RU2658163C1 - Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений - Google Patents
Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений Download PDFInfo
- Publication number
- RU2658163C1 RU2658163C1 RU2017130557A RU2017130557A RU2658163C1 RU 2658163 C1 RU2658163 C1 RU 2658163C1 RU 2017130557 A RU2017130557 A RU 2017130557A RU 2017130557 A RU2017130557 A RU 2017130557A RU 2658163 C1 RU2658163 C1 RU 2658163C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- radial
- blade
- low pressure
- turbines
- transition channel
- 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
- F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения. Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений содержит радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней сторон, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением. Каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой. При этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки. Предлагаемое техническое решение позволяет уменьшить радиальные габариты устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, а также снизить вес лопаток. 3 ил.
Description
Изобретение относится к энергетическому и транспортному машиностроению и может быть использовано в турбинах газотурбинных двухконтурных двигателей авиационного применения.
Известна конструкция крепления нижних полок статорных лопаток переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений газотурбинного двигателя (Патент US №5292227, МПК F03D 11/00, опубл. 08.03.1994), состоящая из статора, нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, вытянутых в радиальном направлении лапки нижней полки лопаток.
Недостатком известного решения является то, что конструкция имеет значительные габариты в радиальном направлении.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому изобретению является устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений (Патент US №6672833, МПК F02K 3/06, F23R 3/50, опубл. 06.01.2004), принятое за прототип, состоящее из статора, содержащего на нижней полке с передней и задней стороны радиальные выступы, переходный канал между турбинами высокого и низкого давлений, каждый из пазов которой образован двумя обечайками, в которой вытянутые в радиальном направлении лапки нижней полки лопаток установлены в ответные радиальные пазы статора, образованные двумя обечайками, стянутыми болтами с гайками.
Техническим результатом заявляемого изобретения является уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, а также снижение веса лопаток.
Указанный технический результат достигается тем, что устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, содержащее радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней стороны, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением, согласно изобретению каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой, при этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки.
В предлагаемом изобретении, в отличие от прототипа, в радиальных выступах на нижней полке лопатки и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки с передней и задней стороны, что обеспечивает уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давления, снижение массы и расхода материалов.
В авиационных двигателях пятого поколения массовый расход рабочего тела через внутренний контур в несколько раз меньше расхода через внешний контур. Поэтому турбина низкого давления по своей мощности и радиальным размерам в несколько раз превышает турбину высокого давления, а частота ее вращения в несколько раз меньше частоты вращения турбины высокого давления. Такая особенность современных авиационных двигателей конструктивно воплощается в необходимости выполнения переходного канала между турбиной высокого давления и турбиной низкого давления, который является кольцевым диффузором. Жесткие ограничения по габаритным и массовым характеристикам авиационного двигателя применительно к переходному каналу выражаются в необходимости выполнять канал относительно короткой длины. С целью снижения массы и размещения элементов конструкции опоры роликоподшипника ТВД необходимо также уменьшать и радиальные габариты элементов крепления нижних полок лопаток переходного канала в корпусе.
На фиг. 1 представлен продольный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала.
На фиг. 2 представлен поперечный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала в сечении А-А с передней стороны.
На фиг. 3 представлен поперечный разрез устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала в сечении Б-Б с задней стороны.
Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала 19 содержит нижнюю полку 2 лопатки 1, снабженную с передней 20 и задней 21 сторон радиальными выступами 3. Ответные радиальные пазы 4 в статоре 5 образованы кольцевыми обечайками: крайними 6, 8, средней 7 - с передней стороны 20 и кольцевыми обечайками: крайними 9, 11, средней 10 - с задней стороны 21. В радиальных выступах 3 лопаток 1 выполнены радиальные фрезеровки 12, а на средних кольцевых обечайках 7 и 10 корпуса статора 5 соответственно выполнены радиальные фрезеровки 13 и 14.
При сборке концевые части 15 и 16 радиальных выступов 3 входят во фрезеровки 13 и 14 статора 5, а концевые части 17 и 18 обечаек 7 и 10 входят во фрезеровки 12 на выступах 3 лопаток 1. Сборка осуществляется болтовым соединением 22. Уменьшение габарита конструкции в радиальном направлении будет равно глубине радиальных фрезеровок за исключением радиального зазора 23 между радиальными выступами 3 лопатки 1 и дном фрезеровки на корпусе 5. При сборке неотфрезерованная часть лапки лопаток 1 входит в пазы на корпусе 5, а неотфрезерованная часть корпуса 5 входит во фрезеровки на лапках лопаток 1.
Предлагаемое техническое решение позволяет обеспечить уменьшение радиальных габаритов устройства крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давления, снизить массу и расход материалов.
Claims (1)
- Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений, содержащее радиальные выступы на нижней полке лопатки с передней и задней сторон, ответные радиальные пазы статора, образованные кольцевыми обечайками, стянутыми болтовым соединением, отличающееся тем, что каждый из ответных радиальных пазов статора образован двумя крайними кольцевыми обечайками и средней кольцевой обечайкой, при этом в радиальных выступах и на средних кольцевых обечайках выполнены радиальные фрезеровки.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130557A RU2658163C1 (ru) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2017130557A RU2658163C1 (ru) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2658163C1 true RU2658163C1 (ru) | 2018-06-19 |
Family
ID=62620072
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2017130557A RU2658163C1 (ru) | 2017-08-29 | 2017-08-29 | Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2658163C1 (ru) |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4205927A (en) * | 1977-12-16 | 1980-06-03 | Rolls-Royce Limited | Flanged joint structure for composite materials |
| US6672833B2 (en) * | 2001-12-18 | 2004-01-06 | General Electric Company | Gas turbine engine frame flowpath liner support |
| RU2358115C2 (ru) * | 2004-04-09 | 2009-06-10 | Снекма | Устройство для соединения кольцевых фланцев, в частности, в турбомашине |
| RU2498080C2 (ru) * | 2008-05-29 | 2013-11-10 | Снекма | Радиальный кольцевой фланец, соединение элементов рабочего колеса или статора и газотурбинный двигатель |
| US20160017754A1 (en) * | 2013-03-05 | 2016-01-21 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame rod and turbine case flange |
-
2017
- 2017-08-29 RU RU2017130557A patent/RU2658163C1/ru active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4205927A (en) * | 1977-12-16 | 1980-06-03 | Rolls-Royce Limited | Flanged joint structure for composite materials |
| US6672833B2 (en) * | 2001-12-18 | 2004-01-06 | General Electric Company | Gas turbine engine frame flowpath liner support |
| RU2358115C2 (ru) * | 2004-04-09 | 2009-06-10 | Снекма | Устройство для соединения кольцевых фланцев, в частности, в турбомашине |
| RU2498080C2 (ru) * | 2008-05-29 | 2013-11-10 | Снекма | Радиальный кольцевой фланец, соединение элементов рабочего колеса или статора и газотурбинный двигатель |
| US20160017754A1 (en) * | 2013-03-05 | 2016-01-21 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame rod and turbine case flange |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11047338B2 (en) | Turbofan comprising a low-supercritical-pressure shaft | |
| US9845695B2 (en) | Gas turbine seal assembly and seal support | |
| US10066639B2 (en) | Compressor assembly having a vaneless space | |
| US9297312B2 (en) | Circumferentially retained fairing | |
| EP2938837B1 (en) | Gas turbine seal assembly and seal support | |
| US10006341B2 (en) | Compressor assembly having a diffuser ring with tabs | |
| US9863261B2 (en) | Component retention with probe | |
| US20160265553A1 (en) | Housing assembly for a turbocharger | |
| RU2677312C2 (ru) | Газотурбинная установка, оборудованная средствами передачи усилий тяги ее двигателя | |
| US20160265549A1 (en) | Compressor assembly having dynamic diffuser ring retention | |
| CA3000960A1 (en) | Gas turbine casing and gas turbine | |
| US9850780B2 (en) | Plate for directing flow and film cooling of components | |
| US20140248127A1 (en) | Turbine engine component with dual purpose rib | |
| RU2310088C2 (ru) | Устройство соединения валов турбины и компрессора газотурбинного двигателя | |
| RU2658163C1 (ru) | Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений | |
| CA2729261C (en) | Axial load damping system for rotor shaft | |
| US10550725B2 (en) | Engine cases and associated flange | |
| US9677421B2 (en) | Gas turbine engine rotor drain feature | |
| RU2507401C1 (ru) | Турбина низкого давления газотурбинного двигателя | |
| US2732695A (en) | davis | |
| RU2560654C1 (ru) | Статор турбины газотурбинного двигателя | |
| RU2567885C1 (ru) | Статор компрессора | |
| RU2241840C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2241841C2 (ru) | Газотурбинный двигатель | |
| RU2506428C1 (ru) | Многоступенчатая газовая силовая турбина |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20190903 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20191120 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210115 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210325 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20210520 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20210701 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924 Effective date: 20211018 |
|
| QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706 Effective date: 20220426 |