RU2013148796A - Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные штифты с прорезями - Google Patents

Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные штифты с прорезями Download PDF

Info

Publication number
RU2013148796A
RU2013148796A RU2013148796/06A RU2013148796A RU2013148796A RU 2013148796 A RU2013148796 A RU 2013148796A RU 2013148796/06 A RU2013148796/06 A RU 2013148796/06A RU 2013148796 A RU2013148796 A RU 2013148796A RU 2013148796 A RU2013148796 A RU 2013148796A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
slot
ring
pin
ring according
turbine
Prior art date
Application number
RU2013148796/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2594392C2 (ru
Inventor
Эмили ПУЗЕ
Паскаль КАЗАЛИДЖИ
Дидье ПАСКЬЕ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2013148796A publication Critical patent/RU2013148796A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2594392C2 publication Critical patent/RU2594392C2/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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades 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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • 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
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • 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
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49995—Shaping one-piece blank by removing material

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Уплотнительное кольцо (60), предназначенное для прижимания к диску (20) ротора ступени (10) турбины для турбомашины летательного аппарата, содержащее множество запорных штифтов (66), которые предотвращают вращение упомянутого кольца относительно диска ротора, при этом каждый штифт (66) выступает в осевом направлении от кольцевого корпуса (63) и имеет две противоположные круговые торцевые поверхности (72), предназначенные для размещения и обращенными к двум прямо следующим друг за другом лопаткам, выполненным на диске ротора, отличающееся тем, что осевая разрезная прорезь (70) проходит радиально, по меньшей мере, через один из упомянутых запорных штифтов (66).2. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что каждая из двух противоположных круговых торцевых поверхностей (72) соединена с опорной поверхностью штифтов (68), предусмотренной на кольцевом корпусе (63), первым соединительным радиусом (82), причем каждая из двух боковых граней (78) прорези соединена в основании (74) этой прорези вторым соединительным радиусом (80), при этом второй соединительный радиус (80) существенно больше первого соединительного радиуса (82).3. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что основание (74) прорези (70) каждого штифта (66) расположено в осевом направлении на таком же уровне или вблизи основания упомянутого штифта.4. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что отношение между шириной (I) прорези (70) и полной шириной (L) упомянутого запорного штифта (66), в окружном направлении (92), находится между 0,3 и 0,4.5. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что прорезь (70) центрируют на упомянутом запорном штифте (66).6. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что оно имеет три запорных штифта (66), расположенных под угло�

Claims (10)

1. Уплотнительное кольцо (60), предназначенное для прижимания к диску (20) ротора ступени (10) турбины для турбомашины летательного аппарата, содержащее множество запорных штифтов (66), которые предотвращают вращение упомянутого кольца относительно диска ротора, при этом каждый штифт (66) выступает в осевом направлении от кольцевого корпуса (63) и имеет две противоположные круговые торцевые поверхности (72), предназначенные для размещения и обращенными к двум прямо следующим друг за другом лопаткам, выполненным на диске ротора, отличающееся тем, что осевая разрезная прорезь (70) проходит радиально, по меньшей мере, через один из упомянутых запорных штифтов (66).
2. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что каждая из двух противоположных круговых торцевых поверхностей (72) соединена с опорной поверхностью штифтов (68), предусмотренной на кольцевом корпусе (63), первым соединительным радиусом (82), причем каждая из двух боковых граней (78) прорези соединена в основании (74) этой прорези вторым соединительным радиусом (80), при этом второй соединительный радиус (80) существенно больше первого соединительного радиуса (82).
3. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что основание (74) прорези (70) каждого штифта (66) расположено в осевом направлении на таком же уровне или вблизи основания упомянутого штифта.
4. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что отношение между шириной (I) прорези (70) и полной шириной (L) упомянутого запорного штифта (66), в окружном направлении (92), находится между 0,3 и 0,4.
5. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что прорезь (70) центрируют на упомянутом запорном штифте (66).
6. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что оно имеет три запорных штифта (66), расположенных под углом в 120° друг относительно друга.
7. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что упомянутые запорные штифты (66) выполняют вблизи наружного радиального конца (61) упомянутого кольцевого корпуса (63).
8. Ротор (20) ступени (10) турбины для турбомашины летательного аппарата, содержащий диск (26), лопатки (34), установленные на диске, и расположенное позади по ходу уплотнительное кольцо (60) по п. 1.
9. Турбомашина (1) для летательного аппарата, отличающаяся тем, что содержит, по меньшей мере, одну турбину (10), содержащую по меньшей мере один ротор (20) ступени турбины по п. 8.
10. Способ изготовления уплотнительного кольца (60) по п. 1, отличающийся тем, что прорезь (70) упомянутого запорного штифта (60) выполняют механической обработкой.
RU2013148796/06A 2011-04-05 2012-03-29 Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца RU2594392C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1152928A FR2973829B1 (fr) 2011-04-05 2011-04-05 Flasque d'etancheite pour etage de turbine de turbomachine d'aeronef, comprenant
FR1152928 2011-04-05
PCT/FR2012/050667 WO2012136917A1 (fr) 2011-04-05 2012-03-29 Flasque d'etancheite pour etage de turbine de turbomachine d'aeronef, comprenant des tenons anti-rotation fendus

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013148796A true RU2013148796A (ru) 2015-05-10
RU2594392C2 RU2594392C2 (ru) 2016-08-20

Family

ID=46017971

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013148796/06A RU2594392C2 (ru) 2011-04-05 2012-03-29 Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9494042B2 (ru)
EP (1) EP2694781B1 (ru)
CN (1) CN103459777B (ru)
BR (1) BR112013025486B1 (ru)
CA (1) CA2831522C (ru)
FR (1) FR2973829B1 (ru)
RU (1) RU2594392C2 (ru)
WO (1) WO2012136917A1 (ru)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3026430B1 (fr) * 2014-09-29 2020-07-10 Safran Aircraft Engines Roue de turbine dans une turbomachine
US10215043B2 (en) 2016-02-24 2019-02-26 United Technologies Corporation Method and device for piston seal anti-rotation
FR3049307B1 (fr) * 2016-03-25 2019-11-01 Safran Aircraft Engines Ensemble rotatif pour turbomachine
EP3521561A1 (de) * 2018-02-02 2019-08-07 Siemens Aktiengesellschaft Rotor mit dichtelement und dichtring
US11105424B2 (en) * 2019-02-01 2021-08-31 Kaydon Ring & Seal, Inc. Crowned anti-rotation device for circumferential seals
US11313240B2 (en) * 2020-02-05 2022-04-26 Raytheon Technologies Corporation Rounded radial snap configuration for a gas turbine engine cover plate
CN114810220B (zh) * 2021-01-29 2024-02-20 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3266770A (en) * 1961-12-22 1966-08-16 Gen Electric Turbomachine rotor assembly
FR2393931A1 (fr) * 1977-06-08 1979-01-05 Snecma Dispositif de maintien des aubes d'un rotor
FR2585069B1 (fr) * 1985-07-16 1989-06-09 Snecma Dispositif de limitation du debattement angulaire d'aubes montees sur un disque de rotor de turbomachine
FR2666623B1 (fr) * 1990-09-11 1993-05-07 Turbomeca Roue de turbomachine a pales rapportees.
US5211407A (en) * 1992-04-30 1993-05-18 General Electric Company Compressor rotor cross shank leak seal for axial dovetails
FR2695433B1 (fr) * 1992-09-09 1994-10-21 Snecma Joint annulaire d'étanchéité disposé à une extrémité axiale d'un rotor et recouvrant des brochages d'aubes.
US5318405A (en) * 1993-03-17 1994-06-07 General Electric Company Turbine disk interstage seal anti-rotation key through disk dovetail slot
US6190131B1 (en) * 1999-08-31 2001-02-20 General Electric Co. Non-integral balanced coverplate and coverplate centering slot for a turbine
GB9925261D0 (en) * 1999-10-27 1999-12-29 Rolls Royce Plc Locking devices
US6464453B2 (en) * 2000-12-04 2002-10-15 General Electric Company Turbine interstage sealing ring
FR2850130B1 (fr) * 2003-01-16 2006-01-20 Snecma Moteurs Dispositif pour retenir un flasque annulaire contre une face radiale d'un disque
US7721433B2 (en) * 2005-03-28 2010-05-25 United Technologies Corporation Blade outer seal assembly
US7500832B2 (en) * 2006-07-06 2009-03-10 Siemens Energy, Inc. Turbine blade self locking seal plate system
CN200943509Y (zh) * 2006-07-26 2007-09-05 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种径向销钉连接的透平盘
ES2330379T3 (es) * 2007-01-09 2009-12-09 Siemens Aktiengesellschaft Seccion axial de un rotor para un rotor de turbina.
FR2913064B1 (fr) * 2007-02-22 2009-04-10 Snecma Sa Flasque annulaire d'etancheite pour disque de rotor dans une turbomachine
FR2918103B1 (fr) * 2007-06-27 2013-09-27 Snecma Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine.
FR2922589B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-04 Snecma Controle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine
EP2182170A1 (de) * 2008-10-30 2010-05-05 Siemens Aktiengesellschaft Gasturbine mit Dichtplatten an der Turbinenscheibe
US8459953B2 (en) * 2010-01-19 2013-06-11 General Electric Company Seal plate and bucket retention pin assembly

Also Published As

Publication number Publication date
US20150159496A1 (en) 2015-06-11
WO2012136917A1 (fr) 2012-10-11
RU2594392C2 (ru) 2016-08-20
EP2694781A1 (fr) 2014-02-12
BR112013025486B1 (pt) 2021-02-23
FR2973829B1 (fr) 2013-05-24
CA2831522C (fr) 2018-06-12
CA2831522A1 (fr) 2012-10-11
US9494042B2 (en) 2016-11-15
CN103459777A (zh) 2013-12-18
CN103459777B (zh) 2015-04-15
FR2973829A1 (fr) 2012-10-12
EP2694781B1 (fr) 2015-01-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013148796A (ru) Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные штифты с прорезями
US9068465B2 (en) Turbine assembly
JP2010270751A (ja) タービンエンジン用のバランスを取ったロータ
RU2012129587A (ru) Структурное истираемое/абразивное уплотнительное устройство для неподвижного паротурбинного компонента, неподвижный паротурбинный компонент и узел турбинной лопатки и истираемого уплотнения
EP2626516A1 (en) Turbine assembly and corresponding method of altering a fundamental requency
RU2013109413A (ru) Компонент турбины с листовыми уплотнениями и способ уплотнения от утечки между лопаткой и несущим элементом
WO2008094801A3 (en) Method and device for reducing axial thrust and radial oscillations and rotary machines using same
RU2013102782A (ru) Роторная турбомашина, узел газовой турбины и способ уменьшения зазора на поверхности сопряжения между вращающимися и неподвижными компонентами турбины
ATE526487T1 (de) Turbomaschinenrotor mit einem verschleissfesten stopfen und verschleissfester stopfen
RU2014148095A (ru) Масляное уплотнение маслоотбойного кольца и турбонагнетатель, содержащий такое масляное уплотнение
GB2487696A (en) Retaining ring assembly and supporting flange for said ring
EP2505790A3 (en) A seal assembly comprising a rotable component
RU2604475C2 (ru) Разблокируемое устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, с которым рабочее колесо ротора модуля турбомашины летательного аппарата осуществляет контакт
GB201311819D0 (en) Hub for radial housing of a helical ring of a turbomachine with variable-pitch blades and assembly comprising such a hub
ATE551533T1 (de) Statorscheibe für turbomolekularpumpe
US9388697B2 (en) First stage compressor disk configured for balancing the compressor rotor assembly
CA2791040A1 (en) Gas turbine engine airfoil tip recesses
US10364688B2 (en) Minidisk balance flange
US10392966B2 (en) Retaining ring end gap features
CN103042336B (zh) 一种用于点焊制作弹性箔片气体推力轴承的辅助装置
CN207620852U (zh) 具有预旋流器的隔板组件
CA2908341C (en) Engine structure assembly procedure
US20120301298A1 (en) Balancing of rotatable components
EP2392784A1 (en) Steam turbine assembly and method of assembling a steam turbine
RU2015112388A (ru) Корпус со скошенными участками для компрессора осевой турбомашины

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner