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1. (WO2018128609) SEAL ASSEMBLY BETWEEN A HOT GAS PATH AND A ROTOR DISC CAVITY
국제사무국에 기록된 최신 서지정보    정보 제출

공개번호: WO/2018/128609 국제출원번호: PCT/US2017/012262
공개일: 12.07.2018 국제출원일: 05.01.2017
IPC:
F01D 5/08 (2006.01) ,F01D 11/00 (2006.01) ,F01D 11/02 (2006.01)
F SECTION F — 기계공학; 조명; 가열; 무기; 폭파
01
기계 또는 기관 일반; 기관설비일반; 증기기관
D
비용적형의 기계 또는 기관, 예. 증기터빈
5
블레이드; 블레이드 지지부재 블레이드 등에 장치된 가열, 단열, 냉각 또는 진동방지 수단
02
블레이드지지부재, 예. 로터
08
가열, 단열, 또는 냉각수단
F SECTION F — 기계공학; 조명; 가열; 무기; 폭파
01
기계 또는 기관 일반; 기관설비일반; 증기기관
D
비용적형의 기계 또는 기관, 예. 증기터빈
11
작동유체의 내부 누설을 방지 또는 감소하기 위한 장치, 예. 각단계의 누설방지
F SECTION F — 기계공학; 조명; 가열; 무기; 폭파
01
기계 또는 기관 일반; 기관설비일반; 증기기관
D
비용적형의 기계 또는 기관, 예. 증기터빈
11
작동유체의 내부 누설을 방지 또는 감소하기 위한 장치, 예. 각단계의 누설방지
02
비접촉식의 씰링에 의한 것, 예 라비린스(labyrinch)
출원인:
SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT [DE/DE]; Werner-von-Siemens-Straße 1 80333 München, DE
발명자:
PRABHU, Bharat Sanjay; US
대리인:
BASU, Rana; US
우선권 정보:
발명의 명칭: (EN) SEAL ASSEMBLY BETWEEN A HOT GAS PATH AND A ROTOR DISC CAVITY
(FR) ENSEMBLE JOINT D'ÉTANCHÉITÉ ENTRE UN TRAJET DE GAZ CHAUD ET UNE CAVITÉ DE DISQUE DE ROTOR
요약서:
(EN) A turbine rotating component (18) includes an airfoil (20) extending radially from a platform (40). An axial end face (44) of the platform (40) faces a seal gap (50) between the rotating component (18) and a stationary component (12). The seal gap (50) is located between a radially outer hot gas path (34) and a radially inner rotor disc cavity (36). Along the end face (44), upstream and downstream positions are defined in relation to a circumferential flow velocity (F) of fluid in the seal gap (50) relative to the end face (44), resultant from rotation of the rotating component (18). The end face (44) includes a groove (60). The groove (60) has a groove floor (62) including an inclined portion (62a) having increasing depth along a downstream direction, and a sidewall (64) downstream of the groove floor (62) and facing the groove floor (62). The sidewall (64) intersects the groove floor (62) extending orthogonal to the end face (44). A radially outer end (68) of the sidewall (64) is located downstream of a radially inner end (66) thereof.
(FR) Un composant rotatif de turbine (18) comprend un profil aérodynamique (20) s'étendant radialement à partir d'une plateforme (40). Une face d'extrémité axiale (44) de la plateforme (40) fait face à un espace d'étanchéité (50) entre le composant rotatif (18) et un composant fixe (12). L'espace d'étanchéité (50) est situé entre un trajet de gaz chaud radialement externe (34) et une cavité de disque de rotor radialement interne (36). Le long de la face d'extrémité (44), des positions amont et aval sont définies par rapport à une vitesse d'écoulement circonférentielle (F) de fluide dans l'espace d'étanchéité (50) par rapport à la face d'extrémité (44), résultant de la rotation du composant rotatif (18). La face d'extrémité (44) comprend une rainure (60). La rainure (60) a un fond de rainure (62) comprenant une partie inclinée (62a) ayant une profondeur croissante le long d'une direction aval, et une paroi latérale (64) en aval du fond de rainure (62) et faisant face au fond de rainure (62). La paroi latérale (64) coupe le fond de rainure (62) s'étendant orthogonalement à la face d'extrémité (44). Une extrémité radialement externe (68) de la paroi latérale (64) est située en aval d'une extrémité radialement interne (66) de celle-ci.
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공개언어: 영어 (EN)
출원언어: 영어 (EN)