Охлаждение конструктивного элемента газовой турбины, выполненного в виде диска ротора или лопатки турбины
EP2808491A1 (en) Stator vane and corresponding assembly
RU2017110166A (ru) Проточная часть компрессора с регулируемым сужением, предназначенная для газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180917