RU2467176C2 - Устройство для охлаждения пазов диска ротора в турбомашине, имеющее два потока подаваемого воздуха - Google Patents
Устройство для охлаждения пазов диска ротора в турбомашине, имеющее два потока подаваемого воздуха Download PDFInfo
- Publication number
- RU2467176C2 RU2467176C2 RU2008126090/06A RU2008126090A RU2467176C2 RU 2467176 C2 RU2467176 C2 RU 2467176C2 RU 2008126090/06 A RU2008126090/06 A RU 2008126090/06A RU 2008126090 A RU2008126090 A RU 2008126090A RU 2467176 C2 RU2467176 C2 RU 2467176C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- grooves
- disc
- upstream
- radial surface
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
- F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
- F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/30—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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Изобретение относится к устройству для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины. Диск ротора содержит на своей периферии множество осевых пазов, кольцевой фланец, множество лопаток, удерживающее кольцо и множество отверстий для пропускания воздуха. Осевые пазы распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска. Кольцевой фланец проходит перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска. Каждая лопатка имеет хвостовик, установленный в соответствующем пазу в диске ротора. Удерживающее кольцо имеет конец, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, и кольцевой фланец, проходящий перед указанной радиальной поверхностью диска и размещенный вокруг фланца диска. Кольцевой фланец и фланец диска взаимодействуют так, что между ними остается кольцевое пространство, образующее полость для диффузии охлаждающего воздуха. Диффузионная полость открывается на ее расположенном ниже по потоку конце в нижнюю часть каждого из пазов диска, расположенных выше по потоку концов пазов. Множество отверстий для пропускания воздуха распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска и открываются в диффузионную полость у ее конца, расположенного выше по потоку. Конец удерживающего кольца, установленный у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, включает в себя множество отверстий, распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов в диске. Изобретение позволяет увеличить срок службы диска ротора турбомашины. 2 н. и 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Уровень техники
Настоящее изобретение относится к области дисков роторов турбомашин, которые выполнены на их перифериях с пазами, в которых установлены хвостовики лопаток. Более конкретно, изобретение относится к устройству, обеспечивающему эффективное охлаждение таких пазов.
Диски ротора турбомашины, такие как диски в различных ступенях турбины низкого давления, известным образом имеют на своей периферии множество по существу осевых пазов, в которые входят хвостовики движущихся лопаток турбины.
Когда турбомашина работает, проточная часть турбины низкого давления, в которой расположены лопатки, пропускает газ при высокой температуре. Следовательно, пазы в диске, в которые вставлены хвостовики лопаток, непосредственно подвергаются воздействию горячего газа, так что возникает необходимость в их охлаждении для избежания какого-либо повреждения дисков.
Известно, что с этой целью часть воздуха, который проходит снаружи проточной части турбины низкого давления, отбирают и направляют его по контуру охлаждения к пазам в дисках ротора. На практике каждый диск ротора имеет кольцевой фланец, который проходит перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска и вокруг которого установлено удерживающее кольцо. Фланец диска и удерживающее кольцо расположены таким образом, что между ними образуется кольцевое пространство, образующее полость для диффузии охлаждающего воздуха. В данную диффузионную полость охлаждающий воздух подается на ее расположенном выше по потоку конце посредством множества отверстий, которые распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска, и на ее расположенном ниже по потоку конце она открывается в нижнюю часть каждого из пазов в диске. Воздух, который проходит снаружи проточной части турбины, проникает в диффузионную полость контура охлаждения через отверстия, распространяется в указанной полости и затем вентилирует пазы в диске для охлаждения их.
Тем не менее данный тип контура охлаждения не обеспечивает достижения полностью равномерного охлаждения для всех пазов в диске ротора, что препятствует хорошей работе диска и, таким образом, оказывает отрицательное воздействие на срок службы диска. Можно легко понять, что при подобной конфигурации пазы, которые расположены непосредственно на одной линии с отверстиями для увеличения скорости вентиляционных струй, предусмотренными в контуре охлаждения, охлаждаются значительно лучше, чем пазы, которые смещены в угловом направлении дальше от них.
Цель и сущность изобретения
Задачей настоящего изобретения является устранение вышеупомянутых недостатков за счет того, что в соответствии с изобретением предложено устройство, которое обеспечивает улучшение охлаждения пазов в диске ротора для увеличения его срока службы.
Данная цель достигается посредством устройства для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины, содержащего:
диск ротора, содержащий:
на его периферии множество по существу осевых пазов, которые распределены с равными интервалами вокруг оси вращения диска; и
кольцевой фланец, проходящий перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска;
множество лопаток, каждая из которых имеет хвостовик, установленный в соответствующем пазу в диске ротора;
удерживающее кольцо, имеющее конец, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, и кольцевой фланец, который проходит перед указанной расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска и размещен вокруг фланца диска, при этом он взаимодействует с ним так, что между ними остается кольцевое пространство, образующее полость для диффузии охлаждающего воздуха, причем данная диффузионная полость открывается на ее расположенном ниже по потоку конце в нижнюю часть каждого из пазов диска, у расположенных выше по потоку концов пазов; и
множество отверстий для пропускания воздуха, распределенных с равными интервалами вокруг оси вращения диска и открывающихся в диффузионную полость у ее расположенного выше по потоку конца;
при этом конец удерживающего кольца, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, включает в себя множество отверстий, распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов в диске у расположенных выше по потоку концов пазов.
Таким образом, в паз в диске подается воздух, поступающий как из отверстий для пропускания воздуха, открывающихся в расположенный выше по потоку конец диффузионной полости, так и из пропускающих отверстий, открывающихся непосредственно в нижние части пазов. Такая двойная подача воздуха в пазы в диске обеспечивает получение охлаждения, которое является полностью равномерным для всех пазов в диске, что способствует увеличению срока службы диска.
При предпочтительном расположении конец удерживающего кольца, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска, дополнительно включает в себя множество зубцов, выступающих радиально наружу, каждый из которых выполнен с возможностью взаимодействия в осевом направлении с соответствующим зубцом хвостовика лопатки. Наличие данных зубцов обеспечивает удержание лопаток в осевом направлении. Кроме того, воздух также подается в пазы в диски через их расположенные выше по потоку концы за счет того, что он проходит между двумя соседними зубцами. Таким образом, усиливается охлаждение пазов в диске.
В соответствии с изобретением также предложена турбомашина, включающая в себя, по меньшей мере, одно устройство для охлаждения пазов диска ротора и подобное описанному выше.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут очевидны из нижеследующего описания, приведенного со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые показывают вариант осуществления, не имеющий ограничительного характера, на которых:
фиг.1 представляет собой частичный продольный разрез турбины низкого давления турбомашины, которая снабжена устройством, образующим вариант осуществления изобретения;
фиг.2 представляет собой выполненное по линии II-II сечения по фиг.1; и
фиг.3А и 3В представляют собой виды сзади устройства по фиг.1, показывающие, как оно установлено на место.
Подробное описание варианта осуществления
Фиг.1 представляет собой частичный продольный разрез турбины низкого давления авиационной турбомашины, снабженной устройством, образующим вариант осуществления изобретения.
Естественно, настоящее изобретение применимо к любому другому узлу турбомашины (авиационной или наземной), который имеет диск ротора с пазами, в которых хвостовики лопаток установлены в осевом направлении.
Фиг.1 показывает более точно первую ступень и вторую ступень турбины низкого давления. Первая ступень содержит рабочее колесо, образованное из множества лопаток 2 ротора, установленных в осевом направлении на диске 4 ротора. Вторая ступень содержит сопло, образованное из множества лопаток 6 статора, и рабочее колесо, размещенное позади сопла и образованное множеством лопаток 2' ротора, установленных в осевом направлении на диске 4' ротора.
Диски 4 и 4' роторов первой и второй ступеней турбины сцентрированы относительно продольной оси X-X турбомашины и прикреплены друг к другу посредством болтовых соединений 8, которые распределены с равными интервалами вокруг оси X-X.
Каждый диск 4, 4' включает в себя на своей периферии множество по существу осевых пазов 10, 10', которые открыты по направлению к наружной стороне диска и которые распределены с равными интервалами вокруг оси вращения дисков (данная ось вращения совпадает с продольной осью X-X турбомашины). Каждый паз выполнен с возможностью приема в осевом направлении соответствующего хвостовика 12, 12' (например, с елочными пазами) лопатки 2, 2' ротора (например, посредством сопряжения).
Каждый диск 4, 4' также включает в себя кольцевой фланец 14, 14', который проходит в осевом направлении перед радиальной, расположенной выше по потоку поверхностью 16, 16' диска. Фланец 14, 14' образован из по существу осевой кольцевой части 14а, 14'а, которую продолжает по существу радиальная кольцевая часть 14b, 14'b (называемая ниже расположенным выше по потоку концом фланца диска).
Диск 4 первой ступени турбины также имеет кольцевой фланец 18, проходящий в осевом направлении за расположенной ниже по потоку, радиальной поверхностью 20 диска. Данный фланец 18 используется для крепления диска 4 к диску 4' второй ступени посредством болтовых соединений 8, как описано выше.
Удерживающее кольцо 22, 22' установлено у радиальной, расположенной выше по потоку поверхности 16, 16' каждого диска 4, 4'. Более конкретно, каждое удерживающее кольцо 22, 22' содержит расположенный выше по потоку конец 23, 23', который является по существу радиальным и установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности 16, 16' диска, и кольцевой фланец 24, 24', который проходит в осевом направлении выше по потоку и расположен вокруг соответствующего фланца 14, 14' диска.
Кроме того, фланец 24, 24' удерживающего кольца образован из кольцевой части 24а, 24'а, которая является по существу осевой и которую продолжает расположенный ниже по потоку конец 23, 23' и расположенная выше по потоку кольцевая часть 24с, 24'с, которая является по существу радиальной (называемая ниже расположенным выше по потоку концом фланца кольца).
Удерживающее кольцо 22 первой ступени турбины прикреплено к фланцу 14 диска 4 посредством болтовых соединений 26, обеспечивающих зажим вместе их соответствующих расположенных выше по потоку концов 24b, 14b. Удерживающее кольцо 22' второй ступени прикреплено к фланцу 14' диска 4' посредством болтовых соединений 8, предназначенных для скрепления вместе дисков 4, 4'.
Для удобства описание относится только к контуру, предназначенному для охлаждения пазов 10 в диске 4 первой ступени турбины. Естественно, контур, предназначенный для охлаждения пазов 10' в диске 4' второй ступени турбины, полностью аналогичен контуру охлаждения первой турбины.
Фланец 24 удерживающего кольца 22 размещен вокруг фланца 14 диска таким образом, что он взаимодействует с фланцем 14 с образованием кольцевого пространства 28, образующего полость для диффузии охлаждающего воздуха. Данная диффузионная полость 28 образована по существу между осевыми частями 24а, 14а соответствующих фланцев 24, 14 удерживающего кольца и диска.
Расположенный ниже по потоку конец диффузионной полости 28 открывается в нижнюю часть каждого из пазов 10 в диске 4 у расположенных выше по потоку концов данных пазов. На своем расположенном выше по потоку конце диффузионная полость закрыта посредством затягивания вместе болтовых соединений 26 между расположенными выше по потоку концами 24b, 14b соответствующих фланцев 24, 14 удерживающего кольца и диска.
Кроме того, подача воздуха в диффузионную полость 28 осуществляется посредством множества пропускающих воздух отверстий 30, которые распределены с равными интервалами вокруг продольной оси X-X и которые открываются в расположенный выше по потоку конец диффузионной полости.
В варианте осуществления, показанном на фиг.2, данные пропускающие воздух отверстия 30 образованы посредством механической обработки расположенного выше по потоку конца 14b фланца 14 диска 4 в по существу радиальном направлении. Само собой разумеется, данные отверстия с равным успехом могут быть получены посредством механической обработки расположенного выше по потоку конца 24b фланца 24 удерживающего кольца 22.
Кроме того, количество пропускающих воздух отверстий 30 на диске в целом может варьироваться. Таким образом, в примере по фиг.2 угловой шаг (расстояние в угловом направлении) между двумя соседними пропускающими воздух отверстиями 30 соответствует приблизительно восьми пазам в диске. Таким образом, каждое отверстие 30 обеспечивает подачу охлаждающего воздуха для приблизительно семи пазов.
В соответствии с изобретением расположенный ниже по потоку конец 23 удерживающего кольца 22, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности 16 диска 4, содержит множество отверстий 32, распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов 10 диска, у расположенных выше по потоку концов данных пазов.
Более конкретно, расположенный ниже по потоку конец 23 удерживающего кольца 22 имеет столько отверстий 32, сколько имеется пазов 10 на периферии диска. Данные отверстия совмещены в осевом направлении с нижними частями пазов.
Таким образом, в каждый паз 10 в диске охлаждающий воздух подается посредством двух разных источников: во-первых, за счет воздуха, поступающего из диффузионной полости 28, и, во-вторых, за счет воздуха, поступающего через отверстия 32, образованные на расположенном ниже по потоку конце 23 удерживающего кольца. Таким образом, может быть обеспечено равномерное охлаждение пазов в диске на всем диске.
В соответствии с предпочтительным отличительным признаком изобретения расположенный ниже по потоку конец 23 удерживающего кольца 22, который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности 16 диска, дополнительно содержит множество зубцов 34, которые выступают радиально наружу.
Как показано на фиг.3А и 3В, каждый из данных зубцов 34 выполнен с возможностью взаимодействия в осевом направлении с соответствующим зубцом (или заостренным выступом) 36 хвостовика 12 лопатки 2 ротора турбины. Кроме того, между зубцами 34 удерживающего кольца образовано множество выемок 38, которые выполнены с такими размерами, которые обеспечивают прохождение зубцов 36 хвостовиков лопаток между ними.
Таким образом, наличие зубцов 34 на удерживающем кольце 22 служит для удержания лопаток в осевом направлении. Кроме того, воздух также подается в пазы 10 в диске через их расположенные выше по потоку концы за счет того, что он проходит между двумя соседними зубцами 34, то есть через выемки 38. Таким образом, усиливается охлаждение пазов в диске.
Фиг.3А и 3В показывают, как удерживающее кольцо 22 установлено у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности диска. На фиг.3А видно, что кольцо приближают к данной расположенной выше по потоку, радиальной поверхности при одновременном выравнивании выемок 38 расположенного ниже по потоку конца 23 диска в осевом направлении относительно зубцов 36 хвостовиков лопаток. Затем удерживающее кольцо поворачивают вокруг продольной оси турбомашины до тех пор, пока его зубцы 34 не войдут в осевом направлении в контакт с соответствующими зубцами 36 хвостовиков лопаток, как показано на фиг.3В, в результате чего обеспечивается удержание лопаток в осевом направлении в пазах диска. Затем болтовые соединения 26 между расположенными выше по потоку концами соответствующих фланцев удерживающего кольца и диска затягивают для гарантирования того, что удерживающее кольцо будет надежно закреплено и будет предотвращен его поворот.
Claims (3)
1. Устройство для охлаждения пазов в диске ротора турбомашины, содержащее:
диск (4) ротора, содержащий:
на его периферии множество по существу осевых пазов (10), которые распределены с равными интервалами вокруг оси (Х-Х) вращения диска; и кольцевой фланец (14), проходящий перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью (16) диска;
множество лопаток (2), каждая из которых имеет хвостовик (12), установленный в соответствующем пазу в диске ротора;
удерживающее кольцо (22), имеющее конец (23), который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности (16) диска, и кольцевой фланец (24), который проходит перед указанной расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска и размещен вокруг фланца (14) диска, при этом он взаимодействует с ним так, что между ними остается кольцевое пространство (28), образующее диффузионную полость охлаждающего воздуха, причем диффузионная полость открывается на ее расположенном ниже по потоку конце в нижнюю часть каждого из пазов диска, у расположенных выше по потоку концов пазов; и множество отверстий (30) для пропускания воздуха, распределенных с равными интервалами вокруг оси вращения диска и открывающихся в диффузионную полость у ее расположенного выше по потоку конца;
отличающееся тем, что конец (23) удерживающего кольца (22), который установлен у расположенной выше по потоку радиальной поверхности (16) диска (4), включает в себя множество отверстий (32), распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов (10) в диске у расположенных выше по потоку концов пазов.
диск (4) ротора, содержащий:
на его периферии множество по существу осевых пазов (10), которые распределены с равными интервалами вокруг оси (Х-Х) вращения диска; и кольцевой фланец (14), проходящий перед расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью (16) диска;
множество лопаток (2), каждая из которых имеет хвостовик (12), установленный в соответствующем пазу в диске ротора;
удерживающее кольцо (22), имеющее конец (23), который установлен у расположенной выше по потоку, радиальной поверхности (16) диска, и кольцевой фланец (24), который проходит перед указанной расположенной выше по потоку, радиальной поверхностью диска и размещен вокруг фланца (14) диска, при этом он взаимодействует с ним так, что между ними остается кольцевое пространство (28), образующее диффузионную полость охлаждающего воздуха, причем диффузионная полость открывается на ее расположенном ниже по потоку конце в нижнюю часть каждого из пазов диска, у расположенных выше по потоку концов пазов; и множество отверстий (30) для пропускания воздуха, распределенных с равными интервалами вокруг оси вращения диска и открывающихся в диффузионную полость у ее расположенного выше по потоку конца;
отличающееся тем, что конец (23) удерживающего кольца (22), который установлен у расположенной выше по потоку радиальной поверхности (16) диска (4), включает в себя множество отверстий (32), распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в осевом направлении в нижнюю часть каждого из пазов (10) в диске у расположенных выше по потоку концов пазов.
2. Устройство по п.1, в котором конец (23) удерживающего кольца (22), который установлен у расположенной выше по потоку радиальной поверхности (16) диска (4), дополнительно включает в себя множество зубцов (34), проходящих радиально наружу, каждый из которых выполнен с возможностью взаимодействия в осевом направлении с соответствующим зубцом (36) хвостовика (12) лопатки для удержания лопаток в осевом направлении.
3. Турбомашина, отличающаяся тем, что она включает в себя, по меньшей мере, одно устройство для охлаждения пазов в диске ротора по п.1 или 2.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0756066 | 2007-06-27 | ||
| FR0756066A FR2918104B1 (fr) | 2007-06-27 | 2007-06-27 | Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine a double alimentation en air. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008126090A RU2008126090A (ru) | 2010-01-10 |
| RU2467176C2 true RU2467176C2 (ru) | 2012-11-20 |
Family
ID=39226667
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008126090/06A RU2467176C2 (ru) | 2007-06-27 | 2008-06-26 | Устройство для охлаждения пазов диска ротора в турбомашине, имеющее два потока подаваемого воздуха |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8087879B2 (ru) |
| EP (1) | EP2009235B1 (ru) |
| JP (1) | JP5015075B2 (ru) |
| CN (1) | CN101333938B (ru) |
| CA (1) | CA2635637C (ru) |
| DE (1) | DE602008000944D1 (ru) |
| FR (1) | FR2918104B1 (ru) |
| RU (1) | RU2467176C2 (ru) |
Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4961984B2 (ja) * | 2006-12-07 | 2012-06-27 | ソニー株式会社 | 画像表示システム、表示装置、表示方法 |
| FR2923525B1 (fr) * | 2007-11-13 | 2009-12-18 | Snecma | Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine |
| FR2953555B1 (fr) * | 2009-12-07 | 2012-04-06 | Snecma | Ensemble d'un jonc de retenue et d'un flasque de maintien dudit jonc |
| US8382432B2 (en) | 2010-03-08 | 2013-02-26 | General Electric Company | Cooled turbine rim seal |
| FR2961250B1 (fr) * | 2010-06-14 | 2012-07-20 | Snecma | Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine a l'aval du cone d'entrainement |
| US8591180B2 (en) * | 2010-10-12 | 2013-11-26 | General Electric Company | Steam turbine nozzle assembly having flush apertures |
| FR2966867B1 (fr) | 2010-10-28 | 2015-05-29 | Snecma | Ensemble de disques de rotor pour une turbomachine |
| US9133855B2 (en) * | 2010-11-15 | 2015-09-15 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor for a turbo machine |
| FR2967453B1 (fr) | 2010-11-17 | 2012-12-21 | Snecma | Disque de retention d'aubes |
| EP3092372B1 (en) | 2014-01-08 | 2019-06-19 | United Technologies Corporation | Clamping seal for jet engine mid-turbine frame |
| FR3029960B1 (fr) * | 2014-12-11 | 2021-06-04 | Snecma | Roue a aubes avec joint radial pour une turbine de turbomachine |
| CN106801646A (zh) * | 2017-03-23 | 2017-06-06 | 重庆大学 | 一种新型燃气轮机及提高燃气透平进口温度的方法 |
| FR3111657B1 (fr) * | 2020-06-18 | 2022-06-03 | Safran Aircraft Engines | Rotor de turbine de turbomachine muni d’un circuit de refroidissement. |
| US11674395B2 (en) | 2020-09-17 | 2023-06-13 | General Electric Company | Turbomachine rotor disk with internal bore cavity |
| CN112377267B (zh) * | 2020-11-30 | 2024-02-20 | 中国电子科技集团公司第十六研究所 | 一种自冷却高速冲压空气涡轮发电机 |
| CN114215610B (zh) * | 2021-12-01 | 2023-06-27 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 一种燃气轮机透平动叶轴向定位结构和安装拆解方法 |
| FR3140649A1 (fr) | 2022-10-07 | 2024-04-12 | Safran Aircraft Engines | Disque pour une turbine de turbomachine d’aeronef |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5388962A (en) * | 1993-10-15 | 1995-02-14 | General Electric Company | Turbine rotor disk post cooling system |
| US5622475A (en) * | 1994-08-30 | 1997-04-22 | General Electric Company | Double rabbet rotor blade retention assembly |
| EP1088963A2 (en) * | 1999-09-30 | 2001-04-04 | General Electric Company | Method and apparatus for purging turbine wheel cavities |
| RU2002115064A (ru) * | 2001-06-07 | 2003-12-20 | Снекма Мотёр | Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой |
| EP1571294A1 (fr) * | 2004-03-03 | 2005-09-07 | Snecma Moteurs | Flasque-crochet annulaire pour un disque de rotor |
Family Cites Families (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2951340A (en) * | 1956-01-03 | 1960-09-06 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine with control mechanism for turbine cooling air |
| BE792286A (fr) * | 1971-12-06 | 1973-03-30 | Gen Electric | Dispositif de retenue d'aubes sans boulon pour un rotor de turbomachin |
| FR2732405B1 (fr) * | 1982-03-23 | 1997-05-30 | Snecma | Dispositif pour refroidir le rotor d'une turbine a gaz |
| FR2663997B1 (fr) * | 1990-06-27 | 1993-12-24 | Snecma | Dispositif de fixation d'une couronne de revolution sur un disque de turbomachine. |
| US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
| US5402636A (en) * | 1993-12-06 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines |
| US5478207A (en) * | 1994-09-19 | 1995-12-26 | General Electric Company | Stable blade vibration damper for gas turbine engine |
| FR2825748B1 (fr) * | 2001-06-07 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Agencement de rotor de turbomachine a deux disques aubages separes par une entretoise |
| US6749400B2 (en) * | 2002-08-29 | 2004-06-15 | General Electric Company | Gas turbine engine disk rim with axially cutback and circumferentially skewed cooling air slots |
-
2007
- 2007-06-27 FR FR0756066A patent/FR2918104B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-06-20 US US12/143,284 patent/US8087879B2/en active Active
- 2008-06-24 EP EP08158877A patent/EP2009235B1/fr active Active
- 2008-06-24 DE DE602008000944T patent/DE602008000944D1/de active Active
- 2008-06-26 CA CA2635637A patent/CA2635637C/fr active Active
- 2008-06-26 JP JP2008166893A patent/JP5015075B2/ja active Active
- 2008-06-26 RU RU2008126090/06A patent/RU2467176C2/ru active
- 2008-06-27 CN CN2008101275364A patent/CN101333938B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5388962A (en) * | 1993-10-15 | 1995-02-14 | General Electric Company | Turbine rotor disk post cooling system |
| US5622475A (en) * | 1994-08-30 | 1997-04-22 | General Electric Company | Double rabbet rotor blade retention assembly |
| EP1088963A2 (en) * | 1999-09-30 | 2001-04-04 | General Electric Company | Method and apparatus for purging turbine wheel cavities |
| RU2002115064A (ru) * | 2001-06-07 | 2003-12-20 | Снекма Мотёр | Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой |
| EP1571294A1 (fr) * | 2004-03-03 | 2005-09-07 | Snecma Moteurs | Flasque-crochet annulaire pour un disque de rotor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2635637C (fr) | 2014-10-21 |
| CA2635637A1 (fr) | 2008-12-27 |
| JP5015075B2 (ja) | 2012-08-29 |
| EP2009235A1 (fr) | 2008-12-31 |
| EP2009235B1 (fr) | 2010-04-07 |
| US8087879B2 (en) | 2012-01-03 |
| CN101333938A (zh) | 2008-12-31 |
| FR2918104A1 (fr) | 2009-01-02 |
| FR2918104B1 (fr) | 2009-10-09 |
| RU2008126090A (ru) | 2010-01-10 |
| CN101333938B (zh) | 2013-06-19 |
| JP2009008084A (ja) | 2009-01-15 |
| DE602008000944D1 (de) | 2010-05-20 |
| US20090004023A1 (en) | 2009-01-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2467176C2 (ru) | Устройство для охлаждения пазов диска ротора в турбомашине, имеющее два потока подаваемого воздуха | |
| US20200362726A1 (en) | Vented tangential on-board injector for a gas turbine engine | |
| JP5514306B2 (ja) | 高圧圧縮機の出力側でサンプリングされた冷却空気流の流量を調節するための改良された手段を含むタービンエンジン | |
| CA2688099C (en) | Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus | |
| US8092152B2 (en) | Device for cooling slots of a turbomachine rotor disk | |
| US8087249B2 (en) | Turbine cooling air from a centrifugal compressor | |
| US8157506B2 (en) | Device for supplying ventilation air to the low pressure blades of a gas turbine engine | |
| US10619490B2 (en) | Turbine rotor blade arrangement for a gas turbine and method for the provision of sealing air in a turbine rotor blade arrangement | |
| CN109209519B (zh) | 柔性波纹管密封件和涡轮组件 | |
| JP2006342796A (ja) | ガスタービンエンジンのシールアッセンブリ、ロータアッセンブリおよびロータアッセンブリ用ブレード | |
| JP2006342797A (ja) | ガスタービンエンジンのシールアッセンブリ、ロータアッセンブリ、ロータアッセンブリ用ブレードおよび段間キャビティシール | |
| EP3012405B1 (en) | Gas turbine engine with coolant flow redirection component | |
| CN108138655B (zh) | 燃气轮机转子、燃气轮机以及燃气轮机设备 | |
| US20120134780A1 (en) | Axial flow gas turbine | |
| CN108138656B (zh) | 压缩机转子、具备该压缩机转子的燃气轮机转子、以及燃气轮机 | |
| JP3977780B2 (ja) | ガスタービン | |
| JP2011137455A (ja) | 内部反動蒸気タービン冷却方式 | |
| CN110431286B (zh) | 用于涡轮机的尖端平衡狭缝 | |
| RU2567524C2 (ru) | Система и способ для отбора рабочей текучей среды от внутреннего объема турбомашины и турбомашина, содержащая такую систему | |
| US10113432B2 (en) | Rotor shaft with cooling bore inlets | |
| US11441432B2 (en) | Turbine blade and method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |