RU2011108828A - Уменьшенный моноблочный многоступенчатый барабан осевого компрессора - Google Patents

Уменьшенный моноблочный многоступенчатый барабан осевого компрессора Download PDF

Info

Publication number
RU2011108828A
RU2011108828A RU2011108828/06A RU2011108828A RU2011108828A RU 2011108828 A RU2011108828 A RU 2011108828A RU 2011108828/06 A RU2011108828/06 A RU 2011108828/06A RU 2011108828 A RU2011108828 A RU 2011108828A RU 2011108828 A RU2011108828 A RU 2011108828A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
central part
aforementioned
blades
rotation
axis
Prior art date
Application number
RU2011108828/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2556945C2 (ru
Inventor
Мишель ВЛАСОВСКИ (BE)
Мишель ВЛАСОВСКИ
Original Assignee
Текспейс Аеро С.А. (Be)
Текспейс Аеро С.А.
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 Текспейс Аеро С.А. (Be), Текспейс Аеро С.А. filed Critical Текспейс Аеро С.А. (Be)
Publication of RU2011108828A publication Critical patent/RU2011108828A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2556945C2 publication Critical patent/RU2556945C2/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/34—Rotor-blade aggregates of unitary construction, e.g. formed of sheet laminae
    • 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
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • F01D5/063—Welded 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3061—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by welding, brazing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/05—Shafts or bearings, or assemblies thereof, specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/053—Shafts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/325—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow fans
    • F04D29/329—Details of the hub

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Ступень барабанного ротора аксиального компрессора турбомашины, вышеупомянутый компрессор предназначен для прохождения газового потока в одном направлении, ориентированном, в общем, согласно оси вращения, ступень ротора содержит в основном симметричную стенку (4) при вращении относительно оси вращения и образует полый корпус, причем вышеупомянутая стенка содержит оболочку и кольцевой участок (20, 21, 22), предназначенный для закрепления ряда лопаток (14) и выполненный как одно целое с оболочкой, отличающаяся тем, что вышеупомянутый кольцевой участок содержит центральную часть (21), приподнятую по отношению к вышеупомянутой оболочке, внешняя поверхность которой ограничивает поток газа между лопатками (14). ! 2. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой участок представляет собой цельный блок по периметру вышеупомянутого кольцевого участка от находящейся выше по потоку кромки (30) вышеупомянутой центральной части (21) до передней кромки (26) ряда лопаток (14) и/или от находящейся ниже по потоку кромки (32) вышеупомянутой центральной части (21) до задней кромки (28) ряда лопаток. ! 3. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что внешняя поверхность центральной части (21) кольцевого участка является в основном гладкой и имеет, предпочтительно, в основном, цилиндрическую, коническую или выпуклую форму по длине вышеупомянутой поверхности согласно оси вращения. ! 4. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одна часть, предпочтительно все части, каждой из лопаток (14) выполнена как одно целое с кольцевым участком (20, 21, 22) или каждая лопатка (14) приварена к вышеупомянутому кольцевому участку (20, 21, 22). ! 5. Ступен�

Claims (16)

1. Ступень барабанного ротора аксиального компрессора турбомашины, вышеупомянутый компрессор предназначен для прохождения газового потока в одном направлении, ориентированном, в общем, согласно оси вращения, ступень ротора содержит в основном симметричную стенку (4) при вращении относительно оси вращения и образует полый корпус, причем вышеупомянутая стенка содержит оболочку и кольцевой участок (20, 21, 22), предназначенный для закрепления ряда лопаток (14) и выполненный как одно целое с оболочкой, отличающаяся тем, что вышеупомянутый кольцевой участок содержит центральную часть (21), приподнятую по отношению к вышеупомянутой оболочке, внешняя поверхность которой ограничивает поток газа между лопатками (14).
2. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой участок представляет собой цельный блок по периметру вышеупомянутого кольцевого участка от находящейся выше по потоку кромки (30) вышеупомянутой центральной части (21) до передней кромки (26) ряда лопаток (14) и/или от находящейся ниже по потоку кромки (32) вышеупомянутой центральной части (21) до задней кромки (28) ряда лопаток.
3. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что внешняя поверхность центральной части (21) кольцевого участка является в основном гладкой и имеет, предпочтительно, в основном, цилиндрическую, коническую или выпуклую форму по длине вышеупомянутой поверхности согласно оси вращения.
4. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одна часть, предпочтительно все части, каждой из лопаток (14) выполнена как одно целое с кольцевым участком (20, 21, 22) или каждая лопатка (14) приварена к вышеупомянутому кольцевому участку (20, 21, 22).
5. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой участок содержит, по меньшей мере, одну усиливающую деталь (20, 22), в общем перпендикулярную оси вращения или наклоненную предпочтительно под углом в среднем более 40° к оси вращения, которая соединяет центральную часть (21) с оболочкой.
6. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что кольцевой участок содержит находящуюся выше по потоку усиливающую деталь (20), соединяющую центральную часть (21) с оболочкой выше по потоку и находящуюся ниже по потоку усиливающую деталь (22), соединяющую центральную часть (21) с оболочкой ниже по потоку.
7. Ступень ротора по п.5, отличающаяся тем, что усиливающие детали или, по меньшей мере, одна из усиливающих деталей (20, 22) в основном перпендикулярна оси вращения или наклонена под углом в среднем более 40° к оси вращения, предпочтительно под углом в среднем более 50°.
8. Ступень ротора по п.6, отличающаяся тем, что внутренняя поверхность центральной части (21) и находящиеся выше (20) и ниже (22) по потоку части участка закрепления ряда лопаток образуют открытую кольцевую полость по направлению к внутреннему пространству полого корпуса ступени ротора.
9. Ступень ротора по п.6, отличающаяся тем, что секция кольцевого участка (20, 21, 22) в плоскости, проходящей через ось вращения, имеет в основном U-образный профиль, который раскрывается по направлению к оси вращения.
10. Ступень ротора по п.5, отличающаяся тем, что усиливающие детали или, по меньшей мере, одна из усиливающих деталей (20, 22) выступает из оболочки по направлению к внутренней поверхности полого корпуса.
11. Ступень ротора по п.6, отличающаяся тем, что соединение находящейся выше по потоку усиливающей детали (20) с центральной частью (21) кольцевого участка в основном выполнено вровень, в направлении, перпендикулярном оси вращения, с пересечением передней кромки (27) ряда лопаток с вышеупомянутой центральной частью (21), и/или соединение находящейся ниже по потоку усиливающей детали (22) с центральной частью вышеупомянутого кольцевого участка в основном выполнена вровень, в направлении, перпендикулярном оси вращения, с пересечением задней кромки (28) ряда лопаток с вышеупомянутой центральной частью (21).
12. Ступень ротора по п.6, отличающаяся тем, что соединение находящейся выше (20) и/или ниже (22) по потоку усиливающей детали с центральной частью (21) кольцевого участка отодвинуто от находящейся выше (30) и/или ниже (32) по потоку кромки, соответственно, вышеупомянутой центральной части (21), так, что находящаяся выше и/или ниже по потоку кромка вышеупомянутой центральной части выступает.
13. Ступень ротора по одному из пп.6-12, отличающаяся тем, что соединение находящейся выше по потоку усиливающей детали (20) с центральной частью (21) кольцевого участка отодвинуто ниже по потоку от пересечения передней кромки (27) ряда лопаток с вышеупомянутой центральной частью (21) и/или соединение находящейся ниже по потоку усиливающей детали (22) с центральной частью (21) вышеупомянутого кольцевого участка отодвинуто выше по потоку от пересечения задней кромки (28) ряда лопаток с вышеупомянутой центральной частью (21).
14. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что центральная часть (21) проходит согласно оси вращения от передней кромки (27) до задней кромки (28) ряда лопаток.
15. Ступень ротора по п.1, отличающаяся тем, что центральная часть (21) проходит согласно оси вращения предпочтительно только от места соединения передней кромки (27) до места соединения задней кромки (28) ряда лопаток.
16. Барабан (2) аксиального компрессора турбомашины, содержащий, по меньшей мере, одну ступень, предпочтительно несколько ступеней, согласно одному из предыдущих пунктов.
RU2011108828/06A 2010-03-12 2011-03-10 Ступень аксиального компрессора турбомашины с барабанным ротором RU2556945C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP10156427A EP2369136B1 (fr) 2010-03-12 2010-03-12 Tambour multi-étage monobloc allégé de compresseur axial
EP10156427.6 2010-03-12

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011108828A true RU2011108828A (ru) 2012-09-20
RU2556945C2 RU2556945C2 (ru) 2015-07-20

Family

ID=42244385

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011108828/06A RU2556945C2 (ru) 2010-03-12 2011-03-10 Ступень аксиального компрессора турбомашины с барабанным ротором

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8932012B2 (ru)
EP (1) EP2369136B1 (ru)
CN (1) CN102192186B (ru)
CA (1) CA2733435C (ru)
RU (1) RU2556945C2 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9234435B2 (en) * 2013-03-11 2016-01-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Tip-controlled integrally bladed rotor for gas turbine
EP2801702B1 (fr) * 2013-05-10 2020-05-06 Safran Aero Boosters SA Virole interne de redresseur de turbomachine avec joint abradable
EP2818635B1 (fr) * 2013-06-25 2019-04-10 Safran Aero Boosters SA Tambour de compresseur de turbomachine axiale avec fixation mixte d'aubes
EP2843196B1 (fr) * 2013-09-03 2020-04-15 Safran Aero Boosters SA Compresseur de turbomachine et turboachine associée
EP2930308B1 (fr) * 2014-04-11 2021-07-28 Safran Aero Boosters SA Carter à facettes de turbomachine axiale
US20150354361A1 (en) * 2014-06-09 2015-12-10 General Electric Company Rotor assembly and method of manufacturing thereof
US9333603B1 (en) 2015-01-28 2016-05-10 United Technologies Corporation Method of assembling gas turbine engine section
CN105673559B (zh) * 2016-04-13 2018-04-06 上海理工大学 带机匣的高效子午加速轴流风机
BE1025092B1 (fr) * 2017-03-31 2018-10-29 Safran Aero Boosters S.A. Joint a brosse pour rotor de turbomachine
CN113503264A (zh) * 2021-07-22 2021-10-15 浙江华擎航空发动机科技有限公司 一种采用组合轴系结构的多级压气机

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2944326A (en) * 1955-06-02 1960-07-12 Gen Electric Method of staking blades
US4201513A (en) * 1976-12-07 1980-05-06 Rolls-Royce (1971) Limited Gas turbine engines
GB2059819A (en) 1979-10-12 1981-04-29 Gen Motors Corp Manufacture of axial compressor rotor
US4784572A (en) 1987-10-14 1988-11-15 United Technologies Corporation Circumferentially bonded rotor
FR2637321B1 (fr) * 1988-10-05 1990-11-30 Snecma Rotor de turbomachine muni d'un dispositif de fixation des aubes
GB9325135D0 (en) * 1993-12-08 1994-02-09 Rolls Royce Plc Manufacture of wear resistant components
US6077002A (en) * 1998-10-05 2000-06-20 General Electric Company Step milling process
EP1319842A1 (fr) * 2001-12-17 2003-06-18 Techspace Aero S.A. Rotor ou élément rotorique pour turbocompresseur
US6666653B1 (en) * 2002-05-30 2003-12-23 General Electric Company Inertia welding of blades to rotors
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
RU2264561C1 (ru) * 2004-06-08 2005-11-20 Аверичкин Павел Алексеевич Ступень осевого компрессора газотурбинного двигателя
WO2006110125A2 (en) * 2004-12-01 2006-10-19 United Technologies Corporation Stacked annular components for turbine engines
US7329092B2 (en) * 2006-01-27 2008-02-12 General Electric Company Stator blade airfoil profile for a compressor
US8087884B2 (en) * 2006-11-30 2012-01-03 General Electric Company Advanced booster stator vane
ATE548540T1 (de) * 2008-12-24 2012-03-15 Techspace Aero Sa Rotorstufe einer einteilig beschaufelten verdichtertrommel einer axialen strömungsmaschine und entsprechendes herstellungsverfahren.

Also Published As

Publication number Publication date
US20110223013A1 (en) 2011-09-15
CN102192186B (zh) 2015-03-25
US8932012B2 (en) 2015-01-13
CN102192186A (zh) 2011-09-21
CA2733435A1 (en) 2011-09-12
RU2556945C2 (ru) 2015-07-20
EP2369136A1 (fr) 2011-09-28
CA2733435C (en) 2017-01-17
EP2369136B1 (fr) 2012-12-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011108828A (ru) Уменьшенный моноблочный многоступенчатый барабан осевого компрессора
US8172525B2 (en) Centrifugal compressor
CN100395432C (zh) 用于涡轮压缩机的循环结构
US8206097B2 (en) Compressor
US9598981B2 (en) Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip
JP5818908B2 (ja) 軸流圧縮機
FR2950942B1 (fr) Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
KR101323398B1 (ko) 터빈 및 터빈 동익
RU2011130927A (ru) Кожух компрессора с оптимизированными полостями
JP6033154B2 (ja) 軸流回転機械、及びディフューザ
US9644497B2 (en) Industrial gas turbine exhaust system with splined profile tail cone
RU2013102076A (ru) Компрессор и газотурбинный двигатель с оптимизированным коэффициентом полезного действия
WO2018124068A1 (ja) タービン及びガスタービン
US8777564B2 (en) Hybrid flow blade design
JP6745233B2 (ja) タービン及びガスタービン
RU2011146094A (ru) Диффузор для кожуха для отработанного пара (варианты)
US20150063997A1 (en) Airfoil trailing edge
US11408307B2 (en) Gas turbine
JP2016040463A (ja) 軸流式ターボ機械
US11047393B1 (en) Multi-stage centrifugal compressor, casing, and return vane
CN110778532A (zh) 用于涡轮发动机压气机的气隙翅片
JP2018141450A (ja) タービン及びガスタービン
JP2019173750A (ja) 遠心圧縮機及びターボチャージャー
RU2020100836A (ru) Лопастная машина
JP5736650B2 (ja) 軸流圧縮機及びガスタービンエンジン

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180311