RU2010103841A - Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя - Google Patents

Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2010103841A
RU2010103841A RU2010103841/06A RU2010103841A RU2010103841A RU 2010103841 A RU2010103841 A RU 2010103841A RU 2010103841/06 A RU2010103841/06 A RU 2010103841/06A RU 2010103841 A RU2010103841 A RU 2010103841A RU 2010103841 A RU2010103841 A RU 2010103841A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
elastic
gasket
guide
arc guide
groove
Prior art date
Application number
RU2010103841/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2511770C2 (ru
Inventor
Филип ТВЕЛЛ (GB)
Филип ТВЕЛЛ
Original Assignee
Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
Сименс Акциенгезелльшафт
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 Сименс Акциенгезелльшафт (DE), Сименс Акциенгезелльшафт filed Critical Сименс Акциенгезелльшафт (DE)
Publication of RU2010103841A publication Critical patent/RU2010103841A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2511770C2 publication Critical patent/RU2511770C2/ru

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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

Abstract

1. Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя, содержащий лопаточный сегмент (1), имеющий дуговую направляющую (5) и, по меньшей мере, одну лопатку (7), проходящую в радиальном направлении внутрь от дуговой направляющей (5), при этом узел также содержит полый цилиндрический корпус (11), во внутренней изогнутой поверхности (13) которого выполнена кольцевая канавка (15) для размещения дуговой направляющей (5) лопаточного сегмента (1), причем дуговая направляющая (5) закреплена в кольцевой канавке (15) посредством одной или более упругих прокладок (33), расположенных между направляющей (5) и канавкой (15), при этом упругая прокладка (33) или каждая упругая прокладка (33) содержит плоское основное тело (41) и распорные крылья (43), проходящие по обе стороны основного тела (41), причем крылья (43) находятся под углом к плоскости основного тела (41), при этом упругая прокладка (33) или каждая упругая прокладка (33) выполнена с возможностью перемещения в окружном направлении между i) первым положением, в котором прокладка (33) прикладывает усилие в радиальном направлении к дуговой направляющей (5) для фиксации направляющей (5) в кольцевой канавке (15), и ii) вторым положением, в котором крылья (43) прокладки (33) занимают углубления (49) в узле для снятия радиального усилия и освобождения направляющей (5) в канавке (15). ! 2. Узел по п.1, в котором предусмотрена одна упругая прокладка (33) и в первом положении она прикладывает направленное радиально внутрь усилие к дуговой направляющей (5). ! 3. Узел по п.2, в котором направляющая (5) содержит фланцы (9), которые проходят вдоль каждой стороны направляющей (5), а канавка (15) имеет углубления (17), которые проходят вдоль каждой сторо

Claims (11)

1. Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя, содержащий лопаточный сегмент (1), имеющий дуговую направляющую (5) и, по меньшей мере, одну лопатку (7), проходящую в радиальном направлении внутрь от дуговой направляющей (5), при этом узел также содержит полый цилиндрический корпус (11), во внутренней изогнутой поверхности (13) которого выполнена кольцевая канавка (15) для размещения дуговой направляющей (5) лопаточного сегмента (1), причем дуговая направляющая (5) закреплена в кольцевой канавке (15) посредством одной или более упругих прокладок (33), расположенных между направляющей (5) и канавкой (15), при этом упругая прокладка (33) или каждая упругая прокладка (33) содержит плоское основное тело (41) и распорные крылья (43), проходящие по обе стороны основного тела (41), причем крылья (43) находятся под углом к плоскости основного тела (41), при этом упругая прокладка (33) или каждая упругая прокладка (33) выполнена с возможностью перемещения в окружном направлении между i) первым положением, в котором прокладка (33) прикладывает усилие в радиальном направлении к дуговой направляющей (5) для фиксации направляющей (5) в кольцевой канавке (15), и ii) вторым положением, в котором крылья (43) прокладки (33) занимают углубления (49) в узле для снятия радиального усилия и освобождения направляющей (5) в канавке (15).
2. Узел по п.1, в котором предусмотрена одна упругая прокладка (33) и в первом положении она прикладывает направленное радиально внутрь усилие к дуговой направляющей (5).
3. Узел по п.2, в котором направляющая (5) содержит фланцы (9), которые проходят вдоль каждой стороны направляющей (5), а канавка (15) имеет углубления (17), которые проходят вдоль каждой стороны канавки (15), при этом первые поверхности (45), содержащие обращенные радиально внутрь поверхности (45) фланцев (9), входят в соприкосновение со вторыми поверхностями (47), содержащими обращенные радиально наружу поверхности (47) углублений (17), а упругая прокладка (33) расположена между третьими поверхностями (37), содержащими обращенные радиально наружу поверхности (37) фланцев (9), и четвертыми поверхностями (39), содержащими обращенные радиально внутрь поверхности (39) углублений (17), причем в первом положении (i) крылья (43) прокладки (33) прикладывают направленное радиально внутрь усилие к третьим поверхностям (37), a (ii) основное тело (41) прокладки (33) прикладывает направленное радиально наружу усилие к четвертой поверхности (39).
4. Узел по п.3, дополнительно содержащий другую прокладку (35), расположенную между упругой прокладкой (33) и третьей поверхностью (37), при этом в первом положении крылья (43) упругой прокладки прикладывают направленное радиально внутрь усилие к третьим поверхностям (37) через дополнительную прокладку (35), при этом углубления (49) в узле представляют собой углубления (49) в каждой стороне дополнительной прокладки (35), а окружное перемещение упругой прокладки (35) между первым и вторым положениями является окружным перемещением относительно дополнительной прокладки (35).
5. Узел по п.4, в котором углубления (49) дополнительной прокладки (35) имеют стыковые стороны (53), которые приходят в столкновение с крыльями (43) упругой прокладки (33), когда упругая прокладка (33) перемещается по окружности относительно дополнительной прокладки (35) из второго положения в первое, при этом стыковые стороны (53) расположены под углом, значительно меньшим 90°, к окружному направлению.
6. Узел по п.4, в котором концы упругой и/или дополнительной прокладок (33, 35) имеют инструментальное отверстие (51), посредством которого инструмент может быть прикреплен к упругой/дополнительной прокладке (33, 35), для облегчения окружного перемещения упругой прокладки (33) относительно дополнительной прокладки (35) между первым и вторым положениями.
7. Узел по п.5, в котором концы упругой и/или дополнительной прокладок (33, 35) имеют инструментальное отверстие (51), посредством которого инструмент может быть прикреплен к упругой/дополнительной прокладке (33, 35), для облегчения окружного перемещения упругой прокладки (33) относительно дополнительной прокладки (35) между первым и вторым положениями.
8. Узел по любому из пп.1-7, в котором дуговая направляющая (5) и дуговая канавка (15) имеют комплементарные выступ (55) и выемку (57) для расположения направляющей (5) в окружном направлении внутри канавки (15).
9. Узел по любому из пп.1-7, в котором лопатка (7) или каждая лопатка (7) лопаточного сегмента проходит радиально внутрь к другой дуговой направляющей (3) лопаточного сегмента (1).
10. Узел по п.8, в котором лопатка (7) или каждая лопатка (7) лопаточного сегмента проходит радиально внутрь к другой дуговой направляющей (3) лопаточного сегмента (1).
11. Узел по любому из пп.1-7, представляющий собой узел компрессора.
RU2010103841/06A 2009-02-05 2010-02-04 Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя RU2511770C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EPEP09152225 2009-02-05
EP09152225A EP2216511B1 (en) 2009-02-05 2009-02-05 An annular vane assembly for a gas turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010103841A true RU2010103841A (ru) 2011-08-10
RU2511770C2 RU2511770C2 (ru) 2014-04-10

Family

ID=40602561

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010103841/06A RU2511770C2 (ru) 2009-02-05 2010-02-04 Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя

Country Status (6)

Country Link
US (1) US8398366B2 (ru)
EP (1) EP2216511B1 (ru)
CN (1) CN101798940B (ru)
AT (1) ATE556195T1 (ru)
ES (1) ES2382938T3 (ru)
RU (1) RU2511770C2 (ru)

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100068050A1 (en) * 2008-09-12 2010-03-18 General Electric Company Gas turbine vane attachment
FR2967730B1 (fr) * 2010-11-24 2015-05-15 Snecma Etage de compresseur dans une turbomachine
GB201105788D0 (en) * 2011-04-06 2011-05-18 Rolls Royce Plc Stator vane assembly
US8920116B2 (en) * 2011-10-07 2014-12-30 Siemens Energy, Inc. Wear prevention system for securing compressor airfoils within a turbine engine
US8920112B2 (en) * 2012-01-05 2014-12-30 United Technologies Corporation Stator vane spring damper
US8899914B2 (en) * 2012-01-05 2014-12-02 United Technologies Corporation Stator vane integrated attachment liner and spring damper
US9506361B2 (en) * 2013-03-08 2016-11-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Low profile vane retention
US9206700B2 (en) * 2013-10-25 2015-12-08 Siemens Aktiengesellschaft Outer vane support ring including a strong back plate in a compressor section of a gas turbine engine
US10329931B2 (en) 2014-10-01 2019-06-25 United Technologies Corporation Stator assembly for a gas turbine engine
EP3009608B1 (en) * 2014-10-02 2019-10-30 United Technologies Corporation Vane assembly with trapped segmented vane structures
US10107125B2 (en) * 2014-11-18 2018-10-23 United Technologies Corporation Shroud seal and wearliner
US9790809B2 (en) 2015-03-24 2017-10-17 United Technologies Corporation Damper for stator assembly
JP6614407B2 (ja) 2015-06-10 2019-12-04 株式会社Ｉｈｉ タービン
US10612405B2 (en) 2017-01-13 2020-04-07 United Technologies Corporation Stator outer platform sealing and retainer
US10330009B2 (en) 2017-01-13 2019-06-25 United Technologies Corporation Lock for threaded in place nosecone or spinner
FR3075761A1 (fr) * 2017-12-21 2019-06-28 Airbus Operations Partie anterieure de nacelle d'un ensemble propulsif comportant un cadre de rigidification incline
CN109209518B (zh) * 2018-10-29 2020-12-22 江苏海事职业技术学院 一种燃气轮机透平静叶定位结构
US11156110B1 (en) 2020-08-04 2021-10-26 General Electric Company Rotor assembly for a turbine section of a gas turbine engine
JP7465374B2 (ja) 2021-02-05 2024-04-10 三菱重工業株式会社 静翼環、及び回転機械
US11655719B2 (en) 2021-04-16 2023-05-23 General Electric Company Airfoil assembly
CN113898421A (zh) * 2021-10-10 2022-01-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机静子内环及其转静子封严连接结构
KR20230119491A (ko) 2022-02-07 2023-08-16 두산에너빌리티 주식회사 베인 팁 간극을 최소화할 수 있는 압축기 및 이를 포함하는 가스터빈

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3326523A (en) * 1965-12-06 1967-06-20 Gen Electric Stator vane assembly having composite sectors
FR2282550A1 (fr) 1974-08-21 1976-03-19 Shur Lok International Sa Stator de compresseur a carter monobloc
IT1062412B (it) * 1976-06-15 1984-10-10 Nuovo Pignone Spa Sistema perfezionato di bloccaggio in posizione delle pale sulla casca statorica di un compressore assiale operante in ambiente pulverulento
SU1071776A1 (ru) * 1982-11-03 1984-02-07 Куйбышевский авиационный институт им.акад.С.П.Королева Статор турбомашины
US4897021A (en) * 1988-06-02 1990-01-30 United Technologies Corporation Stator vane asssembly for an axial flow rotary machine
GB2250782B (en) * 1990-12-11 1994-04-27 Rolls Royce Plc Stator vane assembly
FR2702242B1 (fr) * 1993-03-03 1995-04-07 Snecma Etage d'aubes libres à une extrémité.
US5927942A (en) * 1993-10-27 1999-07-27 United Technologies Corporation Mounting and sealing arrangement for a turbine shroud segment
US7291946B2 (en) * 2003-01-27 2007-11-06 United Technologies Corporation Damper for stator assembly
FR2906296A1 (fr) * 2006-09-26 2008-03-28 Snecma Sa Dispositif de fixation d'une aube fixe dans un carter annulaire de turbomachine, turboreacteur incorporant le dispositif et procede de montage de l'aube.
FR2918108B1 (fr) * 2007-06-26 2009-10-02 Snecma Sa Dispositif amortisseur pour stator de turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
US8398366B2 (en) 2013-03-19
EP2216511A1 (en) 2010-08-11
CN101798940A (zh) 2010-08-11
US20100196155A1 (en) 2010-08-05
RU2511770C2 (ru) 2014-04-10
ATE556195T1 (de) 2012-05-15
CN101798940B (zh) 2014-08-13
EP2216511B1 (en) 2012-05-02
ES2382938T3 (es) 2012-06-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2010103841A (ru) Кольцевой узел лопаток газотурбинного двигателя
RU2012108735A (ru) Вибрационно-демпфирующая прокладка для лопасти вентилятора
RU2012158318A (ru) Система для уплотнения газового тракта в турбине (варианты) и способ уплотнения газового тракта в турбине
RU2012144391A (ru) Узел кольцевой прокладки роликового подшипника
RU2008141809A (ru) Контроль зазора у вершины лопаток в турбине высокого давления турбомашины
RU2014145861A (ru) Способ и инструмент для сборки ступени выпрямления
RU2011133951A (ru) Соединительная структура корпуса турбины с корпусом подшипника и работающий на отработавших газах турбокомпрессор
RU2015143679A (ru) Кольцо турбины для турбомашины
GB2476760A (en) Turbine nozzle with Crenelated outer shroud flange
FR2950942B1 (fr) Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
RU2011122783A (ru) Кольцевой фланец крепления элемента ротора или статора в газотурбинном двигателе
DE602007007333D1 (de) Dichtung in Gasturbine
RU2013102292A (ru) Угловой сектор статора для компрессора газотурбинного двигателя, статор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, включающий в себя такой сектор
RU2015142995A (ru) Крепление и уплотнение отражательных элементов кольца
RU2014145223A (ru) Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель
RU2012107522A (ru) Сектор наружной обечайки для лопаточного кольца статора турбомашины летательного аппарата, включающий в себя демпфирующие вибрацию клинья
RU2013119488A (ru) Узел турбины (варианты)
BR112013021897A2 (pt) vedação de eixo radial, montagem de vedação de eixo radial e método de instalação
RU2011149183A (ru) Уплотнительный узел для турбомашины (варианты)
RU2015147694A (ru) Гидро(пневмо)цилиндр
RU2008144739A (ru) Ступень турбины или компрессора турбореактивного двигателя
FR2927949B1 (fr) Diffuseur de turbomachine comportant des voiles annulaires echancres
RU2015111993A (ru) Центробежный компрессор
RU2013102454A (ru) Узел турбины, турбина и способ поддержки компонентов турбины
RU2013101048A (ru) Держатель гибритного уплотнения (варианты) и узел держателя гибридного уплотнения

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20170205