RU2622351C2 - Крыльчатка для турбомашины - Google Patents

Крыльчатка для турбомашины Download PDF

Info

Publication number
RU2622351C2
RU2622351C2 RU2014123694A RU2014123694A RU2622351C2 RU 2622351 C2 RU2622351 C2 RU 2622351C2 RU 2014123694 A RU2014123694 A RU 2014123694A RU 2014123694 A RU2014123694 A RU 2014123694A RU 2622351 C2 RU2622351 C2 RU 2622351C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
annular
visor
upstream
radial
disk
Prior art date
Application number
RU2014123694A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014123694A (ru
Inventor
Ален Доминик ЖАНДРО
Фабрис Марсель Ноэль ГАРЭН
Ромэн Николя ЛЮНЕЛЬ
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 RU2014123694A publication Critical patent/RU2014123694A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2622351C2 publication Critical patent/RU2622351C2/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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and 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
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and 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
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • F01D5/326—Locking of axial insertion type blades by other means
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/232—Three-dimensional prismatic conical
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Supercharger (AREA)

Abstract

Крыльчатка для турбомашины, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержит диск (50) ротора, включающий в себя на своей внешней периферии ребра (14) жесткости, ограничивающие гнезда (18) осевого монтажа и радиального удерживания замков лопаток. Лопатки имеют полки, расположенные бок о бок по окружности для ограничения кольцевого тракта течения воздушного потока. Кольцевой козырек (48), проходящий, по существу, аксиально в направлении выше по потоку, установлен на расположенной выше по потоку стороне диска (50) для ограничения прохождения воздуха вне кольцевого тракта. Уплотнительные средства (84) предусмотрены между кольцевым козырьком (48) и расположенными выше по потоку концами полок лопаток. Кольцевой козырек (48) содержит кольцевой выступ (52), проходящий аксиально в направлении ниже по потоку и радиально внутрь средств радиального удерживания (70) кольцевого козырька (48) на диске (50). Эти средства удерживания (70) образованы выступающими в осевом направлении на расположенной выше по потоку стороне диска (50). Уплотнительные средства (84) расположены радиально внутри кольцевого козырька (48) и расположенных выше по потоку концов полок лопаток. Достигается снижение приложенных к лопаткам радиальных сил. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Настоящее изобретение относится к крыльчатке для турбомашины, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета.
Традиционно, крыльчатка, например, турбины низкого давления включает диск ротора, внешняя периферия которого содержит ребра жесткости, ограничивающие гнезда осевого монтажа и радиального удерживания замков лопаток. Лопатки образованы с полками, расположенными бок о бок по окружности, которые внутренне ограничивают кольцевой тракт течения текучей среды.
Лопатки дополнительно включают в себя кольцевые козырьки, проходящие по существу аксиально в направлении выше по потоку на уровне полок для ограничения прохождения текучей среды вне кольцевого тракта.
Металлические лопатки производятся единой деталью с помощью литья, козырьки образованы с полками и замками лопаток.
Изготовление лопаток литьем обеспечивает хорошие размерные допуски, то есть, детали имеют точные размеры, соответствующие спецификациям. Однако эти лопатки имеют значительную массу.
Для устранения этого недостатка было предложено производить всю или часть лопаток из композитного материала с керамической матрицей (ККМ). Производственные допуски лопаток из ККМ больше, чем у металлических лопаток произведенных литьем. Кроме того, изготовление лопаток из ККМ сложно, поскольку оно вынуждает прибегать к плетению и требует образования на лопатке на уровне полок двух текстурных слоев, один из которых образует поверхность, ограничивающую тракт и козырек, а другой служит для предотвращения качания лопатки и покрытия ниже по потоку.
В своей заявке FR 1054163 заявитель уже предложил реализовать козырек в виде дополнительной детали для упрощения производства лопаток из ККМ. Уплотнительные средства расположены между козырьком и полками лопаток, чтобы предотвратить утечки, учитывая при этом производственные допуски лопаток из ККМ.
В этой конфигурации во время работы турбомашины козырек центрифугируется в направлении наружу и опирается на расположенные выше по потоку концы полок лопаток, что приводит к увеличению радиальных сил, приложенных к лопаткам.
Изобретение специально разработано для обеспечения простого, эффективного и экономичного решения этой проблемы.
С этой целью оно предлагает крыльчатку для турбомашины, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержащую диск ротора, включающий в себя на своей внешней периферии ребра жесткости, ограничивающие гнезда осевого монтажа и радиального удерживания замков лопаток, лопатки, имеющие полки, расположенные бок о бок по окружности для ограничения кольцевого тракта течения воздушного потока, кольцевой козырек, проходящий по существу аксиально в направлении выше по потоку, установлен на расположенной выше по потоку стороне диска для ограничения прохождения воздуха вне кольцевого тракта, уплотнительные средства, предусмотренные между кольцевым козырьком и расположенными выше по потоку концами полок лопаток, отличающийся тем, что кольцевой козырек содержит кольцевой выступ, проходящий аксиально в направлении ниже по потоку и радиально внутри средств радиального удерживания кольцевого козырька на диске, эти средства удерживания образованы выступающими в осевом направлении на расположенной выше по потоку стороне диска, уплотнительные средства расположены радиально внутри кольцевого козырька и расположенных выше по потоку концов полок лопаток.
Средства радиального удерживания кольцевого козырька, образованные на диске, предохраняют при функционировании, чтобы расположенные выше по потоку концы лопаток не подвергались дополнительным радиальным усилиям из-за центрифугирования кольцевого козырька.
Козырек может иметь непрерывную кольцевую форму около 360°. Он также может быть в виде отдельных секторов, расположенных бок о бок, образуя кольцо, что позволяет хорошо компенсировать разностные деформации между диском и козырьком.
Согласно отличительному признаку изобретения, средства радиального удерживания образованы на расположенных выше по потоку и радиально наружных концах ребер жесткости диска.
Согласно другому признаку изобретения, кольцевой выступ козырька содержит по существу цилиндрическую стенку, опирающуюся радиально наружу на средства радиального удерживания и связанную на своем расположенном ниже по потоку конце с кольцевой радиальной стенкой.
Согласно еще одному признаку настоящего изобретения, на расположенной выше по потоку стороне диска, по существу у основания ребер жесткости диска и напротив радиально внутреннего конца радиального кольцевого выступа козырька, образованы выступающими в осевом направлении, шипы.
При монтаже козырька на диск, а также при останове турбомашины шипы обеспечивают позиционирование и радиальную поддержку кольцевого козырька на расположенной выше по потоку стороне диска. Таким образом, уплотнительные средства правильно позиционируются относительно козырька и расположенных выше по потоку концов полок.
Преимущественно, кольцевая радиальная стенка выступа козырька имеет по меньшей мере один предотвращающий вращение палец, выступающий радиально внутрь и введенный по окружности между двумя следующими один за другим шипами, что позволяет гарантировать блокировку вращения кольцевого козырька на диске.
Согласно признаку изобретения, кольцевой козырек содержит кольцевую канавку, открытую ниже по потоку для размещения уплотнительных средств, эта канавка ограничена внутри цилиндрической стенкой и снаружи кольцевой стенкой в форме усеченного конуса с сечением, увеличивающимся в направлении ниже по потоку.
В частном варианте реализации изобретения, уплотнительные средства содержат кольцевую прокладку, вставленную радиально между стенкой в форме усеченного конуса и средствами радиального удерживания, выступающими на расположенной выше по потоку стороне диска, упомянутая прокладка выполнена с возможностью перемещения в радиальном направлении наружу под действием центробежной силы при вращении крыльчатки и прилегания к стенке в форме усеченного конуса и расположенным выше по потоку концам полок.
Прокладка подвижна в радиальном направлении по отношению к козырьку, что позволяет под действием центробежной силы, чтобы прокладка оказывалась надлежащим образом прижатой к стенке в форме усеченного конуса и расположенным выше по потоку концам полок.
Предпочтительно, что кольцевая прокладка имеет по существу треугольное сечение и содержит сторону в форме усеченного конуса, предназначенную для вхождения в контакт со стенкой в форме усеченного конуса козырька, и по существу радиальную сторону, предназначенную для осевой опоры на радиальную сторону расположенных выше по потоку концов полок лопаток.
Согласно другому признаку изобретения, кольцевой козырек зажат в осевом направлении на диске ротора с помощью расположенного выше по потоку фланца зафиксированного на диске ротора.
Известным образом, внутренний конец фланца несет тонкие пластинки, образующие лабиринтное уплотнение совместно с истираемым блоком неподвижного соплового аппарата, расположенного выше по потоку.
В предпочтительном варианте реализации настоящего изобретения, лопатки выполнены из композитного аппарата с керамической матрицей (ККМ).
Изобретение также относится к турбомашине, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержащей по меньшей мере одну крыльчатку, такую как описана выше, в частности в турбине низкого давления.
Другие особенности и преимущества настоящего изобретения станут более очевидными из прочтения нижеследующего описания, приведенного для ознакомления, но не для ограничения, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
- Фиг. 1 - вид в перспективе части крыльчатки в соответствии с предшествующей технологией;
Фиг. 2 представляет собой схематический вид в осевом разрезе крыльчатки согласно изобретению;
- Фиг. 3 представляет собой схематический вид в перспективе кольцевого козырька согласно изобретению;
- Фиг. 4 представляет собой схематический вид в перспективе от расположения выше по потоку от кольцевого козырька, согласно изобретению;
Фиг. 5 представляет собой схематический вид в осевом разрезе зоны, ограниченной пунктиром, на Фиг. 2.
Фиг. 1 демонстрирует крыльчатку 10, описанную в документе FR 1054163. Крыльчатка 10 содержит диск 12 ротора, внешняя периферия которого содержит ребра 14 жесткости, ограничивающие гнезда 16 "ласточкин хвост" для осевого монтажа и радиального удерживания замков 18 лопаток (фиг. 3 и 4), расположенные ниже по потоку концы ребер 14 жесткости снабжены крюками 20, повернутыми радиально внутрь. Вершины ребер 14 жесткости, по существу, плоские.
Диск 12 турбины также снабжен цилиндрическим выступом 22, проходящим в осевом направлении в направлении ниже по потоку в зону, расположенную радиально между основанием ячеек 16 и внутренней периферией диска 12. Канавка 24, расположенная радиально по существу против крюков 20, образована в выступе 22. Канавка 24 и крюки 20 служат для фиксации осевых средств упора (не представлены) замков 18 лопаток.
Лопатки 26 включают в себя перья 28, проходящие радиально, и полки 30, ограничивающие внутри кольцевой тракт течения текучей среды, образованные у основания перьев 28 и связанные с замками 18 лопаток 26.
Полки 30 включают в себя центральную часть 32 под углом к осевому направлению, продолжающуюся расположенной выше по потоку частью 34 загнутой радиально во внутрь.
Полки 30 лопаток 26 расположены бок о бок и предусмотрены средства для обеспечения уплотнения между их боковыми кромками друг рядом с другом по кругу.
Крыльчатка 10 включает в себя металлический кольцевой козырек 36, установленный на расположенной выше по потоку стороне диска 12 ротора, на наружной периферии этого диска 12. Этот козырек 36 содержит цилиндрическую стенку 38, проходящую по существу аксиально в направлении выше по потоку на уровне расположенных выше по потоку концов полок 30 и предназначенную ограничивать прохождение текучей среды вне кольцевого тракта. Этот козырек 36 также включает в себя кольцевую стенку 40, проходящую по существу радиально, предназначенную для опоры на расположенную выше по потоку сторону диска 12 ротора. Уплотнительные средства 42 предусмотрены между козырьком 36 и расположенными выше по потоку концами полок 30 лопаток 26.
Эти уплотнительные средства содержат торическую прокладку 42, установленную в канавке 44 козырька 36, включающую в себя стенку 46 в форме усеченного конуса с сечением, увеличивающимся в направлении ниже по потоку, так, что прокладка вдавливается от расположения выше по потоку в направлении ниже по потоку напротив расположенных выше по потоку краев 34 полок 30.
Во время функционирования турбомашины, козырек 36 центрифугирует в направлении наружу и опирается с помощью прокладки 42 на расположенные выше по потоку края 34 полок 30, что увеличивает радиальные силы, действующие на лопатки 26.
Изобретение решает эту проблему с помощью козырька 48, который, при функционировании, опирается радиально в направлении наружу на радиальные средства удерживания, образованные выступающими на расположенной выше по потоку стороне диска 50.
В представленном варианте реализации, козырек 48 содержит кольцевой выступ 52, содержащий по существу цилиндрическую стенку 54, соединенную на своем расположенном ниже по потоку конце с кольцевой стенкой 56, проходящей в радиальном направлении внутрь (фиг. 2 и 3). Радиальная кольцевая стенка 56 содержит по меньшей мере один предотвращающий вращение палец 58, выступающий радиально внутрь (фиг. 4). Козырек 48 также включает в себя вторую цилиндрическую стенку 60, проходящую в осевом направлении выше по потоку между двумя фиксированными кольцевыми частями 62, 64 соплового аппарата 66 расположенного выше по потоку, чтобы ограничить прохождение воздуха вне кольцевого тракта (фиг. 2 и 5).
Цилиндрическая стенка 54 кольцевого выступа 52 козырька 48 ограничивает, со стенкой 68 в форме усеченного конуса с сечением, увеличивающимся в направлении ниже по потоку, кольцевую канавку, открытую в направлении ниже по потоку.
Средства радиального удерживания включают в себя лапки 70, образованные на расположенных выше по потоку и радиально внешних концах ребер 14 жесткости диска 50. Эти лапки 70 имеют увеличенную толщину на ребрах 14 жесткости диска 50 и проходят, выступая в осевом направлении, на расположенной выше по потоку стороне диска 50. Каждое ребро 14 жесткости диска 50 содержит шип 72, образованный по существу в основании ребра жесткости и напротив радиально внутреннего конца кольцевой радиальной стенки 56 кольцевого выступа 52 козырька 48.
Когда козырек 48 введен аксиально в направлении ниже по потоку на расположенную выше по потоку сторону диска 50, кольцевой выступ 52 входит между лапками 70 и шипами 72, выступающими на расположенной выше по потоку стороне диска 50, что осуществляет позиционирование козырька 48 на диске 50. В процессе функционирования радиальное удерживание козырька 48 обеспечивается лапками 70 диска 50, а не расположенными выше по потоку краями 74 полок, что позволяет уменьшить радиальные силы, приложенные на лопатки. Кроме того, палец 58 кольцевой радиальной стенки 56 размещается по окружности, между двумя следующими один за другим шипами 72 диска 50, что обеспечивает блокировку вращения козырька 48 на диске 50.
Козырек 48 зажат на расположенной выше по потоку стороне диска 50 ротора фланцем 76, зафиксированным болтами на радиальной скобе 78 диска 50. Фланец 76 имеет на своем внутреннем конце тонкие пластинки 80, которые образуют лабиринтное уплотнение с истираемым блоком 82 соплового аппарата 66 (фиг. 2).
Уплотнительные средства 84 вставлены между лапками 70 ребер 14 жесткости диска 50 и стенкой 68 в форме усеченного конуса козырька 48.
В представленном варианте реализации, уплотнительные средства включают в себя кольцевую прокладку 84, по существу треугольного сечения, сторона 86 в форме усеченного конуса которого расположена по существу радиально напротив стенки 68 в форме усеченного конуса козырька 48, и другая радиальная сторона 88 которого расположена напротив соответствующих радиальных сторон расположенных выше по потоку краев 74 полок.
Во время функционирования турбомашины, прокладка 84 перемещается вдоль стенки 68 в форме усеченного конуса под действием центробежной силы, пока она не будет прижата к расположенным выше по потоку краям 74 полок (фиг. 3 и 5).
Прокладка 84 является достаточно деформируемой, чтобы компенсировать размерные допуски процесса изготовления лопаток из ККМ.
Прокладка также может быть разрезана, чтобы облегчить его растяжение под действием центробежной силы.
Расположенный выше по потоку край 74 каждой полки содержит зуб 90, проходящий по существу радиально внутрь и образованный по существу в средней части края 74 полки. При осевом монтаже замков лопаток 18 в гнезда 16, зубцы 90 полки вводятся аксиально между двух следующих друг за другом лапок 70 диска 50. Каждый расположенный выше по потоку край полки содержит две боковые части 92 по обе стороны от зуба 90 полки и расположенные радиально против лапки 70 диска 50 с заранее определенным зазором. Эти боковые части 92 предназначены для опоры на лапки 70 диска 50, для ограничения наклона лопаток в окружном направлении (фиг. 3).
Когда козырек 48 поделен на секторы, каждый сектор козырька может включать в себя предотвращающий вращение палец 58, взаимодействующий по окружности с шипами 72 диска 50.

Claims (12)

1. Крыльчатка для турбомашины, такой как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержащая диск (50) ротора, включающий в себя на своей внешней периферии ребра (14) жесткости, ограничивающие гнезда (18) осевого монтажа и радиального удерживания замков лопаток, лопатки, имеющие полки, расположенные бок о бок по окружности для ограничения кольцевого тракта течения воздушного потока, кольцевой козырек (48), проходящий, по существу, аксиально в направлении выше по потоку, установлен на расположенной выше по потоку стороне диска (50) для ограничения прохождения воздуха вне кольцевого тракта, уплотнительные средства (84), предусмотренные между кольцевым козырьком (48) и расположенными выше по потоку концами полок лопаток, отличающаяся тем, что кольцевой козырек (48) содержит кольцевой выступ (52), проходящий аксиально в направлении ниже по потоку и радиально внутрь средств радиального удерживания (70) кольцевого козырька (48) на диске (50), эти средства удерживания (70) образованы выступающими в осевом направлении на расположенной выше по потоку стороне диска (50), уплотнительные средства (84) расположены радиально внутри кольцевого козырька (48) и расположенных выше по потоку концов полок лопаток.
2. Крыльчатка по п. 1, отличающаяся тем, что средства радиального удерживания (70) образованы на расположенных выше по потоку и радиально наружных концах ребер (14) жесткости диска (50).
3. Крыльчатка по п. 1, отличающаяся тем, что кольцевой выступ (52) козырька (48) содержит, по существу, цилиндрическую стенку (54), опирающуюся радиально наружу на средства радиального удерживания (70) и связанную на своем расположенном ниже по потоку конце с кольцевой радиальной стенкой (56).
4. Крыльчатка по п. 3, отличающаяся тем, что на расположенной выше по потоку стороне диска (50), по существу у основания ребер (14) жесткости диска (50), и напротив радиально внутреннего конца радиального кольцевого выступа (52) козырька (48) образованы выступающими в осевом направлении шипы (72).
5. Крыльчатка по п. 4, отличающаяся тем, что кольцевая радиальная стенка (56)выступа (52) козырька (48) имеет по меньшей мере один предотвращающий вращение палец (58), выступающий радиально внутрь и введенный по окружности между двумя следующими один за другим шипами (72).
6. Крыльчатка по п. 3, отличающаяся тем, что кольцевой козырек (48) содержит кольцевую канавку, открытую в направлении ниже по потоку для размещения уплотнительных средств, эта канавка ограничена внутри цилиндрической стенкой (54) и снаружи кольцевой стенкой (68) в форме усеченного конуса с сечением, увеличивающимся в направлении ниже по потоку.
7. Крыльчатка по п. 6, отличающаяся тем, что уплотнительные средства содержат кольцевую прокладку (84), вставленную радиально между стенкой (68) в форме усеченного конуса и средствами радиального удерживания (70), выступающими на расположенной выше по потоку стороне диска, упомянутая прокладка (84) выполнена с возможностью перемещения в радиальном направлении наружу под действием центробежной силы при вращении крыльчатки и прилегания к стенке (68) в форме усеченного конуса и расположенным выше по потоку концам полок.
8. Крыльчатка по п. 7, отличающаяся тем, что кольцевая прокладка (84) имеет, по существу, треугольное сечение и содержит сторону (86) в форме усеченного конуса, предназначенную для вхождения в контакт со стенкой (68) в форме усеченного конуса козырька (48) и, по существу, радиальную сторону (88), предназначенную для осевой опоры на радиальную сторону расположенных выше по потоку концов полок лопаток.
9. Крыльчатка по п. 1, отличающаяся тем, что кольцевой козырек (48) зажат в осевом направлении на диске (50) ротора с помощью расположенного выше по потоку фланца (46) зафиксированного на диске ротора.
10. Крыльчатка по п. 1, отличающаяся тем, что лопатки выполнены из композитного материала с керамической матрицей.
11. Турбомашина, такая как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, содержащая по меньшей мере одну крыльчатку по п. 1.
12. Турбомашина по п. 11, отличающаяся тем, что содержит упомянутую по меньшей мере одну крыльчатку в турбине низкого давления.
RU2014123694A 2011-11-15 2012-11-12 Крыльчатка для турбомашины RU2622351C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1160394A FR2982635B1 (fr) 2011-11-15 2011-11-15 Roue a aubes pour une turbomachine
FR1160394 2011-11-15
PCT/FR2012/052593 WO2013072605A1 (fr) 2011-11-15 2012-11-12 Roue a aubes pour une turbomachine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014123694A RU2014123694A (ru) 2015-12-27
RU2622351C2 true RU2622351C2 (ru) 2017-06-14

Family

ID=47291111

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014123694A RU2622351C2 (ru) 2011-11-15 2012-11-12 Крыльчатка для турбомашины

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9726033B2 (ru)
EP (1) EP2780553B1 (ru)
JP (1) JP6093774B2 (ru)
CN (1) CN103930652B (ru)
BR (1) BR112014011136B1 (ru)
CA (1) CA2854679C (ru)
FR (1) FR2982635B1 (ru)
RU (1) RU2622351C2 (ru)
WO (1) WO2013072605A1 (ru)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10544677B2 (en) 2017-09-01 2020-01-28 United Technologies Corporation Turbine disk
FR3011032B1 (fr) * 2013-09-25 2017-12-29 Snecma Ensemble rotatif pour turbomachine
FR3022944B1 (fr) * 2014-06-26 2020-02-14 Safran Aircraft Engines Ensemble rotatif pour turbomachine
US10662793B2 (en) * 2014-12-01 2020-05-26 General Electric Company Turbine wheel cover-plate mounted gas turbine interstage seal
FR3038653B1 (fr) * 2015-07-08 2017-08-04 Snecma Assemblage d'une plateforme rapportee d'aube de soufflante sur un disque de soufflante
EP3489464B1 (en) 2016-07-25 2021-09-08 IHI Corporation Seal structure for gas turbine rotor blade
FR3057300B1 (fr) * 2016-10-07 2018-10-05 Safran Aircraft Engines Assemblage d'anneau mobile de turbine de turbomachine
KR101878360B1 (ko) * 2017-04-12 2018-07-13 두산중공업 주식회사 리테이너 조립구조를 포함하는 가스터빈 블레이드 조립체 및 이를 포함하는 가스터빈
US10641110B2 (en) 2017-09-01 2020-05-05 United Technologies Corporation Turbine disk
US10550702B2 (en) 2017-09-01 2020-02-04 United Technologies Corporation Turbine disk
US10724374B2 (en) 2017-09-01 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Turbine disk
US10472968B2 (en) 2017-09-01 2019-11-12 United Technologies Corporation Turbine disk
FR3096395B1 (fr) * 2019-05-21 2021-04-23 Safran Aircraft Engines Turbine pour une turbomachine, telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion
IT201900014724A1 (it) * 2019-08-13 2021-02-13 Ge Avio Srl Elementi di trattenimento delle pale per turbomacchine.
FR3107301B1 (fr) * 2020-02-19 2022-03-11 Safran Aircraft Engines aube pour roue aubagée mobile de turbomachine d’aéronef comprenant un becquet d’étanchéité à section évolutive optimisée
EP3885535B1 (de) * 2020-03-24 2022-09-07 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Dichtring für einen rotor und rotor mit einem solchen
FR3113921A1 (fr) * 2020-09-08 2022-03-11 Safran Aircraft Engines Roue aubagée de turbomachine
CN113847280A (zh) * 2021-10-10 2021-12-28 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机转子级间引气结构
JP7414941B1 (ja) * 2022-11-29 2024-01-16 株式会社東芝 タービン動翼の固定構造

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3023998A (en) * 1959-03-13 1962-03-06 Jr Walter H Sanderson Rotor blade retaining device
US5049035A (en) * 1988-11-23 1991-09-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Bladed disc for a turbomachine rotor
JPH06307202A (ja) * 1993-04-28 1994-11-01 Hitachi Ltd セラミック動翼の嵌合構造
RU2281420C2 (ru) * 2000-11-27 2006-08-10 Дженерал Электрик Компани Диск ротора газотурбинного двигателя (варианты)

Family Cites Families (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE507528A (ru) 1950-12-01
BE551145A (ru) * 1955-09-26
US2948505A (en) * 1956-12-26 1960-08-09 Gen Electric Gas turbine rotor
US3814539A (en) * 1972-10-04 1974-06-04 Gen Electric Rotor sealing arrangement for an axial flow fluid turbine
US3897168A (en) * 1974-03-05 1975-07-29 Westinghouse Electric Corp Turbomachine extraction flow guide vanes
US4171930A (en) 1977-12-28 1979-10-23 General Electric Company U-clip for boltless blade retainer
US4344740A (en) * 1979-09-28 1982-08-17 United Technologies Corporation Rotor assembly
US4566857A (en) * 1980-12-19 1986-01-28 United Technologies Corporation Locking of rotor blades on a rotor disk
FR2524932A1 (fr) * 1982-04-08 1983-10-14 Snecma Dispositif de retenue axiale de pieds d'aube dans un disque de turbomachine
US4558988A (en) * 1983-12-22 1985-12-17 United Technologies Corporation Rotor disk cover plate attachment
DE222679T1 (de) * 1985-11-04 1987-10-15 United Technologies Corp., Hartford, Conn. Seitenplatte fuer eine turbinenscheibe.
US4846628A (en) * 1988-12-23 1989-07-11 United Technologies Corporation Rotor assembly for a turbomachine
FR2641573B1 (fr) * 1989-01-11 1991-03-15 Snecma Rotor de turbomachine muni d'un dispositif de fixation des aubes
FR2663997B1 (fr) * 1990-06-27 1993-12-24 Snecma Dispositif de fixation d'une couronne de revolution sur un disque de turbomachine.
US5257909A (en) * 1992-08-17 1993-11-02 General Electric Company Dovetail sealing device for axial dovetail rotor blades
GB9517369D0 (en) * 1995-08-24 1995-10-25 Rolls Royce Plc Bladed rotor
GB9925261D0 (en) * 1999-10-27 1999-12-29 Rolls Royce Plc Locking devices
FR2812906B1 (fr) * 2000-08-10 2002-09-20 Snecma Moteurs Bague de retention axiale d'un flasque sur un disque
GB0307043D0 (en) * 2003-03-26 2003-04-30 Rolls Royce Plc A method of and structure for enabling cooling of the engaging firtree features of a turbine disk and associated blades
FR2857691B1 (fr) * 2003-07-17 2006-02-03 Snecma Moteurs Retention de flasque de rotor
EP1508672A1 (de) * 2003-08-21 2005-02-23 Siemens Aktiengesellschaft Segmentierter Befestigungsring für eine Turbine
US7052240B2 (en) * 2004-04-15 2006-05-30 General Electric Company Rotating seal arrangement for turbine bucket cooling circuits
US7484936B2 (en) * 2005-09-26 2009-02-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Blades for a gas turbine engine with integrated sealing plate and method
US7510379B2 (en) 2005-12-22 2009-03-31 General Electric Company Composite blading member and method for making
US7566201B2 (en) * 2007-01-30 2009-07-28 Siemens Energy, Inc. Turbine seal plate locking system
FR2922587B1 (fr) * 2007-10-22 2010-02-26 Snecma Roue de turbomachine
US8727702B2 (en) * 2008-05-30 2014-05-20 United Technologies Corporation Hoop snap spacer
US8104772B2 (en) * 2008-06-27 2012-01-31 Seal Science & Technology, Llc Gas turbine nozzle seals for 2000° F. gas containment
US8038405B2 (en) * 2008-07-08 2011-10-18 General Electric Company Spring seal for turbine dovetail
FR2940353B1 (fr) 2008-12-23 2011-02-11 Snecma Roue mobile de turbomachine a aubes en materiau composite.
EP2239419A1 (de) * 2009-03-31 2010-10-13 Siemens Aktiengesellschaft Axialturbomaschinenrotor mit Dichtscheibe
FR2948726B1 (fr) * 2009-07-31 2013-07-05 Snecma Roue a aubes comprenant des moyens de refroidissement ameliores

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3023998A (en) * 1959-03-13 1962-03-06 Jr Walter H Sanderson Rotor blade retaining device
US5049035A (en) * 1988-11-23 1991-09-17 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." Bladed disc for a turbomachine rotor
JPH06307202A (ja) * 1993-04-28 1994-11-01 Hitachi Ltd セラミック動翼の嵌合構造
RU2281420C2 (ru) * 2000-11-27 2006-08-10 Дженерал Электрик Компани Диск ротора газотурбинного двигателя (варианты)

Also Published As

Publication number Publication date
FR2982635B1 (fr) 2013-11-15
RU2014123694A (ru) 2015-12-27
BR112014011136B1 (pt) 2021-05-25
CA2854679C (fr) 2019-09-17
CN103930652A (zh) 2014-07-16
CA2854679A1 (fr) 2013-05-23
WO2013072605A1 (fr) 2013-05-23
JP2014533340A (ja) 2014-12-11
US9726033B2 (en) 2017-08-08
JP6093774B2 (ja) 2017-03-08
US20140308133A1 (en) 2014-10-16
EP2780553B1 (fr) 2018-08-22
FR2982635A1 (fr) 2013-05-17
CN103930652B (zh) 2016-08-24
EP2780553A1 (fr) 2014-09-24
BR112014011136A2 (pt) 2017-05-16

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2622351C2 (ru) Крыльчатка для турбомашины
US7458771B2 (en) Retaining of centering keys for rings under variable angle stator vanes in a gas turbine engine
JP5697667B2 (ja) 制振シムを含む、航空機ターボ機械ステータのための翼付きリング用の外側シェルセクタ
US9145788B2 (en) Retrofittable interstage angled seal
JP5995958B2 (ja) ターボ機械タービンノズル用の封止装置
RU2313671C2 (ru) Средство контроля зоны утечки под платформой лопатки
RU2695545C2 (ru) Роторное устройство для турбомашины (варианты), турбина для турбомашины и турбомашина
EP2568121B1 (en) Stepped conical honeycomb seal carrier and corresponding annular seal
JP2011517479A (ja) タービンエンジン用タービン分配器
JP5427398B2 (ja) ターボ機械のセクタ化されたノズル
US10450884B2 (en) Impeller having a radial seal for a turbine engine turbine
CN110735667A (zh) 用于涡轮机的涡轮转子的密封组件以及相应的涡轮
JP6013501B2 (ja) 航空機ターボ機械モジュールロータホイールが接触する封止リングを軸方向に拘束するための解除可能な装置
CN111299993B (zh) 拆卸涡轮发动机的带有叶片的轮的保持设备及其使用方法
JP2013083251A (ja) ガスタービンエンジン翼形部先端陥凹部
US20110182721A1 (en) Sealing arrangement for a gas turbine engine
RU2688079C2 (ru) Подвижная лопатка газотурбинного двигателя, содержащая лапку, входящую в зацепление с фиксирующим вырезом диска ротора
US11879341B2 (en) Turbine for a turbine engine
WO2014168862A1 (en) Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine
JP4847887B2 (ja) タービンエンジンのロータホイール
CN112189097A (zh) 改进的涡轮机风扇盘
CN111448367A (zh) 涡轮发动机叶轮
US10655483B2 (en) Run-up surface for the guide-vane shroud plate and the rotor-blade base plate
US10544696B2 (en) Stabilized sealing ring for a turbomachine
CN116018448A (zh) 包括热屏蔽箔片的用于涡轮发动机的涡轮

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner