RU2672237C2 - Корпус газотурбинного двигателя и способ изготовления - Google Patents

Корпус газотурбинного двигателя и способ изготовления Download PDF

Info

Publication number
RU2672237C2
RU2672237C2 RU2016107008A RU2016107008A RU2672237C2 RU 2672237 C2 RU2672237 C2 RU 2672237C2 RU 2016107008 A RU2016107008 A RU 2016107008A RU 2016107008 A RU2016107008 A RU 2016107008A RU 2672237 C2 RU2672237 C2 RU 2672237C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sectors
housing
casting
fastening elements
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2016107008A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016107008A3 (ru
RU2016107008A (ru
Inventor
Марго Жюстин Эмма ДЮБУА
Ерван Пьер Антуан ПЕРСЕ
Валентин БАДЕР
Жан-Пьер ТРЗЕБСКИ
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2016107008A publication Critical patent/RU2016107008A/ru
Publication of RU2016107008A3 publication Critical patent/RU2016107008A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2672237C2 publication Critical patent/RU2672237C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • 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
    • F05D2230/10—Manufacture by removing material
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • 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
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/10—Metals, alloys or intermetallic compounds
    • F05D2300/13—Refractory metals, i.e. Ti, V, Cr, Zr, Nb, Mo, Hf, Ta, W
    • F05D2300/133—Titanium

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Manufacture Of Motors, Generators (AREA)
  • Motor Or Generator Frames (AREA)

Abstract

Корпус газотурбинного двигателя содержит кольцо, образованное соединением множества секторов. Секторы изготовлены за одно целое с расположенными на их поверхности элементами крепления при помощи литья. Секторы содержат на своих концах соединительные пояски, при помощи которых соединяются секторы. Соединительные пояски имеют профиль переменной высоты, минимумы и максимумы которой совпадают с минимумами и максимумами высоты профиля концов секторов. При изготовлении указанного корпуса изготавливают множество секторов с элементами крепления посредством литья. Во время этапа изготовления секторов посредством литья на концах секторов получают соединительные пояски, при помощи которых можно соединить секторы. Соединительные пояски имеют профиль переменной высоты, минимумы и максимумы которой совпадают с минимумами и максимумами высоты профиля концов секторов. Затем соединяют секторы встык так, чтобы получить кольцо корпуса. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему вентилятор и указанный выше корпус. Группа изобретений позволяет упростить изготовление корпуса газотурбинного двигателя. 3 н. и 21 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к корпусу газотурбинного двигателя и к способу изготовления корпуса газотурбинного двигателя.
Уровень техники
На фиг. 1 показана входная часть газотурбинного двигателя, содержащая вентилятор 100, окруженный корпусом 101 вентилятора. Корпус 100 вентилятора продолжен промежуточным корпусом 102, содержащим кольцо 103 или обечайку.
Кольцо 103 промежуточного корпуса 102 содержит множество крепежных элементов, которые обеспечивают крепление устройств газотурбинного двигателя на корпусе 102, таких как модуль приводов агрегатов (или ADM от "Accessory Drive Module").
Такой промежуточный корпус описан, например, в документе FR 2925120 или в документе FR 1262269.
Промежуточный корпус 102 обычно изготавливают посредством механической обработки в массе заготовки из алюминия, стали или титана. После этого с деталью, полученной в результате механической обработки заготовки, соединяют предназначенные для установки устройства.
Это решение имеет ряд недостатков.
Оно предполагает осуществление сложных этапов механической обработки, что приводит к увеличению стоимости изготовления.
Кроме того, крепежные элементы обязательно устанавливают на деталь, что утяжеляет деталь с учетом массы шайб, винтов и дополнительных фланцев, обеспечивающих соединение.
Раскрытие изобретения
Для усовершенствования известных решений изобретением предложен способ изготовления корпуса газотурбинного двигателя, содержащий, согласно изобретению, этапы, на которых:
- изготавливают множество секторов, при этом по меньшей мере часть секторов изготавливают посредством литья, и они содержат на своей поверхности элементы крепления, полученные во время этапа литья, и
- секторы соединяют встык таким образом, чтобы получить кольцо корпуса.
Изобретение можно дополнить следующими отличительные признаками, рассматриваемыми отдельно или в любой технически возможной комбинации:
- во время этапа изготовления секторов посредством литья на концах секторов получают соединительные пояски, при помощи которых можно соединить секторы, и/или элементы крепления;
- способ содержит этап, на котором перед соединением секторов наружную сторону соединительных поясков подвергают механической обработке;
- способ содержит этап, на котором секторы соединяют посредством сварки или при помощи болтового соединения;
- способ содержит этап, на котором после соединения секторов:
- подвергают секторы механической обработке для выполнения дополнительных элементов крепления на поверхности секторов, и/или
- соединительные пояски по меньшей мере частично подвергают механической обработке.
Объектом изобретения является также корпус газотурбинного двигателя, который, согласно изобретению, содержит кольцо, образованное соединением множества секторов, при этом по меньшей мере часть секторов изготавливают за одно целое с элементами крепления на их поверхности при помощи способа литья.
Согласно варианту осуществления, секторы выполнены из титана.
Согласно варианту осуществления, секторы содержат на своих концах соединительные пояски, при помощи которых соединяют секторы.
В частности, соединительные пояски имеют постоянную ширину, и/или соединительные пояски имеют высоту, профиль которой следует изменению профиля толщины концов секторов.
Наконец, объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор и описанный выше корпус.
Изготовление секторов посредством литья позволяет интегрировать элементы крепления с момента их изготовления, что позволяет избежать возможных этапов установки и крепления болтами дополнительных деталей. Это позволяет уменьшить массу и сократить соответствующие расходы.
Решение позволяет уменьшить число и сложность этапов механической обработки, необходимых для изготовления корпуса.
Кроме того, решение обеспечивает хороший компромисс между массой корпуса и стоимостью изготовления.
Меньший размер секторов позволяет улучшить допуски литейной формы.
Наконец, решение можно применять даже для корпусов больших размеров, поскольку корпус разделен на несколько секторов меньших размеров.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве иллюстративного и неограничивающего примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1 показана часть газотурбинного двигателя;
на фиг. 2 показан сектор корпуса, оснащенного крепежными проушинами;
на фиг. 3 показан другой тип сектора корпуса;
на фиг. 4А и 4В представлено соединение секторов корпуса;
на фиг. 5 показан корпус после последующего этапа механической обработки;
на фиг. 6 представлена блок-схема способа изготовления корпуса.
Осуществление изобретения
На различных фигурах представлены этапы и элементы, обеспечивающие изготовление корпуса 1 газотурбинного двигателя.
Например, речь может идти о так называемом промежуточном корпусе 1, который расположен рядом с корпусом вентилятора в газотурбинном двигателе, как показано на фиг.1. Решение можно применять также для других корпусов газотурбинного двигателя (для корпуса вентилятора, и т.д.).
Множество секторов 2, показанных на фиг. 2 и 3, изготавливают посредством литья (этап Е1 - способ литья металлов, который состоит в разливке жидкого металла в форму для получения заданной детали после охлаждения).
Секторы 2 содержат на своей поверхности элементы 3 крепления. Эти элементы 3 крепления включат в себя, в частности, бобышки или проушины для крепления осей, фланцы, кронштейны или любую механическую деталь газотурбинного двигателя, связанную с корпусом 1. Элементы 3 крепления изготавливают во время этапа литья.
Обычно секторы 2 содержат ребра 7, которые образуют элементы жесткости конструкции. Эти ребра 7 тоже изготавливают во время этапа литья.
После изготовления секторов 2 посредством литья, их соединяют встык для получения кольца 5 корпуса 1.
Соединение секторов 2 можно производить, например, посредством сварки. Возможны также другие операции соединения, например, болтовое соединение секторов 2.
Согласно варианту, соединение включает в себя операцию горячей деформации, позволяющую улучшить круглую форму кольца 5 корпуса 1.
Согласно варианту осуществления, часть соединяемых секторов 2 изготавливают при помощи другого способа изготовления, такого как прокатка, в частности, круговая прокатка.
Изготовление секторов 2 может включать в себя получение соединительных поясков 8 на концах секторов 2, при помощи которых соединяют секторы 2. Эти пояски 8 получают посредством интегрирования во время литья или посредством выполнения за одно целое с секторами 2.
Эти соединительные пояски 8 изготавливают во время этапа литья. Следовательно, они тоже выполнены за одно целое с секторами 2 и не требуют присоединения дополнительных деталей.
Эти соединительные пояски 8, выполненные на концах секторов 2, имеют литую наружную сторону 8 а, полученную в процессе литья, которая требует механической обработки. Механическую обработку литой наружной стороны 8а поясков 8 производят (этап Е2) перед соединением секторов.
Пояски 8 позволяют, в частности, облегчить операции сварки или крепления болтами секторов 2 между собой и уменьшить изменения толщины на концах секторов 2.
Можно использовать различные формы соединительных поясков 8. Простой формой является параллелепипед.
Согласно примеру осуществления, соединительные пояски 8 имеют постоянную ширину L. Ширина является размером соединительного пояска 8 вдоль оси, проходящей по касательной к кольцу 5, образованному секторами 2 (см. фиг. 2).
Выбор постоянной ширины L обеспечивает лучшее рассеяние энергии сварки или достаточное распределение материала для равномерно распределяемых усилий крепления болтами и позволяет использовать идентичные винты.
Высота Н соединительных поясков 8 может быть постоянной или переменной.
Предпочтительно высота Н характеризуется изменением с ограниченной амплитудой (в частности, следует исключить резкие изменения ступенчатого типа) для облегчения соединения сваркой поясков 8 между собой.
Согласно примеру выполнения, высота Н имеет профиль, который следует изменению профиля толщины концов секторов 2.
Профиль высоты Н не обязательно должен быть идентичным профилю толщины концов секторов 2, чтобы не иметь изменений в виде ступенек, но следует его изменению.
Это показано, в частности, на фиг. 2 и 3, где видно, что профиль высоты Н имеет минимумы и максимумы в тех же местах, что и профиль толщины концов секторов 2.
Секторы 2 являются угловыми секторами, угловая протяженность которых меняется в зависимости от различных критериев, таких как необходимое число секторов кольца, диаметр изготавливаемого корпуса, допуски на изготовление при операции литья и положение элементов 3 крепления на секторах 2.
Кольцо 5 содержит по меньшей мере два сектора 2, но может также содержать большее число секторов 2 (например, в случае кольца диаметром, равным 2 м, около десятка секторов с хордой в 600 мм).
Угловую протяженность секторов 2 выбирают таким образом, чтобы крепежные пояски 8, находящиеся на их концах, не входили в контакт с элементами 3 крепления секторов 2.
Кроме того, желательно иметь максимальное число секторов 2 с одинаковой угловой протяженностью, чтобы уменьшить количество различных заготовок, необходимых для их изготовления, и, следовательно, сократить производственные расходы.
После соединения (этап Е3) секторов 2 при помощи соединительных поясков пояски 8 можно по меньшей мере частично подвергнуть механической обработке (этап Е4). Эта механическая обработка позволяет уменьшить толщину поясков 8 до строгого минимума, чтобы уменьшить массу корпуса 1. Предпочтительно после механической обработки пояски 8 исчезают (см. фиг. 5, где пояски 8 были механически обработаны после соединения, показанного на фиг. 4В).
Кроме того, секторы 2 подвергают механической обработке после их соединения таким образом, чтобы выполнить дополнительные элементы 12 крепления на поверхности секторов 2.
Этими дополнительными элементами 12 крепления являются, например, элементы, имеющие очень точные допуски на изготовление, которые не могут быть соблюдены во время этапа литья. Например, речь идет об отверстиях, выполняемых в ребрах 7 секторов 2.
Согласно варианту осуществления, секторы 2 выполнены из титана. Титан известен своей высокой механической прочностью и своей жаростойкостью. Он позволяет значительно уменьшить толщину фланцев или корпусов.
Таким образом, выбор материала позволяет уменьшить массу корпуса 1 по сравнению с другими известными материалами, такими как алюминий, использование которого рекомендовано в меньшей степени, учитывая его более низкие характеристики механической прочности и жаростойкости.
Кроме того, изготовление корпуса 1 посредством соединения множества секторов 2, полученных при помощи способа литья, позволяет уменьшить количество материала, необходимое для заготовок, в частности, по сравнению с решениями, в которых применяют механическую обработку в массе единой заготовки. Действительно, соотношение между материалом конечной детали и материалом заготовки является намного лучшим в этом решении, чем при механической обработке в массе единой заготовки.
Следовательно, хотя титан стоит дороже, чем алюминий, и создает проблемы обрабатываемости, стоимость в результате выбора титана в качестве материала заготовок является низкой, поскольку алюминий характеризуется также проблемами формования во время операция литья.
Кроме того, изготовление секторов 2 посредством литья позволяет интегрировать элементы 3 крепления в поверхность секторов 2 уже во время изготовления секторов, что позволяет избежать последующих этапов присоединения и крепления болтами дополнительных деталей. Следовательно, уменьшаются масса и соответствующие расходы.
Кроме того, предварительное формование секторов 2 посредством литья позволяет уменьшить число и сложность этапов механической обработки, что еще больше сокращает соответствующие расходы.
Решение можно применять для любого корпуса газотурбинного двигателя. В частности, его можно применять для промежуточного корпуса газотурбинного двигателя на выходе корпуса вентилятора в направлении прохождения потока.
Предпочтительно, но не ограничительно его можно применять для корпусов больших размеров, то есть для корпусов, диаметр которых превышает 1,50 метра.

Claims (31)

1. Способ изготовления корпуса (1) газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что содержат этапы, на которых:
- изготавливают (Е1) множество секторов (2), при этом по меньшей мере часть секторов (2) изготавливают посредством литья и они содержат на своей поверхности элементы (3) крепления, полученные во время этапа литья,
при этом во время этапа изготовления секторов (2) посредством литья на концах секторов (2) получают соединительные пояски (8), при помощи которых можно соединить секторы (2), причем соединительные пояски (8) имеют профиль переменной высоты (Н), минимумы и максимумы которой совпадают с минимумами и максимумами высоты профиля концов секторов (2), и
- соединяют (Е2) секторы (2) встык так, чтобы получить кольцо (5) корпуса (1).
2. Способ по п. 1, содержащий этап (Е2), на котором перед соединением секторов (2) наружную сторону соединительных поясков (8) подвергают механической обработке.
3. Способ по одному из пп. 1 или 2, содержащий этап (Е3), на котором секторы (2) соединяют посредством сварки или при помощи болтового соединения.
4. Способ по одному из пп. 1 или 2, содержащий этап (Е4), на котором после соединения секторов (2):
- секторы (2) подвергают механической обработке для выполнения дополнительных элементов (12) крепления на поверхности секторов (2), и/или
- соединительные пояски (8) по меньшей мере частично подвергают механической обработке.
5. Способ по п. 3, содержащий этап (Е4), на котором после соединения секторов (2):
- секторы (2) подвергают механической обработке для выполнения дополнительных элементов (12) крепления на поверхности секторов (2), и/или
- соединительные пояски (8) по меньшей мере частично подвергают механической обработке.
6. Способ по п. 1, содержащий этап, на котором после соединения секторов пояски удаляют посредством механической обработки.
7. Способ по п. 1, в котором элементы крепления включают в себя бобышки, проушины для крепления осей, фланцы или кронштейны.
8. Способ по п. 1, в котором сектора содержат по меньшей мере одно ребро.
9. Способ по п. 1, в котором часть секторов изготавливают при помощи способа прокатки.
10. Способ по п. 1, в котором часть секторов изготавливают при помощи способа круговой прокатки.
11. Способ по п. 1, в котором по меньшей мере два сектора имеют одинаковую угловую протяженность.
12. Способ по п. 11, в котором после соединения секторов выполняют по меньшей мере одно отверстие в ребрах секторов.
13. Способ по п. 1, в котором корпуса имеют диаметр, превышающий 1,50 м.
14. Корпус (1) газотурбинного двигателя, отличающийся тем, что содержит кольцо (5), образованное соединением множества секторов (2), при этом по меньшей мере часть секторов (2) изготовлена за одно целое с элементами (3) крепления на их поверхности при помощи способа литья, при этом секторы (2) содержат на своих концах соединительные пояски (8), при помощи которых соединяются секторы (2), причем соединительные пояски (8) имеют профиль переменной высоты (Н), минимумы и максимумы которой совпадают с минимумами и максимумами высоты профиля концов секторов (2).
15. Корпус по п. 14, в котором секторы (2) выполнены из титана.
16. Корпус по одному из пп. 14 или 15, в котором соединительные пояски (8) имеют постоянную ширину (L).
17. Корпус по п. 14, в котором элементы крепления включают в себя бобышки, проушины для крепления осей, фланцы или кронштейны.
18. Корпус по п. 14, в котором сектора содержат по меньшей мере одно ребро.
19. Корпус по п. 14, в котором часть секторов изготовлена при помощи способа прокатки.
20. Корпус по п. 14, в котором часть секторов изготовлена при помощи способа круговой прокатки.
21. Корпус по п. 14, в котором по меньшей мере два сектора имеют одинаковую угловую протяженность.
22. Корпус по п. 21, в котором сектора имеют по меньшей мере одно обработанное ребро.
23. Корпус по п. 14, в котором корпуса имеют диаметр, превышающий 1,50 м.
24. Газотурбинный двигатель, содержащий вентилятор и корпус по одному из пп. 14-23.
RU2016107008A 2013-07-29 2014-07-25 Корпус газотурбинного двигателя и способ изготовления RU2672237C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1357487 2013-07-29
FR1357487A FR3008912B1 (fr) 2013-07-29 2013-07-29 Carter de turbomachine et procede de fabrication
PCT/FR2014/051935 WO2015015101A1 (fr) 2013-07-29 2014-07-25 Carter de turbomachine et procédé de fabrication

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016107008A RU2016107008A (ru) 2017-08-30
RU2016107008A3 RU2016107008A3 (ru) 2018-05-11
RU2672237C2 true RU2672237C2 (ru) 2018-11-12

Family

ID=49620082

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016107008A RU2672237C2 (ru) 2013-07-29 2014-07-25 Корпус газотурбинного двигателя и способ изготовления

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10337352B2 (ru)
EP (1) EP3027854B1 (ru)
JP (1) JP6080245B2 (ru)
CN (1) CN105431615B (ru)
BR (1) BR112016001910A2 (ru)
CA (1) CA2918702C (ru)
FR (1) FR3008912B1 (ru)
RU (1) RU2672237C2 (ru)
WO (1) WO2015015101A1 (ru)

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3050670B1 (fr) * 2016-04-28 2018-11-23 Safran Aircraft Engines Virole et procede de fabrication d'un carter comprenant une virole
CN107829980B (zh) * 2016-09-16 2021-05-25 通用电气公司 沿周向变化厚度的复合风扇壳
CN107052723B (zh) * 2017-04-19 2019-12-10 陕西华通机电制造有限公司 一种发动机壳体的加工工艺
US10876429B2 (en) 2019-03-21 2020-12-29 Pratt & Whitney Canada Corp. Shroud segment assembly intersegment end gaps control
CN110497162B (zh) * 2019-09-23 2021-03-05 无锡航亚科技股份有限公司 一种航空发动机机匣的加工方法
FR3135749B1 (fr) * 2022-05-20 2024-05-03 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3135748A1 (fr) * 2022-05-20 2023-11-24 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3135746B1 (fr) * 2022-05-20 2024-04-12 Safran Aircraft Engines Ensemble propulsif pour un aeronef
FR3136009A1 (fr) * 2022-05-25 2023-12-01 Safran Aircraft Engines Procede de fabrication d’un carter annulaire de turbomachine avec bossages

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006002121A1 (de) * 2005-02-23 2006-08-31 Alstom Technology Ltd. Trennflanschverschraubung für Turbinengehäuse mit eingegossenem Schaufelträger
RU2324832C2 (ru) * 2005-06-29 2008-05-20 Снекма Устройство для удержания и расположения вспомогательного оборудования в турбореактивном двигателе с истечением первичного и вторичного воздуха и съемная панель
US20090047126A1 (en) * 2006-12-29 2009-02-19 Ress Jr Robert A Integrated compressor vane casing
US20110073745A1 (en) * 2008-06-25 2011-03-31 Snecma Structural frame for a turbomachine
US20130170978A1 (en) * 2012-01-04 2013-07-04 General Electric Company Turbine casing

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1061675A (en) * 1911-12-18 1913-05-13 Gen Electric Diaphragm and nozzle construction for turbines.
US3303998A (en) * 1966-07-18 1967-02-14 Gen Electric Stator casing
US4208774A (en) * 1978-11-27 1980-06-24 United Technologies Corporation Process for welding flanges to a cylindrical engine casing having a plurality of spaced rails and ribs
US5516257A (en) * 1994-04-28 1996-05-14 United Technologies Corporation Aircraft fan containment structure restraint
US6439842B1 (en) * 2000-03-29 2002-08-27 General Electric Company Gas turbine engine stator case
JP3831265B2 (ja) * 2002-01-21 2006-10-11 本田技研工業株式会社 静翼構造体の製造方法
US6941633B2 (en) * 2003-08-28 2005-09-13 United Technologies Corporation Tooling provision for split cases
FR2925120B1 (fr) * 2007-12-18 2010-02-19 Snecma Extension de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef, comprenant une rainure annulaire sectorisee de reception des capots de nacelle
FR2935623B1 (fr) * 2008-09-05 2011-12-09 Snecma Procede de fabrication d'une piece thermomecanique de revolution circulaire comportant un substrat porteur a base de titane revetu d'acier ou superalliage, carter de compresseur de turbomachine resistant au feu de titane
FR2938292B1 (fr) * 2008-11-07 2010-12-24 Snecma Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator dans une turbomachine
EP2211023A1 (de) * 2009-01-21 2010-07-28 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufelsystem für eine Strömungsmaschine mit segmentiertem Leitschaufelträger
US8142150B2 (en) * 2009-03-06 2012-03-27 General Electric Company Alignment device for gas turbine casings
US9114882B2 (en) * 2010-10-26 2015-08-25 United Technologies Corporation Fan case and mount ring snap fit assembly
US20120027581A1 (en) * 2010-08-02 2012-02-02 General Electric Company Reinforced concrete gas turbine outer case
FR2978495B1 (fr) * 2011-07-25 2013-08-02 Snecma Carter, notamment carter intermediaire, de turboreacteur
US8895887B2 (en) * 2011-08-05 2014-11-25 General Electric Company Resistance weld repairing of casing flange holes
ES2605102T3 (es) * 2011-12-23 2017-03-13 Volvo Aero Corporation Estructura de soporte para un motor de turbina de gas, motor de turbina de gas, avión y método de construcción correspondientes
US9498850B2 (en) * 2012-03-27 2016-11-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Structural case for aircraft gas turbine engine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006002121A1 (de) * 2005-02-23 2006-08-31 Alstom Technology Ltd. Trennflanschverschraubung für Turbinengehäuse mit eingegossenem Schaufelträger
RU2324832C2 (ru) * 2005-06-29 2008-05-20 Снекма Устройство для удержания и расположения вспомогательного оборудования в турбореактивном двигателе с истечением первичного и вторичного воздуха и съемная панель
US20090047126A1 (en) * 2006-12-29 2009-02-19 Ress Jr Robert A Integrated compressor vane casing
US20110073745A1 (en) * 2008-06-25 2011-03-31 Snecma Structural frame for a turbomachine
US20130170978A1 (en) * 2012-01-04 2013-07-04 General Electric Company Turbine casing

Also Published As

Publication number Publication date
CN105431615A (zh) 2016-03-23
JP6080245B2 (ja) 2017-02-15
US20160169045A1 (en) 2016-06-16
JP2016532804A (ja) 2016-10-20
US10337352B2 (en) 2019-07-02
EP3027854A1 (fr) 2016-06-08
BR112016001910A2 (pt) 2017-08-01
EP3027854B1 (fr) 2017-09-27
CA2918702C (fr) 2017-02-21
FR3008912B1 (fr) 2017-12-15
RU2016107008A3 (ru) 2018-05-11
WO2015015101A1 (fr) 2015-02-05
CN105431615B (zh) 2017-04-12
CA2918702A1 (fr) 2015-02-05
FR3008912A1 (fr) 2015-01-30
RU2016107008A (ru) 2017-08-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2672237C2 (ru) Корпус газотурбинного двигателя и способ изготовления
US8803399B2 (en) Rotor with reinforced squirrel-cage conductive body and manufacturing method thereof
US10946487B2 (en) Method for producing a turbomachine impeller
US20140093407A1 (en) Hydraulic system with modular inserts
US10119547B2 (en) Housing device for a compressor stage of a compressor device that is embodied with multiple stages and method for manufacturing a housing device
JP5575392B2 (ja) ターボ機械要素の製造方法およびその方法で得られる装置
US20190373777A1 (en) Electronic power system and method for manufacturing the same
RU2015117530A (ru) Способ изготовления, по меньшей мере, одной металлической детали турбомашины
JP2018509133A (ja) 電気機械用ロータ
CN109217512A (zh) 永磁同步电机轻量化转子组件
US20150267561A1 (en) Turbomachine and method for disassembling such a turbomachine
CN209040897U (zh) 一种闭式径流叶轮的组合结构
CN107206468B (zh) 环状成型体的制造方法及环状材料
WO2017093606A1 (en) Radial turbine impeller and a method for manufacturing the same
CN209170071U (zh) 永磁同步电机轻量化转子组件
US20150252681A1 (en) Modular turbomachine inner and outer casings with multi-stage steam extraction sites
KR101057983B1 (ko) 벨트 풀리 제조방법
KR20170069172A (ko) 터보 기계의 금속 구성요소들을 제조하기 위한 고용화 열처리 방법
US10958144B2 (en) Method of manufacturing an induction rotor
CN108173382A (zh) 一种带前端盖的螺旋水道电机壳及其铸造方法
WO2017019368A1 (en) MIM-FORMED TiA1 TURBINE WHEEL SURROUNDING A CAST/MACHINED CORE
JP6136951B2 (ja) タービンシェルの製造方法
CN104333187B (zh) 新能源电机水道筋板压弯装置
WO2007117637A2 (en) One-piece wheel produced by casting a wheel hub and spin-forming rims
PL230366B1 (pl) Sposób wytwarzania monolitycznego wirnika, zwłaszcza wirnika do wentylacji generatora i monolityczny wirnik, zwłaszcza do generatora

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20190726