RU2585579C2 - Blade assembly and assembly method thereof - Google Patents

Blade assembly and assembly method thereof Download PDF

Info

Publication number
RU2585579C2
RU2585579C2 RU2014120542/02A RU2014120542A RU2585579C2 RU 2585579 C2 RU2585579 C2 RU 2585579C2 RU 2014120542/02 A RU2014120542/02 A RU 2014120542/02A RU 2014120542 A RU2014120542 A RU 2014120542A RU 2585579 C2 RU2585579 C2 RU 2585579C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
locking pin
blade
protrusion
rotor disk
tail
Prior art date
Application number
RU2014120542/02A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2014120542A (en
Inventor
Иван ЛУКЕТИЧ
Марсель КЕНИГ
Лаура БОГДАНИЧ
Original Assignee
Альстом Текнолоджи Лтд
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 Альстом Текнолоджи Лтд filed Critical Альстом Текнолоджи Лтд
Publication of RU2014120542A publication Critical patent/RU2014120542A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2585579C2 publication Critical patent/RU2585579C2/en

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
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3053—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers by means of pins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/323—Locking of axial insertion type blades by means of a key or the like parallel to the axis of the rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—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
    • 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
    • F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
    • F01D5/303—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

FIELD: machine building.
SUBSTANCE: invention can be used for axial fixation of turbine blade relative to rotor disk. Blade has body, a flange and tail part, as well as locking pin. Tail part of blade can be arranged in mount seat of rotor disk, and locking pin is located between tail part and disk. Locking pin comprises radially arranged first protrusion and second protrusion. On blade root part there is a first slot to receive first protrusion to lock, and on rotor disk there is a second slot to receive second protrusion with possibility of locking.
EFFECT: simple and efficient locking system for fixation of blade relative to rotor disk.
10 cl, 3 dwg

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕFIELD OF THE INVENTION

Настоящее изобретение относится к турбине, в частности к лопатке турбины, более конкретно, к лопатке со стопорным элементом для обеспечения аксиального закрепления лопатки относительно диска ротора.The present invention relates to a turbine, in particular to a turbine blade, and more particularly, to a blade with a locking element for axially securing the blade relative to the rotor disk.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИBACKGROUND

Газовая турбина содержит роторный узел, который обычно включает в себя лопатки, прикрепленные к диску ротора. Каждая лопатка содержит хвостовик, полку и перо. Хвостовик каждой лопатки обычно имеет так называемую «елочную» конфигурацию для обеспечения надежного крепления к периферии диска, чтобы все еще иметь запас для теплового расширения. Крепление лопатки к диску ротора елочного типа эффективно в сдерживании радиального и кругового перемещений лопаток относительно диска ротора, против радиальных центробежных сил. Однако при работе на высокой скорости при высокой температуре газотурбинного двигателя аксиальный поток воздуха или газа через роторный узел прикладывает постоянную аксиальную силу к лопаткам, чтобы сместить хвостовик лопаток вдоль оси относительно гнезд елочного типа на окружности диска ротора. Чтобы сдерживать лопатки против аксиальной силы, обычной практикой стало использование различных удерживающих систем.A gas turbine comprises a rotor assembly, which typically includes vanes attached to the rotor disk. Each blade contains a shank, a shelf and a feather. The shank of each blade usually has a so-called “Christmas tree” configuration to ensure reliable attachment to the periphery of the disk, in order to still have a margin for thermal expansion. The fastening of the blades to the Christmas tree rotor disk is effective in containing the radial and circular movements of the blades relative to the rotor disk, against radial centrifugal forces. However, when operating at high speed at a high temperature of the gas turbine engine, the axial flow of air or gas through the rotor assembly exerts a constant axial force on the blades in order to move the shank of the blades along the axis relative to the Christmas tree nests on the circumference of the rotor disk. To restrain the blades against axial force, it has become common practice to use various restraint systems.

Традиционное решение состоит в применении стопорной шайбы, чтобы закрепить лопатку относительно гнезд в диске ротора. Однако стопорная шайба должна быть изогнута при сборке, что увеличивает сложность процесса сборки и может вызвать ошибки.The traditional solution is to use a lock washer to secure the blade relative to the sockets in the rotor disk. However, the lock washer must be bent during assembly, which increases the complexity of the assembly process and can cause errors.

В US 4349318 раскрывается стопорный узел лопатки, включающий в себя непрерывный стопор проволочного типа, в целом цилиндрическую стопорную пластину и разрезное стопорное кольцо. Кольцеобразные пазы или углубления образуются посредством обработки на диске ротора и хвостовиках лопаток для вмещения отдельных стопорных элементов.No. 4,349,318 discloses a blade retainer assembly including a continuous wire-type retainer, a generally cylindrical retainer plate, and a split retaining ring. Ring-shaped grooves or recesses are formed by processing on the rotor disk and the shanks of the blades to accommodate individual locking elements.

В EP 0761930 A1 раскрывается удерживающая пластина, расположенная в радиально внутренних и внешних гнездах, что предотвращает аксиальное перемещение хвостовиков в их гнездах. Стопорный элемент расположен между смежной парой удерживающих пластин, чтобы предотвратить их круговое перемещение относительно диска. Стопорный элемент, в свою очередь, взаимодействует с диском, чтобы закреплять себя на диске.EP 0761930 A1 discloses a holding plate located in radially internal and external sockets, which prevents axial movement of the shanks in their sockets. The locking element is located between an adjacent pair of retaining plates to prevent their circular movement relative to the disk. The locking element, in turn, interacts with the disk to fix itself on the disk.

Из указанной выше ссылки можно видеть, что современные аксиальные стопорные системы либо требуют дополнительной обработки в процессе сборки, либо имеют сложную конструкцию, что вызывает высокую стоимость продукта и более высокую вероятность поломок.From the above links it can be seen that modern axial locking systems either require additional processing during the assembly process, or have a complex structure, which causes a high cost of the product and a higher probability of breakdowns.

РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯSUMMARY OF THE INVENTION

Задачей настоящего изобретения является предоставление лопатки турбины с простым стопорным элементом для аксиального закрепления лопатки относительно диска ротора.An object of the present invention is to provide a turbine blade with a simple locking element for axially securing the blade relative to the rotor disk.

Другой задачей настоящего изобретения является предоставление отказоустойчивого решения в процессе сборки стопорного элемента.Another objective of the present invention is the provision of a fault-tolerant solution during the assembly of the locking element.

Задачи решены посредством лопатки турбины, содержащей перо, полку и хвостовую часть, выполненную с возможностью приема в установочные гнезда диска ротора. Лопатка дополнительно содержит стопорный элемент, расположенный на хвостовой части и взаимодействующий с диском ротора для обеспечения аксиального закрепления лопатки на диске ротора.The problems are solved by means of a turbine blade containing a feather, a shelf and a tail section, configured to receive the rotor disk in the mounting sockets. The blade further comprises a locking element located on the rear part and interacting with the rotor disk to provide axial fastening of the blade on the rotor disk.

Согласно одному из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения стопорный элемент является стопорным штифтом, расположенным между хвостовой частью и диском ротора, стопорный штифт, содержащий первый выступ для взаимодействия с первым пазом в хвостовой части, и второй выступ для взаимодействия со вторым пазом в диске ротора.According to one possible embodiment of the present invention, the locking element is a locking pin located between the tail portion and the rotor disk, a locking pin comprising a first protrusion for engaging with a first groove in the tail portion and a second protrusion for engaging with a second groove in the rotor disk.

Согласно одному из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения первый и второй выступы расположены на одном конце стопорного штифта для приема первым и вторым пазом соответственно.According to one possible embodiment of the present invention, the first and second protrusions are located at one end of the locking pin for receiving the first and second groove, respectively.

Согласно одному из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения стопорный штифт содержит третий выступ на своем другом конце для упора в компонент, расположенный рядом с лопаткой в аксиальном направлении ротора.According to one possible embodiment of the present invention, the locking pin comprises a third protrusion at its other end for abutting against a component located next to the blade in the axial direction of the rotor.

Согласно одному из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения компонент содержит тепловой экран с противовращательным элементом для взаимодействия с третьим выступом стопорного штифта.According to one possible embodiment of the present invention, the component comprises a heat shield with an anti-rotation element for engaging with the third protrusion of the locking pin.

Согласно одному из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения противовращательный элемент имеет такой размер и расположен таким образом, чтобы противовращательный элемент взаимодействовал с третьим выступом стопорного штифта, как первый и второй выступы стопорного штифта взаимодействуют с первым и вторым пазами соответственно.According to one possible embodiment of the present invention, the anti-rotation element is so sized and arranged so that the anti-rotation element interacts with the third protrusion of the locking pin, as the first and second protrusions of the locking pin interact with the first and second grooves, respectively.

Согласно одному из возможных вариантов осуществления настоящего изобретения стопорный элемент или стопорный штифт расположен на обеих сторонах хвостовой части.According to one possible embodiment of the present invention, a locking element or locking pin is located on both sides of the tail portion.

Техническое решение по настоящему изобретению обеспечивает лопатку с простой и экономичной аксиальной стопорной системой для обеспечения аксиального закрепления лопатки относительно диска ротора, а также отказоустойчивое решение в процессе сборки.The technical solution of the present invention provides a blade with a simple and economical axial locking system for axially securing the blade relative to the rotor disk, as well as a fail-safe solution during the assembly process.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

Настоящее изобретение далее пояснено более подробно посредством различных вариантов осуществления и со ссылкой на чертежи.The present invention is further explained in more detail by various embodiments and with reference to the drawings.

Фиг.1 показывает схематичный общий вид узла лопатки турбины со стопорным штифтом согласно вариантам осуществления настоящего изобретения;Figure 1 shows a schematic general view of a turbine blade assembly with a locking pin according to embodiments of the present invention;

Фиг.2 показывает вид спереди узла лопатки по фиг.1; иFIG. 2 shows a front view of the blade assembly of FIG. 1; and

Фиг.3 показывает вид сбоку в поперечном сечении узла лопатки.Figure 3 shows a side view in cross section of a blade assembly.

ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯDESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS OF THE INVENTION

Фиг.1 показывает схематичный вид узла лопатки турбины согласно вариантам осуществления настоящего изобретения. Лопатка 100 содержит перо 111, полку 112 и хвостовую часть 101. Хвостовая часть «елочного» типа выполнена с возможностью приема в установочных гнездах диска 102 ротора. Чтобы показать полную хвостовую часть 101, диск 102 ротора не показан на фиг.1, но его можно видеть на фиг.3, которая показывает вид в поперечном сечении узла хвостовой части 101 и диска 102 ротора.Figure 1 shows a schematic view of a turbine blade assembly according to embodiments of the present invention. The blade 100 comprises a feather 111, a shelf 112, and a tail 101. The tail of the “Christmas tree” type is adapted to receive a rotor disk 102 in the mounting sockets. To show the full tail portion 101, the rotor disk 102 is not shown in FIG. 1, but it can be seen in FIG. 3, which shows a cross-sectional view of the assembly of the tail portion 101 and the rotor disk 102.

Согласно варианту осуществления настоящего изобретения лопатка 100 дополнительно содержит стопорный элемент, расположенный на хвостовой части 101 и взаимодействующий с диском 102 ротора для обеспечения аксиального закрепления лопатки относительно диска 102 ротора.According to an embodiment of the present invention, the blade 100 further comprises a locking member located on the tail portion 101 and cooperating with the rotor disk 102 to provide axial securing of the blade relative to the rotor disk 102.

В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения стопорный элемент выполнен в виде стопорного штифта 106, как показано на фиг.1. Стопорный штифт 106 расположен между хвостовой частью 101 и диском 102 ротора, что можно видеть в виде в поперечном сечении по фиг.3. Со ссылкой на фиг.1 и фиг.2, первый выступ 107 и второй выступ 108 соответственно расположены на стопорном штифте 106 в радиальном направлении. Первый паз 104 расположен в хвостовой части 101, чтобы принимать первый выступ 107; второй паз 105 расположен на диске 102 ротора, чтобы принимать второй выступ 108.In a preferred embodiment of the present invention, the locking element is made in the form of a locking pin 106, as shown in figure 1. The locking pin 106 is located between the tail portion 101 and the rotor disk 102, which can be seen in cross-sectional view in FIG. 3. With reference to FIG. 1 and FIG. 2, the first protrusion 107 and the second protrusion 108 are respectively located on the locking pin 106 in the radial direction. A first groove 104 is located in the tail 101 to receive the first protrusion 107; a second groove 105 is located on the rotor disk 102 to receive a second protrusion 108.

В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения, первый выступ 107 и второй выступ 108 расположены на одном конце стопорного штифта 106 в радиальном направлении. Первый паз 104 и второй паз 105 соответственно выполнены на хвостовой части 101 и диске 102 ротора в соответствующем положении, чтобы принимать первый выступ 107 и второй выступ 108. Однако специалистам в данной области техники следует понимать, что два выступа не обязательно располагаются на одном конце стопорного штифта 106. Например, выступы 107, 108 также могут быть смещены вдоль аксиального направления стопорного штифта 106 до тех пор, пока они будут приняты в соответствующих пазах.In a preferred embodiment of the present invention, the first protrusion 107 and the second protrusion 108 are located at one end of the locking pin 106 in the radial direction. The first groove 104 and the second groove 105 are respectively formed on the tail portion 101 and the rotor disk 102 in an appropriate position to receive the first protrusion 107 and the second protrusion 108. However, it will be understood by those skilled in the art that the two protrusions are not necessarily located at one end of the retainer the pin 106. For example, the protrusions 107, 108 can also be offset along the axial direction of the locking pin 106 until they are received in the corresponding grooves.

В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения, третий выступ 109 расположен в другом конце стопорного штифта 106, противоположном тому концу, в котором расположены выступы 107, 108. Как показано на фиг.1, тепловой экран 103 расположен рядом с хвостовой частью 101 лопатки в аксиальном направлении. Тепловой экран 103 содержит противовращательный элемент 110. Противовращательный элемент 110 имеет такой размер и расположен таким образом, чтобы он взаимодействовал с третьим выступом 109 стопорного штифта 106, как первый и второй выступы 107 и 108 стопорного штифта взаимодействуют с первым и вторым пазами 104 и 105 соответственно.In a preferred embodiment of the present invention, the third protrusion 109 is located at the other end of the locking pin 106, opposite to the end where the protrusions 107, 108 are located. As shown in FIG. 1, the heat shield 103 is located next to the tail portion 101 of the blade in the axial direction . The heat shield 103 includes an anti-rotation element 110. The anti-rotation element 110 is sized and arranged to cooperate with the third protrusion 109 of the locking pin 106, as the first and second protrusions 107 and 108 of the locking pin interact with the first and second grooves 104 and 105, respectively .

В процессе сборки, после установки лопатки 100 и диска 102 ротора, стопорный штифт 106 вставляется между хвостовой частью 101 и диском 102 ротора. После вставки стопорный штифт 106 должен быть повернут на определенный угол, чтобы первый и второй выступы 107 и 108 могли блокироваться в соответствующих пазах 104 и 105 соответственно. Однако, так как выступы 107, 108 и пазы 104, 105 могут быть не видны после вставки стопорного штифта 106, сложно оценить, установлен ли штифт на место. Эта проблема может быть решена посредством расположения противовращательного элемента 110 и его взаимодействия с третьим выступом 109 штифта 106, как упоминалось выше, в этом случае противовращательный элемент 110 также может работать, как элемент установки положения для стопорного штифта 106. В частности, после установки стопорного штифта тепловой экран 103 собирается в аксиальном направлении рядом с хвостовой частью 101. Однако, если стопорный штифт 106 не на месте, противовращательный элемент 110 застрянет на третьем выступе 109. Значит, тепловой экран 103 не может быть собран на месте. Только когда стопорный штифт 106 поворачивается в положение блокировки, тепловой экран 103 может устанавливаться правильно, с противовращательным элементом 110, взаимодействующим с третьим выступом 109. Таким образом, достигается отказоустойчивость для сборки стопорного штифта.In the assembly process, after installing the blades 100 and the rotor disk 102, the locking pin 106 is inserted between the tail portion 101 and the rotor disk 102. After insertion, the locking pin 106 must be rotated by a certain angle so that the first and second protrusions 107 and 108 can be locked in the corresponding grooves 104 and 105, respectively. However, since the protrusions 107, 108 and the grooves 104, 105 may not be visible after inserting the locking pin 106, it is difficult to assess whether the pin is in place. This problem can be solved by arranging the anti-rotation element 110 and interacting with the third protrusion 109 of the pin 106, as mentioned above, in this case, the anti-rotation element 110 can also function as a positioning element for the locking pin 106. In particular, after installing the locking pin the heat shield 103 is assembled in the axial direction near the tail 101. However, if the locking pin 106 is not in place, the anti-rotation element 110 is stuck on the third protrusion 109. Therefore, the thermal Wounds 103 can not be assembled on site. Only when the locking pin 106 is rotated to the locked position, the heat shield 103 can be set correctly, with the anti-rotation element 110 cooperating with the third protrusion 109. In this way, fault tolerance for assembling the locking pin is achieved.

Специалистам в данной области техники следует понимать, что противовращательный элемент также может располагаться на других компонентах, отличных от теплового экрана, до тех пор, пока достигается отказоустойчивость для сборки стопорного штифта.Specialists in the art should understand that the anti-rotation element can also be located on other components other than the heat shield, as long as fault tolerance is achieved for the assembly of the locking pin.

Дополнительно, как показано на фиг.3, стопорные штифты 106 могут располагаться на обеих сторонах каждой хвостовой части 101.Additionally, as shown in FIG. 3, the locking pins 106 may be located on both sides of each tail 101.

Несмотря на то что изобретение было описано подробно в связи лишь с ограниченным количеством вариантов осуществления, следует понимать, что изобретение не ограничено раскрытыми вариантами осуществления. Скорее, изобретение может быть модифицировано, чтобы включать в себя любое количество изменений, исправлений или эквивалентных расположений, не описанных до сих пор в материалах настоящей заявки, но которые соответствуют сущности и объему изобретения. Дополнительно, в то время как были описаны различные варианты осуществления изобретения, стоит понимать, что аспекты изобретения могут включать в себя лишь некоторые из описанных вариантов осуществления. Соответственно, изобретение не должно рассматриваться как ограниченное предыдущим описанием, но ограничивается только объемом прилагаемой формулы изобретения.Although the invention has been described in detail in connection with only a limited number of embodiments, it should be understood that the invention is not limited to the disclosed embodiments. Rather, the invention may be modified to include any number of changes, corrections, or equivalent arrangements not described so far in the materials of this application, but which are consistent with the nature and scope of the invention. Additionally, while various embodiments of the invention have been described, it is understood that aspects of the invention may include only some of the described embodiments. Accordingly, the invention should not be construed as limited by the previous description, but is limited only by the scope of the attached claims.

СПИСОК ССЫЛОЧНЫХ ПОЗИЦИЙLIST OF REFERENCE POSITIONS

100 - Лопатка100 - Shovel

101 - Хвостовая часть101 - The tail section

102 - Диск ротора102 - Rotor disc

103 - Тепловой экран103 - Thermal screen

104 - Первый паз104 - First groove

105 - Второй паз105 - Second groove

106 - Стопорный штифт106 - Lock pin

107 - Первый выступ107 - The first ledge

108 - Второй выступ108 - The second ledge

109 - Третий выступ109 - The third ledge

110 - Противовращательный элемент110 - Anti-rotation element

111 - Перо111 - Pen

112 - Полка112 - Shelf

Claims (10)

1. Лопаточный узел для турбины, содержащий лопатку (100), имеющую перо (111), полку (112) и хвостовую часть (101), диск (102) ротора и стопорный штифт (106), при этом
хвостовая часть лопатки выполнена с возможностью размещения в установочном гнезде диска ротора, а стопорный штифт расположен между хвостовой частью (101) и диском (102) ротора, отличающийся тем, что
стопорный штифт (106) содержит радиально расположенные первый выступ (107) и второй выступ (108), при этом на хвостовой части (101) лопатки выполнен первый паз (104) для приема первого выступа (107) с возможностью блокировки, а на диске (102) ротора - второй паз (105) для приема второго выступа (108) с возможностью блокировки.1. The turbine blade assembly comprising a blade (100) having a feather (111), a shelf (112) and a tail (101), a rotor disk (102) and a locking pin (106),
the tail part of the blade is arranged to be placed in the mounting slot of the rotor disk, and the locking pin is located between the tail part (101) and the rotor disk (102), characterized in that
the locking pin (106) contains a radially spaced first protrusion (107) and a second protrusion (108), while on the tail part (101) of the blade there is a first groove (104) for receiving the first protrusion (107) with the possibility of blocking, and on the disk ( 102) rotor - the second groove (105) for receiving a second protrusion (108) with the possibility of blocking. 2. Лопаточный узел по п.1, отличающийся тем, что первый и второй выступы (107, 108) смещены вдоль аксиального направления стопорного штифта (106).2. The blade assembly according to claim 1, characterized in that the first and second protrusions (107, 108) are offset along the axial direction of the locking pin (106). 3. Лопаточный узел по п.1, отличающийся тем, что первый и второй выступы (107, 108) расположены на одном конце стопорного штифта.3. The blade assembly according to claim 1, characterized in that the first and second protrusions (107, 108) are located at one end of the locking pin. 4. Лопаточный узел по п.3, отличающийся тем, что стопорный штифт содержит третий выступ (109), расположенный на другом конце стопорного штифта для упора в предусмотренный рядом с лопаткой компонент (103), расположенный в аксиальном направлении ротора.4. A blade assembly according to claim 3, characterized in that the locking pin comprises a third protrusion (109) located on the other end of the locking pin for abutment against a component (103) provided next to the blade located in the axial direction of the rotor. 5. Лопаточный узел по п.4, отличающийся тем, что на компоненте (103) рядом с хвостовой частью расположен в аксиальном направлении противовращательный элемент (110) с возможностью взаимодействия с третьим выступом стопорного штифта.5. The blade assembly according to claim 4, characterized in that on the component (103) next to the tail part is located in the axial direction of the anti-rotation element (110) with the possibility of interaction with the third protrusion of the locking pin. 6. Лопаточный узел по п.5, отличающийся тем, что указанный компонент (103) представляет собой тепловой экран.6. The spatula assembly according to claim 5, characterized in that said component (103) is a heat shield. 7. Лопаточный узел по п.1, отличающийся тем, что стопорный штифт расположен на обеих сторонах хвостовой части лопатки.7. The blade assembly according to claim 1, characterized in that the locking pin is located on both sides of the tail of the blade. 8. Лопаточный узел по п.1, отличающийся тем, что хвостовая часть лопатки представляет собой хвостовую часть елочного типа.8. The scapular node according to claim 1, characterized in that the tail of the scapula is the tail of the Christmas tree type. 9. Способ сборки лопаточного узла для турбины по любому из пп.1-8, характеризующийся тем, что он включает установку лопатки (100) в диск (102) ротора, введение стопорного штифта (106) между хвостовой частью (101) лопатки и диском ротора, поворот стопорного штифта с обеспечением блокировки первого выступа (107) стопорного штифта в первом пазу (104), расположенном на хвостовой части, и блокировки второго выступа (108) стопорного штифта во втором пазу, расположенном на диске ротора.9. A method of assembling a blade assembly for a turbine according to any one of claims 1 to 8, characterized in that it includes installing a blade (100) in the rotor disk (102), introducing a locking pin (106) between the tail part (101) of the blade and the disk the rotor, turning the locking pin to lock the first protrusion (107) of the locking pin in the first groove (104) located on the rear part, and locking the second protrusion (108) of the locking pin in the second groove located on the rotor disk. 10. Способ по п.9, в котором противовращательный элемент (110) располагают с обеспечением взаимодействия с третьим выступом (109) стопорного штифта. 10. The method according to claim 9, in which the anti-rotation element (110) is arranged to interact with the third protrusion (109) of the locking pin.
RU2014120542/02A 2013-05-29 2014-05-21 Blade assembly and assembly method thereof RU2585579C2 (en)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13169635.3 2013-05-29
EP13169635.3A EP2808490A1 (en) 2013-05-29 2013-05-29 Turbine blade with locking pin

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014120542A RU2014120542A (en) 2016-01-10
RU2585579C2 true RU2585579C2 (en) 2016-05-27

Family

ID=48482990

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014120542/02A RU2585579C2 (en) 2013-05-29 2014-05-21 Blade assembly and assembly method thereof

Country Status (6)

Country Link
US (1) US20140356178A1 (en)
EP (1) EP2808490A1 (en)
JP (1) JP5970020B2 (en)
KR (1) KR101642983B1 (en)
CN (1) CN104213941B (en)
RU (1) RU2585579C2 (en)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
IT201600130088A1 (en) 2016-12-22 2018-06-22 Nuovo Pignone Tecnologie Srl Turbine blade and fastening set
JP7385992B2 (en) * 2018-12-28 2023-11-24 川崎重工業株式会社 Rotating blades and disks

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60192201U (en) * 1984-05-30 1985-12-20 株式会社東芝 Steam turbine rotor blade fixed structure
SU1714170A1 (en) * 1990-02-23 1992-02-23 Ленинградский Кораблестроительный Институт Arrangement to lock working blades of turbine against axial displacement
UA66385C2 (en) * 2001-01-03 2004-05-17 Центр Науково-Дослідних Та Дослідно-Конструкторських Робіт "Машпроект" Державного Підприємства "Науково-Виробничий Комплекс Газотурбобудування "Зоря"-" Машпроект" Fixation node of the working blades of the axial turbo-machine rotor and method for assembling it
GB2406144A (en) * 2003-09-19 2005-03-23 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade retention system using a key
RU2330163C1 (en) * 2006-11-01 2008-07-27 Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт" (ОАО "Силовые машины") Gas turbine wheel

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2942842A (en) * 1956-06-13 1960-06-28 Gen Motors Corp Turbine blade lock
US4349318A (en) 1980-01-04 1982-09-14 Avco Corporation Boltless blade retainer for a turbine wheel
GB9517369D0 (en) 1995-08-24 1995-10-25 Rolls Royce Plc Bladed rotor
US5713721A (en) * 1996-05-09 1998-02-03 General Electric Co. Retention system for the blades of a rotary machine
US6652237B2 (en) * 2001-10-15 2003-11-25 General Electric Company Bucket and wheel dovetail design for turbine rotors
CN1497131A (en) * 2002-10-18 2004-05-19 通用电气公司 Method and device for preventing damaging blade of gas turbine engine
US6893224B2 (en) * 2002-12-11 2005-05-17 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
JP4869616B2 (en) * 2005-04-01 2012-02-08 株式会社日立製作所 Steam turbine blade, steam turbine rotor, steam turbine using the same, and power plant
DE602005005988T2 (en) * 2005-08-12 2009-05-20 Siemens Aktiengesellschaft Turbine for a thermal power plant with holding device
US8061995B2 (en) * 2008-01-10 2011-11-22 General Electric Company Machine component retention
US8459953B2 (en) * 2010-01-19 2013-06-11 General Electric Company Seal plate and bucket retention pin assembly
US8714929B2 (en) * 2010-11-10 2014-05-06 General Electric Company Turbine assembly and method for securing a closure bucket
RU2557826C2 (en) * 2010-12-09 2015-07-27 Альстом Текнолоджи Лтд Gas turbine with axial hot air flow, and axial compressor
US20120177498A1 (en) * 2011-01-07 2012-07-12 General Electric Company Axial retention device for turbine system
US8840375B2 (en) * 2011-03-21 2014-09-23 United Technologies Corporation Component lock for a gas turbine engine
US8727733B2 (en) * 2011-05-26 2014-05-20 General Electric Company Gas turbine compressor last stage rotor blades with axial retention

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60192201U (en) * 1984-05-30 1985-12-20 株式会社東芝 Steam turbine rotor blade fixed structure
SU1714170A1 (en) * 1990-02-23 1992-02-23 Ленинградский Кораблестроительный Институт Arrangement to lock working blades of turbine against axial displacement
UA66385C2 (en) * 2001-01-03 2004-05-17 Центр Науково-Дослідних Та Дослідно-Конструкторських Робіт "Машпроект" Державного Підприємства "Науково-Виробничий Комплекс Газотурбобудування "Зоря"-" Машпроект" Fixation node of the working blades of the axial turbo-machine rotor and method for assembling it
GB2406144A (en) * 2003-09-19 2005-03-23 Rolls Royce Plc Gas turbine engine blade retention system using a key
RU2330163C1 (en) * 2006-11-01 2008-07-27 Открытое акционерное общество "Силовые машины-ЗТЛ, ЛМЗ, Электросила, Энергомашэкспорт" (ОАО "Силовые машины") Gas turbine wheel

Also Published As

Publication number Publication date
JP2014231839A (en) 2014-12-11
RU2014120542A (en) 2016-01-10
JP5970020B2 (en) 2016-08-17
EP2808490A1 (en) 2014-12-03
KR20140140497A (en) 2014-12-09
US20140356178A1 (en) 2014-12-04
CN104213941B (en) 2016-03-23
CN104213941A (en) 2014-12-17
KR101642983B1 (en) 2016-07-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2392500C2 (en) Vibration damping device of axial locking ring for fixing fan blades of turbo-machine, rotating disc and locking ring, which contain such device, as well as turbo-machine with such rotating disc
US7390170B2 (en) Device for assembling annular flanges together, in particular in a turbomachine
RU2007115871A (en) COMPRESSOR ROTOR OF THE AIRCRAFT ENGINE, COMPRESSOR AND TURBOJET ENGINE
JP6106021B2 (en) Turbine assembly
US5713721A (en) Retention system for the blades of a rotary machine
RU2594396C2 (en) Connector module between drive shaft of motor fan and rolling bearing
RU2550226C2 (en) Turbine impeller and gas-turbine engine
RU2664726C1 (en) Device for centring and guiding rotation of turbine engine shaft including improved means for retaining external bearing ring
RU2436965C2 (en) Device for attachment of guide vanes of turbine, turbine and aircraft engine with such equipment
US7708529B2 (en) Rotor of a turbo engine, e.g., a gas turbine rotor
US20120163964A1 (en) Axial retention feature for gas turbine engine vanes
RU2413847C2 (en) Lock ring retainer to retain vane axially, gas turbine engine disk/ring assembly, gas turbine engine rotor and gas turbine engine
RU2585579C2 (en) Blade assembly and assembly method thereof
JP2011047406A (en) Stator vane for axial-flow turbomachine and stator vane assembly
EP2267868B1 (en) Rotor for permanent magnet electric machine
RU2607986C2 (en) Turbomachine rotor and turbojet engine
JP2009250237A (en) Turbine blade retention system and method
BR112013017741B1 (en) FAN ROTOR AND ASSOCIATED TURBORREATOR
BR112016012196B1 (en) FAN AND TURBINE MOTOR
CA2870765C (en) System and method of limiting axial movement between a hanger and a fairing assembly in a turbine assembly
US8585369B2 (en) Device for axial retention of mobile vanes mounted on a rotor disc
EP3428403B1 (en) Stator vane assembly for a gas turbine engine and method of assembling the same
JP5238631B2 (en) Turbine blade cascade assembly and steam turbine
US8967978B2 (en) Axial retention for fasteners in fan joint
RU2330965C2 (en) First stage turbine wheel locking blade and turbine first stage blade

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180522