RU2013150874A - Радиальные фиксирующие и позиционирующие фланцы для оболочек корпуса осевого турбинного компрессора - Google Patents

Радиальные фиксирующие и позиционирующие фланцы для оболочек корпуса осевого турбинного компрессора Download PDF

Info

Publication number
RU2013150874A
RU2013150874A RU2013150874/06A RU2013150874A RU2013150874A RU 2013150874 A RU2013150874 A RU 2013150874A RU 2013150874/06 A RU2013150874/06 A RU 2013150874/06A RU 2013150874 A RU2013150874 A RU 2013150874A RU 2013150874 A RU2013150874 A RU 2013150874A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shell
flange
housing according
centering
centering surface
Prior art date
Application number
RU2013150874/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2568698C2 (ru
Inventor
Кристоф Реми
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 RU2013150874A publication Critical patent/RU2013150874A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2568698C2 publication Critical patent/RU2568698C2/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
    • 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
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • 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
    • F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking
    • 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. Корпус осевого газотурбинного двигателя (2), предназначенный для направления кольцевого потока (20, 22) в указанном газотурбинном двигателе, при этом корпус содержит первую оболочку (32, 132) и вторую оболочку (34, 134), которые предусмотрены смежными и соосными, причем первая оболочка (32, 132) содержит по существу цилиндрический фланец (48, 148) и центрирующую поверхность (54, 154), а вторая оболочка (34, 134) содержит фланец (50, 150) и центрирующие средства (52, 152), разработанные таким образом, чтобы обеспечить радиальное сопряжение с центрирующей поверхностью (54, 154), при этом фланец (48, 148) первого корпуса (32, 132) содержит вырезы (58, 158), распределенные по его окружности, и центрирующие средства, проходящие в осевом направлении от фланца (50, 150) второй оболочки (34, 134) через указанные вырезы (58, 158) к центрирующей поверхности, на которой два фланца находятся в контакте.2. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что вырезы (58, 158) фланца (48, 148) первой оболочки (32, 132) являются волнообразными вырезами или отверстиями.3. Корпус по пп. 1-2, отличающийся тем, что осевое протяжение вырезов (58, 158) пересекает центрирующую поверхность (54, 154).4. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что центрирующая поверхность (54) образует утолщенный слой на первой оболочке (32).5. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что радиус R2 центрирующей поверхности (54, 154) меньше, чем радиус R3 радиальной оконечности фланца (48, 148) на первой оболочке.6. Корпус по пп. 1-5, отличающийся тем, что первая оболочка (32) содержит кольцевой буртик, прилегающий к фланцу (48) первой оболочки, центрирующую поверхность (54), находящуюся на верхней части кольцевого буртика, или центрирующую поверхность (154), образующую кольцевую канавку в первой

Claims (15)

1. Корпус осевого газотурбинного двигателя (2), предназначенный для направления кольцевого потока (20, 22) в указанном газотурбинном двигателе, при этом корпус содержит первую оболочку (32, 132) и вторую оболочку (34, 134), которые предусмотрены смежными и соосными, причем первая оболочка (32, 132) содержит по существу цилиндрический фланец (48, 148) и центрирующую поверхность (54, 154), а вторая оболочка (34, 134) содержит фланец (50, 150) и центрирующие средства (52, 152), разработанные таким образом, чтобы обеспечить радиальное сопряжение с центрирующей поверхностью (54, 154), при этом фланец (48, 148) первого корпуса (32, 132) содержит вырезы (58, 158), распределенные по его окружности, и центрирующие средства, проходящие в осевом направлении от фланца (50, 150) второй оболочки (34, 134) через указанные вырезы (58, 158) к центрирующей поверхности, на которой два фланца находятся в контакте.
2. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что вырезы (58, 158) фланца (48, 148) первой оболочки (32, 132) являются волнообразными вырезами или отверстиями.
3. Корпус по пп. 1-2, отличающийся тем, что осевое протяжение вырезов (58, 158) пересекает центрирующую поверхность (54, 154).
4. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что центрирующая поверхность (54) образует утолщенный слой на первой оболочке (32).
5. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что радиус R2 центрирующей поверхности (54, 154) меньше, чем радиус R3 радиальной оконечности фланца (48, 148) на первой оболочке.
6. Корпус по пп. 1-5, отличающийся тем, что первая оболочка (32) содержит кольцевой буртик, прилегающий к фланцу (48) первой оболочки, центрирующую поверхность (54), находящуюся на верхней части кольцевого буртика, или центрирующую поверхность (154), образующую кольцевую канавку в первой оболочке (132).
7. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что вырезы (58, 158) имеют замкнутую форму во фланце (148) или открытую форму на краю фланца (48).
8. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что центрирующие средства (52, 152) отстоят в радиальном направлении от профиля вырезов на фланце (48, 148) первой оболочки.
9. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что центрирующая поверхность (54, 154) и центрирующие средства (52, 152) изготовлены путем токарной обработки.
10. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что поперечное сечение центрирующих средств (52, 152), как правило, изогнуто, и вырезы (58, 158) шире, чем центрирующие средства (52, 152) в направлении вдоль окружности.
11. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что центрирующие средства содержат контактные поверхности (56, 156), разработанные для контакта с центрирующей поверхностью (54, 154).
12. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что оболочки (32, 34, 132, 134) скреплены друг с другом посредством крепежных средств на фланцах (48, 50, 148, 150) на первой и второй оболочках, между вырезами (58, 158) на фланце первой оболочки.
13. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что фланцы первой и второй внешних оболочек имеют равные наружные радиусы R3.
14. Корпус по п. 1, отличающийся тем, что центрирующие средства физически занимают более 10% окружности второй оболочки, предпочтительно - более 30%, еще более предпочтительно - более 50%.
15. Осевой газотурбинный двигатель (2), содержащий турбовентилятор (18), по меньшей мере один компрессор (6, 8), по меньшей мере одну турбину (12), в котором течение потоков (20, 22) определено корпусами, причем по меньшей мере один из корпусов находится в соответствии с пп. 1-14.
RU2013150874/06A 2012-11-15 2013-11-15 Осевой газотурбинный двигатель и корпус осевого газотурбинного двигателя RU2568698C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP12192848.5A EP2733314B1 (fr) 2012-11-15 2012-11-15 Brides radiales de fixation et de positionnement pour viroles de carter de turbomachine axiale
EP12192848.5 2012-11-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013150874A true RU2013150874A (ru) 2015-05-20
RU2568698C2 RU2568698C2 (ru) 2015-11-20

Family

ID=47177834

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013150874/06A RU2568698C2 (ru) 2012-11-15 2013-11-15 Осевой газотурбинный двигатель и корпус осевого газотурбинного двигателя

Country Status (4)

Country Link
EP (1) EP2733314B1 (ru)
CN (1) CN103821771A (ru)
CA (1) CA2832771C (ru)
RU (1) RU2568698C2 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10190641B2 (en) * 2016-11-04 2019-01-29 Solar Turbines Incorporated Flanged component for a gas turbine engine
CN112160916A (zh) * 2020-10-14 2021-01-01 苏州欧拉透平机械有限公司 具有平衡功能的离心式压缩机
CN113137629B (zh) * 2021-04-19 2022-11-04 中国航发湖南动力机械研究所 双级整体式涡流器及火焰筒头部结构
CN114215788B (zh) * 2021-11-30 2024-09-06 中国航发沈阳发动机研究所 一种对转冲压压气机
FR3145584A1 (fr) * 2023-02-06 2024-08-09 Safran Aircraft Engines Moyen d’alignement d’un ensemble de carters chacun equipe d’une bride annulaire

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1986419A (en) * 1933-01-09 1935-01-01 Taylor Edward Hall Coupling means
US2439161A (en) * 1946-10-09 1948-04-06 Wright Aeronautical Corp Attaching means
US3451215A (en) * 1967-04-03 1969-06-24 Gen Electric Fluid impingement starting means
FR2655687B1 (fr) * 1989-12-13 1992-02-07 Snecma Carter de turbomachine a retention axiale renforcee.
RU2130561C1 (ru) * 1997-01-30 1999-05-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Упругодемпферная опора
EP1293645A1 (fr) 2001-09-14 2003-03-19 Techspace Aero S.A. Compresseur axial de turbomachine comprenant un dispositif de séparation de flux et procédé d'assemblage de ce dispositif
FR2868814B1 (fr) * 2004-04-09 2009-12-18 Snecma Moteurs Dispositif d'assemblage de brides annulaires, en particulier dans une turbomachine
DE602006005693D1 (de) * 2006-12-22 2009-04-23 Techspace Aero Milmort Turbomaschinenverdichter
EP1939459B1 (fr) * 2006-12-27 2018-04-25 Safran Aero Boosters SA Système de raccordement avec mâchoires de deux viroles, notamment d'un compresseur
EP1939410B1 (fr) * 2006-12-27 2009-08-19 Techspace aero Système de raccordement
FR2926118B1 (fr) 2008-01-04 2010-01-29 Snecma Bride en composite avec partie d'usinage.
FR2932233B1 (fr) * 2008-06-06 2012-09-28 Aircelle Sa Carter pour rotor de turbomachine
DE102009055614B4 (de) * 2009-01-15 2017-03-23 Mann + Hummel Gmbh Turbolader mit einem Verdichtergehäuse aus Kunststoff
DE202009017511U1 (de) * 2009-12-22 2011-05-05 Ebm-Pabst Mulfingen Gmbh & Co. Kg Lüftereinheit für Filterlüfter
CN201972741U (zh) * 2010-12-23 2011-09-14 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种定心、定位装置

Also Published As

Publication number Publication date
CA2832771C (en) 2016-08-09
EP2733314B1 (fr) 2017-04-05
CA2832771A1 (en) 2014-05-15
CN103821771A (zh) 2014-05-28
RU2568698C2 (ru) 2015-11-20
EP2733314A1 (fr) 2014-05-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2013150874A (ru) Радиальные фиксирующие и позиционирующие фланцы для оболочек корпуса осевого турбинного компрессора
RU2012157717A (ru) Подшипник качения для авиационного турбореактивного двигателя, оборудованный средствами осевого удержания своего наружного кольца
RU2011122783A (ru) Кольцевой фланец крепления элемента ротора или статора в газотурбинном двигателе
WO2015023321A3 (en) Radial position control of case supported structure with axial reaction member
RU2015142995A (ru) Крепление и уплотнение отражательных элементов кольца
WO2014056657A3 (de) Strömungsgleichrichter für einen axiallüfter
GB2471233B (en) Unitary conduit for transporting a fluid and method of manufacturing thereof
WO2015065550A3 (en) Fuel igniter assembly having heat-dissipating element and methods of using same
RU2017103314A (ru) Модуль газотурбинного двигателя
RU2008149138A (ru) Герметизация полости ступицы выпускного картера в газотурбинном двигателе
RU2008144743A (ru) Ступень турбины или компрессора, в частности турбомашины
RU2011133198A (ru) Лопатка с изменяемым углом установки для ступени статора, включающая в себя некруглую внутреннюю полку
RU2013119150A (ru) Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты)
RU2008124138A (ru) Выхлопной кожух газотурбинного двигателя
US9133711B2 (en) Steam turbine
RU2014103632A (ru) Устройство приводного вала газотурбинного двигателя
RU2016124235A (ru) Опора подшипника с осесимметричной спиральной уплотнительной прокладкой
RU2014137104A (ru) Устройство впрыска воздуха и топлива для камеры сгорания турбомашины
IN2014DN07487A (ru)
MX2018000650A (es) Campana de extraccion de turbina.
WO2015017002A3 (en) Swirler mount interface for gas turbine engine combustor
RU2008144739A (ru) Ступень турбины или компрессора турбореактивного двигателя
RU2015150519A (ru) Дренажная продувка наружной камеры предварительного смешивания
BR102016006493A2 (pt) arranjo de conexão de tubo para conectar duas extremidades de tubo, em particular de duas extremidades de tubo em uma linha de gases de escape de um motor de combustão interna, linha de gases de escape de um motor de combustão interna e veículo comercial
US9097130B2 (en) Seal for use between injector and combustion chamber in gas turbine

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: 20181116