CN102046922A - 包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘和支承件支撑轴颈在内的组件、以及用于该组件的涡轮盘的冷却回路 - Google Patents

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CN102046922A CN2009801196717A CN200980119671A CN102046922A CN 102046922 A CN102046922 A CN 102046922A CN 2009801196717 A CN2009801196717 A CN 2009801196717A CN 200980119671 A CN200980119671 A CN 200980119671A CN 102046922 A CN102046922 A CN 102046922A
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Abstract

本发明涉及一种组件，该组件包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘(200)和支承件支撑轴颈(100)，所述涡轮盘(200)包括借助螺栓固定到轴颈(100)的径向环形部分(150)上的径向环形紧固凸缘(250)，所述螺栓连续地穿过形成于所述涡轮盘(200)的径向环形紧固凸缘(250)中的紧固孔(220)和形成于轴颈(100)的径向环形部分(150)中的紧固孔(120)，所述组件的特征在于，所述轴颈(100)的径向环形部分(150)包括空气流通开口(110)，所述开口(110)形成在所述轴颈(100)的紧固孔(120)之间。

Description

包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘和支承件支撑轴颈在内的组件、以及用于该组件的涡轮盘的冷却回路
技术领域
本发明涉及双转子燃气涡轮发动机领域，更具体地说，涉及双转子燃气涡轮发动机的高压涡轮盘的冷却。
背景技术
具有例如前风扇的双转子涡轮喷气发动机包括被称为LP转子的低压转子和被称为HP转子的高压转子。
根据常规，在本申请中，术语“上游”和“下游”是根据空气在涡轮喷气发动机中流通的方向来限定的。因此，具有前风扇的双转子涡轮喷气发动机从上游至下游通常包括风扇、LP压缩级、HP压缩级、燃烧室、HP涡轮级和LP涡轮级。
LP转子的轴在其旋转期间在支承件中受引导，支承件由发动机的固定结构支撑，而HP转子的轴受由LP转子支撑的支承件引导，两个转子的轴是同心的。
在涡轮喷气发动机的操作期间，空气和燃料的混合物在发动机的燃烧室中燃烧以产生使安装有涡轮喷气发动机的飞行器移动所需的推动力。在燃烧之后，气流在非常高的温度下在涡轮喷气发动机的HP涡轮中流通。
涡轮的元件，尤其是HP转子的涡轮盘，在下文中称为HP涡轮盘，受到非常高的温度的影响。为了保护HP涡轮盘，在发动机中形成冷却回路，在冷却回路中，从HP涡轮的上游吸取的空气在涡轮喷气发动机中从上游至下游在HP涡轮盘的内侧和LP轴的外侧在涡轮喷气发动机中流通。用于冷却HP涡轮盘的回路被称为用于对涡轮盘的孔进行冷却的回路，更被熟知为“回路孔冷却”。
在将HP涡轮盘冷却之后，冷却空气通过形成于固定在HP盘上并安装在HP盘下游的轴颈中的多个通气口，该轴颈在下文中被称为HP轴颈。HP轴颈尤其包括用于安装轴承17的环从而可以引导LP轴上的HP转子，如图1所示。
仍然参考图1，HP轴颈10的上游端被紧固在HP涡轮盘20上，HP涡轮盘20包括与HP轴颈10的径向环形部件15进行接触的径向环形紧固凸缘25。HP涡轮盘20的紧固凸缘25借助于纵向螺栓2螺栓固定到HP轴颈上。
在螺栓固定到HP涡轮盘20上的HP轴颈部分10的下游处形成有允许冷却气流排出的HP轴颈10的通气通孔11。在常规的方式中，通气通孔11形成在HP轴颈10的截锥形部分12中，该部分朝向上游方向张开并且在操作期间是机械上高度受压的。
通气通孔11在HP轴颈10的截锥形部分12中是倾斜地加工出的。换句话说，通气通孔11不与HP轴颈10的截锥形部分12的表面正交。这些斜向通孔11是难以加工的，HP轴颈10的截锥形部分12难以用加工工具进行接触。此外，在加工之后，通气通孔11具有疲劳应力集中的尖锐边缘，这种应力集中在操作期间可能降低HP轴颈10的强度。
发明内容
为了克服这些缺陷，申请人提出了一种包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘和支承件支撑轴颈在内的组件，涡轮盘包括借助螺栓固定到轴颈的径向环形部分上的径向环形紧固凸缘，所述螺栓连续地穿过形成于所述涡轮盘的径向环形紧固凸缘中的紧固孔和形成于轴颈的径向环形部分中的紧固孔，所述组件的特征在于，所述轴颈的径向环形部分包括空气流通开口，所述开口形成在所述轴颈的紧固孔之间。
形成在轴颈的径向环形部分上的用于流通冷却气流的开口位于所述轴颈的紧固孔之间。这有利地使得可以将轴颈的所述径向环形部分上的机械应力分布在紧固孔与冷却开口之间，于是降低了各个孔和各个开口的机械应力水平。
紧固凸缘易于接触，从而有助于加工排出开口，因此可以在形成紧固孔的同时形成排出开口。
此外，轴颈的截锥形部分不再执行冷却空气的排出功能，从而优选地能够向该部分增加一些材料以增加靠近轴颈的旋转轴线(也是发动机的轴线)的质量并由此减少由轴颈的旋转产生的疲劳。
优选地，涡轮盘的径向环形紧固凸缘采用雉堞形径向环形条的形式，雉堞形径向环形条包括被垛口间隔开的齿，涡轮的紧固孔形成在所述雉堞形径向环形条的齿中。
径向环形紧固凸缘优选地呈雉堞形，以在涡轮紧固到轴颈上的同时能够减小涡轮的质量。
另外优选地，径向环形紧固凸缘的垛口在将涡轮紧固到轴颈上期间顺序布置以与形成在轴颈的径向环形部分上的空气流通开口相对应。
因此，气流在涡轮的紧固凸缘的齿之间并在轴颈的空气流通开口中连续地流通。
优选地，流通开口和紧固孔沿周向设置在轴颈的径向环形部分上。机械应力均匀地分布在轴颈的圆周上，从而避免形成脆弱区域。
根据一个具体的特征，轴颈包括位于径向环形部分下游的截锥形部分，截锥形部分在靠近旋转轴线处包括径向内侧部分，轴颈被加厚以为涡轮盘提供机械强度，从而优化质量分布。轴颈的截锥形部分起到机械增强的作用并且可以限制离心力对轴颈的影响。
优选地，安装在轴颈的下游处的密封盘通过螺栓与轴颈和涡轮盘固定在一起，密封盘包括与轴颈的流通开口对准的流通开口。
密封盘优选地可以在允许冷却涡轮盘的空气通过的同时可以提供密封性。
优选地，调整密封盘的流通开口的通路横截面，以校准气流的流通流速。
密封盘是容易加工的轻质机械部分。
通过调整密封盘的流通开口的通路横截面，可以以简单的方式校准气流的流通流速。
本发明还涉及一种用于燃气涡轮发动机中的所述涡轮盘的冷却回路，该冷却回路在所述涡轮盘的下游包括排出通路，所述排出通路穿过上述组件的所述开口。
优选地，上述冷却回路在上述组件的开口的上游包括从涡轮盘的中心孔穿过的上游通路。
另外优选地，双转子发动机中的冷却回路包括高压涡轮和低压涡轮，上述组件的涡轮是高压涡轮。所述回路包括形成于所述组件的开口的下游处的下游通路，以冷却低压涡轮的部件。
附图说明
借助附图可以更好地理解本发明，其中：
图1示出了根据现有技术的包括用于冷却涡轮喷气发动机的涡轮盘的回路的涡轮喷气发动机的轴向截面图；
图2示出了根据本发明的包括用于冷却涡轮喷气发动机的涡轮盘的回路的涡轮喷气发动机的轴向截面图；
图3示出根据本发明的涡轮喷气发动机的涡轮盘和轴颈的透视图，其中局部地示出了涡轮盘和轴颈；
图4示出了图3的涡轮盘和轴颈的一部分；
图5示意性地示出了从上游至下游的方向看到的涡轮盘紧固到图4的轴颈上的截面图；以及
图6局部地示出了根据本发明第二实施例的涡轮盘、轴颈和迷宫式密封件的透视图。
具体实施方式
带有前风扇的双转子涡轮喷气发动机例如包括被称为LP转子的低压转子和被称为HP转子的高压转子。
传统上，在本发明中，术语“内”和“外”是相对于发动机的轴线在径向上限定的。因此，沿着发动机的轴线延伸的筒体包括面向发动机转子的内表面和与内表面相对的外表面。
参考图2和图3，HP涡轮级包括HP涡轮盘200，HP涡轮盘200牢固地与HP轴颈100安装在一起，HP涡轮盘200位于HP轴颈100的上游。
HP涡轮盘200
HP涡轮盘200采用带叶片的叶轮形式，其叶片相对于发动机的轴线沿径向向外延伸。HP涡轮盘200包括供LP轴穿过的中心孔201。HP涡轮盘200的厚度不均匀，涡轮盘200包括邻近其中心孔201的周围隆起部。换句话说，HP涡轮盘200在中部包括轴向上的较大厚度，以用于机械增强，从而增加盘200在发动机轴线附近的质量并由此减小操作期间的机械应力。
参考图3，HP涡轮盘200包括螺栓紧固到与部件241相关联的鼓形件上的上游径向环形紧固凸缘240，部件241用于支撑密封带并引导用于冷却涡轮叶片的空气，鼓形件螺栓紧固到发动机的HP压缩机上。鼓形件使得可以向HP压缩机传递由涡轮盘200回收的发动机燃烧能量。
HP涡轮盘200包括下游径向环形紧固凸缘250，该下游径向环形紧固凸缘250用于保持安装在下游的HP轴颈100。下游凸缘250采用雉堞形径向环形带部250的形式，其包括被垛口252间隔开的齿部251，如图4和图5所示。在下文中，垛口限定为雉堞形条250的两个连续齿部251之间的间隔。
参考图5，下游紧固凸缘250的齿部251(以黑线表示)朝向发动机的轴线沿径向延伸并且朝向涡轮盘200的中心孔201延伸。在下游紧固凸缘250的每个齿部251中，加工出允许将HP涡轮盘200的下游凸缘250紧固至HP轴颈100上的紧固孔220。下面，将详细描述将HP轴颈100紧固至HP涡轮盘200上。
HP轴颈100
参考图2和图3，HP轴颈100采用回旋件的形式，其朝向上游方向显著张开并沿着发动机的轴线延伸。HP轴颈100从上游至下游包括设计为紧固到HP涡轮盘200的凸缘250上的径向环形紧固部分150、截锥形部分102和纵向圆筒形部分103。
HP轴颈100的纵向圆筒形部分103作为轴颈100的最下游部分在其下游端包括外螺纹，该外螺纹用于接纳供内轴轴承安装在上面的外圈，该轴承(未示出)使得涡轮喷气发动机的HP转子由LP轴来支撑。
参考图3，HP轴颈100的截锥形部分102包括圆周径向突出部分105作为其部件，以进行机械增强，该突出部分105朝向发动机的轴线定向并用于增加HP轴颈100的质量。突出部分105形成在靠近发动机的轴线的位置以减小操作期间的机械应力，尤其是由离心力产生的应力。HP轴颈100的截锥形部分102包括形成迷宫密封件的径向密封带部104，密封带部104沿径向朝向发动机的外侧定向并且用于提供HP轴颈100与安装在HP轴颈100外侧的机械部分之间的密封。
HP轴颈100的截锥形部分102另外还包括内截锥形凸缘107，该内截锥形凸缘107保持成固定在发动机的LP轴的密封衬套400上。密封衬套400采取在发动机的LP轴外侧和涡轮盘200的内侧沿轴向延伸的筒体形式。密封衬套400使得可以保护LP轴不会受过高温度破坏。在HP涡轮盘200内侧和密封衬套400外侧形成有用于冷却涡轮盘的环形空气流通管道。冷却空气在管道中的流通由图2和图3中的箭头表示。
轴颈100的径向环形紧固部分150包括与开口110交替形成的紧固孔120，开口110在下文中称为通气开口110并用于供冷却涡轮盘的气流流通，孔120和开口110设置在径向环形紧固部分150的圆周方向上。在该实例中，孔120和开口110均匀分布在圆周上。轴颈100的紧固孔120和通气开口110形成为分别对应于HP涡轮盘200的紧固孔220和垛口252。
轴颈100的孔120和通气开口110优选地可以借助台阶的效果来减小HP轴颈100的区域的切向应力。
紧固孔120和通气开口110在此是圆形的并且在该实例中具有相同的敞开横截面。无须多言，孔120和开口110可以具有不同的形状(长方形、矩形等)和横截面。
径向环形紧固部分150还包括形成在其径向外端处的与形成在轴颈100的截锥形部分102处的密封带类似的径向密封带。
为了将HP轴颈100紧固到HP涡轮盘200上，HP涡轮盘200的下游紧固凸缘250的下游面对表面(downstream-facing face)与HP轴颈100的径向环形部分150的上游面对表面(upstream-facing face)进行表面接触。然后，轴颈100的紧固孔120与HP涡轮盘200的紧固孔220对准。由于紧固孔120与220的对准，HP轴颈100的通气开口110与HP涡轮盘200的紧固凸缘250的垛口252对准。换句话说，HP轴颈100的通气开口110与形成于HP涡轮盘200的紧固凸缘250的齿251之间的开口对准。
为了保持HP涡轮盘200固定到HP轴颈100上，螺栓的螺杆21被接连地引入到轴颈100的紧固孔120中，然后被引入到涡轮盘200的与紧固孔120对准的紧固孔220中。螺栓的螺帽22旋入所述螺杆21的端部以固定紧固件。对轴颈100的各个紧固孔120重复执行该螺栓固定步骤，然后将涡轮盘200固定到HP轴颈100上。
在紧固之后，冷却空气可以在HP轴颈100的保持螺栓之间流通。轴颈100的径向环形部分150允许紧固到涡轮盘200上并还允许排出冷却涡轮盘200的气流。
已经描述了本发明的装置的结构，下面，将描述其操作和实施方式。
参考图2和图3，在涡轮喷气发动机的操作期间，空气和燃料的混合物在发动机的燃烧室中燃烧以产生使安装有涡轮喷气发动机的飞行器移动所需的推动力。在燃烧之后，气流以非常高的温度在涡轮喷气发动机的HP涡轮中流通。HP涡轮盘200受到非常高的温度的作用。
为了保护HP涡轮盘200，从HP压缩机中的涡轮盘200的上游吸取气流，并且在HP涡轮盘200的内侧和密封衬套400的外侧从涡轮喷气发动机的上游向下游流通。在冷却空气在HP涡轮盘200的中心孔201中流通期间，流通的冷却空气从涡轮盘200中吸收热量以使涡轮盘200冷却并且形成围绕密封衬套400的冷却空气套从而保护安装在密封衬套400内部的机械部分。
如图2和图3所示，在将HP涡轮盘200冷却之后，冷却空气通过形成于将HP轴颈100连接至HP涡轮盘200的螺栓之间的空气流通通路排出。在空气流通开口的下游，冷却空气对双转子发动机的LP涡轮进行冷却。换句话说，冷却空气在HP涡轮盘200的下游紧固凸缘250的齿251之间并且通过形成于HP轴颈100中的通气开口110连续地流通。
迷宫密封盘300
根据本发明的另一特征，迷宫密封盘300与HP涡轮盘200和HP轴颈100安装在一起，密封盘300安装在HP轴颈100的下游。
参考图6，迷宫密封盘300采用径向环形圈的形式，并且在径向外端(即距发动机轴线最远的端部)包括形成迷宫密封件的径向密封带304，在内端(即距发动机轴线最近的端部)包括径向环形紧固条350。
密封盘300的径向环形紧固条350包括与通气开口310交替形成的紧固孔320，孔320和开口310沿周向布置在径向环形紧固条350上。密封盘300的紧固孔320和通气开口310形成为与形成在HP轴颈100上的对应部相对应。
为了紧固密封盘300，HP涡轮盘200的下游紧固凸缘250的下游面对表面(downstream-facing face)与HP轴颈100的径向环形部分150的上游面对表面(upstream-facing face)进行接触。然后，密封盘300的紧固条350的上游面对表面(upstream-facing face)与HP轴颈100的径向环形部分150的下游面对表面(downstream-facing face)进行表面接触。
然后，HP涡轮盘200的紧固孔220、HP轴颈100的紧固孔120和密封盘300的紧固孔320对准。由于紧固孔120、220和320的对准，HP轴颈100的通气开口110和密封盘300的通气开口310与HP涡轮盘200的紧固凸缘250的垛口252对准。
然后，涡轮盘200、轴颈100和密封盘300借助对准的紧固孔120、220和320被螺栓固定在一起。在紧固之后，在保持螺栓之间形成空气流通通路。
密封盘300的通气开口310的通路横截面被调整为能够校准涡轮盘200的中心孔201处的冷却空气的流通流速。在该实例中，密封盘300的圆形通气开口310的直径小于HP轴颈100的圆形通气开口110的直径，造成中心孔201的冷却空气流速减小。

Claims (10)

1.一种组件，包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘(200)和支承件支撑轴颈(100)，所述涡轮盘(200)包括借助螺栓(2)固定到轴颈(100)的径向环形部分(150)上的径向环形紧固凸缘(250)，所述螺栓(2)连续地穿过形成于所述涡轮盘(200)的径向环形紧固凸缘(250)中的紧固孔(220)和形成于轴颈(100)的径向环形部分(150)中的紧固孔(120)，所述组件的特征在于，所述轴颈(100)的径向环形部分(150)包括空气流通开口(110)，所述空气流通开口(110)形成在所述轴颈(100)的紧固孔(120)之间。
2.根据权利要求1所述的组件，其中，所述涡轮盘(200)的径向环形紧固凸缘(250)采用雉堞形径向环形条(250)的形式，所述雉堞形径向环形条(250)包括被垛口(252)间隔开的齿(251)，所述涡轮的紧固孔(220)形成在所述雉堞形径向环形条(250)的齿(251)中。
3.根据权利要求2所述的组件，其中，所述径向环形紧固凸缘(250)的垛口(252)布置成与形成在所述轴颈(100)的径向环形部分(150)上的空气流通开口(110)相对应。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的组件，其中，所述空气流通开口(110)和所述紧固孔(120)沿周向布置在所述轴颈(100)的径向环形部分(150)上。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的组件，其中，所述轴颈(100)在其径向环形部分(150)的下游处包括截锥形部分(102)，所述截锥形部分(102)包括用于机械增强的径向内侧部分(107)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的组件，其中，安装在所述轴颈(100)的下游处的密封盘(300)与所述轴颈(100)和所述涡轮盘(200)被螺栓固定在一起，所述密封盘(300)包括与所述轴颈的空气流通开口(110)对准的流通开口(310)。
7.根据权利要求6所述的组件，其中，调整所述密封盘(300)的流通开口(310)的通路横截面，以校准所述空气流通流速。
8.一种用于燃气涡轮发动机中的所述涡轮盘(200)的冷却回路，在所述涡轮盘(200)的下游包括排出通路，所述排出通路穿过根据权利要求1至7中的任何一项所述的组件的所述开口(110、252、310)。
9.根据权利要求8所述的冷却回路，在所述组件开口(110、252、310)的上游包括从所述涡轮盘(200)的中心孔(201)中通过的上游通路。
10.根据权利要求8或9所述的用于双转子发动机的冷却回路，其中，双转子发动机包括高压涡轮和低压涡轮，所述组件的涡轮是所述高压涡轮(200)，所述回路包括形成于所述组件的开口(110、252、310)的下游处的下游通道，以将所述低压涡轮的部件冷却。
CN2009801196717A 2008-05-29 2009-05-29 包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘和支承件支撑轴颈在内的组件、以及用于该组件的涡轮盘的冷却回路 Pending CN102046922A (zh)

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Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104379880A (zh) * 2012-06-28 2015-02-25 斯奈克玛 涡轮发动机的枢轴销,包括通过多个润滑油排出口回收润滑油流的环
CN104929779A (zh) * 2015-04-30 2015-09-23 中国科学院工程热物理研究所 轮盘连接结构和具有其的燃气涡轮发动机
CN105401981A (zh) * 2015-12-29 2016-03-16 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种高转速低压涡轮转子结构
CN106677834A (zh) * 2015-11-05 2017-05-17 中航商用航空发动机有限责任公司 连接低压涡轮盘与转子支撑锥臂的螺栓连接结构及方法
CN109098773A (zh) * 2018-08-24 2018-12-28 哈尔滨电气股份有限公司 一种新型的涡轮轮盘变截面螺栓连接结构及其连接方法
CN111954798A (zh) * 2018-03-22 2020-11-17 赛峰航空器发动机 测量气流特性的设备
CN114109511A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种新型盘心连接结构及具有其的双辐板涡轮盘

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102011100221B4 (de) * 2011-05-02 2017-03-09 MTU Aero Engines AG Integral beschaufelter Rotorgrundkörper, Verfahren und Strömungsmaschine
FR3013766B1 (fr) * 2013-11-25 2017-11-10 Snecma Turbomachine comprenant un fourreau d'arbre et tube de fourreau associe
US10001061B2 (en) * 2014-06-06 2018-06-19 United Technologies Corporation Cooling system for gas turbine engines
US10502059B2 (en) 2015-02-02 2019-12-10 United Technologies Corporation Alignment tie rod device and method of utilization
KR101663306B1 (ko) * 2015-10-02 2016-10-06 두산중공업 주식회사 가스터빈 디스크
JP7032279B2 (ja) * 2018-10-04 2022-03-08 本田技研工業株式会社 ガスタービンエンジン
FR3099204B1 (fr) 2019-07-24 2022-12-23 Safran Aircraft Engines Etage redresseur de turbomachine avec passage de fuite d’air de refroidissement a section variable suivant orientation des aubes
JP7412529B2 (ja) * 2020-02-20 2024-01-12 川崎重工業株式会社 ガスタービンエンジンのフランジ冷却構造
FR3108362B1 (fr) 2020-03-19 2022-07-29 Safran Aircraft Engines Etage d’aubes à orientation variable pour une turbomachine axiale comprenant un organe de régulation du débit d’air dépendant de l’orientation des aubes

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2654220A (en) * 1943-12-01 1953-10-06 Jarvis C Marble Apparatus for directing air to combustion products turbines
US3356340A (en) * 1965-03-15 1967-12-05 Gen Electric Turbine rotor constructions
US3343806A (en) * 1965-05-27 1967-09-26 Gen Electric Rotor assembly for gas turbine engines
US3451653A (en) * 1967-03-22 1969-06-24 Gen Electric Turbomachinery rotors
US3565545A (en) * 1969-01-29 1971-02-23 Melvin Bobo Cooling of turbine rotors in gas turbine engines
US3765795A (en) * 1970-04-30 1973-10-16 Gen Electric Compositely formed rotors and their manufacture
GB2108202B (en) * 1980-10-10 1984-05-10 Rolls Royce Air cooling systems for gas turbine engines
USH903H (en) 1982-05-03 1991-04-02 General Electric Company Cool tip combustor
US5052891A (en) * 1990-03-12 1991-10-01 General Motors Corporation Connection for gas turbine engine rotor elements
US5350278A (en) * 1993-06-28 1994-09-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Joining means for rotor discs
RU2147689C1 (ru) * 1998-02-23 2000-04-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухступенчатая газовая турбина
DE19828817C2 (de) * 1998-06-27 2000-07-13 Mtu Muenchen Gmbh Rotor für eine Turbomaschine
US6283712B1 (en) * 1999-09-07 2001-09-04 General Electric Company Cooling air supply through bolted flange assembly
US6361277B1 (en) * 2000-01-24 2002-03-26 General Electric Company Methods and apparatus for directing airflow to a compressor bore
US6506021B1 (en) * 2001-10-31 2003-01-14 General Electric Company Cooling system for a gas turbine
FR2857419B1 (fr) * 2003-07-11 2005-09-23 Snecma Moteurs Liaison amelioree entre disques aubages sur la ligne rotor d'un compresseur
JP2005069167A (ja) * 2003-08-27 2005-03-17 Hitachi Ltd ２軸式ガスタービン
US6981841B2 (en) 2003-11-20 2006-01-03 General Electric Company Triple circuit turbine cooling
US6960060B2 (en) * 2003-11-20 2005-11-01 General Electric Company Dual coolant turbine blade
FR2868814B1 (fr) * 2004-04-09 2009-12-18 Snecma Moteurs Dispositif d'assemblage de brides annulaires, en particulier dans une turbomachine
FR2885167B1 (fr) * 2005-04-29 2007-06-29 Snecma Moteurs Sa Module de turbine pour moteur a turbine a gaz
US7870742B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 General Electric Company Interstage cooled turbine engine
FR2930588B1 (fr) * 2008-04-24 2010-06-04 Snecma Rotor de compresseur d'une turbomachine comportant des moyens de prelevement d'air centripete
FR2941488B1 (fr) 2009-01-28 2011-09-16 Snecma Anneau de turbine a encoche anti-rotation

Cited By (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104379880A (zh) * 2012-06-28 2015-02-25 斯奈克玛 涡轮发动机的枢轴销,包括通过多个润滑油排出口回收润滑油流的环
CN104379880B (zh) * 2012-06-28 2016-05-25 斯奈克玛 涡轮发动机的枢轴销，包括通过多个润滑油排出口回收润滑油流的环
CN104929779A (zh) * 2015-04-30 2015-09-23 中国科学院工程热物理研究所 轮盘连接结构和具有其的燃气涡轮发动机
CN106677834A (zh) * 2015-11-05 2017-05-17 中航商用航空发动机有限责任公司 连接低压涡轮盘与转子支撑锥臂的螺栓连接结构及方法
CN106677834B (zh) * 2015-11-05 2018-06-08 中国航发商用航空发动机有限责任公司 连接低压涡轮盘与转子支撑锥臂的螺栓连接结构及方法
CN105401981A (zh) * 2015-12-29 2016-03-16 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种高转速低压涡轮转子结构
CN111954798A (zh) * 2018-03-22 2020-11-17 赛峰航空器发动机 测量气流特性的设备
CN111954798B (zh) * 2018-03-22 2023-10-13 赛峰航空器发动机 测量气流特性的设备
CN109098773A (zh) * 2018-08-24 2018-12-28 哈尔滨电气股份有限公司 一种新型的涡轮轮盘变截面螺栓连接结构及其连接方法
CN109098773B (zh) * 2018-08-24 2023-07-07 哈尔滨电气股份有限公司 一种新型的涡轮轮盘变截面螺栓连接结构及其连接方法
CN114109511A (zh) * 2021-11-12 2022-03-01 中国航发沈阳发动机研究所 一种新型盘心连接结构及具有其的双辐板涡轮盘

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