CN100582441C - 用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩 - Google Patents

用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩 Download PDF

Info

Publication number
CN100582441C
CN100582441C CN03110205A CN03110205A CN100582441C CN 100582441 C CN100582441 C CN 100582441C CN 03110205 A CN03110205 A CN 03110205A CN 03110205 A CN03110205 A CN 03110205A CN 100582441 C CN100582441 C CN 100582441C
Authority
CN
China
Prior art keywords
fastening piece
supporting base
sealing flange
outer periphery
radome structure
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
CN03110205A
Other languages
English (en)
Other versions
CN1467365A (zh
Inventor
D·A·尼代
S·P·赖策克
J·P·麦克戈维恩
G·C·利奥塔
G·布索
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1467365A publication Critical patent/CN1467365A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN100582441C publication Critical patent/CN100582441C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • 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
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/286—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply having fuel-air premixing devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/28—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the fuel supply
    • F23R3/34—Feeding into different combustion zones
    • F23R3/343—Pilot flames, i.e. fuel nozzles or injectors using only a very small proportion of the total fuel to insure continuous combustion
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/97—Reducing windage losses
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23D—BURNERS
    • F23D2900/00—Special features of, or arrangements for burners using fluid fuels or solid fuels suspended in a carrier gas
    • F23D2900/00018—Means for protecting parts of the burner, e.g. ceramic lining outside of the flame tube
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种能够制造气体涡轮发动机(10)的结构罩(40)的方法。该方法包括形成锥环本体(52)，其包括整体形成的风阻罩部分(70)和密封法兰部分(70)；并形成多个从锥环本体的前侧(58)到其后侧(60)延伸的固紧件孔(196)；因此当安装在气体涡轮发动机中时，该风阻罩部分有助于相对气体流动路径屏蔽所述固紧件孔。

Description

用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩
技术领域
本发明总的涉及气体涡轮发动机，并特别涉及用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩。
背景技术
至少一些公知的气体涡轮发动机包括核心发动机，其按照串行流布置顺序具有压缩进行发动机的气流的高压压气机，燃烧燃料和空气的混合物的燃烧室以及包括多个转子叶片以从燃烧室排出的气流中获取旋转能的涡轮。
通常在气体流动路径上的构件采用螺栓固紧法兰连接一起。因为气体流动路径中空气的速度，在螺栓固紧的法兰中暴露的固紧件可能在螺栓固紧法兰的流动路径的下游导致不希望的流动路径的下游导致不希望的紊流。这种一般公称为片阻的紊流则会负面地影响发动机性能。
为了有利于消除由暴露的紧固件引起的风阻，至少一些公知的螺栓固紧法兰包括单独的风阻罩，其延伸通过该固紧件的头部或螺母以有助于使暴露于气体流动通路的固紧件最小化。然而，由于该罩的厚度，导致和那些没包括所述罩的螺栓固紧法兰相比必须使用更长的固紧件和附加对准法兰。因此，设置这种罩件就增加了总的加工组装时间、构件数量、发动机重量以及总机制造成本。
发明内容
在本发明的一方面中，设置一种用于制造气体涡轮发动机的结构罩的方法。该方法包括：形成一具有截头锥形横截面外形并包括一风阻罩部分(70)和一密封法兰部分(72)的锥环本体(52)，该风阻罩部分和该密封法兰部分整体地构成；沿带有至少一个扇形凹槽的所述锥环本体的外周边形成多个固紧件支承座(90)，该扇形凹槽沿该外周边隔开每一所述多个固紧件支承座(90)，以及形成多个固紧件孔(92)，每个固紧件孔从锥环本体的前侧(58)延伸穿过各个固紧件支承座到锥环本体的后侧(60)，使得当该风阻罩部分安装在气体涡轮发动机中时，该风阻罩部分有助于将固紧件孔相对一气体流动路径屏蔽。
在本发明的另一方面中，设置用于气体涡轮发动机的结构罩。该罩包括锥环本体，其包括整体构成的风阻罩部分，密封法兰部分；和至少一个通过其中延伸的的固紧件孔；其中该风阻罩部分用于相对气体流动路径屏蔽固紧件。
在本发明的又一方面中，设置包括锥环结构罩的气体涡轮。该罩包括整体构成的风阻罩部分，密封法兰部分和多个延伸贯通其中的固紧件孔。该风阻罩部分构造成有助于将通过固紧件孔延伸的固紧件相对气体流动路径屏蔽。
附图说明
图1是气体涡轮发动机的示意图；
图2是可用于图1所示气体涡轮发动机的结构罩立体图；
图3是沿着线3-3截取的图2所示结构罩的横截面视图；
图4是沿着线4-4截取的图2所示结构罩的横截面图；
图5是沿着线3-3截取的包括图2所示结构罩的气体涡轮发动机剖取的局部横截面视图；以及
图6是可用于图1所示气体涡轮发动机的公知风阻罩的横截面图。
具体实施方式
图1是气体涡轮发动机10的示意图，其包括风扇组件12，高压压气机14和燃烧室16。发动机10还包括高压涡轮组件18和低压涡轮组件20。发动机10具有进气侧28和排气侧30。在一实施例中发动机10是商业上可从General Electric Aircaraft Engines，Cincinnati，Ohio买到的CF 34型发动机。
在运行时，空气流进风扇组件12中，然后压缩空气供应到高压压风机14。该高度压缩空气输送到燃烧室16。来自燃烧室16的气体流驱动涡轮18和20。而涡轮20驱动风扇组件12。涡轮18驱动高压压气机14。
图2是可用于气体涡轮发动机10的结构罩40的透视图。图3是沿线3-3截取的结构罩40的横截面图以及图4是沿线4-4截面的结构罩40的横截面图。图5是一沿着线3-3截取的包括结构罩40的气体涡轮发动机10的局部横截面视图。在该示范性具体实施例中，结构罩40是前面外部密封法兰并在发动机10中与高压涡轮组件18连接在燃烧室16的下游。更具体地，燃烧室16包括衬套46，其向下游延伸至涡轮喷嘴48，因此来自燃烧室16的气流通过涡轮喷嘴48排放。结构罩40从涡轮喷嘴48径向向内连接并位于高压涡轮叶片的第一级50的上游。
结构罩40是环形并包括在径向上延伸在内周边54和外周边56之间的锥环本体52。本体52还在轴向上延伸在前侧58和后侧60之间。锥环本体52是截头锥形，因此当连接在发动机10中时，外周边56在内周边54径向外侧并且在内周边54轴向下游。
本体52包括整体形成的风阻罩部分70和密封法兰部分72。更具体地风阻罩部分70从内周边58延伸到外周边56并且密封法兰72从风阻罩部分70弯曲地沿着外周边56的部分78延伸。
罩内周边58通过延伸到本体密封部分82的弧形突出部80限定。本体密封部分82有助于和高压涡轮密封件84构成密封83，并延伸在突出部80和本体连接部分86之间。在本示范性实施例中，当罩40连接在发动机10中时，因为本体52是截锥形的，故罩密封部分82从突出部80相对发动机对称中轴线(未示出)倾斜延伸。另外，在本实施例中，结构罩密封部分82包括多个延伸其中的冷却通孔88。更具体地罩连接部分86从罩密封部分82延伸到本体外周边56并有助于将结构罩40连接在发动机10中。在该实施例中，罩连接部分86基本上垂直于发动机对称中轴线。
多个固紧件支承座90在罩连接部分86内沿本体外周边56间置在周边上每个固紧件支承座90包括至少一固紧件孔92，其贯通其中地延伸在罩前侧58至罩后侧60之间。更具体地，孔92尺寸设置成接纳通过其中的固紧件96以便将罩40连接在发动机10中。在本实施例中，孔92轴向延伸通过支承座90并基本上平行于发动机对称中轴线。
相邻的固紧件支承座90沿着本体外周边56通过至少一制成扇形的凹槽110而隔开。更具体地，制成扇形的凹槽110沿本体外周边的周向上间置在罩连接部分86内。每个制成扇形的凹槽110是弯曲形状并从罩外周边56沿径向朝内延伸到径向内侧的凹槽表面112。更具体地，每个制成扇形的凹槽110从罩前侧58朝罩后侧60延伸。因此，制成扇形的凹槽110不会穿透罩后侧60，但是，反而有助于减少结构罩40的整体重量，于是有利于发动机性能的整体改善。
密封法兰部分72从风阻罩部分70弯曲地地沿外周边56的部分78延伸并有助于罩40在发动机10中的对准。更具体地，密封法兰只沿着靠近每个固紧件支承座90的外周边56延伸以便每个固紧件支承座90限定密封法兰部分72的一部分。另外，因为密封法兰部分72与风阻罩部分70和支承座90制为整体，故密封法兰部分72的厚度T1当罩40连接在发动机10中时不要求固紧件96的增大的长度114。
密封法兰部分72包括凹入的开孔120，其有助于将固紧件96和连接到固紧件96的护圈122与发动机10内的气体流路径屏蔽。每个凹入的开孔120从每个支承座90的后侧60朝着每个支承座90的前侧58延伸。另外，每个凹入开孔120具有大于每个固紧件孔92直径D2的直径D1。更具体地，每个凹入开孔120定位成基本上与每个固紧件孔92对中。凹入开孔直径D1也大于每个固紧件护圈122的外直径D3。支承座厚度T1在相应的支承座前侧58和凹入开孔120之间测得。
在安装期间，固紧件96延伸通过多个发动机结构安装部件106然后进入每个相应的罩固紧件开孔92中。固紧件96依此延伸进入凹入开孔120中；接着将护圈122连接到固紧件96上从而将罩40相对发动机部件106固定在发动机10内。在本实施例中，固紧件96是螺栓和护圈122是以螺纹连接到螺栓上的螺母。因为罩40整体地制有密封法兰部分72和风阻罩部分70，所以不需要另外的法兰以便使罩40相对发动机10的对准，而且也不需要另外的风阻罩以便屏蔽固紧件96和护圈122。此外，罩40有助于使固紧件96具有比其他已知连接到同样发动机部件106上的罩件更短的长度114。再有，如在下面将变得更清楚的那样，由于罩40整体制有密封法兰部分72和风阻部分70，因此，发动机10的整个长度短于已知包括分开的密封法兰和风阻罩的罩结构的长度，于是，有利于发动机10的整体重量减小。
图6是公知风阻罩200的横截面图。风阻罩200类似于结构罩40(图2、3、4和5所示)，并且在风阻罩200中的构件凡是和结构罩40的构件等同的构件在图6中使用与图2，3，4及5中所使用相同的参考标号。因此，风阻罩200包括外和内周边56和58，突出部部80和本体密封部分82。风阻罩200也包括环形连接部分202，该部分延伸在本体密封部分82和外周边56之间。更具体地，连接部分202沿径向从密封部分82向外延伸以限定延伸在连接部分202和密封部分82间的搁架204。连接部分202还包括多个延伸通过其中的通孔210并且在连接部分202中沿围绕风阻罩200在周向上间置。
每个通孔210尺寸设置成接纳通过其中的固紧件(未示出)。更具体地，密封法兰220连接到风阻罩200上并相邻于罩搁架204沿周向延伸以便多个延伸通过法兰220的通孔226与风阻罩通孔210基本上同心对准。当罩200连接到机10中的发动机安装构件106上时法兰220有助于保护罩200正确对准。
密封法兰220也限定凹入区域230，其有利于屏蔽那些用于将罩200安装在发动机10内的固紧件和相关的连接保持件(未示出)。更特别地，在组装期间，作为固紧件96(图5所示)的固紧件延伸通过同样的结构安装构件106(图5所示)，然而，延伸通过风阻罩200的固紧件具有比固紧件长度114(图5所示)更长的长度(未示出)。这种增加的固紧件长度是为了适应孔210附近的风阻罩连接部分202的厚度并适应连接在风阻罩200和密封法兰凹入区域230之间的环形密封法兰220的增大的厚度TSF所必需的。
上述的结构罩是低成本和高度可靠的。该整体罩整体形成以便包括风阻罩部分和密封法兰部分，因此，仅需要很少组装构件。该密封法兰部分有助于将安装固紧件相对气体涡轮发动机的气体流动路径屏蔽而且还有利于在安装时该罩的正确对准。因为该罩是整体构成的，所使用的安装固紧件的长度短于其他公知的连接到相同发动机构件上的罩用固紧件长度。另外，该罩包括多个制成扇形的凹槽，其与公知的连接到相同发动机构件的罩件相比减轻了罩的总体重量。结果，整体的结构罩有助于以低成本和可靠的方式减少制造成本。
在本发明对于各种具体实施例进行描述的同时，本领域熟练技术人员应认识到，本发明仍可做出修改变型，但都落入权利要求的构思和保护范围内。
附号说明
10    气体涡轮发动机
12    风扇组件
14    高压压气机
16    燃烧室
18    高压涡轮
20    低压涡轮
28    进气侧
30    排气侧
40    结构罩
46    燃烧室衬套
48    涡轮喷嘴
51    涡轮叶片
52    锥环本体
54    内周边
56    外周边
58    前面侧
60    后面侧
70    风阻罩部分
72    法兰部分
78    外周边部分
80    突出部
82    密封部分
83    密封
84    涡轮密封件
86    连接部分
88    冷却开口
90    固紧件凸座
92    固紧件孔
96    固紧件
106    发动机构件
110    凹部
112    内凹部表面
T1     密封法兰厚度
114    固紧件长度
120    凹入开口
122    固紧件护圈
D1     开孔直径
D3     固紧件护圈外径
200    风阻罩
202    连接部分
204    搁架
210    连接部分孔
220    密封法兰
230    凹入区域
TWC    风阻罩部分的厚度
TSP    密封法兰的厚度

Claims (11)

1.一种用于制造一气体涡轮发动机的结构罩(40)的方法，所述方法包括：
形成一具有截头锥形横截面外形并包括一风阻罩部分(70)和一密封法兰部分(72)的锥环本体(52)，该风阻罩部分和该密封法兰部分整体地构成；
沿带有至少一个扇形凹槽的所述锥环本体的外周边形成多个固紧件支承座(90)，该扇形凹槽沿该外周边隔开每一所述多个固紧件支承座(90)，以及
形成多个固紧件孔(92)，每个固紧件孔从锥环本体的前侧(58)延伸穿过各个固紧件支承座到锥环本体的后侧(60)，使得当该风阻罩部分安装在气体涡轮发动机中时，该风阻罩部分有助于将固紧件孔相对一气体流动路径屏蔽。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，每个制成扇形的凹槽在相邻的固紧件支承座(90)之间弯曲延伸。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，形成的所述锥环本体(52)使得该密封法兰部分(72)沿着结构罩(40)的外周边(56)部分延伸。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，形成的所述锥环本体(52)使得该密封法兰部分(72)仅在每个固紧件支承座(90)附近延伸。
5.一种用于气体涡轮发动机(10)的结构罩(40)，所述结构罩包括
一具有截头锥形横截面外形的锥环本体(52)，所述锥环本体(52)包括：
一风阻罩部分(70)和一密封法兰部分(72)，该风阻罩部分和密封法兰部分整体地构成，以及
沿带有至少一个扇形凹槽的所述风阻罩部分的外周边定位的多个固紧件支承座，该扇形凹槽沿该外周边隔开每一所述多个固紧件支承座(90)，至少一个延伸通过所述多个固紧件支承座中至少一个并且其尺寸用于容纳通过其中的一个固紧件的固紧件孔，所述风阻罩部分用于相对一气体流动路径屏蔽所述固紧件。
6.如权利要求5所述的结构罩(40)，其特征在于，每个所述扇形的凹槽(110)在相邻的固紧件支承座(90)之间沿周向延伸。
7.如权利要求5所述的结构罩(40)，其特征在于，所述密封法兰部分(72)至少部分地沿每个所述至少一固紧件孔(92)附近的所述结构罩(40)的外周边(56)延伸。
8.一种气体涡轮发动机(10)包括一锥环结构罩(40)，所述结构罩(40)是截头锥形的，并且包括：
一风阻罩部分(70)；
一密封法兰部分(72)，该风阻罩部分和该密封法兰部分整体地构成；
多个沿带有至少一个扇形凹槽(110)的所述风阻罩部分的外周边定位的固紧件支承座(90)，该扇形凹槽沿该外周边隔开每一所述多个固紧件支承座(90)；和
多个延伸通过每个所述固紧件支承座的固紧件孔(92)，所述风阻罩部分(70)构造成有助于将延伸通过所述固紧件支承座和固紧件孔的固紧件(96)相对一气体流动路径屏蔽。
9.如权利要求8所述的气体涡轮发动机(10)，其特征在于，所述多个固紧件支承座(90)沿着结构罩(40)的外周边(56)之周向上间隔设置，每个所述的扇形凹槽(110)在相邻支承座之间弯曲延伸。
10.如权利要求8所述的气体涡轮发动机(10)，其特征在于，所述密封法兰部分(72)至少部分地沿着结构罩(40)的外周边(56)延伸。
11.如权利要求10所述的气体涡轮发动机(10)，其特征在于，所述密封法兰部分(72)仅在所述固紧件支承座(90)附近弯曲延伸。
CN03110205A 2002-06-06 2003-04-04 用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩 Expired - Lifetime CN100582441C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US10/164954 2002-06-06
US10/164,954 US6761034B2 (en) 2000-12-08 2002-06-06 Structural cover for gas turbine engine bolted flanges

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1467365A CN1467365A (zh) 2004-01-14
CN100582441C true CN100582441C (zh) 2010-01-20

Family

ID=29549362

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN03110205A Expired - Lifetime CN100582441C (zh) 2002-06-06 2003-04-04 用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6761034B2 (zh)
EP (1) EP1369552B1 (zh)
JP (1) JP4450564B2 (zh)
CN (1) CN100582441C (zh)

Families Citing this family (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2875270B1 (fr) * 2004-09-10 2006-12-01 Snecma Moteurs Sa Retenue des clavettes de centrage des anneaux sous aubes de stator a calage variable d'un moteur a turbine a gaz
US7094020B2 (en) * 2004-09-15 2006-08-22 General Electric Company Swirl-enhanced aerodynamic fastener shield for turbomachine
ITMI20041780A1 (it) * 2004-09-17 2004-12-17 Nuovo Pignone Spa Dispositivo di protezione per uno statore di una turbina
GB0424883D0 (en) * 2004-11-11 2004-12-15 Rolls Royce Plc Seal structure
US7909569B2 (en) * 2005-06-09 2011-03-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine support case and method of manufacturing
US7341429B2 (en) * 2005-11-16 2008-03-11 General Electric Company Methods and apparatuses for cooling gas turbine engine rotor assemblies
JP4764219B2 (ja) * 2006-03-17 2011-08-31 三菱重工業株式会社 ガスタービンのシール構造
US7445424B1 (en) 2006-04-22 2008-11-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Passive thermostatic bypass flow control for a brush seal application
FR2908153B1 (fr) * 2006-11-07 2011-05-13 Snecma Dispositif d'accrochage d'un distributeur (8) d'une turbine, turbine les comportant, et moteur d'aeronef en etant equipe
FR2935429B1 (fr) * 2008-08-26 2011-11-25 Snecma Aubage fixe de turbomachine a masse reduite et turbomachine comportant au moins un tel aubage fixe
JP4856257B2 (ja) * 2010-03-24 2012-01-18 川崎重工業株式会社 タービンロータのシール構造
JP2012107580A (ja) * 2010-11-18 2012-06-07 Toyota Motor Corp 車両内燃機関の制御装置。
US9664062B2 (en) * 2011-12-08 2017-05-30 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine with multiple component exhaust diffuser operating in conjunction with an outer case ambient external cooling system
US9353647B2 (en) 2012-04-27 2016-05-31 General Electric Company Wide discourager tooth
US9567908B2 (en) 2012-04-27 2017-02-14 General Electric Company Mitigating vortex pumping effect upstream of oil seal
US9133723B2 (en) * 2012-05-21 2015-09-15 United Technologies Corporation Shield system for gas turbine engine
US10167734B2 (en) * 2012-09-27 2019-01-01 United Technologies Corporation Buffer airflow to bearing compartment
WO2015020775A1 (en) 2013-08-07 2015-02-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine aft seal plate geometry
US9964037B2 (en) 2014-02-26 2018-05-08 United Technologies Corporation Staged heat exchangers for multi-bypass stream gas turbine engines
US10443450B2 (en) 2014-10-24 2019-10-15 United Technologies Corporation Seal support structure for a circumferential seal of a gas turbine engine
US10422238B2 (en) 2014-12-05 2019-09-24 Rolls-Royce Corporation Method to pilot using flexible profile
US10301957B2 (en) * 2014-12-17 2019-05-28 United Technologies Corporation Pinned seal
US20160177835A1 (en) * 2014-12-22 2016-06-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with angularly offset turbine vanes
US10502059B2 (en) 2015-02-02 2019-12-10 United Technologies Corporation Alignment tie rod device and method of utilization
US9828881B2 (en) * 2015-03-19 2017-11-28 United Technologies Corporation Seal support structures for turbomachines
US10352245B2 (en) 2015-10-05 2019-07-16 General Electric Company Windage shield system and method of suppressing resonant acoustic noise
US11421627B2 (en) 2017-02-22 2022-08-23 General Electric Company Aircraft and direct drive engine under wing installation
US10654577B2 (en) 2017-02-22 2020-05-19 General Electric Company Rainbow flowpath low pressure turbine rotor assembly
FR3063308B1 (fr) * 2017-02-24 2019-04-26 Safran Aircraft Engines Bouchon pour capot d'entree tournant de turbomachine, comprenant une paroi externe aerodynamique et un organe de fixation de cone
JP7333144B2 (ja) * 2018-03-16 2023-08-24 ジョビー エアロ インク 航空機抗力低減システム及び内部冷却電気モータ・システム並びにこれらを使用する航空機
CN109099461B (zh) * 2018-08-03 2023-08-15 新奥能源动力科技（上海）有限公司 燃烧室的头部装置、燃烧室及燃气轮机
CN109185923B (zh) * 2018-08-03 2023-09-12 新奥能源动力科技（上海）有限公司 一种燃烧室头部装置、燃烧室及燃气轮机
CN109185924B (zh) * 2018-08-03 2023-09-12 新奥能源动力科技（上海）有限公司 燃烧室的头部装置、燃烧室及燃气轮机
US11021962B2 (en) * 2018-08-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Turbulent air reducer for a gas turbine engine
US11306614B2 (en) * 2018-10-04 2022-04-19 Rolls-Royce Corporation Sump auxiliary vent system
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
IT202100009716A1 (it) 2021-04-16 2022-10-16 Ge Avio Srl Copertura di un dispositivo di fissaggio per una giunzione flangiata

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB589541A (en) * 1941-09-22 1947-06-24 Hayne Constant Improvements in axial flow turbines, compressors and the like
US3383033A (en) * 1966-04-27 1968-05-14 Gen Electric Sealing means for axial flow compressor discharge
US3501089A (en) * 1968-07-17 1970-03-17 Gen Electric Jet pump ejector
US4190397A (en) * 1977-11-23 1980-02-26 General Electric Company Windage shield
US4245959A (en) * 1978-11-13 1981-01-20 General Electric Company Windage nut
GB2114661B (en) 1980-10-21 1984-08-01 Rolls Royce Casing structure for a gas turbine engine
GB8905894D0 (en) 1989-03-15 1989-04-26 Rolls Royce Plc Fluid-tight joints
US5090865A (en) * 1990-10-22 1992-02-25 General Electric Company Windage shield
US5211536A (en) * 1991-05-13 1993-05-18 General Electric Company Boltless turbine nozzle/stationary seal mounting
NZ241415A (en) 1992-01-27 1995-04-27 Air New Zealand Ltd Gas turbine engine transporting frames
FR2699970B1 (fr) * 1992-12-30 1995-03-17 Europ Propulsion Dispositif de liaison glissante entre deux pièces soumises à de fortes sollicitations mécaniques et thermiques.
US5332358A (en) 1993-03-01 1994-07-26 General Electric Company Uncoupled seal support assembly
US5402636A (en) * 1993-12-06 1995-04-04 United Technologies Corporation Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines
US5522698A (en) * 1994-04-29 1996-06-04 United Technologies Corporation Brush seal support and vane assembly windage cover
FR2744761B1 (fr) * 1996-02-08 1998-03-13 Snecma Disque labyrinthe avec raidisseur incorpore pour rotor de turbomachine
US5984630A (en) * 1997-12-24 1999-11-16 General Electric Company Reduced windage high pressure turbine forward outer seal
GB2339468B (en) 1998-07-11 2002-04-24 Alstom Gas Turbines Ltd Gas-turbine engine combustion system
US6210283B1 (en) 1998-10-30 2001-04-03 General Electric Company Composite drive shaft
US6095750A (en) * 1998-12-21 2000-08-01 General Electric Company Turbine nozzle assembly
US6082959A (en) 1998-12-22 2000-07-04 United Technologies Corporation Method and apparatus for supporting a rotatable shaft within a gas turbine engine
US6283712B1 (en) 1999-09-07 2001-09-04 General Electric Company Cooling air supply through bolted flange assembly

Also Published As

Publication number Publication date
CN1467365A (zh) 2004-01-14
US20030226362A1 (en) 2003-12-11
JP2004011638A (ja) 2004-01-15
EP1369552B1 (en) 2011-06-29
EP1369552A3 (en) 2005-11-16
JP4450564B2 (ja) 2010-04-14
EP1369552A2 (en) 2003-12-10
US6761034B2 (en) 2004-07-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100582441C (zh) 用于气体涡轮发动机螺栓固紧法兰的结构罩
CA2528038C (en) Integrated turbine vane support
CN100335797C (zh) 用于燃气涡轮发动机的压缩机和燃气涡轮发动机
EP2075411B1 (en) Integrally bladed rotor with slotted outer rim and gas turbine engine comprising such a rotor
US6991427B2 (en) Casing section
US9328926B2 (en) Segmented combustion chamber head
EP2208933B1 (en) Combustor assembly and cap for a turbine engine
CA2677372C (en) Combustor liner with integrated anti-rotation and removal feature
US20040170498A1 (en) Gas turbine engine turbine nozzle bifurcated impingement baffle
CN101117919A (zh) 用于运行燃气涡轮发动机的方法和设备
EP2672070B1 (en) Nozzle Mounting and Sealing Assembly and Method of Mounting and Sealing a Nozzle Assembly
EP3244016B1 (en) Stator and case assembly for a gas turbine engine
EP2904241B1 (en) Combustor seal mistake-proofing for a gas turbine engine
US11585230B2 (en) Assembly for a turbomachine
GB2057573A (en) Turbine rotor assembly
EP1217231B1 (en) Bolted joint for rotor disks and method of reducing thermal gradients therein
CN207620852U (zh) 具有预旋流器的隔板组件
US11739651B2 (en) Nozzle ring for a radial turbine and exhaust gas turbocharger including the same
US11015483B2 (en) High pressure compressor flow path flanges with leak resistant plates for improved compressor efficiency and cyclic life
US11933187B2 (en) Bearing housing assembly
EP4043695B1 (en) Tangential on-board injector
WO2024145076A1 (en) Turbomachine compressor exit region seal flow circuit
US20040042898A1 (en) Methods and apparatus to reduce seal rubbing within gas turbine engines
CN115217821A (zh) 法兰接头的紧固件盖
GB2415017A (en) Heat shield for attachment to a casing of a gas turbine engine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CX01 Expiry of patent term

Granted publication date: 20100120

CX01 Expiry of patent term