RU2315184C2 - Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой - Google Patents
Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2315184C2 RU2315184C2 RU2002115064/06A RU2002115064A RU2315184C2 RU 2315184 C2 RU2315184 C2 RU 2315184C2 RU 2002115064/06 A RU2002115064/06 A RU 2002115064/06A RU 2002115064 A RU2002115064 A RU 2002115064A RU 2315184 C2 RU2315184 C2 RU 2315184C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disks
- blades
- spacer
- disk
- thrust surfaces
- 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
- F01D5/063—Welded rotors
-
- 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
- F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade 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
- 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
- F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
-
- 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
- F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
-
- 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
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- 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
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
- F01D5/084—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades the fluid circulating at the periphery of a multistage rotor, e.g. of drum type
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Sealing Devices (AREA)
Abstract
Роторный узел турбомашины содержит два снабженных лопатками диска и распорку. В одном из дисков выполнены пазы для размещения хвостовиков лопаток. Распорка включает оболочку, окружающую диск, и шипы, входящие в пазы и содержащие внутренние радиальные упорные поверхности и наружные осевые упорные поверхности. Внутренние радиальные упорные поверхности шипов опираются на ответные поверхности, образованные на одном из дисков. Наружные осевые упорные поверхности включают первые наружные осевые упорные поверхности и вторые наружные осевые упорные поверхности, противоположные первым. Первые наружные осевые упорные поверхности упираются в один из дисков. Вторые наружные осевые упорные поверхности упираются в уплотнение, связанное с другим диском, которое является уплотнением для удержания лопаток указанного другого диска. Изобретение позволяет упростить сборку роторного узла, а также повысить прочность распорки и снизить ее массу. 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Данное изобретение относится к узлу ротора турбомашины, содержащей, в частности, два снабженных лопатками диска, разделенных распоркой, используемой для охлаждения или уплотнения.
Классическая конструкция роторов содержит последовательно установленные диски, снабженные фланцами, которые находятся в контакте друг с другом и соединены с использованием резьбовых крепежных систем. Вокруг фланцев находятся круговые распорки. Воздух для охлаждения дисков может проходить внутри этих распорок, а на их наружных поверхностях могут находится системы для обеспечения уплотнения с неподвижными лопатками статора. Устройство такого типа раскрыто в патенте US-4730982-А. Распорки обычно прикреплены к фланцам болтами, однако эта конструкция не подходит, если диски изготовлены из одной заготовки или свариваются, что устраняет необходимость во фланцах.
Изобретение относится к устройству нового роторного узла, содержащего два последовательно установленных диска и промежуточную распорку, при этом диски постоянно скреплены между собой и не содержат соединенных болтами фланцев, вместо которых использована новая система крепления распорки.
Одно решение крепления лопаток уже предложено в US-4277225-А. Распорки снабжены штифтами с поперечным сечением, аналогичным поперечному сечению хвостовиков лопаток, при этом штифты вставляются в пазы хвостовиков лопаток. Осевое запирание нескольких ступеней лопаток обеспечивается посредством сжатия комплекта из распорок и лопаток, при этом штифты распорок упираются в концы хвостовиков лопаток.
Эта конструкция не позволяет определить, будет ли сжатие сложного комплекта достаточным при наличии вибраций, и требует очень точного выполнения компонентов для обеспечения правильной сборки, в частности, для того чтобы штифты распорок точно совпадали с пазами в дисках, расположенных на обоих концах узла. Эти штифты имеют очень сложное поперечное сечение. Это относится также к дискам, для того чтобы ротор был цилиндрическим. При этом также не обеспечивается непрерывность распорок в угловом направлении, так как каждая распорка имеет только одно штифтовое крепление на каждой стороне. Смежные распорки соединены друг с другом через внутренние площадки ребер, покрывающих переднюю поверхность дисков, в которых необходимо выполнять дополнительные пазы для прохождения ребер.
Согласно данному изобретению, узел турбомашины содержит два снабженных лопатками диска и распорку, при этом в, по меньшей мере, одном из дисков выполнены пазы для размещения хвостовиков лопаток, распорки содержат оболочку, окружающую один из дисков (в котором выполнены установочные пазы для хвостовиков лопаток), шипы, входящие в пазы и содержащие внутренние радиальные упорные поверхности, опирающиеся на ответные поверхности, образованные в одном из дисков, и наружные осевые упорные поверхности. Кроме того, отличительная особенность изобретения состоит в том, что наружные осевые упорные поверхности содержат первые поверхности, которые упираются в один из дисков, и вторые поверхности, расположенные противоположно первым поверхностям, которые упираются в уплотнение, связанное с другим диском.
Ниже будет показано, как эта распорка удовлетворяет условиям жесткой сборки, несмотря на отсутствие резьбовых соединений, обеспечивает выполнение уплотнительных функций и улучшает охлаждение дисков. Другое существенное преимущество состоит в упрощении сборки наряду с уменьшением массы и увеличением прочности за счет соединения дисков, отказа от болтов и улучшенной правильности формы отдельных блоков.
Необходимо отметить, что шипы, хотя они аналогичны ребрам, которые соединяют распорки в виде секторов окружности в US-4277225-А, имеют другие функции и расположение, поскольку прежде всего они используются для восприятия радиального давления распорки на диск. Они должны быть выполнены с возможностью скользящего вхождения в пазы диска, однако в действительности они не расположены там после завершения монтажа. При отсутствии штифтового крепления, воспринимающего силовые нагрузки в пазах диска для позиционирования распорок, последние располагаются полностью между дисками. Распорки являются непрерывными по окружности, что обеспечивает их удерживание с помощью единственного буртика, расположенного со стороны одного из дисков.
В предпочтительном варианте выполнения изобретения описанная выше конструкция улучшена тем, что шипы и оболочка образуют каналы охлаждения дисков, при этом каналы также проходят в пазы под хвостовиками лопаток, так что шипы проходят между пазами, при этом первые осевые упорные поверхности расположены на шипах, а ответные поверхности расположены на венце, образованном на первом диске. Таким образом, оболочка, шипы и пазы в комбинации обеспечивают охлаждение ротора за счет расположения распорки между двумя дисками после ее поворота, так что шипы больше находятся не напротив пазов, а между ними, тем самым разделяя поток воздуха через пазы.
Предпочтительно, когда диски скреплены между собой в единственном месте соединения, при этом распорка является круговой.
Кроме того, на лопатках одного из дисков и на уплотнении необходимо предусмотреть сопряженные поверхности соответствующие наружным радиальным упорным поверхностям распорки.
При меньшей механической нагрузке, чем обычные распорки, поскольку она не служит для прижимания к другим компонентам узла, и за счет того, что единственное соединение с дисками осуществляется с помощью окружной нагрузки на венец и осевого усилия на уплотнение, распорка может быть выполнена в виде легкой конструкции, и даже может быть выполнена из композитных материалов, если обеспечивается адекватное охлаждение.
Другие аспекты, характеристики и преимущества изобретения следуют из приведенного ниже описания со ссылками на чертежи, на которых:
фиг.1 изображает роторный узел согласно уровню техники;
фиг.2 - общий вид роторного узла согласно отдельному варианту исполнения изобретения;
фиг.3 и 4 - роторный узел на виде в осевом направлении в двух частичных разрезах в два следующих друг за другом момента времени; и
фиг.5 - внешнюю часть соединения распорки с дисками.
На фиг.1 каждый из двух последовательных дисков 1 и 2 ротора содержит осевые или диагональные пазы 3, в которых установлены хвостовики 4 лопаток 5. Хвостовики 4 удерживаются в радиальном направлении в пазах 3 с помощью их частей, имеющих наибольшую толщину, а в осевом направлении - с помощью разрезного уплотнения 7, установленного в позиционирующих выступах 8 лопаток 5, покрывающих часть дисков 1 или 2, при этом уплотнение 7 с одной стороны, удерживает лопатки 5 и исключает встречное перемещение лопаток 5, упирающихся в уплотнения 7, установленных на буртиках 9 или 10 на кромке распорки 11, расположенной между дисками 1 и 2, и к которой прижимается уплотнение 7. Распорка 11 содержит оболочку 12, соединяющую буртики 9 и 10, и фланец 13, который проходит до половины длины оболочки 12 и под ней; фланец 13 вставлен между фланцами 14 и 15 соответственно и соединен с дисками 1 и 2 посредством болтов 16. Оболочка 12 имеет на своей наружной поверхности пару гребней 17, которые представляют собой круговые выступы, которые могут входить во фрикционный контакт с кольцом 18, выполненным из истираемого материала, прикрепленного к ободу комплекта неподвижных лопаток 19.
Диски 1 и 2 можно охлаждать потоком газа, поступающим из другой части машины, однако обычно требуется специальный узел охлаждения для каждого диска. Таким образом, фланец 13 распорки 11 может быть размещен между двумя парами болтов 16 так, что создается проход 20 в форме полумесяца, обеспечивающий поступление охлаждающего газа, подаваемого в камеру 21 ротора, в кольцевой канал 22, проходящий между наружной оболочкой 12 распорки 11 и соединительным ободом, присоединяющим фланец 15 к диску 2, при этом поток газа ударяется в диск 2 и охлаждает его до соединения с основным потоком в машине. Очевидно, что фланец 13 препятствует общему охлаждению дисков 1 и 2.
Как показано на фиг.2, диски 1 и 2 заменены, согласно изобретению, дисками 31 и 32, которые непосредственно соединены с использованием ободов 33 и 34, сваренных вместе на стыке 35. В этом случае диски 31 и 32 имеют также пазы 3, используемые для размещения хвостовиков 4 лопаток 5. Распорка 11 заменена распоркой 36 с исключением соединительного фланца, содержащей, в частности: наружную оболочку 37 с диаметром, всегда большим диаметра наименьшего диска 31; осевые шипы 38, как показано на фиг.3 и 4, для которых угловой шаг является одинаковым с шагом пазов 3 диска 31 или кратен ему; и упоры 39 и 40, концы которых соединены соответственно с дисками 31 и 32.
Первый упор 39 на шипе 38 содержит (смотри фиг.5) внутренние радиальные упорные поверхности 41, опирающиеся на ответные поверхности венца 42, образованного со стороны диска 31, наружные осевые упорные поверхности 43, посредством которых оболочка 37 упирается в диск 31, осевую упорную поверхность 44 для лопаток 5 и наружную радиальную упорную поверхность 45, расположенную ниже выступов 46 лопаток 5. Другой упор 40 содержит наружную осевую упорную поверхность 47 и наружную радиальную опорную поверхность 48, которые обе находятся в соприкосновении с удерживающим уплотнением 7 лопаток 5 диска 32. Можно видеть, что шипы 38, которые не имеют эти две последние поверхности, могут проходить от кромки, смежной с диском 31, вплоть до наружной кромки или до какой-то промежуточной части распорки 36, однако предпочтительно, чтобы они проходили как можно дальше для создания полноценных охлаждающих каналов, как будет описано ниже.
Упирание внутренних радиальных упорных поверхностей 41 в венец 42 обеспечивает возможность центрирования распорки 36 на роторе, при этом наружные осевые упорные поверхности 43 и 47 ограничивают осевые перемещения распорки 36, одновременно обеспечивая адекватную податливость благодаря оказываемому на уплотнение 7 давлению, причем наружное радиальное упирание в поверхности 45 и 48 не является существенным, однако может способствовать равномерности распределения нагрузки в узле и уменьшению вибраций.
Сборка узла включает установку лопаток 5 на диск 32 путем установки уплотнения 7, последующего вдвигания распорки 36 в другой диск 31 посредством введения шипов 38 в пазы 3, как показано на фиг.3; затем распорку 36 поворачивают для совмещения шипов 38 и пазов 3, как показано на фиг.4; затем устанавливают лопатки 5 на диске 31 с использованием уплотнения 7, которое расположено на противоположной стороне распорки 36.
Распорку 36, подвергаемую меньшим тепловым и механическим нагрузкам, чем распорки известного типа, благодаря отсутствию фланца 13 можно предпочтительно изготавливать из неметаллического композитного материала на основе углерода; однако, в виде исключения гребни 17 можно по-прежнему выполнять из металла вместе с частями, смежными с оболочкой 37.
Распорка 36 способствует охлаждению дисков 31 и 32 с использованием аналогичной системы, которая выполнена следующим образом (смотри фиг.2): боковая пластина 49 прикреплена болтами к фланцу 50 диска 31 на противоположной стороне распорки 36 для удерживания уплотнения 7; при этом предусмотрены проходы 51, имеющие форму полумесяца для входа охлаждающего воздуха, который проходит между боковой пластиной 49 и фланцем 50; затем этот воздух проходит через пазы 3 под хвостовиками 4 лопаток, охлаждая диск 31, перед проходом через каналы под оболочкой 37 в распорке 36 между шипами 38; затем он беспрепятственно проходит через каналы, образованные шипами 38, для соударения с диском 32, который он охлаждает при проходе через пазы 3 под хвостовиками 4 лопаток.
Коническая форма оболочки 37, которая заменяет соединенные болтами фланцы, имеет лучшие параметры механической прочности и расположена вблизи гребней 17 статорных лопаток, что позволяет выполнять истираемое опорное кольцо 18 более тонким. Шипы 38 обеспечивают дополнительный эффект увеличения жесткости распорки 36.
Claims (5)
1. Роторный узел турбомашины, содержащий два снабженных лопатками диска (31, 32) и распорку (36), при этом в, по меньшей мере, одном из дисков (31) выполнены пазы (3) для размещения хвостовиков (4) лопаток (5), а распорка (36) включает оболочку (37), окружающую диск (31), шипы (38), входящие в пазы (3) и содержащие внутренние радиальные упорные поверхности (41), опирающиеся на ответные поверхности, образованные на одном из дисков (31), и наружные осевые упорные поверхности (43, 47), отличающийся тем, что наружные осевые упорные поверхности содержат первые наружные осевые упорные поверхности (43), которые упираются в один из дисков (31), и вторые наружные осевые упорные поверхности (47), противоположные первым поверхностям (43), которые упираются в уплотнение (7), связанное с другим диском (32), которое является уплотнением для удержания лопаток (5) указанного другого диска (32).
2. Роторный узел по п.1, отличающийся тем, что шипы и оболочка образуют каналы охлаждения дисков, входящие также в пазы (3) под хвостовиками лопаток, первые наружные осевые упорные поверхности расположены на шипах, а ответные поверхности расположены на венце (42), образованном на первом диске (31).
3. Роторный узел по любому из п.1 или 2, отличающийся тем, что диски (31, 32) скреплены между собой в единственном месте соединения, при этом распорка (36) является круговой.
4. Роторный узел по любому из пп.1-3, отличающийся тем, что наружные радиальные упорные поверхности (45, 48) распорки соответствуют сопряженным поверхностям, предусмотренным на лопатках одного из дисков и на уплотнении.
5. Роторный узел по любому из пп.1-4, отличающийся тем, что распорка выполнена из композитного материала, за исключением уплотняющих гребней (17), которые находятся во фрикционом контакте с истираемым кольцом (18).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0107413 | 2001-06-07 | ||
FR0107413A FR2825748B1 (fr) | 2001-06-07 | 2001-06-07 | Agencement de rotor de turbomachine a deux disques aubages separes par une entretoise |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2002115064A RU2002115064A (ru) | 2003-12-20 |
RU2315184C2 true RU2315184C2 (ru) | 2008-01-20 |
Family
ID=8864029
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2002115064/06A RU2315184C2 (ru) | 2001-06-07 | 2002-06-06 | Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6655920B2 (ru) |
EP (1) | EP1264964A1 (ru) |
JP (1) | JP4094893B2 (ru) |
CA (1) | CA2388778C (ru) |
FR (1) | FR2825748B1 (ru) |
RU (1) | RU2315184C2 (ru) |
Families Citing this family (72)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0979073A4 (en) * | 1997-03-31 | 2004-04-07 | Childrens Medical Center | NITROSYLATION FOR INACTIVATING APOPTOTIC ENZYMS |
US6899520B2 (en) * | 2003-09-02 | 2005-05-31 | General Electric Company | Methods and apparatus to reduce seal rubbing within gas turbine engines |
DE10355230A1 (de) * | 2003-11-26 | 2005-06-23 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor für eine Turbomaschine |
FR2875534B1 (fr) * | 2004-09-21 | 2006-12-22 | Snecma Moteurs Sa | Module de turbine pour moteur a turbine a gaz avec rotor comportant un corps monobloc |
FR2875535B1 (fr) * | 2004-09-21 | 2009-10-30 | Snecma Moteurs Sa | Module de turbine pour moteur a turbine a gaz |
WO2007023158A1 (de) * | 2005-08-23 | 2007-03-01 | Alstom Technology Ltd | Vorrichtung zur einbausicherung und fixierung eines hitzeschildelementes für eine rotoreinheit einer strömungsmaschine |
JP5049578B2 (ja) * | 2006-12-15 | 2012-10-17 | 株式会社東芝 | 蒸気タービン |
US8038388B2 (en) * | 2007-03-05 | 2011-10-18 | United Technologies Corporation | Abradable component for a gas turbine engine |
FR2914008B1 (fr) * | 2007-03-21 | 2009-10-09 | Snecma Sa | Ensemble rotatif d'une soufflante de turbomachine |
FR2918104B1 (fr) * | 2007-06-27 | 2009-10-09 | Snecma Sa | Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine a double alimentation en air. |
FR2918103B1 (fr) * | 2007-06-27 | 2013-09-27 | Snecma | Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine. |
FR2918414B1 (fr) * | 2007-07-06 | 2013-04-12 | Snecma | Dispositif d'alimentation en air de ventilation des aubes de turbine basse pression d'un moteur a turbine a gaz ; segment pour l'arret axial et la ventilation des aubes de turbine basse pression |
GB0722511D0 (en) * | 2007-11-19 | 2007-12-27 | Rolls Royce Plc | Turbine arrangement |
FR2926612B1 (fr) * | 2008-01-23 | 2012-12-28 | Snecma | Tambour de rotor pour une turbomachine |
FR2933442B1 (fr) * | 2008-07-04 | 2011-05-27 | Snecma | Flasque de maintien d'un jonc de retenue, ensemble d'un disque de rotor de turbomachine, d'un jonc de retenue et d'un flasque de maintien et turbomachine comprenant un tel ensemble |
US8388309B2 (en) * | 2008-09-25 | 2013-03-05 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine sealing apparatus |
US8435007B2 (en) * | 2008-12-29 | 2013-05-07 | Rolls-Royce Corporation | Hybrid turbomachinery component for a gas turbine engine |
US8235656B2 (en) * | 2009-02-13 | 2012-08-07 | General Electric Company | Catenary turbine seal systems |
US8177495B2 (en) * | 2009-03-24 | 2012-05-15 | General Electric Company | Method and apparatus for turbine interstage seal ring |
US8348603B2 (en) * | 2009-04-02 | 2013-01-08 | General Electric Company | Gas turbine inner flowpath coverpiece |
US8328507B2 (en) * | 2009-05-15 | 2012-12-11 | United Technologies Corporation | Knife edge seal assembly |
FR2948726B1 (fr) * | 2009-07-31 | 2013-07-05 | Snecma | Roue a aubes comprenant des moyens de refroidissement ameliores |
FR2953554B1 (fr) * | 2009-12-07 | 2012-04-06 | Snecma | Flasque de maintien d'un jonc de retenue comprenant une masse formant contrepoids |
GB2477736B (en) * | 2010-02-10 | 2014-04-09 | Rolls Royce Plc | A seal arrangement |
US8382432B2 (en) * | 2010-03-08 | 2013-02-26 | General Electric Company | Cooled turbine rim seal |
US8376689B2 (en) * | 2010-04-14 | 2013-02-19 | General Electric Company | Turbine engine spacer |
FR2966867B1 (fr) * | 2010-10-28 | 2015-05-29 | Snecma | Ensemble de disques de rotor pour une turbomachine |
IT1403415B1 (it) * | 2010-12-21 | 2013-10-17 | Avio Spa | Turbina a gas per motori aeronautici |
FR2972759B1 (fr) * | 2011-03-15 | 2015-09-18 | Snecma | Systeme d'etancheite et de retenue axiale des aubes pour une roue de turbine de turbomachine |
FR2973433A1 (fr) * | 2011-04-04 | 2012-10-05 | Snecma | Rotor de turbine pour une turbomachine |
US20120301275A1 (en) * | 2011-05-26 | 2012-11-29 | Suciu Gabriel L | Integrated ceramic matrix composite rotor module for a gas turbine engine |
US20120321437A1 (en) * | 2011-06-17 | 2012-12-20 | General Electric Company | Turbine seal system |
FR2977274B1 (fr) | 2011-06-30 | 2013-07-12 | Snecma | Joint d'etancheite a labyrinthe pour turbine d'un moteur a turbine a gaz |
US20130025290A1 (en) * | 2011-07-29 | 2013-01-31 | United Technologies Corporation | Ingestion-tolerant low leakage low pressure turbine |
US8992168B2 (en) | 2011-10-28 | 2015-03-31 | United Technologies Corporation | Rotating vane seal with cooling air passages |
DE102012014109A1 (de) * | 2012-07-17 | 2014-01-23 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Zwischenscheibendichtung einer Gasturbine |
FR2995343B1 (fr) * | 2012-09-11 | 2018-05-25 | Safran Aircraft Engines | Aube de turbine, turbine, et procede de fabrication |
EP2935837B1 (en) | 2012-12-19 | 2019-02-06 | United Technologies Corporation | Segmented seal for a gas turbine engine |
US10094389B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-10-09 | United Technologies Corporation | Flow diverter to redirect secondary flow |
FR3003599B1 (fr) * | 2013-03-25 | 2017-11-17 | Snecma | Aubage fixe de distribution de flux ameliore |
ES2691073T3 (es) | 2014-03-25 | 2018-11-23 | Industria De Turbo Propulsores S.A. | Rotor de turbina de gas |
FR3019584B1 (fr) * | 2014-04-07 | 2019-05-17 | Safran Aircraft Engines | Systeme de ventilation d'une turbine a l'aide d'orifices traversants et de lunules |
US10036278B2 (en) | 2014-04-11 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | High pressure compressor thermal shield apparatus and system |
FR3021348B1 (fr) * | 2014-05-20 | 2016-06-10 | Snecma | Rotor de turbine pour un moteur a turbine a gaz |
US10006364B2 (en) * | 2014-08-20 | 2018-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine rotors |
FR3027341B1 (fr) * | 2014-10-15 | 2020-10-23 | Snecma | Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une virole de rotor auto-portee |
WO2016059348A1 (fr) * | 2014-10-15 | 2016-04-21 | Snecma | Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une virole de rotor auto-portee |
US10648481B2 (en) | 2014-11-17 | 2020-05-12 | United Technologies Corporation | Fiber reinforced spacer for a gas turbine engine |
US10662793B2 (en) | 2014-12-01 | 2020-05-26 | General Electric Company | Turbine wheel cover-plate mounted gas turbine interstage seal |
EP3032041B1 (en) | 2014-12-08 | 2019-02-06 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Rotor heat shield and method for securing the same into a rotor assembly |
FR3030613B1 (fr) * | 2014-12-18 | 2021-05-21 | Snecma | Aube mobile pour organe de turbomachine comprenant une nervure de rigidification |
US10337345B2 (en) | 2015-02-20 | 2019-07-02 | General Electric Company | Bucket mounted multi-stage turbine interstage seal and method of assembly |
GB201611674D0 (en) * | 2016-07-05 | 2016-08-17 | Rolls Royce Plc | A turbine arrangement |
FR3057015B1 (fr) * | 2016-09-30 | 2018-12-07 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor comportant une toile a epaisseur variable |
US10415410B2 (en) | 2016-10-06 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Axial-radial cooling slots on inner air seal |
US11098604B2 (en) | 2016-10-06 | 2021-08-24 | Raytheon Technologies Corporation | Radial-axial cooling slots |
FR3057300B1 (fr) | 2016-10-07 | 2018-10-05 | Safran Aircraft Engines | Assemblage d'anneau mobile de turbine de turbomachine |
EP3348786A1 (de) * | 2017-01-17 | 2018-07-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotor mit ringabdeckung und dichtblechen |
US10633992B2 (en) * | 2017-03-08 | 2020-04-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Rim seal |
DE102017108581A1 (de) * | 2017-04-21 | 2018-10-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Strömungsmaschine mit einer adaptiven Dichteinrichtung |
DE102017209420A1 (de) * | 2017-06-02 | 2018-12-06 | MTU Aero Engines AG | Dichtungsanordnung mit angeschweißtem Dichtungsblech, Strömungsmaschine und Herstellungsverfahren |
FR3077327B1 (fr) * | 2018-01-30 | 2020-02-21 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour turbine de turbomachine comprenant un anneau mobile d'etancheite |
FR3078363B1 (fr) * | 2018-02-23 | 2021-02-26 | Safran Aircraft Engines | Anneau mobile d'etancheite |
FR3085992B1 (fr) | 2018-09-14 | 2020-12-11 | Safran Aircraft Engines | Aube de roue mobile de turbine comportant un pied de forme curviligne |
FR3085994B1 (fr) | 2018-09-18 | 2020-08-28 | Safran Aircraft Engines | Anneau de retention axiale d'aubes pour roue mobile de turbomachine, de preference pour aeronef |
FR3092609B1 (fr) | 2019-02-12 | 2021-02-12 | Safran Aircraft Engines | Ensemble de turbine pour turbomachine d’aeronef a circuit de refroidissement de disque ameliore |
KR102127429B1 (ko) * | 2019-06-05 | 2020-06-26 | 두산중공업 주식회사 | 터빈 로터 디스크와 인터스테이지 디스크 사이의 실링 구조 |
FR3101374B1 (fr) * | 2019-09-30 | 2021-09-17 | Safran Aircraft Engines | Structure de refroidissement d’une turbine avec coopération radiale entre anneau d’étanchéité et disque de roue mobile |
FR3116558B1 (fr) * | 2020-11-20 | 2023-06-09 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d’elements de rotor de turbomachine equipe de dispositf d’etancheite. |
FR3120092A1 (fr) * | 2021-02-24 | 2022-08-26 | Safran Aircraft Engines | Anneau d’étanchéité de turbine |
FR3126141A1 (fr) * | 2021-08-11 | 2023-02-17 | Safran Aircraft Engines | Rotor de turbine a ventilation amelioree |
US11933221B2 (en) * | 2021-10-21 | 2024-03-19 | Rtx Corporation | Tongue joint including mating channel for cooling |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2404134A1 (fr) * | 1977-09-23 | 1979-04-20 | Snecma | Rotor pour turbomachines |
FR2600377B1 (fr) * | 1986-06-18 | 1988-09-02 | Snecma | Dispositif de controle des debits d'air de refroidissement d'une turbine de moteur |
US4869640A (en) * | 1988-09-16 | 1989-09-26 | United Technologies Corporation | Controlled temperature rotating seal |
US5236302A (en) * | 1991-10-30 | 1993-08-17 | General Electric Company | Turbine disk interstage seal system |
US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
GB2280478A (en) * | 1993-07-31 | 1995-02-01 | Rolls Royce Plc | Gas turbine sealing assemblies. |
GB2307520B (en) * | 1995-11-14 | 1999-07-07 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine |
GB9828484D0 (en) * | 1998-12-24 | 1999-02-17 | Rolls Royce Plc | Improvements in or relating to bladed structures for fluid flow propulsion engines |
DE19940525A1 (de) * | 1999-08-26 | 2001-03-01 | Asea Brown Boveri | Wärmestaueinheit für eine Rotoranordnung |
-
2001
- 2001-06-07 FR FR0107413A patent/FR2825748B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-05-29 JP JP2002155606A patent/JP4094893B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2002-06-03 US US10/159,126 patent/US6655920B2/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-06-03 CA CA2388778A patent/CA2388778C/en not_active Expired - Fee Related
- 2002-06-06 EP EP02291392A patent/EP1264964A1/fr not_active Withdrawn
- 2002-06-06 RU RU2002115064/06A patent/RU2315184C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
СОКОЛОВ В.И. Сборка авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1969, с.182, рис.137. * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2388778C (en) | 2011-02-08 |
FR2825748B1 (fr) | 2003-11-07 |
JP4094893B2 (ja) | 2008-06-04 |
US6655920B2 (en) | 2003-12-02 |
US20020187046A1 (en) | 2002-12-12 |
JP2003003801A (ja) | 2003-01-08 |
FR2825748A1 (fr) | 2002-12-13 |
CA2388778A1 (en) | 2002-12-07 |
EP1264964A1 (fr) | 2002-12-11 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2315184C2 (ru) | Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой | |
CA2196642C (en) | Labyrinth disk with built-in stiffener for turbomachine rotor | |
US7086830B2 (en) | Tube-type vortex reducer with retaining ring | |
JP2586890B2 (ja) | タ−ビンロ−タ組立体 | |
JP4480244B2 (ja) | 冷却空気を供給するボルト止めフランジアセンブリ | |
RU2504661C2 (ru) | Узел из диска турбины газотурбинного двигателя и опорной цапфы опорного подшипника, контур охлаждения диска турбины такого узла | |
US3356339A (en) | Turbine rotor | |
KR100814170B1 (ko) | 증기 터빈용 증기로 | |
US8727719B2 (en) | Annular flange for fastening a rotor or stator element in a turbomachine | |
RU2279571C2 (ru) | Деталь ротора компрессора, усовершенствованная связь между дисками с системами лопаток на линии ротора компрессора, турбомашина и способ монтажа связи (варианты) | |
US7318704B2 (en) | Gas turbine engine structure | |
US6499957B1 (en) | Rotor for a turbomachine | |
US6991433B2 (en) | Drum, in particular a drum forming a turbomachine rotor, a compressor, and a turboshaft engine including such a drum | |
US20050132707A1 (en) | Gas turbo set | |
RU2619914C2 (ru) | Сектор лопаток статора, статор осевой турбомашины, осевая турбомашина | |
JPH0658101A (ja) | 非常に高温の蒸気の入口を備えたドラムロータ型高圧タービンモジュールの改良 | |
JPH1181910A (ja) | ガスタービンディスク内の締結ボルト孔とボルト間のシール装置 | |
US10077662B2 (en) | Rotor for a thermal turbomachine | |
JP2000320497A (ja) | 相互固定式圧縮機ステータ | |
CA1235071A (en) | Seal ring means for a bladed rotor assembly | |
US10975707B2 (en) | Turbomachine disc cover mounting arrangement | |
US4653984A (en) | Turbine module assembly device | |
CN113677871B (zh) | 用于在反向旋转涡轮中连接叶片的改进装置 | |
RU2209985C1 (ru) | Ротор турбомашины | |
RU2205276C1 (ru) | Статор турбомашины |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20150607 |