RU2558174C2 - Газотурбинный двигатель с устройством для блокировки вращения сегмента направляющего аппарата в картере и блокировочный штифт, препятствующий вращению - Google Patents

Газотурбинный двигатель с устройством для блокировки вращения сегмента направляющего аппарата в картере и блокировочный штифт, препятствующий вращению Download PDF

Info

Publication number
RU2558174C2
RU2558174C2 RU2012152657/06A RU2012152657A RU2558174C2 RU 2558174 C2 RU2558174 C2 RU 2558174C2 RU 2012152657/06 A RU2012152657/06 A RU 2012152657/06A RU 2012152657 A RU2012152657 A RU 2012152657A RU 2558174 C2 RU2558174 C2 RU 2558174C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
locking pin
crankcase
wall
Prior art date
Application number
RU2012152657/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2012152657A (ru
Inventor
Тьерри Мишель БРЕНЬО
Дидье Ноэль ДЮРАН
Флоранс Ирен Ноэлль ЛЕТАР
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2012152657A publication Critical patent/RU2012152657A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2558174C2 publication Critical patent/RU2558174C2/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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • 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
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • 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
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • 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]
    • 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

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

Газотурбинный двигатель включает устройство блокировки вращения сегмента направляющего соплового аппарата, установленного внутри кольцевого картера газотурбинного двигателя, и теплозащитный лист, установленный между внутренней стенкой картера и наружной стенкой сегмента направляющего аппарата. Устройство блокировки вращения содержит препятствующий вращению блокировочный штифт, установленный одновременно в выемке, выполненной в сегменте направляющего аппарата, и в гнезде, выполненном в картере. Теплозащитный лист содержит язычок, опирающийся на блокировочный штифт. Устройство блокировки содержит участок поверхности, расположенный радиально между язычком и упомянутой внутренней стенкой картера, образуя упор при возможном радиальном смещении теплозащитного листа во время работы газотурбинного двигателя. Другие изобретения группы относятся к вариантам блокировочного штифта, используемого в указанном выше газотурбинном двигателе. В одном варианте блокировочный штифт содержит прямой стержень и головку с первой стороной, параллельной оси стержня, и участком поверхности, перпендикулярным первой стороне, расположенным противоположно стержню. В другом варианте штифт дополнительно содержит лапку, перпендикулярную к оси прямого стержня, при этом участок поверхности, перпендикулярный первой стороне, образован лапкой. Группа изобретений позволяет снизить износ картера за счет исключения его контакта с теплозащитным листом. 3 н. и 6 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к области газотурбинных двигателей и касается кольцевого направляющего соплового аппарата осевой турбины, образованного сегментами направляющего аппарата, расположенными в виде секторов кольца. В частности, изобретение касается устройства блокировки вращения этих секторов внутри картера.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Используемый в авиации газотурбинный двигатель содержит передний вход, через который воздух всасывается, затем сжимается при прохождении через компрессорные ступени. Сжатый воздух поступает в камеру сгорания, куда также подают топливо, с которым он смешивается, и где происходит горение. Горячие газообразные продукты горения расширяются в различных турбинных ступенях, в том числе, как правило, в ступени высокого давления, которая находится сразу на выходе камеры и в которую газы поступают при максимально высокой температуре, совместимой со стойкостью материалов. После этого первого расширения газы расширяются вторично, проходя через так называемые турбинные ступени низкого давления. Турбинная ступень содержит венец направляющего соплового аппарата на входе подвижного рабочего колеса турбины.
Венец направляющего соплового аппарата с осевым потоком содержит множество лопаток, расположенных радиально по отношению к оси двигателя и соединяющих радиально внутренний кольцевой элемент и радиально наружный кольцевой элемент; вся конструкция образует кольцевой контур напротив подвижных лопаток рабочего колеса турбины. Само подвижное колесо состоит из лопаток, проходящих в радиальном направлении от обода диска или барабана, вращающегося вокруг оси вращения. Через лопатки в осевом направлении проходят рабочие газы. Как правило, секция низкого давления двигателя содержит несколько турбинных ступеней.
Венцы направляющих сопловых аппаратов сегментированы на множество секторов, распределенных вокруг оси двигателя, при этом каждый сегмент образован несколькими лопатками между двумя секторами кольца. Каждый сегмент устанавливают внутрь картера турбины через радиально наружный сектор кольца. Последний содержит переднее средство удержания и заднее средство удержания. Эти средства выполнены, например, в виде кольцевых направляющих на внутренней стенке картера, на которые опираются опорные поверхности, выполненные на секторах кольца сегментов направляющего аппарата. Монтаж производят таким образом, чтобы учитывать относительное расширение направляющего аппарата относительно картера, которое зависит от изменений режима двигателя. Учитывая осевую симметрию венцов направляющих сопловых аппаратов и тангенциальные усилия, возникающие в результате прохождения через них газового потока, необходимо предусматривать средства блокировки вращения секторов.
В патенте FR 2743603, зарегистрированном на имя SNECMA, описан способ монтажа таких сегментов направляющего аппарата внутри картера. Сегменты направляющего аппарата содержат периферическую наружную нервюру, перпендикулярную к оси направляющего аппарата, опирающуюся своими сторонами, одна из которых является радиально наружной, а другая задней, на соответствующие стороны внутренней стенки картера. Захваты, образованные задним турбинным кольцом на этом уровне, удерживают сегменты и препятствуют их радиальным смещениям. Выступ на передней стороне нервюры каждого сегмента содержит выемку, в которую заходит препятствующий вращению блокировочный штифт. Этот штифт содержит головку, заходящую в упомянутую выемку, и стержень, заходящий скольжением в радиальное отверстие стенки картера. Таким образом, этот штифт препятствует любому вращательному движению сегмента направляющего аппарата вокруг его оси.
Чтобы защитить стенку картера от теплового излучения, исходящего от сегментов направляющего аппарата, предусмотрен лист, который вставляют между сегментом и внутренней стенкой картера. Этот теплозащитный лист опирается спереди на радиальный участок поверхности, выполненный во внутренней стенке картера. Передний край защитного листа загнут радиально внутрь, образуя загиб, который опирается также на передний край сегмента и участвует в его удержании на передней направляющей картера. Сзади защитный лист содержит вырез с язычком в дне выреза, опирающимся на блокировочный штифт сегмента. По сути дела язычок блокируется в тонком пазу штифта.
Этот монтаж является удовлетворительным с точки зрения удержания направляющего соплового аппарата внутри картера и его термической защиты.
Однако было установлено, что лист может отходить от своего положения контакта с блокировочным штифтом, при этом язычок выходит из упорного паза, выполненного на штифте. Будучи не закрепленной на штифте, задняя часть листа, где находится язычок, трется по внутренней стороне стенки картера и оставляет на ней царапины. Поэтому необходимо устранить этот риск износа картера.
ОБЪЕКТ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Задачей изобретения является решение вышеуказанной проблемы известного уровня техники.
Эта задача решается тем, что в газотурбинном двигателе, оборудованным устройством блокировки вращения сегмента направляющего соплового аппарата в виде сектора кольца, установленного внутри кольцевого картера газотурбинного двигателя, при этом между внутренней стенкой картера и наружной стенкой сегмента установлен теплозащитный лист, при этом устройство содержит препятствующий вращению блокировочный штифт, установленный одновременно в выемке, выполненной в сегменте, и в гнезде, выполненном в картере, при этом теплозащитный лист содержит язычок, опирающийся на блокировочный штифт, согласно изобретению, устройство блокировки содержит участок поверхности, расположенный радиально между язычком и упомянутой внутренней стенкой картера, образуя упор при возможном радиальном смещении теплозащитного листа во время работы газотурбинного двигателя.
Предусмотрев упор между картером и частью листа, которая может смещаться во время работы двигателя, устраняют риск контакта с внутренней стенкой картера.
Согласно варианту выполнения, штифт содержит головку, заходящую в выемку сегмента, и стержень, заходящий в гнездо, выполненное на картере, при этом упомянутый участок поверхности выполнен заодно с головкой блокировочного штифта.
Преимуществом этого варианта выполнения является то, что он затрагивает только блокировочный штифт, а остальные детали, такие как сегмент направляющего аппарата, теплозащитный лист и картер, остаются без изменения. В результате получают существенную экономию в расходах, поскольку уже существующий штифт можно заменить модифицированным штифтом, не изменяя окружающие детали.
Эту замену можно произвести во время изготовления в качестве профилактической меры или во время ремонта.
Предпочтительно упомянутый участок поверхности образован заплечиком, выполненным посредством механической обработки в головке блокировочного штифта; в частности, упомянутый участок поверхности образован лапкой, проходящей параллельно оси направляющего соплового аппарата и опирающейся на внутреннюю стенку картера.
Заявленное устройство находит свое применение в конфигурации, описанной в патенте FR 2743603, где сегмент направляющего соплового аппарата содержит нервюру, перпендикулярную к оси направляющего аппарата и опирающуюся на внутреннюю стенку картера, при этом упомянутая выемка выполнена в выступе, предусмотренном на одной стороне нервюры. При этом предпочтительно теплозащитный лист имеет форму сектора кольца с вырезом, соответствующим упомянутому выступу, при этом в дне выреза выполнен язычок. В частности, защитный лист располагают спереди относительно нервюры сегмента направляющего аппарата и блокировочного штифта.
Поскольку отличительным признаком изобретения является наличие блокировочного штифта, то его объектом является также препятствующий вращению блокировочный штифт, выполненный с возможностью использования в вышеуказанном устройстве, при этом штифт содержит прямой стержень и головку с первой стороной, параллельной оси стержня, и участком поверхности, перпендикулярным к упомянутой первой стороне, расположенным противоположно стержню.
Предпочтительно штифт содержит лапку, перпендикулярную к оси прямого стержня, при этом упомянутый участок поверхности выполнен на лапке.
Объектом изобретения является также двигатель с газовой турбиной, содержащей турбинную ступень с описанным выше устройством.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР
Далее следует описание изобретения, представленное в качестве не ограничительного примера, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает пример газотурбинного двигателя, в котором применено изобретение;
фиг.2 - частичный вид в осевом разрезе направляющего соплового аппарата турбины, установленного в картере газотурбинного двигателя, согласно известному техническому решению;
фиг.3 - вид в направлении оси двигателя направляющего соплового аппарата, показанного на фиг.2, с частичным вырезом;
фиг.4 - известный блокировочный штифт;
фиг.5 - вид в осевом разрезе, соответствующий фиг.2, с внесенным изменением согласно изобретению;
фиг.6 - блокировочный штифт в соответствии с изобретением.
ОПИСАНИЕ ВАРИАНТА ВЫПОЛНЕНИЯ
На фиг.1 в осевом разрезе показан газотурбинный двигатель 1 с турбокомпрессором. Он содержит от входа к выходу (в данном случае слева направо) вентилятор 2 с компрессором 3 низкого давления, компрессор 4 высокого давления, камеру сгорания 5, турбину 6 высокого давления и турбину 7 низкого давления. Турбина 7 низкого давления, содержащая несколько подвижных ступеней на одном роторе, вращает через центральный вал узел, образованный вентилятором 2 и компрессором 3 низкого давления.
На фиг.2 частично показан участок турбины 7 низкого давления на уровне ее наружной окружности. Направляющий сопловой аппарат 8 или статор находится на входе колеса с подвижными лопатками 9 внутри картера 10 турбины. Подвижное колесо вращается вокруг оси двигателя внутри турбинного кольца 9'.
Направляющий сопловой аппарат 8 образован неподвижными лопатками, расположенными в виде венца, разделенного на множество сегментов 80, распределенных в окружном направлении вокруг оси двигателя. Каждый сегмент 80 содержит несколько смежных неподвижных лопаток, выполненных заодно с элементом в виде сектора 81 кольца. Сегмент 80 направляющего аппарата удерживается спереди нервюрой в виде направляющей 101, выполненной в осевом направлении от внутренней стенки картера 10; передний крючок 82, выполненный заодно с элементом в виде сектора 81 кольца, опирается на радиально наружную сторону направляющей 101. Сзади элемент 81 содержит периферическую радиальную нервюру 83, перпендикулярную к оси направляющего аппарата, которая опирается радиально наружной стороной 83а и задней стороной 83b на соответствующие стороны кольцевой направляющей 102, которая выполнена в осевом направлении от внутренней стенки картера 10 с задним краем, обращенным в сторону оси.
Как показано на фиг.3, в радиальном отверстии картера 10 установлен препятствующий вращению блокировочный штифт 20. Штифт 20 выступает внутрь картера и заходит в выемку 83с, выполненную механической обработкой в нервюре 83 сегмента 80. Следует отметить, что нервюра образует на этом уровне утолщение 83', в котором выполнена выемка. Как указано в патенте FR 2743603, нервюра 83 образует препятствие для газов, находящихся спереди; зона, находящаяся спереди нервюры 83, не сообщается с зоной, находящейся сзади. Штифт плотно заходит в отверстие картера, а также в выемку 83с. Он содержит две боковины 22а и 22b, которые заходят скольжением между боковинами выемки, выполненными механической обработкой параллельно оси направляющего соплового аппарата. Выемка открыта спереди и находится в центре сегмента. Таким образом, сегмент 80 неподвижно удерживается от вращения относительно картера, но при этом может расширяться в окружном направлении с двух сторон от штифта и в определенных пределах смещаться в осевом направлении.
Между сектором 81 кольца сегмента 80 и внутренней стенкой картера установлен теплозащитный лист 30. Лист имеет общую форму сектора кольца, который спереди опирается на упорную поверхность, выполненную в картере, которая может находиться на уровне передней направляющей 101. Сзади защитный лист 30 содержит вырез, соответствующий контуру выступа 83' нервюры. Язычок 30а, выполненный в дне выреза, опирается на блокировочный штифт 20. Поскольку лист может слегка деформироваться, то во время работы газотурбинного двигателя лист может удерживаться на месте за счет пружинного эффекта.
На фиг.4 отдельно показан известный блокировочный штифт. Он содержит цилиндрический стержень 21, диаметр которого обеспечивает его плотную посадку в отверстие картера. Штифт содержит головку 22, образующую поперечину Т-образного элемента вместе со стержнем 21. Эта головка имеет форму параллелепипеда с двумя боковинами 22а и 22b, параллельными оси стержня 21 и между собой. Язычок 30а защитного листа опирается на сторону, перпендикулярную двум первым сторонам 22а и 22b и находящуюся спереди, когда штифт находится в выемке 83с нервюры 83.
Как было указано выше, этого недостаточно, и задний край защитного листа может тереться по внутренней стороне картера, что может привести к появлению нежелательных царапин.
Согласно изобретению, в блокировочный штифт внесены изменения. Элементы заявленного блокировочного штифта имеют те же обозначения, что и у известного штифта, но увеличенные на 100.
Этот штифт 120 показан на фиг.5 и 6. Он похож на штифт 20 и имеет стержень 121, головку 122 и боковины 122а и 122b. Размеры совпадают с размерами штифта 20. Он дополнительно содержит лапку 122с, которая проходит перпендикулярно к оси стержня 121 и по ширине головки 120. Она расположена между стержнем и головкой. Она имеет калиброванную толщину.
На фиг.5 показан новый штифт 120 в положении после монтажа. Как и штифт 20, он обеспечивает блокировку вращения направляющего соплового аппарата относительно картера 10. Необходимо отметить, что по сравнению с известным устройством изменение внесено только в штифт. Другие элементы, такие как направляющий аппарат, лист и картер, остались без изменения. Язычок опирается на переднюю боковину головки 122 блокировочного штифта. Лапка 122с, опирающаяся на картер, образует поверхность, в которую может упираться задний край листа. Если во время работы газотурбинного двигателя возникает трение, царапины будут появляться на поверхности лапки 122с, обращенной внутрь; во время ремонта достаточно заменить штифт 120, не трогая внутреннюю стенку картера. За счет этого стоимость ремонта значительно снижается.
В качестве профилактической меры во время технического обслуживания двигателя можно заменить существующие блокировочные штифты 20 на штифты 120 в соответствии с изобретением. Функция блокировки вращения обеспечивается точно так же, но зато дополнительно обеспечивается защита внутренней стенки картера.

Claims (9)

1. Газотурбинный двигатель с устройством блокировки вращения сегмента (80) направляющего соплового аппарата в виде сектора кольца, установленного внутри кольцевого картера (10) газотурбинного двигателя, при этом между внутренней стенкой картера и наружной стенкой сегмента (80) направляющего аппарата установлен теплозащитный лист (30), при этом устройство содержит препятствующий вращению блокировочный штифт (120), установленный одновременно в выемке (83с), выполненной в сегменте (80) направляющего аппарата, и в гнезде, выполненном в картере, при этом теплозащитный лист (30) содержит язычок (30а), опирающийся на блокировочный штифт (120), отличающийся тем, что устройство блокировки содержит участок поверхности (122с), расположенный радиально между язычком и упомянутой внутренней стенкой картера, образуя упор при возможном радиальном смещении теплозащитного листа во время работы газотурбинного двигателя.
2. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором блокировочный штифт (120) содержит головку (122), заходящую в выемку (83с) сегмента (80) направляющего аппарата, и стержень (121), заходящий в гнездо, выполненное на картере, при этом упомянутый участок поверхности (122с) выполнен заодно с головкой (122) блокировочного штифта.
3. Газотурбинный двигатель по п.2, в котором упомянутый участок поверхности (122с) образован заплечиком, выполненным посредством механической обработки в головке блокировочного штифта.
4. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором упомянутый участок поверхности (122с) образован лапкой, параллельной оси направляющего соплового аппарата и опирающейся на внутреннюю стенку картера.
5. Газотурбинный двигатель по п.1, в котором сегмент (80) направляющего аппарата содержит нервюру (83), перпендикулярную к оси направляющего аппарата и опирающуюся на внутреннюю стенку картера, при этом упомянутая выемка (83с) выполнена в выступе (83'), предусмотренном на одной стороне нервюры (83).
6. Газотурбинный двигатель по п.5, в котором теплозащитный лист (30) имеет форму сектора кольца с вырезом, соответствующим упомянутому выступу (83'), при этом в дне выреза выполнен язычок (30а).
7. Газотурбинный двигатель по п.5, в котором защитный лист (30) расположен спереди относительно нервюры (83) сегмента (80) направляющего аппарата и блокировочного штифта (120).
8. Блокировочный штифт (120), препятствующий вращению, выполненный с возможностью использования в газотурбинном двигателе по одному из пп.1-7, содержащий прямой стержень (121) и головку (122) с первой стороной, параллельной оси стержня, и участком поверхности (122с), перпендикулярным к первой стороне, расположенным противоположно стержню.
9. Штифт, выполненный с возможностью использования в газотурбинном двигателе по одному из пп.1-7, содержащий прямой стержень (121) и головку (122) с первой стороной, параллельной оси стержня, и участком поверхности (122с), перпендикулярным к первой стороне, расположенным противоположно стержню, и лапку, перпендикулярную к оси прямого стержня (121), при этом упомянутый участок поверхности (122с) образован лапкой.
RU2012152657/06A 2010-06-01 2011-05-31 Газотурбинный двигатель с устройством для блокировки вращения сегмента направляющего аппарата в картере и блокировочный штифт, препятствующий вращению RU2558174C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1054263 2010-06-01
FR1054263A FR2960591B1 (fr) 2010-06-01 2010-06-01 Dispositif pour caler en rotation un segment de distributeur dans un carter de turbomachine ; pion antirotation
PCT/FR2011/051251 WO2011151596A1 (fr) 2010-06-01 2011-05-31 Turbomachine avec un dispositif pour caler en rotation un segment de distributeur dans un carter; pion antirotation

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2012152657A RU2012152657A (ru) 2014-07-20
RU2558174C2 true RU2558174C2 (ru) 2015-07-27

Family

ID=43447918

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2012152657/06A RU2558174C2 (ru) 2010-06-01 2011-05-31 Газотурбинный двигатель с устройством для блокировки вращения сегмента направляющего аппарата в картере и блокировочный штифт, препятствующий вращению

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9562441B2 (ru)
EP (1) EP2576991B1 (ru)
JP (1) JP5796066B2 (ru)
CN (1) CN102918230B (ru)
BR (1) BR112012029475A2 (ru)
CA (1) CA2800262A1 (ru)
FR (1) FR2960591B1 (ru)
RU (1) RU2558174C2 (ru)
WO (1) WO2011151596A1 (ru)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2985792B1 (fr) * 2012-01-18 2014-02-07 Snecma Secteur angulaire de redresseur a amortissement de vibrations par coin pour compresseur de turbomachine
US9051849B2 (en) * 2012-02-13 2015-06-09 United Technologies Corporation Anti-rotation stator segments
FR2989724B1 (fr) * 2012-04-20 2015-12-25 Snecma Etage de turbine pour une turbomachine
US10240467B2 (en) 2012-08-03 2019-03-26 United Technologies Corporation Anti-rotation lug for a gas turbine engine stator assembly
FR2995340A1 (fr) * 2012-09-12 2014-03-14 Snecma Tole de protection thermique avec butee radiale, notamment pour distributeur de turbomachine
FR3002272A1 (fr) * 2013-02-19 2014-08-22 Snecma Secteur de distributeur a anti-rotation pour secteur adjacent
FR3003894B1 (fr) * 2013-03-29 2017-10-27 Snecma Organe de verrouillage en rotation pour un distributeur et un anneau d'une turbomachine
FR3039201B1 (fr) * 2015-07-22 2017-07-21 Snecma Partie de turbomachine a tole de protection thermique pourvue d'epingles
US10280773B2 (en) * 2016-04-06 2019-05-07 General Electric Company Turbomachine alignment key and related turbomachine
FR3069014B1 (fr) * 2017-07-11 2021-02-26 Safran Aircraft Engines Partie de turbomachine a tole ressort
FR3085412B1 (fr) * 2018-08-31 2020-12-04 Safran Aircraft Engines Secteur de distributeur d'une turbomachine comprenant une encoche anti-rotation a insert d'usure
FR3096397B1 (fr) 2019-05-21 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Pion amovible sur distributeur de turbomachine
GB2588929B (en) 2019-11-14 2023-09-27 Cummins Ltd Pin member for turbine
CN117569923B (zh) * 2024-01-12 2024-04-05 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机涡轮支点结构

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5145316A (en) * 1989-12-08 1992-09-08 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine blade shroud assembly
US5201846A (en) * 1991-11-29 1993-04-13 General Electric Company Low-pressure turbine heat shield
US5775874A (en) * 1996-01-11 1998-07-07 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Device for joining circular distributor segments to a turbine engine casing
DE19959665A1 (de) * 1999-12-10 2001-06-13 Rolls Royce Deutschland Befestigungsanordnung für die den Strömungskanal einer Strömungsmaschine begrenzenden Wandsegmente
EP1462616A2 (de) * 2003-03-22 2004-09-29 MTU Aero Engines GmbH Anordnung für das axiale und radiale Festlegen eines Vane-Klusters in dem Gehäuse eines Turbinentriebwerkes
RU2317422C2 (ru) * 2001-09-13 2008-02-20 Снекма Мотёр Узел секторов направляющего аппарата турбины в корпусе

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3841787A (en) * 1973-09-05 1974-10-15 Westinghouse Electric Corp Axial flow turbine structure
US4650394A (en) * 1984-11-13 1987-03-17 United Technologies Corporation Coolable seal assembly for a gas turbine engine
FR2635562B1 (fr) * 1988-08-18 1993-12-24 Snecma Anneau de stator de turbine associe a un support de liaison au carter de turbine
DE10048156A1 (de) * 2000-09-28 2002-04-11 Rolls Royce Deutschland Turbinendeckbandsegmentbefestigung
FR2899274B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-17 Snecma Dispositif de fixation de secteurs d'anneau autour d'une roue de turbine d'une turbomachine
FR2899275A1 (fr) * 2006-03-30 2007-10-05 Snecma Sa Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine
FR2941488B1 (fr) * 2009-01-28 2011-09-16 Snecma Anneau de turbine a encoche anti-rotation

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5145316A (en) * 1989-12-08 1992-09-08 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine blade shroud assembly
US5201846A (en) * 1991-11-29 1993-04-13 General Electric Company Low-pressure turbine heat shield
US5775874A (en) * 1996-01-11 1998-07-07 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Device for joining circular distributor segments to a turbine engine casing
DE19959665A1 (de) * 1999-12-10 2001-06-13 Rolls Royce Deutschland Befestigungsanordnung für die den Strömungskanal einer Strömungsmaschine begrenzenden Wandsegmente
RU2317422C2 (ru) * 2001-09-13 2008-02-20 Снекма Мотёр Узел секторов направляющего аппарата турбины в корпусе
EP1462616A2 (de) * 2003-03-22 2004-09-29 MTU Aero Engines GmbH Anordnung für das axiale und radiale Festlegen eines Vane-Klusters in dem Gehäuse eines Turbinentriebwerkes

Also Published As

Publication number Publication date
FR2960591B1 (fr) 2012-08-24
US20130078086A1 (en) 2013-03-28
JP2013531165A (ja) 2013-08-01
CN102918230B (zh) 2015-08-26
WO2011151596A1 (fr) 2011-12-08
EP2576991A1 (fr) 2013-04-10
US9562441B2 (en) 2017-02-07
FR2960591A1 (fr) 2011-12-02
RU2012152657A (ru) 2014-07-20
BR112012029475A2 (pt) 2017-01-24
CN102918230A (zh) 2013-02-06
EP2576991B1 (fr) 2017-01-25
CA2800262A1 (fr) 2011-12-08
JP5796066B2 (ja) 2015-10-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2558174C2 (ru) Газотурбинный двигатель с устройством для блокировки вращения сегмента направляющего аппарата в картере и блокировочный штифт, препятствующий вращению
US8944756B2 (en) Blade outer air seal assembly
JP6394791B2 (ja) 可変容量型過給機
US7207771B2 (en) Turbine shroud segment seal
RU2435039C2 (ru) Корпус для турбины, турбина, а также турбомашина, содержащая такую турбину
US9835049B2 (en) Turbomachine distributor comprising a thermal protection sheet with a radial stop, and associated thermal protection sheet
US7530791B2 (en) Turbine blade retaining apparatus
EP2964901B1 (en) Seal assembly including a notched seal element for arranging between a stator and a rotor
US10190430B2 (en) Turbine engine, such as a turbojet or a turboprop engine
CN102418563B (zh) 涡轮密封系统
EP2554851B1 (en) Compressor of gas turbine engine
RU2594392C2 (ru) Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
US20110182721A1 (en) Sealing arrangement for a gas turbine engine
US10100652B2 (en) Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine
US9957829B2 (en) Rotor tip clearance
US11313239B2 (en) Turbmachine fan disc
US9816386B2 (en) Casing arrangement for a gas turbine
US9982783B2 (en) Aircraft gas turbine with a seal for sealing an igniter plug on the combustion chamber wall of a gas turbine
US20210302018A1 (en) Assembly for a turbomachine
CN111448367A (zh) 涡轮发动机叶轮
US11428111B2 (en) Device for cooling a turbomachine housing
US9011083B2 (en) Seal arrangement for a gas turbine
US11274565B2 (en) Bladed assembly for a stator of a turbine of a turbomachine comprising inclined sealing ribs
CN117751230A (zh) 用于涡轮机的导叶组合件

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner