RU2615867C2 - Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца - Google Patents
Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца Download PDFInfo
- Publication number
- RU2615867C2 RU2615867C2 RU2013144762A RU2013144762A RU2615867C2 RU 2615867 C2 RU2615867 C2 RU 2615867C2 RU 2013144762 A RU2013144762 A RU 2013144762A RU 2013144762 A RU2013144762 A RU 2013144762A RU 2615867 C2 RU2615867 C2 RU 2615867C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- crankcase
- ring
- radial
- sections
- section
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- 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
-
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
- F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
- F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
- F01D11/24—Actively adjusting tip-clearance by selectively cooling-heating stator or rotor components
-
- 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
- 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
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
-
- 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
- F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
- F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Abstract
Настоящее изобретение относится к картеру (30) турбины летательного аппарата, предназначенному для установки на нем блока секций кольца (28), которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, содержащему средства динамического регулирования радиального положения секций кольца (28), радиальную входную лапку (38), которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30) и выходную радиальную лапку (40), которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), при этом по меньшей мере входная радиальная лапка (38) выполнена как одно целое с картером (30) и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца (28). Достигается уменьшение веса картера и ограничивается риск утечек. 3 н. и 5 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к картеру турбомашины, содержащему средства крепления секций кольца.
Настоящее изобретение, в частности, предлагает картер, в котором секции кольца закреплены так, чтобы ограничить утечку охлаждающего воздуха из секций кольца.
ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В турбомашине летательного аппарата радиальное положение вершины лопаток турбины высокого давления изменяется в зависимости от условий функционирования турбомашины, в частности, в результате того, что лопатки в большей или меньшей степени расширяются, так как они нагреваются газом сгорания, а также в результате скорости вращения турбомашины, вызывающей более или менее значительное удлинение лопаток под действием центробежных сил.
Лопатки турбины высокого давления расположены в магистрали турбины, которая ограничена наружным кольцом, образованным из множества смежных секций кольца. Вершины лопаток проходят вблизи от внутренней поверхности каждой секции кольца.
Так как радиальное положение вершины каждой лопатки изменяется в зависимости от условий функционирования турбомашины, радиальный зазор между вершиной каждой лопатки и секциями кольца также изменяется.
Если этот зазор слишком большой, возникает турбулентное движение газа на уровне вершины каждой лопатки, что снижает эффективность турбомашины. Если зазор слишком маленький, вершина лопатки может вступить в контакт с секцией кольца и повредить ее.
Каждая секция кольца расположена на наружном картере турбомашины, который выполнен так, чтобы контролировать величину этого радиального зазора.
С этой целью картер содержит выступы, на которые направляется воздух более холодный, чем температура картера, для охлаждения картера и вызывания радиального противодействия картера. Это противодействие картера приводит к уменьшению диаметра картера и кольца, сокращая тем самым радиальный зазор между вершинами лопаток и секциями кольца.
Такой картер в основном называют «управляемый картер».
Соединение между секциями кольца и картером осуществляется посредством радиальных распорок, закрепленных на картере, с одной стороны, и на секциях кольца, с другой стороны.
Такой способ крепления секций кольца раскрыт, например, в документе ЕР 1.903.186.
Каждая распорка проходит по угловой секции и каждая из них прикреплена к двум соответствующим секциям кольца.
Распорки прикреплены к управляемому картеру, таким образом, они подвижны в радиальном направлении для того, чтобы позволить радиальное перемещение секций кольца. Таким образом, между двумя смежными распорками имеется функциональный зазор.
Тем не менее, по причине зазора между распорками, воздух, который используется для охлаждения секций кольца, может выходить через этот зазор и достигнуть магистрали турбины высокого давления, уменьшая, таким образом, эффективность турбины высокого давления и турбомашины.
Таким образом, установка распорок на управляемом картере относительно сложна и вес распорок ухудшает общие характеристики турбомашины.
Задачей изобретения является разработка картера турбомашины, который позволит решить указанные проблемы.
РАСКРЫТИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В изобретении предлагается картер турбины летательного аппарата, предназначенный для установки на нем блока секций кольца, которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, при этом картер содержит средства динамического регулирования радиального положения секций кольца посредством контролируемого нагнетания потока воздуха на участки кольцевой стенки картера, при этом картер содержит радиальную входную лапку, которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца в направлении течения потока газа с картером, и выходную радиальную лапку, которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца с картером, отличающийся тем, что, по меньшей мере, входная радиальная лапка выполнена как одно целое с картером и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца.
Такой вариант воплощения, по меньшей мере, входной лапки позволяет исключить средства крепления входной лапки на картере, уменьшая вес картера и ограничивая также риск утечек.
Предпочтительно, две радиальные лапки выполнены как единое целое с картером и соединены непосредственно с каждой секцией кольца.
Предпочтительно, по меньшей мере, входная радиальная лапка содержит отверстия для прохождения воздуха для вентиляции секций кольца.
Предпочтительно, каждая радиальная лапка имеет форму венца, проходящего радиально внутрь в радиальной плоскости относительно главной оси турбины, начиная от кольцевой внутренней поверхности кольцевой стенки картера.
Предпочтительно, картер содержит канал, направляющий поток воздуха вдоль одной кольцевой внутренней поверхности кольцевой стенки картера.
Предпочтительно, указанный направляющий канал открывается в направлении секций кольца.
Предпочтительно, отверстия радиальной входной лапки открываются в указанный направляющий канал.
Предпочтительно, канал радиально ограничен кольцевой стенкой и направляющим кольцевым листом, который расположен радиально между кольцевой стенкой и секциями кольца.
В настоящем изобретении также предложена турбина турбомашины летательного аппарата, характеризующаяся тем, что она содержит узел статора, состоящий из картера в соответствии с настоящим изобретением и включающий в себя нескольких секций кольца, которые прикреплены непосредственно, по меньшей мере, к входной радиальной лапке картера.
В настоящем изобретении также предложена турбомашина летательного аппарата, содержащая турбину в соответствии с настоящим изобретением и/или картер в соответствии с настоящим изобретением.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения будут очевидны из нижеследующего описания, приводимого со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 представляет собой частичный вид по осевому разрезу турбомашины, содержащей картер в соответствии с настоящим изобретением;
Фиг. 2 представляет собой часть управляемого картера, показанного на фиг. 1, в увеличенном масштабе, в котором две радиальные лапки выполнены как одно целое с картером;
Фиг. 3 представляет собой вид, аналогичный представленному на фиг. 2, показывающий вариант осуществления настоящего изобретения, содержащего кольцевой канал, направляющий поток охлаждающего воздуха от кольцевых стенок картера;
Фиг. 4 представляет общий вид части варианта, представленного на фиг. 3, показывающий два отсека из кольцевого листового железа, образующих кольцевой канал.
Лучший вариант осуществления изобретения
На фиг. 1 частично представлена турбомашина 10 с главной осью А, которая последовательно содержит в направлении течения потока газа, здесь слева направо, компрессор 12 высокого давления, камеру 14 сгорания и турбину высокого давления.
Турбина высокого давления содержит кольцевой канал 18, обычно называемый «магистраль», через который газ, поступающий от камеры 14 сгорания, направляется от входа к выходу, неподвижные распределители 20 и подвижные лопатки 22, которые расположены на магистрали 18.
Лопатки 22 установлены на корпусе высокого давления 24 турбины высокого давления, которая является подвижной при вращении вокруг главной оси 2 турбомашины 10 и соединяет турбину высокого давления с компрессором 12 высокого давления.
Турбина высокого давления содержит радиально наружный узел статора, который частично ограничивает магистраль и который содержит множество смежных секций кольца 28, которые радиально ограничивают магистраль 18.
Узел статора также содержит наружный картер турбины высокого давления, на котором установлены секции кольца 28, как это можно увидеть более детально на фиг. 2.
Картер 30 содержит кольцевую стенку 34, расположенную радиально на расстоянии от секций кольца 28, на внутренней поверхности 34i которой установлены секции кольца 28.
Картер 30 также выполнен таким образом, чтобы позволить динамическое регулирование радиального положения секций кольца 28 относительно главной оси А турбомашины 10, чтобы оптимизировать радиальный зазор между вершиной 32 каждой лопатки 22 и внутренней поверхностью 28i напротив каждой секции кольца 28.
Это динамическое регулирование осуществляется согласно условиям функционирования турбомашины 10, оно в основном состоит в нагнетании некоторого количества воздуха в направлении части картера 30 для частичного охлаждения картера 30 и ограничения его расширения.
С этой целью некоторое количество воздуха отбирается из компрессора 12 высокого давления и подводится к картеру 30 по каналам для его нагнетания на наружную поверхность 34е кольцевой стенки 34.
Отобранный воздух нагнетается в коробку 60 управления картера 30, которая жестко соединена с кольцевой стенкой 34.
Коробка 60 управления содержит выступы 36, которые выполнены на наружной поверхности 34е кольцевой стенки 34. Выступы 36 сформированы для способствования теплообмену с нагнетаемым воздухом.
Коробка 60 управления является мультиперфорированной, иначе говоря, содержит несколько просверленных отверстий, через которые проходит воздух, позволяющий охладить выступы 36 путем столкновения с воздухом.
В зависимости от количества воздуха, который нагнетается на выступы 36, картер 30 более или менее значительно охлаждается и амплитудой его расширения, таким образом, управляют.
Секции кольца 28 установлены на стенке 34 картера 30, таким образом, они жестко перемещаются в радиальном направлении при расширении или противодействии картера 30.
Также воздух, нагнетаемый на выступы 36, позволяет изменить радиальное положение секций кольца 28 относительно главной оси А турбомашины 10.
Установка каждой секции кольца 28 на управляемом картере 30 осуществляется посредством двух радиальных лапок 38, 40, которые проходят радиально от кольцевой стенки 34 управляемого картера 30 до секции кольца 28.
Первая входная радиальная лапка 38 расположена на уровне входного концевого участка 28а каждой секции кольца 28 в направлении течения потока газа, а вторая выходная лапка 40 расположена на уровне выходного концевого участка 28b секции кольца 28.
Внутренний радиальный концевой участок 38а, 40а каждой радиальной лапки 38, 40 прикреплен к соответствующему концевому участку 28а, 28b секции кольца 28 при помощи обычных средств крепления.
Наружный радиальный концевой участок 38b, 40b каждой радиальной лапки 38, 40 прикреплен к кольцевой стенке 34 картера 30.
В соответствии с настоящим изобретением, по меньшей мере, входная радиальная лапка 38 выполнена как одно целое с кольцевой стенкой 34 картера 30, и согласно предпочтительному варианту воплощения, представленному на чертежах, две радиальные лапки 38, 40 выполнены как одно целое с кольцевой стенкой 34 картера 30.
Такой вариант воплощения радиальных лапок 38, 40 позволяет локально упростить конструкцию турбомашины 10, уменьшая количество деталей. Более того, это позволяет сократить вес всего узла, в частности, исключив средства крепления радиальных лапок 38, 40 к кольцевой стенке 34 картера 30.
Кроме этого, радиальные лапки 38, 40 закреплены относительно кольцевой стенки 34, что исключает функциональный зазор и, таким образом, возможные утечки потока охлаждающего воздуха из секций кольца 28.
Каждая радиальная лапка 38, 40 в целом состоит из плоского венца, который проходит в плоскости, радиальной относительно главной оси А турбомашины 10.
Радиальная входная лапка 38 дополнительно содержит несколько отверстий 42, которые распределены под углом и равномерно вокруг главной оси А турбомашины 10.
Эти отверстия 42 выполнены так, чтобы позволить циркуляцию воздуха в направлении секций кольца 28 для их охлаждения. В действительности секции кольца 28 находятся в непосредственном контакте с газом, поступающим из камеры сгорания, температура которых является высокой. Охлаждение колец 28 позволит значительно увеличить срок их службы.
Каждая секция кольца 28 содержит внутренние отверстия (не показаны) и на них расположены металлические листы U-образной формы для направления охлаждающего воздуха, поступающего из отверстий 42.
Согласно другому аспекту управляемого картера 30 каждая радиальная лапка 38, 40 расположена в осевом направлении на уровне выступа 36 управления.
Здесь, картер 30 имеет два выступа 36 управления, которые смещены в осевом направлении относительно друг друга.
Таким образом, радиальная входная лапка 38 находится в осевом направлении справа от выступа 36 управления, расположенного на входе, а радиальная выходная лапка 40 находится в осевом направлении слева от выступа 36 управления, расположенного на выходе.
Очевидно, что настоящее изобретение не ограничивается этим вариантом воплощения, в котором картер 30 содержит два выступа 36, оно также относится к вариантам воплощения, в которых количество выступов различно. Положение радиальных лапок 38, 40, таким образом, адаптируется для того, чтобы каждая радиальная лапка 38, 40 находилась на уровне выступа 36 управления.
В соответствии с вариантом воплощения, представленном на фиг. 2, каждый сектор кольца 28 обращен непосредственно к кольцевой стенке 34 картера 30.
Как раскрыто ранее, секции кольца 28 нагреваются до высоких температур под действием газа, циркулирующего в магистрали 18.
Таким образом, секции кольца 28 могут нагревать кольцевую стенку 34 картера 30 излучением.
Это нагревание кольцевой стенки 34 уменьшает эффективность охлаждающего воздуха, нагнетаемого на выступы 36 управления.
Вот почему в соответствии с другим аспектом настоящего изобретения, представленного на фиг. 3 и 4, картер 30 включает в себя кольцевой канал 46 направления потока воздуха вдоль внутренней стенки 34i кольцевой стенки 34.
Циркулируя вдоль кольцевой стенки 34, поток воздуха охлаждает кольцевую стенку 32 картера 30. Так, поток воздуха образует барьер для теплового излучения, происходящего от секций кольца 28.
В соответствии с одним из вариантов воплощения, поток воздуха, который пересекает кольцевой канал 46, также используется для охлаждения секций кольца.
Для этой цели входной концевой участок 46а кольцевого канала 46 расположен на уровне радиальной входной лапки 38, а отверстия 42 открываются в кольцевой канал 46. Также, выходной кольцевой участок 46b кольцевого канала 46 расположен на уровне радиальной выходной лапки 40, и он выполнен так, чтобы открываться в направлении секций кольца 28.
Как следствие, поток воздуха в основном циркулирует от входа к выходу в кольцевом канале 46, охлаждая кольцевую стенку 34 картера 30, затем он перенаправляется от концевого выходного участка кольцевого канала 46 в направлении секций кольца 28 для их охлаждения.
В соответствии с вариантом осуществления, представленным на фиг. 3 и 4, кольцевой канал 46 ограничен радиально кольцевой стенкой 34 картера 30 и кольцевым листом 48, который расположен радиально между кольцевой стенкой 34 и секциями кольца 28.
Чтобы уменьшить утечки воздуха, кольцевой лист 48 выполнен так, чтобы его осевые концевые участки опирались на сторону, находящуюся напротив радиальных лапок 38, 40. Предпочтительно, этому упору способствует гибкая деформация кольцевого листа 48, который сжимается в осевом направлении между двумя радиальными лапками 38, 40.
С этой целью кольцевой лист 48 имеет выпуклую форму и выступает наружу так, чтобы входная и выходная кромки осевого концевого участка кольцевого листа, по меньшей мере, частично были ориентированы радиально в направлении главной оси А турбомашины 10.
Выходной концевой участок 50 кольцевого листа 48 содержит выходные отверстия 52, которые ориентированы в целом в направлении листа 44 U-образной формы, удерживаемого каждой секцией кольца 28, который перенаправляет поток воздуха, выходящий из кольцевого канала 46, в направлении секций кольца 28.
Чтобы его установка между двумя радиальными лапками 38, 40 была возможна, как это показано на фиг. 4, кольцевой лист 48 выполняют из нескольких отсеков 54, каждый из которых проходит по угловому сектору.
Например, угловой лист выполняется из трех отсеков, каждый из которых проходит по угловому сектору примерно под 120 градусами.
Связь между двумя смежными отсеками 54 выполнена так, чтобы было возможным относительное перемещение отсеков относительно друг друга в направлении, перпендикулярном радиальной плоскости.
Здесь, связь между двумя соответствующими концевыми участками двух смежных отсеков 54 является телескопической связью, то есть концевой участок одного отсека заходит в концевой участок другого отсека и выполнен с возможностью скользить в направлении, перпендикулярном радиальной плоскости.
Это относительное перемещение отсеков 54 относительно друг друга позволяет изменять диаметр углового листа 48 при регулировании зазора между секциями кольца 28 и вершинами лопаток 22, избегая, таким образом, возникновения внутренних механических напряжений в кольцевом листе 48 или в управляемом картере 30.
Кольцевой лист 48, здесь, прикреплен к картеру 30 посредством радиальных болтов 56, которые проходят через кольцевую стенку 34. Шайба 58, соединенная с каждым болтом, сжата радиально соответствующим радиальным болтом между кольцевым листом 48 и кольцевой стенкой 34, чтобы поддерживать заданное пространство, соответствующее кольцевому каналу 46 прохода воздуха.
Описанное выше настоящее изобретение относится к части статора турбины высокого давления турбомашины 10, которая содержит картер 30 и секции кольца 28.
Настоящее изобретение не ограничивается картером 30 и турбиной высокого давления, а относится также к части статора турбины низкого давления турбомашины 10, которая также включает в себя аналогичные картер и секции кольца.
Claims (8)
1. Картер (30) турбины летательного аппарата, предназначенный для установки на нем блока секций кольца (28), которое частично ограничивает канал прохождения потока газа через турбину, при этом картер (30) содержит средства динамического регулирования радиального положения секций кольца (28) посредством контролируемого нагнетания потока воздуха на участки (36) кольцевой стенки (34) картера (30), при этом картер (30) содержит радиальную входную лапку (38), которая соединяет входной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), и выходную радиальную лапку (40), которая связывает выходной концевой участок каждой секции кольца (28) с картером (30), причем по меньшей мере одна входная радиальная лапка (38) выполнена как одно целое с картером (30) и связана непосредственно с входным концевым участком каждой секции кольца (28), отличающийся тем, что содержит направляющий поток воздуха канал (46) вдоль одной кольцевой внутренней поверхности (34i) кольцевой стенки (34) картера (30), причем указанный направляющий канал (46) открывается в направлении секций кольца (28).
2. Картер (30) по п. 1, отличающийся тем, что две радиальные лапки (38, 40) выполнены как единое целое с картером (30) и соединены непосредственно с каждой секцией кольца (28).
3. Картер (30) по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что по меньшей мере одна входная радиальная лапка (38) содержит отверстия (42) для прохождения воздуха для вентиляции секций кольца (28).
4. Картер (30) по одному из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что каждая радиальная лапка (38, 40) имеет форму венца, проходящего радиально внутрь в радиальной плоскости относительно главной оси турбины, начиная от кольцевой внутренней поверхности (34i) кольцевой стенки (34) картера (30).
5. Картер (30) по одному из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что отверстия (42) радиальной входной лапки (38) открываются в указанный направляющий канал (46).
6. Картер (30) по п. 1, отличающийся тем, что канал (46) радиально ограничен кольцевой стенкой (34) и направляющим кольцевым листом (48), который расположен радиально между кольцевой стенкой (34) и секциями кольца (28).
7. Турбина турбомашины (10) летательного аппарата, отличающаяся тем, что она содержит узел статора, состоящий из картера (30) по одному из предыдущих пунктов и содержащий несколько секций кольца (28), которые прикреплены непосредственно к входной радиальной лапке (38) картера (30).
8. Турбомашина летательного аппарата, включающая в себя турбину по п. 7 и/или картер по одному из пп. 1-6.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR1151802A FR2972483B1 (fr) | 2011-03-07 | 2011-03-07 | Carter de turbine comportant des moyens de fixation de secteurs d'anneau |
FR1151802 | 2011-03-07 | ||
PCT/FR2012/050455 WO2012120228A1 (fr) | 2011-03-07 | 2012-03-06 | Carter de turbine comportant des moyens de fixation de secteurs d'anneau |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2013144762A RU2013144762A (ru) | 2015-04-20 |
RU2615867C2 true RU2615867C2 (ru) | 2017-04-11 |
Family
ID=43920808
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2013144762A RU2615867C2 (ru) | 2011-03-07 | 2012-03-06 | Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10487689B2 (ru) |
EP (1) | EP2683917B1 (ru) |
JP (1) | JP6188580B2 (ru) |
CN (1) | CN103380268B (ru) |
BR (1) | BR112013021692B1 (ru) |
CA (1) | CA2827591C (ru) |
FR (1) | FR2972483B1 (ru) |
RU (1) | RU2615867C2 (ru) |
WO (1) | WO2012120228A1 (ru) |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2955143B1 (fr) | 2010-01-12 | 2012-05-11 | Snecma | Agencement de disque aubage |
EP2789803A1 (en) * | 2013-04-09 | 2014-10-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Impingement ring element attachment and sealing |
FR3009579B1 (fr) * | 2013-08-07 | 2015-09-25 | Snecma | Carter de turbine en deux materiaux |
FR3055147B1 (fr) * | 2016-08-19 | 2020-05-29 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'anneau de turbine |
US10858953B2 (en) | 2017-09-01 | 2020-12-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbine casing heat shield in a gas turbine engine |
EP3450703B1 (en) * | 2017-09-01 | 2020-05-20 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG | Turbine casing heat shield in a gas turbine engine |
US11788425B2 (en) * | 2021-11-05 | 2023-10-17 | General Electric Company | Gas turbine engine with clearance control system |
CN114963236A (zh) * | 2022-06-23 | 2022-08-30 | 中国航发贵阳发动机设计研究所 | 一种径向进气涡流器的安装结构 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4303371A (en) * | 1978-06-05 | 1981-12-01 | General Electric Company | Shroud support with impingement baffle |
RU2290515C2 (ru) * | 2003-08-06 | 2006-12-27 | Снекма Моторс | Устройство для регулировки зазора в газовой турбине |
RU2347079C2 (ru) * | 2003-03-06 | 2009-02-20 | Снекма Мотёр | Турбомашина с охлаждаемыми кольцевыми сегментами |
EP2053200A1 (fr) * | 2007-10-22 | 2009-04-29 | Snecma | Contrôle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine |
Family Cites Families (22)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2280791A1 (fr) * | 1974-07-31 | 1976-02-27 | Snecma | Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine |
FR2416345A1 (fr) * | 1978-01-31 | 1979-08-31 | Snecma | Dispositif de refroidissement par impact des segments d'etancheite de turbine d'un turboreacteur |
US4337016A (en) * | 1979-12-13 | 1982-06-29 | United Technologies Corporation | Dual wall seal means |
FR2548733B1 (fr) * | 1983-07-07 | 1987-07-10 | Snecma | Dispositif d'etancheite d'aubages mobiles de turbomachine |
US4642024A (en) * | 1984-12-05 | 1987-02-10 | United Technologies Corporation | Coolable stator assembly for a rotary machine |
US5165847A (en) * | 1991-05-20 | 1992-11-24 | General Electric Company | Tapered enlargement metering inlet channel for a shroud cooling assembly of gas turbine engines |
US5238365A (en) * | 1991-07-09 | 1993-08-24 | General Electric Company | Assembly for thermal shielding of low pressure turbine |
FR2766517B1 (fr) * | 1997-07-24 | 1999-09-03 | Snecma | Dispositif de ventilation d'un anneau de turbomachine |
FR2865237B1 (fr) * | 2004-01-16 | 2006-03-10 | Snecma Moteurs | Perfectionnements apportes aux dispositifs de controle de jeu dans une turbine a gaz |
FR2867224B1 (fr) * | 2004-03-04 | 2006-05-19 | Snecma Moteurs | Dispositif de maintien axial de secteur d'entretoise pour anneau d'une turbine haute-pression de turbomachine |
US7367776B2 (en) * | 2005-01-26 | 2008-05-06 | General Electric Company | Turbine engine stator including shape memory alloy and clearance control method |
FR2890685B1 (fr) * | 2005-09-14 | 2007-12-14 | Snecma | Pilotage de jeu au sommet d'aubes de rotor de turbine haute pression dans une turbomachine |
US7597537B2 (en) * | 2005-12-16 | 2009-10-06 | General Electric Company | Thermal control of gas turbine engine rings for active clearance control |
US7431557B2 (en) * | 2006-05-25 | 2008-10-07 | General Electric Company | Compensating for blade tip clearance deterioration in active clearance control |
FR2906295B1 (fr) | 2006-09-22 | 2011-11-18 | Snecma | Dispositif de toles isolantes sur carter pour amelioration du jeu en sommet d'aube |
FR2907498B1 (fr) | 2006-10-24 | 2009-01-23 | Snecma Sa | Systeme d'equilibrage pour rotor de turbomachine |
FR2907497B1 (fr) | 2006-10-24 | 2009-01-23 | Snecma Sa | Systeme d'equilibrage pour rotor de turbomachine |
FR2935428B1 (fr) | 2008-08-26 | 2015-06-26 | Snecma | Aubage fixe de turbomachine a masse reduite et turbomachine comportant au moins un tel aubage fixe |
FR2935429B1 (fr) | 2008-08-26 | 2011-11-25 | Snecma | Aubage fixe de turbomachine a masse reduite et turbomachine comportant au moins un tel aubage fixe |
CN102272419A (zh) * | 2009-03-09 | 2011-12-07 | 斯奈克玛 | 涡轮环组件 |
FR2946687B1 (fr) | 2009-06-10 | 2011-07-01 | Snecma | Turbomachine comprenant des moyens ameliores de reglage du debit d'un flux d'air de refroidissement preleve en sortie de compresseur haute pression |
FR2955143B1 (fr) | 2010-01-12 | 2012-05-11 | Snecma | Agencement de disque aubage |
-
2011
- 2011-03-07 FR FR1151802A patent/FR2972483B1/fr active Active
-
2012
- 2012-03-06 US US14/003,490 patent/US10487689B2/en active Active
- 2012-03-06 WO PCT/FR2012/050455 patent/WO2012120228A1/fr active Application Filing
- 2012-03-06 EP EP12712326.3A patent/EP2683917B1/fr active Active
- 2012-03-06 JP JP2013557153A patent/JP6188580B2/ja active Active
- 2012-03-06 RU RU2013144762A patent/RU2615867C2/ru active
- 2012-03-06 CN CN201280009471.8A patent/CN103380268B/zh active Active
- 2012-03-06 BR BR112013021692-1A patent/BR112013021692B1/pt active IP Right Grant
- 2012-03-06 CA CA2827591A patent/CA2827591C/fr active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4303371A (en) * | 1978-06-05 | 1981-12-01 | General Electric Company | Shroud support with impingement baffle |
RU2347079C2 (ru) * | 2003-03-06 | 2009-02-20 | Снекма Мотёр | Турбомашина с охлаждаемыми кольцевыми сегментами |
RU2290515C2 (ru) * | 2003-08-06 | 2006-12-27 | Снекма Моторс | Устройство для регулировки зазора в газовой турбине |
EP2053200A1 (fr) * | 2007-10-22 | 2009-04-29 | Snecma | Contrôle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2827591A1 (fr) | 2012-09-13 |
CN103380268A (zh) | 2013-10-30 |
WO2012120228A1 (fr) | 2012-09-13 |
US20140003924A1 (en) | 2014-01-02 |
JP6188580B2 (ja) | 2017-08-30 |
EP2683917A1 (fr) | 2014-01-15 |
FR2972483B1 (fr) | 2013-04-19 |
RU2013144762A (ru) | 2015-04-20 |
US10487689B2 (en) | 2019-11-26 |
CN103380268B (zh) | 2016-04-20 |
CA2827591C (fr) | 2020-04-07 |
BR112013021692A2 (pt) | 2016-11-01 |
BR112013021692B1 (pt) | 2021-07-13 |
JP2014507603A (ja) | 2014-03-27 |
EP2683917B1 (fr) | 2020-10-07 |
FR2972483A1 (fr) | 2012-09-14 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2615867C2 (ru) | Картер турбины, содержащий средства крепления секций кольца | |
RU2599413C2 (ru) | Канал для охлаждения корпуса | |
RU2532479C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
US10590806B2 (en) | Exhaust system and gas turbine | |
RU2504662C2 (ru) | Вентиляция турбины высокого давления в газотурбинном двигателе | |
US7465148B2 (en) | Air-guiding system between compressor and turbine of a gas turbine engine | |
JP5110646B2 (ja) | 冷却回路を備えたタービン間のケーシングおよびそれを備えるターボファン | |
RU2481499C2 (ru) | Узел диффузор-направляющий аппарат для турбомашины | |
US7269955B2 (en) | Methods and apparatus for maintaining rotor assembly tip clearances | |
CN109838310B (zh) | 包括缓解转子弯曲的热梯度衰减结构的燃气涡轮发动机 | |
RU2537113C1 (ru) | Газовая турбина, содержащая тепловую защиту, и способ управления | |
US10690147B2 (en) | Compressor with segmented inner shroud for an axial turbine engine | |
RU2558731C2 (ru) | Конструкция монтажа направляющих лопаток сопла входного канала радиальной газовой турбины двигателя | |
EP0532303A1 (en) | System and method for improved engine cooling | |
KR20100116672A (ko) | 가스 터빈 | |
US10329940B2 (en) | Method and system for passive clearance control in a gas turbine engine | |
RU2685172C1 (ru) | Уплотнительная система с двумя рядами дополняющих друг друга уплотнительных элементов | |
RU2740048C1 (ru) | Охлаждаемая конструкция лопатки или лопасти газовой турбины и способ ее сборки | |
US20090094986A1 (en) | Combustion Chamber Wall, Gas Turbine Installation and Process for Starting or Shutting Down a Gas Turbine Installation | |
EP2378088A2 (en) | Turbine with a double casing | |
EP3153658B1 (en) | Windage shield system | |
RU2311549C2 (ru) | Турбореактивный двигатель с обтекателем статора во внутренней полости | |
JP2019183714A (ja) | 内燃機関 | |
RU2352788C1 (ru) | Высокотемпературная газовая турбина | |
RU2500895C1 (ru) | Турбина газотурбинного двигателя |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |