RU2474700C2 - Ступица в сборе выпускного картера, выпускной картер, турбина и турбомашина - Google Patents
Ступица в сборе выпускного картера, выпускной картер, турбина и турбомашина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2474700C2 RU2474700C2 RU2008124155/06A RU2008124155A RU2474700C2 RU 2474700 C2 RU2474700 C2 RU 2474700C2 RU 2008124155/06 A RU2008124155/06 A RU 2008124155/06A RU 2008124155 A RU2008124155 A RU 2008124155A RU 2474700 C2 RU2474700 C2 RU 2474700C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- hub
- cheek
- cuff
- tangent
- radial direction
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/30—Exhaust heads, chambers, or the like
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
- F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
Abstract
Изобретение относится к ступице в сборе, входящей в состав задней опоры турбины низкого давления. Ступица в сборе выпускного картера содержит ступицу, переднюю и заднюю щеки и множество манжет. Передняя и задняя щеки расположены по одну и другую сторону от ступицы. Манжеты расположены на ступице и образуют угол, заключенный между касательной к ступице и радиальным направлением для ступицы. По меньшей мере, одно ребро жесткости сформировано на основании каждой манжеты в месте под критической зоной напряжений в манжете. Другим объектом настоящего изобретения является выпускной картер, в состав которого входят ступица в сборе, описанная выше, а также множество манжет, кольцо, окружающее ступицу, рычаги. Рычаги образуют угол между касательной к ступице и радиальным направлением для ступицы в пределах от 10° до 80°, предпочтительно от 15° до 75°. При этом рычаги приварены между кольцом и каждой манжетой. Также объектами изобретения являются турбина и турбомашина, содержащие описанный выше выпускной картер. Изобретение позволяет повысить срок службы задних стоек турбины. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Область техники
Настоящее изобретение касается ступицы в сборе выпускного картера, содержащей собственно ступицу, переднюю и заднюю щеки, расположенные по одну и другую сторону от указанной ступицы, причем каждая щека заканчивается фланцем, а также множество расположенных на ступице манжет, образующих угол между касательной и радиальным направлением по отношению к ступице.
Предшествующий уровень техники
Авиационные турбореактивные двигатели содержат выпускной картер, расположенный за турбиной низкого давления. Выпускной картер предназначен для подвешивания двигателя под крылом, а также для прокладки ограничительных труб и для компенсации усилий, возникающих при потере лопатки.
Выпускной картер часто изготовляется с применением механических и сварочных операций и состоит из ступицы, содержащей манжеты, расположенные практически в радиальном направлении по отношению к указанной ступице, и рычагов, приваренных к манжетам. Специальные детали приварены к концам указанных рычагов таким образом, что образуют в совокупности наружное кольцо. В заявке US 2005/026847 представлен выпускной картер подобного типа.
Известные конструкции задних стоек турбины имеют, однако, ограниченный срок службы по причине концентрации напряжений в манжетах ступицы. Указанные напряжения могут достигать 75 Hbar, в связи с чем срок службы задней опоры турбины низкого давления ограничивается 6000-10000 циклами. Чтобы избежать необходимости менять задние опоры турбины низкого давления по истечении указанных периодов времени, практикуется проведение соответствующих инспекционных проверок. Проведение таких инспекционных проверок обходится воздушным компаниям достаточно дорого, так как это связано с необходимостью проведения работ под крылом самолета и вызванной этим обстоятельством необходимостью снятия его с рейсов на время выполнения проверок.
Краткое изложение сущности изобретения
Согласно настоящему изобретению предлагается применить ступицу задней опоры турбины низкого давления, а также и саму заднюю опору турбины низкого давления таких конструкций, которые позволят устранить указанные недостатки и, в частности, повысить срок службы задних стоек турбины.
Поставленная задача согласно изобретению решена путем применения, по меньшей мере, одного ребра жесткости, установленного в основании каждой из манжет в месте, расположенном под критической зоной возникновения напряжений в соответствующей манжете, причем указанное ребро жесткости присоединено к задней щеке своим задним концом, а к передней щеке - своим передним концом.
В одном из вариантов реализации изобретения ступица задней опоры турбины низкого давления содержит лишь одно ребро жесткости. В другом варианте реализации изобретения ступица содержит переднее ребро жесткости, присоединенное к передней щеке, и заднее ребро жесткости, присоединенное к задней щеке.
Согласно другому варианту реализации изобретения ступица в сборе, входящая в состав задней опоры турбины низкого давления, выполнена таким образом, что длина манжет ступицы может варьироваться, благодаря чему последние могут доходить до самой большой передней или задней щеки, а сама ступица в сборе приобретает возможность непосредственно соединяться с кольцом, причем все это без использования дополнительного рычага.
Изобретение касается также задней опоры турбины низкого давления, содержащей ступицу в сборе, содержащую, в свою очередь, множество манжет, образующих угол между касательной и радиальным направлением по отношению к указанной ступице, причем величина этого угла находится в диапазоне от 10° до 80°, а предпочтительно в диапазоне от 15° до 75°. Задняя опора турбины низкого давления содержит также кольцо, окружающее ступицу, и рычаги, приваренные между кольцом и каждой манжетой ступицы. Конструкция ступицы соответствует рассматриваемому изобретению.
Изобретение касается также турбины, которая содержит заднюю опору турбины низкого давления, соответствующую настоящему изобретению.
И, наконец, настоящее изобретение касается турбомашины, которая содержит заднюю опору турбины низкого давления, конструкция которой соответствует настоящему изобретению.
Краткое описание чертежей
Другие характеристики или преимущества настоящего изобретения станут хорошо понятными после ознакомления с описанием, приведенным ниже в качестве одного из возможных примеров, не носящего какого-либо ограничительного характера, проиллюстрированным прилагаемыми чертежами, на которых:
Фиг.1 изображает общий вид задней опоры турбины низкого давления, согласно изобретению;
Фиг.2 и 3 - вид сверху и вид сбоку на ступицу задней опоры турбины низкого давления, согласно изобретению;
Фиг.4 - вид спереди на конструкцию, соответствующую одному из вариантов реализации изобретения.
Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения
На фиг.1 показана задняя опора 2 турбины низкого давления, согласно изобретению. Задняя опора 2 турбины низкого давления содержит ступицу 4. Ступица 4 содержит центральную часть 6, по обе стороны от которой расположены передняя 8 и задняя щеки 10, заканчивающиеся фланцами 12. Манжеты 14 установлены в центральной части ступицы 6. В представленном примере реализации изобретения количество указанных манжет равно шестнадцати. Ступица 4 выполнена из чугуна. Рычаг 16 приварен к концу каждой из манжет 14. В рассматриваемом примере реализации изобретения имеется шестнадцать рычагов. Кольцеобразные элементы 18 в количестве, равном числу рычагов, приварены к концам рычагов 16, чтобы обеспечивалась возможность образования кольцеобразной детали, дополняющей собой заднюю опору турбины низкого давления.
На фиг.2 и 3 представлены, соответственно, вид сверху и вид сбоку на ребро 20 жесткости, расположенное в центральной части задней опоры турбины низкого давления. Ребро 20 жесткости проходит по передней щеке 8 и переходит на заднюю щеку 10. Оно присоединено к передней щеке 8 и к задней щеке 10 посредством галтелей 22. Точно таким же способом посредством галтелей 24 оно соединено и с рычагами 16. Учитывая высоту указанного ребра жесткости, оно располагается практически под точкой действия максимального напряжения 26. Как показали проведенные расчеты, использование такого ребра жесткости позволяет очень хорошо распределить возникающие напряжения. Величина максимального напряжения составляет 26 Hbar, что позволяет рассчитывать всю конструкцию на такой срок службы, который превысит 50000 циклов, а эта цифра превышает величину, с которой приходится сталкиваться в настоящее время.
На фиг.4 представлен вид спереди на двойное ребро жесткости, входящее в состав задней опоры турбины низкого давления, соответствующей настоящему изобретению.
Переднее ребро 30 жесткости присоединено к передней щеке 8 с радиусом сопряжения 32. Заднее ребро 34 жесткости присоединено к задней щеке 10 с радиусом сопряжения 36. Точно так же переднее ребро 30 жесткости присоединено к манжете 14 с радиусом сопряжения 38, тогда как заднее ребро 34 жесткости подсоединено к манжете 14 с радиусом сопряжения 40. В соответствии с высотой ребер 30 и 34 жесткости последние располагаются под зоной 26 критических напряжений, действующих в манжете 14.
Как показали проведенные замеры, применение указанных двух ребер жесткости также позволяет обеспечить очень хорошее распределение напряжений. Величина максимального напряжения составляет 31,5 Hbar, что позволяет рассчитывать на такой срок службы всей конструкции, который превысит 36 000 циклов, а эта цифра превышает величину, с которой приходится сталкиваться в настоящее время.
Claims (9)
1. Ступица в сборе выпускного картера, содержащая ступицу (6), переднюю (8) и заднюю (10) щеки, расположенные по одну и другую сторону от ступицы (6), и множество манжет (14), расположенных на ступице (6), образующих угол, заключенный между касательной к ступице и радиальным направлением для ступицы, отличающаяся тем, что, по меньшей мере, одно ребро (20, 30, 34) жесткости сформировано на основании каждой манжеты (14) в месте под критической зоной (26) напряжений в манжете (14).
2. Ступица в сборе по п.1, отличающаяся тем, что содержит одно ребро (20) жесткости, которое присоединено к передней щеке (8) передним концом и к задней щеке (10) задним концом.
3. Ступица в сборе по п.1, отличающаяся тем, что содержит два ребра жесткости, причем переднее ребро (30) жесткости присоединено к передней щеке (8), а заднее ребро (34) жесткости присоединено к задней щеке (10).
4. Ступица в сборе по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что длина манжет изменяется таким образом, чтобы выходить на один уровень с передней или задней щекой, в зависимости от того, которая из двух больше, на длине, обеспечивающей непосредственное соединение ступицы в сборе с кольцом без использования дополнительного рычага.
5. Ступица в сборе по любому из пп.1-3, отличающаяся тем, что каждая манжета (14), расположенная на ступице (6), образует угол, заключенный между касательной к ступице и радиальным направлением для ступицы, в пределах от 10° до 80°, предпочтительно от 15° до 75°.
6. Ступица в сборе по п.4, отличающаяся тем, что каждая манжета (14), расположенная на ступице (6), образует угол, заключенный между касательной к ступице и радиальным направлением для ступицы, в пределах от 10° до 80°, предпочтительно от 15° до 75°.
7. Выпускной картер, в состав которого входят ступица (4) в сборе, содержащая множество манжет (14), и кольцо (18), окружающее ступицу (4), а также рычаги (16), образующие угол между касательной к ступице и радиальным направлением для
ступицы в пределах от 10° до 80°, предпочтительно от 15° до 75°, при этом рычаги (16) приварены между кольцом (18) и каждой манжетой (14), отличающийся тем, что ступица (4) выполнена по одному из пп.1-6.
ступицы в пределах от 10° до 80°, предпочтительно от 15° до 75°, при этом рычаги (16) приварены между кольцом (18) и каждой манжетой (14), отличающийся тем, что ступица (4) выполнена по одному из пп.1-6.
8. Турбина, отличающаяся тем, что содержит выпускной картер по п.7.
9. Турбомашина, отличающаяся тем, что содержит выпускной катер по п.7.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0755736A FR2917458B1 (fr) | 2007-06-13 | 2007-06-13 | Moyeu de carter d'echappement comportant des nervures de repartition de contraintes |
FR0755736 | 2007-06-13 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008124155A RU2008124155A (ru) | 2009-12-20 |
RU2474700C2 true RU2474700C2 (ru) | 2013-02-10 |
Family
ID=39167381
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008124155/06A RU2474700C2 (ru) | 2007-06-13 | 2008-06-11 | Ступица в сборе выпускного картера, выпускной картер, турбина и турбомашина |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7891165B2 (ru) |
EP (1) | EP2003312B1 (ru) |
CA (1) | CA2634732C (ru) |
DE (1) | DE602008001461D1 (ru) |
FR (1) | FR2917458B1 (ru) |
RU (1) | RU2474700C2 (ru) |
Families Citing this family (41)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2956164B1 (fr) * | 2010-02-10 | 2012-02-24 | Snecma | Liaison entre le carter d'echappement et un anneau structural de conduit de soufflante d'un turboreacteur |
FR2974149B1 (fr) | 2011-04-14 | 2015-09-25 | Snecma | Circuit de carburant comportant des moyens de controle d'une pompe |
FR2988777B1 (fr) * | 2012-03-29 | 2014-04-25 | Snecma Propulsion Solide | Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique |
US8985942B2 (en) * | 2012-07-02 | 2015-03-24 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case duct |
EP2870364B1 (en) * | 2012-07-03 | 2018-11-28 | GKN Aerospace Sweden AB | Supporting structure for a gas turbine engine |
FR2994712B1 (fr) * | 2012-08-27 | 2018-04-13 | Safran Aircraft Engines | Procede d'assemblage d'une tuyere et d'un carter d'echappement d'une turbomachine |
WO2014105619A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-function boss for a turbine exhaust case |
US10060279B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-08-28 | United Technologies Corporation | Seal support disk and assembly |
EP2938845A4 (en) | 2012-12-29 | 2016-01-13 | United Technologies Corp | TURBINE EXHAUST HOUSING ARCHITECTURE |
WO2014105657A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Mount with deflectable tabs |
WO2014105602A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Heat shield for a casing |
US9982561B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-05-29 | United Technologies Corporation | Heat shield for cooling a strut |
EP2938834A1 (en) | 2012-12-29 | 2015-11-04 | United Technologies Corporation | Bumper for seals in a turbine exhaust case |
GB2524211B (en) | 2012-12-29 | 2021-05-26 | United Technologies Corp | Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly |
US10053998B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-08-21 | United Technologies Corporation | Multi-purpose gas turbine seal support and assembly |
US10240481B2 (en) | 2012-12-29 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Angled cut to direct radiative heat load |
US9903216B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-02-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine seal assembly and seal support |
US10138742B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Multi-ply finger seal |
WO2014143329A2 (en) | 2012-12-29 | 2014-09-18 | United Technologies Corporation | Frame junction cooling holes |
US9903224B2 (en) | 2012-12-29 | 2018-02-27 | United Technologies Corporation | Scupper channelling in gas turbine modules |
WO2014105800A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine seal assembly and seal support |
WO2014105512A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Mechanical linkage for segmented heat shield |
WO2014105603A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Multi-piece heat shield |
WO2014105496A1 (en) | 2012-12-29 | 2014-07-03 | United Technologies Corporation | Flow diverter element and assembly |
DE112013006315T5 (de) | 2012-12-31 | 2015-09-17 | United Technologies Corporation | Mehrteiliger Rahmen eines Turbinenabgasgehäuses |
US10054009B2 (en) | 2012-12-31 | 2018-08-21 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case multi-piece frame |
EP2938860B1 (en) | 2012-12-31 | 2018-08-29 | United Technologies Corporation | Turbine exhaust case multi-piece frame |
US10330011B2 (en) | 2013-03-11 | 2019-06-25 | United Technologies Corporation | Bench aft sub-assembly for turbine exhaust case fairing |
US9945236B2 (en) | 2013-06-17 | 2018-04-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine hub |
FR3008450B1 (fr) * | 2013-07-09 | 2015-08-07 | Snecma | Carter de turbomachine a bride decoupee |
US9512740B2 (en) | 2013-11-22 | 2016-12-06 | Siemens Energy, Inc. | Industrial gas turbine exhaust system with area ruled exhaust path |
US9644497B2 (en) | 2013-11-22 | 2017-05-09 | Siemens Energy, Inc. | Industrial gas turbine exhaust system with splined profile tail cone |
US9540956B2 (en) * | 2013-11-22 | 2017-01-10 | Siemens Energy, Inc. | Industrial gas turbine exhaust system with modular struts and collars |
US9598981B2 (en) | 2013-11-22 | 2017-03-21 | Siemens Energy, Inc. | Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip |
US9587519B2 (en) | 2013-11-22 | 2017-03-07 | Siemens Energy, Inc. | Modular industrial gas turbine exhaust system |
JP6546481B2 (ja) * | 2015-08-31 | 2019-07-17 | 川崎重工業株式会社 | 排気ディフューザ |
DE102016217320A1 (de) * | 2016-09-12 | 2018-03-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Gasturbine mit getrennter Kühlung für Turbine und Abgasgehäuse |
CA3102780C (en) * | 2018-06-07 | 2023-02-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine exhaust crack mitigation using partial collars |
US11448097B1 (en) | 2021-05-27 | 2022-09-20 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine exhaust strut internal core structure |
US11629615B2 (en) | 2021-05-27 | 2023-04-18 | Pratt & Withney Canada Corp. | Strut reinforcing structure for a turbine exhaust case |
CN115614155B (zh) * | 2022-08-30 | 2024-04-16 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种引气支板及含有引气支板的中介机匣 |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU848706A1 (ru) * | 1979-12-13 | 1981-07-23 | Производственное Объединение "Турбо-Моторный Завод" | Выхлопной патрубок паровой тур-биНы |
US5020318A (en) * | 1987-11-05 | 1991-06-04 | General Electric Company | Aircraft engine frame construction |
US6358001B1 (en) * | 2000-04-29 | 2002-03-19 | General Electric Company | Turbine frame assembly |
US20020182058A1 (en) * | 2001-06-01 | 2002-12-05 | Darnell Jeffrey Paul | Methods and apparatus for minimizing gas turbine engine thermal stress |
US20030235502A1 (en) * | 2002-06-24 | 2003-12-25 | Pieter Van Dine | Segmented composite impeller/propeller arrangement and manufacturing method |
RU2002118216A (ru) * | 1999-12-09 | 2004-01-27 | Аэрпак Холдинг Б.В. (Nl) | Ротор ветровой турбины, ступица и удлинитель для него |
Family Cites Families (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4820117A (en) * | 1987-07-09 | 1989-04-11 | United Technologies Corporation | Crossed I-beam structural strut |
US4920742A (en) * | 1988-05-31 | 1990-05-01 | General Electric Company | Heat shield for gas turbine engine frame |
US4987736A (en) * | 1988-12-14 | 1991-01-29 | General Electric Company | Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield |
US5634767A (en) * | 1996-03-29 | 1997-06-03 | General Electric Company | Turbine frame having spindle mounted liner |
US6164903A (en) * | 1998-12-22 | 2000-12-26 | United Technologies Corporation | Turbine vane mounting arrangement |
US20050026847A1 (en) | 2003-07-28 | 2005-02-03 | Jacobs Robert S. | Methods for treating, preventing, or inhibiting injuries, cell membrane stabilization, and calcium mobilization using pseudopterosin compounds |
-
2007
- 2007-06-13 FR FR0755736A patent/FR2917458B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2008
- 2008-06-10 CA CA2634732A patent/CA2634732C/fr active Active
- 2008-06-10 EP EP08157939A patent/EP2003312B1/fr active Active
- 2008-06-10 DE DE602008001461T patent/DE602008001461D1/de active Active
- 2008-06-11 RU RU2008124155/06A patent/RU2474700C2/ru active
- 2008-06-13 US US12/139,089 patent/US7891165B2/en active Active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU848706A1 (ru) * | 1979-12-13 | 1981-07-23 | Производственное Объединение "Турбо-Моторный Завод" | Выхлопной патрубок паровой тур-биНы |
US5020318A (en) * | 1987-11-05 | 1991-06-04 | General Electric Company | Aircraft engine frame construction |
RU2002118216A (ru) * | 1999-12-09 | 2004-01-27 | Аэрпак Холдинг Б.В. (Nl) | Ротор ветровой турбины, ступица и удлинитель для него |
US6358001B1 (en) * | 2000-04-29 | 2002-03-19 | General Electric Company | Turbine frame assembly |
US20020182058A1 (en) * | 2001-06-01 | 2002-12-05 | Darnell Jeffrey Paul | Methods and apparatus for minimizing gas turbine engine thermal stress |
US20030235502A1 (en) * | 2002-06-24 | 2003-12-25 | Pieter Van Dine | Segmented composite impeller/propeller arrangement and manufacturing method |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP2003312A1 (fr) | 2008-12-17 |
CA2634732A1 (fr) | 2008-12-13 |
DE602008001461D1 (de) | 2010-07-22 |
US20080307795A1 (en) | 2008-12-18 |
RU2008124155A (ru) | 2009-12-20 |
US7891165B2 (en) | 2011-02-22 |
FR2917458A1 (fr) | 2008-12-19 |
EP2003312B1 (fr) | 2010-06-09 |
FR2917458B1 (fr) | 2009-09-25 |
CA2634732C (fr) | 2014-12-30 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2474700C2 (ru) | Ступица в сборе выпускного картера, выпускной картер, турбина и турбомашина | |
EP3081759B1 (en) | Shroud assembly and shroud for gas turbine engine | |
US9816387B2 (en) | Attachment faces for clamped turbine stator of a gas turbine engine | |
US8206094B2 (en) | Stationary blade ring of axial compressor | |
US7730715B2 (en) | Fan frame | |
US9598981B2 (en) | Industrial gas turbine exhaust system diffuser inlet lip | |
US9587519B2 (en) | Modular industrial gas turbine exhaust system | |
US8888459B2 (en) | Coupled blade platforms and methods of sealing | |
RU2537997C2 (ru) | Лопаточный кольцевой сектор статора турбомашины и турбомашина летательного аппарата | |
JP6283165B2 (ja) | ターボ機械ブレード先端シュラウド | |
US20120237352A1 (en) | Damper and seal pin arrangement for a turbine blade | |
US9644497B2 (en) | Industrial gas turbine exhaust system with splined profile tail cone | |
US8047796B2 (en) | Dovetail attachment for use with turbine assemblies and methods of assembling turbine assemblies | |
EP2896794B1 (en) | Blisk | |
JP5699132B2 (ja) | 機械的ブレード荷重伝達スリットを備えた航空機ターボエンジンのステータ用シェル | |
US10801441B2 (en) | Flow mixer stiffener ring segmented springs | |
US9689312B2 (en) | Gas turbine engine component | |
US20140341730A1 (en) | Gas turbine engine component | |
FR3078100A1 (fr) | Couronne aubagee pour stator de turbomachine dont les aubes sont reliees a la virole externe par appui conique et pion frangible | |
EP2650482B1 (en) | Near Flow Path Seal with Axially Flexible Arms | |
CN114320480A (zh) | 转子叶片阻尼结构 | |
EP3901412B1 (en) | Snubber shroud configurations | |
US20130058778A1 (en) | Fabricated intermediate case with engine mounts | |
US11585225B2 (en) | Blade for a turbomachine | |
RU2186259C2 (ru) | Ротор компрессора газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |