CN1549887A - 涡轮机的定子的壳体 - Google Patents

涡轮机的定子的壳体 Download PDF

Info

Publication number
CN1549887A
CN1549887A CNA02816816XA CN02816816A CN1549887A CN 1549887 A CN1549887 A CN 1549887A CN A02816816X A CNA02816816X A CN A02816816XA CN 02816816 A CN02816816 A CN 02816816A CN 1549887 A CN1549887 A CN 1549887A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cover
housing
rings
hook
hooks
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
CNA02816816XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN1325765C (zh
Inventor
F
F·克罗泽特
D·迪迪尔
C·杜克罗克
S·伊姆布尔格
��˹��ŵ��
L·帕尔米萨诺
�������ֿ�
J·M·龙沃克斯
3
A·韦布鲁格
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA Moteurs SA
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 SNECMA Moteurs SA filed Critical SNECMA Moteurs SA
Publication of CN1549887A publication Critical patent/CN1549887A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1325765C publication Critical patent/CN1325765C/zh
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related 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
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F01D25/145—Thermally insulated casings
    • 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

一种壳体(21)，包括一个装备了定子环(26)的支撑钩子(24)的外部罩(22)；这些钩子(24)是成角度地不连续的并且通过榫槽(28，29)连接件与罩(22)相连。这些钩子和罩因此可以用不同材料构造，这些钩子的材料很好地抵抗加热，另外的材料特别适于制造和加工。便于通风，控制间隙和热保护。

Description

涡轮机的定子的壳体
这里将论述一种涡轮机的定子的壳体。
除了构成该定子的罩的外壳以外，这样的零件还包括一些支撑件，一般是钩子形的弯曲支撑件，以便保持固定叶片级的支撑环。这些钩子使该壳体的结构延伸到靠近该燃气流管，并且这些钩子受到比该罩多很多的加热。这些钩子的不利的情况迫使采取专门的防护措施保护它们不被加热，代价是在这个位置上该涡轮机的结构的高复杂性，并且并没有获得完全的成功，这些钩子同时要求过早的维修。
本发明涉及一种改进的壳体，同时该壳体成本低易于制造并且寿命长，具有更加简单的结构，该结构需要防止加热的较少的保护。
在最通常的形式下，涉及一个定子的壳体，该壳体包括一个罩和一些在该罩的内表面上的环的支撑件，这些支撑件不同于该罩并且通过连接件与该罩连接并且仅仅在圆扇区上延伸，其特征在于，这些支撑件包括一些钩子，这些钩子装备有一些与至少两个环的支架相对的槽，这些环包括与这些支撑固定的叶片的定子的环交替的密封环，这些定子的环与支撑件通过一些部分连接，这些部分在其径向外部侧面上延伸。从这个定义可得出抛弃具有连续结构的壳体并且将这些支撑件添加在该罩上。
可以如下所述区分出该结构的优点：环的支撑件被添加在该壳体上，能够以最少的费用被单独生产，按需要更换并且可以用该壳体的材料以外的材料制成；一些零件中的至少某些(称为钩子)同时保持定子的环和相邻的密封环，因此允许所有的环直接钩在该壳体上，从而提高安装的精度和稳定性；最后通过一些外部的径向部分钩住这些定子环允许了燃气流管的钩子后移从而减少其被加热，并且减少钩子传递给壳体的加热。
文献GB2115487A描述了一种装置，该装置具有添加在一个壳体上的支撑件，但是这些零件仅仅保持这些密封环：定子环与密封环交迭并且通过密封环保持定子环；该安装具有这样的缺点：在没有用壳体支撑定子环时刚性较小(处于大的空气动力载荷下)，并且更倾向于热膨胀，因为这些支撑件正如保持这些定子环的密封环，延伸到燃气流管处或者其附近。
本发明将联系下面的附图更加充分地进行描述，附图包括：
图1示出现有技术的原理；
图2和3示出了本发明的两个可能的实施例；和
图4是这些实施例中的第一实施例的相应的视图。
图1中的已知类型的定子装备有一个壳体1，该壳体1包括一个外部罩2和一些钩子，这些钩子基本上为两种类型：沿该涡轮机的轴线交替的一些平的钩子3和一些带跟部的钩子4。所有的钩子3和4都是圆形的并且通过一个叶片5添加到该罩2上，而没有结构的不连续性。它们支撑这些交替的定子环6和密封环7，这些定子环和密封环整体构成该壳体的衬里，以便与该涡轮机的燃气的流出管8隔离。这些环6和7包括并列的并且通过一些密封舌连接的环部分，这些密封舌容纳在与相邻部分相对的槽中。
定子环6具有一些固定叶片，并且包括一个底板10，该底板10装备有在外侧面的前面和后面的钩子11和12。这些密封环7具有一些摩擦材料的添加物13，这些摩擦材料的添加物13在可移动的叶片14的端部的前面延伸，这些密封环7包括一个在前面以外部钩子16和一个内部钩子17结束的底板15。这些钩子16和17设置成通过把这些定子环6的后部钩子12保持在所述的钩子4上夹住钩子4的跟部18。这些密封环7的底板15在后面压在这些简单的钩子3上，这个连接件通过该底板10和定子环6的前部钩子11被夹住。
这样获得的连接是刚性的但是很复杂；该连接允许了通过环6和7的端部覆盖这些钩子3和4，而没有使它们直接暴露于该流管的燃气的高温度。但是因为尽管可以设计密封垫，但热燃气总是可能朝向该壳体1泄漏，因此这个保护不充分，特别是在环6和7的成角度的部分之间：实际上必须通过使从该涡轮机的另外的部分抽出的通风的新鲜空气流出来，冷却该壳体1，该通风的新鲜空气在该由罩2、钩子3和4和环6和7限定的腔室中被吹送。
图2的壳体21包括如上所述的一个外部罩22和一些沿该涡轮机交替地不同类型的钩子23和24，这些钩子还用来保持这些定子环26和密封环27，这些环26和27还彼此交替；但是这些钩子23和24具有这样的特性(还参照图4)：仅仅在圆形扇区上延伸，但是成圆形排列地分布，并且分别包括穿过该罩22的相应的槽29的榫28。该钩子23和24在该罩22上的固定是通过箍紧、焊接或者螺栓连接进行的。
因为该罩22和钩子23和24是一些分开的零件，所以能够用不同的材料制造它们：这些钩子23和24因此将是良好抗热的合金制成的(根据所述的钩子的位置和环境的温度选择不同的材料)，在过去没有考虑这些；该罩22将是用更加普通的合金制成，该合金成本低并且更容易加工。注意到通过分开制造罩22和这些钩子23和24提供了容易的更大规模的生产是另一个节约之源。
如果这些钩子23是一些与钩子3相同的简单的钩子，则钩子24与带跟部4的钩子不同并且钩子24包括一对相对置的沟槽30和31；定子环26的原理与上述的环6以及密封环27的原理相同，替换钩子4的钩子24今后暴露于流管8的燃气下，但是既然能够用足够抵抗热量的材料制造钩子24则这不会导致损害，该材料例如是用于超过900℃温度的M509(KC24NWTZ)或者用于低于900℃温度的RENE77(NK15CADT)。
还注意到在这个原理中，这些密封环27相对于定子环26来说收缩，即密封环27没有延伸定子环26而是靠近外部罩22：该密封环不再用来限定燃气流管的轮廓并且该密封环简单地支撑耐磨材料层35，该耐磨材料层通过一些设置在外缘环37的外部的圆形顶(小薄片)构成一个密封垫，该外缘环37环绕可移动的叶片14。这些外缘环37延长了定子环26，并且正是这些外缘环有利地真正限定出燃气流管，因为该燃气流管的截面比图1中的原理更加连续地改变。这个效果可以归于在钩子24的沟槽30和31之间存在的径向高差。该流管的良好的连续性还在这样的原理下实施，即定子环和密封环彼此迭置，但是该安装更复杂并且可移动的叶片废除了一个外缘环，该外缘环主要用于叶片的结合。
外部罩22可以被一个衬里保护，该衬里包括内部壳33和在壳33和罩22之间的保温材料34。通过在内部壳33和保温材料34中开一些允许钩子23和24穿过的开口，可以容易地设置内部壳33和保温材料34。因为钩子23和24没有构成连续的圆形，因此内部壳33和保温材料34连成一整体并且因此可以容易地被设置和保持而无需任何特别的预防措施，即使内部壳33是一个相当柔韧的金属化薄片：例如可以将其压在密封环27上。
保温材料34提供了一种防热的被动保护，该保护没有导致冷却钩子23和24，相反给出一个通风系统；但是这些更加耐高温的材料制成的钩子不再经常需要冷却，然而该保温材料34可以围绕钩子23和24容易地狭窄成形，因此除去了热燃气向该罩22的泄漏；提供了如下的补充优势：正如内部壳33那样在环26和27的扇形区的结合处前面延伸，并且代替了安装在那里的密封垫，因此可以不使用密封垫：环26和27的扇形区将有间隙地叠置，它们的边缘简单，没有沟槽或者其它的容纳中间垫片的容纳装置，可以容许该流管的燃气的泄漏到达内部壳33。
将理解到该保温材料34是一种优选的保护该罩22的装置；它没有与钩子23和24(通过之后谈及的系统)减少的冷却不兼容，但是如果不够的话可以恢复一种积极的排风：内部壳33将继续存在以便停止热燃气的泄漏并且引导排风空气进入到该内部壳33和罩22之间的空的间隙中。
图3的壳体39的原理与上述的大致不同，即两种类型的钩子被一种单一类型的钩子40代替，该单一类型的钩子都包括一种燕尾槽型或者丁字形扩大的端部，以便保持相应的定子环41，该定子环43在其外部侧面上装备两个彼此相对的钩子42和43，并且钩子42和43在钩子40的端部的放大部分上配合。这意味着这些钩子40和定子环41位于该涡轮机的相同的横截面处，并且每个定子环41被单独一排钩子40保持；该解决办法包括比上述小两倍的钩子，密封环7和27被一些更宽的密封环44代替，在底板45处没有钩子，底板45的端部插入到钩子40的沟槽46中。如上述的实施例那样，钩子40装备有成对的榫47，这些榫47穿入该壳体39的外部罩49的相应的槽48中。还可以安装一个内部壳50，该内部壳装备一个用于隔离该罩49的保温材料。
在涡轮机中总是令人满意的功能是控制径向间隙以便提高具有一定转速的该机器的效率。正如在已知的原理中那样，通过一些吹送空气的装置在此获得了该功能，该装置包括一些围绕该壳体39的穿孔的环形斜面52，并且该环形斜面最好在最大的部分的前面设置，在这里该最大的部分通过这些排钩子40形成。该斜面52通过一个分配装置53供给，该分配装置53被分成朝向每个斜面，吹送的空气从斜面52出来穿过朝向钩子40的榫47取向的穿孔54。在该壳体39上进行的更多或者更少的能量的冷却允许调整壳体39的温度和相应的膨胀，并且因此调整在叶片的末端和特别包括环44的密封装置之间的间隙。围绕壳体39的板55可以被加入以便向一个出口引导吹送空气；如果该板55完全覆盖斜面52，则改进了该装置的特征。
公知主要用于控制间隙的装置能够同样被使用来通过在该榫47上的吹风直接使这些钩子40通风，并且该装置还具有在该装置上滑动的罩49；在这个实施例中，因为钩子排的数目的减少仅仅需要降低斜面52的数量。类似的装置能够装备图2的实施例。

Claims (8)

1.定子的壳体(21，39)，包括一个罩(22，41)和一些在该罩的内表面上的环(26，27，41，44)的支撑件，这些支撑件(24，40)与罩是分开的，通过一些连接装置连接到该罩上并且仅仅在圆形扇区上延伸，其特征在于，这些支撑件包括一些钩子(24，40)，这些钩子(24，40)装备一些支撑至少两个环的对置的沟槽(30，31)，这些环包括与一些支撑固定叶片的定子环交替的密封环，这些定子环通过一些部分(42，43)连接到支撑件上，这些部分(42，43)在该定子环的外部侧面上径向延伸。
2.根据权利要求1所述的壳体，其特征在于，这些环连接到支撑件(24)上，以便使得所述的钩子部分暴露，沟槽中的一个支撑密封环中的一个并且另一个沟槽支撑定子环中的一个。
3.根据权利要求1所述的壳体，其特征在于，这些支撑件是一些单一类型的具有放大端部的钩子(40)，这些支撑件分别支持一个定子环(41)，该定子环(41)支撑固定叶片，并且这些支撑件成圆形排方式与支撑固定叶片的定子环相同的数目分布，这些密封环具有一些端部，这些端部设置在被钩子支撑的定子环的部分上，在钩子的沟槽中配合。
4.根据权利要求1-3任一项所述的定子壳体，其特征在于，这些连接装置包括一个或者多个榫和一些槽(48)，所述的榫用于每个支撑件，所述的槽(48)在该罩中实施并且被这些榫(47)占据。
5.根据权利要求4所述的定子的壳体，其特征在于，这些榫穿入该罩中并且一个通过圆形斜面(52)吹送空气的系统环绕该罩，这些斜面(52)在这些榫(47)前穿有孔。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的定子的壳体，其特征在于，支撑件和罩是不同材料制成的。
7.根据权利要求1-6中任一项所述的定子的壳体，其特征在于，该壳体包括在该罩上的内部壳(33)，该壳与该罩通过一个间隙分隔并且形成一个连续的片，但是一些支撑件在该壳穿孔的地方穿过该连续的片。
8.根据权利要求7所述的壳体，其特征在于，保温材料体(34)填充该间隙。
CNB02816816XA 2001-08-30 2002-08-28 涡轮机的定子的壳体 Expired - Fee Related CN1325765C (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR01/11232 2001-08-30
FR0111232A FR2829176B1 (fr) 2001-08-30 2001-08-30 Carter de stator de turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1549887A true CN1549887A (zh) 2004-11-24
CN1325765C CN1325765C (zh) 2007-07-11

Family

ID=8866814

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CNB02816816XA Expired - Fee Related CN1325765C (zh) 2001-08-30 2002-08-28 涡轮机的定子的壳体

Country Status (12)

Country Link
US (1) US7070387B2 (zh)
EP (1) EP1288444B1 (zh)
JP (1) JP4279667B2 (zh)
CN (1) CN1325765C (zh)
CA (1) CA2457892C (zh)
DE (1) DE60201718T2 (zh)
ES (1) ES2229067T3 (zh)
FR (1) FR2829176B1 (zh)
MA (1) MA26137A1 (zh)
RU (1) RU2324057C2 (zh)
UA (1) UA76185C2 (zh)
WO (1) WO2003018962A1 (zh)

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102200036A (zh) * 2010-03-22 2011-09-28 通用电气公司 用于带护罩的燃气涡轮机叶片的主动顶隙控制和相关方法
CN101315033B (zh) * 2007-05-30 2013-05-29 通用电气公司 具有倾斜密封件的护罩结构
CN104011333A (zh) * 2011-12-19 2014-08-27 斯奈克玛 涡轮机组压气机导向叶片组件
CN101809252B (zh) * 2008-08-11 2014-11-05 三菱重工业株式会社 蒸气轮机设备
CN108026780A (zh) * 2015-09-15 2018-05-11 赛峰飞机发动机公司 涡轮机涡轮壳体的通风装置
CN108691690A (zh) * 2017-04-04 2018-10-23 通用电气公司 用于转子过速保护的方法和系统
CN112302729A (zh) * 2019-07-31 2021-02-02 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机涡轮静子组件及航空发动机

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE10359730A1 (de) * 2003-12-19 2005-07-14 Mtu Aero Engines Gmbh Turbomaschine, insbesondere Gasturbine
FR2868467B1 (fr) * 2004-04-05 2006-06-02 Snecma Moteurs Sa Carter de turbine a crochets refractaires obtenu par procede mdp
FR2871398B1 (fr) * 2004-06-15 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Procede de fabrication d'un carter de stator de turbine
FR2891583B1 (fr) * 2005-09-30 2010-06-18 Snecma Turbine comportant des secteurs d'etancheite demontables par l'amont
US20090096174A1 (en) * 2007-02-28 2009-04-16 United Technologies Corporation Blade outer air seal for a gas turbine engine
FR2914017B1 (fr) * 2007-03-20 2011-07-08 Snecma Dispositif d'etancheite pour un circuit de refroidissement, carter inter-turbine en etant equipe et turboreacteur les comportant
US8393855B2 (en) 2007-06-29 2013-03-12 General Electric Company Flange with axially curved impingement surface for gas turbine engine clearance control
US8197186B2 (en) 2007-06-29 2012-06-12 General Electric Company Flange with axially extending holes for gas turbine engine clearance control
US8439639B2 (en) * 2008-02-24 2013-05-14 United Technologies Corporation Filter system for blade outer air seal
FR2933458B1 (fr) * 2008-07-01 2010-09-03 Snecma Compresseur axialo-centrifuge a systeme de pilotage
EP2184445A1 (de) * 2008-11-05 2010-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Axial segmentierter Leitschaufelträger für einen Gasturbine
US8668431B2 (en) * 2010-03-29 2014-03-11 United Technologies Corporation Seal clearance control on non-cowled gas turbine engines
FR2965010B1 (fr) * 2010-09-17 2015-02-20 Snecma Refroidissement de la paroi exterieure d'un carter de turbine
ITCO20110060A1 (it) * 2011-12-12 2013-06-13 Nuovo Pignone Spa Turbina a vapore, paletta e metodo
EP2647796A1 (de) * 2012-04-04 2013-10-09 MTU Aero Engines GmbH Dichtungssystem für eine Strömungsmaschine
US9291061B2 (en) * 2012-04-13 2016-03-22 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud with parallel casing configuration
ITTO20120519A1 (it) * 2012-06-14 2013-12-15 Avio Spa Turbina a gas per motori aeronautici
EP2896796B1 (fr) * 2014-01-20 2019-09-18 Safran Aero Boosters SA Stator de turbomachine axiale et turbomachine associée
EP3141705B1 (en) * 2015-09-08 2018-12-26 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine rotor cover
US10975721B2 (en) 2016-01-12 2021-04-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Cooled containment case using internal plenum
US11098649B2 (en) * 2018-07-19 2021-08-24 The Boeing Company Self-regulating back-side pressurization system for thermal insulation blankets
US11015475B2 (en) * 2018-12-27 2021-05-25 Rolls-Royce Corporation Passive blade tip clearance control system for gas turbine engine
RU190280U1 (ru) * 2019-01-09 2019-06-25 Публичное Акционерное Общество "Одк-Сатурн" Устройство для фиксации сегментов сопловых лопаток в силовом корпусе статора турбины
FR3098849B1 (fr) * 2019-07-16 2022-10-14 Safran Aircraft Engines Carter amélioré de module d’aéronef
GB2614760A (en) * 2022-01-13 2023-07-19 Rolls Royce Plc Turbine for gas turbine engine

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1501916A (en) * 1975-06-20 1978-02-22 Rolls Royce Matching thermal expansions of components of turbo-machines
US4019320A (en) * 1975-12-05 1977-04-26 United Technologies Corporation External gas turbine engine cooling for clearance control
US4131388A (en) * 1977-05-26 1978-12-26 United Technologies Corporation Outer air seal
GB2076071B (en) * 1980-05-16 1983-11-02 United Technologies Corp Flow directing assembly for a gas turbine engine
GB2115487B (en) * 1982-02-19 1986-02-05 Gen Electric Double wall compressor casing
US4522559A (en) * 1982-02-19 1985-06-11 General Electric Company Compressor casing
GB2117843B (en) * 1982-04-01 1985-11-06 Rolls Royce Compressor shrouds
FR2635562B1 (fr) * 1988-08-18 1993-12-24 Snecma Anneau de stator de turbine associe a un support de liaison au carter de turbine
GB2226365B (en) * 1988-12-22 1993-03-10 Rolls Royce Plc Turbomachine clearance control
GB2239678B (en) * 1989-12-08 1993-03-03 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade shroud assembly
US5180281A (en) * 1990-09-12 1993-01-19 United Technologies Corporation Case tying means for gas turbine engine
FR2683851A1 (fr) * 1991-11-20 1993-05-21 Snecma Turbomachine equipee de moyens facilitant le reglage des jeux du stator entree stator et rotor.
GB9306719D0 (en) * 1993-03-31 1993-06-02 Rolls Royce Plc A turbine assembly for a gas turbine engine
FR2711730B1 (fr) * 1993-10-27 1995-12-01 Snecma Turbomachine équipée de moyens de pilotage des jeux entre rotor et stator.
DE4442157A1 (de) * 1994-11-26 1996-05-30 Abb Management Ag Verfahren und Vorrichtung zur Beeinflussung des Radialspieles der Beschaufelung in axialdurchströmten Verdichtern
US5653581A (en) * 1994-11-29 1997-08-05 United Technologies Corporation Case-tied joint for compressor stators
FR2766232B1 (fr) * 1997-07-18 1999-08-20 Snecma Dispositif de refroidissement ou d'echauffement d'un carter circulaire
US6179560B1 (en) * 1998-12-16 2001-01-30 United Technologies Corporation Turbomachinery module with improved maintainability

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101315033B (zh) * 2007-05-30 2013-05-29 通用电气公司 具有倾斜密封件的护罩结构
CN101809252B (zh) * 2008-08-11 2014-11-05 三菱重工业株式会社 蒸气轮机设备
CN102200036A (zh) * 2010-03-22 2011-09-28 通用电气公司 用于带护罩的燃气涡轮机叶片的主动顶隙控制和相关方法
CN102200036B (zh) * 2010-03-22 2016-03-02 通用电气公司 用于带护罩的燃气涡轮机叶片的主动顶隙控制系统和相关方法
CN104011333A (zh) * 2011-12-19 2014-08-27 斯奈克玛 涡轮机组压气机导向叶片组件
CN104011333B (zh) * 2011-12-19 2016-03-02 斯奈克玛 涡轮机组压气机导向叶片组件
CN108026780A (zh) * 2015-09-15 2018-05-11 赛峰飞机发动机公司 涡轮机涡轮壳体的通风装置
CN108691690A (zh) * 2017-04-04 2018-10-23 通用电气公司 用于转子过速保护的方法和系统
CN112302729A (zh) * 2019-07-31 2021-02-02 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机涡轮静子组件及航空发动机

Also Published As

Publication number Publication date
JP4279667B2 (ja) 2009-06-17
FR2829176A1 (fr) 2003-03-07
UA76185C2 (uk) 2006-07-17
DE60201718D1 (de) 2004-12-02
FR2829176B1 (fr) 2005-06-24
MA26137A1 (fr) 2004-04-01
US20040184912A1 (en) 2004-09-23
DE60201718T2 (de) 2006-02-09
CA2457892A1 (fr) 2003-03-06
RU2004109232A (ru) 2005-05-20
CN1325765C (zh) 2007-07-11
EP1288444B1 (fr) 2004-10-27
ES2229067T3 (es) 2005-04-16
WO2003018962A1 (fr) 2003-03-06
JP2005501192A (ja) 2005-01-13
EP1288444A1 (fr) 2003-03-05
US7070387B2 (en) 2006-07-04
CA2457892C (fr) 2011-02-08
RU2324057C2 (ru) 2008-05-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1325765C (zh) 涡轮机的定子的壳体
RU2337248C2 (ru) Теплозащитная стенка, корпус подшипника, корпус турбины для работающей на отработавших газах турбины и работающая на отработавших газах турбина (варианты)
EP1508671B1 (en) A brush seal for gas turbine engines
US5630702A (en) Arrangement for influencing the radial clearance of the blading in axial-flow compressors including hollow spaces filled with insulating material
EP0844369B1 (en) A bladed rotor and surround assembly
CA2712113C (en) Sealing and cooling at the joint between shroud segments
US8251652B2 (en) Gas turbine vane platform element
US5181827A (en) Gas turbine engine shroud ring mounting
CA2397613C (en) Split ring for tip clearance control
CA2951431C (en) Multi-piece shroud hanger assembly
CN101315033B (zh) 具有倾斜密封件的护罩结构
JP4124552B2 (ja) 高圧コンプレッサの固定子
US6089821A (en) Gas turbine engine cooling apparatus
US20100074732A1 (en) Gas Turbine Sealing Apparatus
GB2226365A (en) Turbomachine clearance control
US7013652B2 (en) Gas turbo set
US6705832B2 (en) Turbine
EP1843010A2 (en) Gas turbine compressor casing flowpath rings
US8388310B1 (en) Turbine disc sealing assembly
GB2076475A (en) Axial flow turbine shroud
CA2283693C (en) Cooling supply manifold assembly for cooling combustion turbine components
US6416276B1 (en) Heat shield device in gas turbines
US4696619A (en) Housing for a turbojet engine compressor
CA1117429A (en) Support member and a component supported thereby
CA2234862C (en) Blade tip clearance control apparatus

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
C56 Change in the name or address of the patentee

Owner name: KEMA SNEH CO., LTD.

Free format text: FORMER NAME: SNEIMAC MOTOLS

CP01 Change in the name or title of a patent holder

Address after: France

Patentee after: Snecma S. A.

Address before: France

Patentee before: Snecma Moteurs

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20070711

Termination date: 20180828

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee