CN101970804B - 用于涡轮机的扇形分配器 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于涡轮机的扇形分配器(112)，其包括通过径向叶片相连的两个共轴的平台，内平台(130)连接到用于悬置环形安装部(140)的环形隔离部(138)上，环形隔离部(138)承载由耐磨材料制成的元件(136)，此安装部在隔离部上沿周向滑动，并包括与对应于隔离部内周边的机构接合的机构，以确保对安装部在此隔离部上的径向限制。

Description

用于涡轮机的扇形分配器
技术领域
本发明涉及一种用于诸如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机这样的涡轮机的扇形分配器。
背景技术
涡轮机包括涡轮级，每个涡轮级包括转子推进器和分配器，每个分配器为扇形，即由多个沿周向端到端布置的分配器扇区形成。
每个分配器扇区包括两个共轴的环形平台，这两个平台延伸到彼此的内部并通过大致径向的叶片相连。外平台包括用于紧固在涡轮外壳上的机构。内平台与大致径向的环形隔离部为一体，隔离部承载由耐磨材料制成的构件，沿径向位于分配器内平台之内。由耐磨材料制成的构件与通过涡轮转子承载的环形唇接合以形成迷宫型密封。
在由耐磨材料制成的构件显著磨损的情况下，有必要在维护操作过程中将其更换为新构件。通过现有技术，这些构件通过硬焊固定在分配器内平台的环形隔离部上。更换由耐磨材料制成的构件需要完全拆卸分配器扇区，机加工每个分配器扇区以移除磨损的耐磨构件，并将新的耐磨构件硬焊在环形隔离部上。然后，有必要将抗氧化剂保护涂层沉积在每个分配器扇区上。因此，这种更换分配器耐磨构件的操作耗时且昂贵。
而且，分配器扇区沿周向以小间隙相互分离，以使其平台在工作过程中可热膨胀。另外，分配器扇区在工作过程中还承受振动和相对较大的动态应力，这可能导致这些扇区的静态移动和变形。
已经提出，使用以下机构强化分配器：用于在分配器内平台扇区上形成的轴向支承的机构，用于支承意在与形成在相邻内平台扇区上的对应机构接合的平台扇区的机构，以限制分配器在工作过程中的变形。
通过现有技术，这些用于支承的机构包括被称为“硬质合金”的极硬材料，其通过激光焊接方法(硬质合金化)实现沉积，其耗时、昂贵、难以实施，且具有使分配器扇区恶化的风险。而且，这种技术不能在具有过于复杂(被称为3D平台)形式的平台的特定分配器上实施。
发明内容
本发明的目的特别是针对现有技术的问题提供一种简单、有效和经济的解决方案，其中，通过简化对分配器的由耐磨材料制成的构件的更换并通过减少此分配器的扇区的硬质合金化而实现。
为实现这种效果，提出一种用于涡轮机的扇形分配器，由多个扇区形成，所述扇区包括两个共轴的环形平台，分别为内平台和外平台，所述内平台和外平台通过大致径向的叶片相连，所述内平台与大致径向的环形隔离部为一体，所述环形隔离部承载由耐磨材料制成的构件，所述由耐磨材料制成的构件固定在扇形环形安装部上，所述扇形环形安装部包括朝向外部沿径向延出的环形槽，并沿径向接合和保持所述环形隔离部的内周边，每个安装部扇区在其一个周向端处包括一开口，用于接合和安装在一个或多个分配器扇区的环形隔离部上，所述安装通过在此隔离部上沿周向移位所述安装部扇区而实现，在所述安装部扇区的另一周向端处包括沿周向形成止动部并与所述分配器扇区或所述分配器扇区中的一个的环形隔离部接合的机构，以确保相对于所述安装部扇区的沿所述环形隔离部的周向一方向的限制。
以简单方式，内平台的环形隔离部容纳于设置在耐磨构件的安装部上的紧固机构中，且安装部可在此隔离部上滑动。与现有技术不同的是，耐磨构件的安装部以可移除方式安装在隔离部上，这有利于更换磨损的耐磨构件。实际上，这足以拆卸隔离部的环形安装部并执行前述的直接在此安装部上进行的机加工和硬焊操作，或简单地以承载新耐磨构件的新安装部更换此承载磨损耐磨构件的安装部。而且，将安装部重新安装到隔离部上相对比较简单和快速。
本发明进一步可简化通过铸造获得的每个分配器扇区的制造，这是因为现在耐磨元件独立于这些扇区而安装。
环形安装部当其在多个分配器扇区上延伸时可进一步强化分配器扇区，以限制其在工作过程中的震动和静态移动，而同时仍然使其可沿周向膨胀。因此，不再需要通过硬质合金化在用于沿轴向支承分配器扇区的机构上沉积硬材料，这可消除这种费时且昂贵的操作，并降低分配器扇区在这种精细操作过程中恶化的风险。
环形安装部为扇形，每个安装部扇区在其一个周向端处包括一开口，用于接合和安装在分配器扇区的隔离部上，所述安装通过在分配器扇区上沿周向滑动而沿周向移动所述安装部扇区而实现。每个安装部扇区在其另一周向端处包括沿周向形成止动部并与相邻分配器扇区的隔离部接合的机构，以提供分配器扇区相对于所述安装部扇区的沿周向一方向的限制。
根据本发明的另一特征，所述安装部为轨道形式并由金属片制成，这特别是可基本相对于现有技术使分配器减轻。
所述安装部可具有U形或C形截面，所述截面的开口朝向外部沿径向取向，此安装部包括两个大致径向的环形翼，分别为上游翼和下游翼，所述上游翼和下游翼在其内周边通过由耐磨材料制成的构件的内柱形安装壁相连在一起。耐磨构件可通过硬焊或任何其他适合的技术紧固在安装部上。
由金属片制成的环形偏转部可通过例如硬焊进一步紧固在所述安装部的翼上。这些环形偏转部用于与位于分配器上游和下游的转子推进器的对应构件接合，以限制空气在分配器与这些转子推进器之间沿径向的通道。
所述安装部的每个翼可在其外周边折叠，以形成朝向相对翼沿轴向延伸的大致柱形的外壁，这些外壁在它们之间限定使分配器扇区的环形隔离部通过的所述环形槽。
所述安装部的每个外壁可在所述环形隔离部的一侧上折叠，以形成朝向内部大致沿径向延伸的环形边缘，这两个环形边缘相互大致平行并大致平行于所述安装部的环形隔离部。
在安装位置，所述隔离部一方面被夹紧在所述安装部的所述外壁之间或环形边缘之间并沿径向被夹紧在所述安装部的所述外壁或环形边缘之间，另一方面夹紧在所述安装部的内壁之间，这特别是可限制安装部在工作过程中的震动。
优选地，所述隔离部在其内周边处包括沿径向形成止动部的周向肩部，这些肩部被容纳在所述安装部的翼之间并与所述安装部的外壁或环形边缘接合以确保在所述隔离部上的其径向限制。
安装部扇区的数量可小于分配器扇区的数量。每个安装部扇区可在对应于多个分配器扇区的角度区域上沿周向延伸。在这种情况下，每个安装部扇区可连接和强化多个分配器扇区。
本发明还涉及一种涡轮机低压涡轮，其包括至少一个前述类型的扇形分配器；并涉及一种涡轮机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，其包括至少一个例如前述的分配器。
附图说明
通过阅读以下通过非限制性示例方式并参照附图提供的描述，将会更好地理解本发明，而且本发明的其它细节、特征和优点将更清楚地显现，其中：
图1是涡轮机低压涡轮的示意性的轴向截面半视图；
图2是根据现有技术的分配器扇区的示意性局部立体图；
图3是现有技术的用于在两个相邻分配器扇区之间轴向支承的机构的示意性立体图；
图4是根据本发明的扇形分配器的示意性局部立体图；
图5是图4的一部分的放大图，显示出根据本发明的安装部扇区的周向端；
图6是图4中的安装部扇区的另一周向端的示意性立体图。
具体实施方式
首先参见图1，其中显示出涡轮机低压涡轮10包括四级，每级包括由涡轮外壳16承载的分配器12和位于分配器12下游的推进器18。
推进器18包括盘20，盘20通过环形法兰22相互共轴组装，并承载大致径向的片24。这些推进器18通过被固定在盘的环形法兰22上的驱动锥26的中间物而连接到涡轮轴(未示出)上。
用于将片24沿轴向保持在盘20上的环形板28安装在各盘之间，每个环形板28包括沿轴向被夹紧在两个相邻盘的环形法兰22之间的内径向壁29。
每个分配器12包括两个环形共轴平台30、32，分别为内平台和外平台，在它们之间限定涡轮中气体流的环形流并延伸有大致径向的固定叶片14。分配器的外平台32通过适合方式紧固在涡轮的外壳16上。
每个分配器的内平台30与环形隔离部38成一体，隔离部38承载由耐磨材料制成的环形构件36，这些构件36沿径向布置在分配器内平台30之内。在所示的示例中，环形隔离部38大致沿径向，其外周边连接到分配器内平台30的内表面上。耐磨构件36固定在环形隔离部38的内周边上。
耐磨构件36从由板28承载的外环形唇42沿径向向外布置并越过。唇42用于通过摩擦接合构件36以形成迷宫式密封，并限制空气沿轴向通过这些密封的通道。
涡轮的分配器12呈扇形，且每个扇形由围绕涡轮纵轴沿周向端到端布置的多个扇区形成。
图2显示出根据现有技术的分配器扇区12的一部分。此分配器扇区12包括通过七个叶片14被连接到一起的内平台扇区30和外平台扇区(不可见)。内平台扇区30与承载耐磨构件36的隔离部扇区38为一体。平台扇区30和隔离部扇区38由单一铸件形成。
在现有技术中，耐磨构件36通过硬焊固定在隔离部扇区38的内周边上。由金属片制成的环形偏转部42通过硬焊紧固在耐磨构件36上游和下游的隔离部扇区38的内周边上。这些偏转部42通过阻碍效应与位于分配器上游和下游的推进器18的对应机构接合，以限制气体在分配器与这些推进器之间沿径向的通道。
在这种情况下，耐磨构件36的更换是费时且昂贵的操作，如前所述。
每个分配器扇区12的内平台扇区30的纵向边缘44、44′具有与相邻分配器扇区的内平台扇区的对应纵向边缘互补的形式，其方式使得纵向边缘在此分配器的安装过程中沿周向相互嵌入(图3)。
在现有技术中，内平台扇区30的纵向边缘44、44′沿Z加工，以限定在分配器扇区12之间的轴向支承机构46。内平台扇区30沿轴向支承在相邻内平台扇区上，可在涡轮工作过程中限制分配器扇区12的静态移动和振动。
支承机构46包括被称为“硬质合金”的坚硬材料，其通过费时、昂贵和很难实施的方法进行沉积，如前所述。
而且，平台扇区30的纵向边缘44、44′和隔离部扇区38的径向边缘包括直缝48，用于容纳在分配器扇区之间提供密封的突起。这些缝48在相对较长和较精细的机加工操作过程中得到，形成在隔离部扇区38的每个径向边缘上的径向缝在其径向内端延伸到耐磨构件36的紧邻处。
由于环形安装部140，本发明可至少部分地克服前述问题，环形安装部140以可移除的方式紧固到分配器的环形隔离部138上并且承载由耐磨材料制成的构件136
在图4至6中所示实施例中，环形安装部140为轨道形式并且呈扇形，安装部扇区140端到端地设置。安装部扇区140由金属片制成，例如由冲压片制成。
根据本发明的特征，安装部扇区140的数量小于分配器扇区112的数量。例如，分配器扇区112的数量为18，安装部扇区的数量为6，这样，每个安装部扇区140在对应于三个连续的分配器扇区的角度区域上延伸。在这种情况下，每个安装部扇区连接三个连续的分配器扇区，其中，分配器扇区的周向端可不含硬质合金。
可替代地，每个安装部扇区可强化两个或四个或者更多个连续的分配器扇区140。
每个分配器的内平台扇区的纵向边缘144、144′可如同现有技术中那样沿Z形成，以保留轴向支承表面，或者具有平直截面以省略这些轴向支承表面。
根据本发明的环形安装部140包括朝向外部沿径向延出的环形槽150，并沿径向接合和保持径向隔离部138的内周边。安装部140安装到隔离部138的内周边以及从其拆卸是简单和快速的，例如将在下文中更详细所述，这可有利于耐磨构件136在磨损时进行更换。
在所示的示例中，安装部140具有U形或C形截面，截面的开口朝向外部沿径向延出。安装部140包括两个大致径向的环形翼152，分别为上游翼和下游翼。这些翼152大致平行并在它们的内周边通过大致柱形的内环形壁151相连在一起。由耐磨材料制成的构件136通过例如硬焊被紧固在此内柱形壁151的内表面上，由金属片制成的环形偏转部142也通过硬焊被紧固在翼152上。
每个翼152在其外周边折叠，以形成朝向另一翼沿轴向延伸的大致柱形的外环形壁154。这些外柱形壁154在其位于槽150的开口的近处的轴向端本身折叠，以在安装部的槽150中形成朝向内部大致沿径向延伸的环形边缘156。每个环形边缘156的内周边与内壁151相距一定径向距离，边缘156的径向尺度例如大致等于翼152的径向尺度的一半。
这些边缘156相互大致平行并大致平行于隔离部138。所述边缘在此限定安装部140的槽150的开口。各环形边缘156的相对面之间的轴向距离小于隔离部138的厚度，使得隔离部在安装位置沿轴向保持夹紧在安装部140的边缘156之间。
在此示例中，分配器112的隔离部138显示出倒T截面，并在其内周边处包括周向肩部158，肩部158被容纳在安装部的槽150中，并通过支承而与环形边缘156和安装部内壁151接合，以将安装部140沿径向和沿轴向固定在隔离部138上。
肩部158沿轴向的宽度以一定方式被确定，使得环形边缘156的内周边边缘朝向内部径向支承在这些肩部的外环形表面上。肩部158的沿径向的厚度以一定方式被确定，使得这些肩部沿径向被插入和夹紧在内壁151的外表面与边缘156的内周边边缘之间。
肩部158可具有的角度区域等于或小于分配器扇区的角度区域。分配器扇区112可在隔离部扇区138的每侧包括相互分开周向距离的多个肩部158。
每个安装部扇区140都包括开放的周向端(图5)，用于接合和安装在给定数量的分配器扇区上(在所示的示例中为三个)，其相对的周向端封闭(图6)以将安装部扇区沿周向保持在分配器扇区上。
在图6中所示的示例中，安装部扇区的周向端通过将板160固定(例如通过硬焊或焊接)在此周向端上而封闭。此板160形成在分配器扇区112上沿周向保持的机构。板160沿周向支承在与此板相邻的分配器扇区112的隔离部扇区138上(图6)。此板160通过支承在安装于相邻安装部扇区上的另一分配器扇区的隔离部扇区138上而沿相反方向沿周向被阻动。
在图4至6中可见，形成在隔离部扇区138的径向边缘上的缝148短于现有技术的缝，并因而实现得更快。
环形安装部140通过以下方式被紧固在分配器扇区112上。三个分配器扇区112端到端地布置。安装部扇区140邻近分配器扇区112中的一个布置，从而使其开放的周向端与此分配器扇区的隔离部扇区138的肩部158沿周向对准。安装部扇区140然后相对于分配器扇区112沿周向移位，使得分配器扇区的肩部158穿入安装部扇区的槽150中，并且插入在安装部扇区的环形边缘156的内周边边缘与安装部扇区的内柱形壁151之间，并使得隔离部扇区138接合在安装部扇区的环形边缘156之间。这使得各环形边缘156具有小的轴向间隔。安装部扇区140通过在隔离部扇区138上沿周向滑动而移位，直到其板160承载在分配器扇区112中的一个上。对于每个安装部扇区(在所述示例中数量为6)重复这些操作，然后，紧固到安装部扇区上的所有分配器扇区平坦地且端到端地布置，以形成分配器。然后，使用适合的工具抓紧整个分配器并将其直接安装在涡轮壳体上。根据本发明，前述操作以相反的顺序执行以拆卸分配器，并顺利更换安装部140或安装部扇区。

Claims (13)

1.一种用于涡轮机的扇形分配器(112)，由多个扇区形成，所述扇区包括两个共轴的环形平台，分别为内平台(130)和外平台，所述内平台和外平台通过大致径向的叶片(114)相连，所述内平台与大致径向的环形隔离部(138)为一体，所述环形隔离部(138)承载由耐磨材料制成的构件(136)，其特征在于，所述由耐磨材料制成的构件固定在扇形环形安装部(140)上，所述扇形环形安装部(140)包括朝向外部沿径向延出的环形槽(150)，并沿径向接合和保持所述环形隔离部的内周边，每个安装部扇区在其一个周向端处包括一开口，用于接合和安装在一个或多个分配器扇区的环形隔离部上，所述安装通过在此隔离部上沿周向移动所述安装部扇区而实现，每个安装部扇区在其另一周向端处包括沿周向形成止动部并与所述分配器扇区或所述分配器扇区中的一个的环形隔离部接合的机构(160)，以提供相对于所述安装部扇区的沿所述环形隔离部周向的限制。
2.根据权利要求1所述的扇形分配器，其特征在于，所述安装部(140)为轨道形式并由金属片制成。
3.根据权利要求2所述的扇形分配器，其特征在于，所述安装部(140)具有U形或C形截面，所述截面的开口朝向外部沿径向取向，此安装部包括两个大致径向的环形翼(152)，分别为上游翼和下游翼，所述上游翼和下游翼在它们的内周边通过由耐磨材料制成的构件(136)的内柱形安装壁(151)相连在一起。
4.根据权利要求3所述的扇形分配器，其特征在于，由金属片制成的环形偏转部(142)通过例如硬焊固定在所述安装部(140)的翼(152)上。
5.根据权利要求3或4所述的扇形分配器，其特征在于，所述安装部(140)的每个翼(152)在其外周边折叠，以形成朝向相对翼沿轴向延伸的大致柱形的外壁(154)，这些外壁在它们之间限定使分配器扇区的环形隔离部(138)通过的所述环形槽(150)。
6.根据权利要求5所述的扇形分配器，其特征在于，所述安装部(140)的每个外壁(154)在所述环形隔离部(138)的一侧上折叠，以形成两个朝向内部大致沿径向延伸的环形边缘(156)，所述两个环形边缘相互大致平行并大致平行于所述环形隔离部。
7.根据权利要求5所述的扇形分配器，其特征在于，在安装位置，所述隔离部(138)的内周边被夹紧在所述安装部(140)的外壁(154)之间或环形边缘(156)之间。
8.根据权利要求5所述的扇形分配器，其特征在于，在安装位置，所述隔离部(138)的内周边一方面沿径向被夹紧在所述安装部(140)的外壁(154)之间或环形边缘(156)之间，另一方面夹紧在所述安装部的内壁(151)之间。
9.根据权利要求5所述的扇形分配器，其特征在于，所述隔离部(138)在其内周边处包括沿径向形成止动部的周向肩部(158)，这些肩部被容纳在所述安装部的翼(152)之间并与所述安装部的外壁(154)或环形边缘(156)接合，以提供在所述隔离部上的对所述安装部(140)的径向限制。
10.根据权利要求3或4所述的扇形分配器，其特征在于，安装部扇区(140)的数量小于分配器扇区(112)的数量。
11.根据权利要求3或4所述的扇形分配器，其特征在于，每个安装部扇区(140)在对应于多个分配器扇区(112)的角度区域上沿周向延伸。
12.一种涡轮机低压涡轮，其特征在于，其包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的扇形分配器(112)。
13.一种涡轮机，其特征在于，其包括至少一个根据权利要求1至11中任一项所述的扇形分配器(112)。
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2971022B1 (fr) * 2011-02-02 2013-01-04 Snecma Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine
FR2979662B1 (fr) * 2011-09-07 2013-09-27 Snecma Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
FR2988429B1 (fr) * 2012-03-26 2017-02-24 Snecma Aubage de turbomachine avec couronne interne rapportee et assemblage simplifie
EP2722486B1 (de) * 2012-10-17 2016-12-07 MTU Aero Engines AG Dichtungsträger für eine Leitschaufelanordnung
FR3001252B1 (fr) * 2013-01-23 2015-02-13 Snecma Aubage fixe de distribution de flux comprenant une plate-forme interne a renforts integres
FR3036436B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine avec maintien par brides
EP3290642A1 (de) 2016-08-31 2018-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Ringsegment für eine turbine und anordnung zur äusseren be-grenzung eines strömungspfades einer turbine
DE102017209420A1 (de) * 2017-06-02 2018-12-06 MTU Aero Engines AG Dichtungsanordnung mit angeschweißtem Dichtungsblech, Strömungsmaschine und Herstellungsverfahren
FR3091311B1 (fr) * 2018-12-31 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Distributeur pour turbine, turbine de turbomachine équipée de ce distributeur et turbomachine équipée de cette turbine.
IT201900013218A1 (it) * 2019-07-29 2021-01-29 Ge Avio Srl Fascia interna per motore a turbina.
CN111561473B (zh) * 2020-05-25 2021-10-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种风扇静子机匣结构
FR3113298B1 (fr) * 2020-08-10 2023-09-01 Safran Aircraft Engines Porte-abradable d’un distributeur basse pression comprenant une unique tôle
FR3120911A1 (fr) * 2021-03-16 2022-09-23 Safran Aircraft Engines Aube comprenant un membre d’attache résistant au frottement et roue mobile comprenant une telle aube d’une turbine axiale de turbomachine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0146449A1 (fr) * 1983-12-07 1985-06-26 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Dispositif de centrage de l'anneau intérieur d'un stator à ailettes à calage variable
CN85105308A (zh) * 1985-07-10 1987-01-14 阿尔斯汤姆大西洋有限公司 涡轮发电机转子激励绕组一端的定位轴套下面的一种冷却气体分配装置
US4767267A (en) * 1986-12-03 1988-08-30 General Electric Company Seal assembly
US5062767A (en) * 1990-04-27 1991-11-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Segmented composite inner shrouds
CN1616798A (zh) * 2003-11-10 2005-05-18 通用电气公司 一种涡轮机的流体分配方法和装置
CN1661201A (zh) * 2004-01-12 2005-08-31 斯内克马发动机公司 带有辅助装置分配支持件的涡轮风扇喷气发动机

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3941500A (en) * 1974-06-10 1976-03-02 Westinghouse Electric Corporation Turbomachine interstage seal assembly
FR2452590A1 (fr) * 1979-03-27 1980-10-24 Snecma Garniture d'etancheite amovible pour segment de distributeur de turbomachine
FR2524934B1 (fr) * 1982-04-08 1986-12-26 Snecma Dispositif de butee de securite pour pivot d'aubes de stator a calage variable
US4897021A (en) * 1988-06-02 1990-01-30 United Technologies Corporation Stator vane asssembly for an axial flow rotary machine
US5215435A (en) * 1991-10-28 1993-06-01 General Electric Company Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals
FR2691749B1 (fr) * 1992-05-27 1994-07-22 Snecma Dispositif d'etancheite entre des etages d'aubes et un tambour tournant notamment pour eviter les fuites autour des etages d'aubes de redresseur .
US5346362A (en) * 1993-04-26 1994-09-13 United Technologies Corporation Mechanical damper
US5749701A (en) * 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
US6139264A (en) * 1998-12-07 2000-10-31 General Electric Company Compressor interstage seal
ITMI991206A1 (it) * 1999-05-31 2000-12-01 Nuovo Pignone Spa Dispositivo di supporto e bloccaggio per ugelli di uno stadio ad altapressione in turbine a gas
FR2830873B1 (fr) * 2001-10-16 2004-01-16 Snecma Moteurs Procede de protection par aluminisation de pieces metalliques constituees au moins en partie par une structure en nid d'abeilles
US6901821B2 (en) * 2001-11-20 2005-06-07 United Technologies Corporation Stator damper anti-rotation assembly
FR2835563B1 (fr) * 2002-02-07 2004-04-02 Snecma Moteurs Agencement d'accrochage de secteurs en arc de cercle de distributeur porteur d'aubes
US6769865B2 (en) * 2002-03-22 2004-08-03 General Electric Company Band cooled turbine nozzle
US7334983B2 (en) * 2005-10-27 2008-02-26 United Technologies Corporation Integrated bladed fluid seal
US7635251B2 (en) * 2006-06-10 2009-12-22 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine
US7837437B2 (en) * 2007-03-07 2010-11-23 General Electric Company Turbine nozzle segment and repair method

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0146449A1 (fr) * 1983-12-07 1985-06-26 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Dispositif de centrage de l'anneau intérieur d'un stator à ailettes à calage variable
CN85105308A (zh) * 1985-07-10 1987-01-14 阿尔斯汤姆大西洋有限公司 涡轮发电机转子激励绕组一端的定位轴套下面的一种冷却气体分配装置
US4767267A (en) * 1986-12-03 1988-08-30 General Electric Company Seal assembly
US5062767A (en) * 1990-04-27 1991-11-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Segmented composite inner shrouds
CN1616798A (zh) * 2003-11-10 2005-05-18 通用电气公司 一种涡轮机的流体分配方法和装置
CN1661201A (zh) * 2004-01-12 2005-08-31 斯内克马发动机公司 带有辅助装置分配支持件的涡轮风扇喷气发动机

Also Published As

Publication number Publication date
EP2252772A2 (fr) 2010-11-24
RU2010142483A (ru) 2012-04-27
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EP2252772B1 (fr) 2013-08-07
CA2715454A1 (fr) 2009-10-15
BRPI0908165A2 (pt) 2015-12-15
CN101970804A (zh) 2011-02-09

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