RU2446287C2 - Ротор турбинной установки и турбинная установка, содержащая такой ротор - Google Patents

Ротор турбинной установки и турбинная установка, содержащая такой ротор Download PDF

Info

Publication number
RU2446287C2
RU2446287C2 RU2007123370/06A RU2007123370A RU2446287C2 RU 2446287 C2 RU2446287 C2 RU 2446287C2 RU 2007123370/06 A RU2007123370/06 A RU 2007123370/06A RU 2007123370 A RU2007123370 A RU 2007123370A RU 2446287 C2 RU2446287 C2 RU 2446287C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
turbine installation
installation according
blade
base
Prior art date
Application number
RU2007123370/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2007123370A (ru
Inventor
Жан-Бернар Андре ФОРГ (FR)
Жан-Бернар Андре ФОРГ
Патрик Жан-Луи РЕГЕЗЗА (FR)
Патрик Жан-Луи РЕГЕЗЗА
Алан ТИМОН (FR)
Алан ТИМОН
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2007123370A publication Critical patent/RU2007123370A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2446287C2 publication Critical patent/RU2446287C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/26—Rotors specially for elastic fluids
    • F04D29/32—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps
    • F04D29/321—Rotors specially for elastic fluids for axial flow pumps for axial flow compressors
    • F04D29/322—Blade mountings
    • 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
    • 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
    • F01D5/3092—Protective layers between blade root and rotor disc surfaces, e.g. anti-friction layers
    • 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
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/668—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps damping or preventing mechanical vibrations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/326—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/327—Application in turbines in gas turbines to drive shrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/40—Organic materials
    • F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
    • F05D2300/431—Rubber
    • 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

Abstract

Ротор турбинной установки содержит диск с множеством пазов в его торце, множество съемных лопаток, а также жестко соединенный с диском задний фланец. Каждая лопатка содержит лопаточную ножку, размещенную посредством выступа в ее основании в одном из пазов. Между нижней частью каждой лопаточной ножки и задним фланцем содержится упругий ограничитель, предназначенный для обеспечения зазора между лопаточной ножкой и задним фланцем. Нижняя часть является радиально внешней по отношению к выступу упомянутой лопаточной ножки. Другое изобретение группы относится к турбинной установке, содержащей указанный выше ротор. Изобретения позволяют повысить срок службы лопаток и заднего фланца за счет исключения их износа. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Изобретение относится к ротору турбинной установки, в частности к проблеме крепления лопаток, а именно вентилятора, на диске ротора.
Как правило, ротор турбинной установки содержит, с одной стороны, диск, в торце которого выполнено множество пазов, равномерно рассредоточенных по окружности, имеющих фактически осевое, под углом относительно образующей диска расположение, с другой стороны, множество съемных лопаток, радиально установленных и вытянутых в направлении от периферии вышеупомянутого диска, при этом каждая лопатка содержит лопаточную ножку, которая посажена в одном из пазов.
После установки лопаточной ножки в пазу ее нижняя часть вступает в соприкосновение с задним фланцем, жестко соединенным с ротором и расположенным ниже паза. Лопаточная ножка начинает упираться в задний фланец, который служит осевым ограничителем. Удержание по оси чаще всего обеспечивается за счет установки переднего съемного фланца, который может быть представлен в виде удерживающего кольца. После установки на диске данного переднего фланца, например посредством болтов, он начинает препятствовать выходу лопатки из паза, выполненного в диске ротора. Понятия «передний» и «задний» определяются относительно основного направления истечения воздуха в роторе. Описание такого устройства удержания приводится, в частности, в патенте ЕР 1400698. Вместе с тем в данном документе не показан задний фланец.
При установке лопаток на диске в процессе сборки предусматривается осевой зазор. Неточное осевое расположение лопаток вентилятора внутри такого зазора приводит к разбалансировке ротора и образованию вибрации в процессе его работы. Вибрация тем сильнее, чем больше хорда обтекаемого профиля лопатки вентилятора. В процессе эксплуатации значительные центробежные силы, воздействию которых подвергаются лопатки, могут также привести к непредвиденному осевому отклонению лопаток внутри данного осевого зазора.
Для воспрепятствования любому осевому отклонению лопаток в процессе эксплуатации турбинной установки передний фланец на своей задней поверхности содержит средства, выполненные из эластичного материала, например изготовленные из эластомера заготовки, предназначенные для оказания на верхние поверхности ножек лопаток (после их сборки) воздействия, достаточного для удержания вышеупомянутых ножек лопаток на заднем фланце. В данном агрегате передний фланец состоит из одной детали и имеет кольцеобразную форму. В соответствии с патентами US 5259728 и US 6457942 удержание относительно оси может быть обеспечено и при помощи множества малых фланцев, располагаемых между пазами.
Вместе с тем агрегат, описание которого приведено в патенте ЕР 1400698, не может в полной мере удовлетворять всем требованиям. Действительно, на заднем фланце появляются признаки изнашивания. Это изнашивание возникает в результате трения ножек лопаток по заднему фланцу, что приводит к сокращению срока эксплуатации заднего фланца. Когда данный нижний фланец состоит, как это часто бывает, из зажима, устанавливаемого перед барабаном компрессора, т.е. детали, имеющей фактически форму цилиндра и удерживающей лопатки компрессора после лопаток вентилятора, существует опасность потери лопатки.
Изнашивание возникает в основном не во время эксплуатации турбинной установки, а когда турбинная установка не работает и подвержена воздействию ветра, например, когда летательный аппарат, снабженный таким турбинным двигателем, находится на стоянке. Поступающий снаружи поток воздуха приводит, как правило, во вращение ротор турбинной установки, которая функционирует в режиме авторотации. Кроме того, лопатки ротора устанавливаются в пазах диска с зазором, обеспечивающим радиальное отклонение лопатки, которое исчезает во время работы турбинной установки ввиду появления центробежной силы. Под понятием «радиальное отклонение лопатки» в рамках настоящего изобретения понимается вращение небольшой амплитуды вышеупомянутой лопатки в пазу диска относительно фактически параллельной оси. Во время медленного вращения ротора, приводимого в движение ветром, лопатки, в частности лопатки вентилятора, испытывают радиальное отклонение под воздействием собственного веса тяжести, особенно при занятии ими горизонтального положения. Принимая во внимание усилия, которые производятся изготовленными из эластомера заготовками в верхней части, воздействие двух факторов, с одной стороны, радиального отклонения лопатки и, с другой стороны, упора лопатки в задний фланец, являются основными причинами отмечаемого выше изнашивания.
Такое изнашивание может возникнуть и во время повторяющихся операций, производимых с ротором турбинной установки, например, при его обслуживании или во время вращения ротора на очень малых оборотах. Как правило, такое изнашивание появляется в тех случаях, когда при вращении ротора возможно радиальное отклонение лопатки.
Задачей настоящего изобретения является исключить повреждения, возникающие между лопатками ротора и задним фланцем для увеличения срока службы упомянутых фланца и лопаток.
Настоящее изобретение относится, в частности, к ротору турбиной установки, содержащему диск, в торце которого выполнено множество пазов, множество съемных лопаток, при этом каждая лопатка содержит лопаточную ножку, размещаемую посредством выступа в ее основании в одном из пазов, а также задний фланец, жестко соединенный с вышеупомянутым диском, в который упирается каждая лопаточная ножка. Согласно предлагаемому изобретению, между нижней частью каждой лопаточной ножки и задним фланцем ротора содержится упругий ограничитель, предназначенный для обеспечения зазора между лопаткой и задним фланцем, при этом упомянутая нижняя часть является радиально внешней по отношению к выступу упомянутой лопаточной ножки.
Предпочтительно, чтобы упругий ограничитель имел форму, позволяющую обжать нижнюю часть лопаточной ножки. В идеальном варианте данный ограничитель имеет U-образную форму, основными элементами которого являются основание, упирающееся в нижнюю поверхность лопаточной ножки, и две боковины, упирающиеся в боковые стороны лопаточной ножки. При этом боковина ограничителя имеет по существу плоскую поверхность. Основание имеющего U-образную форму ограничителя представляет собой по существу плоскую поверхность и содержит переднюю и заднюю стороны.
Основание может содержать на своей нижней поверхности, по меньшей мере, один штырь, служащий зажимом. В частности, основание на своей задней поверхности содержит три штыря. При этом упомянутый(ые) штырь(и) выступает(ют) за пределы плоскости, границы которой определены задней стороной основания и размещается(ются) в кольцевой уширенной части отверстия на задней стороне основания. Твердость задней стороны основания составляет 50-70, в частности 60, единиц А твердости по Шору. Задняя сторона основания изготовлена из силиконового эластомера. Твердость упругого ограничителя составляет 40-80, в частности 65-70, более конкретно, 71-73 единиц D твердости по Шору. Упругий ограничитель изготавливается из эластомера типа полиуретан.
Данный упругий ограничитель может также вместо нижней части лопаточной ножки обжимать задний фланец.
При этом лопатка представляет собой лопатку вентилятора. Изобретение также относится к турбинной установке, содержащей такой ротор.
Суть предлагаемого изобретения и его преимущества станут более понятными после изучения приводимого ниже описания. К описанию прилагаются фигуры чертежей, в числе которых:
Фиг.1 изображает в схематичном виде турбинную установку;
Фиг.2 - вид в разборе ротора турбинной установки;
Фиг.3 - вид нижней части лопаточной ножки в соответствии с известным уровнем техники;
Фиг.4 - вид нижней части лопаточной ножки, упирающейся в задний фланец в соответствии с известным уровнем техники;
Фиг.5 - вид нижней части лопаточной ножки согласно изобретению;
Фиг.6 - вид нижней части лопаточной ножки, упирающейся в задний фланец согласно изобретению;
Фиг.7 - вид нижней части лопаточной ножки, упирающейся в задний фланец согласно второму варианту осуществления изобретения;
Фиг.8 - вид нижней части лопаточной ножки, упирающейся в задний фланец согласно третьему варианту осуществления изобретения.
На фиг.1 изображена турбинная установка 1 типа турбокомпрессора. Как правило, турбинная установка включает в себя неподвижную конструкцию, представляющую собой статор, и вращающуюся конструкцию, которая представляет собой ротор. Порядковыми номерами на фиг.1 обозначено место расположения ротора, являющегося предметом изобретения.
На фиг.2 представлен вид в разборе основных деталей, являющихся составными элементами ротора турбинной установки, в частности используемых при сборке лопаток вентилятора 2 (за исключением болтов).
Лопатка 2 содержит обтекаемый профиль 21, выполненный в виде крыла с геометрической круткой, и лопаточную ножку 22. Ножка 22 является нижней частью лопатки 2, которая не участвует в процессе аэродинамического обтекания. Чаще всего обтекаемый профиль 21 и лопаточная ножка 22 ограничены съемной или неподвижно фиксируемой площадкой 5 лопатки.
Во время монтажа на диске 4 ротора лопаточная ножка 22 размещается в одном из пазов 41, которые по существу расположены соосно с диском 4, и упирается в задний фланец 7, расположенный с задней стороны края 43 паза 41. Представленный на фиг.2 задний фланец 7 имеет круглую форму и жестко соединен с барабаном компрессора 70, имеющего фактически форму цилиндра и содержащего расположенные по окружности пазы 75, предназначенные для установки лопаток компрессора (не показаны). Задний фланец 7 может быть независимым от барабана 70 и представлять собой только одну деталь, имеющую кольцеобразную форму, или множество независимых друг от друга кольцеобразных деталей. Основным элементом заднего фланца 7 является радиально расположенное кольцо 71, содержащее по внутренней и внешней окружности, соответственно, внутренние крепежные скобы 72 и внешние крепежные скобы 73. Задний фланец 7 и диск 4 могут жестко соединяться друг с другом при помощи болтов (не показаны). Вышеупомянутый износ возникает в основном на поверхности, обозначенной цифрой 74, между скобами 72 и 73 на кольце 71.
Площадки 5 располагаются между двумя соседними лопатками 2 и предназначены для образования аэродинамического газовоздушного тракта. Эти площадки 5 фиксируются собственными скобами 51 к скобам 44 диска 4. Между лопаточными ножками 22 и основанием паза 41 диска 4 также обычно размещается прокладка 3.
Для обеспечения осевого расположения передний съемный фланец 6 крепится к переднему краю 42 пазов. Представленный на фиг.2 передний фланец 6 имеет круглую форму. Он препятствует выходу лопатки 2 через передний край 42 паза 41. Второй дополнительный кольцеобразный фланец 61 может располагаться перед фланцем 6 и, возможно, содержать на своей тыльной стороне эластичные средства, например заготовки из эластомера, описание которых было приведено в патенте ЕР 1400698. Он крепится на диске 4 при помощи болтов (не показаны).
На фиг.3 изображена нижняя задняя часть лопаточной ножки 22. Ножка 22 содержит в своем основании выступ 23, предназначенный для посадки в пазу 41 диска 4. Нижняя часть 24 лопаточной ножки 22 содержит поверхность 25 и выемку 26, которая располагается между поверхностью 25 и выступом 23. Изначальным предназначением данной выемки 26 является не допустить возникновения напряжения в этой зоне. Преимущественно, осевой ограничитель может размещаться в данной выемке 26 для обеспечения зазора между лопаточной ножкой 22 и задним фланцем 7.
Как это показано на фиг.4, практически плоская поверхность 25 лопаточной ножки 22 вступает в соприкосновение с поверхностью 74 кольца 71 заднего фланца 7. В результате такого соприкосновения возникает трение, являющееся причиной упоминавшегося ранее износа.
Для снижения и даже устранения такого износа в изобретении предлагается усовершенствовать ротор турбинной установки путем размещения между каждой лопаткой 2 и задним фланцем 7 упругого ограничителя, предназначенного для обеспечения зазора между лопаткой 2 и задним фланцем 7, по меньшей мере, когда ротор не работает.
На фиг.5 и 6, которые аналогичны фиг.3 и 4, дополнительно изображен вышеупомянутый упругий ограничитель 8. Форма упругого ограничителя 8 позволяет обжимать нижнюю часть 24 лопаточной ножки, т.е. обхватить нижнюю часть и зафиксироваться на ней. С этой целью упругий ограничитель в идеальном варианте имеет U-образную форму, содержащую основание 81, которое упирается в нижнюю часть 24 лопатки 2, и две боковины 82, упирающиеся в боковую сторону 27 лопатки 2. Способность упругого ограничителя 8 обхватывать позволяет облегчить сборку ротора и турбинной установки 1, некоторые части которой труднодоступны.
Боковины 82 имеют по существу плоскую форму. Основание 81 также обладает фактически плоской формой и содержит переднюю сторону 81а и заднюю сторону 81b. Такие формы позволяют преимущественно ограничить габариты и массу упругого ограничителя 8, являющиеся основными нагрузками при эксплуатации в воздухе. Таким образом, данный упругий ограничитель 8 может устанавливаться на большинстве роторов без проведения соответствующих усовершенствований других соседних деталей.
В связи с возможностью радиального отклонения лопатки 2 упругий ограничитель 8 позволяет сохранять зазор между лопаточной ножкой 22 и нижним фланцем 7. Этот зазор не допускает возникновения трения, которое приводит к износу. Соответствующий зазор составляет 0,1-0,8 мм. При работе ротора, т.е. когда газы приводят во вращение турбинную установку 1, центробежные силы препятствуют радиальному отклонению лопаток 2 ротора, в результате чего трение между этими лопатками 2 и нижним фланцем 7 отсутствует. В этих условиях нет необходимости сохранять зазор между лопаточной ножкой 22 и задним фланцем 7. От этих условий может зависеть твердость упругого ограничителя.
Твердость упругого ограничителя должна также позволять ослаблять осевое отклонение, возникающее в результате оказываемого лопаткой 2 давления на задний фланец 7. Соответствующая твердость упругого ограничителя 8 составляет 40-80 единиц D твердости по Шору, предпочтительно 65-75 единиц. В частности, в качестве первого материала при изготовлении ограничителя может использоваться, например, эластомер полиуретана, обладающий твердостью по Шору D, равной 71-73 единицам, или смола PEEK®.
Для обеспечения лучшего соединения упругого ограничителя 8 с задним фланцем 7 задняя поверхность 81b может иметь второй материал, твердость которого ниже твердости первого материала и составляет, предпочтительно, 50-70 единиц А твердости по Шору, например эластомер силикона с твердостью, равной 60 единицам А твердости по Шору.
Согласно первому варианту осуществления изобретения упругий ограничитель 8 имеет плоскую заднюю поверхность 81b. Для обеспечения лучшего соединения упругого ограничителя 8 с задним фланцем 7 могут осуществляться структурные изменения, более детально представленные при описании второго и третьего вариантов осуществления изобретения.
Согласно второму варианту осуществления изобретения упругий ограничитель 8 может содержать, по меньшей мере, один штырь 83, предпочтительно три, которые изображены на фиг.7. Каждый штырь 83, действующий как зажим, выступает за пределы плоскости, определенной задней поверхностью 81b основания 81 и располагается в круглой выемке 84 на задней поверхности 81b основания 81.
Согласно третьему варианту осуществления изобретения упругий ограничитель 8, как это показано на фиг.8, может содержать, по меньшей мере, одно рифление на поверхности 85. Для обеспечения лучшего соединения упругого ограничителя 8 с задним фланцем 7 могут рассматриваться также и другие формы.
Изобретение применимо к роторам, содержащим лопатки больших размеров, как, например, лопатки вентилятора.

Claims (19)

1. Ротор турбинной установки, содержащий диск (4), в торце которого расположено множество пазов (41); множество съемных лопаток (2), при этом каждая лопатка (2) содержит лопаточную ножку (22), размещенную посредством выступа (23) в ее основании в одном из пазов (41); жестко соединенный с вышеупомянутым диском (4) задний фланец (7), отличающийся тем, что между нижней частью (24) каждой лопаточной ножки (22) и задним фланцем (7) содержится упругий ограничитель (8), предназначенный для обеспечения зазора между лопаточной ножкой (22) и задним фланцем (7), при этом упомянутая нижняя часть (24) является радиально внешней по отношению к выступу (23) упомянутой лопаточной ножки (22).
2. Ротор турбинной установки по п.1, отличающийся тем, что форма упругого ограничителя (8) позволяет осуществить обжатие нижней части (24) лопаточной ножки (22).
3. Ротор турбинной установки по п.1, отличающийся тем, что форма упругого ограничителя (8) позволяет осуществить обжатие заднего фланца (7).
4. Ротор турбинной установки по п.2, отличающийся тем, что упругий ограничитель (8) имеет U-образную форму, которая включает в себя основание (81), упирающееся в нижнюю часть (24) лопаточной ножки, и две боковины (82), упирающиеся в боковые стороны (27) лопаточной ножки (22).
5. Ротор турбинной установки по п.4, отличающийся тем, что каждая боковина (82) в форме буквы U представляет собой, по существу, плоскую поверхность.
6. Ротор турбинной установки по одному из пп.4 или 5, отличающийся тем, что основание (81) имеющего U-образную форму ограничителя представляет собой, по существу, плоскую поверхность и содержит переднюю (81а) и заднюю (81b) стороны.
7. Ротор турбинной установки по п.6, отличающийся тем, что основание (81) на своей задней стороне (81b) содержит, по меньшей мере, один штырь (83), служащий зажимом.
8. Ротор турбинной установки по п.7, отличающийся тем, что основание (81) на своей задней стороне (81b) содержит три штыря (83).
9. Ротор турбинной установки по п.7 или 8, отличающийся тем, что штырь (83) выступает за пределы плоскости, границы которой определены задней стороной (81b) основания (81).
10. Ротор турбинной установки по п.7 или 8, отличающийся тем, что штырь размещается в кольцевой уширенной части отверстия (84) на задней стороне (81b) основания (81).
11. Ротор турбинной установки по п.6, отличающийся тем, что твердость задней стороны (81b) основания (81) составляет 50-70 единиц А твердости по Шору.
12. Ротор турбинной установки по п.11, отличающийся тем, что твердость задней стороны (81b) основания (81) составляет 60 единиц А твердости по Шору.
13. Ротор турбинной установки по п.6, отличающийся тем, что задняя сторона (81b) основания (81) изготовлена из силиконового эластомера.
14. Ротор турбинной установки по п.1, отличающийся тем, что твердость упругого ограничителя (8) составляет 40-80 единиц D твердости по Шору.
15. Ротор турбинной установки по п.14, отличающийся тем, что твердость упругого ограничителя (8) составляет 65-75 единиц D твердости по Шору.
16. Ротор турбинной установки по п.15, отличающийся тем, что твердость упругого ограничителя (8) составляет 71-73 единицы D твердости по Шору.
17. Ротор турбинной установки по п.1, отличающийся тем, что упругий ограничитель (8) изготавливается из эластомера типа полиуретан.
18. Ротор турбинной установки по п.1, отличающийся тем, что лопатка (2) представляет собой лопатку вентилятора.
19. Турбинная установка (1), содержащая ротор по пп.1-18.
RU2007123370/06A 2006-06-29 2007-06-21 Ротор турбинной установки и турбинная установка, содержащая такой ротор RU2446287C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0605851 2006-06-29
FR0605851A FR2903154B1 (fr) 2006-06-29 2006-06-29 Rotor de turbomachine et turbomachine comportant un tel rotor

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2007123370A RU2007123370A (ru) 2008-12-27
RU2446287C2 true RU2446287C2 (ru) 2012-03-27

Family

ID=37831609

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2007123370/06A RU2446287C2 (ru) 2006-06-29 2007-06-21 Ротор турбинной установки и турбинная установка, содержащая такой ротор

Country Status (7)

Country Link
US (1) US8113785B2 (ru)
EP (1) EP1873401B1 (ru)
JP (1) JP5117127B2 (ru)
CN (1) CN101096914B (ru)
CA (1) CA2593193C (ru)
FR (1) FR2903154B1 (ru)
RU (1) RU2446287C2 (ru)

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2929660B1 (fr) 2008-04-07 2012-11-16 Snecma Dispositif anti-usure pour rotor de turbomachine, bouchon formant dispositif anti-usure et rotor de compresseur de moteur a turbine a gaz comportant un bouchon anti-usure
FR2948725B1 (fr) 2009-07-28 2012-10-05 Snecma Dispositif anti-usure d'un rotor de turbomachine
FR2955904B1 (fr) * 2010-02-04 2012-07-20 Snecma Soufflante de turbomachine
FR2959527B1 (fr) * 2010-04-28 2012-07-20 Snecma Piece anti-usure pour echasse d'aube de soufflante de turboreacteur
FR2968363B1 (fr) * 2010-12-03 2014-12-05 Snecma Rotor de turbomachine avec une cale anti-usure entre un disque et un anneau
RU2461717C1 (ru) * 2011-03-17 2012-09-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Устройство демпфирования колебаний широкохордных рабочих лопаток вентиляторов с большой конусностью втулки и вентилятор газотурбинного двигателя
US20130183157A1 (en) * 2012-01-17 2013-07-18 Venkatarama K. Seetharaman Method of surface treatment for dovetail in gas turbine engine fan blade
FR2986284B1 (fr) 2012-01-31 2014-03-28 Snecma Procede de reparation de marques d’usure.
RU2494365C1 (ru) * 2012-03-27 2013-09-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" Нагрузочное устройство для исследования торцевого демпфирования колебаний лопаток вентилятора газотурбинного двигателя на вибростенде
US9267386B2 (en) 2012-06-29 2016-02-23 United Technologies Corporation Fairing assembly
US10344601B2 (en) 2012-08-17 2019-07-09 United Technologies Corporation Contoured flowpath surface
FR3003294B1 (fr) * 2013-03-15 2018-03-30 Safran Aircraft Engines Soufflante de turbomoteur a flux multiple, et turbomoteur equipe d'une telle soufflante
FR3042825B1 (fr) 2015-10-27 2019-09-06 Safran Aircraft Engines Aube et disque de soufflante
FR3066780B1 (fr) 2017-05-24 2019-07-19 Safran Aircraft Engines Piece amovible anti-usure pour talon d'aube
CN110026594B (zh) * 2019-04-25 2020-05-22 沈阳透平机械股份有限公司 透平轴流膨胀机转子动叶片预警槽的加工方法
FR3108664A1 (fr) * 2020-03-31 2021-10-01 Safran Aircraft Engines Rotor de soufflante comprenant des aubes à centre de gravité en amont
CN112943685B (zh) * 2021-03-10 2022-09-13 哈电发电设备国家工程研究中心有限公司 一种拉杆式叶根连接结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4033705A (en) * 1976-04-26 1977-07-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Blade retainer assembly
US5259728A (en) * 1992-05-08 1993-11-09 General Electric Company Bladed disk assembly
US5501575A (en) * 1995-03-01 1996-03-26 United Technologies Corporation Fan blade attachment for gas turbine engine
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
EP1400698A1 (fr) * 2002-09-18 2004-03-24 Snecma Moteurs Maítrise de la position axiale d'une aube de soufflante
RU2238412C1 (ru) * 2003-04-28 2004-10-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Рабочее колесо турбины

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1513338A (en) * 1976-03-26 1978-06-07 Rolls Royce Rotor blade for a gas turbine engine
FR2393931A1 (fr) * 1977-06-08 1979-01-05 Snecma Dispositif de maintien des aubes d'un rotor
US4344740A (en) * 1979-09-28 1982-08-17 United Technologies Corporation Rotor assembly
US4767247A (en) * 1987-02-24 1988-08-30 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for preventing relative blade motion in steam turbine
US4872810A (en) * 1988-12-14 1989-10-10 United Technologies Corporation Turbine rotor retention system
US5282720A (en) * 1992-09-15 1994-02-01 General Electric Company Fan blade retainer
DE4441233A1 (de) * 1994-11-19 1996-05-23 Abb Management Ag Beschaufelter Rotor
US6863499B2 (en) * 2002-07-12 2005-03-08 Hunter Fan Company Quick connect blade iron system
US6755618B2 (en) * 2002-10-23 2004-06-29 General Electric Company Steam turbine closure bucket attachment
FR2850130B1 (fr) * 2003-01-16 2006-01-20 Snecma Moteurs Dispositif pour retenir un flasque annulaire contre une face radiale d'un disque
JP4370152B2 (ja) * 2003-12-02 2009-11-25 株式会社前田シェルサービス 雪道用再生ソリッドタイヤ及びその製造方法
JP2006110159A (ja) * 2004-10-15 2006-04-27 Cleaning Miwa:Kk シリコン樹脂を多目的・複合的に用いた靴

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4033705A (en) * 1976-04-26 1977-07-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Blade retainer assembly
US5259728A (en) * 1992-05-08 1993-11-09 General Electric Company Bladed disk assembly
US5501575A (en) * 1995-03-01 1996-03-26 United Technologies Corporation Fan blade attachment for gas turbine engine
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
EP1400698A1 (fr) * 2002-09-18 2004-03-24 Snecma Moteurs Maítrise de la position axiale d'une aube de soufflante
RU2238412C1 (ru) * 2003-04-28 2004-10-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Рабочее колесо турбины

Also Published As

Publication number Publication date
US8113785B2 (en) 2012-02-14
EP1873401A2 (fr) 2008-01-02
CN101096914A (zh) 2008-01-02
US20080003108A1 (en) 2008-01-03
RU2007123370A (ru) 2008-12-27
JP5117127B2 (ja) 2013-01-09
CA2593193C (fr) 2014-05-13
FR2903154A1 (fr) 2008-01-04
CA2593193A1 (fr) 2007-12-29
EP1873401B1 (fr) 2019-07-31
FR2903154B1 (fr) 2011-10-28
EP1873401A3 (fr) 2017-04-12
CN101096914B (zh) 2010-08-11
JP2008008297A (ja) 2008-01-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2446287C2 (ru) Ротор турбинной установки и турбинная установка, содержащая такой ротор
CN102245859B (zh) 具有相对于轮盘锁定叶片的轴向保持装置的涡轮机叶轮
RU2539924C2 (ru) Вибрационно-демпфирующая прокладка для лопасти вентилятора и вентилятор для турбореактивных авиационных двигателей
RU2614302C2 (ru) Стопорное кольцо лопаток статора осевой турбомашины и осевая турбомашина
US7972109B2 (en) Methods and apparatus for fabricating a fan assembly for use with turbine engines
US7481614B2 (en) Moving blade and gas turbine using the same
EP1741878B1 (en) Fluid flow machine
RU2525363C2 (ru) Колесо турбины и турбомашина, включающая в себя указанное колесо турбины
US8231352B2 (en) Vibration damper assembly
RU2580447C2 (ru) Система лопаток и соответствующая газовая турбина
RU2599221C2 (ru) Лопаточное колесо турбомашины
JP2007332963A (ja) 動翼振動ダンパシステム
US9709072B2 (en) Angular diffuser sector for a turbine engine compressor, with a vibration damper wedge
US20160108737A1 (en) Blade system, and corresponding method of manufacturing a blade system
US10465531B2 (en) Turbine blade tip shroud and mid-span snubber with compound contact angle
RU2477800C2 (ru) Колесо турбомашины
RU2582845C2 (ru) Износостойкая деталь ножки лопатки вентилятора турбореактивного двигателя
JP5722318B2 (ja) プロペラハブ
JP6869174B2 (ja) ファンロータ、アセンブリ、および飛行機ターボジェットエンジンまたはターボプロップエンジン
US8038403B2 (en) Turbomachine rotor wheel
US20110081236A1 (en) Static seal
EP3521564A1 (en) Turbine rotor blade assembly
JP2000130102A (ja) 回転機械翼端構造
CN112049686A (zh) 燃气轮机转子和燃气轮机
CN116357403A (zh) 用于发动机涡轮转子动平衡的第一装置和第二装置及转子

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner