RU2673963C1 - Экранирующий элемент и реактивный двигатель, в котором используется такой элемент - Google Patents

Экранирующий элемент и реактивный двигатель, в котором используется такой элемент Download PDF

Info

Publication number
RU2673963C1
RU2673963C1 RU2017134792A RU2017134792A RU2673963C1 RU 2673963 C1 RU2673963 C1 RU 2673963C1 RU 2017134792 A RU2017134792 A RU 2017134792A RU 2017134792 A RU2017134792 A RU 2017134792A RU 2673963 C1 RU2673963 C1 RU 2673963C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
shielding element
turbine rotor
sections
shielding
shelf
Prior art date
Application number
RU2017134792A
Other languages
English (en)
Inventor
Фумиаки ВАТАНАБЕ
Акане ОХБО
Хироюки ЯГИ
Томотаке ОГАВА
Цуеси Такемото
Original Assignee
АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН
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 АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН filed Critical АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН
Application granted granted Critical
Publication of RU2673963C1 publication Critical patent/RU2673963C1/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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
    • C04B35/71—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents
    • C04B35/78—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents containing non-metallic materials
    • C04B35/80—Fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like
    • 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
    • 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
    • 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
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/30—Constituents and secondary phases not being of a fibrous nature
    • C04B2235/38—Non-oxide ceramic constituents or additives
    • C04B2235/3817—Carbides
    • C04B2235/3826—Silicon carbides
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5216—Inorganic
    • C04B2235/522—Oxidic
    • C04B2235/5224—Alumina or aluminates
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
    • C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
    • C04B2235/00—Aspects relating to ceramic starting mixtures or sintered ceramic products
    • C04B2235/02—Composition of constituents of the starting material or of secondary phases of the final product
    • C04B2235/50—Constituents or additives of the starting mixture chosen for their shape or used because of their shape or their physical appearance
    • C04B2235/52—Constituents or additives characterised by their shapes
    • C04B2235/5208—Fibers
    • C04B2235/5216—Inorganic
    • C04B2235/524—Non-oxidic, e.g. borides, carbides, silicides or nitrides
    • C04B2235/5244—Silicon carbide
    • 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
    • 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
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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
    • F05D2260/231—Preventing heat transfer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Structural Engineering (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к экранирующим элементам реактивного двигателя. Экранирующий элемент (30) расположен поверх зазоров между участками полки (20) соседних лопаток (10) ротора турбины и выполнен из композита с керамической матрицей с возможностью экранирования зазора между участками полки (20) за счет вхождения в контакт вдоль внутренних поверхностей корпусов участков полки. Участок экранирующего элемента со стороны входной кромки пера выполнен удлиненным и включающим в себя вторую экранирующую поверхность, расположенную между хвостовыми участками соседних лопаток ротора турбины. Каждый из участков полки включает в себя заднюю юбку, выполненную на стороне выходной кромки соответствующего корпуса участка полки. Первые контактные участки выполнены с возможностью вхождения в контакт с боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины и с удерживающими участками задних юбок. Вторые контактные участки выполнены с возможностью вхождения в контакт с боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины. Техническим результатом является экранирование зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 21 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к экранирующему элементу, и реактивному двигателю, в котором используется этот экранирующий элемент, и, в частности, к экранирующему элементу, используемому для лопатки ротора турбины в авиационном турбовентиляторном двигателе и ему подобных, и к реактивному двигателю, в котором используется этот экранирующий элемент.
Уровень техники
Авиационный турбовентиляторный двигатель и ему подобные включает в себя многоступенчатые турбины для извлечения энергии из газообразных продуктов сгорания. Каждая турбина включает в себя множество лопаток ротора турбины. Каждая лопатка ротора турбины включает в себя профильный участок (перо), концевую (бандажную) полку, участок полки (платформы) и участок замка. Международная публикация заявки на патент WO2014/109246 раскрывает лопатку ротора турбины, включающую в себя эти компоненты.
Раскрытие сущности изобретения
Техническая проблема
На лопатке ротора турбины, например, турбины низкого давления, газообразные продукты сгорания протекают через пространство, окруженное концевой полкой и участком полки, а профильный участок принимает поток газообразных продуктов сгорания и преобразует его в энергию вращения для передачи этой энергии диску турбины. Если во время этого процесса газообразные продукты сгорания входят между участками полки соседних лопаток ротора турбины, существует вероятность того, что диск турбины будет поврежден из-за воздействия на него теплоты этих газообразных продуктов сгорания.
Между тем, в турбине высокого давления газообразные продукты сгорания проходят через пространство, окруженное диффузором горячего корпуса, закрепленным на корпусе, и участком полки, а профильный участок принимает поток газообразных продуктов сгорания и преобразует его в энергию вращения для передачи этой энергии диску турбины. Если во время этого процесса газообразные продукты сгорания входят между участками полки соседних лопаток ротора турбины, существует вероятность того, что диск турбины будет поврежден из-за воздействия на него теплоты этих газообразных продуктов сгорания, как и в случае с турбиной низкого давления.
Задачей настоящего изобретения является создание экранирующего элемента, способного экранировать зазоры между участками полки соседних лопаток ротора турбины, и создание реактивного двигателя, в котором используется этот экранирующий элемент.
Решение проблемы
Экранирующий элемент, в соответствии с настоящим изобретением, расположен поверх зазора между участками полки соседних лопаток ротора турбины, выполнен из композита с керамической матрицей, и имеет возможность экранирования этого зазора между участками полки.
Для функционирования экранирующего элемента, в соответствии с настоящим изобретением, каждый участок полки включает в себя корпус участка полки, вытянутый поперечно направлению соответствующей одной из лопаток ротора турбины, и переднюю юбку, выполненную на корпусе участка полки на стороне входной кромки пера; экранирующий элемент включает в себя тело экранирующего элемента, выполненное удлиненным, и включающее в себя первую экранирующую поверхность, расположенную между хвостовыми участками, соединенными с участками полки соседних лопаток ротора турбины, выполненную с возможностью экранирования зазора между корпусами участков полки соседних лопаток ротора турбины за счет вхождения в контакт с внутренними поверхностями корпусов участков полки вдоль этих внутренних поверхностей, и участок экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, выполненный удлиненным, включающим в себя вторую экранирующую поверхность, расположенную между хвостовыми участками соседних лопаток ротора турбины; первый конец участка экранирующего элемента со стороны входной кромки пера в продольном направлении выполнен как одно целое с первым концом тела экранирующего элемента в продольном направлении, и отогнут от тела экранирующего элемента; вторая экранирующая поверхность выполнена с возможностью экранирования зазора между передними юбками соседних лопаток ротора турбины за счет вхождения в контакт с внутренними поверхностями передних юбок вдоль этих внутренних поверхностей.
Экранирующий элемент, в соответствии с настоящим изобретением, дополнительно включает в себя ограничительные участки, выполненные по обе стороны тела экранирующего элемента в продольном направлении, причем ограничительные участки выполнены выступающими в ширину, поперечно направлению тела экранирующего элемента, и изогнуты к тыльной стороне первой экранирующей поверхности; ограничительные участки выполнены таким образом, чтобы ограничивать смещение экранирующего элемента в направлении ширины посредством вхождения в контакт с боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины.
Для функционирования экранирующего элемента, в соответствии с настоящим изобретением, каждый участок полки включает в себя заднюю юбку, выполненную на соответствующем корпусе участка полки на стороне выходной кромки пера; задняя юбка включает в себя удерживающий участок, выполненный на внутренней поверхности задней юбки для удерживания второго конца тела экранирующего элемента в продольном направлении, причем экранирующий элемент дополнительно содержит изогнутую часть, выполненную на втором конце тела экранирующего элемента в продольном направлении, выполненную изогнутой к тыльной стороне первой экранирующей поверхности так, чтобы входить в контакт с удерживающими частями задних юбок соседних лопаток ротора турбины.
Для функционирования экранирующего элемента, в соответствии с настоящим изобретением, каждый участок полки включает в себя заднюю юбку, выполненную на соответствующем корпусе участка полки на стороне выходной кромки пера; задняя юбка включает в себя удерживающий участок, выполненный на внутренней поверхности задней юбки для удерживания второго конца тела экранирующего элемента в продольном направлении, причем экранирующий элемент дополнительно содержит первые контактные участки, выполненные на полную длину обеих сторон в продольном направлении тела экранирующего элемента выступающими в ширину поперечно направлению тела экранирующего элемента и изогнутыми к тыльной стороне первой экранирующей поверхности, причем первые контактные участки выполнены с возможностью вхождения в контакт с боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины и с удерживающими участками задних юбок; вторые контактные участки выполнены на полную длину обеих сторон в продольном направлении участка экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, причем второй контактный участок выполнен выступающим в ширину поперечно направлению участка экранирующего элемента со стороны входной кромки пера и изогнутым к тыльной стороне второй экранирующей поверхности, причем вторые контактные участки выполнены с возможностью вхождения в контакт с боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины.
Для функционирования экранирующего элемента, в соответствии с настоящим изобретением, каждый хвостовой участок выполнен изогнутым соответственно форме профильного участка соответствующей лопатки ротора турбины, а тело экранирующего элемента выполнено изогнутым в плоскости соответственно боковым поверхностям хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины.
Для функционирования экранирующего элемента, в соответствии с настоящим изобретением, каждый участок полки включает в себя крепежный паз на внутренней поверхности корпуса участка полки и крепежный паз на стороне передней юбки, выполненный на внутренней поверхности передней юбки; тело экранирующего элемента включает в себя участок крепления, выполненный на втором конце тела экранирующего элемента в продольном направлении, выполненный с возможностью закрепления в крепежный паз участка полки, а участок экранирующего элемента со стороны входной кромки пера включает в себя участок крепления экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, выполненный на втором конце участка экранирующего элемента в продольном направлении со стороны входной кромки пера, выполненный с возможностью закрепления в крепежный паз передней части юбки.
Для функционирования экранирующего элемента, в соответствии с настоящим изобретением, участок полки включает в себя крепежный паз на стороне передней юбки, выполненный на внутренней поверхности передней юбки, а участок экранирующего элемента со стороны входной кромки пера включает в себя участок крепления экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, выполненный на втором конце участка экранирующего элемента в продольном направлении со стороны входной кромки пера для закрепления в крепежный паз на стороне передней юбки.
Реактивный двигатель, в соответствии с настоящим изобретением, включает в себя один из экранирующих элементов, описанных выше.
Применительно к экранирующему элементу, имеющему вышеуказанную конфигурацию, и реактивному двигателю, использующему экранирующий элемент, этот экранирующий элемент расположен поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины, и выполнен из композита с керамической матрицей. Таким образом, экранирующий элемент обладает жаропрочностью против газообразных продуктов сгорания, и способен экранировать диск турбины от газообразных продуктов сгорания, которые в противном случае могли бы втекать внутрь участков полки через зазоры между участками полки. Таким образом, можно предотвратить повреждение диска турбины газообразными продуктами сгорания.
Краткое описание чертежей
На Фиг. 1 - схематично проиллюстрирована конфигурация авиационного турбовентиляторного реактивного двигателя в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 2 - вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию лопатки ротора турбины в первом варианте осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 3 - вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию основной части лопатки ротора турбины в первом варианте осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 4 - поперечное сечение, выполненное по линии A-A на фиг. 3 в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 5 - вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 6 - вид в перспективе, иллюстрирующий, как экранирующий элемент закреплен на лопатке ротора турбины в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 7 - вид сверху, иллюстрирующий, как экранирующий элемент закреплен на лопатке ротора турбины в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 8 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен на лопатке ротора турбины в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 9 - поперечное сечение, выполненное по линии A-A на фиг. 2 в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 10 - поперечное сечение, выполненное по линии В-В на Фиг. 2 в соответствие с первым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 11 - вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента в соответствие со вторым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 12 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен на лопатке ротора турбины в соответствие со вторым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 13 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен между участками полки соседних лопаток ротора турбины в соответствие со вторым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 14 - вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента в соответствие с третьим вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 15 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен на лопатке ротора турбины в соответствие с третьим вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 16 - вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента в соответствие с четвертым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 17 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен на лопатке ротора турбины в соответствие с четвертым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 18 - вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента в соответствие с пятым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 19 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен на лопатке ротора турбины в соответствие с пятым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 20 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины в соответствие с пятым вариантом осуществления настоящего изобретения.
На Фиг. 21 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент закреплен поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины в соответствие с пятым вариантом осуществления настоящего изобретения.
Описание вариантов осуществления изобретения
Используя чертежи, ниже будут приведены подробные описания для вариантов осуществления настоящего изобретения.
Первый вариант осуществления
Используя чертежи, будет предоставлено подробное описание для первого варианта осуществления настоящего изобретения. Прежде всего, будут даны описания лопаток ротора турбины, используемых в реактивном двигателе, таком как авиационный турбовентиляторный двигатель. На Фиг. 1 показана схема, иллюстрирующая конфигурацию авиационного турбовентиляторного двигателя 8. Авиационный турбовентиляторный двигатель 8 включает в себя многоступенчатую турбину, такую как турбина низкого давления, для извлечения энергии из газообразных продуктов сгорания, которая образуется при горении рабочей текучей среды, такой же, как воздух. Каждая турбина включает в себя множество лопаток ротора турбины, расположенных по окружности диска турбины.
На Фиг. 2 показан вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию лопатки 10 ротора турбины. На Фиг. 3 показан вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию основной части лопатки 10 ротора турбины. На Фиг. 4 - поперечное сечение, выполненное по линии A-A на Фиг. 3. Помимо прочего, на Фиг. 2. F обозначает набегающий поток газообразных продуктов сгорания в осевом направлении турбины, R указывает на уходящий поток газообразных продуктов сгорания в осевом направлении турбины, а X указывает направление вращения лопатки 10 ротора турбины. Здесь описывается лопатка ротора турбины низкого давления. Однако, те же описания применимы к лопатке ротора турбины высокого давления.
Лопатка 10 ротора турбины включает в себя профильный участок 12, участок замка 16, прикрепляемый к диску 14 турбины, хвостовой участок 18, соединяющий профильный участок 12 и участок замка 16, и участок полки 20, выполненный между профильным участком 12 и хвостовым участком 18.
Профильный участок 12 выполнен проходящим в продольном направлении лопатки 10 ротора турбины. Профильный участок 12 включает в себя входную кромку 12а, расположенную впереди по потоку газообразных продуктов сгорания, и выходную кромку 12b, расположенную сзади по потоку газообразных продуктов сгорания, поверхность 12с избыточного давления, выполненную вогнутой, и поверхность 12d разряжения, выполненную выпуклой. На верхнем конце профильного участка 12 предусмотрена концевая полка 22.
Участок замка 16 выполняет функцию крепления лопатки 10 ротора турбины к диску 14 турбины путем установки в паз 14а диска в диске 14 турбины. Форма участка замка 16 и форма паза 14а диска являются взаимодополняющими друг для друга.
Хвостовой участок 18 выполняет функцию передачи нагрузки от профильного участка 12 к участку замка 16, поскольку он соединяет профильный участок 12 и участок замка 16. Хвостовой участок 18 продолжает торцевую сторону основания профильного участка 12 в продольном направлении. Хвостовой участок 18 образован как продолжение от торцевой стороны основания профильного участка 12 к участку замка 16.
Хвостовой участок 18 выполнен изогнутым в соответствии с формой профильного участка 12. Боковая поверхность хвостового участка 18 со стороны поверхности избыточного давления профильного участка 12 выполнена вогнутой, а другая боковая поверхность хвостового участка 18 со стороны поверхности разряжения профильного участка 12 выполнена выпуклой. Обе стороны хвостового участка 18 снабжены карманом 24 в форме углубления с целью снижения веса.
Участок полки 20 выполняет функцию экранирования газообразных продуктов сгорания, протекающих в осевом направлении турбины, за счет его расположения между профильным участком 12 и хвостовым участком 18 таким образом, что участок полки 20 выполнен как единое целое с профильным участком 12 и хвостовым участком 18. Участок полки 20 включает в себя корпус 20a участка полки, выполненный протяженным в поперечном направлении к лопатке 10 ротора турбины.
Участок полки 20 включает в себя переднюю юбку 20b, выполненную на корпусе 20a участка полки со стороны входной кромки пера, протяженную в продольном направлении по отношению к лопатке 10 ротора турбины. Участок полки 20 дополнительно включает в себя заднюю юбку 20c, выполненную на корпусе 20а участка полки со стороны выходной кромки пера, протяженную в продольном направлении по отношению к лопатке 10 ротора турбины. Внутренняя поверхность задней юбки 20с представляет собой выпуклую криволинейную поверхность, которая выполнена выпуклой и изогнутой в направлении передней кромки пера. Помимо прочего, внутренняя поверхность задней юбки 20с может представлять собой наклонную плоскую поверхность, вертикальную плоскую поверхность или тому подобное, а не выпуклую криволинейную поверхность.
Внутренняя поверхность корпуса 20а участка полки снабжена крепежным пазом 20d на стороне корпуса участка полки, а внутренняя поверхность передней юбки 20b снабжена крепежным пазом 20е на стороне передней юбки. Экранирующий элемент 30, который будет описан ниже, закреплен в крепежном пазе 20d на стороне корпуса участка полки и в крепежном пазе 20е на стороне передней юбки. Крепежный паз 20d на стороне корпуса участка полки выполнен протяженным в ширину поперечно направлению корпуса 20а участка полки. Крепежный паз 20е на стороне передней юбки выполнен протяженным в ширину поперечно направлению передней юбки 20b.
Из-за воздействия высокой температуры газообразных продуктов сгорания, лопатки 10 ротора турбины изготовлены из легкого и жаропрочного материала, такого как композит с керамической матрицей, или сверхпрочный сплав на основе Ni, или сплав TiAl. Лопатка 10 ротора турбины изготавливается путем литья однонаправленного затвердевания, монокристаллического литья или тому подобного.
Далее будет описан экранирующий элемент. На Фиг. 5 показан вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента 30. На Фиг. 6 - вид в перспективе, иллюстрирующий, как экранирующий элемент 30 закреплен на лопатке 10 ротора турбины. На Фиг. 7 показан вид сверху, иллюстрирующий, как экранирующий элемент 30 закреплен на лопатке 10 ротора турбины. На Фиг. 8 - поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент 30 закреплен на лопатке 10 ротора турбины.
Экранирующий элемент 30 расположен поверх зазоров между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины. Экранирующий элемент 30 выполнен из композита с керамической матрицей. Экранирующий элемент 30 экранирует зазоры между участками полки 20. Экранирующий элемент 30 включает в себя тело 32 экранирующего элемента и участок 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, выполненный на первом конце тела экранирующего элемента 32 в продольном направлении.
Тело 32 экранирующего элемента выполнено удлиненным, и включает в себя первую экранирующую поверхность 32а, размещаемую между хвостовыми участками 18, соединенными с участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины и входящую в контакт с внутренними поверхностями корпусов 20а участков полки соседних лопаток 10 ротора турбины вдоль внутренних поверхностей корпусов 20а участков полки.
Первая экранирующая поверхность 32а экранирует зазоры между корпусами 20а участков полки соседних лопаток 10 ротора турбины за счет контакта с внутренними поверхностям корпусов 20а участков полки соседних лопаток 10 ротора турбины вдоль внутренних поверхностей корпусов 20a участков полки за счет центробежной силы, действующей на первую экранирующую поверхность 32а при вращении лопаток 10 ротора турбины. Первая экранирующая поверхность 32a имеет форму, по существу, плоской поверхности, соответствующей внутренним поверхностям корпусов 20а участков полки соседних лопаток 10 ротора турбины.
Тело 32 экранирующего элемента выполнено удлиненным в продольном направлении, но изогнутым в плоскости, чтобы соответствовать по форме хвостовым участкам 18 соседних лопаток 10 ротора турбины. Точнее говоря, одна боковая кромка 32b тела 32 экранирующего элемента в направлении ширины выполнена выпуклой и изогнутой, тогда как другая боковая кромка 32с тела 32 экранирующего элемента в направлении ширины выполнена вогнутой и изогнутой.
В случае, когда экранирующий элемент 30 закреплен на соседних лопатках 10 ротора турбины, выпуклая боковая кромка 32b тела 32 экранирующего элемента соответствует вогнутой боковой поверхности хвостового участка 18, в то время как вогнутая боковая кромка 32с тела 32 экранирующего элемента соответствует выпуклой боковой поверхности другого хвостового участка 18. Это препятствует взаимному влиянию (давлению друг на друга) между телом 32 экранирующего элемента и хвостовыми участками 18 даже в случае, когда боковые поверхности хвостовых участков 18 сформированы изогнутыми в соответствии с формами участков 12 лопатки. Таким образом, эффективность экранирования экранирующим элементом 30 может быть увеличена.
Тело 32 экранирующего элемента включает в себя участок крепления 32d экранирующего элемента со стороны корпуса, выполненный на втором конце тела 32 экранирующего элемента в продольном направлении. Участок крепления 32d экранирующего элемента со стороны корпуса устанавливается в крепежный паз 20d на стороне корпуса участка полки. Тело 32 экранирующего элемента может быть легко размещено путем закрепления участка крепления 32d экранирующего элемента со стороны корпуса в крепежный паз 20d на стороне корпуса участка полки.
Длина тела 32 экранирующего элемента в продольном направлении выбирается, по существу, равной длине корпуса 20а участка полки от его стороны входной кромки пера до его стороны выходной кромки пера, и устанавливается, например, в диапазоне от 50 мм до 60 мм.
Ширина тела 32 экранирующего элемента выбирается большей, чем зазор между корпусами 20а участков полки соседних лопаток 10 ротора турбины, но меньшей, чем пространство между хвостовыми участками 18 соседних лопаток 10 ротора турбины. Ширина тела 32 экранирующего элемента в различных точках продольного направления тела 32 экранирующего элемента может быть установлена равной или отличающейся друг от друга. Ширина тела 32 экранирующего элемента устанавливается, например, в диапазоне от 20 мм до 30 мм.
Толщина тела 32 экранирующего элемента установлена такой, чтобы позволять телу 32 экранирующего элемента обеспечивать жесткость, необходимую для сохранения своей формы. Толщина тела 32 экранирующего элемента устанавливается, например, в диапазоне от 1 мм до 2 мм.
Участок 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера выполнен удлиненным. Первый конец участка 34 экранирующего элемента в продольном направлении со стороны входной кромки пера выполнен как одно целое с первым концом тела 32 экранирующего элемента в продольном направлении таким образом, что участок 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера отогнут от тела экранирующего элемента 32. Участок 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера включает в себя вторую экранирующую поверхность 34а. Вторая экранирующая поверхность 34а расположена между хвостовыми участками 18 соседних лопаток 10 ротора турбины, и контактирует с внутренними поверхностями передних юбок 20b соседних лопаток 10 ротора турбины вдоль внутренних поверхностей передних юбок 20b.
Вторая экранирующая поверхность 34a экранирует зазор между передними юбками 20b соседних лопаток 10 ротора турбины за счет контакта с внутренними поверхностями передних юбок 20b соседних лопаток 10 ротора турбины вдоль внутренних поверхностей передних юбок 20b за счет центробежной силы, действующей на вторую экранирующую поверхность 34a во время вращения лопаток 10 ротора турбины. Вторая экранирующая поверхность 34а имеет форму плоской поверхности, криволинейной поверхности или тому подобное соответственно внутренним поверхностям передних юбок 20b соседних лопаток 10 ротора турбины.
Одна боковая кромка 34b и другая боковая кромка 34c участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, расположенные поперечно направлению переднего участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, могут быть выполнены, по существу, прямолинейными или могут быть выполнены изогнутыми.
Участок 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера включает в себя участок крепления 34d экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, выполненный на втором конце участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера в продольном направлении. Участок крепления 34d экранирующего элемента со стороны входной кромки пера закреплен в крепежный паз 20е на стороне передней юбки. Участок экранирующего элемента 34 со стороны входной кромки пера может быть легко размещен путем закрепления передней части 34d экранирующего элемента со стороны входной кромки пера в крепежный паз 20е на стороне передней юбки.
Длина в продольном направлении участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера установлена, по существу, равной длине передней юбки 20b от стороны профильного участка 12 до стороны участка замка 16. Длина продольного направления участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера установлена, например, в диапазоне от 20 мм до 30 мм.
Ширина участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера установлена большей, чем зазор между передними юбками 20b соседних лопаток 10 ротора турбины, но меньшей, чем пространство между хвостовыми участками 18 соседних лопаток 10 ротора турбины. Ширина участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера в различных точках в продольном направлении участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера может быть установлена равной или отличающейся друг от друга. Например, ширина участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера может быть установлена в диапазоне от 20 мм до 30 мм.
Толщина участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера установлена такой, чтобы позволить участку 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера обеспечивать жесткость, необходимую для сохранения своей формы. Толщина участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера установлена, например, в диапазоне от 1 мм до 2 мм. Помимо прочего, толщина передней части 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера может быть установлена равной толщине тела 32 экранирующего элемента.
Экранирующий элемент 30 выполнен из композита с керамической матрицей. Композит с керамической матрицей представляет собой керамический композит из волокнистого керамического материала, полученный путем армирования керамической матрицы керамическими волокнами. Например, композит из SiC/SiC, полученный путем армирования SiC-матрицы волокнами SiC, или композит SiC/Al2O3, полученный путем армирования матрицы SiC волокнами Al2O3 или тому подобными, -могут быть использованы в качестве композита с керамической матрицей. Композит с керамической матрицей отличается превосходной стойкостью к нагреву и окислению. По этой причине, хотя экранирующий элемент 30 подвергается воздействию газообразных продуктов сгорания, возможно препятствование повреждениям экранирующего элемента 30, таким как деформация, окисление и тому подобным, вызванным тепловым воздействием. Кроме того, композит с керамической матрицей является более легким, чем жаропрочные сплавы (такие как сверхпрочный сплав на основе Ni и сплав TiAl). Это дает возможность уменьшения веса авиационного турбовентиляторного двигателя 8 и ему подобных. Кроме того, композит с керамической матрицей обладает высокой прочностью и тому подобное, как результат армирования керамическими волокнами. По этой причине, даже в случае, когда экранирующий элемент 30 подвергается нагрузкам, связанным с вращением лопаток 10 ротора турбины и тому подобным, разрушения экранирующего элемента 30 можно избежать.
Далее будет описан способ изготовления экранирующего элемента 30. Начнем с того, что заготовка, соответствующая форме экранирующего элемента 30, выполнена посредством обрезки, прошивки и т.д. двухмерного или трехмерного волокнистого материала, изготовленного из керамических волокон. Волокна SiC, волокна Al2O3 и тому подобные могут быть использованы в качестве керамических волокон. Заготовка помещается внутрь формы. Форму заполняют полимерным материалом для матрицы. Таким образом, заготовка насыщается полимерным материалом. Заготовку, насыщенную полимерным материалом, нагревают и обжигают с образованием керамической матрицы из SiC или тому подобного. Помимо прочего, для формирования матрицы могут использовать химическую инфильтрацию в паровой фазе, твердофазную инфильтрацию и тому подобное. Химическая инфильтрация в паровой фазе позволяет сформировать керамическую матрицу из SiC или подобного посредством реакции термического разложения и ей подобных для газообразного материала. Инфильтрация в твердой фазе позволяет сформировать керамическую матрицу из SiC или подобного посредством насыщения заготовки смешанным порошком Si и C, например, заставляя Si и C реагировать друг с другом в заготовке. Таким образом, экранирующий элемент 30 может быть выполнен из композита с керамической матрицей.
Далее будет описано, как работает экранирующий элемент 30. На Фиг. 9 показано поперечное сечение, выполненное по линии A-A на Фиг. 2. На Фиг. 10 показано поперечное сечение, выполненное по линии В-В на Фиг. 2.
Прежде всего, экранирующий элемент 30 закреплен поверх зазоров 36, 38 между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины. Точнее говоря, экранирующий элемент 30 закреплен путем его размещения посредством фиксации участка крепления экранирующего элемента со стороны корпуса 32d в крепежный паз 20d на стороне корпуса участка полки, и закрепления участка крепления экранирующего элемента со стороны входной кромки пера 34d в крепежный паз 20е на стороне передней юбки. Таким образом, экранирующий элемент 30 расположен напротив зазоров 36, 38 между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины.
При получении газообразных продуктов сгорания, протекающих в осевом направлении турбины, лопатки 10 ротора турбины совершают вращательное движение вместе с диском 14 турбины. Это вращательное движение создает центробежную силу, воздействующую на лопатки 10 ротора турбины. Эта центробежная сила заставляет экранирующий элемент 30, расположенный поверх зазоров 36, 38 между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины, плотно прилегать к внутренним поверхностям участков полки 20. Таким образом, зазоры 36, 38 между участками полки 20 экранируются экранирующим элементом 30.
Точнее говоря, зазор 36 между корпусами 20а участков полки соседних лопаток 10 ротора турбины экранируется первой экранирующей поверхностью 32a тела 32 экранирующего элемента, так как первая экранирующая поверхность 32a экранирующего элемента плотно прилегает к внутренним поверхностям корпусов 20а участков полки вдоль внутренних поверхностей корпусов 20а участков полки.
Между тем, промежуток 38 между передними юбками 20b соседних лопаток 10 ротора турбины экранируется второй экранирующей поверхностью 34a участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, поскольку вторая экранирующая поверхность 34а плотно прилегает к внутренним поверхностям передних юбок 20b вдоль внутренних поверхностей передних юбок 20b.
Таким образом, газообразным продуктам сгорания перекрыто перетекание во внутреннее пространство участков полки 20 через зазор 36 между корпусами 20а участков полки и через зазор 38 между передними юбками 20b. Это позволяет препятствовать влиянию на диск 14 турбины теплоты газообразных продуктов сгорания.
Вышеупомянутая конфигурация позволяет размещать экранирующий элемент, выполненный из композита с керамической матрицей, поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины. Таким образом, газообразным продуктам сгорания может быть перекрыто перетекание во внутреннее пространство участков полки через зазоры между участками полки соседних лопаток ротора турбины. Таким образом, тепловое воздействие на диск турбины может быть предотвращено. Кроме того, поскольку экранирующий элемент выполнен из композита с керамической матрицей, повреждение экранирующего элемента из-за воздействия теплоты может быть предотвращено, хотя экранирующий элемент подвергается воздействию газообразных продуктов сгорания.
В соответствии с вышеприведенной конфигурацией, даже в том случае, когда хвостовой участок сформирован изогнутым в соответствии с формой профильного участка, тело экранирующего элемента сформировано изогнутым в плоскости, чтобы соответствовать боковой поверхности хвостового участка. Это препятствует влиянию (взаимному давлению) между телом экранирующего элемента и хвостовым участком. Таким образом, эффективность экранирования экранирующим элементом может быть увеличена.
Вышеприведенная конфигурация делает возможным легкое закрепление экранирующего элемента поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины путем фиксации участка крепления экранирующего элемента со стороны корпуса в крепежном пазе на стороне корпуса участка полки и фиксации участка крепления экранирующего элемента со стороны входной кромки пера в крепежный паз на стороне передней юбки. Вышеупомянутая конфигурация дополнительно позволяет легко и точно устанавливать и удалять экранирующий элемент.
Второй вариант осуществления
Теперь, используя чертежи, будет дано подробное описание второго варианта осуществления настоящего изобретения. На Фиг. 11 показан вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента 40 согласно второму варианту осуществления. На Фиг. 12 дано поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент 40 согласно второму варианту осуществления закреплен на лопатке 10 ротора турбины. На Фиг. 13 показано поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент 40 согласно второму варианту осуществления закреплен поверх зазора между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины. Помимо прочего, на Фиг. 13 дана диаграмма, соответствующая Фиг. 9 относящейся к первому варианту осуществления, и поперечное сечение, выполненное по линии A-A на Фиг. 2 для случая, когда экранирующий элемент 40 согласно второму варианту осуществления закреплен там вместо экранирующего элемента 30 по первому варианту осуществления. Кроме того, одни и те же элементы обозначаются одинаковыми ссылочными позициями, а подробные описания для таких элементов опущены.
Экранирующий элемент 40 по второму варианту осуществления отличается от экранирующего элемента 30 по первому варианту осуществления тем, что экранирующий элемент 40 включает в себя ограничительные участки 42. Ограничительные участки 42 предусмотрены на обеих сторонах 32b, 32с экранирующего элемента 32 в продольном направлении. Ограничительные участки 42 выполнены выступающими в ширину поперечно направлению тела 32 экранирующего элемента, и ограничивают смещение экранирующего элемента 40 в направлении ширины за счет вхождения в контакт с соответствующими боковыми поверхностями хвостовых участков 18 соседних лопаток 10 ротора турбины.
Когда экранирующий элемент 40 закреплен поверх зазоров между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины, ограничительные участки 42 выполняют функцию ограничения перемещения экранирующего элемента 40 в направлении ширины посредством вхождения в контакт по поверхности или по линии с соответствующими боковыми поверхностями хвостовых участков 18 соседних лопаток 10 ротора турбины, и тем самым удерживают экранирующий элемент 40. Это ограничивает смещение экранирующего элемента 40 в направлении ширины и, соответственно, препятствует потере контакта экранирующего элемента 40 с лопатками 10 ротора турбины на начальной стадии вращения лопаток 10 ротора турбины и тому подобное. Это дополнительно повышает точность позиционирования экранирующего элемента 40.
Ограничительные участки 42 выполнены выступающими в ширину поперечно направлению тела 32 экранирующего элемента и изогнутыми к тыльной стороне первой экранирующей поверхности 32a. Ограничительные участки 42 могут иметь форму прямоугольника, треугольника, круга и т.п.
Боковые кромки 32b, 32c могут быть снабжены соответствующими ограничительными участками 42 в одном и том же месте или в разных местах в продольном направлении тела 32 экранирующего элемента. Обе боковые кромки 32b, 32c могут быть снабжены одним ограничительным участком 42 или несколькими ограничительными участками 42. Кроме того, количество ограничительных участков 42, выполненных на одной боковой кромке 32b, и количество ограничительных участков 42, выполненных на боковой кромке 32c другой стороны, могут отличаться друг от друга. Боковые кромки 32b, 32c могут быть снабжены ограничительными участками 42 на их центральных участках в продольном направлении тела 32 экранирующего элемента соответственно. В противном случае боковые кромки 32b, 32c могут быть снабжены ограничительными участками 42 на участках первых концов сторон или на участках вторых концов сторон в продольном направлении тела 32 экранирующего элемента соответственно.
В случае, когда экранирующий элемент 40 выполнен из композита с керамической матрицей, заготовка, соответствующая форме экранирующего элемента 40, изначально формируется путем обрезки, прошивки и т. д. двухмерного или трехмерного волокнистого материала, выполненного из керамических волокон. Заготовка помещается внутрь формы. Ее участки, соответствующие ограничительным участкам 42, изогнуты и установлены в форму для формования в ограничительные участки 42. Керамическая матрица сформирована так же, как и для экранирующего элемента 30 по первому варианту осуществления. По этой причине, подробные описания будут опущены.
Вышеупомянутая конфигурация способна создавать те же эффекты, что и экранирующий элемент по первому варианту осуществления. Кроме того, когда экранирующий элемент закреплен поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины, вышеупомянутая конфигурация заставляет ограничительные участки тела экранирующего элемента входить в контакт с соответствующими боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины чтобы удерживать экранирующий элемент. Таким образом, вышеупомянутая конфигурация ограничивает смещение экранирующего элемента в направлении ширины и, таким образом, препятствует потере прилегания экранирующего элемента. Кроме того, вышеупомянутая конфигурация повышает точность позиционирования экранирующего элемента.
Третий вариант осуществления
Теперь, используя чертежи, будет дано подробное описание для третьего варианта осуществления настоящего изобретения. На Фиг. 14 показан вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента 50 согласно третьему варианту осуществления. На Фиг. 15 показано поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент 50 третьего варианта осуществления закреплен на лопатке 10 ротора турбины. Помимо прочего, те же самые элементы обозначены одинаковыми ссылочными позициями, а подробные описания для таких элементов опущены.
Задняя юбка 20c участка полки 20 содержит удерживающий участок 20f, выполненный на внутренней поверхности задней юбки 20c для удержания второго конца тела 32 экранирующего элемента в продольном направлении экранирующего элемента 50 третьего варианта осуществления. Удерживающий участок 20f образован удерживающей поверхностью, которая выполнена из части внутренней поверхности задней юбки 20с, представляющей собой выпуклую криволинейную поверхность, выступающую в направлении входной кромки пера. Экранирующий элемент 50 по третьему варианту осуществления отличается от экранирующего элемента 30 первого варианта осуществления тем, что экранирующий элемент 50 включает в себя изогнутую часть 52, выполненную на втором конце тела 32 экранирующего элемента в продольном направлении изогнутой к тыльной стороне первой экранирующей поверхности 32а с возможностью вступления в контакт с удерживающими участками 20f задних юбок 20с соседних лопаток 10 ротора турбины.
Когда экранирующий элемент 50 закреплен поверх зазоров между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины, криволинейная часть 52, выполненная на втором конце тела 32 экранирующего элемента, входит в контакт по поверхности или по линии с удерживающей поверхностью, которая представляет собой удерживающий участок 20f задней юбки 20c, и тем самым удерживает тело 32 экранирующего элемента. Следовательно, крепежный паз 20d на стороне корпуса участка полки, выполненный на корпусе 20a участка полки для удерживания тела 32 экранирующего элемента, становится ненужным. Это упрощает конфигурацию участка полки 20 и, соответственно, позволяет облегчить изготовление лопатки 10 ротора турбины. Помимо прочего, удерживающая поверхность удерживающего участка 20f не ограничена выпуклой криволинейной поверхностью, и может представлять собой наклонную плоскую поверхность. В противном случае, удерживающий участок 20f может быть сформирован путем создания выступа на внутренней поверхности задней юбки.
В случае, когда экранирующий элемент 50 выполнен из композита с керамической матрицей, заготовка, соответствующая форме экранирующего элемента 50, изначально формируется путем обрезки, прошивки и т.д. двухмерного или трехмерного волокнистого материала, изготовленного из керамических волокон. Заготовка помещается внутрь формы. Ее часть, соответствующая изогнутому участку 52, изогнута и установлена в форму для формования изогнутого участка 52. Керамическая матрица сформирована так же, как и для экранирующего элемента 30 по первому варианту осуществления. По этой причине подробные описания будут опущены.
Вышеупомянутая конфигурация способна создавать те же эффекты, что и экранирующий элемент по первому варианту осуществления. Кроме того, крепежный паз на стороне корпуса участка полки, выполненный на корпусе участка полки для удержания тела экранирующего элемента, становится ненужным. Таким образом, это упрощает конфигурацию участка полки и, соответственно, позволяет облегчить изготовление лопатки ротора турбины.
Четвертый вариант осуществления
Теперь, используя чертежи, будет дано подробное описание для четвертого варианта осуществления настоящего изобретения. На Фиг. 16 показан вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента 60 в соответствии с четвертым вариантом осуществления. На Фиг. 17 показан поперечный разрез, иллюстрирующий, как экранирующий элемент 60 четвертого варианта осуществления закреплен на лопатке 10 ротора турбины. Помимо прочего, те же элементы обозначены одинаковыми ссылочными позициями, а подробные описания для таких элементов опущены.
Задняя юбка 20c участка полки 20 содержит удерживающий участок 20f, выполненный на внутренней поверхности задней юбки 20c для удержания второго конца тела 32 экранирующего элемента в продольном направлении экранирующего элемента 60 четвертого варианта осуществления. Экранирующий элемент 60 по четвертому варианту осуществления отличается от экранирующего элемента 30 первого варианта осуществления тем, что экранирующий элемент 60 включает в себя ограничительные участки 42 экранирующего элемента 40 второго варианта осуществления, а изогнутый участок 52 - как у экранирующего элемента 50 третьего варианта осуществления.
В случае, когда экранирующий элемент 60 выполнен из композита с керамической матрицей, заготовка, соответствующая форме экранирующего элемента 60, формируется путем обрезки, прошивки и т. д. двухмерного или трехмерного волокнистого материала, изготовленного из керамических волокон. Заготовка помещается внутрь формы. Ее части, соответствующие ограничительным участкам 42 и изогнутой части 52, изогнуты и установлены в форму для формования ограничительных участков 42 и изогнутого участка 52. Керамическая матрица сформирована так же, как и для экранирующего элемента 30 первого варианта осуществления. По этой причине подробные описания будут опущены.
Вышеупомянутая конфигурация не только способна создавать те же эффекты, что и экранирующий элемент в соответствии с первым вариантом осуществления, но также способна создавать те же эффекты, что и экранирующий элемент второго варианта осуществления, и те же эффекты, что экранирующий элемент третьего варианта осуществления.
Пятый вариант осуществления
Теперь, используя чертежи, будет дано подробное описание пятого варианта осуществления настоящего изобретения. На Фиг. 18 показан вид в перспективе, иллюстрирующий конфигурацию экранирующего элемента 70 согласно пятому варианту осуществления. На Фиг. 19 дано поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент 70 согласно пятому варианту осуществления закреплен на лопатке 10 ротора турбины. На Фиг. 20 показано поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент 70 согласно пятому варианту осуществления закреплен поверх зазора между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины. На Фиг. 21 дано поперечное сечение, иллюстрирующее, как экранирующий элемент 70 по пятому варианту осуществления закреплен поверх зазора между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины. Кроме прочего, на Фиг. 20 показана диаграмма, соответствующая Фиг. 9 относящейся к первому варианту осуществления, представляющая собой вид в поперечном сечении, выполненный по линии A-A на Фиг. 2 для случая, когда экранирующий элемент 70 по пятому варианту осуществления закреплен там вместо экранирующего элемента 30 по первому варианту осуществления. На Фиг. 21 показана диаграмма, соответствующая Фиг. 10, относящейся к первому варианту осуществления, и представляющая собой вид в поперечном сечении, выполненный по линии В-В на Фиг. 2 для случая, когда экранирующий элемент 70 по пятому варианту осуществления закреплен там вместо экранирующего элемента 30 по первому варианту осуществления. Кроме того, одни и те же элементы обозначаются одинаковыми ссылочными позициями, а подробные описания для таких элементов опущены.
Задняя юбка 20с участка полки 20 содержит удерживающий участок 20f, выполненный на внутренней поверхности задней юбки 20с для удержания второго конца тела 32 экранирующего элемента в продольном направлении экранирующего элемента 70 в пятом варианте осуществления. Экранирующий элемент 70 по пятому варианту осуществления включает в себя первые контактные участки 72, выполненные на полную длину обеих сторон в продольном направлении тела 32 экранирующего элемента. Первые контактные участки 72 выполнены выступающими в ширину поперечно направлению тела экранирующего элемента 32 и изогнутыми к тыльной стороне первой экранирующей поверхности 32a. Первые контактные участки 72 входят в контакт с соответствующими боковыми поверхностями хвостовых участков 18 соседних лопаток 10 ротора турбины и с удерживающим участком 20f задней юбки 20с. Экранирующий элемент 70 дополнительно включает в себя второй контактный участок 74, выполненный на полную длину с обеих сторон в продольном направлении участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера. Вторые контактные участки 74 выполнены выступающими в ширину поперечно направлению участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера и изогнутыми к тыльной стороне второй экранирующей поверхности 34a. Второй контактный участок 74 входит в контакт с соответствующими боковыми поверхностями хвостовых участков 18 соседних лопаток 10 ротора турбины. Как описано выше, экранирующий элемент 70 по пятому варианту осуществления отличается от экранирующего элемента 30 первого варианта осуществления тем, что экранирующий элемент 70 включает в себя первые контактные участки 72 и вторые контактные участки 74.
Когда экранирующий элемент 70 расположен напротив зазоров 36, 38 между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины, и закреплен поверх зазоров 36, 38, первые контактные участки 72, выполненные на теле 32 экранирующего элемента, входят в контакт по поверхности или по линии с соответствующими боковыми поверхностями хвостовых участков 18 соседних лопаток 10 ротора турбины, а вторые контактные участки 74, выполненные для участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, входят в контакт по поверхности или по линии с соответствующими боковыми поверхностями хвостового участка 18 соседних лопаток 10 ротора турбины. Таким образом, вышеуказанная конфигурация делает первые контактные участки 72 и вторые контактные участки 74 удерживающими для экранирующего элемента 70. Это ограничивает смещение экранирующего элемента 70 в направлении ширины и, соответственно, препятствует потере контакта экранирующего элемента 70 с лопатками 10 ротора турбины на начальной стадии вращения лопаток 10 ротора турбины и т. п. Это дополнительно повышает точность позиционирования экранирующего элемента 70.
Кроме того, когда экранирующий элемент 70 расположен напротив зазоров 36, 38 между участками полки 20 соседних лопаток 10 ротора турбины, и закреплен поверх зазоров 36, 38, задние части первых контактных участков 72, выполненные на теле экранирующего элемента 32, входят в контакт с удерживающими участками 20f задних юбок 20с, и тем самым удерживают тело 32 экранирующего элемента. Поэтому крепежный паз 20d на стороне корпуса участка полки, выполненный на корпусе 20а участка полки для удерживания тела 32 экранирующего элемента, становится ненужным. Это упрощает конфигурацию участка полки 20 и, соответственно, упрощает изготовление лопатки 10 ротора турбины.
Кроме того, экранирующий элемент 70 предусматривает на втором конце участка 34 экранирующего элемента со стороны входной кромки пера на стороне участка замка выступающий участок 76 крепления экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, предназначенный для закрепления в крепежный паз 20е на стороне передней юбки, выполненный на внутренней стороне передней юбки 20b.
В случае, когда экранирующий элемент 70 выполнен из композита с керамической матрицей, заготовка, соответствующая форме экранирующего элемента 70, изначально формируется путем обрезки, прошивки и т. д. двухмерного или трехмерного волокнистого материала, изготовленного из керамических волокон. Заготовка помещается внутрь формы. Ее части, соответствующие первым контактным участкам 72 и вторым контактным участкам 74, изогнуты и установлены в форме для формования в первые контактные участки 72 и вторые контактные участки 74. Керамическая матрица сформирована так же, как и экранирующий элемент 30 по первому варианту осуществления. По этой причине подробные описания будут опущены.
Вышеупомянутая конфигурация способна создавать те же эффекты, что и экранирующий элемент по первому варианту осуществления. Кроме того, когда экранирующий элемент закреплен поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины, вышеупомянутая конфигурация заставляет первые контактные участки, выполненные для тела экранирующего элемента, вступать в контакт с соответствующими участками боковых поверхностей хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины, и заставляет вторые контактные участки, выполненные для участка экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, вступать в контакт с соответствующими боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины. Таким образом, вышеупомянутая конфигурация заставляет первые контактные участки и вторые контактные участки удерживать экранирующий элемент. Это ограничивает смещение экранирующего элемента в направлении ширины и, соответственно, препятствует потере контакта экранирующего элемента с лопатками ротора турбины. Это дополнительно повышает точность позиционирования экранирующего элемента.
Кроме того, когда экранирующий элемент закреплен поверх зазоров между участками полки соседних лопаток ротора турбины, вышеупомянутая конфигурация заставляет первые контактные участки, выполненные на теле экранирующего элемента, вступать в контакт с удерживающими участками задних юбок, и таким образом удерживать тело экранирующего элемента. Поэтому крепежный паз на стороне корпуса участка полки, выполненный на корпусе участка полки, становится ненужным, и, соответственно, это позволяет облегчить изготовление лопатки ротора турбины.
Промышленная применимость
Настоящее изобретение может быть полезным для реактивного двигателя, такого как авиационный турбовентиляторный двигатель, поскольку настоящее изобретение позволяет экранировать зазоры между участками полки соседних лопаток ротора турбины.

Claims (19)

1. Экранирующий элемент, расположенный поверх зазора между участками полки соседних лопаток ротора турбины, изготовленный из композита с керамической матрицей, и выполненный с возможностью экранирования зазора между участками полки,
при этом каждый из участков полки включает в себя
корпус участка полки, выполненный протяженным поперечно продольному направлению соответствующей одной из лопаток ротора турбины, и
переднюю юбку, расположенную на стороне передней кромки пера корпуса участка полки, причем
экранирующий элемент содержит
тело экранирующего элемента, выполненное протяженным и включающим в себя первую экранирующую поверхность, расположенную между хвостовыми участками, соединенными с участками полки соседних лопаток ротора турбины, выполненную с возможностью экранирования зазора между корпусами участков полки соседних лопаток ротора турбины за счет вхождения в контакт с внутренними поверхностями корпусов участков полки вдоль внутренних поверхностей корпусов участков полки, и
участок экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, выполненный удлиненным и включающим в себя вторую экранирующую поверхность, расположенную между хвостовыми участками соседних лопаток ротора турбины, причем первый конец участка экранирующего элемента со стороны входной кромки пера в продольном направлении выполнен как одно целое с первым концом тела экранирующего элемента в продольном направлении отогнутым от тела экранирующего элемента, причем вторая экранирующая поверхность выполнена с возможностью экранирования зазора между передними юбками соседних лопаток ротора турбины за счет вхождения в контакт с внутренними поверхностями передних юбок вдоль внутренних поверхностей передних юбок,
при этом каждый из участков полки включает в себя заднюю юбку, выполненную на стороне выходной кромки соответствующего корпуса участка полки, причем
задняя юбка включает в себя удерживающий участок, выполненный на внутренней поверхности задней юбки для удерживания второго конца тела экранирующего элемента в продольном направлении, причем
экранирующий элемент дополнительно содержит
первые контактные участки, выполненные на полную длину обоих сторон тела экранирующего элемента в продольном направлении выступающими в направлении ширины поперечно направлению тела экранирующего элемента и изогнутые к тыльной стороне первой экранирующей поверхности, выполненные с возможностью вхождения в контакт с боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины и с удерживающими участками задних юбок, и
вторые контактные участки, выполненные на всю длину с обеих сторон в продольном направлении участка экранирующего элемента со стороны входной кромки пера выступающими в ширину поперечно направлению участка экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, и изогнутые к тыльной стороне второй экранирующей поверхности, выполненные с возможностью вхождения в контакт с боковыми поверхностями хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины.
2. Экранирующий элемент по п. 1, в котором
каждый из хвостовых участков выполнен изогнутым, соответствующим по форме профильному участку соответствующей лопатки ротора турбины, и
тело экранирующего элемента выполнено изогнутым в плоскости, чтобы соответствовать боковым поверхностям хвостовых участков соседних лопаток ротора турбины.
3. Экранирующий элемент по п. 1 или 2, в котором
участок полки включает в себя крепежный паз на стороне передней юбки, выполненный на внутренней поверхности передней юбки, и
участок экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, включающий в себя участок крепления экранирующего элемента со стороны входной кромки пера, выполненный на втором конце участка экранирующего элемента в продольном направлении со стороны входной кромки пера для закрепления в крепежный паз на стороне передней юбки.
4. Реактивный двигатель, содержащий экранирующий элемент по любому из пп. 1-3.
RU2017134792A 2015-04-07 2015-08-21 Экранирующий элемент и реактивный двигатель, в котором используется такой элемент RU2673963C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP2015078430A JP6554882B2 (ja) 2015-04-07 2015-04-07 シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン
JP2015-078430 2015-04-07
PCT/JP2015/073455 WO2016163040A1 (ja) 2015-04-07 2015-08-21 シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2673963C1 true RU2673963C1 (ru) 2018-12-03

Family

ID=57072696

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017134792A RU2673963C1 (ru) 2015-04-07 2015-08-21 Экранирующий элемент и реактивный двигатель, в котором используется такой элемент

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10378378B2 (ru)
EP (1) EP3216985B1 (ru)
JP (1) JP6554882B2 (ru)
CN (1) CN107109955B (ru)
CA (1) CA2977064C (ru)
RU (1) RU2673963C1 (ru)
WO (1) WO2016163040A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6554882B2 (ja) * 2015-04-07 2019-08-07 株式会社Ihi シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン
US10358922B2 (en) * 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields
US11130170B2 (en) 2018-02-02 2021-09-28 General Electric Company Integrated casting core-shell structure for making cast component with novel cooling hole architecture
US11047248B2 (en) 2018-06-19 2021-06-29 General Electric Company Curved seal for adjacent gas turbine components
US11248705B2 (en) * 2018-06-19 2022-02-15 General Electric Company Curved seal with relief cuts for adjacent gas turbine components

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10196309A (ja) * 1996-12-24 1998-07-28 United Technol Corp <Utc> タービンブレードプラットホームシール
US20060056974A1 (en) * 2004-09-13 2006-03-16 Jeffrey Beattie Turbine blade nested seal damper assembly
US20080199307A1 (en) * 2007-02-15 2008-08-21 Siemens Power Generation, Inc. Flexible, high-temperature ceramic seal element
US20130121810A1 (en) * 2010-07-27 2013-05-16 Snecma Inter-blade sealing for a turbine or compressor wheel of a turbine engine
RU2486349C2 (ru) * 2007-10-25 2013-06-27 Сименс Акциенгезелльшафт Уплотнительный гребень, узел лопаток турбины и газовая турбина, содержащая такой узел лопаток

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2613910A (en) * 1947-01-24 1952-10-14 Edward A Stalker Slotted turbine blade
JPH07310502A (ja) 1994-05-19 1995-11-28 Toshiba Corp タービン動翼
US5785499A (en) 1996-12-24 1998-07-28 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
JPH1162502A (ja) * 1997-08-21 1999-03-05 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン動翼のシールダンパー
JPH1181906A (ja) 1997-09-04 1999-03-26 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン動翼のハイブリット緩衝体
WO1999023278A1 (de) 1997-11-03 1999-05-14 Siemens Aktiengesellschaft Erzeugnis, insbesondere bauteil einer gasturbine, mit keramischer wärmedämmschicht
DE10256778A1 (de) * 2001-12-11 2004-01-08 Alstom (Switzerland) Ltd. Schwingungsdämpfer
JP4495481B2 (ja) * 2004-02-18 2010-07-07 イーグル・エンジニアリング・エアロスペース株式会社 シール装置
FR2963382B1 (fr) * 2010-08-02 2016-01-29 Snecma Roue de turbine a aubes en composite a matrice ceramique
JP2012046398A (ja) 2010-08-30 2012-03-08 Kyocera Corp 耐熱性セラミックスおよび断熱材
WO2014004098A1 (en) * 2012-06-30 2014-01-03 General Electric Company A turbine blade sealing structure
JP6003660B2 (ja) 2013-01-11 2016-10-05 株式会社Ihi セラミックス基複合部材
US9757920B2 (en) * 2013-03-15 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Flexible ceramic matrix composite seal
EP2832952A1 (en) * 2013-07-31 2015-02-04 ALSTOM Technology Ltd Turbine blade and turbine with improved sealing
JP6272044B2 (ja) * 2014-01-17 2018-01-31 三菱重工業株式会社 動翼体のシール構造、動翼体及び回転機械
JP6554882B2 (ja) * 2015-04-07 2019-08-07 株式会社Ihi シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン
US10215028B2 (en) * 2016-03-07 2019-02-26 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine blade with heat shield
US10612385B2 (en) * 2016-03-07 2020-04-07 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with heat shield

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH10196309A (ja) * 1996-12-24 1998-07-28 United Technol Corp <Utc> タービンブレードプラットホームシール
US20060056974A1 (en) * 2004-09-13 2006-03-16 Jeffrey Beattie Turbine blade nested seal damper assembly
US20080199307A1 (en) * 2007-02-15 2008-08-21 Siemens Power Generation, Inc. Flexible, high-temperature ceramic seal element
RU2486349C2 (ru) * 2007-10-25 2013-06-27 Сименс Акциенгезелльшафт Уплотнительный гребень, узел лопаток турбины и газовая турбина, содержащая такой узел лопаток
US20130121810A1 (en) * 2010-07-27 2013-05-16 Snecma Inter-blade sealing for a turbine or compressor wheel of a turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
JP6554882B2 (ja) 2019-08-07
CA2977064C (en) 2018-11-20
EP3216985A1 (en) 2017-09-13
WO2016163040A1 (ja) 2016-10-13
EP3216985A4 (en) 2018-05-02
US10378378B2 (en) 2019-08-13
US20170284221A1 (en) 2017-10-05
CA2977064A1 (en) 2016-10-13
CN107109955A (zh) 2017-08-29
CN107109955B (zh) 2019-03-26
JP2016200015A (ja) 2016-12-01
EP3216985B1 (en) 2019-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2673963C1 (ru) Экранирующий элемент и реактивный двигатель, в котором используется такой элемент
CN107636256B (zh) 涡轮
US20150093249A1 (en) Blade for a gas turbine
US11480064B2 (en) Distributor made of CMC, with stress relief provided by a sealed clamp
JP4794420B2 (ja) ターボエンジン用の改良されたブレードステータ
US9920645B2 (en) Sealing system for a turbomachine
CN108779681B (zh) 涡轮喷嘴
EP2877703A1 (en) A nozzle, a nozzle hanger, and a ceramic to metal attachment system of a gas turbine
CN103649469A (zh) 涡轮发动机定子轮及包括这种定子轮的涡轮机或压缩机
JP2007154890A5 (ru)
US20210172330A1 (en) Load-bearing cmc nozzle diaphragm
CA2879380A1 (en) Damper system and corresponding turbine
US10287989B2 (en) Seal support of titanium aluminide for a turbomachine
CN110805474B (zh) 整流罩组件
CN113966432B (zh) 具有带载荷传播的cmc喷嘴的涡轮机的涡轮
US20170218778A1 (en) Rotor for turbine engine comprising blades with added platforms
US9518470B2 (en) Device for attaching blades to a turbine engine rotor disk
WO2018203924A1 (en) Gas turbine engine with a rim seal
CN111512021B (zh) 涡轮机涡轮的陶瓷基复合材料涡轮定子扇区与金属支撑件之间的连接
IT201900017171A1 (it) Protezioni delle punte delle pale di turbina desintonizzate
Kimmel Multiple piece turbine blade/vane