RU2013141182A - Присоединение лопаток к барабану осевого турбокомпрессора - Google Patents

Присоединение лопаток к барабану осевого турбокомпрессора Download PDF

Info

Publication number
RU2013141182A
RU2013141182A RU2013141182/06A RU2013141182A RU2013141182A RU 2013141182 A RU2013141182 A RU 2013141182A RU 2013141182/06 A RU2013141182/06 A RU 2013141182/06A RU 2013141182 A RU2013141182 A RU 2013141182A RU 2013141182 A RU2013141182 A RU 2013141182A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
layer
rotor
blade
wall
blades
Prior art date
Application number
RU2013141182/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2634990C2 (ru
Inventor
Эрик ЭНГЛЕБЕРТ
Original Assignee
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. filed Critical Текспейс Аеро С.А.
Publication of RU2013141182A publication Critical patent/RU2013141182A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2634990C2 publication Critical patent/RU2634990C2/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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • 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
    • F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • 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
    • F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
    • 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
    • F04D29/322—Blade mountings
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

1. Лопатка (12, 112) ротора осевой турбомашины, содержащая:- платформу (14, 114) для присоединения ее к ротору (4, 104);- две аэродинамические поверхности (32, 132), расположенные напротив друг друга и проходящие от платформы (14, 114) вдоль главной оси лопатки;при этом вдоль главной оси лопатки платформа (14, 114) содержит- первый слой (34, 134), образующий поверхность, ограничивающую поток текучей среды и окаймляющую аэродинамические поверхности (32, 132), и- второй слой (36, 136), расположенный под первым слоем (34, 134) относительно аэродинамических поверхностей (32, 132) и спроектированный для присоединения лопатки;отличающаяся тем, чтовторой слой (36, 136) платформы (14, 114) спроектирован с возможностью сопряжения с внутренней поверхностью стенки (18, 118) ротора (4, 104) вокруг отверстия в указанном роторе для его присоединения.2. Лопатка (12, 112) ротора по п.1, отличающаяся тем, что второй слой (36, 136) платформы (14, 114) спроектирован с возможностью прямого и/или непрямого сопряжения со слоями внутренней поверхности стенки (18, 118) ротора (4, 104), расположенной вдоль окружности по обеим сторонам отверстия.3. Лопатка (12) ротора по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что второй слой (36) образует один или более заплечиков, выступающих из поверхности первого слоя (34).4. Лопатка (12) ротора по п.3, отличающаяся тем, что второй слой (36) проходит по меньшей мере, по существу, параллельно первой части и выступает из поверхности указанной части, образуя заплечик на каждом из его краев.5. Лопатка (112) ротора по одному из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что второй слой (136) выступает из нижней поверхности первого слоя (134) и содержит средство фиксации, такое как отверстие (138), предпочтительно ориентированно

Claims (15)

1. Лопатка (12, 112) ротора осевой турбомашины, содержащая:
- платформу (14, 114) для присоединения ее к ротору (4, 104);
- две аэродинамические поверхности (32, 132), расположенные напротив друг друга и проходящие от платформы (14, 114) вдоль главной оси лопатки;
при этом вдоль главной оси лопатки платформа (14, 114) содержит
- первый слой (34, 134), образующий поверхность, ограничивающую поток текучей среды и окаймляющую аэродинамические поверхности (32, 132), и
- второй слой (36, 136), расположенный под первым слоем (34, 134) относительно аэродинамических поверхностей (32, 132) и спроектированный для присоединения лопатки;
отличающаяся тем, что
второй слой (36, 136) платформы (14, 114) спроектирован с возможностью сопряжения с внутренней поверхностью стенки (18, 118) ротора (4, 104) вокруг отверстия в указанном роторе для его присоединения.
2. Лопатка (12, 112) ротора по п.1, отличающаяся тем, что второй слой (36, 136) платформы (14, 114) спроектирован с возможностью прямого и/или непрямого сопряжения со слоями внутренней поверхности стенки (18, 118) ротора (4, 104), расположенной вдоль окружности по обеим сторонам отверстия.
3. Лопатка (12) ротора по любому из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что второй слой (36) образует один или более заплечиков, выступающих из поверхности первого слоя (34).
4. Лопатка (12) ротора по п.3, отличающаяся тем, что второй слой (36) проходит по меньшей мере, по существу, параллельно первой части и выступает из поверхности указанной части, образуя заплечик на каждом из его краев.
5. Лопатка (112) ротора по одному из пп.1 и 2, отличающаяся тем, что второй слой (136) выступает из нижней поверхности первого слоя (134) и содержит средство фиксации, такое как отверстие (138), предпочтительно ориентированное вдоль окружности относительно ротора (104), способное входить в механическое сцепление с удлиненным средством (126) присоединения, спроектированным с возможностью соприкосновения с внутренней поверхностью стенки (118).
6. Лопатка (112) ротора по п.5, отличающаяся тем, что нижняя поверхность первого слоя (134) обходит второй слой (136) и образует опорную поверхность на платформе (114) на соответствующей поверхности стенки (118) ротора (104).
7. Лопастной ротор (4, 104) осевой турбомашины, отличающийся тем, что лопатки (12, 112) выполнены в соответствии с одним из пп.1-6.
8. Лопастной ротор (4, 104) по п.7, отличающийся тем, что он содержит часть кольцевой стенки (18, 118), оснащенной рядом отверстий (12, 112) для установки лопаток, при этом указанная часть стенки предпочтительно является цельной.
9. Лопастной ротор (4, 104) по п.8, отличающийся тем, что конструкция ротора, по существу, состоит из стенки (16, 116), образующей круговую сетчатую конструкцию, при этом кольцевой слой стенки (18, 118) выступает относительно сетчатой конструкции непосредственно перед и/или после указанного кольцевого слоя стенки, указанный кольцевой слой стенки предпочтительно соответствует одному ряду лопаток (12, 112) и сетчатая конструкция предпочтительно содержит по меньшей мере одно кольцевое ребро (24, 124), спроектированное с возможностью герметичного сопряжения с внутренней поверхностью (22, 122) внутренней оболочки (20, 120) ступени лопатки статора.
10. Лопастной ротор (4, 104) по п.9, отличающийся тем, что стенка (16, 116) содержит по меньшей мере один соединительный слой, проходящий в основном в радиальном направлении между стенкой, образующей сетчатую структуру, и кольцевым слоем стенки (18, 118).
11. Лопастной ротор (4) по одному из пп.8-10, отличающийся тем, что лопатки (12) выполнены по одному из пп.3 и 4, при этом форма установочных отверстий в кольцевом слое стенки (18) соответствует форме отверстий первого слоя (34) платформы (14) лопаток (12), и поверхности указанного первого слоя (34), ограничивающие поток текучей среды, расположены вровень с внешней поверхностью кольцевого слоя стенки (18).
12. Лопастной ротор (4) по п.11, отличающийся тем, что он содержит средство (26, 28, 30) воздействия давлением на внутреннюю поверхность платформ (14) лопаток (12) с возможностью удерживания их на месте, при этом указанное средство предпочтительно содержит по меньшей мере одно пружинное стопорное кольцо (26, 28) и/или ленту (30), расположенную кольцеобразно.
13. Лопастной ротор (4) по п.12, отличающийся тем, что он содержит связующее средство, такое как клей, между заплечиками (36) платформ (14) лопаток (12) и стенкой (18) ротора.
14. Лопастной ротор (4) по п.13, отличающийся тем, что установочные отверстия в кольцевом слое стенки (18) и лопатки (12), в частности их аэродинамические поверхности (32), спроектированы с возможностью вставки лопаток (12) в отверстия изнутри ротора (4) для их фиксации.
15. Лопастной ротор (104) по одному из пп.8-10, отличающийся тем, что лопатки (112) выполнены по одному из пп.5 и 6, при этом внешняя поверхность кольцевого слоя стенки (118) содержит полость вокруг каждого установочного отверстия, спроектированную с возможностью размещения первого слоя (134) платформы (114) лопаток (112), при этом второй слой (136) платформы (114) лопаток (112), проходящий сквозь указанное отверстие, и средство присоединения, такое как пружинные стопорные кольца (126), сопряжены со средством (138) фиксации платформ (114) лопаток (112) и внутренней поверхностью указанного слоя стенки (118), при этом указанное средство предпочтительно расположено кольцеобразно.
RU2013141182A 2012-09-11 2013-09-09 Присоединение лопаток к барабану осевого турбокомпрессора RU2634990C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12183813.0A EP2706242A1 (fr) 2012-09-11 2012-09-11 Fixation d'aubes sur un tambour de compresseur axial
EP12183813.0 2012-09-11

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013141182A true RU2013141182A (ru) 2015-03-20
RU2634990C2 RU2634990C2 (ru) 2017-11-08

Family

ID=46924281

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013141182A RU2634990C2 (ru) 2012-09-11 2013-09-09 Присоединение лопаток к барабану осевого турбокомпрессора

Country Status (4)

Country Link
US (1) US9598968B2 (ru)
EP (1) EP2706242A1 (ru)
CA (2) CA2826955A1 (ru)
RU (1) RU2634990C2 (ru)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2735707B1 (fr) * 2012-11-27 2017-04-05 Safran Aero Boosters SA Redresseur de turbomachine axiale avec virole interne segmentée et compresseur associé
EP2801702B1 (fr) * 2013-05-10 2020-05-06 Safran Aero Boosters SA Virole interne de redresseur de turbomachine avec joint abradable
JP2017524091A (ja) * 2014-05-08 2017-08-24 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 分離可能な複合材ブレードを有する複合材ブースター・スプール
US9777593B2 (en) 2015-02-23 2017-10-03 General Electric Company Hybrid metal and composite spool for rotating machinery
FR3040147B1 (fr) * 2015-08-18 2018-04-20 Safran Aircraft Engines Aube composite avec element d'habillage aerodynamique integre et procede de fabrication de celle-ci
US10125619B2 (en) * 2015-11-19 2018-11-13 General Electric Company Rotor assembly for use in a turbofan engine and method of assembling
BE1027343B1 (fr) * 2019-06-07 2021-01-14 Safran Aero Boosters Sa Rotor hybride avec des pions de plateforme penetrant dans le tambour
CN113653546A (zh) * 2021-09-09 2021-11-16 联合瑞升（北京）科技有限公司 一种汽轮机湿冷机组的乏汽加热系统

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB599391A (en) * 1945-05-25 1948-03-11 Power Jets Res & Dev Ltd Improvements in and relating to axial flow compressors, turbines and the like machines
GB572859A (en) * 1942-04-03 1945-10-26 Armstrong Siddeley Motors Ltd Mounting the blades of axial-flow, rotary compressors or turbines
US2685405A (en) 1948-05-03 1954-08-03 Edward A Stalker Axial flow compressor
US2944326A (en) 1955-06-02 1960-07-12 Gen Electric Method of staking blades
GB1068681A (en) * 1963-05-02 1967-05-10 Bristol Siddeley Engines Ltd Rotor assemblies for turbines,compressors and pumps
US3309058A (en) * 1965-06-21 1967-03-14 Rolls Royce Bladed rotor
US3385512A (en) 1966-09-13 1968-05-28 Orenda Ltd Bladed rotor
FR1537338A (fr) * 1966-12-19 1968-08-23 Gen Motors Corp Rotor de turbomachine
US3446480A (en) * 1966-12-19 1969-05-27 Gen Motors Corp Turbine rotor
FR1542561A (fr) * 1967-07-07 Snecma Dispositif de fixation d'aubes pour turbomachines
US5137420A (en) * 1990-09-14 1992-08-11 United Technologies Corporation Compressible blade root sealant
US5378110A (en) * 1992-09-14 1995-01-03 United Technologies Corporation Composite compressor rotor with removable airfoils
FR2888897B1 (fr) * 2005-07-21 2007-10-19 Snecma Dispositif d'amortissement des vibrations d'un anneau de retention axiale des aubes de soufflante d'une turbomachine
GB2438858B (en) * 2006-06-07 2008-08-06 Rolls Royce Plc A sealing arrangement in a gas turbine engine
EP2400160B1 (fr) * 2010-06-23 2014-01-01 Techspace Aero S.A. Rotor allégé de compresseur axial

Also Published As

Publication number Publication date
CN103671251A (zh) 2014-03-26
US9598968B2 (en) 2017-03-21
CA2826955A1 (en) 2014-03-11
CA2837446C (en) 2018-05-22
RU2634990C2 (ru) 2017-11-08
EP2706242A1 (fr) 2014-03-12
CA2837446A1 (en) 2014-03-11
US20140079552A1 (en) 2014-03-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013141182A (ru) Присоединение лопаток к барабану осевого турбокомпрессора
US9816387B2 (en) Attachment faces for clamped turbine stator of a gas turbine engine
WO2013133875A3 (en) Composite rotor and vane assemblies with integral airfoils
US9976426B2 (en) Fan platform with stiffening feature
RU2014106552A (ru) Колесо статора турбомашины и турбина или компрессор, содержащие такое колесо статора
RU2015145887A (ru) Комбинированный статор компрессора осевой турбомашины
EP2204539A3 (en) Stator assembly for a gas turbine engine
EP2369141A3 (en) Active tip clearance control for shrouded gas turbine blades and related method
JP2010156334A5 (ru)
EP2562086A3 (en) Nacelle assembly having integrated afterbody mount case
JP2012526189A5 (ru)
JP2008232147A (ja) ターボ機械ファン
EP1895142A3 (en) Flade fan with different inner and outer airfoil stagger angles at a shroud therebetween
RU2012146619A (ru) Составной аэродинамический профиль
EP2479383A3 (en) Gas Turbine Engine Stator Vane Assembly
RU2012108484A (ru) Корпус турбомашины с усиленным уплотнением
RU2014145610A (ru) Ступица турбины с несплошностью поверхности и турбонагнетатель, содержащий такую ступицу
EP2570598A3 (en) Rotor disk assembly for a gas turbine engine
JP2013139809A5 (ru)
EP2484867A3 (en) Rotating component of a turbine engine
JP2012007606A (ja) 封止装置
US20110085914A1 (en) Annulus filler element for a rotor of a turbomachine
ATE548540T1 (de) Rotorstufe einer einteilig beschaufelten verdichtertrommel einer axialen strömungsmaschine und entsprechendes herstellungsverfahren.
RU2013126225A (ru) Узел (варианты) и способ установки и уплотнения соплового элемента для газотурбинной системы
US10066668B2 (en) Split inner ring

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190910