RU2002125180A - Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине - Google Patents
Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбинеInfo
- Publication number
- RU2002125180A RU2002125180A RU2002125180/06A RU2002125180A RU2002125180A RU 2002125180 A RU2002125180 A RU 2002125180A RU 2002125180/06 A RU2002125180/06 A RU 2002125180/06A RU 2002125180 A RU2002125180 A RU 2002125180A RU 2002125180 A RU2002125180 A RU 2002125180A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flange
- extreme values
- axis
- turbine
- including extreme
- Prior art date
Links
- 230000000875 corresponding Effects 0.000 claims 2
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims 1
Claims (9)
1. Усовершенствованный фланец (20) для соединения осевого компрессора и узла (14) диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине (10) типа, в котором фланец (20) имеет корпус (22) в форме усеченного конуса, причем корпус (22) сначала соединяют с валом (12), который вращается вокруг оси (X) осевого компрессора, при помощи ступицы (24), которая имеет цилиндрическую форму, и затем соединяют большим основанием усеченного конуса корпуса (22) с узлом (14) диска ротора при помощи выступа (26) ступицы в форме круглого кольца, при этом кольцевая выемка (28), которая выполнена в поверхности (29) выступа (26), обращенная к узлу (14) диска ротора, соединяется посредством взаимодействия с выступом, который соответствует выемке и выполнен на узле (14) диска ротора, отличающийся тем, что корпус (22) в форме усеченного конуса имеет внешнюю образующую, которая наклонена относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси (X) турбины, на угол α1, составляющий от 25 до 35°, включая экстремальные значения, и тем, что внутренняя образующая наклонена относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси (X) турбины, на угол α2, который составляет от 12° до 18°, включая экстремальные значения.
2. Фланец (20) по п.1, отличающийся тем, что выступ (26) проходит радиально в направлении наружу, под прямыми углами к оси (X) турбины, и заканчивается диаметром D5, и имеет кольцевую выемку (28) в его поверхности (29), проходящей под прямыми углами к оси (X) на уровне диаметра D4, причем соотношение между D4 и D5 составляет от 0,7 до 0,85, включая экстремальные значения.
3. Фланец (20) по п.2, отличающийся тем, что выступ (26) соединен с двумя - внутренней и внешней - образующими корпуса (22) в форме усеченного конуса, соответственно, соответствующими дугам окружности с радиусом R2 и R1, причем соединение с внешней образующей сформировано в области вблизи диаметра D1 относительно оси (X) турбины, соотношение между R2 и R1 составляет от 0,8 до 1, включая экстремальные значения, и соотношение между D4 и D1 составляет от 0,95 до 1,05, включая экстремальные значения.
4. Фланец (20) по п.3, отличающийся тем, что ступица (26) соединена с внешней образующей корпуса (22) в форме усеченного конуса, соответствующей дуге окружности с радиусом R3, причем соединение с внешней образующей сформировано в области вблизи диаметра D1 относительно оси (X) турбины, соотношение между R2 и R3 составляет от 3,5 до 4,5, включая экстремальные значения, и соотношение между D4 и D3 составляет от 1,55 до 1,7, включая экстремальные значения.
5. Фланец (20) по п.2 или 4, отличающийся тем, что в начале выступа (26) корпус (22) имеет толщину S1, измеренную под прямыми углами к направлению, образуемому внешней образующей усеченного конуса самого корпуса (22), и тем, что в конце выступа (26) фланец (20) имеет толщину S2, измеренную в направлении оси (X) турбины, соотношение между S1 и D4 составляет от 0,13 до 0,18, включая экстремальные значения, и соотношение между S2 и D4 составляет от 1,3 до 1,7, включая экстремальные значения.
6. Фланец (20) по п.1 или 5, отличающийся тем, что внутренняя образующая усеченного конуса корпуса (22) соединяется со ступицей (24) в направлении (Y), которое относительно оси (X) турбины формирует угол α3, составляющий от 26 до 34°, включая экстремальные значения.
7. Фланец (20) по п.2, отличающийся тем, что ступица (24) имеет цилиндрическую конфигурацию с внутренним диаметром D2, причем соотношение D4 и D2 составляет от 5,2 до 6,5, включая экстремальные значения.
8. Фланец (20) по п.1, отличающийся тем, что выступ (26) имеет серию круглых сквозных отверстий (30), которые проходят в направлениях, параллельных оси (X) турбины, между поверхностью (29) и поверхностью (31) выступа (26), которая обращена к осевому компрессору, и предназначены для размещения элементов для дополнительного крепления между фланцем (20) и узлом (14) диска ротора.
9. Фланец (20) по п.8, отличающийся тем, что указанные элементы для дополнительного крепления между фланцем (20) и узлом (14) диска ротора содержат стяжные стержни.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
IT2001MI001961A ITMI20011961A1 (it) | 2001-09-20 | 2001-09-20 | Flangia migliorata di accoppiamento tra compressore assiale e gruppo di dischi rotorici di alta pressione in una turbina a gas |
ITMI2001A001961 | 2001-09-20 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002125180A true RU2002125180A (ru) | 2004-04-10 |
RU2300670C2 RU2300670C2 (ru) | 2007-06-10 |
Family
ID=11448401
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002125180/06A RU2300670C2 (ru) | 2001-09-20 | 2002-09-19 | Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6672630B2 (ru) |
EP (1) | EP1296021B1 (ru) |
JP (1) | JP4169556B2 (ru) |
KR (1) | KR100673407B1 (ru) |
CA (1) | CA2404187C (ru) |
DE (1) | DE60217038T2 (ru) |
IT (1) | ITMI20011961A1 (ru) |
RU (1) | RU2300670C2 (ru) |
TW (1) | TW552348B (ru) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
ITMI20011961A1 (it) * | 2001-09-20 | 2003-03-20 | Nuovo Pignone Spa | Flangia migliorata di accoppiamento tra compressore assiale e gruppo di dischi rotorici di alta pressione in una turbina a gas |
US8459943B2 (en) * | 2010-03-10 | 2013-06-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine rotor sections held together by tie shaft, and with blade rim undercut |
US9200520B2 (en) | 2012-06-22 | 2015-12-01 | General Electric Company | Gas turbine conical flange bolted joint |
US20140064976A1 (en) * | 2012-08-14 | 2014-03-06 | Kevin L. Corcoran | Rotor keyhole fillet for a gas turbine engine |
US9279325B2 (en) * | 2012-11-08 | 2016-03-08 | General Electric Company | Turbomachine wheel assembly having slotted flanges |
EP2986824B1 (en) | 2013-04-18 | 2020-05-27 | United Technologies Corporation | Turbine minidisk bumper for gas turbine engine |
CN104074551B (zh) * | 2014-06-19 | 2015-09-23 | 中国北方发动机研究所(天津) | 一种涡轮叶轮分体式结构 |
CN105402157B (zh) * | 2015-12-25 | 2018-06-05 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种整体式盘轴结构 |
US10343765B2 (en) * | 2016-06-02 | 2019-07-09 | United Technologies Corporation | Toroidal spinner aft flange |
CN107654768A (zh) * | 2017-11-02 | 2018-02-02 | 张家港市三林金泰新能源有限公司 | 新型能源内燃机法兰 |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US1977911A (en) * | 1933-10-04 | 1934-10-23 | Universal Pipe And Radiator Co | Pipe joint |
US2804323A (en) * | 1954-08-19 | 1957-08-27 | Rolls Royce | Axial-flow compressors and turbines |
US3688371A (en) * | 1970-04-30 | 1972-09-05 | Gen Electric | The method of manufacturing compositely formed rotors |
US4074914A (en) * | 1975-07-28 | 1978-02-21 | United Technologies Corporation | High pressure lightweight flanges |
US4183562A (en) * | 1977-04-01 | 1980-01-15 | Regan Offshore International, Inc. | Marine riser conduit section coupling means |
US4167097A (en) * | 1977-09-09 | 1979-09-11 | International Harvester Company | Gas turbine engines with improved compressor-combustor interfaces |
US4184797A (en) * | 1977-10-17 | 1980-01-22 | General Electric Company | Liquid-cooled turbine rotor |
US4310286A (en) * | 1979-05-17 | 1982-01-12 | United Technologies Corporation | Rotor assembly having a multistage disk |
US5054996A (en) * | 1990-07-27 | 1991-10-08 | General Electric Company | Thermal linear actuator for rotor air flow control in a gas turbine |
US5218816A (en) * | 1992-01-28 | 1993-06-15 | General Electric Company | Seal exit flow discourager |
US5833435A (en) * | 1996-12-24 | 1998-11-10 | United Technologies Corporation | Inlet nose cone assembly and method for repairing the assembly |
US5746574A (en) * | 1997-05-27 | 1998-05-05 | General Electric Company | Low profile fluid joint |
US5967566A (en) * | 1998-01-06 | 1999-10-19 | Schlicht; Gunter | Light-weight, slip-on pipe flange |
US6077035A (en) * | 1998-03-27 | 2000-06-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine |
DE19828817C2 (de) * | 1998-06-27 | 2000-07-13 | Mtu Muenchen Gmbh | Rotor für eine Turbomaschine |
US6546732B1 (en) * | 2001-04-27 | 2003-04-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors |
ITMI20011961A1 (it) * | 2001-09-20 | 2003-03-20 | Nuovo Pignone Spa | Flangia migliorata di accoppiamento tra compressore assiale e gruppo di dischi rotorici di alta pressione in una turbina a gas |
-
2001
- 2001-09-20 IT IT2001MI001961A patent/ITMI20011961A1/it unknown
-
2002
- 2002-09-18 US US10/245,721 patent/US6672630B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-09-18 DE DE60217038T patent/DE60217038T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-09-18 KR KR1020020057040A patent/KR100673407B1/ko not_active IP Right Cessation
- 2002-09-18 EP EP02256482A patent/EP1296021B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-09-18 JP JP2002271238A patent/JP4169556B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-09-19 RU RU2002125180/06A patent/RU2300670C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2002-09-19 CA CA002404187A patent/CA2404187C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-09-20 TW TW091121604A patent/TW552348B/zh not_active IP Right Cessation
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2002125180A (ru) | Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине | |
RU2011133198A (ru) | Лопатка с изменяемым углом установки для ступени статора, включающая в себя некруглую внутреннюю полку | |
JP2013503291A (ja) | 強化された密封を備えるタービン装置ケーシング | |
CA2327817A1 (en) | Inter-stage seal retainer and assembly | |
GB2111137A (en) | A bearing support structure | |
US20060230763A1 (en) | Combustor and cap assemblies for combustors in a gas turbine | |
US20090214347A1 (en) | Split ring for a rotary part of a turbomachine | |
US6499957B1 (en) | Rotor for a turbomachine | |
RU2007113098A (ru) | Устройство для осевого удержания фланца диска ротора, а также турбина турбомашины и турбомашина, содержащие такое устройство | |
RU2300670C2 (ru) | Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине | |
RU2008144739A (ru) | Ступень турбины или компрессора турбореактивного двигателя | |
KR101675269B1 (ko) | 가스터빈 디스크 | |
RU2429351C2 (ru) | Узел ротора, узел статора, а также паровая турбина, содержащая такие узлы | |
RU2012158297A (ru) | Разборная трубка импеллера | |
JP6096639B2 (ja) | 回転機械 | |
RU97113499A (ru) | Ротор центробежного сепаратора | |
CN107849941A (zh) | 辐条锁定构造 | |
JP2006527326A (ja) | 内燃機関のためのピストン | |
CN212407096U (zh) | 新型离心风机叶轮工艺圈 | |
JP5220314B2 (ja) | ガスタービン用ディスクロータのディスク | |
RU2002116340A (ru) | Турбина газотурбинного двигателя | |
JP2000297782A (ja) | 高速回転体のロータの主軸接合構造 | |
RU2002101464A (ru) | Ротор многоступенчатой турбины газотурбинного двигателя | |
CN111622971A (zh) | 新型离心风机叶轮工艺圈 | |
JP2582342Y2 (ja) | シールリングの支持構造 |