CN106499446B - 用于使相邻涡轮叶片减振的阻尼器销 - Google Patents

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Abstract

一种用于使联接于转子盘的相邻涡轮叶片减振的阻尼器销包括具有设置在第一端部部分与第二端部部分之间的中心部分的第一长形本体。第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定第一长形本体的大体弓形顶部部分。第一长形本体限定沿轴向延伸穿过其的槽口。阻尼器销还包括具有大体弓形顶部部分的第二长形本体。第二长形本体至少部分地设置在槽口内，并且沿轴向方向与第一长形本体可滑动地接合。

Description

用于使相邻涡轮叶片减振的阻尼器销
技术领域
本发明大体上涉及具有多个沿周向对准的涡轮叶片的涡轮发动机。更具体而言，本发明涉及用于提供涡轮发动机的相邻涡轮叶片之间的振动阻尼的阻尼器销。
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引起涡轮机的转子轴旋转来将来自流动流体如热燃烧气体或蒸汽的能量转换成机械能。在涡轮机过渡穿过各种操作模式时，涡轮叶片经受机械应力和热应力两者。
涡轮叶片大体上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，以及从柄沿径向向内延伸的燕尾或安装部分。各个涡轮叶片的燕尾部装固在限定于转子轮或盘中的互补槽口内。转子轮联接于转子轴。
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的波动可引起它们振动。涡轮机设计者的一个基本设计考虑在于避免或最小化关于涡轮叶片的自然频率的共振，以及由被迫响应和/或空气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。为了改进涡轮叶片的高周疲劳寿命，振动阻尼器典型地设在平台下方和/或其间，以摩擦地消散振动能，并且减小操作期间的振动的对应幅度。由振动阻尼器除去的振动能的量随振动阻尼器的动态重量和反作用负载而变。
尽管已知的阻尼器可在典型操作期间在很大程度上足够，但存在对改进总体阻尼器效力的期望。用以实现振动的阻尼的先前尝试包括圆形阻尼器销、金属片平阻尼器或复杂的楔形阻尼器。通常，这些类型的阻尼器的真实阻尼器性能不是已知的，直到第一次发动机测试。然而，在当时，涡轮叶片中的阻尼器凹穴几何形状由硬工具锁住(lock in)。因此，如果阻尼器并未如预期执行，则可需要潜在地昂贵的工具返工。因此，存在对阻尼销的期望，该阻尼销提供用于共振模式激励避免的自然频率调节工具，并且实现独立模式调节选择，而不需要对现有涡轮叶片的设计的改变。
发明内容
本发明的方面和优点在以下描述中在下面阐述，或者可从描述为明显的，或者可通过本发明的实践学习。
本发明的一个实施例为一种用于使联接于转子盘的相邻涡轮叶片减振的阻尼器销。阻尼器销包括第一长形本体，其具有设置在第一端部部分与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限定第一长形本体的大体弓形顶部部分。第一长形本体限定沿轴向延伸穿过其的槽口。阻尼器销还包括具有大体弓形顶部部分的第二长形本体。第二长形本体至少部分地设置在槽口内。第二长形本体沿轴向方向与第一长形本体可滑动地接合。
本发明的另一个实施例为一种涡轮发动机。涡轮发动机包括在涡轮发动机内沿轴向延伸的转子轴，以及联接于转子轴的多个涡轮叶片。涡轮叶片从转子轴沿径向向外延伸。各个涡轮叶片具有从平台沿径向向外延伸的翼型件。多个涡轮叶片包括第一涡轮叶片和邻近第一涡轮叶片的第二涡轮叶片。第一涡轮叶片和第二涡轮叶片限定其间的凹槽。涡轮发动机还包括设置在凹槽内的阻尼器销。阻尼器销包括第一长形本体，其具有设置在第一端部部分与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限定第一长形本体的大体弓形顶部部分。第一长形本体限定沿轴向延伸穿过其的槽口。阻尼器销还包括具有大体弓形顶部部分的第二长形本体。第二长形本体至少部分地设置在槽口内，并且沿轴向方向与第一长形本体可滑动地接合。
技术方案1. 一种用于使联接于转子盘的相邻涡轮叶片减振的阻尼器销，所述阻尼器销包括：
第一长形本体，其具有设置在第一端部部分与第二端部部分之间的中心部分，其中所述第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定所述第一长形本体的大体弓形顶部部分，其中所述第一长形本体限定沿轴向延伸穿过其的槽口；
第二长形本体，其具有大体弓形顶部部分，其中所述第二长形本体至少部分地设置在所述槽口内，并且其中所述第二长形本体沿轴线方向与所述第一长形本体可滑动地接合。
技术方案2. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其特征在于，所述第一长形本体的所述顶部部分和所述第二长形本体的所述顶部部分构造成与形成在相邻涡轮叶片之间的凹槽的一部分接触。
技术方案3. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其特征在于，所述槽口沿轴向延伸穿过所述第一长形本体的所述第一端部部分、所述中心部分和所述第二端部部分。
技术方案4. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其特征在于，所述第一长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
技术方案5. 根据技术方案4所述的阻尼器销，其特征在于，所述第二长形本体包括第一端部部分和第二端部部分，其中所述第二长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
技术方案6. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其特征在于，所述第一长形本体的所述槽口或所述第二长形本体的接触表面中的至少一个涂覆有低摩擦耐磨涂层。
技术方案7. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其特征在于，所述槽口和所述第二长形本体为大致楔形的。
技术方案8. 根据技术方案1所述的阻尼器销，其特征在于，所述槽口为燕尾形的。
技术方案9. 根据技术方案8所述的阻尼器销，其特征在于，所述第二长形本体包括与所述槽口互补的燕尾形凸起。
技术方案10. 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；
多个涡轮叶片，其联接于所述转子轴并且从其沿径向向外延伸，各个涡轮叶片具有从平台沿径向向外延伸的翼型件，所述多个涡轮叶片包括第一涡轮叶片和邻近所述第一涡轮叶片的第二涡轮叶片，其中所述第一涡轮叶片和所述第二涡轮叶片限定其间的凹槽；以及
阻尼器销，其设置在所述凹槽内，所述阻尼器销包括：
第一长形本体，其具有设置在第一端部部分与第二端部部分之间的中心部分，其中所述第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定所述第一长形本体的大体弓形顶部部分，其中所述第一长形本体限定沿轴向延伸穿过其的槽口；
第二长形本体，其具有大体弓形顶部部分，其中所述第二长形本体至少部分地设置在所述槽口内，并且其中所述第二长形本体沿轴线方向与所述第一长形本体可滑动地接合。
技术方案11. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一长形本体的所述顶部部分和所述第二长形本体的所述顶部部分构造成与形成在相邻涡轮叶片之间的凹槽的一部分接触。
技术方案12. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述槽口沿轴向延伸穿过所述第一长形本体的所述第一端部部分、所述中心部分和所述第二端部部分。
技术方案13. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
技术方案14. 根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第二长形本体包括第一端部部分和第二端部部分，其中所述第二长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
技术方案15. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一长形本体的所述槽口或所述第二长形本体的接触表面中的至少一个涂覆有低摩擦耐磨涂层。
技术方案16. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述槽口和所述第二长形本体为大致楔形的。
技术方案17. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述槽口为燕尾形的。
技术方案18. 根据技术方案17所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第二长形本体包括与所述槽口互补的燕尾形凸起。
技术方案19. 根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括燃气涡轮发动机。
本领域技术人员将在审阅说明书时更好地认识到此类实施例及其它实施例的特征和方面。
附图说明
包括针对本领域技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开在说明书的其余部分中(包括参照附图)更具体地阐述，在该附图中：
图1示出了如可并入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阻尼器销的示意图；
图4为根据本发明的一个实施例的示例性阻尼器销的透视图；
图5为根据本发明的一个实施例的示例性阻尼器销的透视图；
图6为根据本发明的一个实施例的如图5中所示的示例性阻尼器销的正视图；
图7为根据本发明的一个实施例的如图5中所示的示例性阻尼器销的第一长形本体部分的透视侧视图；以及
图8为根据本发明的一个实施例的如图5中所示的示例性阻尼器销的第二长形本体部分的透视侧视图。
部件列表
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 热气体路径
34 热气体
36 翼型件
38 基部/平台
40 柄
42 燕尾部
44 阻尼器销
46 轴向边缘/斜面
48 凹槽
100 阻尼器销
102 第一长形本体
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 槽口
114 第二长形本体
116 顶部部分/表面
118 轴向方向
120 肩部
122 肩部
124 平表面
126 平表面
200 阻尼器销
202 第一长形本体
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 槽口
214 第二长形本体
216 顶部部分/表面
218 轴向方向
220 凸起
222 接触表面
224 肩部
226 肩部
228 平表面
230 平表面
232 第一端部部分
234 第二端部部分
236 中心部分
238 肩部
240 肩部
242 平表面
244 平表面。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的本实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用了数字和字母标记来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文中使用的，用语"第一"、"第二"和"第三"可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不意图表示独立构件的位置或重要性。
用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，"上游"是指流体流自的方向，并且"下游"是指流体流至的方向。用语"径向地"是指大致垂直于特定构件的轴向中心线的相对方向，并且用语"轴向地"是指大致平行于和/或同轴地对准于特定构件的轴向中心线的相对方向。
各个实例经由阐释本发明提供，而不限制本发明。实际上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中作出改型和变型，而不脱离其范围或精神。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可用于另一个实施例上以产生又一个实施例。因此，意图是，本发明覆盖如归入所附权利要求和它们的等同物的范围内的此类改型和变型。尽管在本文中示出和描述了工业或陆基燃气涡轮，但如所示和本文中所述的本发明不限于陆基和/或工业燃气涡轮，除非在权利要求中另外指出。例如，如本文中所述的本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舶燃气涡轮)中。
现在参照附图，图1示出了燃气涡轮10的一个实施例的示意图。燃气涡轮10大体上包括入口区段12、设置在入口区段12下游的压缩机区段14、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(未示出)、设置在燃烧器区段16下游的涡轮区段18，以及设置在涡轮区段18下游的排气区段20。此外，燃气涡轮10可包括联接在压缩机区段14与涡轮区段18之间的一个或更多个轴22。
涡轮区段18可大体上包括转子轴24，其具有多个转子盘26(示出了其中一个)，以及从转子盘26沿径向向外延伸且互连于其的多个转子叶片28。各个转子盘26继而可联接于延伸穿过涡轮区段18的转子轴24的一部分。涡轮区段18还包括外壳30，其沿周向包绕转子轴24和转子叶片28，由此至少部分地限定穿过涡轮区段18的热气体路径32。
在操作期间，工作流体如空气流过入口区段12并且到压缩机区段14中，其中空气被逐渐地压缩，因此将加压空气提供至燃烧区段16的燃烧器。加压空气与燃料混合，并且在各个燃烧器内焚烧，以产生燃烧气体34。燃烧气体34从燃烧器区段16流过热气体路径32到涡轮区段18中，其中能量(动能和/或热能)从燃烧气体34传递至转子叶片28，因此引起转子轴24旋转。机械旋转能接着可用于对压缩机区段14供能并且/或者生成电。离开涡轮区段18的燃烧气体34接着可从燃气涡轮10经由排气区段20排出。
图2示出了包括翼型件36、平台38、柄40和燕尾或安装部分42的常规涡轮叶片或轮叶28。图3提供了一对沿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装固于转子盘26(图1)的外周，如本领域中公知的。平台38限定用于流过涡轮区段18(图1)的热气体路径32的燃烧气体34的向内流动边界。在本发明的各种实施例中，阻尼器销44沿涡轮叶片平台38附近(即，其径向内侧)的一个轴向边缘(或斜面(slash face))46定位。将认识到的是，类似的阻尼器销44位于转子盘26(图1)上的相邻的各对涡轮叶片28(a),28(b)(图3)之间，如从图3显而易见的。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的整个斜面46延伸的长形凹槽48(图1)中。
阻尼器销44用作振动阻尼器。当安装时，如图3中所示，阻尼器销44定位在相邻的涡轮叶片28(a),28(b)之间。在操作中，阻尼器销44摩擦地消散振动能，并且减小对应的振动幅度。由阻尼器销44除去的振动能的量随若干因素而变，其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)之间的反作用负载。
图4提供了根据本发明的一个实施例的示例性阻尼器销100的透视图。将理解的是，图4中所示的阻尼器销100可替代如图2和3中所示的阻尼器销44。
在一个实施例中，如图4中所示，阻尼器销100包括第一长形本体102，其具有设置在第一端部部分106与第二端部部分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限定第一长形本体102的大体弓形的顶部部分或表面110。第一长形本体102还限定沿轴向延伸穿过第一长形本体102的槽口112。例如，在一个实施例中，槽口112连续地延伸穿过第一端部部分106、中心部分104和第二端部部分108。
阻尼器销100还包括具有大体弓形的顶部部分或表面116的第二长形本体114。在特定实施例中，槽口112和第二长形本体114为大致楔形的。第二长形本体114至少部分地设置在槽口112内。第二长形本体114相对于中心线118沿轴向方向与第一长形本体102可滑动地接合。
在特定实施例中，第一长形本体102的槽口112或与第一长形本体102的槽口112接触的第二长形本体114的接触表面中的至少一个涂覆有低摩擦耐磨涂层。第一长形本体102的顶部部分110和第二长形本体114的顶部部分116可构造(尺寸和/或形状确定)成与形成在如图3中所示的相邻涡轮叶片28(a),28(b)之间的凹槽48(图2)的部分接触。
在特定实施例中，第一长形本体102的第一端部部分106和/或第二端部部分108为半圆柱形的。第一长形本体102的中心部分104可为大致圆柱形的。第一端部部分106和第二端部部分108可分别在肩部120,122处与中心部分104对接。该构造产生平支承表面124,126(图2中最佳所见)，其适于在形成于涡轮叶片斜面46中的凹槽48的相对端部处依靠在加工的涡轮叶片平台表面或肩部上，由此向阻尼器销100提供支承，同时在机器操作期间防止不合乎需要的过度旋转。
图5提供了根据本发明的另一个实施例的示例性阻尼器销200的透视图。图6提供了如图5中所示的阻尼器销200的正视图。将理解的是，如图5和6中共同示出的阻尼器销200可替代如图2和3中所示的阻尼器销44。
如图5中所示，阻尼器销200包括具有设置在第一端部部分206与第二端部部分208之间的中心部分204的第一长形本体202。第一端部部分206、中心部分204和第二端部部分208限定第一长形本体202的大体弓形的顶部部分或表面210。
图7提供了根据一个实施例的如图5和6中所示的第一长形本体202的透视侧视图。如图6和7中最清楚所示，第一长形本体202限定槽口212，其沿轴向延伸穿过第一长形本体202。例如，在一个实施例中，如图7中所示，槽口212连续地延伸穿过第一端部部分206、中心部分204和第二端部部分208。在特定实施例中，如图6和7中所示，槽口212为燕尾形的。以该方式，槽口212可形成滑动燕尾接头的燕尾插口或插口。
如图5和6中所示，阻尼器销200还包括具有大体弓形的顶部部分或表面216的第二长形本体214。在特定实施例中，第一长形本体202的顶部部分210和第二长形本体214的顶部部分216可构造(尺寸和/或形状确定)成与形成在如图3中所示的相邻涡轮叶片28(a),28(b)之间的凹槽48(图2)的部分接触。
第二长形本体214至少部分地设置在槽口212内，并且相对于中心线218沿轴向方向与第一长形本体202可滑动地接合。图8提供了如图5和6中所示的第二长形本体214的透视侧视图。在特定实施例中，如图6和8中最清楚所示，第二长形本体214包括燕尾形凸起220。如图6中所示，燕尾形凸起220与槽口212大致互补。在特定实施例中，如图6-8中共同所示，第一长形本体202的槽口212或与第一长形本体202的槽口212接触的第二长形本体214的接触表面222中的至少一个涂覆有低摩擦耐磨涂层。
在特定实施例中，如图7中所示，第一长形本体202的第一端部部分206和/或第二端部部分208为半圆柱形的。第一长形本体202的中心部分204可为大致圆柱形的。第一端部部分206和第二端部部分208可分别在肩部224,226处与中心部分204对接。该构造产生平支承表面228,230，其适于在形成于涡轮叶片斜面46中的凹槽48(图2)的相对端部处依靠在加工的涡轮叶片平台表面或肩部上，由此向阻尼器销200提供支承，同时在机器操作期间防止不合乎需要的过度旋转。
在特定实施例中，如图8中所示，第二长形本体214的第一端部部分232和/或第二端部部分234为半圆柱形的。第二长形本体214的中心部分236可为大致圆柱形的。第一端部部分232和第二端部部分234可分别在肩部238,240处与中心部分236对接。该构造还产生平支承表面242,244，其适于在形成于涡轮叶片斜面46中的凹槽48(图2)的相对端部处依靠在加工的涡轮叶片平台表面或肩部上，由此向阻尼器销200提供支承，同时在机器操作期间防止不合乎需要的过度旋转。平表面可大体上限定在第一长形本体202的平表面228,230附近。
本文中所示和所述的阻尼器销的各种实施例提供了优于本领域中已知的现有阻尼器销的各种技术益处。例如，本文中提供的多件式阻尼器销100,200允许调节现有涡轮叶片系统的自然频率，其中附加优点在于不需要对涡轮叶片或更具体是现有凹槽的修改。此外，第一长形本体102,202与第二长形本体114,214之间的滑动接合允许了两个本体之间的相对移动，因此独立于沿其它方向的刚性影响了沿单个方向的刚性，因此允许对特定刚性方向更敏感的特定模式的自然频率调节。
该书面的描述使用实例以公开本发明(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并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利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实例。如果这些其它实例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。

Claims (19)

1.一种用于使联接于转子盘的相邻涡轮叶片减振的阻尼器销，所述阻尼器销包括：
第一长形本体，其具有设置在第一端部部分与第二端部部分之间的中心部分，其中所述第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定所述第一长形本体的大体弓形顶部部分，其中所述第一长形本体限定沿轴向延伸穿过其的槽口；
第二长形本体，其具有大体弓形顶部部分，其中所述第二长形本体至少部分地设置在所述槽口内，并且其中所述第二长形本体沿轴线方向与所述第一长形本体可滑动地接合。
2.根据权利要求1所述的阻尼器销，其特征在于，所述第一长形本体的所述顶部部分和所述第二长形本体的所述顶部部分构造成与形成在相邻涡轮叶片之间的凹槽的一部分接触。
3.根据权利要求1所述的阻尼器销，其特征在于，所述槽口沿轴向延伸穿过所述第一长形本体的所述第一端部部分、所述中心部分和所述第二端部部分。
4.根据权利要求1所述的阻尼器销，其特征在于，所述第一长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
5.根据权利要求4所述的阻尼器销，其特征在于，所述第二长形本体包括第一端部部分和第二端部部分，其中所述第二长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
6.根据权利要求1所述的阻尼器销，其特征在于，所述第一长形本体的所述槽口或所述第二长形本体的接触表面中的至少一个涂覆有低摩擦耐磨涂层。
7.根据权利要求1所述的阻尼器销，其特征在于，所述槽口和所述第二长形本体为大致楔形的。
8.根据权利要求1所述的阻尼器销，其特征在于，所述槽口为燕尾形的。
9.根据权利要求8所述的阻尼器销，其特征在于，所述第二长形本体包括与所述槽口互补的燕尾形凸起。
10.一种涡轮发动机，包括：
转子轴，其在所述涡轮发动机内沿轴向延伸；
多个涡轮叶片，其联接于所述转子轴并且从其沿径向向外延伸，各个涡轮叶片具有从平台沿径向向外延伸的翼型件，所述多个涡轮叶片包括第一涡轮叶片和邻近所述第一涡轮叶片的第二涡轮叶片，其中所述第一涡轮叶片和所述第二涡轮叶片限定其间的凹槽；以及
阻尼器销，其设置在所述凹槽内，所述阻尼器销包括：
第一长形本体，其具有设置在第一端部部分与第二端部部分之间的中心部分，其中所述第一端部部分、中心部分和第二端部部分限定所述第一长形本体的大体弓形顶部部分，其中所述第一长形本体限定沿轴向延伸穿过其的槽口；
第二长形本体，其具有大体弓形顶部部分，其中所述第二长形本体至少部分地设置在所述槽口内，并且其中所述第二长形本体沿轴线方向与所述第一长形本体可滑动地接合。
11.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一长形本体的所述顶部部分和所述第二长形本体的所述顶部部分构造成与形成在相邻涡轮叶片之间的凹槽的一部分接触。
12.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述槽口沿轴向延伸穿过所述第一长形本体的所述第一端部部分、所述中心部分和所述第二端部部分。
13.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
14.根据权利要求13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第二长形本体包括第一端部部分和第二端部部分，其中所述第二长形本体的所述第一端部部分和所述第二端部部分为半圆柱形的。
15.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第一长形本体的所述槽口或所述第二长形本体的接触表面中的至少一个涂覆有低摩擦耐磨涂层。
16.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述槽口和所述第二长形本体为大致楔形的。
17.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述槽口为燕尾形的。
18.根据权利要求17所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第二长形本体包括与所述槽口互补的燕尾形凸起。
19.根据权利要求10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机为燃气涡轮发动机。
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Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10316673B2 (en) * 2016-03-24 2019-06-11 General Electric Company CMC turbine blade platform damper
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
KR102111662B1 (ko) * 2018-09-21 2020-05-15 두산중공업 주식회사 댐핑 장치를 구비하는 터빈 블레이드
US11248475B2 (en) 2019-12-10 2022-02-15 General Electric Company Damper stacks for turbomachine rotor blades
US11193376B2 (en) * 2020-02-10 2021-12-07 Raytheon Technologies Corporation Disk supported damper for a gas turbine engine
CN112177687A (zh) * 2020-09-18 2021-01-05 中国航发四川燃气涡轮研究院 阻尼结构
JP2023093088A (ja) * 2021-12-22 2023-07-04 三菱重工業株式会社 回転機械
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

Citations (2)

* 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
CN103850729A (zh) * 2012-11-28 2014-06-11 通用电气公司 用于阻尼涡轮中的振动的系统

Family Cites Families (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2942843A (en) * 1956-06-15 1960-06-28 Westinghouse Electric Corp Blade vibration damping structure
US3266770A (en) 1961-12-22 1966-08-16 Gen Electric Turbomachine rotor assembly
GB1549152A (en) * 1977-01-11 1979-08-01 Rolls Royce Rotor stage for a gas trubine engine
JPS5857605B2 (ja) * 1978-03-31 1983-12-21 株式会社日立製作所 軸流タ−ビンの動翼固定装置
FR2535794A1 (fr) * 1982-11-08 1984-05-11 Snecma Dispositif de retenue axiale et radiale d'aubes de soufflante
JPS6018202U (ja) * 1983-07-15 1985-02-07 株式会社東芝 タ−ボ流体機械の羽根
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
FR2726323B1 (fr) * 1994-10-26 1996-12-13 Snecma Ensemble d'un disque rotatif et d'aubes, notamment utilise dans une turbomachine
US5827047A (en) 1996-06-27 1998-10-27 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
US5924699A (en) * 1996-12-24 1999-07-20 United Technologies Corporation Turbine blade platform 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
US7121800B2 (en) * 2004-09-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Turbine blade nested seal damper assembly
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
US7534090B2 (en) 2006-06-13 2009-05-19 General Electric Company Enhanced bucket vibration system
US7731482B2 (en) 2006-06-13 2010-06-08 General Electric Company Bucket vibration damper system
EP1925781A1 (de) * 2006-11-23 2008-05-28 Siemens Aktiengesellschaft Schaufelanordnung
EP1944466A1 (de) * 2007-01-10 2008-07-16 Siemens Aktiengesellschaft Kopplung zweier Laufschaufeln
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
US8475132B2 (en) * 2011-03-16 2013-07-02 General Electric Company Turbine blade assembly
EP2573327A1 (en) * 2011-09-20 2013-03-27 Siemens Aktiengesellschaft Damping wire, corresponding rotor blade stage, steam turbine and producing method
US9175572B2 (en) * 2012-04-16 2015-11-03 General Electric Company Turbomachine blade mounting system
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
JP6177142B2 (ja) * 2014-01-09 2017-08-09 三菱重工業株式会社 振動抑制装置及びタービン
JP2017505873A (ja) * 2014-01-16 2017-02-23 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 複合ブレード根元部の応力軽減シム
JP6272044B2 (ja) * 2014-01-17 2018-01-31 三菱重工業株式会社 動翼体のシール構造、動翼体及び回転機械
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 (2)

* 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
CN103850729A (zh) * 2012-11-28 2014-06-11 通用电气公司 用于阻尼涡轮中的振动的系统

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