CN105793524B - 涡轮 - Google Patents

涡轮 Download PDF

Info

Publication number
CN105793524B
CN105793524B CN201480066323.9A CN201480066323A CN105793524B CN 105793524 B CN105793524 B CN 105793524B CN 201480066323 A CN201480066323 A CN 201480066323A CN 105793524 B CN105793524 B CN 105793524B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine casing
shield
turbine
dividing body
casing
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.)
Active
Application number
CN201480066323.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105793524A (zh
Inventor
山崎博树
寺泽昌宏
伊井康浩
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.)
IHI Corp
Original Assignee
IHI Corp
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 IHI Corp filed Critical IHI Corp
Publication of CN105793524A publication Critical patent/CN105793524A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105793524B publication Critical patent/CN105793524B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/127—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with a deformable or crushable structure, e.g. honeycomb
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/70—Disassembly methods
    • 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
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/37—Retaining components in desired mutual position by a press fit connection
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

一种涡轮(1)，其是喷气发动机的低压涡轮，涡轮(1)具备：涡轮机匣(2)；绕涡轮机匣(2)的轴心旋转的涡轮叶片(3)；以及由包围涡轮叶片(3)并沿涡轮机匣(2)的内周面配置为环状的多个护罩分割体(4A)所构成的护罩(4)，在护罩分割体(4A)形成有突条(4a)以及朝向外侧的槽(4b)，护罩分割体(4A)通过将突条(4a)沿轴心方向与涡轮机匣(2)的接纳槽(2a)沿轴心方向卡合，并且将朝向外侧的槽(4b)沿径向与涡轮机匣(2)的朝向内侧的突条(2b)沿径向卡合，从而固定于涡轮机匣(2)，在护罩分割体(4A)形成有受压部(4e)，该受压部(4e)在将护罩分割体(4A)从涡轮机匣(2)取下的阶段承受解除朝向外侧的槽(4b)的相对于涡轮机匣(2)的朝向内侧的突条(2b)的卡合状态的力。本发明能够实现发动机性能损失的降低以及涡轮机匣的热疲劳的减轻，并能够简单地进行分解作业。

Description

涡轮
技术领域
本发明涉及例如构成航空器用喷气发动机的涡轮。
背景技术
构成如上所述的喷气发动机的涡轮具备涡轮机匣、在该涡轮机匣内按多层交替配置的涡轮圆盘以及涡轮喷嘴。在多层涡轮圆盘的各周缘部而分别配置有绕涡轮机匣的轴心旋转的多个涡轮叶片，在涡轮机匣的内周面以包围涡轮叶片的方式而环状配置有抑制涡轮机匣高温化的护罩。
该护罩采用分割构造，护罩分割体使位于喷气发动机的前侧的圆弧状的突条沿喷气发动机的轴心方向与形成于涡轮机匣的接纳槽卡合，并且使形成于涡轮机匣的朝向内侧的突条沿喷气发动机的径向与位于喷气发动机的后侧且沿着圆周方向的朝向外侧的槽卡合，从而安装于涡轮机匣(例如，参照专利文献1。)。
对于上述涡轮，按照规定的周期实施定期检查，但在对其进行分解时，在从涡轮机匣取下护罩时，使用塑料锤、扳手等工具沿护罩分割体的朝向外侧的槽从涡轮机匣的朝向内侧的突条脱离的方向(向心方向)使护罩分割体的后侧缓缓移动，由此将护罩从涡轮机匣剥离下来。
专利文献1：日本专利第4474989号公报
但是，在现有的涡轮中，如上所述，在定期检查时的分解时，为了使护罩分割体的朝向外侧的槽从涡轮机匣的朝向内侧的突条中脱离，而使用塑料锤、扳手等工具，使护罩分割体沿向心方向缓缓移动，为了方便这一操作，而考虑其分解作业性，需要在涡轮机匣的朝向内侧的突条与护罩分割体的朝向外侧的槽之间确保有稍大的间隙。
因此，存在如下问题，即：通过该设定为稍大的间隙而向涡轮机匣侧泄漏的来自燃烧器的高温气体的量会产生发动机性能的损失，并且会使涡轮机匣暴露于高温中，而解决该问题则成为现有的课题。
发明内容
本发明是着眼于上述的现有的课题而产生的，其目的在于提供一种能够实现发动机性能损失的降低以及涡轮机匣的热疲劳的减轻并能够简单地进行定期检查时等的分解作业的涡轮。
为了实现上述目的，本发明的一个方式为喷气发动机的涡轮，其构成为具备：呈圆筒形状的涡轮机匣；绕上述涡轮机匣的轴心旋转的涡轮叶片；以及由包围上述涡轮叶片并沿上述涡轮机匣的内周面配置为环状的多个护罩分割体构成的护罩，在上述护罩的上述护罩分割体形成有一侧的卡合部以及另一侧的卡合部，上述护罩的上述护罩分割体通过使上述一侧的卡合部沿上述涡轮机匣的轴心方向相对于上述涡轮机匣卡合，并且使上述另一侧的卡合部沿上述涡轮机匣的径向相对于上述涡轮机匣卡合，从而固定于上述涡轮机匣，在上述护罩的上述护罩分割体形成有受压部，该受压部在将上述护罩分割体从上述涡轮机匣取下的阶段承受解除上述另一侧的卡合部的相对于上述涡轮机匣的卡合状态的力。
在本发明的涡轮中，例如在定期检查时的分解时，在将护罩从涡轮机匣取下的情况下，若使用夹具等向护罩分割体的受压部施加向心方向的力，则护罩分割体中的另一侧的卡合部的相对于涡轮机匣沿径向的卡合状态被解除。
换句话说，由于在护罩分割体设置有受压部，从而容易对护罩分割体施加力，从而能够简单地将护罩分割体从涡轮机匣取下，而不必像以往那样使护罩分割体缓缓移动。
并且，由于能够这样将护罩分割体从涡轮机匣取下而不必使护罩分割体缓缓移动，所以无需将涡轮机匣与护罩分割体的另一侧的卡合部之间的间隙设定得较大。
因此，能够减小涡轮机匣与护罩分割体的另一侧的卡合部之间的间隙，并以该间隙减小的量将通过该间隙而向涡轮机匣侧泄漏的高温气体的量抑制为较少，从而能够降低发动机性能的损失，并实现涡轮机匣的热疲劳的减轻。
另外，如上所述，由于涡轮机匣难以暴露于高温中，所以在采用了冷却涡轮机匣而形成为适当的大小的主动间隙控制系统(ACC系统)的情况下，能够减少用于冷却涡轮机匣的冷却空气。
在本发明的涡轮喷嘴能够带来实现发动机性能损失的降低以及涡轮机匣的热疲劳的减轻并能够简单地进行定期检查时等的分解作业这一极佳的效果。
附图说明
图1是本发明的一个实施例的低压涡轮的局部剖视说明图。
图2是放大表示由图1的椭圆所包围的部分的放大剖视说明图。
图3是表示图1的低压涡轮中的护罩的分割体的部分立体说明图。
图4是表示将图1的低压涡轮的护罩从涡轮机匣取下的要领的图1的椭圆所包围的部分的动作说明图。
具体实施方式
以下，基于附图对本发明进行说明。
图1～图4表示本发明的涡轮的一个实施例，在本实施例中，以构成喷气发动机的低压涡轮为例进行说明。
如图1所示，构成喷气发动机的低压涡轮1具备呈圆筒形状的涡轮机匣2。在该涡轮机匣2内以沿喷气发动机的轴心方向(图示左右方向)适当隔开间隔的方式配置有绕喷气发动机的轴心旋转的多层涡轮圆盘(省略图示)，在上述涡轮圆盘的各周缘部，分别配置有多个涡轮叶片3。
多层涡轮圆盘相互以一体旋转的方式连结，上述涡轮圆盘与配置于喷气发动机的前部的未图示的低压压缩机的压缩机转子以及风扇的风扇转子连结为一体。
另外，在涡轮机匣2内，以分别包围所对应的涡轮叶片3的方式而配置有抑制该涡轮机匣2的高温化的多层(在图1中仅示出了二层)的护罩4，在护罩4的内侧配置有蜂窝部件5，该蜂窝部件5处于允许与所对应的涡轮叶片3的前端接触的状态。
该护罩4采用分割构造，也如图2以及图3所示，圆弧状的护罩分割体4A具备：形成于喷气发动机的前侧(图1、图2的左侧、图3的左上侧)的端部的圆弧状的突条(一侧的卡合部)4a；以及形成于喷气发动机的后侧(图1、图2的右侧、图3的右上侧)的端部且沿着圆周方向的朝向外侧的槽(另一侧的卡合部)4b。
该护罩分割体4A通过使圆弧状的突条4a沿喷气发动机的轴心方向与形成于涡轮机匣2的接纳槽2a卡合，并且使形成于涡轮机匣2的朝向内侧的突条2b沿喷气发动机的径向(图示的上下方向)与朝向外侧的槽4b卡合，从而安装于涡轮机匣2，该护罩分割体4A通过使其朝向外侧的槽4b与涡轮机匣2的朝向内侧的突条2b相互沿喷气发动机的径向分离，从而能够从涡轮机匣2取下。
并且，在涡轮机匣2内，以沿喷气发动机的轴心方向适当地隔开间隔的方式而与多层的涡轮圆盘交替地配置有多层的(在图1中示出了三层)涡轮喷嘴10，来自未图示的燃烧器的高温气体的膨胀使多层涡轮圆盘旋转，该低压涡轮1由此获得驱动力，并使多层的低压压缩机转子以及风扇转子一体旋转。
该涡轮喷嘴10也采用分割构造，涡轮喷嘴分割体10A具备：多个静止叶片11；将多个静止叶片11的各前端彼此相互连结起来的圆弧状的外带12；以及将多个静止叶片11的各基端彼此相互连结起来的未图示的内带。
涡轮喷嘴分割体10A中的外带12具备：朝其离心方向且朝喷气发动机的前侧伸出的前缘12a；以及朝离心方向伸出的后缘12b，外带12通过使前缘12a的前端部12c与形成于涡轮机匣2的接纳槽2c卡合，并且使形成于护罩分割体4A的喷气发动机的前侧的端部的带卡止部4c从喷气发动机的后方相对于后缘12b的前端部12d卡止，从而固定于涡轮机匣2与护罩分割体4A之间。
在该情况下，在护罩分割体4A形成有从朝向外侧的槽4b朝向心方向且朝喷气发动机的后侧伸出的后板4d，在该后板4d的前端部形成有受压部4e。
该受压部4e是在将护罩分割体4A从涡轮机匣2取下的阶段，承受解除朝向外侧的槽4b相对于涡轮机匣2的朝向内侧的突条2b的卡合状态的力的部分，在本实施例中，在护罩分割体4A的侧缘部(圆周方向的端部)形成为阶梯差状，如图4所示，形成为能够勾住滑锤20的钩部21。此外，赋予相对于护罩分割体4A的受压部4e解除朝向外侧的槽4b的卡合状态的力的工卡具并不限定于滑锤20。
在本实施例的低压涡轮1中，例如，在定期检查时的分解时，从喷气发动机的后部侧交替取下涡轮喷嘴10以及涡轮圆盘(涡轮叶片3)。
在该分解作业中，在从涡轮机匣2取下包围涡轮叶片3的护罩分割体4A的情况下，如图4所示，若将滑锤20的钩部21勾住护罩分割体4A的受压部4e，并使该滑锤20的未图示的锭子动作，将空心箭头所示的向心方向的力施加于护罩分割体4A的受压部4e，则如图4中假想线所示那样，护罩分割体4A中的朝向外侧的槽4b相对于涡轮机匣2的朝向内侧的突条2b的径向的卡合状态被解除，由此，能够将护罩分割体4A从涡轮机匣2取下。
换句话说，在护罩分割体4A设置有受压部4e，从而能够使用滑锤20而容易地向护罩分割体4A施加力，因此能够简单地将护罩分割体4A从涡轮机匣2取下，而不必像以往那样使护罩分割体4A缓缓移动。
并且，由于能够这样将护罩分割体4A从涡轮机匣2取下而不必使护罩分割体4A缓缓移动，所以无需将涡轮机匣2的朝向内侧的突条2b与护罩分割体4A的朝向外侧的槽4b之间的间隙设定得较大。
因此，能够减小涡轮机匣2的朝向内侧的突条2b与护罩分割体4A的朝向外侧的槽4b之间的间隙，以该间隙减小的量将通过该间隙而向涡轮机匣两侧泄漏的高温气体的量抑制为较少，其结果是，能够实现发动机性能的损失的降低，并能够实现涡轮机匣2的热疲劳的减轻。
另外，在本实施例的低压涡轮1中，由于在从护罩分割体4A的朝向外侧的槽4b朝向心方向且朝喷气发动机的后侧伸出的后板4d的前端部形成有受压部4e，所以力矩量增加了相当于后板4d的长度的量，从而能够以更小的力将护罩分割体4A从涡轮机匣2取下。
并且，如上所述，由于涡轮机匣2难以暴露于高温中，所以在低压涡轮1采用了主动间隙控制系统的情况下，能够减少用于冷却涡轮机匣2的冷却空气。
本发明的一个方式为喷气发动机的涡轮，其构成为具备：呈圆筒形状的涡轮机匣；绕上述涡轮机匣的轴心旋转的涡轮叶片；以及由包围上述涡轮叶片并沿上述涡轮机匣的内周面配置为环状的多个护罩分割体构成的护罩，在上述护罩的上述护罩分割体形成有一侧的卡合部以及另一侧的卡合部，上述护罩的上述护罩分割体通过使上述一侧的卡合部沿上述涡轮机匣的轴心方向相对于上述涡轮机匣卡合，并且使上述另一侧的卡合部沿上述涡轮机匣的径向相对于上述涡轮机匣卡合，从而固定于上述涡轮机匣，在上述护罩的上述护罩分割体形成有受压部，该受压部在将上述护罩分割体从上述涡轮机匣取下的阶段承受解除上述另一侧的卡合部的相对于上述涡轮机匣的卡合状态的力。
在本发明的涡轮中，在护罩分割体设置有受压部，从而例如在定期检查时的分解时，容易对护罩分割体施加向心方向的力，由此能够简单地将护罩分割体从涡轮机匣取下。
这样，由于不必使护罩分割体缓缓移动就能够将护罩分割体从涡轮机匣取下，所以能够减小涡轮机匣与护罩分割体的另一侧的卡合部之间的间隙，以该间隙减小的量将通过该间隙而向涡轮机匣侧泄漏的高温气体的量抑制为较少，从而能够使发动机性能的损失降低，并能够实现涡轮机匣的热疲劳的减轻。
本发明的涡轮的构成并不限定于上述的实施例。
附图标记说明：
1…低压涡轮(涡轮)；2…涡轮机匣；3…涡轮叶片；4…护罩；4A…护罩分割体；4a…突条(一侧的卡合部)；4b…朝向外侧的槽(另一侧的卡合部)；4e…受压部。

Claims (1)

1.一种涡轮，其是喷气发动机的涡轮，其特征在于，具备：
涡轮机匣，其为圆筒形状；
涡轮叶片，其绕所述涡轮机匣的轴心旋转；以及
护罩，其由多个护罩分割体构成，多个所述护罩分割体包围所述涡轮叶片，并沿所述涡轮机匣的内周面配置为环状，
在所述护罩的所述护罩分割体形成有一侧的卡合部以及另一侧的卡合部，
所述护罩的所述护罩分割体通过如下方式固定于所述涡轮机匣，即：使所述一侧的卡合部沿所述涡轮机匣的轴心方向相对于所述涡轮机匣卡合，并使所述另一侧的卡合部沿所述涡轮机匣的径向相对于所述涡轮机匣卡合，
在所述护罩的所述护罩分割体形成有受压部，在将所述护罩分割体从所述涡轮机匣取下的阶段，该受压部承受解除所述另一侧的卡合部相对于所述涡轮机匣的卡合状态的力，
所述受压部在所述护罩分割体的圆周方向的端部形成为阶梯差状。
CN201480066323.9A 2013-12-05 2014-08-11 涡轮 Active CN105793524B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2013-251841 2013-12-05
JP2013251841A JP6233578B2 (ja) 2013-12-05 2013-12-05 タービン
PCT/JP2014/071192 WO2015083400A1 (ja) 2013-12-05 2014-08-11 タービン

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105793524A CN105793524A (zh) 2016-07-20
CN105793524B true CN105793524B (zh) 2017-09-26

Family

ID=53273178

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201480066323.9A Active CN105793524B (zh) 2013-12-05 2014-08-11 涡轮

Country Status (7)

Country Link
US (1) US20160281526A1 (zh)
EP (1) EP3078814B1 (zh)
JP (1) JP6233578B2 (zh)
CN (1) CN105793524B (zh)
CA (1) CA2932702C (zh)
RU (1) RU2645892C2 (zh)
WO (1) WO2015083400A1 (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3096395B1 (fr) * 2019-05-21 2021-04-23 Safran Aircraft Engines Turbine pour une turbomachine, telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion
EP4130439A4 (en) 2020-03-30 2024-05-01 Ihi Corp SECONDARY FLOW SUPPRESSION STRUCTURE
US20230184118A1 (en) 2021-12-14 2023-06-15 Solar Turbines Incorporated Turbine tip shroud removal feature
CN115263808B (zh) * 2022-09-28 2023-02-21 中国航发四川燃气涡轮研究院 集成式双转子航空发动机的中介机匣

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4552509A (en) * 1980-01-31 1985-11-12 Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Arrangement for joining two relatively rotatable turbomachine components
EP1176285A2 (en) * 2000-07-27 2002-01-30 General Electric Company Shroud cooling segment and assembly
CN1816681A (zh) * 2003-07-04 2006-08-09 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮罩片
FR2919345B1 (fr) * 2007-07-26 2013-08-30 Snecma Anneau pour une roue de turbine de turbomachine.
CN104797784A (zh) * 2012-11-21 2015-07-22 通用电气公司 涡轮机护罩安装和密封结构

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4953282A (en) * 1988-01-11 1990-09-04 General Electric Company Stator vane mounting method and assembly
FR2635562B1 (fr) * 1988-08-18 1993-12-24 Snecma Anneau de stator de turbine associe a un support de liaison au carter de turbine
US5188506A (en) * 1991-08-28 1993-02-23 General Electric Company Apparatus and method for preventing leakage of cooling air in a shroud assembly of a gas turbine engine
US5224825A (en) * 1991-12-26 1993-07-06 General Electric Company Locator pin retention device for floating joint
DE10122464C1 (de) * 2001-05-09 2002-03-07 Mtu Aero Engines Gmbh Mantelring
JP4200846B2 (ja) * 2003-07-04 2008-12-24 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント
JP4474989B2 (ja) * 2004-04-26 2010-06-09 株式会社Ｉｈｉ タービンノズル及びタービンノズルセグメント
US7147429B2 (en) * 2004-09-16 2006-12-12 General Electric Company Turbine assembly and turbine shroud therefor
FR2899274B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-17 Snecma Dispositif de fixation de secteurs d'anneau autour d'une roue de turbine d'une turbomachine
US7946801B2 (en) * 2007-12-27 2011-05-24 General Electric Company Multi-source gas turbine cooling
FR2931197B1 (fr) * 2008-05-16 2010-06-18 Snecma Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des passages axiaux pour sa prehension
FR2952965B1 (fr) * 2009-11-25 2012-03-09 Snecma Isolation d'un rebord circonferentiel d'un carter externe de turbomachine vis-a-vis d'un secteur d'anneau correspondant

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4552509A (en) * 1980-01-31 1985-11-12 Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Arrangement for joining two relatively rotatable turbomachine components
EP1176285A2 (en) * 2000-07-27 2002-01-30 General Electric Company Shroud cooling segment and assembly
CN1816681A (zh) * 2003-07-04 2006-08-09 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮罩片
FR2919345B1 (fr) * 2007-07-26 2013-08-30 Snecma Anneau pour une roue de turbine de turbomachine.
CN104797784A (zh) * 2012-11-21 2015-07-22 通用电气公司 涡轮机护罩安装和密封结构

Also Published As

Publication number Publication date
EP3078814A4 (en) 2017-07-19
US20160281526A1 (en) 2016-09-29
CA2932702A1 (en) 2015-06-11
EP3078814A1 (en) 2016-10-12
RU2645892C2 (ru) 2018-02-28
CN105793524A (zh) 2016-07-20
EP3078814B1 (en) 2019-10-23
CA2932702C (en) 2017-07-18
WO2015083400A1 (ja) 2015-06-11
JP6233578B2 (ja) 2017-11-22
JP2015108340A (ja) 2015-06-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105793524B (zh) 涡轮
US10920611B2 (en) Vented tangential on-board injector for a gas turbine engine
EP2807345B2 (en) Thrust balance system for gas turbine engine
US9879544B2 (en) Turbine rotor blades with improved tip portion cooling holes
US10184345B2 (en) Cover plate assembly for a gas turbine engine
EP2644836B1 (en) Gas turbine assembly having an effusion cooled shroud segment with an abradable coating
JP2008232146A (ja) ロータディスク
US10655481B2 (en) Cover plate for rotor assembly of a gas turbine engine
CN107061344A (zh) 用于涡轮发动机的离心压缩机组件和组装方法
US20150377032A1 (en) Gas turbine engine component with combined mate face and platform cooling
JP6868005B2 (ja) ラビリンスシール要素を含むガスタービンエンジンのタービン
US10801343B2 (en) Self retaining face seal design for by-pass stator vanes
US20150377052A1 (en) Segmented seal for a gas turbine engine
US9546561B2 (en) Labyrinth disk for a turbomachine
US20160069259A1 (en) Turbine minidisk bumper for gas turbine engine
US10138741B2 (en) Bladed rotor
CA2962333C (en) Mobile vane for a turbine engine, comprising a lug engaging in a locking notch of a rotor disk
US20160108735A1 (en) Tandem rotor blades
WO2012133224A1 (ja) ガスタービン
CA2956350A1 (en) Gas turbine engine with a cooling fluid path
US10160086B2 (en) Blade positioning
US10619492B2 (en) Vane air inlet with fillet
US20180051713A1 (en) Anti-rotation feature for wear liners

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant