RU2300670C2 - Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине - Google Patents
Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине Download PDFInfo
- Publication number
- RU2300670C2 RU2300670C2 RU2002125180/06A RU2002125180A RU2300670C2 RU 2300670 C2 RU2300670 C2 RU 2300670C2 RU 2002125180/06 A RU2002125180/06 A RU 2002125180/06A RU 2002125180 A RU2002125180 A RU 2002125180A RU 2300670 C2 RU2300670 C2 RU 2300670C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- flange
- axis
- turbine
- extreme values
- including extreme
- Prior art date
Links
Images
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
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
-
- 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
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16D—COUPLINGS FOR TRANSMITTING ROTATION; CLUTCHES; BRAKES
- F16D1/00—Couplings for rigidly connecting two coaxial shafts or other movable machine elements
- F16D1/06—Couplings for rigidly connecting two coaxial shafts or other movable machine elements for attachment of a member on a shaft or on a shaft-end
- F16D1/076—Couplings for rigidly connecting two coaxial shafts or other movable machine elements for attachment of a member on a shaft or on a shaft-end by clamping together two faces perpendicular to the axis of rotation, e.g. with bolted flanges
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к фланцу для соединения осевого компрессора с узлом диска ротора в газовой турбине, причем фланец имеет корпус в форме усеченного конуса, который соединяется с валом осевого компрессора при помощи ступицы, которая имеет цилиндрическую конфигурацию и которая большим основанием усеченного конуса корпуса соединена с узлом при помощи выступа ступицы в форме круглого кольца, при этом в поверхности выступа выполнена кольцевая выемка, которая обращена к узлу диска ротора, соединенная посредством взаимодействия с соответствующим ей выступом, выполненным на узле диска ротора; корпус имеет внешнюю образующую, которая наклонена относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси (X), под углом α1, составляющим от 25° до 35°, и внутреннюю образующую, которая наклонена под углом α2, составляющим от 12° до 18°, что позволяет уменьшить концентрации напряжения, тем самым увеличить скорость вращения и степень сжатия в турбинах для увеличения температуры текучей среды или для определения надлежащей комбинации этих двух аспектов. 8 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к усовершенствованному фланцу для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине.
Как известно, газовыми турбинами являются устройства, которые состоят из осевого компрессора и турбины с одной или более ступеней, причем эти компоненты соединены друг с другом вращающимся валом, и между компрессором и турбиной расположена камера сгорания.
Газ, выпускаемый из камеры сгорания и имеющий высокую температуру и высокое давление, по соответствующим трубам поступает в разные ступени турбины, которые преобразуют теплосодержание газа в механическую энергию, поставляемую пользователю.
В турбинах с двумя ступенями газ, работающий в первой ступени турбины в условиях очень высокой температуры и высокого давления, подвергается здесь первому расширению.
Затем во второй ступени турбины он подвергается второму расширению в условиях температуры и давления, которые ниже используемых в предыдущей ступени.
Также известно, что для достижения максимальной производительности конкретной газовой турбины необходимо, чтобы температура газа была как можно более высокой.
Однако максимальные значения температуры, которые могут быть получены при использовании турбины, ограничены прочностью материалов, которые используются в настоящее время.
Также известно, что в газовых турбинах применяют фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления турбины.
В частности, в настоящее время этот соединительный фланец обычно изготавливается из легированной стали для высоких температур, даже когда осуществляется соединение с узлами диска ротора ступени высокого давления, которые изготовлены из сплавов, основанных на никеле.
Причина этого заключается в том факте, что фланец преимущественно выполняется как единое целое с валом осевого компрессора турбины.
Проблема, которая особенно значительна в настоящее время в данной области техники, таким образом, состоит в обеспечении оптимального соединения вала осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в любых условиях работы устройства.
Фактически следует отметить, что способ соединения вала осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления турбины представляет критический аспект конструкции любой турбины, принимая во внимание тот факт, что соединительный фланец должен удовлетворительно и надежно выдерживать напряжения, которым он подвергается, без возникновения поломок и других подобных проблем.
Фактически известно, что этот соединительный фланец является механическим соединительным элементом, который должен, во-первых, иметь достаточную упругость, обеспечивающую поддержание правильного взаимодействия с узлом диска ротора ступени высокого давления, с которой он соединен, в ходе нормальных циклов работы устройства; в то же время фланец дополнительно должен быть механически прочным для обеспечения устойчивой работы устройства в течение срока службы, указанного в техническом описании.
Кроме того, в настоящее время существует тенденция создания газовых турбин со все повышающимися уровнями производительности.
Это предусматривает необходимость повышения скорости вращения и давления, а также температуры сгорания.
Следовательно, также происходит повышение температуры газов, которые расширяются в ступенях турбины.
Таким образом, это повышает напряжения во фланце для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине таким образом, что фланец становится особенно критическим компонентом с нарастанием трудности обеспечения надлежащего срока службы, который адекватен и соответствует требованиям, в частности, относительно явления ползучести или вязкой ползучести.
В настоящее время эти соединительные фланцы изготовляют в конфигурации усеченного конуса очень небольшой толщины, чтобы всегда обеспечивать хорошее совмещение с узлами диска ротора, которые с ними соединяются.
Однако когда скорости вращения и температуры становятся высокими, существующие соединительные фланцы подвергаются воздействию особенно тяжелых условий работы, особенно в некоторых областях концентрации напряжения, которые, более конкретно, являются теми, которые расположены вблизи центральной оси, и теми, которые расположены в области соединения конической части и наружного кольца соединительного фланца.
Задачей настоящего изобретения, таким образом, является устранение указанных выше недостатков и, в частности, создание усовершенствованного фланца для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине, который дает возможность уменьшить концентрации напряжения; это, таким образом, делает возможным увеличение скорости вращения и степеней сжатия в турбинах для увеличения температуры текучей среды или для определения надлежащей комбинации этих двух аспектов.
Другой задачей настоящего изобретения является получение усовершенствованного фланца для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине, который обеспечивает легкую установку и отсоединение фланца при необходимости.
Другой задачей настоящего изобретения является получение усовершенствованного фланца для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине, который также в высокой степени надежен.
Другой задачей настоящего изобретения является достижение срока службы, который значительно продолжительнее того, который может достигаться в настоящее время с используемыми соединительными фланцами.
Другой задачей настоящего изобретения является получение усовершенствованного фланца для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине, который в высокой степени прост и функционален, отличается относительно низкой стоимостью и может изготовляться с использованием обычных операций обработки.
Эти и другие задачи, соответствующие настоящему изобретению, решены посредством создания усовершенствованного фланца для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине, в котором фланец имеет корпус в форме усеченного конуса, причем корпус сначала соединяют с валом, который вращается вокруг оси (X) осевого компрессора, при помощи ступицы, которая имеет цилиндрическую форму, и затем соединяют большим основанием усеченного конуса корпуса с узлом диска ротора при помощи выступа ступицы в форме круглого кольца, при этом кольцевая выемка, которая выполнена в поверхности указанного выступа, обращенная к узлу диска ротора, соединяется посредством взаимодействия с выступом, который соответствует выемке и выполнен на узле диска ротора, при этом корпус в форме усеченного конуса имеет внешнюю образующую, которая наклонена относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси (X) турбины, на угол α1, составляющий от 25° до 35°, включая экстремальные значения, и внутреннюю образующую, которая наклонена относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси (X) турбины, на угол α2, который составляет от 12° до 18°, включая экстремальные значения.
Выступ предпочтительно проходит радиально в направлении наружу, под прямыми углами к оси (X) турбины, и заканчивается диаметром D5, и имеет кольцевую выемку в его поверхности, проходящей под прямыми углами к оси (X) на уровне диаметра D4, причем соотношение между D4 и D5 составляет от 0,7 до 0,85, включая экстремальные значения. Причем выступ соединен с двумя - внутренней и внешней - образующими корпуса в форме усеченного конуса, соответственно, соответствующими дугам окружности с радиусом R2 и R1, причем соединение с внешней образующей сформировано в области вблизи диаметра D1 относительно оси (X) турбины, соотношение между R2 и R1 составляет от 0,8 до 1, включая экстремальные значения, и соотношение между D4 и D1 составляет от 0,95 до 1,05, включая экстремальные значения.
Ступица соединена с внешней образующей корпуса в форме усеченного конуса, соответствующей дуге окружности с радиусом R3, причем соединение с внешней образующей сформировано в области вблизи диаметра D1 относительно оси (X) турбины, соотношение между R2 и R3 составляет от 3,5 до 4,5, включая экстремальные значения, и соотношение между D4 и D3 составляет от 1,55 до 1,7, включая экстремальные значения.
В начале выступа корпус предпочтительно имеет толщину S1, измеренную под прямыми углами к направлению, образуемому внешней образующей усеченного конуса самого корпуса, и в конце выступа фланец имеет толщину S2, измеренную в направлении оси (X) турбины, соотношение между S1 и D4 составляет от 0,13 до 0,18, включая экстремальные значения, и соотношение между S2 и D4 составляет от 1,3 до 1,7, включая экстремальные значения.
Внутренняя образующая усеченного конуса корпуса соединяется со ступицей в направлении (Y), которое относительно оси (X) турбины формирует угол α3, составляющий от 26° до 34°, включая экстремальные значения.
Предпочтительно ступица имеет цилиндрическую конфигурацию с внутренним диаметром D2, причем соотношение D4 и D2 составляет от 5,2 до 6,5, включая экстремальные значения.
Выступ имеет серию круглых сквозных отверстий, которые проходят в направлениях, параллельных оси (X) турбины, между поверхностью и поверхностью выступа, которая обращена к осевому компрессору, и предназначены для размещения элементов для дополнительного крепления между фланцем и узлом диска ротора.
Элементы для дополнительного крепления между фланцем и узлом диска ротора содержат стяжные стержни.
Согласно изобретению, также стало возможно определить, что уменьшение максимальных значений напряжения в областях концентрации сил дает существенное увеличение срока службы фланца.
Кроме того, соединительный фланец, соответствующий изобретению, все же может быть изготовлен из легированной стали, как фланцы, соответствующие известному уровню техники, и, таким образом, он может также изготовляться как единое целое с валом компрессора газовой турбины.
Характеристики и преимущества усовершенствованного фланца для соединения, согласно настоящему изобретению, осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине будут более понятны при ознакомлении с нижеследующим описанием, данным как не вносящий ограничений пример, со ссылками на набор прилагаемых схематических чертежей, на которых:
фиг.1 изображает вид сечения газовой турбины, где можно видеть фланец, соответствующий известному уровню техники, для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления газовой турбины;
фиг.2 изображает увеличенный вид части сечения, показанного на фиг.1, который показывает соединительный фланец, соответствующий известному уровню техники; и
фиг.3 изображает вид сечения, показывающий соединительный фланец, выполненный согласно описанию настоящего изобретения.
На фиг.1 показана газовая турбина, обозначенная в целом номером 10, в которой вращающийся вал 12 осевого компрессора, вращающийся вокруг оси Х турбины, соединен с узлом 14 диска ротора ступени высокого давления при помощи соединительного фланца 20, выполненного согласно известному уровню техники.
На фиг.2 показан фланец 20, имеющий корпус 22 в форме усеченного конуса.
Усеченный конус корпуса 22 соединен с валом 12 осевого компрессора его меньшим основанием при помощи цилиндрической ступицы 24.
Соединение создано при помощи крепежных элементов или непосредственно выполнением фланца 20 как единое целое с валом 12 осевого компрессора.
Усеченный конус корпуса 22 соединен с узлом 14 диска ротора ступени высокого давления его большим основанием при помощи выступа 26 корпуса 22 в форме круглого кольца, которое выступает радиально в наружном направлении под прямыми углами к оси X.
Соединение обеспечивается при помощи кольцевой выемки 28, выполненной в поверхности 29 выступа 26, которая обращена к узлу 14 диска ротора. Эта выемка 28 соединяется для взаимодействия с соответствующим ей выступом на диске 14 ротора.
Соединение завершается при помощи стяжных стержней с использованием отверстий 30, выполненных в направлениях, параллельных оси Х турбины, по окружности выступа 26 между поверхностью 29 и поверхностью 31 выступа 26, которая обращена к осевому компрессору.
На фиг.3 показан соединительный фланец 20, выполненный согласно изобретению. Детали теперь даны в геометрических величинах, которые характеризуют профиль фланца 20.
Ступица 24 имеет цилиндрическую конфигурацию с внутренним диаметром D2.
Корпус 22 в форме усеченного конуса имеет внешнюю образующую, наклоненную относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси X, под углом α1, тогда как внутренняя образующая имеет другой наклон относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси X, а именно под углом α2.
Выступ 26 заканчивается диаметром D5 и имеет кольцевую выемку 28 на поверхности 29, проходящую под прямыми углами к оси Х на уровне диаметра D4.
Внешняя образующая соединяется со ступицей 24 дугой окружности, имеющей радиус R3 в районе вблизи диаметра D3.
С другой стороны, эта внешняя образующая соединяется с поверхностью 31 выступа 26, проходящей под прямыми углами к оси X, дугой окружности с радиусом R1 в области вблизи диаметра D1.
Внутренняя образующая соединяется со ступицей 24 наклонной поверхностью, которая наклонена под углом α3 относительно оси Х в направлении Y.
С другой стороны, эта внутренняя образующая соединяется с поверхностью 29 выступа 26, проходящей под прямыми углами к оси X, дугой окружности, имеющей радиус R2.
В начале выступа 26 корпус 22 также имеет толщину S1, измеренную под прямыми углами к направлению, образуемому внешней образующей усеченного конуса самого корпуса 22.
Наконец, на этом конце выступ 26 имеет толщину S2, измеренную в направлении оси X.
Анализ напряжений, относящихся к соединительному фланцу 20, соответствующему настоящему изобретению, позволил обозначить надлежащую геометрию, которая обеспечила уменьшение концентраций напряжения в наиболее критических областях корпуса 22 фланца 20, которые расположены вблизи ступицы 24, и тех, которые расположены в районе соединения между корпусом 22 и выступом 26.
Согласно изобретению, наиболее пригодная геометрия соединительного фланца 20 образована серией специфических соотношений между некоторыми из указанных характеристик геометрических величин.
Эти соотношения радиусов R1, R2 и R3, диаметров D1, D2, D3, D4 и D5, толщин S1 и S2 и углов α1, α2 и α3 должны рассматриваться как базовые.
Фактически эти соотношения определяют усовершенствованную геометрическую форму соединительного фланца 20, соответствующего настоящему изобретению, от ступицы 24 до выступа 26.
Таким образом, в соответствии с настоящим изобретением было определено, что соединительный фланец оптимизирован, если существуют следующие соотношения:
соотношение между R2 и R1 составляет от 0,8 до 1, включая экстремальные значения;
соотношение между R2 и R3 составляет от 3,5 до 4,5, включая экстремальные значения;
соотношение между D4 и D5 составляет от 0,7 до 0,85, включая экстремальные значения;
соотношение между D4 и D3 составляет от 1,55 до 1,7, включая экстремальные значения;
соотношение между D4 и D2 составляет от 5,2 до 6,5, включая экстремальные значения;
соотношение между D4 и D1 составляет от 0,95 до 1,05, включая экстремальные значения;
соотношение между S1 и D4 составляет от 0,13 до 0,18, включая экстремальные значения;
соотношение между S2 и D4 составляет от 1,3 до 1,7, включая экстремальные значения.
Как можно видеть, последние шесть соотношений даны как соотношения с диаметром D4.
Одновременно должны существовать следующие значения для углов:
для угла α1 от 25° до 35°, включая экстремальные значения;
для угла α2 от 12° до 18°, включая экстремальные значения;
для угла α3 от 26° до 34°, включая экстремальные значения.
Подводя итог, отметим, что характеристиками, на которых основана конструкция усовершенствованного соединительного фланца, являются углы двух образующих корпуса в форме усеченного конуса и комбинация радиусов дуг окружности соединения.
Приведенное описание поясняет характеристики усовершенствованного фланца, который является объектом настоящего изобретения, для соединения осевого компрессора и узла диска ротора в газовой турбине, а также соответствующие преимущества, которые, как будет отмечено, включают:
- существенное увеличение срока службы соединительного фланца, поскольку максимальные значения напряжений в районах концентрации сил уменьшены;
- увеличение скорости вращения и степеней сжатия турбин, или увеличение температуры текучей среды, или определение пригодной комбинации этих двух аспектов;
- легкие операции сборки и разборки при техническом обслуживании;
- высокий уровень надежности; и
- низкая стоимость по сравнению с известным уровнем техники, поскольку для получения соединительного фланца, соответствующего изобретению, не требуется обработки, отличной от той, которая требуется в настоящее время; в частности, фланец все же может изготовляться из легированной стали, и, как это уже осуществляется в случае с фланцами известного уровня техники, он также может быть выполнен как единое целое с валом осевого компрессора газовой турбины.
Наконец, очевидно, что в таким образом сконструированный усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине могут быть внесены многие модификации и изменения, которые входят в объем изобретения.
Кроме того, все детали соединительного фланца, соответствующего настоящему изобретению, могут быть заменены элементами, которые технически эквивалентны.
На практике могут использоваться любые материалы, формы и размеры, соответствующие техническим требованиям.
Таким образом, объем защиты изобретения ограничен прилагаемой формулой изобретения.
Claims (9)
1. Усовершенствованный фланец (20) для соединения осевого компрессора и узла (14) диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине (10) типа, в котором фланец (20) имеет корпус (22) в форме усеченного конуса, причем корпус (22) сначала соединяют с валом (12), который вращается вокруг оси (X) осевого компрессора, при помощи ступицы (24), которая имеет цилиндрическую форму, и затем соединяют большим основанием усеченного конуса корпуса (22) с узлом (14) диска ротора при помощи выступа (26) ступицы в форме круглого кольца, при этом кольцевая выемка (28), которая выполнена в поверхности (29) выступа (26), обращенная к узлу (14) диска ротора, соединяется посредством взаимодействия с выступом, который соответствует выемке и выполнен на узле (14) диска ротора, отличающийся тем, что корпус (22) в форме усеченного конуса имеет внешнюю образующую, которая наклонена относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси (X) турбины, на угол α1, составляющий от 25 до 35°, включая экстремальные значения, и тем, что внутренняя образующая наклонена относительно направления, ориентированного под прямыми углами к оси (X) турбины, на угол α2, который составляет от 12 до 18°, включая экстремальные значения.
2. Фланец (20) по п.1, отличающийся тем, что выступ (26) проходит радиально в направлении наружу под прямыми углами к оси (X) турбины и заканчивается диаметром D5, и имеет кольцевую выемку (28) в его поверхности (29), проходящей под прямыми углами к оси (X) на уровне диаметра D4, причем соотношение между D4 и D5 составляет от 0,7 до 0,85, включая экстремальные значения.
3. Фланец (20) по п.2, отличающийся тем, что выступ (26) соединен с двумя - внутренней и внешней - образующими корпуса (22) в форме усеченного конуса, соответственно, соответствующими дугам окружности с радиусом R2 и R1, причем соединение с внешней образующей сформировано в области вблизи диаметра D1 относительно оси (X) турбины, соотношение между R2 и R1 составляет от 0,8 до 1, включая экстремальные значения, и соотношение между D4 и D1 составляет от 0,95 до 1,05, включая экстремальные значения.
4. Фланец (20) по п.3, отличающийся тем, что ступица (26) соединена с внешней образующей корпуса (22) в форме усеченного конуса, соответствующей дуге окружности с радиусом R3, причем соединение с внешней образующей сформировано в области вблизи диаметра D1 относительно оси (X) турбины, соотношение между R2 и R3 составляет от 3,5 до 4,5, включая экстремальные значения, и соотношение между D4 и D3 составляет от 1,55 до 1,7, включая экстремальные значения.
5. Фланец (20) по п.2 или 4, отличающийся тем, что в начале выступа (26) корпус (22) имеет толщину S1, измеренную под прямыми углами к направлению, образуемому внешней образующей усеченного конуса самого корпуса (22), и тем, что в конце выступа (26) фланец (20) имеет толщину S2, измеренную в направлении оси (X) турбины, соотношение между S1 и D4 составляет от 0,13 до 0,18, включая экстремальные значения, и соотношение между S2 и D4 составляет от 1,3 до 1,7, включая экстремальные значения.
6. Фланец (20) по п.1 или 5, отличающийся тем, что внутренняя образующая усеченного конуса корпуса (22) соединяется со ступицей (24) в направлении (Y), которое относительно оси (X) турбины формирует угол α3, составляющий от 26 до 34°, включая экстремальные значения.
7. Фланец (20) по п.2, отличающийся тем, что ступица (24) имеет цилиндрическую конфигурацию с внутренним диаметром D2, причем соотношение D4 и D2 составляет от 5,2 до 6,5, включая экстремальные значения.
8. Фланец (20) по п.1, отличающийся тем, что выступ (26) имеет серию круглых сквозных отверстий (30), которые проходят в направлениях, параллельных оси (X) турбины, между поверхностью (29) и поверхностью (31) выступа (26), которая обращена к осевому компрессору, и предназначены для размещения элементов для дополнительного крепления между фланцем (20) и узлом (14) диска ротора.
9. Фланец (20) по п.8, отличающийся тем, что указанные элементы для дополнительного крепления между фланцем (20) и узлом (14) диска ротора содержат стяжные стержни.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| IT2001MI001961A ITMI20011961A1 (it) | 2001-09-20 | 2001-09-20 | Flangia migliorata di accoppiamento tra compressore assiale e gruppo di dischi rotorici di alta pressione in una turbina a gas |
| ITMI2001A001961 | 2001-09-20 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2002125180A RU2002125180A (ru) | 2004-04-10 |
| RU2300670C2 true RU2300670C2 (ru) | 2007-06-10 |
Family
ID=11448401
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2002125180/06A RU2300670C2 (ru) | 2001-09-20 | 2002-09-19 | Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6672630B2 (ru) |
| EP (1) | EP1296021B1 (ru) |
| JP (1) | JP4169556B2 (ru) |
| KR (1) | KR100673407B1 (ru) |
| CA (1) | CA2404187C (ru) |
| DE (1) | DE60217038T2 (ru) |
| IT (1) | ITMI20011961A1 (ru) |
| RU (1) | RU2300670C2 (ru) |
| TW (1) | TW552348B (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU215243U1 (ru) * | 2022-06-28 | 2022-12-05 | Открытое акционерное общество "Белкард" | Фланец агрегатов трансмиссии наземных транспортных средств |
Families Citing this family (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| ITMI20011961A1 (it) * | 2001-09-20 | 2003-03-20 | Nuovo Pignone Spa | Flangia migliorata di accoppiamento tra compressore assiale e gruppo di dischi rotorici di alta pressione in una turbina a gas |
| US8459943B2 (en) * | 2010-03-10 | 2013-06-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine rotor sections held together by tie shaft, and with blade rim undercut |
| US9200520B2 (en) | 2012-06-22 | 2015-12-01 | General Electric Company | Gas turbine conical flange bolted joint |
| US20140064976A1 (en) * | 2012-08-14 | 2014-03-06 | Kevin L. Corcoran | Rotor keyhole fillet for a gas turbine engine |
| US9279325B2 (en) * | 2012-11-08 | 2016-03-08 | General Electric Company | Turbomachine wheel assembly having slotted flanges |
| EP2986824B1 (en) | 2013-04-18 | 2020-05-27 | United Technologies Corporation | Turbine minidisk bumper for gas turbine engine |
| CN104074551B (zh) * | 2014-06-19 | 2015-09-23 | 中国北方发动机研究所(天津) | 一种涡轮叶轮分体式结构 |
| CN105402157B (zh) * | 2015-12-25 | 2018-06-05 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种整体式盘轴结构 |
| US10343765B2 (en) * | 2016-06-02 | 2019-07-09 | United Technologies Corporation | Toroidal spinner aft flange |
| CN107654768A (zh) * | 2017-11-02 | 2018-02-02 | 张家港市三林金泰新能源有限公司 | 新型能源内燃机法兰 |
Family Cites Families (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US1977911A (en) * | 1933-10-04 | 1934-10-23 | Universal Pipe And Radiator Co | Pipe joint |
| US2804323A (en) * | 1954-08-19 | 1957-08-27 | Rolls Royce | Axial-flow compressors and turbines |
| US3688371A (en) * | 1970-04-30 | 1972-09-05 | Gen Electric | The method of manufacturing compositely formed rotors |
| US4074914A (en) * | 1975-07-28 | 1978-02-21 | United Technologies Corporation | High pressure lightweight flanges |
| US4183562A (en) * | 1977-04-01 | 1980-01-15 | Regan Offshore International, Inc. | Marine riser conduit section coupling means |
| US4167097A (en) * | 1977-09-09 | 1979-09-11 | International Harvester Company | Gas turbine engines with improved compressor-combustor interfaces |
| US4184797A (en) * | 1977-10-17 | 1980-01-22 | General Electric Company | Liquid-cooled turbine rotor |
| US4310286A (en) * | 1979-05-17 | 1982-01-12 | United Technologies Corporation | Rotor assembly having a multistage disk |
| US5054996A (en) * | 1990-07-27 | 1991-10-08 | General Electric Company | Thermal linear actuator for rotor air flow control in a gas turbine |
| US5218816A (en) * | 1992-01-28 | 1993-06-15 | General Electric Company | Seal exit flow discourager |
| US5833435A (en) * | 1996-12-24 | 1998-11-10 | United Technologies Corporation | Inlet nose cone assembly and method for repairing the assembly |
| US5746574A (en) * | 1997-05-27 | 1998-05-05 | General Electric Company | Low profile fluid joint |
| US5967566A (en) * | 1998-01-06 | 1999-10-19 | Schlicht; Gunter | Light-weight, slip-on pipe flange |
| US6077035A (en) * | 1998-03-27 | 2000-06-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Deflector for controlling entry of cooling air leakage into the gaspath of a gas turbine engine |
| DE19828817C2 (de) * | 1998-06-27 | 2000-07-13 | Mtu Muenchen Gmbh | Rotor für eine Turbomaschine |
| US6546732B1 (en) * | 2001-04-27 | 2003-04-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine combustors |
| ITMI20011961A1 (it) * | 2001-09-20 | 2003-03-20 | Nuovo Pignone Spa | Flangia migliorata di accoppiamento tra compressore assiale e gruppo di dischi rotorici di alta pressione in una turbina a gas |
-
2001
- 2001-09-20 IT IT2001MI001961A patent/ITMI20011961A1/it unknown
-
2002
- 2002-09-18 US US10/245,721 patent/US6672630B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-09-18 DE DE60217038T patent/DE60217038T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-09-18 KR KR1020020057040A patent/KR100673407B1/ko not_active IP Right Cessation
- 2002-09-18 EP EP02256482A patent/EP1296021B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-09-18 JP JP2002271238A patent/JP4169556B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-09-19 RU RU2002125180/06A patent/RU2300670C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2002-09-19 CA CA002404187A patent/CA2404187C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-09-20 TW TW091121604A patent/TW552348B/zh not_active IP Right Cessation
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU215243U1 (ru) * | 2022-06-28 | 2022-12-05 | Открытое акционерное общество "Белкард" | Фланец агрегатов трансмиссии наземных транспортных средств |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| TW552348B (en) | 2003-09-11 |
| DE60217038T2 (de) | 2007-07-12 |
| KR20030025849A (ko) | 2003-03-29 |
| US6672630B2 (en) | 2004-01-06 |
| CA2404187A1 (en) | 2003-03-20 |
| CA2404187C (en) | 2009-01-13 |
| JP4169556B2 (ja) | 2008-10-22 |
| EP1296021A3 (en) | 2004-12-15 |
| EP1296021A2 (en) | 2003-03-26 |
| ITMI20011961A0 (it) | 2001-09-20 |
| DE60217038D1 (de) | 2007-02-08 |
| US20030057702A1 (en) | 2003-03-27 |
| KR100673407B1 (ko) | 2007-01-23 |
| EP1296021B1 (en) | 2006-12-27 |
| ITMI20011961A1 (it) | 2003-03-20 |
| JP2003176701A (ja) | 2003-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5628621A (en) | Reinforced compressor rotor coupling | |
| CN102418731B (zh) | 用于涡轮压缩机的可变叶片组件的连接螺栓 | |
| RU2315184C2 (ru) | Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой | |
| KR100530824B1 (ko) | 혼류 터빈 및 혼류 터빈 회전 블레이드 | |
| RU2300670C2 (ru) | Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине | |
| KR100204743B1 (ko) | 압축기 케이스의 구조체 및 외부케이스 조립방법 | |
| JPH05504178A (ja) | 孔なしハブコンプレツサホイールを備えるターボチヤージヤコンプレツサホイール装置 | |
| US8118540B2 (en) | Split ring for a rotary part of a turbomachine | |
| US20090297350A1 (en) | Hoop snap spacer | |
| CA2335964A1 (en) | Rotor for a turbomachine | |
| JP2010535973A (ja) | 軸流流体機械におけるロータ | |
| RU2302532C2 (ru) | Усовершенствованное крепление лопаток на диске ротора газовой турбины | |
| RU2002125180A (ru) | Усовершенствованный фланец для соединения осевого компрессора и узла диска ротора ступени высокого давления в газовой турбине | |
| RU2317422C2 (ru) | Узел секторов направляющего аппарата турбины в корпусе | |
| US20040253113A1 (en) | Retention capacity of a blade having an asymmetrical hammerhead fastener, with the help of platform stiffeners | |
| JP2008523304A (ja) | 回転流通装置用ホイール | |
| EP2276912B1 (en) | Rotary machine | |
| RU2705103C1 (ru) | Щеточное уплотнение турбомашины | |
| JP2001200701A (ja) | タービン動翼及びその連成方法 | |
| JPH04269303A (ja) | 蒸気タービン | |
| EP0567123A1 (en) | Impeller blade with reduced stress | |
| JP2001200703A (ja) | タービン動翼及びタービンの組立方法 | |
| RU2033525C1 (ru) | Сварной барабанный ротор турбомашины | |
| JP7348885B2 (ja) | ケーシング、蒸気タービン及びケーシングの組立方法 | |
| JP5220314B2 (ja) | ガスタービン用ディスクロータのディスク |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160920 |