RU2014151115A - Уплотнительная прокладка внутреннего кольца последней ступени осевого компрессора газотурбинного двигателя - Google Patents

Уплотнительная прокладка внутреннего кольца последней ступени осевого компрессора газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2014151115A
RU2014151115A RU2014151115A RU2014151115A RU2014151115A RU 2014151115 A RU2014151115 A RU 2014151115A RU 2014151115 A RU2014151115 A RU 2014151115A RU 2014151115 A RU2014151115 A RU 2014151115A RU 2014151115 A RU2014151115 A RU 2014151115A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
inner ring
ring
cavity
gasket
guide vane
Prior art date
Application number
RU2014151115A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014151115A3 (ru
RU2709752C2 (ru
Inventor
ВЕРЕЛЬ Дамьен
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 RU2014151115A publication Critical patent/RU2014151115A/ru
Publication of RU2014151115A3 publication Critical patent/RU2014151115A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2709752C2 publication Critical patent/RU2709752C2/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
    • 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
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/083—Sealings especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular

Landscapes

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

Abstract

1. Блок лопаток направляющего аппарата осевого компрессора газотурбинного двигателя (2), содержащий:- кольцевой венец лопаток (26), которые проходят радиально,- внутреннее кольцо (30), расположенное на внутренних концах лопаток (26), которое содержит кольцевую уплотнительную прокладку (36) на одной из сторон, расположенной выше по потоку или ниже по потоку от указанного кольца (30), для обеспечения герметичности с уплотняемой поверхностью (44) промежуточного кожуха (34) газотурбинного двигателя (2),отличающийся тем, чтовнутреннее кольцо (30) содержит полость (45), в которой размещена уплотнительная прокладка (36).2. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что полость (45) образована, возможно как неотъемлемая часть, в материале внутреннего кольца (30), причем указанное кольцо предпочтительно изготовлено из полимерного материала, предпочтительнее из композиционного материала с органической матрицей.3. Блок лопаток направляющего аппарата по одному из пп. 1 или2, отличающийся тем, что полость (45) образована частью кольца (30) и одним или несколькими элементами (46), дополнительно введенными в указанное кольцо (30), и предпочтительно образует в целом кольцевую форму, причем внутреннее кольцо (30) и каждый дополнительный элемент (46) предпочтительно изготовлены из композиционных материалов с органической матрицей.4. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что он содержит крюк, который образует полость (45) для того, чтобы удерживать уплотнительную прокладку (36) прижатой к уплотняемой поверхности (44) кожуха и к внутреннему кольцу (30), причем полость (45) предпочтительно образует кольцевую горловину по существу открытую в осевом направлении.5. Блок лопаток направляющего

Claims (15)

1. Блок лопаток направляющего аппарата осевого компрессора газотурбинного двигателя (2), содержащий:
- кольцевой венец лопаток (26), которые проходят радиально,
- внутреннее кольцо (30), расположенное на внутренних концах лопаток (26), которое содержит кольцевую уплотнительную прокладку (36) на одной из сторон, расположенной выше по потоку или ниже по потоку от указанного кольца (30), для обеспечения герметичности с уплотняемой поверхностью (44) промежуточного кожуха (34) газотурбинного двигателя (2),
отличающийся тем, что
внутреннее кольцо (30) содержит полость (45), в которой размещена уплотнительная прокладка (36).
2. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что полость (45) образована, возможно как неотъемлемая часть, в материале внутреннего кольца (30), причем указанное кольцо предпочтительно изготовлено из полимерного материала, предпочтительнее из композиционного материала с органической матрицей.
3. Блок лопаток направляющего аппарата по одному из пп. 1 или2, отличающийся тем, что полость (45) образована частью кольца (30) и одним или несколькими элементами (46), дополнительно введенными в указанное кольцо (30), и предпочтительно образует в целом кольцевую форму, причем внутреннее кольцо (30) и каждый дополнительный элемент (46) предпочтительно изготовлены из композиционных материалов с органической матрицей.
4. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что он содержит крюк, который образует полость (45) для того, чтобы удерживать уплотнительную прокладку (36) прижатой к уплотняемой поверхности (44) кожуха и к внутреннему кольцу (30), причем полость (45) предпочтительно образует кольцевую горловину по существу открытую в осевом направлении.
5. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что он содержит кольцевой заплечик (48), ограничивающий полость (45) в осевом направлении, причем заплечик (48) предпочтительно образован кольцевым фланцем, проходящим радиально, причем кольцевой заплечик (48) предпочтительно образован кольцом (30) круглой формы и/или каждым дополнительным элементом (46).
6. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что он содержит в целом цилиндрическую торцевую поверхность (50), ограничивающую внутреннее пространство полости в радиальном направлении, причем цилиндрическая торцевая поверхность (50) может быть образована на кольце (30) круглой формы и/или на каждом дополнительном элементе (46), предпочтительно по меньшей мере одна цилиндрическая торцевая поверхность дополнительного элемента (46) прижимает уплотнительную прокладку (36) в радиальном направлении к внутренней поверхности внутреннего кольца (30).
7.Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что уплотнительная прокладка (36) большей частью расположена аксиально и/или радиально внутри полости (45), причем уплотнительная прокладка (36) предпочтительно содержит эластомерный материал, такой как силиконовый материал.
8. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что уплотнительная прокладка (36) имеет в целом тороидальную форму, причем профиль вращения уплотнительной прокладки (36) предпочтительно представляет собой в целом окружность, треугольник или четырехугольник, такой как параллелограмм.
9. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 8, отличающийся тем, что уплотнительная прокладка (36) обеспечивает герметичность между внутренним кольцом (30) и каждым дополнительным элементом (46), предпочтительно непосредственно вокруг внутреннего кольца (30).
10. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 9, отличающийся тем, что каждый дополнительный элемент (46) прикреплен к внутреннему кольцу (30), причем каждый дополнительный элемент (46) может быть соединен замковым соединением или адгезионно связан с внутренним кольцом (30) или прикреплен к лопаткам (26) с помощью средств для закрепления путем сцепления материалов.
11. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 10, отличающийся тем, что каждый дополнительный элемент (46) простирается по большей части, возможно по всей, длины внутреннего кольца (30), причем каждый дополнительный элемент (46) предпочтительно установлен вплотную к внутренней поверхности внутреннего кольца (30).
12. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что длина внутреннего кольца (30) в два раза больше, чем длина хорды каждой лопатки (26), измеренная по указанной хорде, длина каждого дополнительного элемента (46) может быть больше, чем длина хорды каждой лопатки (26), измеренная по указанной хорде.
13. Блок лопаток направляющего аппарата по п. 1, отличающийся тем, что он содержит кольцевой слой истираемого материала, расположенный на стороне, находящейся выше по потоку или ниже потоку от внутреннего кольца (30), который в осевом направлении находится с противоположной стороны относительно той стороны, где установлена кольцевая уплотнительная прокладка (36), причем истираемый слой (32) может простираться в осевом направлении вплоть до материала, ограничивающего полость.
14. Газотурбинный двигатель (2) с осевым компрессором, содержащий кожух, выполненный с уплотняемой поверхностью (44), по меньшей мере один компрессор (4; 6) с блоком лопаток направляющего аппарата, который герметичным образом взаимодействует с уплотняемой поверхностью (44), отличающийся тем, что блок лопаток направляющего аппарата соответствует одному из пп. 1-13, причем уплотнительная прокладка (36) предпочтительно сжата в осевом направлении между блоком лопаток направляющего аппарата и уплотняемой поверхностью (44) кожуха.
15. Газотурбинный двигатель (2) по п. 14, отличающийся тем, что между кожухом и внутренним кольцом (30) поддерживается осевой зазор J, причем уплотнительная прокладка (36) простирается в осевом направлении по всему осевому зазору J, газотурбинный двигатель (2) предпочтительно содержит по меньшей мере одну турбину (10), по меньшей мере один вентилятор (16), кожух представляет собой промежуточный кожух (34) газотурбинного двигателя и выдерживает большинство, возможно все, из сил каждого компрессора (4; 6), каждой турбины (10) и каждого вентилятора (16).
RU2014151115A 2013-12-20 2014-12-17 Уплотнительная прокладка внутреннего кольца последней ступени осевого компрессора газотурбинного двигателя RU2709752C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13199025.1 2013-12-20
EP13199025.1A EP2886802B1 (fr) 2013-12-20 2013-12-20 Joint de virole interne de dernier étage de compresseur de turbomachine axiale

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2014151115A true RU2014151115A (ru) 2016-07-10
RU2014151115A3 RU2014151115A3 (ru) 2018-07-18
RU2709752C2 RU2709752C2 (ru) 2019-12-19

Family

ID=49885033

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014151115A RU2709752C2 (ru) 2013-12-20 2014-12-17 Уплотнительная прокладка внутреннего кольца последней ступени осевого компрессора газотурбинного двигателя

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20150176421A1 (ru)
EP (1) EP2886802B1 (ru)
CN (1) CN104727861B (ru)
CA (1) CA2873197A1 (ru)
RU (1) RU2709752C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2630066C1 (ru) * 2016-09-26 2017-09-05 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE1022497B1 (fr) * 2014-06-05 2016-05-12 Techspace Aero S.A. Moule pour piste d'abradable sous virole interne de compresseur de turbomachine axiale
EP3130759B1 (en) 2015-08-14 2018-12-05 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine membrane seal
FR3081370B1 (fr) * 2018-05-22 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Corps d'aube et aube en materiau composite ayant un renfort fibreux compose d'un tissage tridimensionnel et de fibres courtes et leur procede de fabrication
FR3096725B1 (fr) * 2019-05-29 2021-05-14 Safran Helicopter Engines Module de turbomachine d’aeronef

Family Cites Families (37)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3551068A (en) * 1968-10-25 1970-12-29 Westinghouse Electric Corp Rotor structure for an axial flow machine
FR2321616A1 (fr) * 1975-08-21 1977-03-18 Snecma Perfectionnements a la fixation des aubes statoriques d'une soufflante ou d'un compresseur a flux axial
US4199151A (en) * 1978-08-14 1980-04-22 General Electric Company Method and apparatus for retaining seals
US4184689A (en) * 1978-10-02 1980-01-22 United Technologies Corporation Seal structure for an axial flow rotary machine
US4248569A (en) * 1978-11-13 1981-02-03 General Motors Corporation Stator mounting
DE3003470C2 (de) * 1980-01-31 1982-02-25 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenleitschaufelaufhängung für Gasturbinenstrahltriebwerke
FR2610673B1 (fr) * 1987-02-05 1991-03-15 Snecma Turboreacteur multiflux a couronne externe de redresseur de soufflante frettee sur le carter
US5076591A (en) * 1988-12-22 1991-12-31 General Electric Company Gas leakage seal
US5118120A (en) * 1989-07-10 1992-06-02 General Electric Company Leaf seals
US4982889A (en) * 1989-08-09 1991-01-08 Union Carbide Corporation Floating dual direction seal assembly
GB2236809B (en) * 1989-09-22 1994-03-16 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engines
US5014917A (en) * 1989-11-27 1991-05-14 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration High-temperature, flexible, thermal barrier seal
US5494404A (en) * 1993-12-22 1996-02-27 Alliedsignal Inc. Insertable stator vane assembly
US5630700A (en) * 1996-04-26 1997-05-20 General Electric Company Floating vane turbine nozzle
US6076835A (en) * 1997-05-21 2000-06-20 Allison Advanced Development Company Interstage van seal apparatus
US6409472B1 (en) * 1999-08-09 2002-06-25 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine and clip member for a stator assembly
US6287091B1 (en) * 2000-05-10 2001-09-11 General Motors Corporation Turbocharger with nozzle ring coupling
US6364606B1 (en) * 2000-11-08 2002-04-02 Allison Advanced Development Company High temperature capable flange
US6450762B1 (en) * 2001-01-31 2002-09-17 General Electric Company Integral aft seal for turbine applications
US6464456B2 (en) * 2001-03-07 2002-10-15 General Electric Company Turbine vane assembly including a low ductility vane
DE60113826T2 (de) * 2001-07-06 2006-04-27 Electro-Motive Diesel Inc., Lagrange Turbolader mit Leitschaufelkranzankoppelung
US6619030B1 (en) * 2002-03-01 2003-09-16 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame supported counter rotating low pressure turbine rotors
DE60231219D1 (de) 2002-12-03 2009-04-02 Techspace Aero Sa Innerer Mantelring eines axialen Kompressors sowie dessen Verwendung
UA16513U (en) * 2003-08-09 2006-08-15 Rehau Ag And Co Tightening profile for slide cover of cooling apparatus
FR2868125B1 (fr) * 2004-03-26 2006-07-21 Snecma Moteurs Sa Turbomachine comprenant deux sous-ensembles assembles sous contrainte axiale
GB2417528B (en) * 2004-08-23 2008-08-06 Alstom Technology Ltd Improved rope seal for gas turbine engines
US20060082074A1 (en) * 2004-10-18 2006-04-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Circumferential feather seal
US7246995B2 (en) * 2004-12-10 2007-07-24 Siemens Power Generation, Inc. Seal usable between a transition and a turbine vane assembly in a turbine engine
DE102005013796A1 (de) * 2005-03-24 2006-09-28 Alstom Technology Ltd. Wärmestausegment
FR2899274B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-17 Snecma Dispositif de fixation de secteurs d'anneau autour d'une roue de turbine d'une turbomachine
US7857576B2 (en) * 2006-09-11 2010-12-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Seal system for an interturbine duct within a gas turbine engine
EP2075412B1 (fr) * 2007-12-26 2012-02-29 Techspace Aero Dispositif de fixation par boulonnage d'aubes à une virole d'étage de stator d'une turbomachine et procédé associé de fixation par boulonnage
US8016297B2 (en) * 2008-03-27 2011-09-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine seals and engines incorporating such seals
CN102272419A (zh) * 2009-03-09 2011-12-07 斯奈克玛 涡轮环组件
US8491259B2 (en) * 2009-08-26 2013-07-23 Siemens Energy, Inc. Seal system between transition duct exit section and turbine inlet in a gas turbine engine
EP2336572B1 (fr) * 2009-12-14 2012-07-25 Techspace Aero S.A. Virole en deux parties pour étage à aubes d'un compresseur axial
FR2958323B1 (fr) * 2010-03-30 2012-05-04 Snecma Etage redresseur de compresseur pour une turbomachine.

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2630066C1 (ru) * 2016-09-26 2017-09-05 Публичное Акционерное Общество "Уфимское Моторостроительное Производственное Объединение" (Пао "Умпо") Спрямляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя

Also Published As

Publication number Publication date
RU2014151115A3 (ru) 2018-07-18
RU2709752C2 (ru) 2019-12-19
EP2886802A1 (fr) 2015-06-24
CA2873197A1 (en) 2015-06-20
CN104727861A (zh) 2015-06-24
CN104727861B (zh) 2018-12-18
US20150176421A1 (en) 2015-06-25
EP2886802B1 (fr) 2019-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014151115A (ru) Уплотнительная прокладка внутреннего кольца последней ступени осевого компрессора газотурбинного двигателя
EP2105581A3 (en) Vane with integral inner air seal
RU2015145887A (ru) Комбинированный статор компрессора осевой турбомашины
WO2013133875A3 (en) Composite rotor and vane assemblies with integral airfoils
FR2950942B1 (fr) Rotor d'un compresseur de turbomachine a paroi d'extremite interne optimisee
RU2014123694A (ru) Крыльчатка для турбомашины
EP2354473A3 (de) Zwischengehäuse für ein Gasturbinentriebwerk
WO2014143413A3 (en) Seal assembly in a gas turbine engine including grooves in a radially outwardly facing side of a platform and in a inwardly facing side of an inner shroud
RU2014145610A (ru) Ступица турбины с несплошностью поверхности и турбонагнетатель, содержащий такую ступицу
RU2016142470A (ru) Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки
EP1992785A3 (en) Steam turbine
GB2476760A (en) Turbine nozzle with Crenelated outer shroud flange
RU2012130351A (ru) Ступень турбины в турбомашине
WO2014197119A3 (en) Rotors with modulus mistuned airfoils
EP2388441A3 (en) Fan case with rub elements
RU2006127952A (ru) Ступень погружного центробежного насоса
EP2713014A3 (en) Annulus filler for axial flow machine
WO2014114662A3 (en) Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine
EP2586992A3 (en) Rotating vane seal with cooling air passages
RU2013152393A (ru) Статор осевой турбомашины с сегментным внутренним корпусом
US20180371927A1 (en) Seal structure and turbine
EP2775119A3 (en) Compressor shroud reverse bleed holes
EP2570598A3 (en) Rotor disk assembly for a gas turbine engine
WO2013180897A3 (en) Gas turbine engine compressor stator seal
RU2014134721A (ru) Деталь статора с сегментированным внутренним кольцом для турбомашины

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant
FA92 Acknowledgement of application withdrawn (lack of supplementary materials submitted)

Effective date: 20181217

FZ9A Application not withdrawn (correction of the notice of withdrawal)

Effective date: 20190920