SU859656A1 - Turbomachine guiding apparatus - Google Patents
Turbomachine guiding apparatus Download PDFInfo
- Publication number
- SU859656A1 SU859656A1 SU792813181A SU2813181A SU859656A1 SU 859656 A1 SU859656 A1 SU 859656A1 SU 792813181 A SU792813181 A SU 792813181A SU 2813181 A SU2813181 A SU 2813181A SU 859656 A1 SU859656 A1 SU 859656A1
- Authority
- SU
- USSR - Soviet Union
- Prior art keywords
- turbomachine
- blades
- guiding apparatus
- guide
- temperature
- Prior art date
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Description
(54) НАПРАВЛЯЮЩИЙ АППАРАТ ТУРБОМАШИНЫ(54) GUIDE TURBO MACHINE
1one
Изобретение относитс к турбомашиностроению .This invention relates to turbomachinery.
Наиболее близким к предлагаемому по технической сущности и достигаемому результату вл етс направл ющий аппарат турбомашины, содержащий лопатки, установленные в пазах наружного и внутреннего колец 1.Closest to the proposed technical essence and the achieved result is the guide apparatus of the turbomachine, which contains blades installed in the grooves of the outer and inner rings 1.
Однако в данной конструкции в лопатках , расположенных консольно по отношению к наружному кольцу при переменных режимах возникают большие температурные напр жени , снижающие надежность.However, in this design, in blades arranged cantilever with respect to the outer ring, under variable conditions, large thermal stresses occur, which reduce reliability.
Цель изобретени - повышение надежности путем уменьшени температурных напр жений в лопатках.The purpose of the invention is to increase reliability by reducing the temperature stresses in the blades.
Указанна цель достигаетс тем, что аппарат снабжен силовыми стойками обтекаемой формы, установленными перед лопатками и соединенными с кольцами.This goal is achieved by the fact that the device is equipped with streamlined power racks installed in front of the blades and connected to the rings.
На чертеже изображен направл ющий аппарат, продольный разрез.The drawing shows a guide apparatus, a longitudinal section.
Направл ющий аппарат содержит лопатки 1, установлеЯные в пазах 2 и 3 наружного и внутреннего колец 4 и 5 соответственно . Причем аппарат снабжен силовыми стойками 6 обтекаемой формы, установленнымн перед лопатками 1 и соединенными с кольцами 4 и 5. В окружном направлении направл ющие лопатки 1 фиксируют радиальными штифтами 7.The guide vane contains blades 1 installed in the slots 2 and 3 of the outer and inner rings 4 and 5, respectively. Moreover, the apparatus is provided with a streamlined power racks 6 installed in front of the blades 1 and connected to the rings 4 and 5. In the circumferential direction, the guide vanes 1 are fixed with radial pins 7.
При работе температурные деформации наружного и внутреннего колец 4 н 5, соединенных стойками 6, и лопаток 1 происход т независимо друг от друга и различна скорость изменени их температуры при изменени х нагрузки турбомашины не вы10 зывает по вление температурных напр жений в лопатках 1.During operation, the temperature deformations of the outer and inner rings 4 and 5, connected by the supports 6, and the blades 1, occur independently of each other, and the rate of change of their temperature varies with changes in the load of the turbomachine, which does not cause thermal stresses in the blades 1.
Выполнение направл ющего аппарата в виде наружного и внутреннего колец, соединенных стойками, повышает надежность направл ющего аппарата путем умень15 шенн температурных напр женнй в лопатках при переменных режимах.The implementation of the guide vane in the form of outer and inner rings connected by racks increases the reliability of the guide vane by decreasing the temperature stresses in the blades under variable conditions.
При этом направл ющие лопатки выполнены с малой разницей толщин по профилю что также приводит к уменьщению температурных напр жений.In this case, the guide vanes are made with a small difference in thickness along the profile, which also leads to a decrease in temperature stresses.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU792813181A SU859656A1 (en) | 1979-08-27 | 1979-08-27 | Turbomachine guiding apparatus |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| SU792813181A SU859656A1 (en) | 1979-08-27 | 1979-08-27 | Turbomachine guiding apparatus |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| SU859656A1 true SU859656A1 (en) | 1981-08-30 |
Family
ID=20847818
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| SU792813181A SU859656A1 (en) | 1979-08-27 | 1979-08-27 | Turbomachine guiding apparatus |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| SU (1) | SU859656A1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8128357B2 (en) | 2006-04-06 | 2012-03-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Stator blade segment of a thermal turbomachine, associated production method and also thermal turbomachine |
| RU2560654C1 (en) * | 2014-06-02 | 2015-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Gas turbine engine stator |
-
1979
- 1979-08-27 SU SU792813181A patent/SU859656A1/en active
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8128357B2 (en) | 2006-04-06 | 2012-03-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Stator blade segment of a thermal turbomachine, associated production method and also thermal turbomachine |
| RU2560654C1 (en) * | 2014-06-02 | 2015-08-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) | Gas turbine engine stator |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US3549272A (en) | Improvements in or relating to blading arrangement for turbomachines | |
| US4395195A (en) | Shroud ring for use in a gas turbine engine | |
| US8147192B2 (en) | Dual stage turbine shroud | |
| US3520635A (en) | Turbomachine shroud assembly | |
| US5161944A (en) | Shroud assemblies for turbine rotors | |
| US2859934A (en) | Gas turbines | |
| US3617147A (en) | Fluid flow machine | |
| US2447942A (en) | Turbine distributor and nozzle | |
| US3314654A (en) | Variable area turbine nozzle for axial flow gas turbine engines | |
| GB1351029A (en) | Turbo machinery blade cooling | |
| GB1129410A (en) | Improvements in or relating to fluid flow machines | |
| US3869221A (en) | Rotor wheel fan blade adjusting apparatus for turbojet engines and the like | |
| GB2081392A (en) | Turbomachine seal | |
| GB1199974A (en) | Turbine Blade Seal Assembly | |
| GB1385968A (en) | Support structures for turbo-machine blades | |
| GB1484936A (en) | Gas turbine engines | |
| GB1461965A (en) | Axial flow turbine structure | |
| GB1425879A (en) | Cooled turbine rotor shroud | |
| US4804310A (en) | Clearance control apparatus for a bladed fluid flow machine | |
| US4131388A (en) | Outer air seal | |
| GB1518236A (en) | Single case low pressure turbine | |
| GB1187171A (en) | Improvements in Fluid Impingement Starting Means for Gas Turbine Engines. | |
| US2846137A (en) | Construction for axial-flow turbomachinery | |
| GB689270A (en) | Improvements in axial flow turbines or compressors | |
| US2982519A (en) | Stator vane assembly for axial-flow fluid machine |