CN112392549A - 用于涡轮机的叶片保持特征 - Google Patents

用于涡轮机的叶片保持特征 Download PDF

Info

Publication number
CN112392549A
CN112392549A CN202010813056.4A CN202010813056A CN112392549A CN 112392549 A CN112392549 A CN 112392549A CN 202010813056 A CN202010813056 A CN 202010813056A CN 112392549 A CN112392549 A CN 112392549A
Authority
CN
China
Prior art keywords
drum
rotor
retaining ring
annular outer
rotatable annular
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.)
Pending
Application number
CN202010813056.4A
Other languages
English (en)
Inventor
A·德帕尔马
A·G·德埃托尔
M·R·尤塞利奥
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.)
GE Avio SRL
Original Assignee
GE Avio SRL
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 GE Avio SRL filed Critical GE Avio SRL
Publication of CN112392549A publication Critical patent/CN112392549A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/03—Annular blade-carrying members having blades on the inner periphery of the annulus and extending inwardly radially, i.e. inverted rotors
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/066—Connecting means for joining rotor-discs or rotor-elements together, e.g. by a central bolt, by clamps
    • 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • 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
    • F05D2220/40—Application in turbochargers
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/24—Rotors for 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
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/44—Movement of components by counter rotation
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及用于涡轮机的叶片保持特征。一种涡轮机包括连接到第一多个叶片的可旋转环形外鼓转子。可旋转环形外鼓转子至少由第一鼓节段和第二鼓节段构成。涡轮机进一步包括保持环，保持环布置并紧固在可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段之间，以用于经由第一多个叶片的相应叶片根部部分来将第一多个叶片中的各个径向地保持在可旋转环形外鼓转子内。

Description

用于涡轮机的叶片保持特征
政府资助的研究
产生本申请的项目已按照赠款协议No. CS2-FRC-GAM 2018/2019 - 807090获得来自欧盟地平线2020研究和创新计划下的清洁天空2联合项目的资助。
技术领域
本公开大体上涉及涡轮机，并且更特别地涉及用于诸如燃气涡轮发动机的涡轮机的叶片保持特征。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括在燃烧区段的下游的涡轮区段，该涡轮区段可与压缩机区段一起旋转，以旋转并操作燃气涡轮发动机来产生功率，诸如推进推力。通用的燃气涡轮发动机设计标准通常包括必须平衡或折衷的冲突标准，包括增加燃料效率、操作效率和/或功率输出，同时保持或减小重量、零件数量和/或包装(即发动机的轴向和/或径向尺寸)。
燃气涡轮发动机大体上包括在压缩机区段的压缩机或涡轮区段的涡轮中的至少一个中的多个旋转转子叶片。此外，至少某些燃气涡轮发动机还包括在压缩机区段的压缩机或涡轮区段的涡轮中的至少一个中的多个反向旋转的转子叶片。常见的旋转叶片由盘(例如借助于燕尾榫或枞树形叶片根部或者利用如铆钉或螺栓接头的第三零件)在内部组装并保持。盘典型地相对于叶片排位于内部。反向旋转叶片类似地附接到旋转零件，但在外部附接。
尽管有前面提到的情况，但是仍然需要用于将涡轮机的这样的叶片保持在涡轮机的相应旋转零件内的改进的保持特征。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中得到部分阐述，或可根据描述而为显然的，或可通过实践本发明而了解。
在一个方面，本公开涉及一种涡轮机。涡轮机包括连接到第一多个叶片的可旋转环形外鼓转子。可旋转环形外鼓转子至少由第一鼓节段和第二鼓节段构成。涡轮机进一步包括保持环，保持环布置并紧固在可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段之间，以用于经由第一多个叶片的相应叶片根部部分来将第一多个叶片中的各个径向地保持在可旋转环形外鼓转子内。
在一个实施例中，可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段可布置在一起，以便在第一鼓节段和第二鼓节段之间限定间隙。在这样的实施例中，间隙可定尺寸成使得保持环填充间隙。
在另一个实施例中，可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段可经由螺栓接头紧固在一起。
在实施例中，可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段或第二鼓节段中的一个和保持环可包括对应的配合特征，以用于在涡轮机的组装期间将保持环径向地保持就位和/或用于提供从保持环到可旋转环形外鼓转子的扭矩传递。例如，在一个实施例中，对应的配合特征可包括在可旋转环形外鼓转子上的多个突起和在保持环内的多个孔，这些孔定尺寸成接纳多个突起。
在实施例中，涡轮机还可包括第一鼓节段和第二鼓节段之间的接触区，以用于进一步将第一鼓节段和第二鼓节段轴向地保持就位。
在另外的实施例中，叶片根部部分中的各个可包括一个或多个结构径向保持特征，以用于进一步将叶片根部部分中的各个径向地保持在保持环内。例如，在一个实施例中，(一个或多个)结构径向保持特征可包括接纳在保持环内的至少一个燕尾榫开口内的至少一个燕尾榫。
在另一个实施例中，(一个或多个)结构径向保持特征可包括接纳在保持环内的多个燕尾榫开口内的多个燕尾榫。在这样的实施例中，多个燕尾榫开口可例如周向地围绕保持环而与保持环内的多个孔交替。
在实施例中，保持环可由多个环节段构成。
在再一个实施例中，涡轮机可包括涡轮区段、压缩机区段或发电机。例如，在一个实施例中，涡轮区段可包括具有高压涡轮的高压转子和具有位于高压转子后方的可反向旋转的低压内转子和外转子的低压涡轮。低压涡轮还可包括连接到第一多个叶片的可旋转环形外鼓转子和连接到第二多个叶片的可旋转环形内鼓转子。
在另一个方面，本公开涉及一种在涡轮机的可旋转环形外鼓转子内组装多个叶片的方法。该方法包括提供可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段。此外，该方法包括将保持环紧固到第一鼓节段。此外，该方法包括将多个叶片的多个叶片根部部分紧固在保持环内。另外，该方法可包括：将可旋转环形外鼓转子的第二鼓节段紧固到第一鼓节段，使得保持环布置在第一鼓节段和第二鼓节段之间。应当认识到，该方法可进一步包括如本文中所描述的任何额外的特征和/或步骤。
技术方案1. 一种涡轮机，包括：
可旋转环形外鼓转子，其连接到第一多个叶片，所述可旋转环形外鼓转子至少由第一鼓节段和第二鼓节段构成；以及
保持环，其布置并紧固在所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间，以用于经由所述第一多个叶片的相应叶片根部部分来将所述第一多个叶片中的各个径向地保持在所述可旋转环形外鼓转子内。
技术方案2. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段和所述第二鼓节段布置在一起，以便在所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间限定间隙，所述间隙定尺寸成使得所述保持环填充所述间隙。
技术方案3. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段和所述第二鼓节段经由螺栓接头紧固在一起。
技术方案4. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段或所述第二鼓节段中的一个和所述保持环包括对应的配合特征，以用于在所述涡轮机的组装期间将所述保持环径向地保持就位和/或用于提供从所述保持环到所述可旋转环形外鼓转子的扭矩传递。
技术方案5. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述对应的配合特征包括在所述可旋转环形外鼓转子上的多个突起和在所述保持环内的多个孔，所述多个孔定尺寸成接纳所述多个突起。
技术方案6. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，进一步包括在所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间的接触区，以用于进一步将所述第一鼓节段和所述第二鼓节段轴向地保持就位。
技术方案7. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述叶片根部部分中的各个进一步包括一个或多个结构径向保持特征，以用于进一步将所述叶片根部部分中的各个径向地保持在所述保持环内。
技术方案8. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述一个或多个结构径向保持特征包括接纳在所述保持环内的至少一个燕尾榫开口内的至少一个燕尾榫。
技术方案9. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述一个或多个结构径向保持特征包括接纳在所述保持环内的多个燕尾榫开口内的多个燕尾榫，所述多个燕尾榫开口与所述保持环内的所述多个孔交替。
技术方案10. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述保持环由多个环节段构成。
技术方案11. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机包括涡轮区段、压缩机区段或发电机中的至少一个。
技术方案12. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机包括所述涡轮区段，所述涡轮区段包括包括高压涡轮的高压转子和包括位于所述高压转子后方的可反向旋转的低压内转子和外转子的低压涡轮，所述低压涡轮进一步包括连接到所述第一多个叶片的所述可旋转环形外鼓转子和连接到第二多个叶片的可旋转环形内鼓转子。
技术方案13. 一种在涡轮机的可旋转环形外鼓转子内组装多个叶片的方法，所述方法包括：
提供所述可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段；
将保持环紧固到所述第一鼓节段；
将所述多个叶片的多个叶片根部部分紧固在所述保持环内；以及
将所述可旋转环形外鼓转子的第二鼓节段紧固到所述第一鼓节段，使得所述保持环布置在所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间。
技术方案14. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，进一步包括经由螺栓接头来将所述可旋转环形外鼓转子的所述第二鼓节段紧固到所述第一鼓节段。
技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，进一步包括：经由位于所述第一鼓节段和所述保持环上的对应的配合特征来将所述保持环紧固到所述第一鼓节段，所述对应的配合特征构造成用于在所述涡轮机的组装期间将所述保持环径向地保持就位和/或用于提供从所述保持环到所述可旋转环形外鼓转子的扭矩传递。
技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述对应的配合特征包括在所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段上的多个突起和在所述保持环内的多个孔，所述多个孔定尺寸成接纳所述多个突起。
技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，进一步包括在所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间的接触区，以用于进一步将所述第一鼓节段和所述第二鼓节段轴向地保持就位。
技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述叶片根部部分中的各个进一步包括一个或多个结构径向保持特征，以用于进一步将所述叶片根部部分中的各个径向地保持在所述保持环内。
技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，所述一个或多个结构径向保持特征包括接纳在所述保持环内的多个燕尾榫开口内的多个燕尾榫，所述多个燕尾榫开口与所述保持环内的所述多个孔交替。
技术方案20. 根据任意前述技术方案所述的方法，其特征在于，将所述保持环紧固到所述第一鼓节段进一步包括将多个环节段紧固到所述第一鼓节段以形成所述保持环。
参考以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在本说明书中并构成其部分的附图图示了本发明的实施例，并与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了本发明(包括其最佳模式)的针对本领域普通技术人员的完整且能够实现的公开，在附图中：
图1图示了飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机的一个实施例的纵向截面视图，该发动机具有反向旋转的低压涡轮，该低压涡轮由轴向地位于低压涡轮和高压涡轮之间的涡轮间框架支承；
图2图示了图1中的发动机的涡轮间框架和反向旋转的低压涡轮转子的放大视图图示；
图3图示了图1中的发动机的风扇框架和前轴承以及贮槽的放大视图图示；
图4图示了根据本公开的分段的可旋转环形外鼓转子的一个实施例的侧视图，该外鼓转子具有经由保持环紧固在其之间的叶片的叶片根部部分；
图5图示了根据本公开的分段的可旋转环形外鼓转子的一个实施例的侧视透视图，该外鼓转子具有经由保持环紧固在其之间的叶片的叶片根部部分；
图6图示了图5的实施例的分解透视图，特别地图示了根据本公开的可旋转环形外鼓转子的鼓节段中的一个和保持环；
图7图示了图5的实施例的另一个分解透视图，特别地图示了根据本公开的可旋转环形外鼓转子的鼓节段中的一个和叶片的叶片根部部分，其中保持环紧固到可旋转环形外鼓转子；
图8图示了图5的实施例的再一个分解透视图，特别地图示了根据本公开的可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段，其中保持环紧固到鼓节段中的一个；
图9图示了根据本公开的图8的第二鼓节段的透视图；以及
图10图示了根据本公开的在涡轮机的可旋转环形外鼓转子内组装多个叶片的方法的一个实施例的流程图。
本说明书和附图中的参考字符的重复使用旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细地参考本发明的本实施例，其一个或多个示例在附图中图示。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中相同或类似的标记已用于指代本发明的相同或类似的部分。
如本文中所使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可能够互换地使用，以将一个构件或特征与另一个构件或特征区分开，且不旨在表示单独构件或特征的位置、重要性或量值。
用语“前”和“后”指代燃气涡轮发动机或运载工具内的相对位置，并且指代燃气涡轮发动机或运载工具的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，“前”指代较接近于发动机入口的位置，并且“后”指代较接近于发动机喷嘴或排气口的位置。用语“上游”和“下游”指代相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”指代流体所流自的方向，且“下游”指代流体所流至的方向。除非在本文中另外指定，否则用语“联接”、“固定”、“附接到”等指代直接的联接、固定或附接以及通过一个或多个中间构件或特征的间接的联接、固定或附接。除非上下文另外清楚地规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数个引用对象。
如在本文中遍及说明书和权利要求书而使用的近似语言适用于修饰可容许变化的任何定量表示，而不会造成与其相关的基本功能的改变。因此，由诸如“约”、“近似地”和“基本上”的一个或多个用语修饰的值将不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量该值的仪器的精度，或用于构造或制造构件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可指代处于百分之10的裕度内。
在此且遍及说明书和权利要求书，范围限制组合且互换，除非上下文或语言另外指示，否则这样的范围被标识且包括包含在其中的所有子范围。例如，本文中所公开的所有范围都包括端点，且端点可彼此独立地组合。
现在参考附图，图1图示了根据本公开的诸如涡轮风扇燃气涡轮发动机10的涡轮机的一个实施例的示意图。如所示出的，燃气涡轮发动机10围绕发动机中心线8而包绕，并包括接收环境空气14的入口空气流的风扇区段12。风扇区段12具有反向旋转的第一风扇4和第二风扇6，其分别包括第一风扇叶片排13和第二风扇叶片排15以及反向旋转的第一增压器16和第二增压器17。反向旋转的第一增压器16和第二增压器17轴向地位于反向旋转的第一风扇叶片排13和第二风扇叶片排15之间，这种布置提供了从风扇区段12发出的降低的噪音。在风扇区段12之后是高压压缩机(HPC) 18、燃烧器20和反向旋转的低压涡轮(LPT)26，燃烧器20将燃料与由HPC 18加压的空气14混合以用于产生燃烧气体，燃烧气体向下游流过高压涡轮(HPT) 24，燃烧气体从反向旋转的低压涡轮26排出发动机10。发动机10被设计成使得第二增压器17的最后一级以及在示例性实施例中的第二风扇叶片排15可相对于高压压缩机18反向旋转。这降低了发动机10对风扇区段12的空气流入口变形的敏感性。这还降低了对其它转子中的旋转失速团的相互敏感性。
高压轴27将HPT 24接合到HPC 18，以基本上形成第一或高压转子33。高压压缩机18、燃烧器20和高压涡轮24共同被称为核心发动机25，出于本专利的目的，核心发动机25包括高压轴27。核心发动机25是模块化的，使得作为单个单元，它可与燃气涡轮的其它零件分开独立地被更换。
由风扇壳体11和可旋转环形径向内部旁通管道壁9径向地界定的旁通管道21环绕反向旋转的第一增压器16和第二增压器17以及核心发动机25的高压压缩机18的入口管道19。旁通管道21由风扇壳体11和环形径向内部旁通管道壁9径向地界定。径向内部旁通管道壁9包括可旋转壁区段22，壁区段22固定地安装到第二风扇叶片排15，并且第二增压器17从壁区段22径向地向内悬垂。第二风扇叶片排的径向外部部分23径向地设置在旁通管道21内。
参考图1和图2，反向旋转的低压涡轮26包括环形外鼓转子136，其通过后低压内圆锥形轴延伸部132可旋转地安装到低压内轴130。外鼓转子136包括多个低压涡轮叶片排138，这些叶片排从外鼓转子136径向地向内延伸并且彼此轴向地隔开。鼓转子136从低压涡轮叶片排138的最末级139以悬臂方式伸出，最末级139螺栓连接到后低压内圆锥形轴延伸部132。反向旋转的低压涡轮26还包括环形低压内鼓转子146，其通过后低压外圆锥形轴延伸部142可旋转地安装到低压外轴140。内鼓转子146包括多个第二低压涡轮叶片排148，这些叶片排从内鼓转子146径向地向外延伸并且彼此轴向地隔开。第一低压涡轮叶片排138与第二低压涡轮叶片排148交错。
低压外轴140将内鼓转子146驱动地连接到第二风扇叶片排15和第二增压器17。第二风扇叶片排15通过前圆锥形外轴延伸部143连接到低压外轴140。低压外轴140、内鼓转子146、第二风扇叶片排15和第二增压器17是低压外转子202的主要构件。低压内轴130将外鼓转子136驱动地连接到第一风扇叶片排13和第一增压器16。第一风扇叶片排13通过前圆锥形内轴延伸部133连接到低压内轴130。低压内轴130、外鼓转子136、第一风扇叶片排13和第一增压器16是低压内转子200的主要构件。
第一增压器16包括环形第一增压器转子区段166，其包括可旋转壁区段22，轴向地间隔开的第一增压器叶片排168从环形第一增压器转子区段166径向地向内延伸。环形第一增压器转子区段166图示为以类似于整体叶片盘(通常被称为整体叶盘)或整体叶片转子的方式带整体叶片，整体叶片转子已在常规转子中使用，因为它们重量轻并且不允许有叶片附接泄漏。增压器的低操作速度和第一增压器转子区段166的低重量整体叶片盘设计有助于使第一增压器转子区段166的应力和偏转最小化。
第二增压器17包括环形第二增压器转子区段170，轴向地间隔开的第二增压器叶片排172从环形第二增压器转子区段170径向地向外延伸。第二风扇叶片排15的径向内部部分28径向地设置在入口管道19内，并与第二增压器17一起旋转，并且因此被认为是第二增压器17和第二增压器叶片排172的部分。第一增压器叶片排168和第二增压器叶片排172交错并反向旋转。第一风扇叶片排13和第二风扇叶片排15分别固定地附接到第一增压器转子区段166和第二增压器转子区段170。低压内轴130和低压外轴140分别至少部分地可旋转地设置成与高压转子33同轴并在高压转子33的径向内侧。
燃气涡轮发动机10还具有框架结构32，框架结构32包括通过发动机壳体45连接到中间发动机或涡轮间框架60的前部或风扇框架34。第二风扇叶片排轴向地接近于风扇框架34的支柱35而定位，并且因此支柱35的前缘轴向地向后扫掠或倾斜，以降低噪音。发动机10诸如通过从飞行器机翼向下延伸的挂架(未图示)安装在飞行器内或安装到飞行器。涡轮间框架60包括第一结构环86，其可为围绕中心线8同轴地设置的壳体。涡轮间框架60进一步包括第二结构环88，其围绕中心线8而与第一结构环86同轴地设置并且在第一结构环86的内侧径向地隔开。第二结构环88也可被称为毂。多个周向地间隔开的支柱90在第一环86和第二环88之间径向地延伸，并且固定地接合到第一环86和第二环88。在本文中所图示的本发明的示例性实施例中，支柱90是中空的，但是在其它实施例中，支柱可不为中空的。因为涡轮间框架60轴向地位于高压转子33的HPT 24与低压内转子200和低压外转子202的LPT 26之间，所以它被称为涡轮间框架，有时也被称为中间发动机框架。HPT 24和LPT 26之间的涡轮间过渡管道114穿过涡轮间框架60。
发动机在风扇框架34上位于前方的风扇框架前安装件118处和涡轮间框架60上位于后方的涡轮框架后安装件120处安装到飞行器。发动机10可通过在前安装件118和在前安装件118下游轴向地隔开的后安装件120处的挂架安装在飞行器机翼下方。后安装件120用于将涡轮间框架60固定地接合到平台，该平台固定地接合到挂架。在一个实施例中，后安装件120包括U形挂钩122。常规的安装件通常在涡轮间框架60上使用成组的周向地间隔开的U形挂钩122(在图中的横截面图示中仅示出了U形挂钩中的一个)。U形挂钩122被设计成通过成组的销连接到成组的连杆。连杆连接到在挂架的底部上的平台。U形挂钩122是用于将发动机连接到飞行器的一种类型的框架连接装置。除了挂钩之外的其它类型的安装装置在飞行器工业中是已知的，并且可用于将本发明的框架和发动机安装到飞行器。
更特别地参考图3，低压外转子202通过前圆锥形外轴延伸部143的方式由安装在第一轴承支承结构44中的后推力轴承43和安装在第二轴承支承结构47中的第二轴承36(滚柱轴承)相对于风扇框架34轴向地且径向地可旋转地支承。低压内转子200通过前圆锥形内轴延伸部133的方式由前差动推力轴承55相对于风扇框架34轴向地且径向地可旋转地支承，前差动推力轴承55安装在前圆锥形内轴延伸部133和前圆锥形外轴延伸部143的向前延伸的延伸部56之间。低压内转子200进一步由低压内轴130和低压外轴140之间的前差动轴承208(滚柱轴承)相对于风扇框架34径向地可旋转地支承。第一轴承支承结构44和第二轴承支承结构47固定地附接到风扇框架34。
更特别地参考图2，低压外转子202通过连接到低压外轴140的后低压外圆锥形轴延伸部142的方式由涡轮间框架60内的第三轴承76径向地可旋转地支承。第三轴承76设置在附接到涡轮间框架60的后部部分110的后轴承支承结构97和后低压外圆锥形轴延伸部142的前内延伸部190之间。低压外转子202由第三轴承76最靠后地可旋转地支承，第三轴承76因此被称为最靠后的低压转子支承轴承。本发明的涡轮间框架60轴向地位于HPT 24和LPT 26之间，并且因此基本上支承整个低压涡轮26。
低压内转子200通过连接到低压内轴130的后低压内圆锥形轴延伸部132的方式由低压外转子202的后低压外圆锥形轴延伸部142径向地可旋转地支承。差动轴承144(也被称为轴间轴承)设置在后低压外圆锥形轴延伸部142的后内延伸部192和后低压内圆锥形轴延伸部132的外延伸部194之间。这允许低压内转子200和低压外转子202反向旋转。
返回参考图1，高压转子33的高压压缩机18的前高压端70由轴承组件80径向地可旋转地支承，轴承组件80安装在附接到风扇框架34的轴承组件支承结构82中。更特别地参考图2，高压转子33的后端92由第五轴承94向后径向地可旋转地支承，第五轴承94安装在附接到涡轮间框架60的前部部分108的前轴承支承结构96中。前轴承支承结构96和后轴承支承结构97分别固定地接合或附接到涡轮间框架60的前部部分108和后部部分110，并且因此轴向地间隔开。涡轮间框架60的前部部分108和后部部分110分别由第二结构环88分开。
前贮槽部件104和后贮槽部件106接合到涡轮间框架60，并由前轴承支承结构96和后轴承支承结构97承载。前贮槽部件104和后贮槽部件106分别在贮槽部件的前圆柱形中心孔84和后圆柱形中心孔85中支承第五轴承94和第三轴承76。第五轴承94和第三轴承76具有前固定外座圈176和后固定外座圈178，它们分别固定地连接到前轴承支承结构96和后轴承支承结构97。
出口导向静叶组件150位于LPT 26的后部，出口导向静叶组件150支承成排的静止的出口导向静叶152，出口导向静叶152在低压涡轮壳体54和环形箱体结构154之间径向地向内延伸。出口导向静叶组件150将离开LPT 26的气体流去涡旋。连接的低压涡轮壳体54在HPT 24和LPT 26之间的涡轮间过渡管道114的端部处螺栓连接到发动机壳体45。圆顶形盖板156螺栓连接到环形箱体结构154。出口导向静叶组件150不被称为框架并且不作为框架起作用，因为它不可旋转地支承发动机的任何转子。
本发明的涡轮风扇燃气涡轮发动机10的高压压缩机18可操作并且被设计成以约15至约30的范围内的相对高的压缩机压力比以及约40至约65的范围内的总体压力比进行操作。压缩机压力比是仅横跨高压压缩机18的压力上升的量度。总体压力比是横跨风扇一直到通过高压压缩机18的压力上升的量度，即，总体压力比是离开高压压缩机的压力除以进入风扇区段12的环境空气14的压力的比。高压压缩机18图示为具有六个高压级48和用于前四个高压级48的三个可变静叶级50。可使用少于四个的可变静叶级50。高压压缩机18具有相对少的数量的高压级48，并且本发明设想使用6个和8个之间的高压级和约4个可变静叶级50或更少。这使得发动机更短，同时仍然具有在40至65的范围内的高的总体压力比。
发动机具有在5至15的范围内的设计旁通比和在1.4至2.5的范围内的设计风扇压力比。反向旋转的第一风扇叶片排13和第二风扇叶片排15被设计成以末梢速度操作，对于两个叶片排来说，末梢速度的总和在约1000至2500英尺/秒的范围内，这允许使用重量轻的复合风扇叶片。重量轻、非冷却、高温能力、反向旋转陶瓷基体复合材料(CMC)翼型件可用于反向旋转的低压涡轮26中。因此，发动机10和风扇区段12可被描述为具有在每秒1000至2500英尺的范围内的第一风扇叶片排13和第二风扇叶片排15的操作风扇末梢速度的总和。
仍然参考图1，图示了如从发动机中心线8到第一风扇叶片排13的风扇叶片末梢188测量的末梢半径RT，以及如在核心发动机25的高压压缩机18的入口管道19的进口186处从发动机中心线8到低压内转子200的转子毂196测量的毂半径RH。本发明的发动机10可被设计成具有在0.20和0.35之间的范围内的小的风扇入口毂与末梢的半径比(RH/RT)。对于给定的成组的风扇入口和入口管道环形区域，当与较大的比相比时，低的风扇入口毂与末梢的半径比允许有较小的风扇直径。然而，风扇入口毂与末梢的半径比水平受到设计用以支承旋转风扇叶片的盘的能力的约束。本文中所图示的示例性实施例中的风扇叶片由重量轻的复合材料或铝制成，并且转子风扇末梢速度被设计成使得风扇盘126可被设计成风扇入口毂与末梢的半径比低至0.20。低的风扇入口毂与末梢的半径比允许风扇区段12和高压压缩机18之间的核心发动机过渡管道124以及HPT 24和LPT 26之间的涡轮间过渡管道114具有低斜率和短长度。
现在参考图4至图8，图示了根据本公开的紧固到环形外鼓转子136的第一多个低压涡轮叶片138中的一个的多种视图。如所图示的实施例中所示出的，低压涡轮叶片138包括用于紧固到环形外鼓转子136的叶片根部部分141。尽管图4至图8的实施例图示为与低压涡轮叶片138相关，但是应当理解，本文中所描述的保持特征可与连接到任何合适的一个或多个叶片的任何可旋转环形外鼓转子一起使用。
特别地参考图4、图5和图8，可旋转环形外鼓转子136可为分段的。例如，如所示出的，可旋转环形外鼓转子136可由第一鼓节段149和第二鼓节段151构成。应当理解，可旋转环形外鼓转子136可进一步分段成任何数量的合适节段。因此，在某些实施例中，如图4中特别地示出的，可旋转环形外鼓转子136的第一鼓节段149和第二鼓节段151可经由螺栓接头160紧固在一起。更具体地，如所示出的，螺栓接头160可包括一个或多个紧固件161，以用于将可旋转环形外鼓转子136的第一鼓节段149和第二鼓节段151紧固在一起。
在另外的实施例中，如图4中特别地示出的，可旋转环形外鼓转子136的第一鼓节段149和第二鼓节段151可布置在一起，以便在第一鼓节段149和第二鼓节段151之间限定间隙158。在这样的实施例中，间隙158可定尺寸成使得保持环153填充或封闭间隙158(例如在燃气涡轮发动机10的纵向方向159上)。
大体上参考图4至图8，可旋转环形外鼓转子136还可包括保持环153，保持环153布置并紧固在可旋转环形外鼓转子136的第一鼓节段149和第二鼓节段151之间，以用于经由第一多个叶片138的相应叶片根部部分141来将第一多个叶片138中的各个径向地保持在可旋转环形外鼓转子136内。另外，在一个实施例中，如大体上在图4至图8中示出的，保持环153可由多个环节段162(仅示出其中的一个)构成。在备选实施例中，保持环153可由单个整体式环构件构成。
特别地参考图5至图7，保持环153可包括多个燕尾榫开口165，其构造成接纳叶片根部部分141的对应特征(例如，如本文中所描述的一个或多个燕尾榫157)。例如，如所示出的，叶片根部部分141中的各个可包括一个或多个结构径向保持特征155，以用于将叶片根部部分141中的各个径向地保持在环形外鼓转子136内(例如，以防止叶片138在组装和/或发动机关闭期间从外鼓转子136中掉出)。
更具体地，如所示出的，(一个或多个)结构径向保持特征155可包括至少一个燕尾榫157。例如，如所示出的，(一个或多个)结构径向保持特征155可包括接纳在保持环153内的多个燕尾榫开口165内的多个燕尾榫157。
在特定实施例中，(一个或多个)燕尾榫157可具有任何合适的横截面形状，诸如例如枞树形横截面。另外，如所示出的，(一个或多个)燕尾榫157构造成在燃气涡轮发动机10的操作期间提供从单独低压涡轮叶片138到外鼓转子136的扭矩传递路径。因此，叶片根部部分141的燕尾榫157可被接纳在对应的燕尾榫开口165内，使得叶片根部部分141被径向地保持在可旋转环形外鼓转子136内。
另外，在实施例中，可旋转环形外鼓转子136的第一鼓节段149或第二鼓节段151中的一个和保持环153可包括对应的配合特征163、164，以用于在燃气涡轮发动机10的组装期间将保持环153径向地保持就位。此外，这样的配合特征163、164还可提供从保持环153到可旋转环形外鼓转子136的扭矩传递。
例如，在一个实施例中，如特别地在图6和图7中那样，对应的配合特征163、164可包括可旋转环形外鼓转子136上的多个突起163和保持环153内的多个孔164。因此，如所示出的，单独的孔164定尺寸成接纳突起163。在一个实施例中，如所示出的，孔164可为通孔。在备选实施例中，孔164可为不延伸通过保持环153的凹部。在又一个实施例中，如图6和图7中所示出的，多个燕尾榫开口165可例如周向地围绕保持环153而与保持环153内的多个孔164交替。
特别地参考图8和图9，在实施例中，燃气涡轮发动机10还可包括接触区或凸缘167(例如在第一鼓节段149上)，以用于进一步将第一鼓节段149和第二鼓节段151轴向地保持就位。
现在参考图10，图示了根据本公开的在涡轮机的可旋转环形外鼓转子内组装多个叶片的方法300的一个实施例的流程图。大体上，本文中所描述的方法300大体上适用于操作上文所描述的燃气涡轮发动机10。然而，应当认识到，所公开的方法300可使用任何其它合适的风力涡轮来实施。此外，出于说明和讨论的目的，图10描绘了以特定顺序执行的步骤。通过使用本文中所提供的公开，本领域普通技术人员将理解，在不偏离本公开的范围的情况下，可以以多种方式改造、省略、重新布置或扩展本文中所公开的任何方法的多种步骤。
如在(302)处示出的，方法300包括提供可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段。如在(304)处示出的，方法300包括将保持环紧固到第一鼓节段。如在(306)处示出的，方法300包括将多个叶片的多个叶片根部部分紧固在保持环内。如在(308)处示出的，方法300包括：将可旋转环形外鼓转子的第二鼓节段紧固到第一鼓节段，使得保持环布置在第一鼓节段和第二鼓节段之间。
本书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域中的任何技术人员能够实践本发明(包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何结合的方法)。本发明的可专利性范围由权利要求书限定，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书的字面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质性差异的等同结构元件，则这样的其它示例旨在处于权利要求书的范围内。
本发明的另外的方面由以下条款的主题提供：
条款1. 一种涡轮机，包括：
可旋转环形外鼓转子，其连接到第一多个叶片，可旋转环形外鼓转子至少由第一鼓节段和第二鼓节段构成；以及
保持环，其布置并紧固在可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段之间，以用于经由第一多个叶片的相应叶片根部部分来将第一多个叶片中的各个径向地保持在可旋转环形外鼓转子内。
条款2. 根据条款1的涡轮机，其中，可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段布置在一起，以便在第一鼓节段和第二鼓节段之间限定间隙，间隙定尺寸成使得保持环填充间隙。
条款3. 根据条款2的涡轮机，其中，可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段和第二鼓节段经由螺栓接头紧固在一起。
条款4. 根据前述条款中的任一项的涡轮机，其中，可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段或第二鼓节段中的一个和保持环包括对应的配合特征，以用于在涡轮机的组装期间将保持环径向地保持就位和/或用于提供从保持环到可旋转环形外鼓转子的扭矩传递。
条款5. 根据条款4的涡轮机，其中，对应的配合特征包括在可旋转环形外鼓转子上的多个突起和在保持环内的多个孔，多个孔定尺寸成接纳多个突起。
条款6. 根据条款4的涡轮机，进一步包括在第一鼓节段和第二鼓节段之间的接触区，以用于进一步将第一鼓节段和第二鼓节段轴向地保持就位。
条款7. 根据条款5的涡轮机，其中，叶片根部部分中的各个进一步包括一个或多个结构径向保持特征，以用于进一步将叶片根部部分中的各个径向地保持在保持环内。
条款8. 根据条款7的涡轮机，其中，一个或多个结构径向保持特征包括接纳在保持环内的至少一个燕尾榫开口内的至少一个燕尾榫。
条款9. 根据条款8的涡轮机，其中，一个或多个结构径向保持特征包括接纳在保持环内的多个燕尾榫开口内的多个燕尾榫，多个燕尾榫开口与保持环内的多个孔交替。
条款10. 根据前述条款中的任一项的涡轮机，其中，保持环由多个环节段构成。
条款11. 根据前述条款中的任一项的涡轮机，其中，涡轮机包括涡轮区段、压缩机区段或发电机中的至少一个。
条款12. 根据条款11的涡轮机，其中，涡轮机包括涡轮区段，涡轮区段包括包括高压涡轮的高压转子和包括位于高压转子后方的可反向旋转的低压内转子和外转子的低压涡轮，低压涡轮进一步包括连接到第一多个叶片的可旋转环形外鼓转子和连接到第二多个叶片的可旋转环形内鼓转子。
条款13. 一种在涡轮机的可旋转环形外鼓转子内组装多个叶片的方法，该方法包括：
提供可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段；
将保持环紧固到第一鼓节段；
将多个叶片的多个叶片根部部分紧固在保持环内；以及
将可旋转环形外鼓转子的第二鼓节段紧固到第一鼓节段，使得保持环布置在第一鼓节段和第二鼓节段之间。
条款14. 根据条款13的方法，进一步包括经由螺栓接头来将可旋转环形外鼓转子的第二鼓节段紧固到第一鼓节段。
条款15. 根据条款13至15的方法，进一步包括：经由位于第一鼓节段和保持环上的对应的配合特征来将保持环紧固到第一鼓节段，对应的配合特征构造成用于在涡轮机的组装期间将保持环径向地保持就位和/或用于提供从保持环到可旋转环形外鼓转子的扭矩传递。
条款16. 根据条款15的方法，其中，对应的配合特征包括在可旋转环形外鼓转子的第一鼓节段上的多个突起和在保持环内的多个孔，多个孔定尺寸成接纳多个突起。
条款17. 根据条款16的方法，进一步包括在第一鼓节段和第二鼓节段之间的接触区，以用于进一步将第一鼓节段和第二鼓节段轴向地保持就位。
条款18. 根据条款13至17的方法，其中，叶片根部部分中的各个进一步包括一个或多个结构径向保持特征，以用于进一步将叶片根部部分中的各个径向地保持在保持环内。
条款19. 根据条款18的方法，其中，一个或多个结构径向保持特征包括接纳在保持环内的多个燕尾榫开口内的多个燕尾榫，多个燕尾榫开口与保持环内的多个孔交替。
条款20. 根据条款13至19的方法，其中，将保持环紧固到第一鼓节段进一步包括将多个环节段紧固到第一鼓节段以形成保持环。

Claims (10)

1.一种涡轮机，包括：
可旋转环形外鼓转子，其连接到第一多个叶片，所述可旋转环形外鼓转子至少由第一鼓节段和第二鼓节段构成；以及
保持环，其布置并紧固在所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间，以用于经由所述第一多个叶片的相应叶片根部部分来将所述第一多个叶片中的各个径向地保持在所述可旋转环形外鼓转子内。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段和所述第二鼓节段布置在一起，以便在所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间限定间隙，所述间隙定尺寸成使得所述保持环填充所述间隙。
3.根据权利要求2所述的涡轮机，其特征在于，所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段和所述第二鼓节段经由螺栓接头紧固在一起。
4.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述可旋转环形外鼓转子的所述第一鼓节段或所述第二鼓节段中的一个和所述保持环包括对应的配合特征，以用于在所述涡轮机的组装期间将所述保持环径向地保持就位和/或用于提供从所述保持环到所述可旋转环形外鼓转子的扭矩传递。
5.根据权利要求4所述的涡轮机，其特征在于，所述对应的配合特征包括在所述可旋转环形外鼓转子上的多个突起和在所述保持环内的多个孔，所述多个孔定尺寸成接纳所述多个突起。
6.根据权利要求4所述的涡轮机，其特征在于，进一步包括在所述第一鼓节段和所述第二鼓节段之间的接触区，以用于进一步将所述第一鼓节段和所述第二鼓节段轴向地保持就位。
7.根据权利要求5所述的涡轮机，其特征在于，所述叶片根部部分中的各个进一步包括一个或多个结构径向保持特征，以用于进一步将所述叶片根部部分中的各个径向地保持在所述保持环内。
8.根据权利要求7所述的涡轮机，其特征在于，所述一个或多个结构径向保持特征包括接纳在所述保持环内的至少一个燕尾榫开口内的至少一个燕尾榫。
9.根据权利要求8所述的涡轮机，其特征在于，所述一个或多个结构径向保持特征包括接纳在所述保持环内的多个燕尾榫开口内的多个燕尾榫，所述多个燕尾榫开口与所述保持环内的所述多个孔交替。
10.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述保持环由多个环节段构成。
CN202010813056.4A 2019-08-13 2020-08-13 用于涡轮机的叶片保持特征 Pending CN112392549A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
IT102019000014739A IT201900014739A1 (it) 2019-08-13 2019-08-13 Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine.
IT102019000014739 2019-08-13

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112392549A true CN112392549A (zh) 2021-02-23

Family

ID=68988208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010813056.4A Pending CN112392549A (zh) 2019-08-13 2020-08-13 用于涡轮机的叶片保持特征

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11414994B2 (zh)
CN (1) CN112392549A (zh)
IT (1) IT201900014739A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT201900014724A1 (it) * 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine.

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030163983A1 (en) * 2002-03-01 2003-09-04 Seda Jorge F. Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US20060093468A1 (en) * 2004-10-29 2006-05-04 Orlando Robert J Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
CN101333942A (zh) * 2007-06-27 2008-12-31 斯奈克玛 用于安装在涡轮机转子盘上叶片的轴向保持装置
US20110038731A1 (en) * 2009-08-12 2011-02-17 Rolls-Royce Plc Rotor assembly for a gas turbine
CN102132011A (zh) * 2008-08-26 2011-07-20 斯奈克玛 涡轮发动机的轻质固定翼片组件和包括至少一个这种固定翼片组件的涡轮发动机
US20170370224A1 (en) * 2016-06-23 2017-12-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine having a turbine rotor with torque transfer and balance features
US20190085698A1 (en) * 2017-09-19 2019-03-21 General Electric Company Rotatable torque frame for gas turbine engine
US20190093489A1 (en) * 2017-09-22 2019-03-28 General Electric Company Outer drum rotor assembly
CN109844264A (zh) * 2016-10-07 2019-06-04 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮发动机涡轮的能动环组件

Family Cites Families (40)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3339833A (en) 1963-12-04 1967-09-05 Rolls Royce Axial fluid flow machine such as a compressor or turbine
US3362681A (en) * 1966-08-24 1968-01-09 Gen Electric Turbine cooling
US4451205A (en) 1982-02-22 1984-05-29 United Technologies Corporation Rotor blade assembly
FR2552159B1 (fr) 1983-09-21 1987-07-10 Snecma Dispositif de liaison et d'etancheite de secteurs d'aubes de stator de turbine
FR2603333B1 (fr) 1986-09-03 1990-07-20 Snecma Rotor de turbomachine comportant un moyen de verrouillage axial et d'etancheite d'aubes montees dans des brochages axiaux du disque et procede de montage
GB2206651B (en) * 1987-07-01 1991-05-08 Rolls Royce Plc Turbine blade shroud structure
US4986737A (en) 1988-12-29 1991-01-22 General Electric Company Damped gas turbine engine airfoil row
US5197281A (en) 1990-04-03 1993-03-30 General Electric Company Interstage seal arrangement for airfoil stages of turbine engine counterrotating rotors
US5288210A (en) 1991-10-30 1994-02-22 General Electric Company Turbine disk attachment system
US5191711A (en) * 1991-12-23 1993-03-09 Allied-Signal Inc. Compressor or turbine blade manufacture
US5257909A (en) 1992-08-17 1993-11-02 General Electric Company Dovetail sealing device for axial dovetail rotor blades
US5307622A (en) * 1993-08-02 1994-05-03 General Electric Company Counterrotating turbine support assembly
DE19807247C2 (de) 1998-02-20 2000-04-20 Mtu Muenchen Gmbh Strömungsmaschine mit Rotor und Stator
US6619030B1 (en) * 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
US6763654B2 (en) * 2002-09-30 2004-07-20 General Electric Co. Aircraft gas turbine engine having variable torque split counter rotating low pressure turbines and booster aft of counter rotating fans
US7048496B2 (en) * 2002-10-31 2006-05-23 General Electric Company Turbine cooling, purge, and sealing system
DE10259963B4 (de) 2002-12-20 2010-04-01 Mtu Aero Engines Gmbh Wabendichtung
GB0406174D0 (en) 2004-03-19 2004-04-21 Rolls Royce Plc Turbine engine arrangement
US7185484B2 (en) * 2004-08-11 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for assembling a gas turbine engine
US7160078B2 (en) * 2004-09-23 2007-01-09 General Electric Company Mechanical solution for rail retention of turbine nozzles
US7334392B2 (en) 2004-10-29 2008-02-26 General Electric Company Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
US7513102B2 (en) 2005-06-06 2009-04-07 General Electric Company Integrated counterrotating turbofan
US7494323B2 (en) 2006-10-25 2009-02-24 General Electric Company Airfoil shape for a compressor
US8015798B2 (en) 2007-12-13 2011-09-13 United Technologies Corporation Geared counter-rotating gas turbofan engine
DE102008008887A1 (de) 2008-02-13 2009-08-27 Man Turbo Ag Mehrteiliger beschaufelter Rotor für eine Strömungsmaschine
US8454303B2 (en) * 2010-01-14 2013-06-04 General Electric Company Turbine nozzle assembly
US8777563B2 (en) 2011-01-31 2014-07-15 General Electric Company Axial brush seal
ITCO20110068A1 (it) 2011-12-20 2013-06-21 Nuovo Pignone Spa Metodo e tenuta a nido d'ape
US8935913B2 (en) 2012-01-31 2015-01-20 United Technologies Corporation Geared turbofan gas turbine engine architecture
EP2657454B1 (en) 2012-04-26 2014-05-14 Alstom Technology Ltd Turbine diaphragm construction
US9506367B2 (en) 2012-07-20 2016-11-29 United Technologies Corporation Blade outer air seal having inward pointing extension
US9194244B2 (en) 2013-02-25 2015-11-24 General Electric Company Drum rotor dovetail component and related drum rotor system
JP6184173B2 (ja) 2013-05-29 2017-08-23 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
US8869504B1 (en) 2013-11-22 2014-10-28 United Technologies Corporation Geared turbofan engine gearbox arrangement
US9739205B2 (en) 2013-12-23 2017-08-22 United Technologies Corporation Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine
US10612383B2 (en) 2016-01-27 2020-04-07 General Electric Company Compressor aft rotor rim cooling for high OPR (T3) engine
US10465606B2 (en) 2017-02-08 2019-11-05 General Electric Company Counter rotating turbine with reversing reduction gearbox
US11156097B2 (en) * 2019-02-20 2021-10-26 General Electric Company Turbomachine having an airflow management assembly
IT201900014724A1 (it) * 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine.
IT201900014736A1 (it) * 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di tenuta integrali per pale trattenute in un rotore a tamburo esterno anulare girevole in una turbomacchina.

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20030163983A1 (en) * 2002-03-01 2003-09-04 Seda Jorge F. Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US20060093468A1 (en) * 2004-10-29 2006-05-04 Orlando Robert J Counter-rotating gas turbine engine and method of assembling same
CN101333942A (zh) * 2007-06-27 2008-12-31 斯奈克玛 用于安装在涡轮机转子盘上叶片的轴向保持装置
CN102132011A (zh) * 2008-08-26 2011-07-20 斯奈克玛 涡轮发动机的轻质固定翼片组件和包括至少一个这种固定翼片组件的涡轮发动机
US20110038731A1 (en) * 2009-08-12 2011-02-17 Rolls-Royce Plc Rotor assembly for a gas turbine
US20170370224A1 (en) * 2016-06-23 2017-12-28 United Technologies Corporation Gas turbine engine having a turbine rotor with torque transfer and balance features
CN109844264A (zh) * 2016-10-07 2019-06-04 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮发动机涡轮的能动环组件
US20190085698A1 (en) * 2017-09-19 2019-03-21 General Electric Company Rotatable torque frame for gas turbine engine
US20190093489A1 (en) * 2017-09-22 2019-03-28 General Electric Company Outer drum rotor assembly

Also Published As

Publication number Publication date
US11414994B2 (en) 2022-08-16
IT201900014739A1 (it) 2021-02-13
US20210047930A1 (en) 2021-02-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6619030B1 (en) Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
EP1340903B1 (en) Counter rotating turbofan engine
EP1316676B1 (en) Aircraft engine with inter-turbine engine frame
EP1445426B1 (en) Gas turbine engine strut segments and frame having such struts connected to rings with morse pins
US11608750B2 (en) Airfoil attachment for turbine rotor
EP2984292B1 (en) Stator vane platform with flanges
US11885237B2 (en) Turbomachine including a rotor connected to a plurality of blades having an arm and a seal
US12085024B2 (en) High fan tip speed engine
CN112392551B (zh) 涡轮机的叶片保持特征
US11414994B2 (en) Blade retention features for turbomachines
US11492910B2 (en) Damper seals for rotating drums in turbomachines
US11156110B1 (en) Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine
US11021970B2 (en) Turbomachine with alternatingly spaced rotor blades
US20160024972A1 (en) Nosecone support

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
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20210223

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication