CN112855286A - 用于涡轮机中旋转鼓的阻尼器密封件 - Google Patents

用于涡轮机中旋转鼓的阻尼器密封件 Download PDF

Info

Publication number
CN112855286A
CN112855286A CN202011356902.0A CN202011356902A CN112855286A CN 112855286 A CN112855286 A CN 112855286A CN 202011356902 A CN202011356902 A CN 202011356902A CN 112855286 A CN112855286 A CN 112855286A
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine
turbomachine
rotor
cavities
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
CN202011356902.0A
Other languages
English (en)
Inventor
P·潘卡
N·帕约尔
R·施密特
B·H·埃塔斯
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 CN112855286A publication Critical patent/CN112855286A/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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/04—Antivibration arrangements
    • 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
    • F01D5/10—Anti- vibration means
    • 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
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16J—PISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00—Sealings
    • F16J15/44—Free-space packings
    • 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
    • F01D1/00—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines
    • F01D1/24—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like
    • F01D1/26—Non-positive-displacement machines or engines, e.g. steam turbines characterised by counter-rotating rotors subjected to same working fluid stream without intermediate stator blades or the like traversed by the working-fluid substantially axially
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/129—Cascades, i.e. assemblies of similar profiles acting in parallel
    • 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/181—Two-dimensional patterned ridged
    • 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/182—Two-dimensional patterned crenellated, notched
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/963—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by Helmholtz resonators
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/71—Type of control algorithm synthesized, i.e. parameter computed by a mathematical model
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/80—Devices generating input signals, e.g. transducers, sensors, cameras or strain gauges
    • 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)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (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中旋转鼓的阻尼器密封件，具体而言一种用于涡轮机的阻尼器密封件包括环形主体，该环形主体具有由厚度分开的内周向表面和外周向表面。照此，内周向表面可限定布置成多个周向排的多个空腔和定位在多个空腔中的至少两个之间的至少一个隔板。此外，内周向表面还可限定布置在多个周向排中的两个之间的至少一个增压室。

Description

用于涡轮机中旋转鼓的阻尼器密封件
技术领域
本发明总体上涉及涡轮机，并且更特别地涉及用于诸如燃气涡轮发动机的涡轮机中的旋转鼓的阻尼器密封件。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括燃烧区段下游的涡轮区段，该涡轮区段能够与压缩机区段一起旋转，以旋转和操作燃气涡轮发动机来产生动力，例如推进推力。通用燃气涡轮发动机设计标准常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)。
燃气涡轮发动机通常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包括多个旋转转子叶片。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。普通的旋转叶片由盘或内转子在内部组装并保持。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，并且对于交错叶片构型来说附接到外部旋转鼓。
在诸如悬伸式外部旋转鼓的某些构型中，鼓可在操作期间相对于内转子经历几种基本模式，例如悬臂式鼓模式、径向振动模式和异相挤压模式(crunch mode)，这可导致过度振动。这种振动可能对旋转或固定零件有害。
因此，需要在燃气涡轮发动机的操作期间衰减这种振动，以防止旋转零件发生损坏，并提高效率。因此，本公开涉及一种阻尼器密封件，该阻尼器密封件被构造成限制在某些方向上的气流以增加阻尼，从而减少旋转鼓的振动。
发明内容
本发明的方面和优点将在下面的描述中部分地阐述，或者可从描述中显而易见，或者可通过本发明的实践获知。
在一个方面，本公开涉及一种涡轮机。涡轮机包括可旋转环形鼓转子和连接到可旋转环形鼓转子的第一多个叶片。第一多个叶片中的每一个包括叶片根部部分和叶片尖端部分。叶片根部部分固连到可旋转环形鼓转子。此外，涡轮机包括定位在叶片尖端部分之一和可旋转环形鼓转子之间的至少一个环形密封件。此外，(多个)环形密封件包括由厚度分开的内周向表面和外周向表面。照此，内周向表面限定了至少一个空腔，该空腔被构造成例如在径向方向(转子到转子或转子到定子)上向涡轮机提供阻尼。
在另一个方面，本公开涉及一种用于涡轮机的阻尼器密封件。阻尼器密封件可包括环形主体，该环形主体具有由厚度分开的内周向表面和外周向表面。照此，内周向表面可限定布置成多个周向排的多个空腔和定位在多个空腔中的至少两个之间的至少一个隔板。此外，内周向表面还可限定布置在多个周向排中的两个之间的至少一个增压室(plenum)。
技术方案1. 一种涡轮机，包括：
可旋转环形鼓转子；
第一多个叶片，其连接到所述可旋转环形鼓转子，所述第一多个叶片中的每一个包括叶片根部部分和叶片尖端部分，所述叶片根部部分固连到所述可旋转环形鼓转子；和
环形密封件，其定位在所述叶片尖端部分中的至少一个和所述可旋转环形鼓转子之间，所述环形密封件包括由厚度分开的内周向表面和外周向表面，所述内周向表面限定构造成向所述涡轮机提供阻尼的至少一个空腔。
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，所述至少一个环形密封件的所述内周向表面限定多个空腔。
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，所述多个空腔布置成多个周向排。
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，所述至少一个环形密封件的所述内周向表面还包括布置在所述多个周向排中的两个之间的至少一个增压室。
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，所述至少一个环形密封件的所述内周向表面还包括定位在所述多个空腔中的至少两个之间的至少一个隔板。
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，所述至少一个隔板包括多个隔板，所述多个隔板中的每一个的长度小于或等于所述多个周向排中的一个，从而不与所述至少一个增压室相交。
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，所述至少一个隔板延伸横跨所述多个周向排中的至少两个，从而与所述至少一个增压室相交。
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，所述多个空腔中的一个或多个包括至少一个凹口。
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，所述多个空腔中的每一个包括相对于所述至少一个环形密封件的气流方向的第一侧和第二侧，所述至少一个凹口形成在所述多个空腔的所述第二侧中的一个或多个中。
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，所述至少一个环形密封件接触所述叶片尖端部分中的至少一个。
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、压缩机区段或增压器区段中的至少一个。
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，所述可旋转环形鼓转子包括可旋转环形外鼓转子，所述涡轮机还包括可旋转环形内鼓转子和连接到所述可旋转环形内鼓转子的第二多个叶片，所述第一多个叶片与所述第二多个叶片交错。
技术方案13. 根据任意前述技术方案所述的涡轮机，其特征在于，还包括定子和连接到所述定子的第二多个叶片，所述第一多个叶片与所述第二多个叶片交错。
技术方案14. 一种用于涡轮机的阻尼器密封件，包括：
环形主体，其包括由厚度分开的内周向表面和外周向表面，所述内周向表面限定布置成多个周向排的多个空腔和定位在所述多个空腔中的至少两个之间的至少一个隔板，所述内周向表面还限定布置在所述多个周向排中的两个之间的至少一个增压室。
技术方案15. 根据任意前述技术方案所述的阻尼器密封件，其特征在于，所述至少一个隔板包括多个隔板，所述多个隔板中的每一个的长度小于或等于所述多个周向排中的一个，从而不与所述至少一个增压室相交。
技术方案16. 根据任意前述技术方案所述的阻尼器密封件，其特征在于，所述至少一个隔板延伸横跨所述多个周向排中的至少两个，从而与所述至少一个增压室相交。
技术方案17. 根据任意前述技术方案所述的阻尼器密封件，其特征在于，所述多个空腔围绕所述至少一个环形密封件周向等距地间隔开。
技术方案18. 根据任意前述技术方案所述的阻尼器密封件，其特征在于，所述多个空腔中的一个或多个包括至少一个凹口。
技术方案19. 根据任意前述技术方案所述的阻尼器密封件，其特征在于，所述多个空腔中的每一个包括相对于所述至少一个环形密封件的气流方向的第一侧和第二侧，所述至少一个凹口形成在所述多个空腔的所述第二侧中的一个或多个中。
技术方案20. 根据任意前述技术方案所述的阻尼器密封件，其特征在于，所述阻尼器密封件尺寸设计成配合在连接到所述涡轮机的转子或定子的叶片的叶片尖端部分和所述转子或所述定子的相对端之间。
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。并入并构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，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针对本领域普通技术人员的本发明的完整且能够实现的公开内容，包括其最佳模式，在附图中：
图1示出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图，该发动机具有低压涡轮，该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撑；
图2示出了图1中的发动机的涡轮间框架和低压涡轮转子的放大视图；
图3示出了图1中发动机的风扇框架、前轴承和油槽的放大视图；
图4示出了根据本公开的燃气涡轮发动机的区段的一个实施例的局部侧视图，特别地示出了在第一多个涡轮叶片和可旋转环形内鼓转子之间的多个阻尼器密封件；
图5示出了根据本公开的燃气涡轮发动机的区段的另一个实施例的局部侧视图，特别地示出了在第二多个涡轮叶片和可旋转环形外鼓转子之间的多个阻尼器密封件；
图6示出了根据本公开的燃气涡轮发动机的区段的又一个实施例的局部侧视图，特别地示出了转子和定子之间的多个阻尼器密封件；
图7示出了根据本公开的阻尼器密封件的一个实施例的局部剖视透视图；
图8示出了图7的阻尼器密封件的剖视图；
图9示出了根据本公开的阻尼器密封件的另一个实施例的局部剖视透视图；和
图10示出了图9的阻尼器密封件的剖视图。
在本说明书和附图中重复使用附图标记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
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。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相似的标记用于指代本发明的相同或相似的部分。
如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以将一个部件或特征与另一个部件或特征区分开来，并且不旨在表示各个部件或特征的位置、重要性或大小。
术语“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或车辆内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或车辆的正常操作姿态。例如，对于燃气涡轮发动机，前是指更靠近发动机入口的位置，后是指更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，“下游”是指流体流向的方向。术语“联接”、“固定”、“附接到”等是指直接联接、固定或附接以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接、固定或附接，除非本文另有说明。单数形式“一”、“一个”和“该”包括复数指代，除非上下文另有明确规定。
如本文中在整个说明书和权利要求书中所使用的，近似语言用于修饰任何定量表示，在不导致与其相关的基本功能改变的情况下可容许该定量表示变化。因此，由诸如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可指在10%的裕度内。
一般而言，本公开涉及用于诸如燃气涡轮发动机的涡轮机的分隔凹穴式(pocket)阻尼器密封件和完全分隔凹穴式阻尼器密封件，其与涡轮机的某些翼型件接触。与常规的迷宫式密封相比，这种密封件提供了显著的阻尼益处。此外，本公开的阻尼器密封件可用于需要短密封长度或较小长度直径比的应用中。
现在参考附图，图1示出了诸如根据本公开的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。如图所示，燃气涡轮发动机10围绕发动机中心线8外接，并包括接收环境空气14的入口气流的风扇区段12。风扇区段12具有反向旋转的第一风扇4和第二风扇6，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能够相对于高压压缩机18反向旋转。这降低了发动机10对风扇区段12的气流入口变形的敏感性。它还降低了对其它转子中旋转失速团(stall cell)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替换。
由风扇壳体11和可旋转环形径向内旁路导管壁9径向地界定的旁路导管21围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的入口导管19。旁路导管21由风扇壳体11和环形径向内旁路导管壁9径向地界定。径向内旁路导管壁9固定地安装到第二风扇叶片排15。此外，如图所示，第二增压器17相对于旁路导管壁9径向地向内延伸。第二风扇叶片排的径向外部部分23径向地设置在旁路导管21内。
参考图1和图2，低压涡轮26包括环形外鼓转子136，其通过后部低压内圆锥形轴延伸部132能够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间隔开。鼓转子136从低压涡轮叶片排138的末级悬臂伸出，该末级螺栓连接到后低压内圆锥形轴延伸部132。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能够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间隔开。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的主要部件。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的主要部件。
第一增压器16包括环形第一增压器转子区段166，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示出为以类似于整体叶片盘(通常称为整体叶盘)或整体叶片转子的方式带整体叶片，整体叶片转子已经在常规转子中使用，因为它们重量轻并且不允许叶片附接泄漏。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最小化第一增压器转子区段166的应力和偏转。
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径向地设置在入口导管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的一部分。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分别与高压转子33同轴地且径向地向内至少部分地能够旋转地设置。
燃气涡轮发动机10还具有框架结构32，框架结构32包括由发动机壳体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靠近风扇框架34的撑条35定位，并且因此撑条35的前缘轴向地向后扫过或倾斜，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(未示出)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还包括第二结构环88，该第二结构环88围绕中心线8与第一结构环86同轴地设置并且径向地向内间隔开。第二结构环88也可被称为毂。多个周向地间隔开的撑条90在第一环86和第二环88之间径向地延伸，并且固定地接合到它们。在本文所示的本发明的示例性实施例中，撑条90是中空的，但是在其它实施例中，撑条可不为中空的。因为涡轮间框架60轴向地位于高压转子33的HPT24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。
发动机在风扇框架34上位于前方的风扇框架前安装座118处和涡轮间框架60上位于后方的涡轮框架后安装座120处安装到飞行器。发动机10可通过在前安装座118和与前安装座118下游轴向地间隔开的后安装座120处的挂架安装在飞行器机翼下方。后安装座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，后安装座120可包括U形挂钩122。常规的安装座通常在涡轮间框架60上使用一组周向地间隔开的U形挂钩122(在图中的剖视图中仅示出U形挂钩中的一个)。U形挂钩122设计成通过一组销连接到一组连杆。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，其它类型的安装装置在飞行器工业中是已知的，并且可用来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由安装在第一轴承支撑结构44中的后推力轴承43和安装在第二轴承支撑结构47中的第二轴承36(滚柱轴承)从风扇框架34轴向地和径向地能够旋转地支撑。低压内转子200通过前圆锥形内轴延伸部133由前差动推力轴承55从风扇框架34轴向地和径向地能够旋转地支撑，该前差动推力轴承55安装在前圆锥形外轴延伸部143的向前延伸的延伸部56和前圆锥形内轴延伸部133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)从风扇框架34径向地能够旋转地支撑。第一轴承支撑结构44和第二轴承支撑结构47可固定地附接到风扇框架34。
更特别地参考图2和图3，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由涡轮间框架60内的第三轴承76径向地能够旋转地支撑。第三轴承76设置在附接到涡轮间框架60的后部分110的后轴承支撑结构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最靠后地能够旋转地支撑，第三轴承76因此被称为最靠后的低压转子支撑轴承。本发明的涡轮间框架60轴向地位于HPT 24和LPT 26之间，并且因此基本上支撑整个低压涡轮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由低压外转子202的后低压外圆锥形轴延伸部142径向地能够旋转地支撑。差动轴承144(也称为轴间轴承)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。
重新参考图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径向地能够旋转地支撑，轴承组件80安装在附接到风扇框架34的轴承组件支撑结构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向后径向地能够旋转地支撑，第五轴承94安装在附接到涡轮间框架60的前部部分108的前轴承支撑结构96中。前轴承支撑结构96和后轴承支撑结构97分别固定地接合或附接到涡轮间框架60的前部分108和后部分110，并且因此轴向地间隔开。涡轮间框架60的前部分108和后部分110分别由第二结构环88分开。
前油槽构件104和后油槽构件106接合到涡轮间框架60，并由前轴承支撑结构96和后轴承支撑结构97承载。前油槽构件104和后油槽构件106分别在油槽构件的前圆柱形中心孔84和后圆柱形中心孔85中支撑第五轴承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撑结构96和后轴承支撑结构97。
出口导向静叶组件150位于LPT 26的后部，该出口导向静叶组件150支撑一排固定的出口导向叶片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的气体流去旋。低压涡轮壳体54可在HPT 24和LPT 26之间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，因为它不能够旋转地支撑发动机的任何转子。
本发明的涡轮风扇燃气涡轮发动机10的高压压缩机18是可操作的，并且被设计成以约15至约30的范围内的相对较高的压缩机压力比以及约40至约65的范围内的总压力比进行操作。压缩机压力比是仅横跨高压压缩机18的压力上升的量度。总压力比是贯穿高压压缩机18的整个风扇上的压力上升的量度，即，它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的压力的比率。高压压缩机18示出为具有六个高压级48和用于前四个高压级48的三个可变静叶级50。可使用少于四个可变静叶级50。高压压缩机18具有相对较少数量的高压级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。这使得发动机较短，同时仍具有在40至65的范围内的高总压力比。
发动机具有在5至15范围内的的设计旁通比和在1.4至2.5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被设计成以尖端速度操作，对于两个叶片排来说，尖端速度的总和在约1000至2500英尺/秒的范围内，这允许使用轻质复合风扇叶片。轻质、非冷却、高温能力、反向旋转陶瓷基复合材料(CMC)翼型件可用于低压涡轮26。因此，发动机10和风扇区段12可被描述为具有每秒1000至2500英尺范围内的第一风扇叶片排13和第二风扇叶片排15的操作风扇尖端速度的总和。
仍然参考图1，示出了从发动机中心线8到第一风扇叶片排13的风扇叶片尖端188测量的尖端半径RT，以及在核心发动机25的高压压缩机18的入口导管19的入口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尖端半径比(RH/RT)。对于给定的一组风扇入口和入口导管环形区域，当与较大的比率相比时，低的风扇入口毂与尖端半径比允许较小的风扇直径。然而，风扇入口毂与尖端半径比水平受到设计支撑旋转风扇叶片的盘的能力的限制。本文所示的示例性实施例中的风扇叶片由轻质复合材料或铝制成，并且转子风扇尖端速度被设计成使得风扇盘126可被设计成风扇入口毂与尖端半径比低至0.20。
现在参考图4和图5，示出了本公开的燃气涡轮发动机10的区段的部分侧视图，特别示出了多个环形旋转阻尼器密封件210。更具体地，如图4所示，多个阻尼器密封件210定位在第一多个涡轮叶片138和可旋转的环形内鼓转子146之间。此外，如图所示，第一多个涡轮叶片138中的每一个包括叶片根部部分212和叶片尖端部分214。因此，如图所示，每个阻尼器密封件210定位在第一多个涡轮叶片138的叶片尖端部分214之一和环形内鼓转子146之间。更具体地，如图所示，(多个)阻尼器密封件210可直接接触燃气涡轮发动机10的叶片尖端部分214。备选地，如图5所示，多个阻尼器密封件210也可定位在第二多个涡轮叶片148中的一个或多个与可旋转的环形外鼓转子136之间。
在另外的实施例中，如图6所示，燃气涡轮发动机10可具有可受益于本文所述的(多个)阻尼器密封件210的其它合适的构型。例如，如图所示，燃气涡轮发动机10可具有常规的转子-定子布置，阻尼器密封件210布置在转子-定子接口处。此外，如图所示，(多个)阻尼器210也可布置在燃气涡轮发动机10的两个转子的接口之间。
现在参考图7至图10，示出了根据本公开的(多个)阻尼器密封件210的多个实施例的各种视图。如图7和图9所示，(多个)阻尼器密封件210可包括由厚度220分开的内周向表面216和外周向表面218。因此，如图7至图10所示，内周向表面216限定了至少一个空腔222，该空腔222被构造成向燃气涡轮发动机10提供阻尼。更具体地，如图7和图9所示，在一个实施例中，(多个)环形密封件210的内周向表面216可限定多个空腔222。因此，在这样的实施例中，如图所示，多个空腔222可布置成多个周向排224。此外，如图所示，多个空腔222可围绕(多个)环形密封件210周向等距地间隔开，或者可围绕(多个)环形密封件210周向不均匀地间隔开，即取决于燃气涡轮发动机10内的位置(例如，涡轮、压缩机、增压器等)。
在另一个实施例中，如图所示，(多个)环形密封件210的内周向表面216可包括布置在多个周向排224中的两个之间的至少一个增压室226。
此外，如图所示，(多个)环形密封件210的内周向表面216还可限定定位在多个空腔222中的至少两个之间的至少一个隔板228。例如，在一个实施例中，如图7所示，阻尼器密封件210可包括多个隔板228。在这样的实施例中，多个隔板228中的每一个可具有小于或等于多个周向排224中的一个的长度，以便不与(多个)增压室226相交。因此，如图7所示，所示的密封件210可大体上称为凹穴式阻尼器密封件，其中隔板228不从一个周向排224延伸到另一个周向排。因此，如图8所示，在该密封件210内存在有效238和无效240空腔222两者。有效空腔238是具有隔板228的空腔222，而无效空腔240是在不存在隔板228的情况下具有连续周向流动的空腔222。对于凹穴式阻尼器密封件概念，一个空腔中的隔板228可在与另一个空腔不同的切向位置处。
在备选实施例中，如图9和图10所示，(多个)隔板228可延伸横跨多个周向排224中的至少两个，以便与(多个)增压室226相交。因此，如图9和图10所示，所示的密封件210可大体上称为完全分隔的密封件，其中隔板228从阻尼器密封件的前方一直延伸到后方。对于完全分隔的概念，隔板228可是或可不是从密封件210的前方到后方的连续结构，即一个空腔中的隔板228可在与另一个空腔不同的切向位置处。在这样的实施例中，如图10所示，所有的空腔222都是有效空腔238。
仍然参考图7和图9，在另一个实施例中，多个空腔222中的一个或多个可包括至少一个凹口230。例如，在一个实施例中，相对于(多个)环形密封件210的气流方向236，多个空腔222中的每一个可具有第一侧232和第二侧234。因此，在这样的实施例中，(多个)凹口230可形成在多个空腔222的第二侧234中的一个或多个中。
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：
可旋转环形鼓转子；
第一多个叶片，其连接到可旋转环形鼓转子，该第一多个叶片中的每一个包括叶片根部部分和叶片尖端部分，叶片根部部分固连到可旋转环形鼓转子；和
环形密封件，其定位在叶片尖端部分中的至少一个和可旋转环形鼓转子之间，该环形密封件包括由厚度分开的内周向表面和外周向表面，该内周向表面限定构造成向涡轮机提供阻尼的至少一个空腔。
条款2.根据条款1所述的涡轮机，其中，至少一个环形密封件的内周向表面限定多个空腔。
条款3.根据条款1至2所述的涡轮机，其中，多个空腔布置成多个周向排。
条款4.根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，至少一个环形密封件的内周向表面还包括布置在多个周向排中的两个之间的至少一个增压室。
条款5.根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，至少一个环形密封件的内周向表面还包括定位在多个空腔中的至少两个之间的至少一个隔板。
条款6.根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，至少一个隔板包括多个隔板，该多个隔板中的每一个的长度小于或等于多个周向排中的一个，从而不与至少一个增压室相交。
条款7.根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，至少一个隔板延伸横跨多个周向排中的至少两个，从而与至少一个增压室相交。
条款8.根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，多个空腔中的一个或多个包括至少一个凹口。
条款9.根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，多个空腔中的每一个包括相对于至少一个环形密封件的气流方向的第一侧和第二侧，至少一个凹口形成在多个空腔的第二侧中的一个或多个中。
条款10. 根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，至少一个环形密封件接触叶片尖端部分中的至少一个。
条款11. 根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，涡轮机包括涡轮区段、压缩机区段或增压器区段中的至少一个。
条款12. 根据前述条款中任一项所述的涡轮机，其中，可旋转环形鼓转子包括可旋转环形外鼓转子，该涡轮机还包括可旋转环形内鼓转子和连接到可旋转环形内鼓转子的第二多个叶片，第一多个叶片与第二多个叶片交错。
条款13. 根据前述条款中任一项所述的涡轮机，还包括定子和连接到定子的第二多个叶片，第一多个叶片与第二多个叶片交错。
条款14. 一种用于涡轮机的阻尼器密封件，包括：
环形主体，其包括由厚度分开的内周向表面和外周向表面，内周向表面限定布置成多个周向排的多个空腔和定位在多个空腔中的至少两个之间的至少一个隔板，内周向表面还限定布置在多个周向排中的两个之间的至少一个增压室。
条款15. 根据条款14所述的阻尼器密封件，其中，至少一个隔板包括多个隔板，该多个隔板中的每一个的长度小于或等于多个周向排中的一个，从而不与至少一个增压室相交。
条款16. 根据条款14至15所述的阻尼器密封件，其中，至少一个隔板延伸横跨多个周向排中的至少两个，从而与至少一个增压室相交。
条款17. 根据条款14至16所述的阻尼器密封件，其中，多个空腔围绕至少一个环形密封件周向等距地间隔开。
条款18. 根据条款14至17所述的阻尼器密封件，其中，多个空腔中的一个或多个包括至少一个凹口。
条款19. 根据条款14至18所述的阻尼器密封件，其中，多个空腔中的每一个包括相对于至少一个环形密封件的气流方向的第一侧和第二侧，至少一个凹口形成在多个空腔的第二侧中的一个或多个中。
条款20. 根据条款14至19所述的阻尼器密封件，其中，阻尼器密封件尺寸设计成配合在连接到涡轮机的转子或定子的叶片的叶片尖端部分和转子或定子的相对端之间。
本书面描述使用示例来公开包括最佳模式的本发明，并且还使得本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何设备或系统以及执行任何并入的方法。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。如果这些其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求书的字面语言具有非实质性差异的等效结构要素，则这些其它示例旨在处于权利要求书的范围内。

Claims (10)

1.一种涡轮机，包括：
可旋转环形鼓转子；
第一多个叶片，其连接到所述可旋转环形鼓转子，所述第一多个叶片中的每一个包括叶片根部部分和叶片尖端部分，所述叶片根部部分固连到所述可旋转环形鼓转子；和
环形密封件，其定位在所述叶片尖端部分中的至少一个和所述可旋转环形鼓转子之间，所述环形密封件包括由厚度分开的内周向表面和外周向表面，所述内周向表面限定构造成向所述涡轮机提供阻尼的至少一个空腔。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述至少一个环形密封件的所述内周向表面限定多个空腔。
3.根据权利要求2所述的涡轮机，其特征在于，所述多个空腔布置成多个周向排。
4.根据权利要求3所述的涡轮机，其特征在于，所述至少一个环形密封件的所述内周向表面还包括布置在所述多个周向排中的两个之间的至少一个增压室。
5.根据权利要求4所述的涡轮机，其特征在于，所述至少一个环形密封件的所述内周向表面还包括定位在所述多个空腔中的至少两个之间的至少一个隔板。
6.根据权利要求5所述的涡轮机，其特征在于，所述至少一个隔板包括多个隔板，所述多个隔板中的每一个的长度小于或等于所述多个周向排中的一个，从而不与所述至少一个增压室相交。
7.根据权利要求6所述的涡轮机，其特征在于，所述至少一个隔板延伸横跨所述多个周向排中的至少两个，从而与所述至少一个增压室相交。
8.根据权利要求2所述的涡轮机，其特征在于，所述多个空腔中的一个或多个包括至少一个凹口。
9.根据权利要求8所述的涡轮机，其特征在于，所述多个空腔中的每一个包括相对于所述至少一个环形密封件的气流方向的第一侧和第二侧，所述至少一个凹口形成在所述多个空腔的所述第二侧中的一个或多个中。
10.根据权利要求1所述的涡轮机，其特征在于，所述至少一个环形密封件接触所述叶片尖端部分中的至少一个。
CN202011356902.0A 2019-11-27 2020-11-27 用于涡轮机中旋转鼓的阻尼器密封件 Pending CN112855286A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US16/697,406 US11492910B2 (en) 2019-11-27 2019-11-27 Damper seals for rotating drums in turbomachines
US16/697406 2019-11-27

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112855286A true CN112855286A (zh) 2021-05-28

Family

ID=75973756

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011356902.0A Pending CN112855286A (zh) 2019-11-27 2020-11-27 用于涡轮机中旋转鼓的阻尼器密封件

Country Status (2)

Country Link
US (1) US11492910B2 (zh)
CN (1) CN112855286A (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5344239A (en) * 1992-11-25 1994-09-06 General Electric Company Squeeze film bearing damper with annular end plenums
US5707064A (en) * 1993-01-08 1998-01-13 The Texas A&M University System Modulated pressure damper seal
US5794942A (en) * 1993-01-08 1998-08-18 The Texas A&M University System Modulated pressure damper seals
US20170241427A1 (en) * 2014-08-25 2017-08-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal mechanism and rotating machine

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2935297A (en) 1954-06-09 1960-05-03 Stalker Corp Vibration dampers for rotor blades
CH606775A5 (zh) 1975-09-30 1978-11-15 Kraftwerk Union Ag
US6375416B1 (en) 1993-07-15 2002-04-23 Kevin J. Farrell Technique for reducing acoustic radiation in turbomachinery
EP1028258A4 (en) 1998-06-17 2002-07-10 Hitachi Construction Machinery FAN DEVICE AND ENCLOSURE
US6231301B1 (en) 1998-12-10 2001-05-15 United Technologies Corporation Casing treatment for a fluid compressor
WO2004113769A2 (en) * 2003-06-20 2004-12-29 Elliott Company Stepped labyrinth damper seal
WO2004113771A2 (en) * 2003-06-20 2004-12-29 Elliott Company Hybrid abradable labyrinth damper seal
US20130140774A1 (en) * 2010-01-13 2013-06-06 Dresser-Rand Company Annular seal apparatus and method
IT1403222B1 (it) 2010-12-30 2013-10-17 Nuovo Pignone Spa Sistemi e metodi per rastremazione del rompi-vortice
US10502061B2 (en) 2016-09-28 2019-12-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Damper groove with strain derivative amplifying pockets

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5344239A (en) * 1992-11-25 1994-09-06 General Electric Company Squeeze film bearing damper with annular end plenums
US5707064A (en) * 1993-01-08 1998-01-13 The Texas A&M University System Modulated pressure damper seal
US5794942A (en) * 1993-01-08 1998-08-18 The Texas A&M University System Modulated pressure damper seals
US20170241427A1 (en) * 2014-08-25 2017-08-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal mechanism and rotating machine

Also Published As

Publication number Publication date
US11492910B2 (en) 2022-11-08
US20210156256A1 (en) 2021-05-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4204310B2 (ja) タービン間エンジンフレームによって支持された二重反転式低圧タービンロータを備える航空機用エンジン
US6732502B2 (en) Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
US9695751B2 (en) Geared turbofan gas turbine engine architecture
EP2474708A2 (en) Interstage seal for a gas turbine engine and corresponding assembly method
EP1316676A1 (en) Aircraft engine with inter-turbine engine frame
US11021990B2 (en) Shroud sealing for a gas turbine engine
EP2901082B1 (en) Inner diffuser case struts for a combustor of a gas turbine engine
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
US20230258134A1 (en) High fan tip speed engine
US10563539B2 (en) Turbine engine with bearing assembly
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
US20190316477A1 (en) Gas turbine engine component for acoustic attenuation
US11473439B1 (en) Gas turbine engine with hollow rotor in fluid communication with a balance piston cavity
US20240052758A1 (en) Gas turbine engine exhaust case with blade shroud and stiffeners

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