RU2448258C2 - Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку - Google Patents

Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку Download PDF

Info

Publication number
RU2448258C2
RU2448258C2 RU2006146791/06A RU2006146791A RU2448258C2 RU 2448258 C2 RU2448258 C2 RU 2448258C2 RU 2006146791/06 A RU2006146791/06 A RU 2006146791/06A RU 2006146791 A RU2006146791 A RU 2006146791A RU 2448258 C2 RU2448258 C2 RU 2448258C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
radial
pressure side
casing
edge
radial inner
Prior art date
Application number
RU2006146791/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2006146791A (ru
Inventor
Рональд Ральф КАЙРО (US)
Рональд Ральф КАЙРО
Original Assignee
Дженерал Электрик Компани
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 Дженерал Электрик Компани filed Critical Дженерал Электрик Компани
Publication of RU2006146791A publication Critical patent/RU2006146791A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2448258C2 publication Critical patent/RU2448258C2/ru

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
    • 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
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2300/20—Oxide or non-oxide ceramics
    • F05D2300/21—Oxide ceramics
    • 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
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • 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
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Сборка турбинной лопатки содержит кожухи сторон низкого и высокого давления, имеющие переднюю кромку, заднюю кромку и выпуклую или вогнутую поверхность между ними, образующую радиальные внешнюю и внутреннюю кромки, а также радиальные внутреннюю и внешнюю платформы. Каждый кожух включает внешний и внутренний фланцы, проходящие от внешней и внутренней кромки соответственно. Радиальная внутренняя платформа содержит множество продольных пазов для размещения радиальных внутренних фланцев кожухов сторон низкого и высокого давления. Радиальная внешняя платформа содержит множество продольных пазов для размещения радиальных внешних фланцев кожухов сторон низкого и высокого давления. Еще одно изобретение относится к газотурбинному статору, содержащему сборку лопатки и радиальные внутреннюю и внешнюю платформы. Сборка лопатки включает лопатку, радиальные внешнюю и внутреннюю торцевые заглушки и зажимной элемент между ними. Лопатка проходит радиально между заглушками и содержит кожухи сторон высокого и низкого давления. Зажимной элемент поддерживает кожухи сторон высокого и низкого давления в фиксированной ориентации относительно друг друга, а также внешней и внутренней торцевых заглушек. Радиальная внутренняя платформа содержит продольно ориентированный паз для размещения радиальной внутренней торцевой заглушки, а радиальная внешняя платформа содержит продольно ориентированный паз для размещения радиальной внешней торцевой заглушки. Изобретения позволяют упростить изготовление лопатки из керамических композиционных материалов. 2. н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

Настоящее изобретение относится, в целом, к газотурбинным двигателям и более точно, к сборке турбинной лопатки указанного двигателя и его статору.
По меньшей мере несколько известных газотурбинных двигателей сжигают топливовоздушную смесь в сборке камеры сгорания и производят поток рабочего газа, который подводится к турбинной сборке через тракт горячего газа. Сжатый воздух подводится к сборке камеры сгорания посредством компрессорной сборки. Сборки камер сгорания типично включают в себя сборки топливных лопаток, которые способствуют доставке топлива и воздуха в зону сгорания сборки камеры сгорания. Турбинная сборка преобразует тепловую энергию потока рабочего газа в механическую энергию, которая вращает вал турбинной сборки. Продукт турбинной сборки может быть использован в силовой машине, например электрогенераторе или насосе.
Известна сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя, содержащая кожух стороны низкого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и выпуклую поверхность между ними, и кожух стороны высокого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и вогнутую поверхность между ними, при этом передняя кромка кожуха стороны низкого давления и передняя кромка кожуха стороны высокого давления поддерживаются относительно близко друг к другу (см. патент США 5584652, 1996).
Известен газотурбинный статор, содержащий сборку лопатки, содержащую лопатку и заглушку, при этом лопатка проходит радиально от заглушки и содержит кожух стороны высокого давления и отдельный кожух стороны низкого давления (см. патент США 5584652,1996).
Известные сборки лопаток включают в себя множество деталей, изготовленных из различных материалов, которые сложны для производства. Одним из таких материалов является ламинированный керамический матричный композит. Типично ламинированный керамический матричный композит имеет различные толщины ламинирования. Подходящая толщина ламината обеспечивает эффективную работу сборки топливной лопатки. Помимо этого ламинированный керамический матричный композит имеет ограниченную возможность достижения относительно небольшого радиуса изгиба без растрескивания. Более того, присоединение наклонной части аэродинамической поверхности лопатки к лопаточной платформе является сложной процедурой. Керамическая матричная композитная лопатка также может быть сложной для проверки после установки лопатки.
Многие известные сборки турбинных лопаток включают в себя разнообразие деталей, изготовленных в соединении с платформами газотурбинного двигателя. Лопатка из ламинированного керамического матричного композита может быть сложной для структурного крепления к платформам газотурбинного двигателя, если используются нецелые платформы. Межслойные напряжения при растяжении в закраинах существуют при переходе лопатки в платформы, если используются цельные платформы. Более того, ламинированный керамический матричный композит делает трудным контроль резонансных частот. Важно минимизировать межслойные напряжения посредством поддержания плоскостной нагрузки, где только возможно.
КРАТКАЯ СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Согласно изобретению создана сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя, содержащая кожух стороны низкого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и выпуклую поверхность между ними, кожух стороны высокого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и вогнутую поверхность между ними, при этом каждая из выпуклой и вогнутой поверхностей образует радиальную внешнюю кромку и радиальную внутреннюю кромку, радиальную внешнюю торцевую заглушку для соединения с радиальными внешними кромками кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления, радиальную внутреннюю торцевую заглушку для соединения с радиальными внутренними кромками кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления и зажимной элемент, расположенный между внешней торцевой заглушкой и внутренней торцевой заглушкой и предназначенный для поддержания кожуха стороны высокого давления и кожуха стороны низкого давления в, по существу, фиксированной ориентации относительно друг друга и относительно внешней торцевой заглушки и внутренней торцевой заглушки, причем передняя кромка кожуха стороны низкого давления и передняя кромка кожуха стороны высокого давления поддерживаются относительно близко друг к другу.
По меньшей мере один из кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления может быть выполнен из керамического матричного композита.
Радиальная внутренняя торцевая заглушка может быть предназначена для соединения с продольно ориентированным пазом статора турбины, и радиальная внешняя торцевая заглушка предназначена для соединения с другим продольно ориентированным пазом статора турбины.
Передние и задние кромки кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления могут содержать соответствующую сопряженную поверхность для образования извилистой траектории между ними, включающей, по меньшей мере, один из следующих элементов: перекрытие, выступ, паз, шевронная форма и уплотнительный элемент.
Сборка может дополнительно содержать радиальную внешнюю платформу, содержащую продольно ориентированный паз для приема радиальной внешней торцевой заглушки, и радиальную внутреннюю платформу, содержащую продольно ориентированный паз для приема радиальной внутренней торцевой заглушки, при этом передняя и задняя кромки кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления содержат соответствующую сопряженную поверхность для образования извилистой траектории между ними, включающей, по меньшей мере, один из элементов: перекрытие, выступ и паз, шевронная форма и уплотнительный элемент.
В другом варианте выполнения изобретения сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя содержит кожух стороны низкого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и выпуклую поверхность между ними, образующую радиальную внешнюю кромку и радиальную внутреннюю кромку, и включающий радиальный внешний фланец, проходящий от радиальной внешней кромки, и радиальный внутренний фланец, проходящий от радиальной внутренней кромки, кожух стороны высокого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и вогнутую поверхность между ними, образующую радиальную внешнюю кромку и радиальную внутреннюю кромку, и включающий радиальный внешний фланец, проходящий от радиальной внешней кромки, и радиальный внутренний фланец, проходящий от радиальной внутренней кромки, радиальную внутреннюю платформу, содержащую множество продольно ориентированных пазов для приема радиальных внутренних фланцев кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления, и радиальную внешнюю платформу, содержащую множество продольно ориентированных пазов для приема радиальных внешних фланцев кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления.
Согласно изобретению создан газотурбинный статор, содержащий сборку лопатки, содержащую лопатку, радиальную внешнюю торцевую заглушку, радиальную внутреннюю торцевую заглушку, зажимной элемент, расположенный между радиальной внешней торцевой заглушкой и радиальной внутренней торцевой заглушкой, при этом лопатка проходит радиально между указанными заглушками и содержит кожух стороны высокого давления и отдельный кожух стороны низкого давления, зажимной элемент предназначен для поддержания кожуха стороны высокого давления и кожуха стороны низкого давления в, по существу, фиксированной ориентации относительно друг друга и относительно внешней торцевой заглушки и внутренней торцевой заглушки, и платформу для приема сборки лопатки.
Кожух стороны высокого давления может содержать переднюю кромку, заднюю кромку и вогнутую поверхность между ними, кожух стороны низкого давления может содержать переднюю кромку, заднюю кромку и выпуклую поверхность между ними, при этом передняя кромка кожуха стороны низкого давления и передняя кромка кожуха стороны высокого давления поддерживаются относительно близко друг к другу, и, по меньшей мере, один из кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления выполнен из керамического матричного композита.
Далее изобретение более подробно описано со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых изображено следующее:
фиг.1 - схематичный вид типичного газотурбинного двигателя;
фиг.2 - поперечное сечение типичной газотурбинной сборки с трехступенчатой форсункой, которая может использоваться с газотурбинным двигателем по фиг.1;
фиг.3 - схематический вид сборки керамической матричной композитной турбинной лопатки, которая может быть использована с газотурбинным двигателем по фиг.1;
фиг.4 - схематический вид альтернативного варианта осуществления сборки керамической матричной композитной турбинной лопатки, которая может быть использована с газотурбинным двигателем по фиг.1.
На фиг.1 показан типичный газотурбинный двигатель 100, включающий в себя компрессор 102 и камеру 104 сгорания. Камера 104 сгорания включает в себя зону 105 сгорания и сборку 106 топливных форсунок. Двигатель 100 также включает в себя турбину 108 и общий для компрессора и турбины вал 110 (иногда упоминаемый как ротор 110). В одном из вариантов осуществления двигателем 100 является двигатель MS7001FB, иногда указываемый как двигатель 9FB, серийно выпускаемый компанией General Electric, Гринвиль, Южная Каролина. Настоящее изобретение не ограничено любым одним конкретным двигателем и может быть внедрено в связи с другими двигателями, включая, например, MS7001FA (7FA) и MS9001FA (9FA) модели двигателей компании General Electric.
В действии воздушные потоки через компрессор 102 и сжатый воздух подаются в камеру 104 сгорания. Конкретно сжатый воздух подается в сборку 106 топливных форсунок, которая является составной частью камеры 104 сгорания. Сборка 106 сообщена с зоной 105 сгорания. Сборка 106 топливных форсунок также сообщена с источником топлива (не показан на фиг.1) и каналами топлива и воздуха в зоне 105 сгорания. Камера 104 сгорания воспламеняет и сжигает топливо. Камера 104 сгорания связана с турбиной 108, для которой тепловая энергия газового потока преобразуется в энергию механического вращения. Турбина 108 связана с возможностью вращения и приводит в движение ротор 110. Компрессор 102 также связан с возможностью вращения с валом 110. В типичном варианте осуществления используются множество камер 104 сгорания и сборок 106 топливных форсунок. В последующем описании, если не указано иначе, будет рассмотрен только один из каждого компонента.
Показанная на фиг.2 турбинная сборка 108 с трехступенчатой форсункой может использоваться с газотурбинным двигателем 100 по фиг.1. Турбинная сборка 108 включает в себя сборку 112 лопатки. Сборка 112 лопатки удерживается в турбинной сборке 108 радиальной внешней платформой 114 и радиальной внутренней платформой 116.
Показанная на фиг.3 сборка 112 турбинной лопатки может быть использована с газотурбинным двигателем 100 по фиг.1. Сборка 112 турбинных лопаток включает в себя кожух 118 стороны низкого давления и кожух 120 стороны высокого давления. В типичном варианте осуществления кожух 118 стороны низкого давления и кожух 120 стороны высокого давления изготовлены из керамического матричного композита. Керамический матричный композит способствует уплотнению лопатки. Кожух 118 стороны низкого давления включает в себя переднюю кромку 122 и заднюю кромку 123. Кожух 120 стороны высокого давления включает в себя переднюю кромку 124 и заднюю кромку 125. Кожух 118 стороны низкого давления включает в себя выпуклую поверхность, и кожух 120 стороны высокого давления включает в себя вогнутую поверхность. Вогнутая и выпуклая поверхности - эргономичные контуры, которые ориентируют или переориентируют поток газообразных продуктов сгорания через лопатку.
Передняя кромка 122 и передняя кромка 124 установлены в относительно тесной близости. Передняя кромка 122 и передняя кромка 124 могут перекрываться, смыкаться или отходить на очень маленькое расстояние между ними. Передняя кромка 122 и передняя кромка 124 содержат сопряженную поверхность, сформированную для формирования извилистой траектории. Эта траектория может быть сформирована, используя, например, но не ограничиваясь, перекрытие, выступ и паз, шевронную форму или уплотнительный элемент.
Задняя кромка 123 и задняя кромка 125 также установлены относительно близко друг к другу. Задняя кромка 123 и задняя кромка 125 могут перекрываться, смыкаться или отходить на очень маленькое расстояние между ними. Задняя кромка 123 и задняя кромка 125 содержат сопряженную поверхность, образованную извилистую траекторию. Эта траектория может быть сформирована, используя, например, но не ограничиваясь, перекрытие, выступ и паз, шевронную форму или уплотнительный элемент.
Кожух 118 стороны низкого давления включает в себя радиальную внешнюю кромку 126 и радиальную внутреннюю кромку 127. Кожух 120 стороны высокого давления включает в себя радиальную внешнюю кромку 128 и радиальную внутреннюю кромку 129. Кожух 120 стороны высокого давления входит в контакт с контурным углублением 130 во внешней торцевой заглушке 132 и во внутренней торцевой заглушке 134, так же как кожух 118 стороны низкого давления входит в контакт с контурным углублением 130 во внешней торцевой заглушке 132 и во внутренней торцевой заглушке 134. Радиальная внешняя кромка 126 совмещена с углублением 130 во внешней торцевой заглушке 132. Радиальная внешняя кромка 128 совмещена с углублением 130 во внешней торцевой заглушке 132. Радиальная внутренняя кромка 127 совмещена с углублением 130 во внутренней торцевой заглушке 134. Радиальная внутренняя кромка 129 совмещена с углублением 130 во внутренней торцевой заглушке 134.
Зажимной элемент 136 установлен радиально между внешней торцевой заглушкой 132 и внутренней торцевой заглушкой 134. Зажимной элемент 136 способствует удержанию кожуха 120 стороны высокого давления и кожуха 118 стороны низкого давления в прочно фиксированном положении друг относительно друга. В дополнение зажимной элемент 136 несет конструктивную нагрузку на сборку 112 лопатки, чтобы способствовать задействованию кожуха 120 стороны высокого давления и кожуха 118 стороны низкого давления, обеспечивающих аэродинамические контуры. В типичном варианте осуществления радиальная внешняя торцевая заглушка 132 включает в себя крепежную деталь 133. Крепежная деталь 133 соединена резьбой с зажимным элементом 136. Соединение внешней торцевой заглушки 132 и внутренней торцевой заглушки 134 с зажимным элементом 136 удерживает кожух 118 стороны низкого давления, кожух 120 стороны высокого давления, зажимной элемент 136, внешнюю торцевую заглушку 132 и внутреннюю торцевую заглушку 134 в фиксированной ориентации по отношению друг к другу. В альтернативном варианте осуществления зажимной элемент 136 содержит смещенный элемент, например элемент с запоминанием формы, металлический лонжерон и/или пружину. Зажимной элемент 136 может использовать охлаждающий воздух для содействия снижению нагрева зажимного элемента 136 и/или лопатки. Зажимной элемент 136 может включать в себя одну или более перемычек 137, проходящих в продольном направлении от зажимного элемента 136. Перемычка 137 и ее заданное положение способствует снижению вибрации лопатки, что касается специфических критических форм резонансного режима.
Сборка 112 турбинной лопатки включает в себя радиальную внешнюю платформу 114 и радиальную внутреннюю платформу 116. Радиальная внутренняя платформа 116 имеет множество продольно ориентированных пазов 139, расположенных на одной окружности вокруг платформы 116. Радиальная внешняя платформа 114 имеет множество продольно ориентированных пазов 138, расположенных на одной окружности вокруг платформы 114. Паз 138 сконфигурирован для приема радиальной внешней торцевой заглушки 132. Паз 139 сконфигурирован для приема радиальной внутренней торцевой заглушки 134.
На фиг.4 показан альтернативный вариант осуществления сборки 112 турбинной лопатки, которая может быть использована с газотурбинным двигателем 100, показанным на фиг.1. Сборка 112 турбинной лопатки включает в себя кожух 140 стороны низкого давления и кожух 142 стороны высокого давления. В типичном варианте осуществления кожух 140 стороны низкого давления и кожух 142 стороны высокого давления изготовлены из керамического матричного композита. Керамический матричный композит способствует устранению разрывов уплотнения. Кожух 140 стороны низкого давления включает в себя переднюю кромку 160 и заднюю кромку 162. Кожух 142 стороны высокого давления включает в себя переднюю кромку 164 и заднюю кромку 166. Кожух 140 стороны низкого давления включает в себя выпуклую поверхность, и кожух 142 стороны высокого давления включает в себя вогнутую поверхность. Вогнутая поверхность и выпуклая поверхность - эргономичные контуры, которые ориентируют или переориентируют поток через лопатку.
Передняя кромка 160 и передняя кромка 164 расположены в относительно тесной близости. Передняя кромка 160 и передняя кромка 164 могут перекрываться, смыкаться или отходить на очень маленькое расстояние между ними. Передняя кромка 160 и передняя кромка 164 содержат сопряженную поверхность, образующую извилистую траекторию. Эта траектория может быть сформирована, используя, например, но не ограничиваясь, перекрытие, выступ и паз, шевронную форму или уплотнительный элемент.
Задняя кромка 162 и задняя кромка 166 также установлены в относительно тесной близости. Задняя кромка 162 и задняя кромка 166 могут перекрываться, смыкаться или отходить на очень маленькое расстояние между ними. Задняя кромка 162 и задняя кромка 166 содержат сопряженную поверхность, образующую извилистую траекторию. Скрученная траектория может быть сформирована, используя, например, но не ограничиваясь, перекрытие, выступ и паз, шевронную форму или уплотнительный элемент.
Кожух 142 стороны высокого давления включает в себя радиальный внешний фланец 144, проходящий от радиальной внешней кромки 146 вогнутой поверхности, и кожух 142 стороны высокого давления также включает в себя радиальный внутренний фланец 143, проходящий от радиальной внутренней кромки 148 вогнутой поверхности. Кожух 140 стороны низкого давления включает в себя фланец 150, проходящий от радиальной внешней кромки 147 выпуклой поверхности, и кожух 140 стороны низкого давления также включает в себя фланец 151, проходящий от радиальной внутренней кромки 14 9 выпуклой поверхности.
Сборка 112 турбинной лопатки содержит кожух 142 стороны высокого давления и кожух 140 стороны низкого давления. Радиальная внутренняя платформа 174 имеет множество продольно ориентированных пазов 170, расположенных на одной окружности вокруг платформы 174. Радиальная внешняя платформа 176 имеет множество продольно ориентированных пазов 172, расположенных на одной окружности вокруг платформы 176. Паз 172 сконфигурирован для приема радиального внешнего фланца 150 и радиального внешнего фланца 144. Паз 170 сконфигурирован для приема радиального внутреннего фланца 151 и радиального внутреннего фланца 143.
Хотя изобретение было описано исходя из различных отдельных вариантов осуществления, специалисты в данной области техники будут осознавать, что изобретение может быть осуществлено на практике с модификацией в пределах сущности и объема формулы изобретения.

Claims (3)

1. Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя, содержащая кожух стороны низкого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и выпуклую поверхность между ними, образующую радиальную внешнюю кромку и радиальную внутреннюю кромку, и включающий радиальный внешний фланец, проходящий от радиальной внешней кромки, и радиальный внутренний фланец, проходящий от радиальной внутренней кромки, кожух стороны высокого давления, имеющий переднюю кромку, заднюю кромку и вогнутую поверхность между ними, образующую радиальную внешнюю кромку и радиальную внутреннюю кромку, и включающий радиальный внешний фланец, проходящий от радиальной внешней кромки, и радиальный внутренний фланец, проходящий от радиальной внутренней кромки, радиальную внутреннюю платформу, содержащую множество продольно ориентированных пазов для размещения радиальных внутренних фланцев кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления, и радиальную внешнюю платформу, содержащую множество продольно ориентированных пазов для размещения радиальных внешних фланцев кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления.
2. Газотурбинный статор, содержащий сборку лопатки, содержащую лопатку, радиальную внешнюю торцевую заглушку, радиальную внутреннюю торцевую заглушку, зажимной элемент, расположенный между радиальной внешней торцевой заглушкой и радиальной внутренней торцевой заглушкой, при этом лопатка проходит радиально между указанными заглушками и содержит кожух стороны высокого давления и отдельный кожух стороны низкого давления, зажимной элемент предназначен для поддержания кожуха стороны высокого давления и кожуха стороны низкого давления в, по существу, фиксированной ориентации относительно друг друга и относительно внешней торцевой заглушки и внутренней торцевой заглушки, и платформу для размещения сборки лопатки, содержащую радиальную внутреннюю платформу, содержащую продольно ориентированный паз для размещения радиальной внутренней торцевой заглушки, и радиальную внешнюю платформу, содержащую продольно ориентированный паз для размещения радиальной внешней торцевой заглушки.
3. Газотурбинный статор по п.2, в котором кожух стороны высокого давления содержит переднюю кромку, заднюю кромку и вогнутую поверхность между ними, кожух стороны низкого давления содержит переднюю кромку, заднюю кромку и выпуклую поверхность между ними, при этом передняя кромка кожуха стороны низкого давления и передняя кромка кожуха стороны высокого давления поддерживаются относительно близко друг к другу, и, по меньшей мере, один из кожуха стороны низкого давления и кожуха стороны высокого давления выполнен из керамического матричного композита.
RU2006146791/06A 2006-01-03 2006-12-26 Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку RU2448258C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/325,077 US7648336B2 (en) 2006-01-03 2006-01-03 Apparatus and method for assembling a gas turbine stator
US11/325,077 2006-01-03

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2006146791A RU2006146791A (ru) 2008-07-10
RU2448258C2 true RU2448258C2 (ru) 2012-04-20

Family

ID=37671213

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2006146791/06A RU2448258C2 (ru) 2006-01-03 2006-12-26 Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку

Country Status (5)

Country Link
US (1) US7648336B2 (ru)
EP (1) EP1803901B1 (ru)
JP (1) JP5437561B2 (ru)
CN (1) CN101008325B (ru)
RU (1) RU2448258C2 (ru)

Families Citing this family (49)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7997860B2 (en) * 2006-01-13 2011-08-16 General Electric Company Welded nozzle assembly for a steam turbine and related assembly fixtures
GB0719786D0 (en) * 2007-10-11 2007-11-21 Rolls Royce Plc A vane and a vane assembly for a gas turbine engine
FR2923529B1 (fr) * 2007-11-09 2014-05-16 Snecma Raccordement de bras radiaux a une virole circulaire par imbrication de pieces rapportees
US8133019B2 (en) * 2009-01-21 2012-03-13 General Electric Company Discrete load fins for individual stator vanes
US8371810B2 (en) * 2009-03-26 2013-02-12 General Electric Company Duct member based nozzle for turbine
US9080448B2 (en) * 2009-12-29 2015-07-14 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine vanes
US9284887B2 (en) 2009-12-31 2016-03-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and frame
US8511981B2 (en) * 2010-07-19 2013-08-20 Cameron International Corporation Diffuser having detachable vanes with positive lock
US8790067B2 (en) 2011-04-27 2014-07-29 United Technologies Corporation Blade clearance control using high-CTE and low-CTE ring members
US9334743B2 (en) * 2011-05-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil for a gas turbine engine
US8864492B2 (en) 2011-06-23 2014-10-21 United Technologies Corporation Reverse flow combustor duct attachment
US8739547B2 (en) 2011-06-23 2014-06-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine joint having a metallic member, a CMC member, and a ceramic key
US8690530B2 (en) * 2011-06-27 2014-04-08 General Electric Company System and method for supporting a nozzle assembly
US9039364B2 (en) * 2011-06-29 2015-05-26 United Technologies Corporation Integrated case and stator
US8511975B2 (en) 2011-07-05 2013-08-20 United Technologies Corporation Gas turbine shroud arrangement
US9335051B2 (en) 2011-07-13 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly
US8920127B2 (en) 2011-07-18 2014-12-30 United Technologies Corporation Turbine rotor non-metallic blade attachment
US9103214B2 (en) 2011-08-23 2015-08-11 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite vane structure with overwrap for a gas turbine engine
US9726043B2 (en) 2011-12-15 2017-08-08 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
CN103184896B (zh) * 2011-12-27 2015-12-16 中航商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮导向叶片
CA2806401A1 (en) * 2012-02-22 2013-08-22 General Electric Company Low-ductility turbine shroud
JP5891079B2 (ja) * 2012-03-14 2016-03-22 中国電力株式会社 ガイドベーンおよびガイドベーン製法
JP5996657B2 (ja) * 2012-08-29 2016-09-21 川崎重工業株式会社 ガスタービン装置
FR2995344B1 (fr) * 2012-09-10 2014-09-26 Snecma Procede de fabrication d'un carter d'echappement en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et carter d'echappement ainsi obtenu
EP2959113B1 (en) 2013-02-23 2018-10-31 Rolls-Royce Corporation Edge seal for gas turbine engine ceramic matrix composite component
WO2014137468A1 (en) 2013-03-07 2014-09-12 Rolls-Royce Canada, Ltd. Gas turbine engine comprising an outboard insertion system of vanes and corresponding assembling method
US10751958B2 (en) * 2013-05-14 2020-08-25 General Electric Company Composite woven outlet guide vane with optional hollow airfoil
WO2014186099A1 (en) 2013-05-17 2014-11-20 General Electric Company Cmc shroud support system of a gas turbine
FR3008448B1 (fr) * 2013-07-15 2018-01-05 Safran Aircraft Engines Dispositif de depose pour aubes
WO2015088869A1 (en) 2013-12-12 2015-06-18 General Electric Company Cmc shroud support system
WO2015091289A2 (en) * 2013-12-20 2015-06-25 Alstom Technology Ltd Rotor blade or guide vane assembly
CA2951425C (en) 2014-06-12 2019-12-24 General Electric Company Shroud hanger assembly
EP3155231B1 (en) 2014-06-12 2019-07-03 General Electric Company Shroud hanger assembly
EP3155230B1 (en) 2014-06-12 2022-06-01 General Electric Company Multi-piece shroud hanger assembly
US10094239B2 (en) * 2014-10-31 2018-10-09 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Vane assembly for a gas turbine engine
US10196910B2 (en) 2015-01-30 2019-02-05 Rolls-Royce Corporation Turbine vane with load shield
US10060272B2 (en) 2015-01-30 2018-08-28 Rolls-Royce Corporation Turbine vane with load shield
US9874104B2 (en) 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
US10358939B2 (en) 2015-03-11 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine vane with heat shield
FR3057295B1 (fr) * 2016-10-12 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une plate-forme et une pale assemblees
US10458260B2 (en) * 2017-05-24 2019-10-29 General Electric Company Nozzle airfoil decoupled from and attached outside of flow path boundary
US10724380B2 (en) * 2017-08-07 2020-07-28 General Electric Company CMC blade with internal support
FR3080145B1 (fr) * 2018-04-17 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche
US10808560B2 (en) * 2018-06-20 2020-10-20 Rolls-Royce Corporation Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components
US20210025282A1 (en) * 2019-07-26 2021-01-28 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite vane set with platform linkage
FR3108667B1 (fr) * 2020-03-27 2022-08-12 Safran Ceram Aube de stator de turbine en matériau composite à matrice céramique
WO2023234946A1 (en) * 2022-06-03 2023-12-07 General Electric Company Stator vane assembly with an attachment assembly
US11952917B2 (en) * 2022-08-05 2024-04-09 Rtx Corporation Vane multiplet with conjoined singlet vanes
US11802487B1 (en) * 2022-08-15 2023-10-31 Rtx Corporation Gas turbine engine stator vane formed of ceramic matrix composites and having attachment flanges

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR57426E (fr) * 1946-01-11 1953-01-28 Perfectionnements aux turbines à gaz
US3857649A (en) * 1973-08-09 1974-12-31 Westinghouse Electric Corp Inlet vane structure for turbines
US4396349A (en) * 1981-03-16 1983-08-02 Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Turbine blade, more particularly turbine nozzle vane, for gas turbine engines
US5584652A (en) * 1995-01-06 1996-12-17 Solar Turbines Incorporated Ceramic turbine nozzle
RU2131977C1 (ru) * 1997-05-06 1999-06-20 Тихоплав Виталий Юрьевич Оболочковая лопатка "флокс" турбомашины

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3756020A (en) * 1972-06-26 1973-09-04 Curtiss Wright Corp Gas turbine engine and cooling system therefor
USB563412I5 (ru) * 1975-03-28 1976-02-24
US4376004A (en) * 1979-01-16 1983-03-08 Westinghouse Electric Corp. Method of manufacturing a transpiration cooled ceramic blade for a gas turbine
US4519745A (en) * 1980-09-19 1985-05-28 Rockwell International Corporation Rotor blade and stator vane using ceramic shell
GB2115883B (en) * 1982-02-26 1986-04-30 Gen Electric Turbomachine airfoil mounting assembly
JPS58148201A (ja) * 1982-02-26 1983-09-03 Toshiba Corp ガスタ−ビン冷却部品
US4594761A (en) * 1984-02-13 1986-06-17 General Electric Company Method of fabricating hollow composite airfoils
JPS63223302A (ja) * 1987-03-13 1988-09-16 Hitachi Ltd ガスタ−ビン用セラミツク静翼
US4790721A (en) * 1988-04-25 1988-12-13 Rockwell International Corporation Blade assembly
JP2895265B2 (ja) * 1990-08-15 1999-05-24 東京電力株式会社 ガスタービンの静翼
US5358379A (en) * 1993-10-27 1994-10-25 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane
JPH08109802A (ja) * 1994-10-12 1996-04-30 Hitachi Ltd タービン用セラミック静翼
JPH08165902A (ja) * 1994-10-12 1996-06-25 Hitachi Ltd セラミック静翼
US5873699A (en) * 1996-06-27 1999-02-23 United Technologies Corporation Discontinuously reinforced aluminum gas turbine guide vane
JPH10339107A (ja) * 1997-06-04 1998-12-22 Hashida Giken Kogyo Kk 蒸気タービン用中空ノズル翼の製造法
US6013592A (en) * 1998-03-27 2000-01-11 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature insulation for ceramic matrix composites
JP4060981B2 (ja) * 1998-04-08 2008-03-12 本田技研工業株式会社 ガスタービンの静翼構造体及びそのユニット
US6164903A (en) * 1998-12-22 2000-12-26 United Technologies Corporation Turbine vane mounting arrangement
US6200092B1 (en) * 1999-09-24 2001-03-13 General Electric Company Ceramic turbine nozzle
US6451416B1 (en) * 1999-11-19 2002-09-17 United Technologies Corporation Hybrid monolithic ceramic and ceramic matrix composite airfoil and method for making the same
US6514046B1 (en) * 2000-09-29 2003-02-04 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic composite vane with metallic substructure
JP3978766B2 (ja) * 2001-11-12 2007-09-19 株式会社Ｉｈｉ バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法
US6648597B1 (en) * 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
US6709230B2 (en) * 2002-05-31 2004-03-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite gas turbine vane
US7093359B2 (en) * 2002-09-17 2006-08-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by CMC-on-insulation process
US6969239B2 (en) * 2002-09-30 2005-11-29 General Electric Company Apparatus and method for damping vibrations between a compressor stator vane and a casing of a gas turbine engine
US6830437B2 (en) * 2002-12-13 2004-12-14 General Electric Company Assembly containing a composite article and assembly method therefor
US6860714B1 (en) * 2002-12-30 2005-03-01 General Electric Company Gas turbine having alloy castings with craze-free cooling passages
JP4423660B2 (ja) * 2003-10-15 2010-03-03 株式会社Ｉｈｉ 分割構造タービン翼
US7189064B2 (en) * 2004-05-14 2007-03-13 General Electric Company Friction stir welded hollow airfoils and method therefor
US7258530B2 (en) * 2005-01-21 2007-08-21 Siemens Power Generation, Inc. CMC component and method of fabrication

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR57426E (fr) * 1946-01-11 1953-01-28 Perfectionnements aux turbines à gaz
US3857649A (en) * 1973-08-09 1974-12-31 Westinghouse Electric Corp Inlet vane structure for turbines
US4396349A (en) * 1981-03-16 1983-08-02 Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Turbine blade, more particularly turbine nozzle vane, for gas turbine engines
US5584652A (en) * 1995-01-06 1996-12-17 Solar Turbines Incorporated Ceramic turbine nozzle
RU2131977C1 (ru) * 1997-05-06 1999-06-20 Тихоплав Виталий Юрьевич Оболочковая лопатка "флокс" турбомашины

Also Published As

Publication number Publication date
RU2006146791A (ru) 2008-07-10
JP5437561B2 (ja) 2014-03-12
CN101008325B (zh) 2012-06-13
JP2007182881A (ja) 2007-07-19
US7648336B2 (en) 2010-01-19
CN101008325A (zh) 2007-08-01
EP1803901B1 (en) 2018-07-04
EP1803901A3 (en) 2012-12-05
US20070154307A1 (en) 2007-07-05
EP1803901A2 (en) 2007-07-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2448258C2 (ru) Сборка турбинной лопатки для газотурбинного двигателя и газотурбинный статор, включающий данную сборку
US8033790B2 (en) Multiple piece turbine engine airfoil with a structural spar
US7641446B2 (en) Turbine blade
US8251652B2 (en) Gas turbine vane platform element
US8864458B2 (en) Fixed vane assembly for a turbine engine having a reduced weight, and turbine engine comprising at least one such fixed vane assembly
US8944774B2 (en) Gas turbine nozzle with a flow fence
US9062554B2 (en) Gas turbine nozzle with a flow groove
KR102077358B1 (ko) 이중회로 모듈식 인젝션 튜브
US20130011265A1 (en) Chevron platform turbine vane
US9353629B2 (en) Turbine blade apparatus
US20140003958A1 (en) Fairing assembly
CN105697069A (zh) 旋转燃气涡轮叶片和具有这种叶片的燃气涡轮
US8257035B2 (en) Turbine vane for a gas turbine engine
US9157370B2 (en) Burner assembly
US8539774B2 (en) Fuel injector mounting system
US9470098B2 (en) Axial compressor and method for controlling stage-to-stage leakage therein
JP4677203B2 (ja) ガスタービンエンジンのロータ組立体を設計するための方法及び装置
JP6367525B2 (ja) 湾曲装着形状のブレードセグメントを有するシステム
US9745920B2 (en) Gas turbine nozzles with embossments in airfoil cavities
EP2647800B1 (en) Transition nozzle combustion system
US11242771B2 (en) Gas turbine rotor having structure for adjusting axial clearance, and gas turbine having same
KR20230007221A (ko) 터빈 노즐 및 이를 포함하는 가스 터빈
US7597542B2 (en) Methods and apparatus for controlling contact within stator assemblies
US10400615B2 (en) Retaining ring groove submerged into disc bore or hub
WO2018063353A1 (en) Turbine blade and squealer tip

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201227