CN106499445A - 用于涡轮叶片的减振销 - Google Patents

用于涡轮叶片的减振销 Download PDF

Info

Publication number
CN106499445A
CN106499445A CN201610799886.XA CN201610799886A CN106499445A CN 106499445 A CN106499445 A CN 106499445A CN 201610799886 A CN201610799886 A CN 201610799886A CN 106499445 A CN106499445 A CN 106499445A
Authority
CN
China
Prior art keywords
end part
stop pin
shock stop
scheme
technical
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.)
Granted
Application number
CN201610799886.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN106499445B (zh
Inventor
S.A.卡雷夫
B.D.波特
A.C.P.加卡拉
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 PLC
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 CN106499445A publication Critical patent/CN106499445A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106499445B publication Critical patent/CN106499445B/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/25—Three-dimensional helical
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

用于对联接到转子轴(24)上的相邻涡轮叶片进行减振的减振销(100)包括与第二端部部分(104)沿轴向间隔开的第一端部部分(102)和从第一端部部分(102)的内表面沿轴向延伸到第二端部部分(104)的内表面的弹簧部件(108)。第一端部部分(102)、弹簧部件(108)和第二端部部分(104)限定减振销(100)的大体拱形顶部部分(114)。顶部部分(114)构造成接触限定在相邻涡轮叶片之间的凹槽(48)。

Description

用于涡轮叶片的减振销
技术领域
本发明大体涉及涡轮机，其具有多个沿周向对准的涡轮叶片。更特别地，本发明涉及减振销，其具有弹簧部件，用于在相邻涡轮叶片之间提供减振。
背景技术
也称为涡轮轮叶或涡轮转子叶片的涡轮叶片通过使涡轮机的转子轴旋转而将来自流动的流体诸如热燃烧气体或蒸汽的能量转换成机械能量。随着涡轮机经过各种运行模式，涡轮叶片经历机械和热应力。
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鸠尾部或安装部分。各个涡轮叶片的鸠尾部固定在限定在转子轮或盘中的互补的槽口内。转子轮联接到转子轴。
在发动机运行期间，振动可被引入涡轮叶片。例如，热燃烧气体或蒸汽流中的波动可使它们振动。涡轮机设计者的一个基本设计考虑是要避免或最小化与涡轮叶片的自然频率的共振和强迫响应和/或空气动力学弹性不稳定性产生的动态应力，因而控制涡轮叶片的高循环疲劳。为了改进涡轮叶片的高循环疲劳寿命，减振器典型地设置在平台下方和/或平台之间，以便在运行期间以摩擦的方式消散振动能量和减小对应的振动幅度。通过减振器移除的振动能量的量为减振器的动态重量和反作用负载的函数。
虽然已知的减振器在典型运行期间较大程度上可为足够的，但是期望改进总减振效果。在试图实现减振之前，包括圆形减振销、片材金属平坦减振器或复杂楔形减振器。通常，这些类型的减振器的真实减振性能不是已知的，直到第一次发动机测试。但是，在那时，涡轮叶片中的减振穴几何结构通过硬加工被锁定。因而，如果减振器未如期望的那样起作用，那么可能需要潜在地昂贵的加工返工。因此，期望减振销，其提供自然频率调谐工具，用于避免共振模式激励，并且使得能够进行独立模式调谐选择，而不必改变现有涡轮叶片的设计。
发明内容
在以下描述中阐述本发明的各方面和优点，或者根据该描述，本发明的各方面和优点可为显而易见的，或者可通过实践本发明来学习本发明的各方面和优点。
本发明的一个实施例为一种减振销，其用于对联接到转子轴的相邻涡轮叶片进行减振。减振销包括第一端部部分，其与第二端部部分沿轴向间隔开；以及弹簧部件，其从第一端部部分的内表面沿轴向延伸到第二端部部分的内表面。第一端部部分、弹簧部件和第二端部部分限定减振销的大体拱形顶部部分。顶部部分构造成接触凹槽，凹槽限定在相邻涡轮叶片之间。
本发明的另一个实施例为一种涡轮发动机。涡轮发动机包括转子轴，其在涡轮发动机内沿轴向延伸；以及相邻的成对的涡轮叶片，其联接到转子轴。涡轮叶片至少部分地限定凹槽，凹槽沿着对应的涡轮叶片的斜面延伸。各个涡轮发动机进一步包括减振销，其设置在相邻涡轮叶片之间的凹槽内。减振销包括第一端部部分，其与第二端部部分沿轴向间隔开；以及弹簧部件，其从第一端部部分的内表面沿轴向延伸到第二端部部分的内表面。第一端部部分、弹簧部件和第二端部部分限定减振销的大体拱形顶部部分。顶部部分构造成接触相邻涡轮叶片限定的凹槽。
技术方案1. 一种减振销，用于对联接到转子轴上的相邻涡轮叶片进行减振，所述减振销包括：
第一端部部分，其与第二端部部分沿轴向对准且沿轴向间隔开；
弹簧部件，其从所述第一端部部分的内表面沿轴向延伸到所述第二端部部分的内表面，其中所述弹簧部件的所述第一端部部分和所述第二端部部分限定所述减振销的大体拱形顶部部分，其构造成接触所述相邻涡轮叶片限定的凹槽。
技术方案2. 根据技术方案1所述的减振销，其特征在于，所述弹簧部件为螺旋形。
技术方案3. 根据技术方案1所述的减振销，其特征在于，所述弹簧部件连接到所述第一端部部分的内表面或所述第二端部部分的内表面中的至少一个。
技术方案4. 根据技术方案1所述的减振销，其特征在于，所述弹簧部件包括第一弹簧，其与第二弹簧同轴地对准。
技术方案5. 根据技术方案4所述的减振销，其特征在于，所述第一弹簧在一个端部处连接到所述第一端部部分,，并且所述第二弹簧在一个端部处连接到所述第二端部部分。
技术方案6. 根据技术方案1所述的减振销，其特征在于，进一步包括固持销，其与所述第一端部部分和所述第二端部部分同轴地对准且设置在所述第一端部部分和所述第二端部部分之间，其中所述弹簧部件沿周向围绕所述固持销延伸。
技术方案7. 根据技术方案6所述的减振销，其特征在于，所述固持销支托在所述第一端部部分限定的开口内。
技术方案8. 根据技术方案6所述的减振销，其特征在于，所述固持销支托在所述第二端部部分限定的开口内。
技术方案9. 根据技术方案1所述的减振销，其特征在于，所述第一端部部分的一部分为半圆柱形。
技术方案10. 根据技术方案1所述的减振销，其特征在于，所述第二端部部分的一部分为半圆柱形。
技术方案11. 一种涡轮发动机，包括：
转子轴，其在所述涡轮发动机内沿轴向延伸；
相邻的成对的涡轮叶片，其联接到所述转子轴，各个涡轮叶片至少部分地限定凹槽，所述凹槽沿着对应的涡轮叶片的斜面延伸；和
减振销，其设置在所述凹槽内，所述减振销包括：
第一端部部分，其与第二端部部分沿轴向对准且沿轴向间隔开；
弹簧部件，其从所述第一端部部分的内表面沿轴向延伸到所述第二端部部分的内表面，其中所述弹簧部件的所述第一端部部分和所述第二端部部分限定所述减振销的大体拱形顶部部分，其构造成接触所述相邻涡轮叶片限定的凹槽。
技术方案12. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其特征在于，所述弹簧部件为螺旋形。
技术方案13. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其特征在于，所述弹簧部件连接到所述第一端部部分的内表面或所述第二端部部分的内表面中的至少一个。
技术方案14. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其特征在于，所述弹簧部件包括第一弹簧，其与第二弹簧同轴地对准。
技术方案15. 根据技术方案14所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一弹簧在一个端部处连接到所述第一端部部分，并且所述第二弹簧在一个端部处连接到所述第二端部部分。
技术方案16. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其特征在于，进一步包括固持销，其与所述第一端部部分和所述第二端部部分同轴地对准且设置在所述第一端部部分和所述第二端部部分之间，其中所述弹簧部件沿周向围绕所述固持销延伸。
技术方案17. 根据技术方案16所述的涡轮发动机，其特征在于，所述固持销支托在所述第一端部部分限定的开口内。
技术方案18. 根据技术方案16所述的涡轮发动机，其特征在于，所述固持销支托在所述第二端部部分限定的开口内。
技术方案19. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一端部部分的一部分为半圆柱形。
技术方案20. 根据技术方案11所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第二端部部分的一部分为半圆柱形。
技术方案21. 一种减振销(100)，用于对联接到转子轴(24)上的相邻涡轮叶片进行减振，所述减振销(100)包括：
第一端部部分(102)，其与第二端部部分(104)沿轴向对准且沿轴向间隔开；
弹簧部件(108)，其从所述第一端部部分(102)的内表面沿轴向延伸到所述第二端部部分(104)的内表面，其中所述第一端部部分(102)、所述弹簧部件(108)和所述第二端部部分(104)限定所述减振销(100)的大体拱形顶部部分(114)，其构造成接触限定在所述相邻涡轮叶片之间的凹槽(48)。
技术方案22. 根据技术方案21所述的减振销(100)，其特征在于，所述弹簧部件(108)为螺旋形。
技术方案23. 根据技术方案21所述的减振销(100)，其特征在于，所述弹簧部件(108)连接到所述第一端部部分(102)的内表面或所述第二端部部分(104)的内表面中的至少一个上。
技术方案24. 根据技术方案21所述的减振销(100)，其特征在于，所述弹簧部件(108)包括第一弹簧(128)，其与第二弹簧(130)同轴地对准。
技术方案25. 根据技术方案24所述的减振销(100)，其特征在于，所述第一弹簧(128)在一个端部处连接到所述第一端部部分(102)，并且所述第二弹簧(130)在一个端部处连接到所述第二端部部分(104)。
技术方案26. 根据技术方案21所述的减振销(100)，其特征在于，进一步包括固持销(138)，其与所述第一端部部分(102)和所述第二端部部分(104)同轴地对准且设置在所述第一端部部分(102)和所述第二端部部分(104)之间，其中所述弹簧部件(108)沿周向围绕所述固持销(138)延伸。
技术方案27. 根据技术方案26所述的减振销(100)，其特征在于，所述固持销(138)支托在所述第一端部部分(102)限定的开口(140a)内。
技术方案28. 根据技术方案26所述的减振销(100)，其特征在于，所述固持销(138)支托在所述第二端部部分(104)限定的开口(140b)内。
技术方案29. 根据技术方案21所述的减振销(100)，其特征在于，所述第一端部部分(102)的一部分为半圆柱形。
技术方案30. 根据技术方案21所述的减振销(100)，其特征在于，所述第二端部部分(104)的一部分为半圆柱形。
技术方案31. 一种涡轮发动机(10)，包括：
转子轴(24)，其在所述涡轮发动机(10)内沿轴向延伸；
相邻的成对的涡轮叶片，其联接到所述转子轴(24)上，各个涡轮叶片至少部分地限定凹槽(48)，所述凹槽(48)沿着对应的涡轮叶片的斜面(46)延伸；和
减振销(100)，其设置在所述凹槽(48)内，所述减振销(100)包括：
第一端部部分(102)，其与第二端部部分(104)沿轴向对准且沿轴向间隔开；
弹簧部件(108)，其从所述第一端部部分(102)的内表面沿轴向延伸到所述第二端部部分(104)的内表面，其中所述第一端部部分(102)、所述弹簧部件(108)和所述第二端部部分(104)限定所述减振销(100)的大体拱形顶部部分(114)，其构造成接触所述相邻涡轮叶片限定的凹槽(48)。
技术方案32. 根据技术方案31所述的涡轮发动机(10)，其特征在于，所述弹簧部件(108)为螺旋形。
技术方案33. 根据技术方案31所述的涡轮发动机(10)，其特征在于，所述弹簧部件(108)连接到所述第一端部部分(102)的内表面或所述第二端部部分(104)的内表面中的至少一个。
技术方案34. 根据技术方案31所述的涡轮发动机(10)，其特征在于，所述弹簧部件(108)包括第一弹簧(128)，其与第二弹簧(130)同轴地对准。
技术方案35. 根据技术方案34所述的涡轮发动机(10)，其特征在于，所述第一弹簧(128)在一个端部处连接到所述第一端部部分(102)，并且所述第二弹簧(130)在一个端部处连接到所述第二端部部分(104)。
在阅读本说明书之后，本领域普通技术人员将更好地理解这种实施例的特征和方 面等。
附图说明
针对本领域普通技术人员，在说明书的其余部分中更具体地阐述本发明的完整和能够实施的公开，包括其最佳模式，说明书参照了附图，其中：
图1示出示例性燃气涡轮的功能图，其可结合本发明的至少一个实施例；
图2为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为根据本发明的至少一个实施例的设置在沿周向相邻的涡轮叶片之间的减振销的示意图；
图4为根据本发明的一个实施例的示例性减振销的侧视图；
图5为图4中显示的示例性减振销的俯视图；和
图6为根据本发明的一个实施例的示例性减振销的横截面侧视图。
参考标号列表：
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热气路径
34热气
36翼型件
38基部/平台
40柄部
42鸠尾部
44减振销
46轴向边缘/斜面
48凹槽
100减振销
102第一端部部分
104第二端部部分
106中心线
108弹簧部件
110内表面
112内表面
114顶部部分/表面
116台肩
118台肩
120平坦支承表面
122平坦支承表面
124端部-弹簧部件
126端部-弹簧部件
128第一弹簧
130第二弹簧
132端部-第一弹簧
134端部-第二弹簧
136接触点
138固持销
140(a)开口-第一端部部分
140(b)开口-第二端部部分。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的目前的实施例，在附图中示出实施例的一个或多个示例。详细描述使用数字和字母标号来引用图中的特征。已经使用图和描述中的相同或相似标号引用本发明的相同或相似部件。如本文所用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以区分一个构件与另一个构件，而不意于表示单独的构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”指的是相对于流体路径中的流体流的相对方向。例如，“上游”表示流体流出的方向，而“下游”则表示流体流到的方向。用语“沿径向”表示基本垂直于特定构件的轴向中心线的相对方向，而用语“沿轴向”表示与特定构件的轴向中心线基本平行和/或同轴地对准的相对方向。
以阐述本发明，而非限制本发明的方式提供各个示例。实际上，对于本领域技术人员将显而易见的是，在本发明中可作出修改和变型，而不偏移其范围或精神。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可用于另一个实施例上，以产生又一个实施例。因而，意图的是，本发明覆盖落在所附权利要求和其等效方案的范围内的这种修改和变型。虽然本文显示和描述了工业或陆基燃气涡轮，本文显示和描述的本发明不限于陆基和/或工业燃气涡轮，除非在权利要求中以别的方式规定。例如，本文描述的发明可用于任何类型的涡轮机中，包括但不限于蒸汽涡轮、航空燃气涡轮或航海燃气涡轮。
现在参照附图，图1示出燃气涡轮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、设置在入口区段12下游的压缩机区段14、在设置在压缩机区段14下游的燃烧器区段16内的多个燃烧器(未显示)、设置在燃烧器区段16下游的涡轮区段18和设置在涡轮区段18下游的排气区段20。另外，燃气涡轮10可包括一个或多个轴22，其联接在压缩机区段14和涡轮区段18之间。
涡轮区段18可大体包括转子轴24，其具有多个转子盘26(显示了其中一个)和从转子盘26沿径向向外延伸且互连到转子盘26上的多个转子叶片28。各个转子盘26又可联接到延伸通过涡轮区段18的转子轴24的一部分上。涡轮区段18进一步包括外壳30，其沿周向包围转子轴24和转子叶片28，从而至少部分地限定通过涡轮区段18的热气路径32。
在运行期间，诸如空气的工作流体流过入口区段12和进入压缩机区段14，在这里，空气逐渐被压缩，从而将加压空气提供给燃烧区段16的燃烧器。加压空气在各个燃烧器内与燃料混合和燃烧，以产生燃烧气体34。燃烧气体34通过热气路径32从燃烧器区段16流到涡轮区段18中，在这里，能量(动能和/或热能)从燃烧气体34传递到转子叶片28，因而使转子轴24旋转。机械旋转能然后可用来对压缩机区段14提供功率和/或发电。离开涡轮区段18的燃烧气体34可然后通过排气区段20从燃气涡轮10排出。
图2示出传统涡轮叶片或轮叶28，其包括翼型件36、平台38、柄部40和鸠尾部或安装部分42。图3提供一对沿周向相邻涡轮叶片28(a),28(b)的下游视图。如图2中显示，鸠尾部42用于将涡轮叶片28固定到转子盘26的周缘上(图1)，如本领域中所熟知的那样。平台38限定流过涡轮区段18的热气路径32的燃烧气体34的内流边界(图1)。在本发明的多个实施例中，减振销44沿着邻近(即在其径向内侧)涡轮叶片平台38的一个轴向边缘(或斜面)46定位。要理解，类似减振销44位于转子盘26(图1)上的各个相邻对的涡轮叶片28(a),28(b)(图3)之间，如图3中显而易见的那样。在特定实施例中，如图2中显示，减振销44位于沿着涡轮叶片28的整个斜面46延伸的伸长凹槽48(图1)中。
减振销44用作减振器。在安装时，如图3中显示，减振销44定位在相邻涡轮叶片28(a),28(b)之间。在运行中，减振销44以摩擦的方式消散振动能量和减小对应的振动幅度。减振销44移除的振动能量的量为若干因素的函数，包括但不限于减振销44的动态重量、减振销44的几何结构和在相邻涡轮叶片28(a),28(b)之间的反作用负载。
图4提供根据本发明的一个实施例的示例性减振销100的侧视图。图5提供图4中显示的减振销100的俯视图。要理解，图4中显示的减振销100可替代图2和3中显示的减振销44。
在一个实施例中，如图4和5中共同显示，减振销100包括第一端部部分102，其相对于减振销100的轴向中心线106与第二端部部分104沿轴向间隔开。在特定实施例中，第一端部部分102和第二端部部分104可相对于中心线106同轴地对准。
如图4和5中显示，减振销100进一步包括弹簧部件108，其从第一端部部分102的内表面110沿轴向延伸到第二端部部分104的内表面112。第一端部部分102、弹簧部件108和第二端部部分104限定减振销100的大体拱形顶部部分或表面114。顶部部分114大体构造成(在形状和/或大小上设置成)接触限定在相邻涡轮叶片28(a),28(b)之间的凹槽48的部分。
在特定实施例中，如图4和5中共同显示，减振销100的第一端部部分102和/或第二端部部分104为基本半圆柱形。如图4中显示，第一端部部分102和/或第二端部部分104可相应地包括台肩116,118。这个构造产生平坦支承表面120,122，其适于在形成在涡轮叶片斜面46中的凹槽48的相反的端部处支托在加工出的涡轮叶片平台表面或台肩上，从而为减振销100提供支承，同时在机器运行期间阻止不合需要的过量旋转。
在特定实施例中，如图4中显示，弹簧部件108的相反的端部124,126可相应地固定地连接到第一端部部分102和第二端部部分104。在特定实施例中，弹簧部件108的相反的端部124,126可与第一端部部分102的内表面110和/或第二端部部分104的内表面112接合或压靠在第一端部部分102的内表面110和/或第二端部部分104的内表面112上。
在特定实施例中，如图4和5中显示，弹簧部件108为大体螺旋形。虽然弹簧部件在图中示出为螺旋或线圈型弹簧，但是本领域技术人员要理解，弹簧部件108可为任何适当的类型的弹簧，诸如但不限于波形弹簧等，并且本领域不限于螺旋或线圈型弹簧部件，除非在权利要求中以别的方式提供。
在特定实施例中，弹簧部件108可包括多个弹簧，其同轴地对准且延伸在第一端部部分102和第二端部部分104之间。例如，在一个实施例中，如图5中显示，弹簧部件108包括第一弹簧128，其与第二弹簧130同轴地对准。第一弹簧128可在一个端部132处连接到第一端部部分102而第二弹簧130可在一个端部134处连接到第二端部部分104。第一和第二弹簧128,130可接合在接触点136处，接触点136限定在第一端部部分102的内表面110和第二端部部分104的内表面112之间。
图6为根据本发明的一个实施例的减振销100的示例性实施例的横截面示意图。如图6中显示，减振销100可包括固持销138。固持销138可与第一端部部分102和第二端部部分104同轴地对准且设置在第一端部部分102和第二端部部分104之间。弹簧部件108沿周向围绕固持销138延伸。固持销138可支托在相应地由第一端部部分102和第二端部部分104限定的开口140(a),140(b)内。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域任何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，以及实行任何结合的方法。本发明的可取得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。如果这样的其它示例包括不异于权利要求的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质性差异的等效结构要素，则它们意于处在权利要求的范围之内。

Claims (10)

1.一种减振销(100)，用于对联接到转子轴(24)上的相邻涡轮叶片进行减振，所述减振销(100)包括：
第一端部部分(102)，其与第二端部部分(104)沿轴向对准且沿轴向间隔开；
弹簧部件(108)，其从所述第一端部部分(102)的内表面沿轴向延伸到所述第二端部部分(104)的内表面，其中所述第一端部部分(102)、所述弹簧部件(108)和所述第二端部部分(104)限定所述减振销(100)的大体拱形顶部部分(114)，其构造成接触限定在所述相邻涡轮叶片之间的凹槽(48)。
2.根据权利要求1所述的减振销(100)，其特征在于，所述弹簧部件(108)为螺旋形。
3.根据权利要求1所述的减振销(100)，其特征在于，所述弹簧部件(108)连接到所述第一端部部分(102)的内表面或所述第二端部部分(104)的内表面中的至少一个上。
4.根据权利要求1所述的减振销(100)，其特征在于，所述弹簧部件(108)包括第一弹簧(128)，其与第二弹簧(130)同轴地对准。
5.根据权利要求4所述的减振销(100)，其特征在于，所述第一弹簧(128)在一个端部处连接到所述第一端部部分(102)，并且所述第二弹簧(130)在一个端部处连接到所述第二端部部分(104)。
6.根据权利要求1所述的减振销(100)，其特征在于，进一步包括固持销(138)，其与所述第一端部部分(102)和所述第二端部部分(104)同轴地对准且设置在所述第一端部部分(102)和所述第二端部部分(104)之间，其中所述弹簧部件(108)沿周向围绕所述固持销(138)延伸。
7.根据权利要求6所述的减振销(100)，其特征在于，所述固持销(138)支托在所述第一端部部分(102)限定的开口(140a)内。
8.根据权利要求6所述的减振销(100)，其特征在于，所述固持销(138)支托在所述第二端部部分(104)限定的开口(140b)内。
9.根据权利要求1所述的减振销(100)，其特征在于，所述第一端部部分(102)的一部分为半圆柱形。
10.根据权利要求1所述的减振销(100)，其特征在于，所述第二端部部分(104)的一部分为半圆柱形。
CN201610799886.XA 2015-09-03 2016-08-31 用于涡轮叶片的减振销 Active CN106499445B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/844,317 US10385701B2 (en) 2015-09-03 2015-09-03 Damper pin for a turbine blade
US14/844317 2015-09-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106499445A true CN106499445A (zh) 2017-03-15
CN106499445B CN106499445B (zh) 2020-04-24

Family

ID=56740151

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610799886.XA Active CN106499445B (zh) 2015-09-03 2016-08-31 用于涡轮叶片的减振销

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10385701B2 (zh)
EP (1) EP3139000B1 (zh)
JP (1) JP6827736B2 (zh)
CN (1) CN106499445B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111677589A (zh) * 2020-06-10 2020-09-18 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 复合弹性悬臂式燃气轮机涡轮支撑环减振抗冲组件

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10648347B2 (en) * 2017-01-03 2020-05-12 General Electric Company Damping inserts and methods for shrouded turbine blades
JP7039355B2 (ja) * 2018-03-28 2022-03-22 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
US11187089B2 (en) * 2019-12-10 2021-11-30 General Electric Company Damper stacks for turbomachine rotor blades
US11242756B2 (en) 2020-05-04 2022-02-08 General Electric Company Damping coating with a constraint layer
US11333026B2 (en) 2020-05-26 2022-05-17 General Electric Company Vibration-damping system for turbomachine blade(s) on spacer adjacent blade stage
US11085303B1 (en) 2020-06-16 2021-08-10 General Electric Company Pressurized damping fluid injection for damping turbine blade vibration
US11143036B1 (en) 2020-08-20 2021-10-12 General Electric Company Turbine blade with friction and impact vibration damping elements
US11208903B1 (en) * 2020-11-20 2021-12-28 Solar Turbines Incorporated Stiffness coupling and vibration damping for turbine blade shroud

Citations (3)

* 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
CN102472108A (zh) * 2009-08-11 2012-05-23 斯奈克玛 用于风扇叶片的减振垫片
CN103775133A (zh) * 2012-10-25 2014-05-07 通用电气公司 涡轮机械叶片加强件

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2912223A (en) * 1955-03-17 1959-11-10 Gen Electric Turbine bucket vibration dampener and sealing assembly
US3037741A (en) * 1958-12-29 1962-06-05 Gen Electric Damping turbine buckets
US3266770A (en) 1961-12-22 1966-08-16 Gen Electric Turbomachine rotor assembly
CH418360A (de) * 1962-11-21 1966-08-15 Ass Elect Ind Turbomaschine
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
US6776583B1 (en) 2003-02-27 2004-08-17 General Electric Company Turbine bucket damper pin
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
JP5675282B2 (ja) * 2010-11-09 2015-02-25 三菱重工業株式会社 動翼体及び回転機械
US8876478B2 (en) * 2010-11-17 2014-11-04 General Electric Company Turbine blade combined damper and sealing pin and related method
US8684695B2 (en) 2011-01-04 2014-04-01 General Electric Company Damper coverplate and sealing arrangement for turbine bucket shank
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
US9309782B2 (en) 2012-09-14 2016-04-12 General Electric Company Flat bottom damper pin for turbine blades
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 (3)

* 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
CN102472108A (zh) * 2009-08-11 2012-05-23 斯奈克玛 用于风扇叶片的减振垫片
CN103775133A (zh) * 2012-10-25 2014-05-07 通用电气公司 涡轮机械叶片加强件

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111677589A (zh) * 2020-06-10 2020-09-18 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 复合弹性悬臂式燃气轮机涡轮支撑环减振抗冲组件

Also Published As

Publication number Publication date
JP2017048788A (ja) 2017-03-09
EP3139000A1 (en) 2017-03-08
CN106499445B (zh) 2020-04-24
EP3139000B1 (en) 2023-12-13
JP6827736B2 (ja) 2021-02-10
US10385701B2 (en) 2019-08-20
US20170067348A1 (en) 2017-03-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106499445A (zh) 用于涡轮叶片的减振销
CN106499442B (zh) 用于涡轮叶片的阻尼器销
CN106499446B (zh) 用于使相邻涡轮叶片减振的阻尼器销
EP3139002B1 (en) Damper pin for turbine blades and corresponding turbine engine
EP3138999B1 (en) Damper pin for damping adjacent turbine blades and turbine engine
US9341067B2 (en) Blade arrangement and associated gas turbine
US10577940B2 (en) Turbomachine rotor blade
CN106499444B (zh) 用于涡轮叶片的阻尼器销
US20170191366A1 (en) Slotted damper pin for a turbine blade
EP2997230B1 (en) Tangential blade root neck conic
JP5357338B2 (ja) 翼の配列方法
JP5357338B6 (ja) 翼の配列方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240102

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York State, USA

Patentee before: General Electric Co.