RU2403404C1 - Ротор турбины со стопорными пластинками и соответствующий способ сборки - Google Patents
Ротор турбины со стопорными пластинками и соответствующий способ сборки Download PDFInfo
- Publication number
- RU2403404C1 RU2403404C1 RU2009115699/06A RU2009115699A RU2403404C1 RU 2403404 C1 RU2403404 C1 RU 2403404C1 RU 2009115699/06 A RU2009115699/06 A RU 2009115699/06A RU 2009115699 A RU2009115699 A RU 2009115699A RU 2403404 C1 RU2403404 C1 RU 2403404C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- blades
- rotor
- gaps
- plates
- gap
- 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
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
- F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/50—Vibration damping features
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/4932—Turbomachine making
-
- 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
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/4932—Turbomachine making
- Y10T29/49321—Assembling individual fluid flow interacting members, e.g., blades, vanes, buckets, on rotary support member
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Ротор турбины содержит роторный диск с пазами, множество лопаток с хвостовиками, размещенными в пазах роторного диска, и множество стопорных пластинок, установленных между роторным диском и лопатками. Первые зазоры на радиально наружных концах и вторые зазоры на радиально внутренних концах, относительно оси вращения роторного диска, образованы между соседними стопорными пластинками, причем, по меньшей мере, один из первых зазоров меньше, чем соответствующий второй зазор. Другое изобретение группы относится к способу установки стопорных пластин на роторном диске, в соответствии с которым размещают первую стопорную пластинку на окружности роторного диска и размещают вторую стопорную пластинку непосредственно рядом с первой стопорной пластинкой с образованием зазора между первой и второй стопорными пластинками. Пространство зазора имеет узкий и широкий концы, при этом широкий конец расположен ближе к окружности роторного диска, чем узкий конец. Изобретения позволяют обеспечить уплотнение между хвостовиками лопаток и роторным диском без блокировки пластин на переходных режимах работы турбины. 2 н. и 5 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Изобретение относится к ротору турбины и устройству стопорных лопаток.
Лопатки ротора установлены по окружности роторного диска турбины с помощью профилированных хвостовиков лопаток, вставленных в соответствующие пазы на роторном диске. Профиль принимает на себя радиально направленные усилия, возникающие во время работы газовой турбины.
После установки по существу в осевые пазы требуется блокирующий элемент, чтобы во время работы предотвратить перемещение хвостовиков лопаток в пазах, обусловленное газовой нагрузкой.
Одно известное из предшествующего уровня техники устройство заключается в использовании сегментных пластинок, установленных между хвостовиками лопаток и роторным диском, при этом пластинки установлены в соответствующих кольцевых пазах в хвостовиках лопаток и роторном диске для создания осевой фиксации. Подобное устройство обычно позволяет только маленькие производственные допуски, поскольку важно, чтобы нагрузка, обусловленная центробежными силами, стопорных пластинок на лопатки над ней, и гашение вибрации лопаток за счет стопорных пластинок было постоянным. Стопорные пластинки должны свободно поворачиваться, чтобы справляться с отклонениями в производственных допусках в пазах диска, удерживая пластины, эти отклонения вызывают радиальное или вращательное перемещение пластины.
Кроме того, должно быть найдено компромиссное значение для размера пространства зазора между стопорными пластинками. С одной стороны, если пространства зазора между стопорными пластинками будут очень узкими, они будут осуществлять блокировку во время стадии запуска. За счет малой толщины стопорных пластинок по сравнению с роторным диском и роторными лопатками тепловая инерция стопорных пластинок меньше, и, таким образом, их тепловое расширение происходит быстрее, чем расширение роторного диска и роторных лопаток. С другой стороны, если пространства зазоров между стопорными пластинками будут широкими, уплотнение между хвостовиками лопаток и роторным диском и между лопатками будет слабым.
В заявке на патент Великобритании 2258273 А описано устройство блокировки лопаток ротора с пластинками, закрепленными между удерживающими крюками интегрально с роторным диском и хвостовиками лопаток. Пластинка закрывает и уплотняет пространство между хвостовиками лопаток и роторным диском.
В заявке на Европейский патент 1657404 А1 описан ротор газовой турбины с роторными лопатками, установленными в осевых пазах в корпусе ротора и закрепленными стопорными пластинками. Стопорные пластинки имеют основной контур типа воздушного змея и, в частности, в виде параллелограмма или ромба и установлены между корпусом ротора и роторными лопатками, и затем в собранном положении, поворачиваемые относительно вставленного положения в кольцевые пазы, выполненные в корпусе ротора и в лопатках.
Задачей изобретения является создание нового ротора турбины со стопорным устройством, имеющего улучшенные нагружающие и гасящие характеристики на лопатках и лучшее уплотнение за лопатками.
Эта задача решается посредством создания ротора турбины, содержащего роторный диск, множество пазов, расположенных на роторном диске, множество лопаток с хвостовиками лопаток, при этом лопатки размещены в пазах, и множество стопорных пластинок, установленных между роторном диском и лопатками, при этом первые зазоры на радиально наружных концах и вторые зазоры на радиально внутренних концах, относительно оси вращения роторного диска, образованы между соседними стопорными пластинками, и, по меньшей мере, один из первых зазоров меньше, чем соответствующий второй зазор.
Предпочтительно, отношение, по меньшей мере, одного второго зазора к соответствующему первому зазору находится в диапазоне от 1,1:1 до 10:1.
Предпочтительно, большая часть первых зазоров меньше, чем соответствующие вторые зазоры.
Предпочтительно, все множество первых зазоров меньше, чем соответствующие вторые зазоры.
Предпочтительно, стопорные пластинки проходят по окружности по, по меньшей мере, двум соседним половинкам хвостовиков лопаток, при этом стопорные пластинки имеют такие размеры и конфигурацию, чтобы закрывать и уплотнять пространства зазоров между хвостовиками лопаток и роторным диском.
Предпочтительно, стопорные пластинки, в собранном положении, размещены между удерживающими кольцевыми пазами, размещенными в роторном диске, и лопатками.
Указанная задача также решается посредством создания способа установки стопорных пластин на роторном диске, при котором размещают первую стопорную пластинку на окружности роторного диска и размещают вторую стопорную пластинку непосредственно рядом с первой стопорной пластинкой, при этом образуют пространство зазора между первой и второй стопорными пластинками, причем пространство зазора имеет узкий и широкий концы, при этом широкий конец расположен ближе к окружности роторного диска, чем узкий конец.
Таким образом, согласно изобретению стопорные пластинки имеют контур сектора круга, в котором венец в виде другого сектора круга был удален таким образом, что край стопорных пластинок имеет две противолежащие концентрические круговые дуги и две противолежащие непараллельные прямые линии. Скос стопорных пластинок является преднамеренно таким, что зазоры, образованные между соседними стопорными пластинками, на внешней кромке относительно оси вращения роторного диска меньше, чем соответствующие внутренние зазоры. Это позволяет движению стопорных пластинок справляться с допусками и минимизировать пространства зазоров между стопорными пластинками для лучшего уплотнения без блокировки во время переходных режимов/стадии запуска турбины. Чем лучше движение, тем более сбалансированной является нагрузка на лопатки, и гашение вибраций лопаток является более последовательным. Более маленькие пространства зазоров уменьшают утечку и увеличивают производительность двигателя турбины.
Во время работы газовой турбины центробежные силы вызывают направленную наружу нагрузку или перемещение стопорных пластинок, в результате чего стопорная пластина располагается в пазу роторного диска. Таким образом, хвостовик лопатки во время работы располагается правильно относительно роторного диска.
За счет такой конструкции стопорной пластинки получают усовершенствованный роторный диск.
Далее изобретение будет описано со ссылками на приложенные чертежи, на которых:
фиг.1 - осевой вид части роторного диска;
фиг.2 - стопорные пластинки с пространствами зазоров по предшествующему уровню техники и
фиг.3 - стопорные пластинки согласно настоящему изобретению.
На чертежах одинаковые ссылочные позиции обозначают подобные или эквивалентные части.
На фиг.1 показана часть ротора 1 обычной газовой турбины, включающая в себя роторный диск 2, лопатки 5 и стопорные пластинки 8. Лопатка 5 содержит платформу 7 и хвостовик 6 лопатки. Хвостовики 6 лопаток установлены в осевом направлении в пазы 3 роторного диска 2. Стопорные пластинки 8 размещены на осевой стороне 17 роторного диска и продолжаются на две соседние половинки хвостовиков 6 лопаток. Они закреплены в кольцевом пазу 12 по окружности 14 роторного диска 2 и дополнительных пазах в лопатках 5.
На фиг.2 показано относящееся к предшествующему уровню техники устройство стопорных пластинок 8 вокруг оси вращения 4 роторного диска 2 с пространствами 11 зазоров, имеющими параллельные продольные стороны, таким образом, что первый и второй зазоры 9, 10 на концах пространств зазоров являются равными. Во время работы стопорные пластинки испытывают центробежную силу 18, направленную от центра вращения к кольцевым пазам 13 лопаток 5 и выравниваются с соответствующими лопатками. Пространства 11 зазоров должны находиться достаточно близко, чтобы уменьшить утечку. Но они также должны позволять движение. На левой стороне фиг.2 пространство зазора является достаточно широким, и утечка является большой. С правой стороны фиг.2 пространство зазора является малым и не позволяет движения. Стопорные пластинки не могут справиться с переходными режимами и будут осуществлять блокировку (пунктирные линии).
На фиг.3 показано согласно настоящему изобретению устройство стопорных пластинок 8 вокруг оси вращения 4. Сборка и размещение стопорных пластинок такие же, как и в предшествующем уровне техники. Однако продольные стороны пространств 11 зазоров, образованные двумя соседними стопорными пластинками, согласно изобретению не являются параллельными, а сужаются таким образом, что более маленькие зазоры 9 расположены на радиальных наружных кромках, а более широкие зазоры 10 расположены на радиально внутренних кромках. Стопорные пластинки могут двигаться и выравниваться (пунктирные линии) с соответствующими лопатками 5 без блокировки.
Claims (7)
1. Ротор (1) турбины, содержащий:
роторный диск (2);
множество пазов (3), расположенных на роторном диске (2);
множество лопаток (5) с хвостовиками (6) лопаток, при этом лопатки размещены в пазах (3); и
множество стопорных пластинок (8), установленных между роторным диском (2) и лопатками (5), при этом первые зазоры (9) на радиально наружных концах и вторые зазоры (10) на радиально внутренних концах относительно оси вращения (4) роторного диска (2) образованы между соседними стопорными пластинками (8), и по меньшей мере один из первых зазоров (9) меньше, чем соответствующий второй зазор (10).
роторный диск (2);
множество пазов (3), расположенных на роторном диске (2);
множество лопаток (5) с хвостовиками (6) лопаток, при этом лопатки размещены в пазах (3); и
множество стопорных пластинок (8), установленных между роторным диском (2) и лопатками (5), при этом первые зазоры (9) на радиально наружных концах и вторые зазоры (10) на радиально внутренних концах относительно оси вращения (4) роторного диска (2) образованы между соседними стопорными пластинками (8), и по меньшей мере один из первых зазоров (9) меньше, чем соответствующий второй зазор (10).
2. Ротор (1) турбины по п.1, в котором отношение по меньшей мере одного второго зазора (10) к соответствующему первому зазору (9) находится в диапазоне от 1,1:1 до 10:1.
3. Ротор (1) турбины по п.1, в котором большая часть первых зазоров (9) меньше, чем соответствующие вторые зазоры (10).
4. Ротор (1) турбины по п.1, в котором все множество первых зазоров (9) меньше, чем соответствующие вторые зазоры (10).
5. Ротор (1) турбины по п.1, в котором стопорные пластинки (8) проходят по окружности по по меньшей мере двум соседним половинкам хвостовиков (6) лопаток, при этом стопорные пластинки (8) имеют такие размеры и конфигурацию, чтобы закрывать и уплотнять пространства зазоров между хвостовиками (6) лопаток и роторным диском (2).
6. Ротор (1) турбины по п.1, в котором стопорные пластинки (8) в собранном положении размещены между удерживающими кольцевыми пазами (12, 13), размещенными в роторном диске (2), и лопатками (5).
7. Способ установки стопорных пластин (8) на роторном диске (2), при котором:
размещают первую стопорную пластинку (8) на окружности (14) роторного диска (2); и
размещают вторую стопорную пластинку (8) непосредственно рядом с первой стопорной пластинкой (8),
при этом образуют пространство (11) зазора между первой и второй стопорными пластинками (8), причем пространство (11) зазора имеет узкий и широкий концы (15, 16), при этом широкий конец (16) расположен ближе к окружности (14) роторного диска, чем узкий конец (15).
размещают первую стопорную пластинку (8) на окружности (14) роторного диска (2); и
размещают вторую стопорную пластинку (8) непосредственно рядом с первой стопорной пластинкой (8),
при этом образуют пространство (11) зазора между первой и второй стопорными пластинками (8), причем пространство (11) зазора имеет узкий и широкий концы (15, 16), при этом широкий конец (16) расположен ближе к окружности (14) роторного диска, чем узкий конец (15).
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP06020048.2 | 2006-09-25 | ||
EP06020048A EP1905955B1 (en) | 2006-09-25 | 2006-09-25 | Turbine rotor with locking plates and corresponding assembly method |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2403404C1 true RU2403404C1 (ru) | 2010-11-10 |
Family
ID=37632332
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009115699/06A RU2403404C1 (ru) | 2006-09-25 | 2007-08-22 | Ротор турбины со стопорными пластинками и соответствующий способ сборки |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8128373B2 (ru) |
EP (1) | EP1905955B1 (ru) |
CN (2) | CN104727859B (ru) |
DE (1) | DE602006006452D1 (ru) |
ES (1) | ES2321862T3 (ru) |
RU (1) | RU2403404C1 (ru) |
WO (1) | WO2008037550A1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8096776B2 (en) | 2006-10-26 | 2012-01-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade assembly |
RU2471999C2 (ru) * | 2007-06-27 | 2013-01-10 | Снекма | Устройство для аксиального удержания лопаток, установленных на роторном диске газотурбинного двигателя |
CN109707464A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-05-03 | 北京全四维动力科技有限公司 | 用于保护蒸汽轮机叶片叶根和轮槽的组合装置 |
Families Citing this family (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20100232939A1 (en) * | 2009-03-12 | 2010-09-16 | General Electric Company | Machine Seal Assembly |
US8523529B2 (en) | 2009-11-11 | 2013-09-03 | General Electric Company | Locking spacer assembly for a circumferential entry airfoil attachment system |
US9109457B2 (en) | 2010-09-03 | 2015-08-18 | Siemens Energy, Inc. | Axial locking seals for aft removable turbine blade |
US9127563B2 (en) * | 2011-04-05 | 2015-09-08 | General Electric Company | Locking device arrangement for a rotating bladed stage |
US8764402B2 (en) * | 2011-06-09 | 2014-07-01 | General Electric Company | Turbomachine blade locking system |
US9605552B2 (en) | 2013-06-10 | 2017-03-28 | General Electric Company | Non-integral segmented angel-wing seal |
EP2940249A1 (de) * | 2014-04-29 | 2015-11-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Radscheibenanordnung und Verfahren zur Montage einer Radscheibenanordnung |
CN106662703B (zh) * | 2014-08-04 | 2020-08-18 | 杜比实验室特许公司 | 用于高动态范围显示面板的平铺组件 |
CN106271378B (zh) * | 2015-06-09 | 2018-08-21 | 上海汽轮机厂有限公司 | 汽轮机转子上的动叶片装配方法 |
CN105134303B (zh) * | 2015-09-15 | 2017-01-04 | 北京航空航天大学 | 一种成对矩形齿配合的涡轮叶片缘板 |
CN108049921B (zh) * | 2017-11-27 | 2019-07-16 | 大连理工大学 | 一种航空发动机低压涡轮轴-盘组件的装配方法 |
CN110578557A (zh) * | 2019-10-29 | 2019-12-17 | 北京动力机械研究所 | 一种涡轮叶片锁紧装置及其装配方法 |
US11565352B2 (en) * | 2019-11-15 | 2023-01-31 | Rolls-Royce Corporation | Techniques and assemblies for joining components using solid retainer materials |
CN111561394B (zh) * | 2020-05-25 | 2021-07-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种发动机进气机匣的结构及其装配方法 |
CN114076000B (zh) * | 2020-08-17 | 2024-05-07 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 叶片轴向限位装置、叶盘结构以及燃气轮机 |
US11168615B1 (en) * | 2020-08-25 | 2021-11-09 | Raytheon Technologies Corporation | Double ring axial sealing design |
CN116624231A (zh) * | 2023-07-18 | 2023-08-22 | 中国航发燃气轮机有限公司 | 一种涡轮叶片及其设计方法 |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB806033A (en) * | 1955-09-26 | 1958-12-17 | Rolls Royce | Improvements in or relating to fluid machines having bladed rotors |
US3318573A (en) * | 1964-08-19 | 1967-05-09 | Director Of Nat Aerospace Lab | Apparatus for maintaining rotor disc of gas turbine engine at a low temperature |
US3748060A (en) | 1971-09-14 | 1973-07-24 | Westinghouse Electric Corp | Sideplate for turbine blade |
US3853425A (en) * | 1973-09-07 | 1974-12-10 | Westinghouse Electric Corp | Turbine rotor blade cooling and sealing system |
SU533738A1 (ru) | 1974-04-29 | 1976-10-30 | Предприятие П/Я Г-4561 | Устройство дл фиксации лопаток в диске турбомашины |
GB1479332A (en) * | 1974-11-06 | 1977-07-13 | Rolls Royce | Means for retaining blades to a disc or like structure |
GB1512882A (en) * | 1976-02-11 | 1978-06-01 | Rolls Royce | Bladed rotor assembly for a gas turbine engine |
US4275990A (en) * | 1977-12-17 | 1981-06-30 | Rolls-Royce Limited | Disc channel for cooling rotor blade roots |
FR2419389A1 (fr) * | 1978-03-08 | 1979-10-05 | Snecma | Perfectionnements aux flasques de rotors de turbomachines |
CA1198986A (en) * | 1983-12-22 | 1986-01-07 | United Technologies Corporation | Rotor with double pass blade root cooling |
US4915587A (en) * | 1988-10-24 | 1990-04-10 | Westinghouse Electric Corp. | Apparatus for locking side entry blades into a rotor |
GB2258273B (en) * | 1991-08-02 | 1994-08-10 | Ruston Gas Turbines Ltd | Rotor blade locking arrangement |
US5211407A (en) | 1992-04-30 | 1993-05-18 | General Electric Company | Compressor rotor cross shank leak seal for axial dovetails |
GB2302711A (en) * | 1995-06-26 | 1997-01-29 | Bmw Rolls Royce Gmbh | A turbine disc with blade seal plates |
GB9517369D0 (en) * | 1995-08-24 | 1995-10-25 | Rolls Royce Plc | Bladed rotor |
DE102004054930A1 (de) * | 2004-11-13 | 2006-05-18 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor einer Turbomaschine, insbesondere Gasturbinenrotor |
-
2006
- 2006-09-25 ES ES06020048T patent/ES2321862T3/es active Active
- 2006-09-25 DE DE602006006452T patent/DE602006006452D1/de active Active
- 2006-09-25 EP EP06020048A patent/EP1905955B1/en active Active
-
2007
- 2007-08-22 WO PCT/EP2007/058740 patent/WO2008037550A1/en active Application Filing
- 2007-08-22 CN CN201510077460.9A patent/CN104727859B/zh active Active
- 2007-08-22 CN CN200780035333.6A patent/CN101517200A/zh active Pending
- 2007-08-22 RU RU2009115699/06A patent/RU2403404C1/ru active
- 2007-08-22 US US12/311,255 patent/US8128373B2/en active Active
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8096776B2 (en) | 2006-10-26 | 2012-01-17 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade assembly |
RU2471999C2 (ru) * | 2007-06-27 | 2013-01-10 | Снекма | Устройство для аксиального удержания лопаток, установленных на роторном диске газотурбинного двигателя |
CN109707464A (zh) * | 2018-12-14 | 2019-05-03 | 北京全四维动力科技有限公司 | 用于保护蒸汽轮机叶片叶根和轮槽的组合装置 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
WO2008037550A1 (en) | 2008-04-03 |
US8128373B2 (en) | 2012-03-06 |
EP1905955B1 (en) | 2009-04-22 |
DE602006006452D1 (de) | 2009-06-04 |
EP1905955A1 (en) | 2008-04-02 |
CN104727859B (zh) | 2019-02-05 |
ES2321862T3 (es) | 2009-06-12 |
CN101517200A (zh) | 2009-08-26 |
CN104727859A (zh) | 2015-06-24 |
US20100014978A1 (en) | 2010-01-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2403404C1 (ru) | Ротор турбины со стопорными пластинками и соответствующий способ сборки | |
EP3196517B1 (en) | Secondary seal device(s) with alignment tab(s) | |
EP1867837B1 (en) | Bucket vibration damper system | |
RU2712560C2 (ru) | Ротационный узел для турбинного двигателя, содержащего самоподдерживающийся кожух ротора | |
JP6408888B2 (ja) | タービンバケット閉鎖組立体及びその組立方法 | |
CN101131101B (zh) | 天使翅膀形耐磨的密封件和密封方法 | |
US7052240B2 (en) | Rotating seal arrangement for turbine bucket cooling circuits | |
CA2898337C (en) | Gas turbine rotor blade and gas turbine rotor | |
US7530791B2 (en) | Turbine blade retaining apparatus | |
US7780398B2 (en) | Bladed stator for a turbo-engine | |
RU2629105C2 (ru) | Турбина, включающая в себя устройство предотвращения вращения бандажного уплотнения | |
JPH11247999A (ja) | 回転機械のシール装置 | |
US8511976B2 (en) | Turbine seal system | |
JP2010270751A (ja) | タービンエンジン用のバランスを取ったロータ | |
WO2013126213A1 (en) | Vane assembly for a gas turbine engine | |
RU2515697C2 (ru) | Газовая турбина с уплотнительными пластинами на турбинном диске | |
RU2594392C2 (ru) | Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца | |
JP6475486B2 (ja) | 軸方向挿入式バケットをロータアセンブリに固定するシステム及び方法 | |
RU2647170C2 (ru) | Лопаточный аппарат и соответствующий способ изготовления лопаточного аппарата | |
US9429030B2 (en) | Device for locking a root of a rotor blade | |
WO2015064502A1 (ja) | ナット及び回転機械 | |
US20110182721A1 (en) | Sealing arrangement for a gas turbine engine | |
RU2559957C2 (ru) | Ротор турбомашины и способ его сборки | |
US11326456B2 (en) | Vibration suppression device for rotary machine and rotary machine | |
WO2014168862A1 (en) | Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20211201 |