RU2014145223A - Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель - Google Patents
Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2014145223A RU2014145223A RU2014145223A RU2014145223A RU2014145223A RU 2014145223 A RU2014145223 A RU 2014145223A RU 2014145223 A RU2014145223 A RU 2014145223A RU 2014145223 A RU2014145223 A RU 2014145223A RU 2014145223 A RU2014145223 A RU 2014145223A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbomachine according
- sides
- plate
- chamber
- turbomachine
- Prior art date
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
-
- 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
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/002—Wall structures
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/55—Seals
- F05D2240/57—Leaf seals
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/30—Arrangement of components
- F05D2250/37—Arrangement of components circumferential
-
- 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
Abstract
1. Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая кольцевую камеру (1) сгорания, ограниченную внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (4), направляющий аппарат (2) турбины, расположенный ниже по потоку от камеры (1) сгорания, при этом расположенный ниже по потоку конец наружной обечайки (4) и/или внутренней обечайки (3) камеры (1) содержит радиальный бортик (7), расположенный напротив радиального бортика (14), расположенного выше по потоку конца направляющего аппарата (2), и уплотнительные средства (16), содержащие, по меньшей мере, одну пластинку (17), проходящую между упомянутыми бортиками (7, 14) для обеспечения герметичности между камерой (1) сгорания и направляющим аппаратом (2), отличающаяся тем, что уплотнительная пластинка (17) проходит в осевом и окружном направлениях между упомянутыми бортиками (7, 14) и опирается в радиальном направлении герметичным образом на свободные концы упомянутых бортиков (7, 14).2. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что свободный конец бортика (7) камеры (1) сгорания находится в осевом направлении напротив свободного конца бортика (14) направляющего аппарата (2).3. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что содержит упругие возвратные средства (18), стремящиеся воздействовать на уплотнительную пластинку (17), опирающуюся на свободные концы бортиков (7, 14).4. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что направляющий аппарат (2) содержит, по меньшей мере, один установочный штифт (19), один конец которого заходит в вырез (21) взаимодополняющей формы пластинки (17), стопоря пластинку (17) в ее окружном направлении и в ее осевом направлении.5. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что содержит кожух (22), проходящий в окружном и осевом направлениях, закрыв
Claims (10)
1. Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель, содержащая кольцевую камеру (1) сгорания, ограниченную внутренней обечайкой (3) и наружной обечайкой (4), направляющий аппарат (2) турбины, расположенный ниже по потоку от камеры (1) сгорания, при этом расположенный ниже по потоку конец наружной обечайки (4) и/или внутренней обечайки (3) камеры (1) содержит радиальный бортик (7), расположенный напротив радиального бортика (14), расположенного выше по потоку конца направляющего аппарата (2), и уплотнительные средства (16), содержащие, по меньшей мере, одну пластинку (17), проходящую между упомянутыми бортиками (7, 14) для обеспечения герметичности между камерой (1) сгорания и направляющим аппаратом (2), отличающаяся тем, что уплотнительная пластинка (17) проходит в осевом и окружном направлениях между упомянутыми бортиками (7, 14) и опирается в радиальном направлении герметичным образом на свободные концы упомянутых бортиков (7, 14).
2. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что свободный конец бортика (7) камеры (1) сгорания находится в осевом направлении напротив свободного конца бортика (14) направляющего аппарата (2).
3. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что содержит упругие возвратные средства (18), стремящиеся воздействовать на уплотнительную пластинку (17), опирающуюся на свободные концы бортиков (7, 14).
4. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что направляющий аппарат (2) содержит, по меньшей мере, один установочный штифт (19), один конец которого заходит в вырез (21) взаимодополняющей формы пластинки (17), стопоря пластинку (17) в ее окружном направлении и в ее осевом направлении.
5. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что содержит кожух (22), проходящий в окружном и осевом направлениях, закрывая, по меньшей мере, частично бортики (7, 14) камеры (1) и направляющего аппарата (2), а также уплотнительную пластинку (17).
6. Турбомашина по п. 5, отличающаяся тем, что кожух (22) закреплен при помощи винта (19) или заклепки, образующей установочный штифт, свободный конец которого заходит в соответствующий вырез (21) уплотнительной пластинки (17).
7. Турбомашина по п 5, отличающаяся тем, что кожух (22) имеет сечение общей U-образной формы, содержащее основание (22а), проходящее в осевом направлении, и две боковины (22b, 22с), проходящие от основания (22а) радиально внутрь, при этом соответственно первая боковина (22b) проходит радиально выше по потоку от бортика (7) камеры (1) сгорания, и вторая боковина (22с) проходит радиально ниже по потоку от бортика (14) направляющего аппарата (2).
8. Турбомашина по п. 7, отличающаяся тем, что вторая боковина (22с) закреплена на фланце (20) направляющего аппарата (2), при этом первая боковина (22b) отдалена от бортика (7), расположенного ниже по потоку конца камеры (1) сгорания на определенный зазор (j), например менее 3 мм.
9. Турбомашина по пп. 3 и 5, отличающаяся тем, что упругие возвратные средства содержат, по меньшей мере, один упругий орган (18) радиального действия, опирающийся с одной стороны на кожух (22) и с другой стороны - на уплотнительную пластинку (17).
10. Турбомашина по п. 1, отличающаяся тем, что направляющий аппарат (2) турбины разделен на сектора, при этом пластинка (17) и/или кожух (22) проходят в окружном направлении вдоль каждого сектора турбины.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1253338 | 2012-04-11 | ||
FR1253338A FR2989426B1 (fr) | 2012-04-11 | 2012-04-11 | Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion |
PCT/FR2013/050768 WO2013153322A1 (fr) | 2012-04-11 | 2013-04-09 | Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2014145223A true RU2014145223A (ru) | 2016-05-27 |
RU2636597C2 RU2636597C2 (ru) | 2017-11-24 |
Family
ID=48289453
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014145223A RU2636597C2 (ru) | 2012-04-11 | 2013-04-09 | Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10190430B2 (ru) |
EP (1) | EP2836684B2 (ru) |
CN (1) | CN104220702B (ru) |
BR (1) | BR112014022318B1 (ru) |
CA (1) | CA2868452C (ru) |
FR (1) | FR2989426B1 (ru) |
IN (1) | IN2014DN07487A (ru) |
RU (1) | RU2636597C2 (ru) |
WO (1) | WO2013153322A1 (ru) |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP3181827B1 (de) * | 2015-12-15 | 2021-03-03 | MTU Aero Engines GmbH | Turbomaschinen-bauteilverbindung |
US10830069B2 (en) * | 2016-09-26 | 2020-11-10 | General Electric Company | Pressure-loaded seals |
US10393381B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-27 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
FR3081494B1 (fr) | 2018-05-28 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre |
FR3084141B1 (fr) * | 2018-07-19 | 2021-04-02 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbomachine |
DE102020203017A1 (de) * | 2020-03-10 | 2021-09-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Brennkammer mit keramischem Hitzeschild und Dichtung |
DE102020111200A1 (de) | 2020-04-24 | 2021-10-28 | Man Energy Solutions Se | Befestigungseinrichtung zur elastischen Aufhängung eines Übergangskanals an einem Leitschaufelträger einer Gasturbine |
RU2755453C1 (ru) * | 2020-08-12 | 2021-09-16 | Публичное акционерное общество "ОДК -Уфимское моторостроительное производственное объединение (ПАО "ОДК-УМПО") | Узел соединения соплового аппарата турбины высокого давления с концевой частью жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя |
CN112065590B (zh) * | 2020-09-02 | 2021-10-29 | 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 | 一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构 |
US11761342B2 (en) * | 2020-10-26 | 2023-09-19 | General Electric Company | Sealing assembly for a gas turbine engine having a leaf seal |
CN117266938A (zh) * | 2022-06-14 | 2023-12-22 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 一种涡轮导叶结构 |
Family Cites Families (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4126405A (en) * | 1976-12-16 | 1978-11-21 | General Electric Company | Turbine nozzle |
SU701204A1 (ru) | 1978-05-03 | 1996-10-27 | А.С. Гришанов | Соединение трубопроводов для систем летательного аппарата |
SU1200609A1 (ru) | 1984-03-01 | 1990-10-30 | Предприятие П/Я А-1469 | Сопловой аппарат газовой турбины |
US5118120A (en) * | 1989-07-10 | 1992-06-02 | General Electric Company | Leaf seals |
US5333443A (en) * | 1993-02-08 | 1994-08-02 | General Electric Company | Seal assembly |
GB9305010D0 (en) * | 1993-03-11 | 1993-04-28 | Rolls Royce Plc | A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly |
US5701733A (en) * | 1995-12-22 | 1997-12-30 | General Electric Company | Double rabbet combustor mount |
SE508749C2 (sv) * | 1996-12-20 | 1998-11-02 | Lindab Ab | Sätt att hopkoppla två rör |
US6199871B1 (en) † | 1998-09-02 | 2001-03-13 | General Electric Company | High excursion ring seal |
FR2825785B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties |
FR2840974B1 (fr) * | 2002-06-13 | 2005-12-30 | Snecma Propulsion Solide | Anneau d'etancheite pour cahmbre de combustion et chambre de combustion comportant un tel anneau |
JP3840556B2 (ja) * | 2002-08-22 | 2006-11-01 | 川崎重工業株式会社 | 燃焼器ライナのシール構造 |
FR2860039B1 (fr) * | 2003-09-19 | 2005-11-25 | Snecma Moteurs | Realisation de l'etancheite dans un turboreacteur pour le prelevement cabine par joints double sens a lamelles |
US8695989B2 (en) * | 2004-04-30 | 2014-04-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Hot gas seal |
US7527469B2 (en) * | 2004-12-10 | 2009-05-05 | Siemens Energy, Inc. | Transition-to-turbine seal apparatus and kit for transition/turbine junction of a gas turbine engine |
DE102005021646B4 (de) | 2005-05-06 | 2007-04-12 | Metu Meinig Aktiengesellschaft | Spannring für die Verbindung dünnwandiger Rohre |
US7360988B2 (en) * | 2005-12-08 | 2008-04-22 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
US20070134087A1 (en) * | 2005-12-08 | 2007-06-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling turbine engines |
US7762766B2 (en) * | 2006-07-06 | 2010-07-27 | Siemens Energy, Inc. | Cantilevered framework support for turbine vane |
US7784264B2 (en) * | 2006-08-03 | 2010-08-31 | Siemens Energy, Inc. | Slidable spring-loaded transition-to-turbine seal apparatus and heat-shielding system, comprising the seal, at transition/turbine junction of a gas turbine engine |
FR2921463B1 (fr) * | 2007-09-26 | 2013-12-06 | Snecma | Chambre de combustion d'une turbomachine |
US8257028B2 (en) * | 2007-12-29 | 2012-09-04 | General Electric Company | Turbine nozzle segment |
FR2937098B1 (fr) † | 2008-10-15 | 2015-11-20 | Snecma | Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine |
US9822649B2 (en) * | 2008-11-12 | 2017-11-21 | General Electric Company | Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method |
US8534076B2 (en) * | 2009-06-09 | 2013-09-17 | Honeywell Internationl Inc. | Combustor-turbine seal interface for gas turbine engine |
US8388307B2 (en) * | 2009-07-21 | 2013-03-05 | Honeywell International Inc. | Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine |
US8347636B2 (en) * | 2010-09-24 | 2013-01-08 | General Electric Company | Turbomachine including a ceramic matrix composite (CMC) bridge |
US9353635B2 (en) * | 2011-08-16 | 2016-05-31 | General Electric Company | Seal end attachment |
US8701415B2 (en) * | 2011-11-09 | 2014-04-22 | General Electric Company | Flexible metallic seal for transition duct in turbine system |
-
2012
- 2012-04-11 FR FR1253338A patent/FR2989426B1/fr active Active
-
2013
- 2013-04-09 BR BR112014022318-1A patent/BR112014022318B1/pt active IP Right Grant
- 2013-04-09 WO PCT/FR2013/050768 patent/WO2013153322A1/fr active Application Filing
- 2013-04-09 RU RU2014145223A patent/RU2636597C2/ru active
- 2013-04-09 CA CA2868452A patent/CA2868452C/fr active Active
- 2013-04-09 US US14/385,867 patent/US10190430B2/en active Active
- 2013-04-09 IN IN7487DEN2014 patent/IN2014DN07487A/en unknown
- 2013-04-09 CN CN201380018407.0A patent/CN104220702B/zh active Active
- 2013-04-09 EP EP13720464.0A patent/EP2836684B2/fr active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
US10190430B2 (en) | 2019-01-29 |
FR2989426B1 (fr) | 2014-03-28 |
BR112014022318A2 (ru) | 2017-06-20 |
EP2836684B2 (fr) | 2020-01-01 |
CA2868452A1 (fr) | 2013-10-17 |
CA2868452C (fr) | 2020-03-10 |
US20150047356A1 (en) | 2015-02-19 |
RU2636597C2 (ru) | 2017-11-24 |
EP2836684B1 (fr) | 2017-03-01 |
CN104220702A (zh) | 2014-12-17 |
WO2013153322A1 (fr) | 2013-10-17 |
EP2836684A1 (fr) | 2015-02-18 |
FR2989426A1 (fr) | 2013-10-18 |
IN2014DN07487A (ru) | 2015-04-24 |
BR112014022318B1 (pt) | 2022-01-04 |
CN104220702B (zh) | 2016-11-16 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2014145223A (ru) | Турбомашина, такая как авиационный турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель | |
RU2008144750A (ru) | Уплотнение кольца ротора в ступени турбины | |
RU2008144743A (ru) | Ступень турбины или компрессора, в частности турбомашины | |
WO2011149973A8 (en) | Tangential combustor with vaneless turbine for use on gas turbine engines | |
RU2558174C2 (ru) | Газотурбинный двигатель с устройством для блокировки вращения сегмента направляющего аппарата в картере и блокировочный штифт, препятствующий вращению | |
RU2014146619A (ru) | Ступень турбины для турбомашины | |
RU2013152735A (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
FR2961554B1 (fr) | Secteur angulaire de redresseur pour compresseur de turbomachine, redresseur de turbomachine et turbomachine comprenant un tel secteur | |
RU2012130351A (ru) | Ступень турбины в турбомашине | |
RU2013110039A (ru) | Топливная форсунка для газовой турбины (варианты) и камера сгорания | |
RU2012108735A (ru) | Вибрационно-демпфирующая прокладка для лопасти вентилятора | |
RU2010147834A (ru) | Направляющий аппарат турбины для газотурбинного двигателя | |
RU2013148793A (ru) | Устройство герметизации для направляющего аппарата турбины газотурбинного двигателя | |
RU2010142483A (ru) | Разделенный на сектора направляющий аппарат для турбомашины | |
RU2011128343A (ru) | Вентилятор газотурбинного двигателя, содержащий балансировочную систему с глухими отверстиями для размещения грузов | |
BR112012025335A2 (pt) | estrutura de montagem de palheta de guia de bocal de entrada de turbina para motor de turbina a gás radial | |
RU2014111052A (ru) | Лопаточный аппарат | |
RU2014138504A (ru) | Топливный инжектор для турбомашины | |
RU2009106878A (ru) | Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины | |
RU2014120759A (ru) | Газовая турбина | |
RU2008149155A (ru) | Устройство отбора воздуха в компрессоре газотурбинного двигателя | |
RU2010139405A (ru) | Диффузор газотурбинного двигателя, включающий кольцевые перегородки с выемками | |
RU2015142995A (ru) | Крепление и уплотнение отражательных элементов кольца | |
RU2013144762A (ru) | Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца | |
IN2014DN06186A (ru) |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |