RU2008140328A - Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций - Google Patents
Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций Download PDFInfo
- Publication number
- RU2008140328A RU2008140328A RU2008140328/06A RU2008140328A RU2008140328A RU 2008140328 A RU2008140328 A RU 2008140328A RU 2008140328/06 A RU2008140328/06 A RU 2008140328/06A RU 2008140328 A RU2008140328 A RU 2008140328A RU 2008140328 A RU2008140328 A RU 2008140328A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- stator
- metal sheet
- elements
- stator according
- wall
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- 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
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- 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
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
-
- 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
- F05D2260/60—Fluid transfer
- F05D2260/602—Drainage
- F05D2260/6022—Drainage of leakage having past a seal
-
- 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
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
1. Статор (5) турбины для газотурбинного двигателя, используемого на летательном аппарате, содержащий: ! стенку (46) статора, на которой неподвижно закреплен ориентированный в направлении по течению потока газов инжектор (50) высокого давления; ! кольцевую опору (54) для истираемого элемента, предназначенного для контакта с лабиринтом герметизации, причем упомянутая опора, размещенная по потоку позади упомянутой стенки статора, неподвижно закреплена своим нижним в радиальном направлении концом (54а) на инжекторе воздуха высокого давления и неподвижно закреплена своим верхним в радиальном направлении концом (54b) на стенке статора так, что кольцевая опора, стенка статора и инжектор воздуха высокого давления совместно ограничивают полость (58), находящуюся под давлением, отличающийся тем, что статор турбины дополнительно содержит по меньшей мере одно устройство (74) амортизации вибраций, размещенное в полости (58), находящейся под давлением, причем устройство амортизации вибраций находится в контакте с каждым из двух элементов из группы, состоящей из стенки (46) статора и кольцевой опоры истираемого элемента (54). ! 2. Статор по п.1, отличающийся тем, что устройство амортизации вибраций имеет форму металлического листа (74), размещенного в находящейся под давлением полости (58), и имеет первый конец (74а), неподвижно закрепленный на одном из двух элементов, выбранных из стенки статора и кольцевой опоры истираемого элемента, а также имеет второй свободный конец (74b), упирающийся в другой из указанных двух этих элементов. ! 3. Статор по п.2, отличающийся тем, что указанный металлический лист (74) представляет собой кольцевой лист для амор
Claims (13)
1. Статор (5) турбины для газотурбинного двигателя, используемого на летательном аппарате, содержащий:
стенку (46) статора, на которой неподвижно закреплен ориентированный в направлении по течению потока газов инжектор (50) высокого давления;
кольцевую опору (54) для истираемого элемента, предназначенного для контакта с лабиринтом герметизации, причем упомянутая опора, размещенная по потоку позади упомянутой стенки статора, неподвижно закреплена своим нижним в радиальном направлении концом (54а) на инжекторе воздуха высокого давления и неподвижно закреплена своим верхним в радиальном направлении концом (54b) на стенке статора так, что кольцевая опора, стенка статора и инжектор воздуха высокого давления совместно ограничивают полость (58), находящуюся под давлением, отличающийся тем, что статор турбины дополнительно содержит по меньшей мере одно устройство (74) амортизации вибраций, размещенное в полости (58), находящейся под давлением, причем устройство амортизации вибраций находится в контакте с каждым из двух элементов из группы, состоящей из стенки (46) статора и кольцевой опоры истираемого элемента (54).
2. Статор по п.1, отличающийся тем, что устройство амортизации вибраций имеет форму металлического листа (74), размещенного в находящейся под давлением полости (58), и имеет первый конец (74а), неподвижно закрепленный на одном из двух элементов, выбранных из стенки статора и кольцевой опоры истираемого элемента, а также имеет второй свободный конец (74b), упирающийся в другой из указанных двух этих элементов.
3. Статор по п.2, отличающийся тем, что указанный металлический лист (74) представляет собой кольцевой лист для амортизации вибраций, центрированный на продольной оси (6) статора и установленный в полости (58), находящейся под давлением, причем упомянутые первый и второй концы (74а, 74b) соответствуют кольцевым концам металлического листа.
4. Статор по п.3, отличающийся тем, что указанный металлический лист содержит сквозные отверстия, чтобы обеспечить циркуляцию воздуха через этот металлический лист.
5. Статор по п.3 или 4, отличающийся тем, что второй конец (74b), опирающийся на другой из двух элементов, сформирован таким образом, что представляет собой чередующиеся вдоль окружного направления профилированные части (82) (в виде арки), упирающиеся в упомянутый другой из двух элементов, и впадины (84) (провалы).
6. Статор по п.3 или 4, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет криволинейную форму.
7. Статор по п.5, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет криволинейную форму.
8. Статор по п.3 или 4, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет в целом U-образную или С-образную форму.
9. Статор по п.5, отличающийся тем, что на поперечном половинном разрезе металлический лист имеет в целом U-образную или С-образную форму.
10. Статор по п.3 или 4, отличающийся тем, что указанный статор обеспечивает, что на поперечном половинном разрезе усилие в месте (78) контакта между вторым концом (74b) и упомянутым другим из двух элементов локально, по существу, перпендикулярно поверхности металлического листа.
11. Статор по любому из пп.5, 7 и 9, отличающийся тем, что указанный статор обеспечивает, что на поперечном половинном разрезе усилие в месте (78) контакта между вторым концом (74b) и упомянутым другим из двух элементов локально, по существу, перпендикулярно поверхности металлического листа.
12. Турбина для газотурбинного двигателя, используемого на летательном аппарате, содержащая статор по любому из предшествующих пунктов.
13. Газотурбинный двигатель, используемый на летательном аппарате, содержащий турбину по п.9.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0758225 | 2007-10-11 | ||
| FR0758225A FR2922263B1 (fr) | 2007-10-11 | 2007-10-11 | Stator de turbine pour turbomachine d'aeronef integrant un dispositif d'amortissement de vibrations |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008140328A true RU2008140328A (ru) | 2010-04-20 |
| RU2474697C2 RU2474697C2 (ru) | 2013-02-10 |
Family
ID=39494728
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008140328/06A RU2474697C2 (ru) | 2007-10-11 | 2008-10-10 | Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8133010B2 (ru) |
| EP (1) | EP2048324B1 (ru) |
| CA (1) | CA2640788C (ru) |
| DE (1) | DE602008003880D1 (ru) |
| FR (1) | FR2922263B1 (ru) |
| RU (1) | RU2474697C2 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2950656B1 (fr) * | 2009-09-25 | 2011-09-23 | Snecma | Ventilation d'une roue de turbine dans une turbomachine |
| FR2982314B1 (fr) * | 2011-11-09 | 2016-08-26 | Snecma | Dispositif d'etancheite dynamique a labyrinthe |
| WO2014051690A1 (en) * | 2012-09-26 | 2014-04-03 | United Technologies Corporation | Fastened joint for a tangential on board injector |
| WO2014120124A1 (en) * | 2013-01-29 | 2014-08-07 | United Technologies Corporation | Common joint for a combustor, diffuser, and tobi of a gas turbine engine |
| EP2818643B1 (de) * | 2013-06-27 | 2018-08-08 | MTU Aero Engines GmbH | Dichteinrichtung und Strömungsmaschine |
| RU178381U1 (ru) * | 2017-08-16 | 2018-04-02 | ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ "Брянский государственный технический университет" | Амортизатор для гашения вибраций статора турбореактивного двигателя |
| US11828235B2 (en) * | 2020-12-08 | 2023-11-28 | General Electric Company | Gearbox for a gas turbine engine utilizing shape memory alloy dampers |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CH667493A5 (de) * | 1985-05-31 | 1988-10-14 | Bbc Brown Boveri & Cie | Daempfungselement fuer freistehende turbomaschinenschaufeln. |
| FR2743844B1 (fr) * | 1996-01-18 | 1998-02-20 | Snecma | Dispositif de refroidissement d'un disque de turbine |
| FR2817290B1 (fr) * | 2000-11-30 | 2003-02-21 | Snecma Moteurs | Flasque de disque aubage de rotor et agencement correspondant |
| FR2831918B1 (fr) * | 2001-11-08 | 2004-05-28 | Snecma Moteurs | Stator pour turbomachine |
| US6969239B2 (en) * | 2002-09-30 | 2005-11-29 | General Electric Company | Apparatus and method for damping vibrations between a compressor stator vane and a casing of a gas turbine engine |
| US7291946B2 (en) * | 2003-01-27 | 2007-11-06 | United Technologies Corporation | Damper for stator assembly |
| FR2893359A1 (fr) * | 2005-11-15 | 2007-05-18 | Snecma Sa | Lechette annulaire destinee a un laryrinthe d'etancheite, et son procede de fabrication |
-
2007
- 2007-10-11 FR FR0758225A patent/FR2922263B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-10-06 DE DE602008003880T patent/DE602008003880D1/de active Active
- 2008-10-06 EP EP08165923A patent/EP2048324B1/fr active Active
- 2008-10-08 CA CA2640788A patent/CA2640788C/en active Active
- 2008-10-08 US US12/247,462 patent/US8133010B2/en active Active
- 2008-10-10 RU RU2008140328/06A patent/RU2474697C2/ru active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2922263A1 (fr) | 2009-04-17 |
| CA2640788A1 (en) | 2009-04-11 |
| DE602008003880D1 (de) | 2011-01-20 |
| US8133010B2 (en) | 2012-03-13 |
| RU2474697C2 (ru) | 2013-02-10 |
| EP2048324A1 (fr) | 2009-04-15 |
| EP2048324B1 (fr) | 2010-12-08 |
| CA2640788C (en) | 2015-12-01 |
| US20090097971A1 (en) | 2009-04-16 |
| FR2922263B1 (fr) | 2009-12-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2008140328A (ru) | Статор турбины для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащий устройство для амортизации вибраций | |
| US10138734B2 (en) | Turbine ring for a turbomachine | |
| JP3914909B2 (ja) | ガスタービンエンジンの圧縮機のステータ羽根とケーシングと間の振動を減衰させる装置及び方法 | |
| US11415024B2 (en) | Bearing housing of an exhaust-gas turbocharger | |
| US20090263057A1 (en) | Bearing damper element, bearing, and gas turbine engine | |
| CN100510539C (zh) | 燃气轮机用的燃烧室 | |
| CN104160116B (zh) | 密封装置及具备密封装置的燃气涡轮 | |
| EP2618058A1 (en) | Turbine fuel nozzle assembly and method for operating a turbine | |
| US20090114303A1 (en) | Flexible conduit element | |
| RU2011128717A (ru) | Уплотнительная прокладка площадки в роторе турбомашины | |
| US20100162705A1 (en) | Methods, systems and/or apparatus relating to steam turbine exhaust diffusers | |
| RU2012144326A (ru) | Газоотводящая труба турбореактивного двигателя, способ монтажа такой трубы и турбореактивный двигатель с такой трубой | |
| JP2009270612A (ja) | ターボチャージャーの軸受構造 | |
| US9435216B2 (en) | Sealing arrangement in an axial turbomachine | |
| EP1908936A1 (en) | Flexible conduit element | |
| US20090136348A1 (en) | Vibration damping of a static part using a retaining ring | |
| JP2010203504A (ja) | スクイーズフィルムダンパ軸受 | |
| JP2007040119A (ja) | 流体機械 | |
| JP6522747B2 (ja) | 高周波数燃焼ダイナミックスのもとで振動モードを減衰するための燃焼器及び方法 | |
| JP2014001693A (ja) | 軸流タービン | |
| RU178381U1 (ru) | Амортизатор для гашения вибраций статора турбореактивного двигателя | |
| RU186048U1 (ru) | Узел упругого соединения жаровой трубы и газосборника камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| JP2879795B2 (ja) | 弾性流体用軸流タービン | |
| RU145982U1 (ru) | Жаровая труба камеры сгорания газотурбинного двигателя | |
| JP2014095340A (ja) | 排気タービンの支持構造 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |