RU2365767C2 - Устройство осевой фиксации сектора перемычки кольца в турбине высокого давления турбомашины - Google Patents
Устройство осевой фиксации сектора перемычки кольца в турбине высокого давления турбомашины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2365767C2 RU2365767C2 RU2005105415/06A RU2005105415A RU2365767C2 RU 2365767 C2 RU2365767 C2 RU 2365767C2 RU 2005105415/06 A RU2005105415/06 A RU 2005105415/06A RU 2005105415 A RU2005105415 A RU 2005105415A RU 2365767 C2 RU2365767 C2 RU 2365767C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- sector
- radial wall
- housing
- pressure turbine
- ring
- 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
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
-
- 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
-
- 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
- F02C7/24—Heat or noise insulation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Устройство осевой фиксации сектора перемычки кольца в турбине высокого давления турбомашины, имеющего переднюю радиальную стенку и заднюю радиальную стенку, включает продольную пластину. Передняя радиальная стенка сектора перемычки снабжена внешним передним выступом, входящим в соответствующий передний паз корпуса турбины высокого давления, и внутренним передним выступом, входящим в соответствующий передний паз сектора кольца. Задняя радиальная стенка сектора перемычки снабжена внешним задним выступом, входящим в соответствующий задний паз корпуса турбины высокого давления, и внутренним задним выступом, прикрепляемым к сектору кольца. Продольная пластина образует тепловой экран, расположена перед передней радиальной стенкой сектора перемычки на внутренней поверхности корпуса, установлена с упором в переднюю радиальную стенку сектора перемычки и прикреплена к корпусу так, чтобы обеспечить осевую фиксацию данного сектора перемычки. Изобретение позволяет обеспечить тепловую защиту корпуса турбины от теплового излучения направляющих лопаток, а также обеспечивает осевую фиксацию сектора перемычки. 3 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к общей области поддерживающих перемычек кольца статора турбины высокого давления турбомашины. Более конкретно, оно охватывает устройство фиксации сектора перемычки, позволяющее обеспечить осевое блокирование сектора перемычки относительно статора и его термическую защиту.
Уровень техники
Ближайшим аналогом изобретения является устройство фиксации сектора перемычки кольца в турбине высокого давления турбомашины, описанное в патентном документе ЕР 1225309 А1, МПК7 F01D 25/24, 24.07.2002. Данное известное устройство изображено в продольном разрезе (с небольшими упрощениями) на фиг.3. Как видно из фиг.3, турбина 100 высокого давления турбомашины состоит, в частности, из рабочих (подвижных) лопаток 102, расположенных в канале 105 течения горячих газов, поступающих из камеры сгорания (не представлена).
Направляющие (неподвижные) лопатки 104 направляющего аппарата высокого давления также расположены в канале 105 течения газов перед рабочими лопатками 102 турбины относительно направления течения газов.
Рабочие лопатки 102 турбины окружены кольцом статора, образованным кольцевыми секторами 106 кольца. Секторы 106 кольца прикреплены к корпусу 108 турбины секторами 110 перемычки.
Секторы 106 кольца ограничивают зазор J, который отделяет их от торцов 102а рабочих лопаток 102 турбины и уменьшение которого необходимо для повышения к.п.д. турбины.
С этой целью вокруг корпуса 108 турбины устанавливают устройство 112 регулировки зазора J. Это устройство 112 регулировки состоит, в частности, из кольцевых каналов 114 циркуляции воздуха, которые обеспечивают возможность нагнетания воздуха на кольцевые ребра 116 корпуса 108 для изменения его температуры.
В соответствии с требуемой регулировкой зазора J изменение температуры ребер 116 вызывает термическое расширение или сжатие корпуса 108, которое приводит к увеличению или уменьшению диаметра кольца статора.
Такая конструкция турбины высокого давления имеет некоторые недостатки, связанные с нагревом корпуса 108 и осевой фиксацией секторов 110 перемычки.
Как оказывается на практике, часть корпуса 108, находящаяся перед ребрами 116 относительно направления течения газов, нагревается под воздействием теплового излучения направляющих лопаток 104 направляющего аппарата высокого давления.
Это тепловое излучение, проиллюстрированное стрелками 118, порождается высокой температурой газов сгорания, которая за счет образования температурного градиента распространяется через направляющие лопатки 104 направляющего аппарата высокого давления вплоть до корпуса. Нагревание корпуса негативно сказывается, в частности, на длительности срока службы турбины.
Также возникает проблема осевой фиксации секторов 110 перемычки. В частности, не обеспечивается осевая фиксация секторов перемычки относительно корпуса 108 в направлении, противоположном направлению течения газов. В результате возникает опасность нарушения радиальной фиксации секторов перемычки.
Раскрытие изобретения
Таким образом, задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанных недостатков созданием устройства осевой фиксации сектора перемычки турбины высокого давления, позволяющего одновременно ограничить нагревание корпуса и зафиксировать сектор перемычки в аксиальном направлении.
Для решения поставленной задачи предлагается устройство осевой фиксации сектора перемычки кольца в турбине высокого давления турбомашины, который имеет переднюю радиальную стенку, снабженную внешним передним выступом, входящим в соответствующий передний паз корпуса турбины высокого давления, и внутренним передним выступом, входящим в соответствующий передний паз сектора кольца. Данный сектор имеет также заднюю радиальную стенку, снабженную внешним задним выступом, входящим в соответствующий задний паз корпуса турбины высокого давления, и внутренним задним выступом, прикрепляемым к сектору кольца. Устройство фиксации по изобретению содержит продольную пластину, образующую тепловой экран и расположенную перед передней радиальной стенкой сектора перемычки на внутренней поверхности корпуса, и характеризуется тем, что пластина упирается в переднюю радиальную стенку сектора перемычки и прикреплена к корпусу так, чтобы обеспечить осевую фиксацию данного сектора.
Таким образом, продольная пластина, образующая тепловой экран защиты от теплового излучения направляющих лопаток направляющего аппарата высокого давления, позволяет также обеспечить осевую фиксацию сектора перемычки.
В оптимальном варианте устройство осевой фиксации сектора перемычки может дополнительно содержать теплоизолирующий элемент, расположенный между внутренней поверхностью корпуса и продольной пластиной. Этот теплоизолирующий элемент позволяет повысить эффективность тепловой защиты корпуса от теплового излучения.
Также с целью ограничения нагревания корпуса устройство осевой фиксации сектора перемычки может, кроме того, содержать отражающее покрытие, нанесенное на внутреннюю поверхность продольной пластины.
Краткое описание чертежей
Другие свойства и достоинства настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания, содержащего ссылки на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют пример осуществления изобретения. На чертежах:
- фиг.1 изображает в продольном разрезе часть турбины высокого давления турбомашины и демонстрирует расположение устройства по изобретению;
- на фиг.2А и 2В представлены два возможных варианта осуществления устройства по изобретению;
- фиг.3 изображает в продольном разрезе турбину высокого давления, соответствующую уровню техники.
Осуществление изобретения
На фиг.1 изображена в продольном разрезе турбина высокого давления турбомашины с продольной осью Х-Х.
Турбина 2 высокого давления, в частности, содержит рабочие (подвижные) лопатки 4, расположенные в канале 6 течения горячих газов, поступающих из камеры сгорания (не представлена) турбомашины.
Рабочие лопатки 4 расположены относительно направления 10 течения горячих газов в канале 6 течения газов после направляющих (неподвижных) лопаток 8. Эти направляющие лопатки 8, составляющие, таким образом, направляющий аппарат высокого давления, установлены между верхними платформами 9 и нижними платформами (не представлены).
Рабочие лопатки 4 турбины 2 высокого давления окружены угловыми секторами кольца 12, которые расположены по окружности вокруг оси Х-Х турбины и образуют непрерывную кольцевую поверхность.
Секторы кольца 12 прикреплены к кольцевому корпусу 14 турбины высокого давления, также имеющему продольную ось Х-Х, при помощи угловых секторов 16 перемычки, обеспечивающих их поддержку.
Каждый из секторов 16 перемычки имеет переднюю радиальную стенку 18, снабженную внешним передним выступом 20, который должен входить в аксиальном направлении в соответствующий ему передний паз 22 корпуса 14. Передняя радиальная стенка 18 снабжена также внутренним передним выступом 24, который должен входить в аксиальном направлении в соответствующий ему передний паз 26 соответствующего сектора кольца 12.
Каждый из секторов 16 перемычки содержит также заднюю радиальную стенку 28, оборудованную внешним задним выступом 30, который должен входить в аксиальном направлении в соответствующий ему задний паз 32 корпуса 14, и внутренним задним выступом 34, который должен прикрепляться к соответствующему сектору кольца 12.
Точнее, внутренний задний выступ 34 задней радиальной стенки 28 прикрепляется к соответствующему сектору кольца 12 при помощи фиксатора 36, который представляет собой С-образный зажим. Фиксатор 36 образует, таким образом, паз, в который входит внутренний задний выступ 34.
С целью повышения к.п.д. турбины 2 высокого давления предусмотрено регулировочное устройство 38, позволяющее уменьшить зазор J между внутренней поверхностью 12а секторов кольца 12 и торцами 4а рабочих лопаток 4, насколько это возможно.
Регулировочное устройство 38 содержит кожух 40 циркуляции воздуха, окружающий корпус 14 турбины высокого давления и соединенный с кольцевыми каналами 42. Эти каналы 42 нагнетают воздух на кольцевые ребра, или выступы 44 корпуса 14, выступающие в радиальном направлении наружу от наружной поверхности этого корпуса.
В соответствии с изобретением предусмотрено устройство осевой фиксации каждого сектора 16 перемычки. Это устройство осевой фиксации содержит, в частности, продольную пластину 46, расположенную перед передней радиальной стенкой 18 сектора 16 перемычки, на внутренней поверхности корпуса 14.
Помимо осевой фиксации сектора 16 перемычки, эта пластина 46 позволяет также создать тепловой экран. Действительно, высокая температура газов сгорания, текущих в канале 6, порождает тепловое излучение, распространяющееся через направляющие лопатки 8 и их верхние платформы 9 вплоть до корпуса 14. Пластина 46 позволяет, таким образом, обеспечить защиту от подобного теплового излучения, которое, в частности, негативно сказывается на длительности срока службы турбины.
Продольная пластина 46 устройства осевой фиксации сектора 16 перемычки представляет собой металлическую деталь, покрывающую в аксиальном направлении расстояние, по меньшей мере, равное длине верхних поддерживающих платформ 9 направляющих лопаток 8 в направлении оси. Однако ее длина может варьироваться в зависимости от конкретных требований, например, для обеспечения полной защиты от теплового излучения, воздействующего на корпус со стороны направляющего аппарата высокого давления.
Кроме того, продольная пластина 46 устройства осевой фиксации сектора 16 перемычки упирается в осевом направлении в переднюю радиальную стенку 18 сектора 16 перемычки. При этом она прикреплена к корпусу 14 таким образом, чтобы обеспечить осевую фиксацию этого сектора перемычки.
Как показано на чертежах, задний край 46а пластины 46 упирается в переднюю радиальную стенку 18 сектора 16 перемычки.
Прикрепление пластины 46 к корпусу 14 одновременно позволяет зафиксировать пластину 46 относительно внутренней поверхности корпуса и зафиксировать ее задний край 46а относительно передней радиальной стенки 18 сектора 16 перемычки. Крепление может быть осуществлено при помощи одного или нескольких крепежных устройств 48 типа болт/гайка.
Поскольку обеспечивается упор пластины 46 в сектор 16 перемычки, этот сектор перемычки оказывается зафиксированным в своем положении и не может смещаться в осевом направлении. В частности, поскольку выступы 20, 24, 30 и 34 сектора 16 перемычки повернуты в направлении течения газов, пазы 22, 26, 32 и 36, в которые они входят, исключают любое смещение сектора перемычки в этом направлении. Продольная пластина 46, упирающаяся в осевом направлении в переднюю стенку 18 сектора перемычки, исключает и любое смещение сектора 16 перемычки против направления течения газов.
Таким образом, устройство осевой фиксации сектора 16 перемычки имеет двойную функцию: во-первых, оно позволяет добиться аксиальной фиксации сектора 16 перемычки, а во-вторых, оно образует тепловой экран защиты от теплового излучения направляющего аппарата высокого давления.
В соответствии с одним из оптимальных вариантов осуществления изобретения, проиллюстрированным на фиг.2А, устройство осевой фиксации каждого сектора 16 перемычки может также содержать теплоизолирующий элемент 50, расположенный между внутренней поверхностью корпуса 14 и продольной пластиной 46.
Теплоизолирующий элемент 50 позволяет повысить эффективность теплового экрана, образованного продольной пластиной 46. Он может быть изготовлен, например, из волокон (например, сотканных) или изолирующего агломерата, обладающих низкой теплопроводностью.
В соответствии с другим оптимальным вариантом осуществления изобретения, проиллюстрированным на фиг.2В, устройство осевой фиксации каждого сектора 16 перемычки может дополнительно содержать отражающее покрытие 52, нанесенное на внутреннюю поверхность продольной пластины 46.
Так же, как и теплоизолирующий элемент, отражающее покрытие 52, расположенное непосредственно на пути распространения теплового излучения направляющего аппарата высокого давления, повышает эффективность теплового экрана, образованного продольной пластиной 46. Это покрытие может быть изготовлено, например, из керамического материала, обладающего низкой теплопроводностью и/или высокой теплоотражающей способностью.
Следует также отметить, что теплоизолирующий элемент 50 и отражающее покрытие 52 могут быть использованы для повышения эффективности теплового экрана 46 независимо друг от друга или же совместно.
Claims (4)
1. Устройство осевой фиксации сектора (16) перемычки кольца (12) в турбине (2) высокого давления турбомашины, причем у сектора (16) перемычки имеются:
передняя радиальная стенка (18), снабженная внешним передним выступом (20), входящим в соответствующий передний паз (22) корпуса (14) турбины (2) высокого давления, и внутренним передним выступом (24), входящим в соответствующий передний паз (26) сектора кольца (12);
и задняя радиальная стенка (28), снабженная внешним задним выступом (30), входящим в соответствующий задний паз (32) корпуса (14) турбины высокого давления, и внутренним задним выступом (34), прикрепляемым к сектору кольца (12);
причем устройство содержит продольную пластину (46), образующую тепловой экран и расположенную перед передней радиальной стенкой (18) сектора (16) перемычки на внутренней поверхности корпуса (14),
отличающееся тем, что пластина (46) установлена с упором в переднюю радиальную стенку (18) сектора (16) перемычки и прикреплена к корпусу (14) так, чтобы обеспечить осевую фиксацию данного сектора перемычки.
передняя радиальная стенка (18), снабженная внешним передним выступом (20), входящим в соответствующий передний паз (22) корпуса (14) турбины (2) высокого давления, и внутренним передним выступом (24), входящим в соответствующий передний паз (26) сектора кольца (12);
и задняя радиальная стенка (28), снабженная внешним задним выступом (30), входящим в соответствующий задний паз (32) корпуса (14) турбины высокого давления, и внутренним задним выступом (34), прикрепляемым к сектору кольца (12);
причем устройство содержит продольную пластину (46), образующую тепловой экран и расположенную перед передней радиальной стенкой (18) сектора (16) перемычки на внутренней поверхности корпуса (14),
отличающееся тем, что пластина (46) установлена с упором в переднюю радиальную стенку (18) сектора (16) перемычки и прикреплена к корпусу (14) так, чтобы обеспечить осевую фиксацию данного сектора перемычки.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что дополнительно содержит теплоизолирующий элемент (50), расположенный между внутренней поверхностью корпуса (14) и продольной пластиной (46).
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что дополнительно содержит отражающее покрытие (52), нанесенное на внутреннюю поверхность продольной пластины (46).
4. Устройство по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что продольная пластина (46) прикреплена к корпусу (14), по меньшей мере, одним крепежным устройством (48) из болта и гайки.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0402253A FR2867224B1 (fr) | 2004-03-04 | 2004-03-04 | Dispositif de maintien axial de secteur d'entretoise pour anneau d'une turbine haute-pression de turbomachine |
| FR0402253 | 2004-03-04 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005105415A RU2005105415A (ru) | 2006-08-20 |
| RU2365767C2 true RU2365767C2 (ru) | 2009-08-27 |
Family
ID=34834171
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005105415/06A RU2365767C2 (ru) | 2004-03-04 | 2005-02-28 | Устройство осевой фиксации сектора перемычки кольца в турбине высокого давления турбомашины |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7360989B2 (ru) |
| EP (1) | EP1577506B1 (ru) |
| JP (1) | JP4526976B2 (ru) |
| CN (1) | CN1664318B (ru) |
| CA (1) | CA2500483C (ru) |
| DE (1) | DE602005009883D1 (ru) |
| ES (1) | ES2314589T3 (ru) |
| FR (1) | FR2867224B1 (ru) |
| RU (1) | RU2365767C2 (ru) |
| UA (1) | UA85998C2 (ru) |
Families Citing this family (25)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2906295B1 (fr) * | 2006-09-22 | 2011-11-18 | Snecma | Dispositif de toles isolantes sur carter pour amelioration du jeu en sommet d'aube |
| GB0704879D0 (en) * | 2007-03-14 | 2007-04-18 | Rolls Royce Plc | A Casing arrangement |
| GB0707099D0 (en) * | 2007-04-13 | 2007-05-23 | Rolls Royce Plc | A casing |
| FR2921410B1 (fr) * | 2007-09-24 | 2010-03-12 | Snecma | Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des moyens permettant sa prehension |
| FR2922589B1 (fr) * | 2007-10-22 | 2009-12-04 | Snecma | Controle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine |
| FR2923527B1 (fr) * | 2007-11-13 | 2013-12-27 | Snecma | Etage de turbine ou de compresseur, en particulier de turbomachine |
| FR2931197B1 (fr) * | 2008-05-16 | 2010-06-18 | Snecma | Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des passages axiaux pour sa prehension |
| FR2938873B1 (fr) * | 2008-11-21 | 2014-06-27 | Turbomeca | Organe de positionnement pour segment d'anneau |
| DE102009010647A1 (de) * | 2009-02-26 | 2010-09-02 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Laufspalteinstellungssystem einer Fluggasturbine |
| GB0916823D0 (en) * | 2009-09-25 | 2009-11-04 | Rolls Royce Plc | Containment casing for an aero engine |
| GB0917149D0 (en) * | 2009-10-01 | 2009-11-11 | Rolls Royce Plc | Impactor containment |
| FR2952965B1 (fr) * | 2009-11-25 | 2012-03-09 | Snecma | Isolation d'un rebord circonferentiel d'un carter externe de turbomachine vis-a-vis d'un secteur d'anneau correspondant |
| FR2960905B1 (fr) * | 2010-06-03 | 2014-05-09 | Snecma | Procede et systeme de pilotage de jeu en sommet d'aubes de rotor de turbine |
| FR2972483B1 (fr) * | 2011-03-07 | 2013-04-19 | Snecma | Carter de turbine comportant des moyens de fixation de secteurs d'anneau |
| BR112014026794A2 (pt) * | 2012-04-27 | 2017-06-27 | Gen Electric | sistema, conjunto de turbina e método de limitação do movimento axial. |
| CN102748079B (zh) * | 2012-07-17 | 2014-12-10 | 湖南航翔燃气轮机有限公司 | 一种涡轮外环装置 |
| US20160326915A1 (en) * | 2015-05-08 | 2016-11-10 | General Electric Company | System and method for waste heat powered active clearance control |
| US9932901B2 (en) | 2015-05-11 | 2018-04-03 | General Electric Company | Shroud retention system with retention springs |
| US9828879B2 (en) | 2015-05-11 | 2017-11-28 | General Electric Company | Shroud retention system with keyed retention clips |
| CN105386797B (zh) * | 2015-12-29 | 2017-06-16 | 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 | 一种涡轮静子结构 |
| US10436071B2 (en) * | 2016-04-15 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Blade outer air seal having retention snap ring |
| US11111806B2 (en) * | 2018-08-06 | 2021-09-07 | Raytheon Technologies Corporation | Blade outer air seal with circumferential hook assembly |
| FR3106653B1 (fr) * | 2020-01-23 | 2022-01-07 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbomachine |
| US11713715B2 (en) | 2021-06-30 | 2023-08-01 | Unison Industries, Llc | Additive heat exchanger and method of forming |
| US20230057936A1 (en) * | 2021-08-19 | 2023-02-23 | Delavan Inc. | Air manifolds for fuel injectors with fuel air heat exchangers |
Family Cites Families (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4303371A (en) * | 1978-06-05 | 1981-12-01 | General Electric Company | Shroud support with impingement baffle |
| US4826397A (en) * | 1988-06-29 | 1989-05-02 | United Technologies Corporation | Stator assembly for a gas turbine engine |
| FR2635562B1 (fr) * | 1988-08-18 | 1993-12-24 | Snecma | Anneau de stator de turbine associe a un support de liaison au carter de turbine |
| FR2644209B1 (fr) * | 1989-03-08 | 1991-05-03 | Snecma | Chemise de protection thermique pour canal chaud de turboreacteur |
| US5205708A (en) * | 1992-02-07 | 1993-04-27 | General Electric Company | High pressure turbine component interference fit up |
| US5641267A (en) * | 1995-06-06 | 1997-06-24 | General Electric Company | Controlled leakage shroud panel |
| FR2766517B1 (fr) * | 1997-07-24 | 1999-09-03 | Snecma | Dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine |
| US6139257A (en) * | 1998-03-23 | 2000-10-31 | General Electric Company | Shroud cooling assembly for gas turbine engine |
| FR2780443B1 (fr) * | 1998-06-25 | 2000-08-04 | Snecma | Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine |
| US6179560B1 (en) * | 1998-12-16 | 2001-01-30 | United Technologies Corporation | Turbomachinery module with improved maintainability |
| DE19915049A1 (de) * | 1999-04-01 | 2000-10-05 | Abb Alstom Power Ch Ag | Hitzeschild für eine Gasturbine |
| EP1045115A1 (de) * | 1999-04-12 | 2000-10-18 | Asea Brown Boveri AG | Hitzeschild für eine Gasturbine |
| DE19958809A1 (de) * | 1999-12-07 | 2001-06-13 | Rolls Royce Deutschland | Leckstromkanal |
| FR2819010B1 (fr) * | 2001-01-04 | 2004-05-28 | Snecma Moteurs | Secteur d'entretoise de support d'anneau de stator de la turbine haute pression d'une turbomachine avec rattrapage de jeux |
-
2004
- 2004-03-04 FR FR0402253A patent/FR2867224B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-02-14 ES ES05290320T patent/ES2314589T3/es active Active
- 2005-02-14 EP EP05290320A patent/EP1577506B1/fr active Active
- 2005-02-14 DE DE602005009883T patent/DE602005009883D1/de active Active
- 2005-02-28 RU RU2005105415/06A patent/RU2365767C2/ru active
- 2005-03-01 JP JP2005055394A patent/JP4526976B2/ja active Active
- 2005-03-03 US US11/070,093 patent/US7360989B2/en active Active
- 2005-03-03 UA UAA200501989A patent/UA85998C2/ru unknown
- 2005-03-04 CN CN2005100529976A patent/CN1664318B/zh active Active
- 2005-03-04 CA CA2500483A patent/CA2500483C/fr active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005105415A (ru) | 2006-08-20 |
| EP1577506B1 (fr) | 2008-09-24 |
| JP2005248956A (ja) | 2005-09-15 |
| DE602005009883D1 (de) | 2008-11-06 |
| UA85998C2 (ru) | 2009-03-25 |
| JP4526976B2 (ja) | 2010-08-18 |
| FR2867224B1 (fr) | 2006-05-19 |
| EP1577506A1 (fr) | 2005-09-21 |
| FR2867224A1 (fr) | 2005-09-09 |
| CN1664318B (zh) | 2010-12-08 |
| CA2500483C (fr) | 2012-05-22 |
| CA2500483A1 (fr) | 2005-09-04 |
| CN1664318A (zh) | 2005-09-07 |
| US20050196270A1 (en) | 2005-09-08 |
| US7360989B2 (en) | 2008-04-22 |
| ES2314589T3 (es) | 2009-03-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2365767C2 (ru) | Устройство осевой фиксации сектора перемычки кольца в турбине высокого давления турбомашины | |
| RU2310795C2 (ru) | Газовая турбина с камерой сгорания, выполненной из композитного материала | |
| US6733233B2 (en) | Attachment of a ceramic shroud in a metal housing | |
| US6726446B2 (en) | Stay sector of stator shroud of the high-pressure turbine of a gas turbine engine with clearance control | |
| US20040047726A1 (en) | Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine | |
| RU2538988C2 (ru) | Устройство для крепления кольца газовой турбины, узел, состоящий из кольца турбины и устройства для его крепления, турбина и турбинный двигатель | |
| CN110537005B (zh) | 涡轮环组件 | |
| CA2397613C (en) | Split ring for tip clearance control | |
| RU2312224C2 (ru) | Газовая турбина (варианты) | |
| RU2392447C2 (ru) | Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала | |
| JP3819424B2 (ja) | コンプレッサ静翼アッセンブリ | |
| RU2337248C2 (ru) | Теплозащитная стенка, корпус подшипника, корпус турбины для работающей на отработавших газах турбины и работающая на отработавших газах турбина (варианты) | |
| US20180073398A1 (en) | Turbine ring assembly made from ceramic matrix composite material | |
| JPH1037701A (ja) | 熱負荷されるターボ機用ブレード | |
| US4688988A (en) | Coolable stator assembly for a gas turbine engine | |
| CA1115640A (en) | Turbine seal and vane damper | |
| EP0545589A1 (en) | Low-pressure turbine shroud | |
| US6896484B2 (en) | Turbine engine sealing device | |
| US20080175706A1 (en) | Steam turbine | |
| RU2633319C2 (ru) | Крепление и уплотнение отражательных элементов кольца | |
| US11814990B2 (en) | Turbomachine turbine having a CMC nozzle with load spreading | |
| JP2007046603A (ja) | 熱整合型クリップ | |
| US20150345338A1 (en) | Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly | |
| RU2703896C2 (ru) | Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей | |
| JP2007533894A (ja) | ガスタービンエンジンにおける漏出制御の改善 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |