RU2692863C2 - Ротор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с присоединяемыми платформами, и газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор - Google Patents

Ротор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с присоединяемыми платформами, и газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор Download PDF

Info

Publication number
RU2692863C2
RU2692863C2 RU2016151174A RU2016151174A RU2692863C2 RU 2692863 C2 RU2692863 C2 RU 2692863C2 RU 2016151174 A RU2016151174 A RU 2016151174A RU 2016151174 A RU2016151174 A RU 2016151174A RU 2692863 C2 RU2692863 C2 RU 2692863C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
platforms
rotor
gas turbine
turbine engine
blades
Prior art date
Application number
RU2016151174A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2016151174A (ru
RU2016151174A3 (ru
Inventor
Николя ТРАППЬЕ
Антуан Жан-Филипп БОЖАР
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 RU2016151174A publication Critical patent/RU2016151174A/ru
Publication of RU2016151174A3 publication Critical patent/RU2016151174A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2692863C2 publication Critical patent/RU2692863C2/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—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
    • 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
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • 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
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/32—Locking, e.g. by final locking blades or keys
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • 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
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

Ротор газотурбинного двигателя содержит диск, множество лопаток и множество платформ. Диск имеет на своей периферии первичные пазы, а каждая лопатка содержит ножку, имеющую в нижней части утолщение, блокируемое в осевом направлении в первичных пазах. Каждая платформа расположена между двумя последовательными лопатками и содержит прямолинейную площадку, утолщение, проходящее радиально под площадкой, и носик. Утолщение выполнено с возможностью блокировки в осевом направлении во вторичных пазах, выполненных на периферии диска, при этом вторичные пазы расположены между двумя последовательными первичными пазами. Носик проходит в осевом направлении ротора и образует кольцевой сектор, расположенный напротив по меньшей мере двух последовательных лопаток. Другое изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше ротор. Группа изобретений позволяет снизить напряжения в утолщении ротора, увеличить число лопаток, а также упростить монтаж и демонтаж ротора. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ
Изобретение относится к технической области роторов газотурбинного двигателя, например, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержащих множество лопаток с вынесенными платформами. Эти роторы предназначены, в частности, для вентилятора, для ступени компрессии или для ступени турбины высокого или низкого давления газотурбинного двигателя.
В частности, изобретение относится к платформам лопаток ротора для ступени турбины высокого или низкого давления газотурбинного двигателя, но его можно также применять для платформ других вращающихся элементов газотурбинного двигателя, например, вентилятора или ступени компрессии.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Классически ротор, например, ротор турбины низкого или высокого давления содержит диск, ряд радиальных лопаток, установленных в осевые гнезда, называемые ячейками, выполненные на периферии диска, и ряд платформ, которые образуют кольцевой проточный тракт, в котором циркулируют газы, проходящие через турбину.
Лопатки, в частности, турбинные лопатки классически выполнены из металла в виде единой литой детали. Изготовление лопаток посредством литья позволяет получать хорошие размерные допуски, но при этом металлические лопатки имеют основной недостаток: большую массу.
Чтобы решить проблему массы и общую задачу уменьшения массы ротора газотурбинного двигателя, было предложено выполнять лопатки из композиционного материала с керамической матрицей (СМС). Однако изготовление таких лопаток из СМС является относительно сложным и плохо контролируемым, в частности, на уровне выполнения ножек лопаток и на уровне платформ.
Таким образом, чтобы облегчить изготовление этих лопаток, было предложено выполнять платформы отдельно от лопаток и затем соединять их на диске. Так, были разработаны различные системы крепления присоединяемых платформ на диске.
Например, в документе ЕР1306523 описан ротор, содержащий диск с ячейками, в которых одновременно крепят лопатки и платформы.
В документе FR2608674 предложена альтернатива решению, описанному в предыдущем документе. В документе описан ротор для газотурбинного двигателя, содержащий диск с первичными ячейками, в которые в осевом направлении вставляют ножки лопаток из композитной керамики, и с вторичными ячейками, в которые в осевом направлении вставляют утолщения, образующие средства крепления присоединяемых платформ на диске. Однако в конфигурации, описанной в этом документе, газы могут проникать между платформами и диском, в частности, на уровне ячеек диска, что приводит к повреждению диска. Кроме того, предложенная геометрия усложняет монтаж/демонтаж.
Несмотря на интерес к присоединяемым платформам в известных решениях, которые к тому же позволяют облегчить монтаж и демонтаж ротора, не было предложено никакого решения для существенного снижения напряжений на уровне диска ротора, содержащего множество металлических лопаток.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
В этом контексте изобретением предусмотрено простое, эффективное и экономичное решение этой проблемы и предложен ротор с металлическими лопатками, процесс изготовления которых является контролируемым и которые позволяют ограничить напряжения диска на уровне креплений лопаток.
В связи с этим объектом изобретения является ротор для газотурбинного двигателя, содержащий:
- диск, имеющий на своей периферии ячейки, называемые первичными ячейками;
- множество лопаток, содержащих ножку, имеющую в нижней части утолщение, блокируемое в осевом направлении в упомянутых первичных ячейках;
- множество присоединяемых платформ, каждая из которых расположена между двумя последовательными лопатками;
при этом упомянутый ротор отличается тем, что упомянутые платформы содержат:
- по существу прямолинейную площадку и утолщение, проходящее радиально под площадкой, при этом утолщение блокируется в осевом направлении во вторичных ячейках, выполненных на периферии диска, при этом вторичные ячейки расположены между двумя последовательными первичными ячейками;
- носик, проходящий по существу в осевом направлении, при этом упомянутый носик образует кольцевой сектор, расположенный напротив по меньшей мере двух последовательных лопаток.
Таким образом, заявленный ротор имеет ряд преимуществ:
- изобретением предложен способ крепления присоединяемых платформ, который позволяет отказаться от крепления в ячейках диска, которые содержат утолщения лопаток, что позволяет ограничить напряжения в утолщении и увеличить число лопаток;
- присоединяемые платформы прямолинейной формы, взаимодействующие с лопатками, облегчают монтаж/демонтаж лопаток, а также платформ; действительно, в отличие от известного ротора согласно документу FR2608674, который требует одновременной установки всех лопаток и платформ, благодаря изобретению теперь можно осуществлять монтаж/демонтаж только лопаток, затем монтаж/демонтаж платформ или поочередно монтаж лопатки, затем платформы.
Предпочтительно присоединяемые платформы, содержащие прямолинейную площадку и встроенные носики, а также способ крепления платформ на диске во вторичных ячейках позволяют при данной конструкции осуществлять монтаж с геометрией лопатки, имеющей меньшую высоту хвостовика по сравнению с известными лопатками. Уменьшение относительной высоты хвостовика лопатки на уровне ножки лопатки позволяет уменьшить общую массу каждой металлической лопатки ротора. Следовательно, благодаря уменьшению массы лопаток, снижаются напряжения на уровне креплений лопаток.
Монтаж такой лопатки с уменьшенной высотой хвостовика (то есть с утолщением, расположенным ближе к перу) стал возможным, благодаря одновременному использованию прямолинейных платформ, предпочтительно имеющих первый ряд, включающий в себя входные носики, и второй ряд, включающий в себя выходные носики, а также благодаря способу их осевого и радиального крепления на диске, в частности, при помощи вторичных ячеек. Разумеется, размеры диска ротора необходимо адаптировать для обеспечения монтажа всего узла. Таким образом, благодаря изобретению, можно осуществлять монтаж, располагая носик в радиальном направлении на том же уровне, что и утолщение лопатки, или на более низком уровне.
Таким образом, заявленный ротор позволяет решить проблемы воздействий на диск во время работы и уменьшить массу примерно на 20% по сравнению с известными роторами с металлическими лопатками.
Особая геометрия изобретения позволяет также, благодаря носикам, добиваться эффективного термического перекрывания без изменения окружающей архитектуры, в частности, статора турбины.
Предпочтительно платформы представляют собой:
- первый ряд так называемых входных платформ, входной носик которых проходит по существу в осевом направлении в сторону выхода, при этом упомянутый входной носик образует кольцевой сектор, расположенный напротив по меньшей мере двух последовательных лопаток;
- второй ряд так называемых выходных платформ, выходной носик которых проходит по существу в осевом направлении в сторону выхода, при этом упомянутый выходной носик образует кольцевой сектор, расположенный напротив по меньшей мере двух последовательных лопаток;
при этом оба ряда платформ расположены с чередованием во вторичных ячейках.
Кроме описанных выше отличительных признаков, заявленный ротор может иметь один или несколько следующих дополнительных отличительных признаков, рассматриваемых отдельно или во всех технически возможных комбинациях:
- каждая из платформ содержит:
- первый прямолинейный боковой край, который прилегает к ножке первой лопатки, имеющей прямолинейный бортик;
- второй прямолинейный боковой край, который прилегает к ножке второй лопатки, имеющей прямолинейный бортик;
- входные носики входных платформ и выходные носики выходных платформ образованы первой по существу радиальной стенкой, соединенной с площадкой, и второй по существу осевой стенкой;
- вторая стенка входного носика расположена в радиальном направлении на том же уровне, что и утолщение лопатки или на уровне ниже утолщения;
- каждая из платформ содержит:
- проем на уровне упомянутой первой по существу радиальной стенки носика:
- боковую стенку, ориентированную по существу в радиальном направлении и находящуюся на противоположном конце носика;
при этом каждая из боковых стенок ряда платформ выполнена с возможностью взаимодействия с выемкой другого ряда платформ;
- платформы являются металлическими;
- лопатки является металлическими.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий заявленный ротор.
Изобретение и его различные варианты будут более понятны из нижеследующего описания и из прилагаемых к нему фигур.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ФИГУР
Фигуры представлены в качестве иллюстраций и ни в коем случае не ограничивают изобретение.
Фиг. 1 - вид в перспективе части заявленного ротора газотурбинного двигателя.
Фиг. 2 - вид в перспективе входной платформы заявленного ротора.
Фиг. 3 - вид в перспективе выходной платформы заявленного ротора.
Фиг. 4 - вид в перспективе ножки лопатки заявленного ротора.
Фиг. 5 - вид в поперечном разрезе части диска заявленного ротора.
Фиг. 6 - вид в перспективе части заявленного ротора газотурбинного двигателя, в частности, иллюстрирующий пример выполнения средства осевого удержания присоединяемых платформ заявленного ротора.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРИМЕРА ВЫПОЛНЕНИЯ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Если только не указано иное, один и тот же элемент на разных фигурах имеет одинаковое обозначение.
Термины «входной» и «выходной» определены относительно направления прохождения текучей среды во время работы газотурбинного двигателя.
На фиг. 1 представлен вид в перспективе части заявленного ротора газотурбинного двигателя. В частности, на фиг. 1 показаны четыре ножки 110 лопаток 100 (перья лопаток не показаны), а также четыре присоединяемые платформы 300, 400, расположенные между лопатками 100, при этом данный узел виртуально находится в положении в диске 600 (на фиг. 1 не показан) вращающегося узла, образованного ротором.
На фиг. 2 показана, в частности, входная платформа 300 заявленного ротора.
На фиг. 3 показана, в частности, выходная платформа 400 заявленного ротора.
На фиг. 4 показана, в частности, ножка 110 лопатки заявленного ротора.
Ротор газотурбинного двигателя, например, такого как авиационный турбореактивный или турбовинтовой двигатель, содержит кольцевой диск 600, частично показанный на фиг. 5. Наружная периферия диска 600 содержит первое множество ячеек 601, называемых первичными ячейками (в качестве примера на фиг.5 показаны две первичные ячейки), например, в виде ласточкина хвоста, для обеспечения осевой установки ножек 110 лопаток 100. Диск 600 содержит также на своей наружной периферии вторичные ячейки 602, расположенные между двумя последовательными первичными ячейками 601. Вторичные ячейки 602 тоже могут иметь форму ласточкина хвоста или любую другую форму, обычно используемую для крепления лопаток на диске 600. Согласно варианту выполнения, показанному на фиг. 5, вторичные ячейки 602 являются менее глубокими, чем первичные ячейки 601, и имеют меньшие размеры.
Ротор содержит также лопатки 100, образованные пером (символично показанным на фиг. 4 в виде заштрихованного профиля 140, отображающего сечение пера на уровне его соединения с ножкой 110 лопатки), проходящим в радиальном направлении над ножкой 110, имеющей хвостовик 130 и утолщение 120 в нижней части, например, в виде ласточкина хвоста, для крепления и удержания лопаток 100 в первичных ячейках 601 диска 600. Разумеется, утолщения 120 лопаток имеют форму, соответствующую форме первичных ячеек 601 диска 600. Ножка 110 лопаток 100 имеет также в верхней части хвостовика 130 площадку 111, называемую промежуточной площадкой лопатки, по существу прямолинейной формы, образующую «цоколь» из материала для обеспечения удержания и для восприятия усилий, действующих на перо.
Ротор содержит также платформы 300, 400 (показанные, в частности, на фиг. 2 и 3), которые представляют собой присоединяемые детали, не выполненные заодно с лопатками, и имеют центральную часть 301, 401, образующую площадку, которая может иметь наклон по отношению к оси вращения ротора. Площадка 301, 401 продолжена с одной стороны боковой стенкой 303, 403, проходящей в радиальном направлении, и с другой стороны носиком 310, 410.
Носики 310, 410, встроенные в присоединяемые платформы 300, 400, образованы первой стенкой 304, 404, проходящей в радиальном направлении и называемой радиальной стенкой, напрямую соединенной с площадкой 301, 401, и второй стенкой 305, 405, называемой осевой стенкой, соединенной с первой стенкой 304, 404 и проходящей в осевом направлении. Носики 310, 410 каждой платформы образуют секторы кольцевого узла, состоящего из множества носиков, в положении на диске 600 ротора. Согласно примеру выполнения, размер кольцевого сектора, образованного носиком каждой платформы, определяют таким образом, чтобы носик перекрывал две последовательные лопатки.
В альтернативном варианте выполнения несколько платформ могут быть связаны между собой общим носиком и могут, таким образом, располагаться на более обширном угловом секторе, и носик может перекрывать более двух последовательных лопаток. Больший угловой сектор позволяет уменьшить число соединений между носиками и ограничить таким образом утечки воздуха, однако сверх определенного углового сектора напряжения относительного теплового расширения становятся критическими.
Площадки 301, 401 соединены с утолщением 302, 402, которое проходит в радиальном направлении под площадками 301, 401 и который позволяет блокировать в радиальном направлении платформы 300, 400 во вторичных ячейках 602 кольцевого диска 600. Согласно примеру выполнения изобретения, утолщение 302, 402 платформ 300, 400 расположено посередине площадки 301, 401.
Заявленный ротор содержит два типа платформ: так называемые входные платформы 300, содержащие носик 310, располагаемый на входе лопаток и показанный, в частности, на фиг. 2, и так называемые выходные платформы 400, содержащие носик 410, располагаемый на выходе лопаток и показанный, в частности, на фиг. 3. Каждый тип платформы 300, 400 располагают на диске 600 с чередованием между двумя последовательными лопатками 100.
Когда присоединяемые платформы 300, 400 находятся в положении во вторичных ячейках 602 диска 600 между лопатками 100, как показано на фиг. 1, площадки 301, 401 платформ 300, 400 заполняют пространство между промежуточными площадками 111 лопаток 100. Таким образом, прямолинейные боковые бортики 312, 313, 412, 413 площадок 301, 302 выполнены таким образом, чтобы прилегать к прямолинейным боковым бортикам 112, 113 промежуточных площадок 111 ножек лопаток 100.
На уровне радиальной стенки 304 носика 310 входных платформ 300 оставлен проем 315 или выемка, в которую должна заходить боковая стенка 403 выходной платформы 400, когда платформы 300, 400 находятся в положении во вторичных ячейках 603, чтобы образовать сплошной входной кольцевой носик.
Идентично, радиальная стенка 404 носика 410 выходных платформ 400 содержит проем 415, в который должна заходить боковая стенка 303 входной платформы 300, когда платформы 300, 400 находятся в положении, чтобы образовать сплошной выходной кольцевой носик.
Согласно первому варианту выполнения, осевую блокировку лопаток и присоединяемых платформ 300, 400 во вторичных ячейках 602 классически осуществляют при помощи уже находящихся на месте средств, таких как кольцевые обечайки, блокирующие осевые перемещения лопаток и платформ 300, 400.
Согласно второму варианту выполнения, показанному, в частности, на фиг. 6, присоединяемые платформы 300, 400 удерживаются в осевом направлении при помощи разрезного уплотнительного кольца 500 и кольцевой обечайки (не показана), опирающейся на уплотнительное кольцо 500, блокируя его осевое положение. Для этого платформы 300, 400 содержат средства удержания, образованные кольцевым пазом на выходной части платформ, размеры которого рассчитаны с возможностью захождения в него и удержания в положении наружной периферической части разрезного уплотнительного кольца 500. Таким образом, осевые перемещения платформ 300, 400 блокируются уплотнительным кольцом 500, когда его закрепляют при помощи фланца классической кольцевой обечайки на уровне его внутренней периферической части.
В этом варианте выполнения лопатки удерживаются в осевом направлении присоединяемыми платформами 300, 400.
Предпочтительно лопатки и присоединяемые платформы являются металлическими.
Изобретение было описано для случая металлических лопаток и металлических платформ; однако изобретение можно также применять для лопаток из композиционного материала с керамической матрицей (СМС) или для платформ из композиционного материала с керамической матрицей (СМС).
Изобретение было описано для ступени турбины высокого или низкого давления газотурбинного двигателя; однако изобретение можно применять для других вращающихся узлов газотурбинного двигателя, например, для вентилятора.

Claims (28)

1. Ротор для газотурбинного двигателя, содержащий:
- диск, имеющий на своей периферии первичные пазы;
- множество лопаток (100), при этом каждая лопатка содержит ножку (110), имеющую в нижней части утолщение (120), блокируемое в осевом направлении в первичных пазах;
- множество платформ (300, 400), каждая платформа расположена между двумя последовательными лопатками (100);
отличающийся тем, что каждая платформа (300, 400) содержит:
- по существу, прямолинейную площадку (301, 401) и утолщение (302, 402), проходящее радиально под площадкой (301, 401), при этом утолщение (302, 402) выполнено с возможностью блокировки в осевом направлении во вторичных пазах, выполненных на периферии диска, при этом вторичные пазы расположены между двумя последовательными первичными пазами;
- носик (310, 410), проходящий, по существу, в осевом направлении ротора, при этом носик (310, 410) образует кольцевой сектор, расположенный напротив по меньшей мере двух последовательных лопаток.
2. Ротор для газотурбинного двигателя по предыдущему пункту, отличающийся тем, что множество платформ образовано:
- первым рядом входных платформ (300), причем каждая входная платформа содержит входной носик (310), проходящий, по существу, аксиально в направлении входа, при этом входной носик (310) образует кольцевой сектор, расположенный напротив по меньшей мере двух последовательных лопаток;
- вторым рядом выходных платформ (400), при этом каждая из выходных платформ содержит выходной носик (410), проходящий, по существу, аксиально в направлении выхода, при этом выходной носик (410) образует кольцевой сектор, расположенный напротив по меньшей мере двух последовательных лопаток;
при этом первый и второй ряд платформ (300, 400) расположены с чередованием во вторичных пазах.
3. Ротор для газотурбинного двигателя по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что каждая из платформ содержит:
- первый прямолинейный боковой край, который прилегает к ножке первой лопатки, имеющей прямолинейный бортик; и
- второй прямолинейный боковой край, который прилегает к ножке второй лопатки, имеющей прямолинейный бортик.
4. Ротор для газотурбинного двигателя по п. 2, отличающийся тем, что каждый входной носик (310) первого ряда входных платформ (300) и каждый выходной носик (410) второго ряда выходных платформ (400) образован первой, по существу, радиальной стенкой (304, 404), соединенной с площадкой (301, 401), и второй, по существу, осевой стенкой (305, 405).
5. Ротор для газотурбинного двигателя по п. 4, отличающийся тем, что вторая, по существу, осевая стенка (305) каждого входного носика (310) расположена в радиальном направлении на том же уровне, что и утолщение (120) каждой лопатки или на уровне ниже утолщения (120) каждой лопатки (100).
6. Ротор для газотурбинного двигателя по п. 4, отличающийся тем, что каждая платформа первого ряда входных платформ и каждая платформа второго ряда выходных платформ содержит:
- проем (315, 415) в первой, по существу, радиальной стенке (304, 404) носика (310, 410);
- боковую стенку (303, 403), ориентированную, по существу, в радиальном направлении и находящуюся на конце, противоположном носику (310, 410);
при этом каждая из боковых стенок (303) первого ряда входных платформ выполнена с возможностью взаимодействия с проемом (415) второго ряда выходных платформ.
7. Ротор для газотурбинного двигателя по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что платформы являются металлическими.
8. Ротор для газотурбинного двигателя по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что лопатки являются металлическими.
9. Ротор для газотурбинного двигателя по одному из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что содержит разрезное уплотнительное кольцо (500), удерживаемое в положении в осевом направлении ротора кольцевой обечайкой, при этом множество платформ (300, 400) содержит средства (421) осевого удержания, выполненные с возможностью взаимодействия с разрезным уплотнительным кольцом (500), чтобы блокировать осевые перемещения упомянутых платформ (300, 400).
10. Ротор для газотурбинного двигателя по п. 4, отличающийся тем, что каждая платформа первого ряда входных платформ и каждая платформа второго ряда выходных платформ содержит:
- проем (315, 415) в, по существу, радиальной стенке (304, 404) носика (310, 410);
- боковую стенку (303, 403), ориентированную, по существу, в радиальном направлении и расположенную на конце, противоположном носику (310, 410);
при этом каждая из боковых стенок (403) второго ряда выходных платформ выполнена с возможностью взаимодействия с проемом (315) первого ряда входных платформ.
11. Газотурбинный двигатель, содержащий ротор по любому из предшествующих пунктов.
RU2016151174A 2014-06-03 2015-06-03 Ротор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с присоединяемыми платформами, и газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор RU2692863C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1455017 2014-06-03
FR1455017A FR3021691B1 (fr) 2014-06-03 2014-06-03 Rotor pour turbomachine comportant des aubes a plates-formes raportees
PCT/FR2015/051471 WO2015185860A1 (fr) 2014-06-03 2015-06-03 Rotor pour turbomachine comportant des aubes a plates formes rapportées

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2016151174A RU2016151174A (ru) 2018-07-09
RU2016151174A3 RU2016151174A3 (ru) 2018-12-06
RU2692863C2 true RU2692863C2 (ru) 2019-06-28

Family

ID=51862389

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016151174A RU2692863C2 (ru) 2014-06-03 2015-06-03 Ротор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с присоединяемыми платформами, и газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10138737B2 (ru)
EP (1) EP3152404B1 (ru)
CN (1) CN106536862B (ru)
BR (1) BR112016028347B1 (ru)
CA (1) CA2951014C (ru)
FR (1) FR3021691B1 (ru)
RU (1) RU2692863C2 (ru)
WO (1) WO2015185860A1 (ru)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3085711B1 (fr) * 2018-09-06 2021-07-23 Safran Aircraft Engines Roue a aubes de turbomachine pour aeronef
GB202114773D0 (en) 2021-10-15 2021-12-01 Rolls Royce Plc Bladed disc
GB202114772D0 (en) * 2021-10-15 2021-12-01 Rolls Royce Plc Bladed disc
FR3140649A1 (fr) * 2022-10-07 2024-04-12 Safran Aircraft Engines Disque pour une turbine de turbomachine d’aeronef

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4033705A (en) * 1976-04-26 1977-07-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Blade retainer assembly
FR2524933A1 (fr) * 1982-04-13 1983-10-14 Snecma Dispositif de verrouillage axial d'aubes de rotor de turbine ou de compresseur
US5161949A (en) * 1990-11-28 1992-11-10 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.M.C.A." Rotor fitted with spacer blocks between the blades
FR2918409A1 (fr) * 2007-07-05 2009-01-09 Snecma Sa Partie tournante de turbomachine comprenant des secteurs inter-aubes formant plateforme rapportes fixement sur un disque
RU2377418C2 (ru) * 2007-01-09 2009-12-27 Сименс Акциенгезелльшафт Осевая секция ротора турбины
RU2413073C2 (ru) * 2005-09-07 2011-02-27 Сименс Акциенгезелльшафт Система для осевой фиксации рабочих лопаток в роторе, уплотнительный элемент для такой системы, а также применение такой системы
RU2427713C2 (ru) * 2007-04-04 2011-08-27 Сименс Акциенгезелльшафт Устройство для осевой фиксации рабочих лопаток в роторе и газовая турбина с таким устройством

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1426933A (fr) * 1964-08-05 1966-02-04 Gen Electric Perfectionnements aux rotors de turbomachines
FR2608674B1 (fr) 1986-12-17 1991-04-19 Snecma Roue de turbine a aubes ceramique
FR2831207B1 (fr) 2001-10-24 2004-06-04 Snecma Moteurs Plates-formes pour aubes d'un ensemble rotatif
US7284958B2 (en) * 2003-03-22 2007-10-23 Allison Advanced Development Company Separable blade platform
US7878763B2 (en) * 2007-05-15 2011-02-01 General Electric Company Turbine rotor blade assembly and method of assembling the same

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4033705A (en) * 1976-04-26 1977-07-05 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Blade retainer assembly
FR2524933A1 (fr) * 1982-04-13 1983-10-14 Snecma Dispositif de verrouillage axial d'aubes de rotor de turbine ou de compresseur
US5161949A (en) * 1990-11-28 1992-11-10 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.M.C.A." Rotor fitted with spacer blocks between the blades
RU2413073C2 (ru) * 2005-09-07 2011-02-27 Сименс Акциенгезелльшафт Система для осевой фиксации рабочих лопаток в роторе, уплотнительный элемент для такой системы, а также применение такой системы
RU2377418C2 (ru) * 2007-01-09 2009-12-27 Сименс Акциенгезелльшафт Осевая секция ротора турбины
RU2427713C2 (ru) * 2007-04-04 2011-08-27 Сименс Акциенгезелльшафт Устройство для осевой фиксации рабочих лопаток в роторе и газовая турбина с таким устройством
FR2918409A1 (fr) * 2007-07-05 2009-01-09 Snecma Sa Partie tournante de turbomachine comprenant des secteurs inter-aubes formant plateforme rapportes fixement sur un disque

Also Published As

Publication number Publication date
CN106536862A (zh) 2017-03-22
RU2016151174A (ru) 2018-07-09
BR112016028347A2 (pt) 2017-08-22
CA2951014C (fr) 2022-04-26
BR112016028347A8 (pt) 2021-06-29
EP3152404B1 (fr) 2018-08-01
CA2951014A1 (fr) 2015-12-10
US20170218778A1 (en) 2017-08-03
FR3021691A1 (fr) 2015-12-04
US10138737B2 (en) 2018-11-27
RU2016151174A3 (ru) 2018-12-06
BR112016028347B1 (pt) 2022-08-09
WO2015185860A1 (fr) 2015-12-10
FR3021691B1 (fr) 2016-06-24
CN106536862B (zh) 2018-09-18
EP3152404A1 (fr) 2017-04-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2451215C2 (ru) Вращающийся узел вентилятора газотурбинного двигателя, вентилятор, содержащий узел, и газотурбинный двигатель
RU2692863C2 (ru) Ротор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с присоединяемыми платформами, и газотурбинный двигатель, содержащий такой ротор
RU2695545C2 (ru) Роторное устройство для турбомашины (варианты), турбина для турбомашины и турбомашина
RU2693671C2 (ru) Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором (варианты) и газотурбинный двигатель с осевым компрессором, содержащий такой угловой сектор
JP6457500B2 (ja) ターボ機械用ロータリアセンブリ
RU2582382C2 (ru) Направляющий аппарат для турбомашины, турбомашина и способ сборки направляющего аппарата
CA2934159C (en) Axial turbomachine compressor casing
US9605547B2 (en) Turbine engine wheel, in particular for a low pressure turbine
US10301943B2 (en) Turbomachine rotor blade
US8591192B2 (en) Turbomachine rotor assembly and method
EP2615256A1 (en) Spring "T" seal of a gas turbine
US20160222810A1 (en) Rotary assembly for a turbomachine
RU2704572C2 (ru) Вращающийся узел авиационного газотурбинного двигателя, вентилятор авиационного газотурбинного двигателя, содержащий такой узел, и способ монтажа этого узла
RU2647170C2 (ru) Лопаточный аппарат и соответствующий способ изготовления лопаточного аппарата
CN111299993B (zh) 拆卸涡轮发动机的带有叶片的轮的保持设备及其使用方法
US20130094968A1 (en) Adaptor assembly for coupling turbine blades to rotor disks
JP6689286B2 (ja) 充填部材が取り付けられる陥凹面を有するハブを備えるブリスク
US11313239B2 (en) Turbmachine fan disc
US20180066523A1 (en) Two pressure cooling of turbine airfoils
US9605553B2 (en) Turbine seal system and method
US10920598B2 (en) Rotor assembly cover plate
JP5852191B2 (ja) 端壁部材及びガスタービン
US10738638B2 (en) Rotor blade with wheel space swirlers and method for forming a rotor blade with wheel space swirlers
JP5591986B2 (ja) 端壁部材及びガスタービン
US9441639B2 (en) Compressor rotor heat shield