CN110273714A - 用于翼型件的套环支撑组件 - Google Patents

用于翼型件的套环支撑组件 Download PDF

Info

Publication number
CN110273714A
CN110273714A CN201910203322.9A CN201910203322A CN110273714A CN 110273714 A CN110273714 A CN 110273714A CN 201910203322 A CN201910203322 A CN 201910203322A CN 110273714 A CN110273714 A CN 110273714A
Authority
CN
China
Prior art keywords
lantern ring
airfoil
fillet
support component
packing material
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
CN201910203322.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110273714B (zh
Inventor
丹尼尔·埃尔默·金
柯特·布莱恩·柯蒂斯
欧内斯特·R·布劳顿
乔治·汉
杰弗里·劳伦斯·苏利科夫斯基
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
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 CN110273714A publication Critical patent/CN110273714A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110273714B publication Critical patent/CN110273714B/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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly 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
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F05D2250/711—Shape curved convex
    • 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
    • F05D2260/31—Retaining bolts or nuts
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/501—Elasticity
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

提供有套环支撑组件。例如，用于翼型件(102)的套环支撑组件包含套环(122)，套环包括定形成与翼型件的圆角(114)互补的第一表面(124)和平坦的第二表面(126)。第一表面布置成邻近翼型件的圆角。套环支撑组件进一步包含垫片材料(128)和填充材料(130)，垫片材料布置在第二表面与翼型件支撑结构(108)之间，填充材料(130)插入第一表面与翼型件的圆角之间，以在套环与翼型件之间提供紧密配合。在其他实施例中，套环支撑组件包含一对套环(122)并支撑翼型件对子(101)。翼型件对子可以是燃气涡轮发动机(10)的出口导向叶片组件(100)的一部分，并且还提供有用于组装出口导向叶片组件的方法。

Description

用于翼型件的套环支撑组件
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机，并且更特别地，涉及用于定子翼型件组件诸如出口导向叶片组件的翼型件的套环支撑组件。
背景技术
燃气涡轮发动机大体包括安置成彼此流动连通的风扇和芯体。此外，燃气涡轮发动机的芯体大体以连续流动顺序包括压缩机部分、燃烧部分、涡轮部分和排放部分。操作时，将空气从风扇提供到压缩机部分的入口，在压缩机部分中，一个以上的轴向压缩机渐进地压缩空气，直到其到达燃烧部分为止。使燃料与压缩空气混合并且在燃烧部分内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧部分输送到涡轮部分。燃烧气体流动经过涡轮部分，驱动涡轮部分，然后经过排放部分被输送到比如大气。
风扇一般包括已知为出口导向叶片(OGV)组件的定子翼型件组件。OGV组件包含在内毂与外壳体之间延伸的多个出口导向叶片或定子翼型件。可以在外壳体的外表面上设置一个以上的支架，比如，用于在燃气涡轮发动机的制造和组装期间对OGV组件的地面处理。施加在支架上的载荷以及施加到OGV组件的其他径向载荷可以增加翼型件的外圆角处的应力，特别是在通常具有构成外圆角的相对较大的弯曲区域的复合翼型件中。
由此，在翼型件外圆角处的改进翼型件支撑在该技术领域中将会是受欢迎的。特别地，支撑翼型件外圆角而不增加定子翼型件组件的重量、成本和安装复杂性的套环支撑组件将会是有益的。更特别地，这种为翼型件提供增加的支撑以处理压缩或屈曲载荷的套环支撑组件将会是有利的。
发明内容
该发明的各方面和优点将会在以下描述中部分地阐述，或者，可以从描述中显而易见，或者可以经过实践该发明来了解。
在本主题的一个示范性实施例中，提供有一种用于翼型件的套环支撑组件。套环支撑组件包含套环，套环包括定形成与翼型件的圆角互补的第一表面和平坦的第二表面。第一表面布置成邻近翼型件的圆角。套环支撑组件进一步包含垫片材料，垫片材料布置在第二表面与翼型件支撑结构之间。套环支撑组件还包含填充材料，填充材料插入第一表面与翼型件的圆角之间，以在套环与翼型件之间提供紧密配合。
在本主题的另一示范性实施例中，提供有一种用于翼型件对子的套环支撑组件。翼型件对子的第一翼型件具有沿着第一翼型件的外边缘的第一圆角，翼型件对子的第二翼型件具有沿着第二翼型件的外边缘的第二圆角。套环支撑组件包含一对套环、垫片材料和填充材料。该一对套环的第一套环具有定形成与第一圆角互补的第一表面和平坦的第二表面。该一对套环的第二套环具有定形成与第二圆角互补的第一表面和平坦的第二表面。第一套环的第一表面布置成邻近第一圆角，第二套环的第一表面布置成邻近第二圆角。垫片材料布置在每个套环的第二表面与翼型件支撑结构之间。填充材料插入每个套环的第一表面与相应的圆角之间，以在套环与相应的翼型件之间提供紧密配合。
在本主题的进一步示范性实施例中，提供有一种用于组装燃气涡轮发动机的出口导向叶片组件的方法。该方法包含：将填充材料施加到第一套环的第一表面；将第一套环的第一表面定位成邻近第一圆角，第一圆角限定成沿着翼型件对子的第一翼型件的外表面；以及，将第一套环固定到出口导向叶片组件的壳体。第一套环的第一表面定形成与第一翼型件的第一圆角互补。
参考以下描述和所附权利要求，将会更好地理解本发明的这些及其他特征、方面和优点。并入并构成该说明书的一部分的附图图示该发明的实施例，并同描述一起用作说明该发明的原理。
附图说明
针对本领域普通技术人员，参考附图，在说明书中阐述本发明的包括其最佳模式的充分且能实现的公开内容，其中：
图1提供根据本主题的各种实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图2提供根据本主题的示范性实施例的定子翼型件组件的立体视图。
图3提供套环支撑组件的立体视图，套环支撑组件固定到邻近图2的定子翼型件组件的翼型件对子的外部分的定子翼型件组件的外壁。
图4提供图3的定子翼型件组件的外壁的一部分、套环支撑组件和翼型件对子的外部分的分解视图。
图5提供图3和图4的套环支撑组件的第一套环和第二套环的立体视图。
图6提供图3和图4的定子翼型件组件的外壁的一部分、套环支撑组件和翼型件对子的外部分的端部视图。
图7提供组装根据本主题的示范性实施例的套环支撑组件的方法的流程图。
具体实施方式
现在将会详细参考本发明的本实施例，其一个以上的示例图示在附图中。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中类似或相似的标记已被用以指代该发明的类似或相似的零件。文中使用的术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换地使用，以将一个部件与另一部件区分开，而不意在指明单个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”指代相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”指代流体从该处流动的方向，“下游”指的是流体向该处流动的方向。进一步，相对于文中描述的发动机实施例，术语“前”或“向前”和“后”大体指代关于发动机的外围空气入口和排放喷嘴的位置。
文中描述的示范性设备和方法克服了用于燃气涡轮发动机的已知定子翼型件组件的至少一些缺点。另外，文中描述的套环支撑组件及组装方法使得能够支撑定子翼型件组件的一个以上的翼型件，特别是相对于压缩载荷施加到翼型件的情况。更具体地，文中描述的用于翼型件的套环支撑组件包含套环，套环包括定形成与翼型件的圆角互补的第一表面和平整的第二表面。第一表面布置成邻近翼型件的圆角。垫片材料布置在第二表面与翼型件支撑结构之间，并且填充材料插入第一表面与翼型件的圆角之间，以在套环与翼型件之间提供紧密配合。
文中描述的系统和方法的优点包括减少在定子翼型件诸如出口导向叶片的外圆角内的应力。文中描述的系统和方法向外圆角提供结构套环支撑，以满足翼型件的结构要求。在翼型件由复合材料形成的实施例中，套环支撑件可以由金属材料形成，以避免为外圆角应力提供复合支撑解决方案而付出的成本及技术开发努力。此外，文中描述的系统和方法提供相对较低重量的解决方案，对于涡扇喷气发动机应用，其可以减少整体发动机重量，转而转变为对于安装有发动机的飞行器而言的燃料范围的增加。
现在参考附图，其中，同一数字在所有附图中指示相同元件，图1是根据本公开的示范性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。更特别地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁通涡扇喷气发动机10，文中称之为“涡扇发动机10”。如图1所示，涡扇发动机10限定轴向方向A(平行于为参考所设的纵向中心线12延伸)和径向方向R。大体上，涡扇10包括风扇部分14和布置在风扇部分14下游的中心涡轮发动机16。
描绘的示范性中心涡轮发动机16大体包括大致筒状的外壳体18，外壳体18限定环形入口20。外壳体18以连续流动关系包围：压缩机部分，包括增压器或低压(LP)压缩机22和高压(HP)压缩机24；燃烧部分26；涡轮部分，包括高压(HP)涡轮28和低压(LP)涡轮30；以及喷气排放喷嘴部分32。高压(HP)轴或线轴34将HP涡轮28驱动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或线轴36将LP涡轮30驱动地连接到LP压缩机22。在涡扇发动机10的其他实施例中，可以设置附加的线轴，使得发动机10可以被描述为多线轴发动机。
对于描绘的实施例，风扇部分14包括风扇38，风扇38具有以间隔开的方式联接到盘件42的多个风扇叶片40。如所描绘的，风扇叶片40大体沿着径向方向R从盘件42向外延伸。风扇叶片40和盘件42通过LP轴36能够绕着纵向轴线12一起旋转。在一些实施例中，可以包括具有多个齿轮的动力齿轮箱，用于将LP轴36的旋转速度逐级降低到更有效的旋转风扇速度。
仍参考图1的示范性实施例，盘件42由可旋转的前舱室48覆盖，前舱室48依空气动力学定轮廓，以促进经过多个风扇叶片40的气流。此外，示范性的风扇部分14包括环形风扇壳体或外舱室50，外舱室50周向上围绕风扇38和/或中心涡轮发动机16的至少一部分。应当理解，舱室50可以被构造成通过多个周向上间隔的出口导向叶片52而被相对中心涡轮发动机16支撑。另外，舱室50的下游部分54可以在中心涡轮发动机16的外部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通道56。
在涡扇发动机10操作期间，一定体积的空气58经过舱室50和/或风扇部分14的相关入口60进入涡扇10。当该一定体积的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所指示的空气58的第一部分被引导或输送到旁通气流通道56中，并且如箭头64所指示的空气58的第二部分被引导或输送到LP压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率普遍称之为旁通比。然后，随着空气的第二部分64经过高压(HP)压缩机24被输送并进到燃烧部分26中，其压力增加，在燃烧部分26中，其与燃料混合并被燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66途经HP涡轮28，在HP涡轮28中，来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接到外壳体18的HP涡轮定子叶片68和联接到HP轴或线轴34的HP涡轮转子叶片70的连续级段而被抽取，因而导致HP轴或线轴34旋转，由此支撑HP压缩机24的操作。然后，燃烧气体66途经LP涡轮30，在LP涡轮30中，热能和动能的第二部分经由联接到外壳体18的LP涡轮定子叶片72和联接到LP轴或线轴36的LP涡轮转子叶片74的连续级段而从燃烧气体66中被抽取，因而导致LP轴或线轴36旋转，由此支撑LP压缩机38的操作和/或风扇38的旋转。
随后，燃烧气体66途经中心涡轮发动机16的喷气排放喷嘴部分32，以提供推进力。同时，随着在空气的第一部分62被从涡扇10的风扇喷嘴排放部分76排放之前途经旁通气流通道56，空气的第一部分62的压力实质上被增加，这也提供推进力。HP涡轮28、LP涡轮30和喷气排放喷嘴部分32至少部分地限定热气路径78，用于使燃烧气体66途经中心涡轮发动机16。
将会理解到，尽管相对于具有中心涡轮发动机16的涡扇10进行描述，但是，本主题可以适用于其他类型的涡轮机械。例如，本主题可以适合于与涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机、工业及船用燃气涡轮发动机和/或辅助动力单元一起或者在其中使用。
图2提供根据本主题的示范性实施例的定子翼型件组件100的立体视图。如图所示，定子翼型件组件100形状上大体为环形，带有从内壁104向外壁106延伸的多个翼型件102。内壁104和外壁106形成翼型件支撑结构108。在图示实施例中，定子翼型件组件100是出口导向叶片(OGV)组件，从而翼型件102是出口导向叶片(OGV)并且翼型件支撑结构108的外壁106是风扇壳体，诸如图1中示出的风扇壳体50。当安装在燃气涡轮发动机诸如涡扇发动机10内时，OGV组件100绕着轴向中心线12周向上延伸。由此，每个翼型件或OGV 102沿着径向方向R从内壁104向外壁106延伸。
参考图3，定子翼型件组件100的多个翼型件102可以被构建为翼型件对子101，每个翼型件对子101具有第一翼型件102a和第二翼型件102b。在特定实施例中，翼型件对子101由复合材料诸如聚合物基复合材料(PMC)或陶瓷基复合材料(CMC)形成。如图3所示，翼型件对子101的第一翼型件102a具有沿着第一翼型件102a的外边缘116a的第一圆角114a，翼型件对子101的第二翼型件102b具有沿着第二翼型件102b的外边缘116b的第二圆角114b。将会理解到，每个圆角114a，114b大体是沿着相应的翼型件102a，102b的外表面118的过渡部分，其中，翼型件从大体沿着径向方向R延伸过渡到大体沿着翼型件支撑结构108延伸，翼型件支撑结构108与翼型件102a，102b相切地延伸。因而，每个圆角114a，114b在相应的翼型件102a，102b下边并朝向翼型件支撑结构108弯曲，使得每个圆角114a，114b相对于其翼型件102的外表面118形状上大体是凸形的。
参考回到图2，一个以上的支架110可以从外壁106(即，从外壁106的外表面112)径向延伸。支架110可以被用于各种目的，诸如在发动机10的制造和组装期间对定子翼型件组件100的地面处理。沿着外壁106的外表面112在支架110处施加载荷可以导致翼型件102上较高的径向载荷，特别是在翼型件102与外壁106之间的翼型件圆角114处。这样，可以在每个圆角114处使用套环支撑组件120，以向翼型件102提供结构支撑。
示范性的套环支撑组件120图示在图3、图4、图5和图6中。如示范性实施例中所示出的，套环支撑组件120包括套环122，套环122具有定形成与翼型件圆角114互补的第一表面124和平坦的第二表面126，套环122布置成邻近翼型件圆角114。更特别地，套环第一表面124布置成邻近翼型件102的外表面118，并且套环第二表面126布置成邻近翼型件支撑结构108。垫片材料128可以布置在套环第二表面126与翼型件支撑结构108之间，以帮助将套环122与圆角114并齐，并且提供套环122与翼型件102之间的紧密配合。套环支撑组件120所需要的垫片材料128可以从翼型件102向翼型件102变化，即，与安装在另一翼型件102处的套环支撑组件120相比，安装在一个翼型102处的套环支撑组件120可以需要更多、更少或不需要垫片材料128。进一步，填充材料130(图6)可以插入第一表面124与翼型件圆角114之间，以在套环122与翼型件102之间提供紧密配合。在示范性实施例中，填充材料130是具有在约0.05MSI至约3MSI的范围内的弹性模量的环氧树脂、合成树脂等等。在特定实施例中，填充材料130具有在约0.1MSI至约2MSI的范围内的弹性模量。类似垫片材料128，所需要的填充材料130的量可以从一个套环支撑组件120向另一套环支撑组件120变化。例如，在填充材料130插入套环122与翼型件102之间之后，套环122可以被朝向翼型件102按压以挤压出任何多余的填充材料130。
如附图所图示的，并且如图6中最佳地示出的，套环122的第一表面124形状上大体是凹形的。如上所述，每个圆角114大体是凸形的。由此，套环122的第一表面124形状上与圆角114互补，套环122放置成抵靠圆角114。这样，套环122形成在圆角114处支撑翼型件102的楔形件。另外，多个肋132从套环122的第一表面124向第二表面126延伸。肋132加固套环122，使得套环122可以支撑翼型件102。将会理解到，肋132的数量和构造可以被优化以向套环122提供可接受的刚度，同时使套环122的重量最小化(如，通过在第一表面124与第二表面126之间移除尽可能多的材料而不损害套环122的所需刚度)并且提供相对简单的套环形状以简化制造(如，通过描画工具切割路径，允许对套环122相对容易和/或快速的加工)。进一步，如，与使用复合结构来支撑翼型件102相比，套环122可以由金属材料诸如铝等等形成，以简化制造。
此外，在示范性实施例中，至少一个孔口134通过套环122的第二表面126限定，用于将套环122固定到翼型件支撑结构108。更特别地，如图4所示，多个孔口134通过套环122限定，多个孔口136通过垫片材料128限定，多个孔口138通过翼型件支撑结构108限定。每个套环孔口134与垫片孔口136对齐，垫片孔口136转而与翼型件支撑结构孔口138对齐。如图3中所描绘的，紧固件140可以经过对齐的孔口134,136,138而被接收，以将套环122和垫片材料128紧固到翼型件支撑结构108，由此相对于翼型件102和翼型件支撑结构108将套环122固定就位。紧固件140可以是用于将套环122和垫片材料128固定到翼型件支撑结构108的任何合适的紧固件，诸如螺钉、螺栓等等。
如先前所描述的，在示范性实施例中，定子翼型件组件100是包含多个翼型件对子101的OGV组件，每个对子101具有第一翼型件102a和第二翼型件102b。对子101的每个翼型件102a，102b具有限定成沿着对子101的外表面119的圆角114。更特别地，对子101的第一翼型件102a具有沿着翼型件102a的外表面118a的第一圆角114a，并且对子101的第二翼型件102b具有沿着翼型件102b的外表面118b的第二圆角114b，其中，圆角114a，114b限定成沿着对子101的外表面119上的相应外表面118a，118b。翼型件102a，102b是OGV，从而翼型件对子101是出口导向叶片对子。进一步，在这种实施例中，翼型件支撑结构108的外壁106是风扇壳体，如风扇壳体50，并且多个对子101固定到风扇壳体和内壁或毂104以形成OGV组件100。
参考图3、图4和图5，用于对子101的套环支撑组件120包括一对套环122，即，用于支撑对子101的第一翼型件102a的第一套环122a和用于支撑对子101的第二翼型件102b的第二套环122b。套环支撑组件120的套环122a，122b如先前所描述地构造而成，如，每个套环122a，122b具有平坦的第二表面126，多个肋130在第一表面124与第二表面126之间延伸。如图3中最清楚地示出的，第一套环122a的第一表面124定形成与第一圆角114a互补，第二套环122b的第一表面124定形成与第二圆角114b互补。由此，第一套环122a的第一表面124形状上是凹形的，以与第一圆角114a的凸形形状互补，第二套环122b的第一表面124形状上是凹形的，以与第二圆角114b的凸形形状互补。因而，当第一套环122a的第一表面124布置成邻近第一翼型件102a的第一圆角114a(即，邻近对子101的外表面119)时，第一套环122a形成支撑第一翼型件102a的楔形件。类似地，当第二套环122b的第一表面124布置成邻近第二翼型件102b的第二圆角114b(即，对子101的外表面119)时，第二套环122b形成支撑第二翼型件102b的楔形件。
如上所述，垫片材料128可以布置在每个套环122a，122b的第二表面126与包含对子101的定子翼型件组件100的翼型件支撑结构108之间。进一步，填充材料130可以插入每个套环122a，122b的第一表面124和相应的圆角114a，114b之间，以在套环122a，122b与相应的翼型件102a，102b之间提供紧密配合。在一些实施例中，插入第一套环122a的第一表面124与第一圆角114a之间的填充材料130具有在约0.05MSI至约3MSI范围内的弹性模量，更特别地，在约0.1MSI至约2MSI范围内。相似地，插入第二套环122b的第一表面124与第二圆角114b之间的填充材料130具有在约0.05MSI至约3MSI范围内的弹性模量，更特别地，在约0.1MSI至约2MSI范围内。另外，至少一个孔口134通过每个套环122a，122b限定，至少一个孔口136通过邻近每个套环122a，122b的垫片材料128限定，并且至少一个孔口138通过邻近每个套环122a，122b的翼型件支撑结构108的外壁106限定。如先前所描述的，对于第一套环122a和第二套环122b中的每个套环，孔口134与孔口136对齐，孔口136与孔口138对齐，并且紧固件140经过对齐的孔口134,136,138插入以将套环122a，122b固定到翼型件支撑结构或风扇壳体108。
将会理解到，套环支撑组件120不需要设置在定子翼型件组件100的每个翼型件102处。而是，套环支撑组件120可以仅设置在经受相对较高的径向载荷的那些翼型件102或翼型件对子101处，径向载荷对复合翼型件102的复合纤维压缩性地加载且倾向于导致翼型件102屈曲，并且还可以导致在复合翼型件102内的层间应力。例如，邻近支架110的翼型件102或翼型件对子101可以利用套环支撑组件120支撑，以减少通过在支架110处施加的载荷引起的任何屈曲。这样，可以使通过使用套环支撑组件120而引入的燃气涡轮发动机的任何附加重量最小化，即，仅设置减少翼型件102上的不期望载荷所需要的套环支撑组件120，以使套环支撑组件120的附加重量最小化。进一步，套环122可以由轻质材料诸如铝等等形成，以进一步使套环支撑组件120的附加重量最小化。
本主题还提供用于组装具有一个以上的套环支撑组件120的定子翼型件或OGV组件100的方法。参考图7，根据本主题的示范性实施例提供有组装方法700。示范性的组装方法700旨在将套环支撑组件120与翼型件对子101组装，使得套环支撑组件120包括第一套环122a和第二套环122b。然而，将会理解到，可以容易地修改方法700，用于组装具有单个套环122的套环支撑组件120与翼型件102。
如在702处所示出的，方法700包括将填充材料130施加到套环支撑组件120的第一套环122a的第一表面124。接下来，如在704处所示出的，第一套环122a的第一表面124定位成邻近翼型件对子101的第一翼型件102a的第一圆角114a。如先前所描述的，第一套环122a的第一表面124定形成与第一圆角114a互补，以在第一套环122a与第一翼型件102a之间提供紧密配合。如在706处所示出的，任何需要的垫片材料128插入第一套环122a的第二表面126与翼型件支撑结构108(更特别地，OGV组件100的外壁或风扇壳体106)之间，以在第一套环122a与第一翼型件102a之间提供紧密配合。然后，如在图7中的708处所描绘的，组装辅助件绕着第一套环122a放置，以将第一套环122a的套环孔口134与邻近的垫片孔口136和翼型件支撑结构孔口138对齐，使得紧固件140可以通过孔口134,136,138插入以将第一套环122a固定到翼型件支撑结构108的外壁或壳体106。在710处，任何多余的填充材料130被挤压出第一套环122a的第一表面124与第一翼型件102a的第一圆角114a之间的交界处。最后，如在712处所示出的，使用一个以上的紧固件140将第一套环122a固定到出口导向叶片组件100的外壁或壳体106。
如在712处所指示的，可以相对于套环支撑组件120的第二套环122b重复步骤702至712。更具体地，如在702处所示出的，填充材料130被施加到套环支撑组件120的第二套环122b的第一表面124。接下来，如在704处所图示的，第二套环122b的第一表面124定位成邻近翼型件对子101的第二翼型件102b的第二圆角114b。如先前所描述的，第二套环122b的第一表面124定形成与第二圆角114b互补，以在第二套环122b与第二翼型件102b之间提供紧密配合。如在706处所示出的，任何需要的垫片材料128插入第二套环12b的第二表面126与翼型件支撑结构108(更特别地，OGV组件100的外壁或风扇壳体106)之间，以在第二套环122b与第二翼型件102b之间提供紧密配合。然后，如在图7中的708处所描绘的，组装辅助件绕着第二套环122b放置，以将第二套环122b的套环孔口134与邻近的垫片孔口136和翼型件支撑结构孔口138对齐，使得紧固件140可以通过孔口134,136,138插入以将第二套环122b固定到翼型件支撑结构108的外壁或壳体106。在710处，任何多余的填充材料130被挤压出第二套环122b的第一表面124与第二翼型件102b的第二圆角114b之间的交界处。最后，如在712处所示出的，使用一个以上的紧固件140将第二套环122b固定到出口导向叶片组件100的外壁或壳体106。进一步，可以针对与定子翼型件或OGV组件100安装在一起的每个套环支撑组件120重复方法700。
如文中所描述的，套环支撑组件120和组装方法700帮助使得能够减少在定子翼型件诸如出口导向叶片的外圆角内的应力。套环支撑组件120向翼型件外圆角114提供结构套环支撑，以满足翼型件102的结构要求。套环支撑组件120可以，以优化组件的刚度重量比(如，以此减少制造成本和复杂性)以及使定子翼型件或OGV组件100的重量最小化的方式，由金属材料形成。当然，本领域的普通技术人员也可以想到本主题的其他优点。
该书面描述使用示例来公开该发明，包括最佳模式，还使本领域的普通技术人员能够实践该发明，包括制造和使用任何装置或系统，并施行任何并入的方法。该发明的专利权范围由权利要求来限定，可以包括本领域的技术人员容易想到的其他示例。这种其他示例意在包括于权利要求书的范围内，如果该示例包括与权利要求书的文字语言并无不同的结构元件的话，或者，如果该示例包括与权利要求书的文字语言无实质不同的等同结构元件的话。

Claims (13)

1.一种用于翼型件(102)的套环支撑组件(120)，其特征在于，包含：
套环(122)，所述套环包括第一表面(124)和平坦的第二表面(126)，所述第一表面定形成与所述翼型件的圆角(114)互补，所述第一表面被布置成邻近所述翼型件的所述圆角；
垫片材料(128)，所述垫片材料被布置在所述第二表面与翼型件支撑结构(108)之间；和
填充材料(130)，所述填充材料被插入所述第一表面与所述翼型件的所述圆角之间，以在所述套环与所述翼型件之间提供紧密配合。
2.如权利要求1所述的套环支撑组件，其特征在于，其中，多个肋(132)从所述套环的所述第一表面(124)向所述第二表面(126)延伸。
3.如权利要求1所述的套环支撑组件，其特征在于，其中，所述填充材料(130)具有在约0.1MSI至约2MSI的范围内的弹性模量。
4.如权利要求1所述的套环支撑组件，其特征在于，其中，所述圆角(114)在形状上是凸形的，从而所述套环(122)形成在所述圆角处支撑所述翼型件(102)的楔形件。
5.如权利要求1所述的套环支撑组件，其特征在于，其中，孔口(134)通过所述套环(122)的所述第二表面(126)限定，用于将所述套环固定到所述翼型件支撑结构(108)。
6.如权利要求1所述的套环支撑组件，其特征在于，其中，所述翼型件(102)是翼型件对子(101)的一个翼型件，并且所述圆角(114)沿着所述翼型件对子的外表面(119)延伸，从而所述套环(122)的所述第一表面(124)被布置成邻近所述翼型件对子的所述外表面。
7.如权利要求1所述的套环支撑组件，其特征在于，其中，所述翼型件支撑结构(108)包含内壁(104)和外壁(106)，其中，所述外壁是风扇壳体(50)，并且其中，所述翼型件(102)是出口导向叶片(52)。
8.如权利要求1所述的套环支撑组件，其特征在于，其中，所述翼型件(102)是翼型件对子(101)的一个翼型件，所述翼型件对子的第一翼型件(102a)具有沿着所述第一翼型件的外边缘(116a)的第一圆角(114a)，所述翼型件对子的第二翼型件(102b)具有沿着所述第二翼型件的外边缘(116b)的第二圆角(114b)，并且其中，所述套环支撑组件(120)包含：
一对套环(122)，所述一对套环的第一套环(122a)具有定形成与所述第一圆角互补的第一表面(124)和平坦的第二表面(126)，所述一对套环的第二套环(122b)具有定形成与所述第二圆角互补的第一表面(124)和平坦的第二表面(126)，所述第一套环的所述第一表面被布置成邻近所述第一圆角，所述第二套环的所述第一表面被布置成邻近所述第二圆角；
垫片材料(128)，所述垫片材料被布置在每个套环的所述第二表面与所述翼型件支撑结构(108)之间；和
填充材料(130)，所述填充材料被插入每个套环的所述第一表面与相应的圆角之间，以在所述套环与相应的翼型件之间提供紧密配合。
9.一种用于组装燃气涡轮发动机(10)的出口导向叶片组件(100)的方法(700)，其特征在于，所述方法包含：
(702)将填充材料(130)施加到第一套环(122a)的第一表面(124)；
(704)将所述第一套环的所述第一表面定位成邻近第一圆角(114a)，所述第一圆角被限定成沿着翼型件对子(101)的第一翼型件(102a)的外表面(118a)，所述第一套环的所述第一表面定形成与所述第一翼型件的所述第一圆角互补；以及
(712)将所述第一套环固定到所述出口导向叶片组件的壳体(50)。
10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，进一步包含：
(706)将垫片材料(128)插入所述第一套环(122a)的第二表面(126)与所述壳体(50)之间，其中，所述第二表面是平坦的。
11.如权利要求9所述的方法，其特征在于，进一步包含：
(710)将多余的填充材料(130)从所述第一套环(122a)的所述第一表面(124)与所述第一圆角(114a)之间的交界处挤压出。
12.如权利要求9所述的方法，其特征在于，进一步包含：
(708)放置组装辅助件，以将所述第一套环(122a)和所述壳体(50)中的孔口(134,138)并齐，用于将紧固件(140)插入所述孔口内，从而将所述第一套环固定到所述壳体。
13.如权利要求9所述的方法，其特征在于，进一步包含：
(702，714)将填充材料(130)施加到第二套环(122b)的第一表面(124)；
(704，714)将所述第二套环的所述第一表面定位成邻近第二圆角(114b)，所述第二圆角被限定成沿着翼型件对子(101)的第二翼型件(102b)的外表面(118b)，所述第二套环的所述第一表面定形成与所述第二翼型件的所述第二圆角互补；以及
(712，714)将所述第二套环固定到所述出口导向叶片组件(100)的所述壳体(50)。
CN201910203322.9A 2018-03-16 2019-03-18 用于翼型件的套环支撑组件 Active CN110273714B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/923,022 US10724390B2 (en) 2018-03-16 2018-03-16 Collar support assembly for airfoils
US15/923,022 2018-03-16

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110273714A true CN110273714A (zh) 2019-09-24
CN110273714B CN110273714B (zh) 2022-03-01

Family

ID=67903919

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910203322.9A Active CN110273714B (zh) 2018-03-16 2019-03-18 用于翼型件的套环支撑组件

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10724390B2 (zh)
CN (1) CN110273714B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112338455A (zh) * 2020-10-28 2021-02-09 安徽吉厚智能科技有限公司 一种电池壳体加工方法

Citations (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5074752A (en) * 1990-08-06 1991-12-24 General Electric Company Gas turbine outlet guide vane mounting assembly
US5272869A (en) * 1992-12-10 1993-12-28 General Electric Company Turbine frame
GB2260789B (en) * 1991-09-27 1994-11-16 Gen Electric Mounting arrangements for turbine nozzles
US6358001B1 (en) * 2000-04-29 2002-03-19 General Electric Company Turbine frame assembly
US20020076320A1 (en) * 2000-12-19 2002-06-20 Glover Samuel L. Machined fan exit guide vane attachment pockets for use in a gas turbine
US20050287002A1 (en) * 2004-06-23 2005-12-29 Wells Thomas A Turbine vane collar seal
EP2357322A2 (en) * 2010-01-29 2011-08-17 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US20120057959A1 (en) * 2010-09-07 2012-03-08 Dyson Technology Limited Fan
WO2014062270A2 (en) * 2012-08-27 2014-04-24 United Technologies Corporation Shiplap cantilevered stator
CN103998719A (zh) * 2011-12-14 2014-08-20 诺沃皮尼奥内有限公司 包括具有复合物叶轮部分和金属轴部分的机器转子的旋转机器
CN104234754A (zh) * 2013-06-05 2014-12-24 阿尔斯通技术有限公司 用于燃气涡轮的翼型件、叶片和导叶
CN104246171A (zh) * 2012-04-30 2014-12-24 博格华纳公司 用于带有内部电动机的涡轮增压器的轴承系统
CN204312139U (zh) * 2014-11-26 2015-05-06 中国南方航空工业(集团)有限公司 涡轮导向器及具有该导向器的燃气轮机
CN104675441A (zh) * 2013-10-23 2015-06-03 通用电气公司 包括末端圆角的涡轮翼型件
EP2977558A1 (en) * 2014-07-22 2016-01-27 Rolls-Royce plc An annular support, a casing, and vane assembly
CN105298920A (zh) * 2014-07-07 2016-02-03 航空技术空间股份有限公司 轴向涡轮发动机压缩机的导向轮叶组件叶片箱
CN105683508A (zh) * 2013-05-21 2016-06-15 诺沃皮尼奥内股份有限公司 涡轮机转子组件和方法
EP3075968A1 (en) * 2015-04-01 2016-10-05 General Electric Company Turbine frame and airfoil for a turbine frame
CN106194276A (zh) * 2015-05-01 2016-12-07 通用电气公司 压缩机系统和翼型件组件
CN106794506A (zh) * 2014-08-28 2017-05-31 赛峰航空器发动机 制造涡轮机构件环支撑件的方法
CN106949242A (zh) * 2008-07-14 2017-07-14 伟尔矿物澳大利亚私人有限公司 用于在旋转机械的部件之间提供密封的密封件

Family Cites Families (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2337619A (en) 1941-04-14 1943-12-28 Hydraulic Brake Co Blade wheel
US2610823A (en) 1947-02-11 1952-09-16 Gen Electric Turbine bucket damping arrangement
US2686656A (en) 1950-04-04 1954-08-17 United Aircraft Corp Blade locking device
US2914300A (en) 1955-12-22 1959-11-24 Gen Electric Nozzle vane support for turbines
US3249378A (en) 1963-12-30 1966-05-03 Gen Electric Support system
US3314652A (en) 1966-02-04 1967-04-18 Curtiss Wright Corp Vibration damped turbo machinery
US4256435A (en) 1978-08-02 1981-03-17 Eckel Oliver C Mounting support blocks for pivotal rotor of wind turbine
US4500255A (en) 1981-04-24 1985-02-19 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Spacer structure
US4832568A (en) 1982-02-26 1989-05-23 General Electric Company Turbomachine airfoil mounting assembly
US4827588A (en) 1988-01-04 1989-05-09 Williams International Corporation Method of making a turbine nozzle
FR2637321B1 (fr) 1988-10-05 1990-11-30 Snecma Rotor de turbomachine muni d'un dispositif de fixation des aubes
GB9007162D0 (en) 1990-03-30 1990-05-30 Courtaulds Plc Preform and composite structure
US5226789A (en) 1991-05-13 1993-07-13 General Electric Company Composite fan stator assembly
US5222360A (en) 1991-10-30 1993-06-29 General Electric Company Apparatus for removably attaching a core frame to a vane frame with a stable mid ring
FR2685383B1 (fr) 1991-12-18 1994-02-11 Snecma Bras structural du carter d'une turbomachine.
FR2697285B1 (fr) 1992-10-28 1994-11-25 Snecma Système de verrouillage d'extrémités d'aubes.
JP3631271B2 (ja) 1993-11-19 2005-03-23 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション インナーシュラウド一体型ステータベーン構造
US5522705A (en) 1994-05-13 1996-06-04 United Technologies Corporation Friction damper for gas turbine engine blades
FR2738283B1 (fr) 1995-08-30 1997-09-26 Snecma Agencement de turbomachine comprenant une grille d'aubes et un carter intermediaire
US5765993A (en) 1996-09-27 1998-06-16 Chromalloy Gas Turbine Corporation Replacement vane assembly for fan exit guide
DE10051223A1 (de) 2000-10-16 2002-04-25 Alstom Switzerland Ltd Verbindbare Statorelemente
US6821087B2 (en) 2002-01-21 2004-11-23 Honda Giken Kogyo Kabushiki Kaisha Flow-rectifying member and its unit and method for producing flow-rectifying member
FR2852884B1 (fr) 2003-03-26 2005-05-06 Hurel Hispano Procede de fabrication de pieces en composite a matrice polyimide
DE10334342A1 (de) 2003-07-29 2005-02-24 Mtu Aero Engines Gmbh Fasergelege und Verfahren zur Herstellung desselben
US7172389B2 (en) 2004-11-16 2007-02-06 General Electric Company Method for making a repaired turbine engine stationary vane assembly and repaired assembly
EP1870091A4 (en) 2005-03-29 2010-08-11 Univ Tokai Educational System LIPOSOM COMPOSITION FOR TRIGGERING IMMUNITY
US7371046B2 (en) 2005-06-06 2008-05-13 General Electric Company Turbine airfoil with variable and compound fillet
US7300253B2 (en) 2005-07-25 2007-11-27 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine blade or vane and platform element for a gas turbine blade or vane ring of a gas turbine, supporting structure for securing gas turbine blades or vanes arranged in a ring, gas turbine blade or vane ring and the use of a gas turbine blade or vane ring
US7322796B2 (en) 2005-08-31 2008-01-29 United Technologies Corporation Turbine vane construction
US8079773B2 (en) 2005-10-18 2011-12-20 General Electric Company Methods and apparatus for assembling composite structures
EP1801357B1 (fr) 2005-12-22 2010-10-27 Techspace Aero Aubage statorique de turbomachine, turbomachine comportant l'aubage et aube de turbomachine
US7510372B2 (en) 2006-04-19 2009-03-31 United Technologies Corporation Wedge repair of mechanically retained vanes
GB2447271B (en) 2007-03-06 2010-02-17 Rolls Royce Plc A composite structure
EP1975373A1 (en) 2007-03-06 2008-10-01 Siemens Aktiengesellschaft Guide vane duct element for a guide vane assembly of a gas turbine engine
FR2913734B1 (fr) 2007-03-16 2009-05-01 Snecma Sa Soufflante de turbomachine
FR2914008B1 (fr) 2007-03-21 2009-10-09 Snecma Sa Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine
SE0700823L (sv) 2007-03-30 2008-10-01 Volvo Aero Corp Komponent för en gasturbinmotor, jetmotor försedd med en sådan komponent, samt en flygmaskin försedd med en sådan jetmotor
US7980817B2 (en) 2007-04-16 2011-07-19 United Technologies Corporation Gas turbine engine vane
US7837435B2 (en) 2007-05-04 2010-11-23 Power System Mfg., Llc Stator damper shim
US7931442B1 (en) 2007-05-31 2011-04-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Rotor blade assembly with de-coupled composite platform
US20090014926A1 (en) 2007-07-09 2009-01-15 Siemens Power Generation, Inc. Method of constructing a hollow fiber reinforced structure
FR2933634B1 (fr) * 2008-07-10 2010-08-27 Snecma Aube redresseur de soufflante en composite 3d
US8206095B2 (en) 2008-11-19 2012-06-26 Alstom Technology Ltd Compound variable elliptical airfoil fillet
US8371810B2 (en) 2009-03-26 2013-02-12 General Electric Company Duct member based nozzle for turbine
GB0905729D0 (en) 2009-04-03 2009-05-20 Rolls Royce Plc Stator vane assembly
JP5796833B2 (ja) 2009-10-27 2015-10-21 ゲーコーエヌ エアロスペース スウェーデン アーベー ガスタービン・エンジンの構成要素
FR2956876B1 (fr) 2010-02-26 2012-10-19 Snecma Module structural et aerodynamique d'un carter de turbomachine et structure de carter comportant une pluralite d'un tel module
FR2958323B1 (fr) 2010-03-30 2012-05-04 Snecma Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine.
US8550776B2 (en) 2010-07-28 2013-10-08 General Electric Company Composite vane mounting
US8734101B2 (en) 2010-08-31 2014-05-27 General Electric Co. Composite vane mounting
GB201104994D0 (en) 2011-03-25 2011-05-11 Rolls Royce Plc a rotor having an annulus filler
US9915154B2 (en) 2011-05-26 2018-03-13 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil structures for a gas turbine engine
US20130052004A1 (en) 2011-08-25 2013-02-28 Nicholas D. Stilin Structural composite fan exit guide vane for a turbomachine
US8998574B2 (en) 2011-09-01 2015-04-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Spring-tensioned stator restraining strap
US9303520B2 (en) 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Double fan outlet guide vane with structural platforms
US9303531B2 (en) 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Quick engine change assembly for outlet guide vanes
US20130149127A1 (en) 2011-12-09 2013-06-13 General Electric Company Structural Platforms for Fan Double Outlet Guide Vane
US8733156B2 (en) 2012-07-16 2014-05-27 United Technologies Corporation PMC laminate embedded hypotube lattice
EP2696035A1 (de) 2012-08-09 2014-02-12 MTU Aero Engines GmbH Rückhaltevorrichtung für Laufschaufeln einer Strömungsmaschine und zugehöriges Montageverfahren
WO2015156889A2 (en) 2014-01-28 2015-10-15 United Technologies Corporation Vane for jet engine mid-turbine frame
CN106460559B (zh) 2014-04-11 2018-06-12 通用电气公司 涡轮中央框架整流罩组件

Patent Citations (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5074752A (en) * 1990-08-06 1991-12-24 General Electric Company Gas turbine outlet guide vane mounting assembly
GB2260789B (en) * 1991-09-27 1994-11-16 Gen Electric Mounting arrangements for turbine nozzles
US5272869A (en) * 1992-12-10 1993-12-28 General Electric Company Turbine frame
US6358001B1 (en) * 2000-04-29 2002-03-19 General Electric Company Turbine frame assembly
US20020076320A1 (en) * 2000-12-19 2002-06-20 Glover Samuel L. Machined fan exit guide vane attachment pockets for use in a gas turbine
US20050287002A1 (en) * 2004-06-23 2005-12-29 Wells Thomas A Turbine vane collar seal
CN106949242A (zh) * 2008-07-14 2017-07-14 伟尔矿物澳大利亚私人有限公司 用于在旋转机械的部件之间提供密封的密封件
EP2357322A2 (en) * 2010-01-29 2011-08-17 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US20120057959A1 (en) * 2010-09-07 2012-03-08 Dyson Technology Limited Fan
CN103998719A (zh) * 2011-12-14 2014-08-20 诺沃皮尼奥内有限公司 包括具有复合物叶轮部分和金属轴部分的机器转子的旋转机器
CN104246171A (zh) * 2012-04-30 2014-12-24 博格华纳公司 用于带有内部电动机的涡轮增压器的轴承系统
WO2014062270A2 (en) * 2012-08-27 2014-04-24 United Technologies Corporation Shiplap cantilevered stator
CN105683508A (zh) * 2013-05-21 2016-06-15 诺沃皮尼奥内股份有限公司 涡轮机转子组件和方法
CN104234754A (zh) * 2013-06-05 2014-12-24 阿尔斯通技术有限公司 用于燃气涡轮的翼型件、叶片和导叶
CN104675441A (zh) * 2013-10-23 2015-06-03 通用电气公司 包括末端圆角的涡轮翼型件
CN105298920A (zh) * 2014-07-07 2016-02-03 航空技术空间股份有限公司 轴向涡轮发动机压缩机的导向轮叶组件叶片箱
EP2977558A1 (en) * 2014-07-22 2016-01-27 Rolls-Royce plc An annular support, a casing, and vane assembly
CN106794506A (zh) * 2014-08-28 2017-05-31 赛峰航空器发动机 制造涡轮机构件环支撑件的方法
CN204312139U (zh) * 2014-11-26 2015-05-06 中国南方航空工业(集团)有限公司 涡轮导向器及具有该导向器的燃气轮机
EP3075968A1 (en) * 2015-04-01 2016-10-05 General Electric Company Turbine frame and airfoil for a turbine frame
CN106194276A (zh) * 2015-05-01 2016-12-07 通用电气公司 压缩机系统和翼型件组件

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112338455A (zh) * 2020-10-28 2021-02-09 安徽吉厚智能科技有限公司 一种电池壳体加工方法

Also Published As

Publication number Publication date
US20190284945A1 (en) 2019-09-19
CN110273714B (zh) 2022-03-01
US10724390B2 (en) 2020-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US7266941B2 (en) Turbofan case and method of making
US7765787B2 (en) Turbofan case and method of making
JP4820373B2 (ja) スタティックガスタービン部分品及びそうした部分品の補修法
US10060291B2 (en) Mid-turbine frame rod and turbine case flange
US9534505B2 (en) Integrated nacelle inlet and metallic fan containment case
CN101210577A (zh) 导叶和制造导叶的方法
JP2008082337A (ja) ガイドベーン及びガスタービンエンジン組立体
EP3045683B1 (en) Cooling passages for a mid-turbine frame
EP3111057B1 (en) Tie rod connection for mid-turbine frame
CA2951793A1 (en) Turbofan engine assembly and methods of assembling the same
US10487675B2 (en) Stress mitigation feature for composite airfoil leading edge
EP2971575B1 (en) Structural guide vane outer diameter k gussets
US10947865B2 (en) Tie rod for a mid-turbine frame
US10443421B2 (en) Turbomachine blade assemblies
EP3557002B1 (en) Platform for an airfoil of a gas turbine engine
CN110273714A (zh) 用于翼型件的套环支撑组件
EP3536902B1 (en) Gas turbine engine component
CN111878256A (zh) 具有风扇出口导向叶片的气体涡轮引擎
CN111878258B (zh) 具有核心安装件的气体涡轮引擎

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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