CN106499444A - 用于涡轮叶片的阻尼器销 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于涡轮叶片的阻尼器销。具体而言，一种用于缓冲联接至转子轴的相邻涡轮叶片(28)的阻尼器销(100)包括伸长本体(102)，其具有布置在第一端部部分(106)和第二端部部分(108)之间的中心部分(104)。第一端部部分(106)、中心部分(104)和第二端部部分(108)至少部分地限定伸长本体(102)的大体弓形的顶部部分(110)。顶部部分(110)的至少一部分可构造成与限定于相邻涡轮叶片(28)之间的凹槽(48)接触。第一端部部分(106)和第二端部部分(108)具有基本半圆柱形的截面形状且中心部分(104)具有圆柱形的截面形状。伸长本体(102)的底部部分(114)从第一端部部分(106)到中心部分(104)且从第二端部部分(108)到中心部分(104)沿径向向外发散。

Description

用于涡轮叶片的阻尼器销
技术领域
本发明大体涉及涡轮机，其具有多个周向对准的涡轮叶片。更具体而言，本发明涉及阻尼器销，其具有不连续的截面形状以用于提供相邻涡轮叶片之间的振动阻尼。
背景技术
涡轮叶片(也称作涡轮动叶或涡轮转子叶片)通过导致涡轮机的转子轴旋转将来自流动流体(诸如热燃烧气体或蒸汽)的能量转变成机械能。当涡轮机在各种操作模式中转换时，涡轮叶片遭受机械应力和热应力两者。
涡轮叶片大体包括从平台沿径向向外延伸的翼型件、从平台沿径向向内延伸的柄部和从柄部沿径向向内延伸的燕尾部或安装部分。各个涡轮叶片的燕尾部固定于限定在转子轮或盘中的互补槽口内。转子轮联接至转子轴。
在发动机操作期间，振动可引入到涡轮叶片中。例如，热燃烧气体或蒸汽的流中的波动可导致其振动。对涡轮机设计者的一个基本设计考虑是避免或减少同涡轮叶片的固有频率的共振和由被迫响应和/或气动弹性不稳定性产生的动态应力，因此控制涡轮叶片的高周疲劳。为了提高涡轮叶片的高周疲劳寿命，通常在平台下方和/或之间提供振动阻尼器以在操作期间摩擦地耗散振动能量且减小相应的振动幅度。由振动阻尼器消除的振动能量的量随振动阻尼器的动态重量和反作用负荷而变。
虽然已知的阻尼器可在典型操作期间基本足够，但仍然存在提高总体阻尼器有效性的期望。之前为了实现振动的阻尼的尝试包括圆形阻尼器销、片状金属平坦阻尼器或复杂楔形阻尼器。通常这些类型的阻尼器的真实阻尼效果直到第一次发动机测试时才知道。然而，在那时，涡轮叶片中的阻尼器凹穴几何形状通过牢固的加工锁住。因此，如果阻尼器表现得不如预期，然后可能需要潜在昂贵的再加工。因此，期望的是一种阻尼器销，其提供避免共振模式激励的固有频率调节工具且允许独立模式调节选项而不需要改变现有涡轮叶片的设计。
发明内容
本发明的方面和优点在以下描述中阐述，或可从描述显而易见，或可通过本发明的实践学习到。
本发明的一个实施例是用于缓冲联接至转子轴的相邻涡轮叶片的阻尼器销。阻尼器销包括伸长本体，其具有布置在第一端部部分和第二端部部分之间的中心部分。第一端部部分、中心部分和第二端部部分至少部分地限定伸长本体的大体弓形的顶部部分。顶部部分的至少一部分可构造成与限定于相邻涡轮叶片之间的凹槽接触。第一端部部分和第二端部部分具有基本半圆柱形的截面形状且中心部分具有圆柱形的截面形状。伸长本体的底部部分从第一端部部分到中心部分且从第二端部部分到中心部分沿径向向外发散。
另一个实施例包括用于缓冲联接至转子轴的相邻涡轮叶片的阻尼器销。阻尼器销包括伸长本体，其具有布置在第一端部部分和第二端部部分之间的中心部分。第一端部部分、中心部分和第二端部部分至少部分地限定伸长本体的大体弓形的顶部部分。顶部部分的至少一部分构造成与限定于相邻涡轮叶片之间的凹槽接触。第一端部部分和第二端部部分具有圆柱形的截面形状且中心部分具有基本半圆柱形的截面形状。伸长本体的底部部分从第一端部部分和第二端部部分到中心部分沿径向向内会聚。
本发明的另一个实施例是涡轮发动机。涡轮发动机包括在涡轮发动机内沿轴向延伸的转子轴和联接至转子轴的一对相邻涡轮叶片。各个涡轮叶片至少部分地限定沿相应涡轮叶片的削减面延伸的凹槽。涡轮发动机还包括阻尼器销，其布置在相邻涡轮叶片之间的凹槽内。阻尼器销包括伸长本体，其具有布置在第一端部部分和第二端部部分之间的中心部分。第一端部部分、中心部分和第二端部部分至少部分地限定伸长本体的大体弓形的顶部部分。顶部部分的至少一部分可构造成与限定于相邻涡轮叶片之间的凹槽接触。第一端部部分和第二端部部分具有基本半圆柱形的截面形状且中心部分具有圆柱形的截面形状。伸长本体的底部部分从第一端部部分到中心部分且从第二端部部分到中心部分沿径向向外发散。
技术方案1. 一种用于缓冲联接至转子轴的相邻涡轮叶片的阻尼器销，所述阻尼器销包括：
伸长本体，其具有布置在第一端部部分和第二端部部分之间的中心部分，所述第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定所述伸长本体的大体弓形的顶部部分，所述顶部部分的至少一部分构造成与限定于所述相邻涡轮叶片之间的凹槽接触；
其中所述第一端部部分和所述第二端部部分具有基本半圆柱形的截面形状且所述中心部分具有圆柱形的截面形状；
其中所述伸长本体的底部部分从所述第一端部部分到所述中心部分且从所述第二端部部分到所述中心部分沿径向向外发散。
技术方案2. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其中，所述伸长本体限定至少一个侧向延伸的孔。
技术方案3. 根据技术方案2所述的阻尼器销，其中，所述孔延伸穿过所述伸长本体的侧向相对的侧壁。
技术方案4. 根据技术方案2所述的阻尼器销，其中，所述孔限定得接近所述伸长本体的中心部分。
技术方案5. 根据技术方案2所述的阻尼器销，其中，所述孔限定得接近所述伸长本体的第一端部部分。
技术方案6. 根据技术方案2所述的阻尼器销，其中，所述孔限定得接近所述第二端部部分。
技术方案7. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其中，所述伸长本体限定多个侧向延伸的孔。
技术方案8. 一种用于缓冲联接至转子轴的相邻涡轮叶片的阻尼器销，所述阻尼器销包括：
伸长本体，其具有布置在第一端部部分和第二端部部分之间的中心部分，所述第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定所述伸长本体的大体弓形的顶部部分，所述顶部部分的至少一部分构造成与限定于所述相邻涡轮叶片之间的凹槽接触；
其中所述第一端部部分和所述第二端部部分具有圆柱形的截面形状且所述中心部分具有基本半圆柱形的截面形状；
其中所述伸长本体的底部部分从所述第一端部部分和所述第二端部部分到所述中心部分沿径向向内会聚。
技术方案9. 根据技术方案8所述的阻尼器销，其中，所述伸长本体限定至少一个侧向延伸的孔。
技术方案10. 根据技术方案9所述的阻尼器销，其中，所述孔延伸穿过所述伸长本体的侧向相对的侧壁。
技术方案11. 根据技术方案9所述的阻尼器销，其中，所述孔限定得接近所述伸长本体的中心部分。
技术方案12. 根据技术方案9所述的阻尼器销，其中，所述孔限定得接近所述伸长本体的第一端部部分。
技术方案13. 根据技术方案9所述的阻尼器销，其中，所述孔限定得接近所述第二端部部分。
技术方案14. 根据技术方案8所述的阻尼器销，其中，所述伸长本体限定多个侧向延伸的孔。
技术方案15. 一种涡轮发动机，包括：
在所述涡轮发动机内沿轴向延伸的转子轴；
联接至所述转子轴的一对相邻涡轮叶片，各个涡轮叶片至少部分地限定沿相应的涡轮叶片的削减面延伸的凹槽；和
布置在所述凹槽内的阻尼器销，所述阻尼器销包括：
伸长本体，其具有布置在第一端部部分和第二端部部分之间的中心部分，所述第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定所述伸长本体的大体弓形的顶部部分，所述顶部部分的至少一部分构造成与限定于所述相邻涡轮叶片之间的凹槽接触；
其中所述第一端部部分和所述第二端部部分具有基本半圆柱形的截面形状且所述中心部分具有圆柱形的截面形状；
其中所述伸长本体的底部部分从所述第一端部部分到所述中心部分且从所述第二端部部分到所述中心部分沿径向向外发散。
技术方案16. 根据技术方案15所述的涡轮发动机，其中，所述伸长本体限定至少一个侧向延伸的孔。
技术方案17. 根据技术方案16所述的涡轮发动机，其中，所述孔延伸穿过所述伸长本体的侧向相对的侧壁。
技术方案18. 根据技术方案16所述的涡轮发动机，其中，所述孔限定得接近所述伸长本体的中心部分。
技术方案19. 根据技术方案16所述的涡轮发动机，其中，所述孔限定得接近所述伸长本体的第一端部部分或第二端部部分中的一者。
技术方案20. 根据技术方案15所述的涡轮发动机，其中，所述伸长本体限定多个侧向延伸的孔。
本领域中的普通技术人员在阅读该说明书后将更好地理解这些实施例和其它的特征和方面。
附图说明
包括其对于本领域的技术人员的最佳模式的本发明的完整和开放的公开在该说明书的其余部分中更具体地阐述，包括对附图的参照，在附图中：
图1图示了如可结合本发明的至少一个实施例的示例性燃气涡轮的功能图；
图2是根据本发明的至少一个实施例的示例性涡轮叶片的透视图；
图3是根据本发明的至少一个实施例的布置在周向相邻的涡轮叶片之间的阻尼器销的示意图；
图4是根据本发明的一个实施例的示例性阻尼器销的侧视图；
图5是沿剖面线5－5截取的如图4中所示的阻尼器销的截面端视图；
图6是沿剖面线6－6截取的如图4中所示的阻尼器销的截面端视图；
图7是沿剖面线7－7截取的如图4中所示的阻尼器销的截面端视图；
图8是根据本发明的一个实施例的如图4中所示的示例性阻尼器销的侧视图；
图9是根据本发明的一个实施例的示例性阻尼器销的侧视图；
图10是沿剖面线10－10截取的如图9中所示的阻尼器销的截面端视图；
图11是沿剖面线11－11截取的如图9中所示的阻尼器销的截面端视图；
图12是沿剖面线12－12截取的如图9中所示的阻尼器销的截面端视图；
图13是根据本发明的一个实施例的如图9中所示的示例性阻尼器销的侧视图。
构件清单
10 燃气涡轮
12 入口区段
14 压缩机区段
16 燃烧区段
18 涡轮区段
20 排气区段
22 轴
24 转子轴
26 转子盘
28 转子叶片
30 外壳
32 热气体通路
34 热气体
36 翼型件
38 基部/平台
40 柄部
42 燕尾部
44 阻尼器销
46 轴向边缘/削减面
48 凹槽
100 阻尼器销
102 伸长本体
104 中心部分
106 第一端部部分
108 第二端部部分
110 顶部部分/表面
112(a) 支撑表面
112(b) 支撑表面
114(a) 第一底部部分
114(b) 第二底部部分
116 中心线
118 第一侧面部分
120 第二侧面部分
122 孔
122(a) 孔
122(b) 孔
122(c) 孔
200 阻尼器销
202 伸长本体
204 中心部分
206 第一端部部分
208 第二端部部分
210 顶部部分/表面
212(a) 支撑表面
212(b) 支撑表面
214(a) 第一底部部分
214(b) 第二底部部分
216 中心线
218 第一侧面部分
220 第二侧面部分
222 孔
222(a) 孔
222(b) 孔。
具体实施方式
现在将对本发明的提出的实施例进行详细参照，其一个或多个示例在附图中图示。该详细描述使用数字和字母标号来表示图中的特征。图和描述中的类似或相似的标号用来表示本发明的类似或相似的部分。如本文所用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换地使用以将一个构件与另一个区分开，并且不意在表明独立构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”表示相对于液体通道中的流体流的相对方向。例如，“上游”表示流体从其流出的方向，且“下游”表示流体流至的方向。用语“径向”表示基本垂直于特定构件的轴向中心线的相对方向，且用语“轴向”表示与特定构件的轴向中心线基本平行和/或同轴对准的相对方向。
各个示例为了解释发明而提供，而非对本发明的限制。事实上，对于本领域的技术人员来说显而易见，在不脱离其范围或精神的情况下可在本发明中作出修改和变型。比如，图示或描述为一个实施例的部分的特征可用在另一个实施例上以产生更进一步的实施例。因此，意在使本发明覆盖如落入所附权利要求和其等同物的范围内的这样的修改和变型。虽然在本文中显示和描述了工业或陆上燃气涡轮，但如本文中显示和描述的本发明不限于陆上和/或工业燃气涡轮，除非在权利要求中另外说明。例如，如本文中描述的发明可用于任何类型的涡轮机，包括但不限于蒸汽涡轮、飞行器燃气涡轮或船用燃气涡轮。
现在参照图，图1图示了燃气涡轮10的一个实施例的示意图。燃气涡轮10大体包括入口区段12、布置于入口区段12下游的压缩机区段14、布置于压缩机区段14下游的燃烧区段16内的多个燃烧器(未示出)、布置于燃烧区段16下游的涡轮区段18和布置于涡轮区段18下游的排气区段20。另外，燃气涡轮10可包括联接在压缩机区段14和涡轮区段18之间的一个或多个轴22。
涡轮区段18可大体包括转子轴24，其具有多个转子盘26(示出其中一个)和多个转子叶片28，转子叶片28从转子盘26沿径向向外延伸且互连至转子盘26。各个转子盘26继而可联接至延伸穿过涡轮区段18的转子轴24的一部分。涡轮区段18还包括外壳30，其沿周向环绕转子轴24和转子叶片28，从而至少部分地限定穿过涡轮区段18的热气体通路32。
在操作期间，工作流体(诸如空气)流过入口区段12且进入压缩机区段14，在那里空气被逐步压缩，因此向燃烧区段16的燃烧器提供加压空气。加压空气与燃料混合且在各个燃烧器内燃烧以产生燃烧气体34。燃烧气体34从燃烧区段16流过热气体通路32进入涡轮区段18，其中能量(动量和/或热量)从燃烧气体34转移到转子叶片28，因此导致转子轴24旋转。机械旋转能然后可用于给压缩机区段14供能和/或发电。离开涡轮区段18的燃烧气体34然后可经由排气区段20从燃气涡轮10排出。
图2图示了常规涡轮叶片或动叶28，其包括翼型件36、平台38、柄部40和燕尾部或安装部分42。图3提供了一对周向相邻的涡轮叶片28(a)、28(b)的下游视图。如图2中所示，燕尾部42用于将涡轮叶片28固定至转子盘26(图1)的周围，如本领域充分理解的那样。平台38对于流过涡轮区段18(图1)的热气体通路32的燃烧气体34限定内流动边界。在本发明的各个实施例中，阻尼器销44沿与涡轮叶片平台38相邻(例如其径向内部)的一个轴向边缘(或削减面)46定位。应了解，从图3显而易见的是，相似的阻尼器销44位于转子盘26(图1)上的各个成对相邻涡轮叶片28(a)、28(b)(图3)之间。在特定实施例中，如图2中所示，阻尼器销44位于沿涡轮叶片28的整个削减面46延伸的伸长凹槽48(图1)中。
阻尼器销44用作振动阻尼器。在安装好时，如图3中所示，阻尼器销44定位在相邻涡轮叶片28(a)、28(b)之间。在操作中，阻尼器销44摩擦地耗散振动能量且减小相应的振动幅度。由阻尼器销44消除的振动能量的量随若干因素而变，包括但不限于阻尼器销44的动态重量、阻尼器销44的几何形状和相邻涡轮叶片28(a)、28(b)之间的反作用负荷。
图4是根据本发明的一个实施例的示例性阻尼器销100的侧视图。图5是沿剖面线5－5截取的如图4中所示的阻尼器销100的截面端视图。图6是沿剖面线6－6截取的如图4中所示的阻尼器销100的截面端视图。图7是沿剖面线7－7截取的如图4中所示的阻尼器销100的截面端视图。图8是根据本发明的一个实施例的如图4中所示的阻尼器销100的侧视图。应当理解的是，图4至图8中所示的阻尼器销100可被如图2和图3中所示的阻尼器销44代替。
在一个实施例中，如图4中所示，阻尼器销100包括伸长本体102，其具有布置在第一端部部分106和第二端部部分108之间的中心部分104。如图4中所示，第一端部部分106、中心部分104和第二端部部分108限定伸长本体102的大体弓形的顶部部分或表面110。伸长本体102的顶部部分110可构造成（尺寸和/或形状确定成）与限定于相邻涡轮叶片28(a)、28(b)之间的凹槽48的内表面接触。
如图5中所示，第一端部部分106具有基本半圆柱形的截面形状。如图6中所示，中心部分104具有圆柱形的截面形状。如图7中所示，第二端部部分108具有基本半圆柱形的截面形状。第一端部部分106和第二端部部分108的半圆柱形的形状产生支撑表面112(a)(图5)、112(b)(图7)，其适于承靠在形成于涡轮叶片削减面46中的凹槽48的相对端部处的机加工的涡轮叶片平台表面或肩部上，从而在机器操作期间为阻尼器销100提供支撑，同时防止不期望的过度转动。
如图4中所示，伸长本体102的第一底部部分或表面114(a)从第一端部部分106到中心部分104相对于伸长本体102的轴向中心线116沿径向向外发散。伸长本体102的第二底部部分或表面114(b)从第二端部部分108到中心部分104相对于伸长本体102的中心线116沿径向向外发散。如图6中所示，伸长本体102还包括与第二侧面部分120侧向相对的第一侧面部分118。
在特定实施例中，如图8中所示，伸长本体102限定至少一个侧向延伸的孔122。在至少一个实施例中，伸长本体102限定多个侧向延伸的孔122(a)、122(b)、122(c)。虽然三个孔示出为具有大体弓形或圆形的形状，但应当知道的是，伸长本体102可限定具有任何形状且定位在沿伸长本体102的任何位置的任何数目的孔。
孔122延伸穿过伸长本体102的侧向相对的侧面部分118、120。在一个实施例中，其中至少一个孔122(a)限定得接近伸长本体102的中心部分104。另外或备选地，至少一个孔122(b)限定得接近伸长本体102的第一端部部分106。另外或备选地，至少一个孔122(c)限定得接近伸长本体102的第二端部部分108。孔122可减小阻尼器销200的质量，同时还提供期望的总体刚度或在相邻涡轮叶片28(a)、28(b)上的阻尼效果。
图9是根据本发明的一个实施例的示例性阻尼器销200的侧视图。图10是沿剖面线10－10截取的如图9中所示的阻尼器销200的截面端视图。图11是沿剖面线11－11截取的如图9中所示的阻尼器销200的截面端视图。图12是沿剖面线12－12截取的如图9中所示的阻尼器销200的截面端视图。图13是根据本发明的一个实施例的如图9中所示的阻尼器销200的侧视图。应当理解的是，图9至图13中所示的阻尼器销200可被如图2和图3中所示的阻尼器销44代替。
在一个实施例中，如图9中所示，阻尼器销200包括伸长本体202，其具有布置在第一端部部分206和第二端部部分208之间的中心部分204。如图9中所示，第一端部部分206、中心部分204和第二端部部分208限定伸长本体202的大体弓形的顶部部分或表面210。伸长本体202的顶部部分210可构造成（尺寸和/或形状确定成）与限定于相邻涡轮叶片28(a)、28(b)之间的凹槽48的内表面接触。
如图10中所示，第一端部部分206具有圆柱形的截面形状。如图11中所示，中心部分204具有基本半圆柱形的截面形状。如图12中所示，第二端部部分208具有圆柱形的截面形状。
如图9中所示，伸长本体202的第一底部部分214(a)从第一端部部分206到中心部分204相对于伸长本体202的轴向中心线216沿径向向内发散。伸长本体202的第二底部部分214(b)从第二端部部分208到中心部分204相对于伸长本体202的中心线216沿径向向内发散。如图10至图12中所示，伸长本体202还包括与第二侧面部分220侧向相对的第一侧面部分218。
在特定实施例中，如图13中所示，伸长本体202限定至少一个侧向延伸的孔222。在至少一个实施例中，伸长本体202限定多个侧向延伸的孔222(a)、222(b)。虽然两个孔222示出为具有大体弓形或圆形的形状，但应当知道的是，伸长本体202可限定具有任何形状且定位在沿伸长本体202的任何位置的任何数目的孔。
孔222延伸穿过伸长本体202的侧向相对的侧面部分218、220。在一个实施例中，其中至少一个孔222(a)限定得接近伸长本体202的第一端部部分206。另外或备选地，至少一个孔222(b)限定得接近伸长本体202的第二端部部分208。孔222可减小阻尼器销200的质量，同时还提供期望的总体刚度或在相邻涡轮叶片28(a)、28(b)上的阻尼效果。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何包含的方法。本发明可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例具有与权利要求的字面语言不同的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差异的等同结构要素，则意在使这些其它示例处于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于缓冲联接至转子轴的相邻涡轮叶片(28)的阻尼器销(100)，所述阻尼器销(100)包括：
伸长本体(102)，其具有布置在第一端部部分(106)和第二端部部分(108)之间的中心部分(104)，所述第一端部部分(106)、中心部分(104)和第二端部部分(108)限定所述伸长本体(102)的大体弓形的顶部部分(110)，所述顶部部分(110)的至少一部分构造成与限定于所述相邻涡轮叶片(28)之间的凹槽(48)接触；
其中所述第一端部部分(106)和所述第二端部部分(108)具有基本半圆柱形的截面形状且所述中心部分(104)具有圆柱形的截面形状；
其中所述伸长本体(102)的底部部分(114)从所述第一端部部分(106)到所述中心部分(104)且从所述第二端部部分(108)到所述中心部分(104)沿径向向外发散。
2.根据权利要求1所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述伸长本体(102)限定至少一个侧向延伸的孔(122)。
3.根据权利要求2所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述孔(122)延伸穿过所述伸长本体(102)的侧向相对的侧壁。
4.根据权利要求2所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述孔(122)限定得接近所述伸长本体(102)的中心部分(104)。
5.根据权利要求2所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述孔(122)限定得接近所述伸长本体(102)的第一端部部分(106)。
6.根据权利要求2所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述孔(122)限定得接近所述第二端部部分(108)。
7.根据权利要求1所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述伸长本体(102)限定多个侧向延伸的孔(122)。
8.一种用于缓冲联接至转子轴的相邻涡轮叶片(28)的阻尼器销(100)，所述阻尼器销(100)包括：
伸长本体(102)，其具有布置在第一端部部分(106)和第二端部部分(108)之间的中心部分(104)，所述第一端部部分(106)、中心部分(104)和第二端部部分(108)限定所述伸长本体(102)的大体弓形的顶部部分(110)，所述顶部部分(110)的至少一部分构造成与限定于所述相邻涡轮叶片(28)之间的凹槽(48)接触；
其中所述第一端部部分(106)和所述第二端部部分(108)具有圆柱形的截面形状且所述中心部分(104)具有基本半圆柱形的截面形状；
其中所述伸长本体(102)的底部部分(114)从所述第一端部部分(106)和所述第二端部部分(108)到所述中心部分(104)沿径向向内会聚。
9.根据权利要求8所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述伸长本体(102)限定至少一个侧向延伸的孔(122)。
10.根据权利要求9所述的阻尼器销(100)，其特征在于，所述孔(122)延伸穿过所述伸长本体(102)的侧向相对的侧壁。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114080490A (zh) * 2019-05-29 2022-02-22 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的组件
CN114704334A (zh) * 2022-03-31 2022-07-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮叶片叶冠阻尼系统

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7020977B2 (ja) * 2018-03-28 2022-02-16 三菱重工業株式会社 回転機械
US11248475B2 (en) 2019-12-10 2022-02-15 General Electric Company Damper stacks for turbomachine rotor blades

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3266770A (en) * 1961-12-22 1966-08-16 Gen Electric Turbomachine rotor assembly
US4088421A (en) * 1976-09-30 1978-05-09 General Electric Company Coverplate damping arrangement
CN1525047A (zh) * 2003-02-27 2004-09-01 通用电气公司 涡轮叶片的阻尼器销
CN1814990A (zh) * 2005-02-04 2006-08-09 三菱重工业株式会社 旋转叶片体
CN102536331A (zh) * 2010-11-17 2012-07-04 通用电气公司 结合了阻尼器和密封销的涡轮机叶片及其相关方法
CN102588001A (zh) * 2011-01-04 2012-07-18 通用电气公司 用于涡轮机叶片柄的销覆盖板和密封配置
US20140079529A1 (en) * 2012-09-14 2014-03-20 General Electric Company Flat Bottom Damper Pin For Turbine Blades

Family Cites Families (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3881844A (en) 1974-05-28 1975-05-06 Gen Electric Blade platform vibration dampers
US4872812A (en) 1987-08-05 1989-10-10 General Electric Company Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus
US4936749A (en) 1988-12-21 1990-06-26 General Electric Company Blade-to-blade vibration damper
US5226784A (en) 1991-02-11 1993-07-13 General Electric Company Blade damper
US5478207A (en) 1994-09-19 1995-12-26 General Electric Company Stable blade vibration damper for gas turbine engine
US5827047A (en) 1996-06-27 1998-10-27 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
US6171058B1 (en) 1999-04-01 2001-01-09 General Electric Company Self retaining blade damper
DE10014198A1 (de) 2000-03-22 2001-09-27 Alstom Power Nv Beschaufelung mit Dämpfungselementen
DE10022244A1 (de) 2000-05-08 2001-11-15 Alstom Power Nv Schaufelanordnung mit Dämpfungselementen
US6354803B1 (en) 2000-06-30 2002-03-12 General Electric Company Blade damper and method for making same
GB0109033D0 (en) 2001-04-10 2001-05-30 Rolls Royce Plc Vibration damping
US6851932B2 (en) 2003-05-13 2005-02-08 General Electric Company Vibration damper assembly for the buckets of a turbine
US7163376B2 (en) 2004-11-24 2007-01-16 General Electric Company Controlled leakage pin and vibration damper for active cooling and purge of bucket slash faces
US7367123B2 (en) 2005-05-12 2008-05-06 General Electric Company Coated bucket damper pin and related method
US7731482B2 (en) 2006-06-13 2010-06-08 General Electric Company Bucket vibration damper system
US7534090B2 (en) 2006-06-13 2009-05-19 General Electric Company Enhanced bucket vibration system
US8876479B2 (en) * 2011-03-15 2014-11-04 United Technologies Corporation Damper pin
US9175570B2 (en) 2012-04-24 2015-11-03 United Technologies Corporation Airfoil including member connected by articulated joint
US9194238B2 (en) 2012-11-28 2015-11-24 General Electric Company System for damping vibrations in a turbine
EP3043085A1 (de) 2015-01-08 2016-07-13 Siemens Aktiengesellschaft Schaufelanordnung für eine axial durchströmbare thermische Strömungsmaschine sowie Verfahren zur Montage eines Dämpferelements zwischen zwei Schaufeln eines Schaufelkranzes einer thermischen Strömungsmaschine
EP3070274A1 (en) 2015-03-20 2016-09-21 Sulzer Turbo Services Venlo B.V. Turbine blade assembly with cooled platform
EP3078808A1 (de) 2015-04-07 2016-10-12 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufelreihe für eine strömungsmaschine
US9879548B2 (en) 2015-05-14 2018-01-30 General Electric Company Turbine blade damper system having pin with slots

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3266770A (en) * 1961-12-22 1966-08-16 Gen Electric Turbomachine rotor assembly
US4088421A (en) * 1976-09-30 1978-05-09 General Electric Company Coverplate damping arrangement
CN1525047A (zh) * 2003-02-27 2004-09-01 通用电气公司 涡轮叶片的阻尼器销
CN1814990A (zh) * 2005-02-04 2006-08-09 三菱重工业株式会社 旋转叶片体
CN102536331A (zh) * 2010-11-17 2012-07-04 通用电气公司 结合了阻尼器和密封销的涡轮机叶片及其相关方法
CN102588001A (zh) * 2011-01-04 2012-07-18 通用电气公司 用于涡轮机叶片柄的销覆盖板和密封配置
US20140079529A1 (en) * 2012-09-14 2014-03-20 General Electric Company Flat Bottom Damper Pin For Turbine Blades

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114080490A (zh) * 2019-05-29 2022-02-22 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的组件
CN114704334A (zh) * 2022-03-31 2022-07-05 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮叶片叶冠阻尼系统

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JP6929031B2 (ja) 2021-09-01
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US10584597B2 (en) 2020-03-10
JP2017053349A (ja) 2017-03-16
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