[go: up one dir, main page]

CN102046921B - 固定转子或定子部件的环形法兰 - Google Patents

固定转子或定子部件的环形法兰 Download PDF

Info

Publication number
CN102046921B
CN102046921B CN200980119673.6A CN200980119673A CN102046921B CN 102046921 B CN102046921 B CN 102046921B CN 200980119673 A CN200980119673 A CN 200980119673A CN 102046921 B CN102046921 B CN 102046921B
Authority
CN
China
Prior art keywords
circle
radius
solid
flange
tangent
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Active
Application number
CN200980119673.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102046921A (zh
Inventor
奥利维耶·贝尔蒙蒂
格雷戈里·尼古拉斯·杰拉尔德·吉兰特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN102046921A publication Critical patent/CN102046921A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102046921B publication Critical patent/CN102046921B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/026—Shaft to shaft connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • F01D5/06—Rotors for more than one axial stage, e.g. of drum or multiple disc type; Details thereof, e.g. shafts, shaft connections
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Iron Core Of Rotating Electric Machines (AREA)

Abstract

一种涡轮机转子或定子部件径向环形法兰(38)，该法兰在其内周缘/外周缘处带有交互的实心部分(48)和空心部分(44)，所述实心部分(48)包括用于穿过紧固件螺栓的孔(52)，所述法兰的特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54)半径相对于涡轮机轴线(10)小于/大于圆(56)的半径，该圆(56)与实心部分(48)用于穿过螺栓的孔(52)的外侧/内侧相切。

Description

固定转子或定子部件的环形法兰
技术领域
本发明涉及将转子或定子部件固定到一起的环形法兰，并涉及到包括这种法兰的组件的涡轮机。
背景技术
在涡轮机中，转子轮盘(例如，涡轮)通过径向内周缘处的环形法兰连接到一起，这些法兰彼此压靠并用螺栓固定到一起。
其它部件，诸如耐磨材料制成的环形轨道的支架，也可以在其内周缘处设置环形法兰，这些法兰通过螺栓夹在转子轮盘的两个环形法兰之间并固定，所述螺栓与转子轮盘所用螺栓相同。
这些环形法兰一般为花彩形，即它们包括交互的实心部分和空心部分，以便降低重量。固定紧固件螺栓的孔穿过实心部分而成。
为了将多个堆叠的法兰装配到一起，法兰实心部分的通孔必须对准，以保证所有法兰的空心部分在角度上均不会形成偏移，以便与其它法兰实心部分且用于螺栓的通孔相对准，因为在这种情况下，该法兰不再通过螺栓固定到其它法兰上，而只是夹在其它两个法兰之间，且在工作时，它会滑脱，造成严重后果。
发明内容
本发明的具体目标是采用简单、有效而且成本不高的方式避免上述缺陷。
为此，本发明提供了一种转子部件或定子部件的径向环形法兰，其在内周缘或外周缘上带有交互实心部分和空心部分，实心部分包括供紧固件螺栓穿过的孔，该法兰的特征在于，其包括角度防错装置，该装置由内/外周缘的至少一个空心部分的底端构成，底端的半径相对于涡轮机轴线小于/大于圆的半径，该圆与实心部分用于穿过螺栓的孔的外侧/内侧相切，以便阻止紧固件螺栓穿过所述实心部分，从而确保法兰以正确角度固定到另一个法兰上。
根据本发明，当法兰以其螺栓孔不再与其它法兰螺栓孔相对准的方式而偏置一定角度时，防错装置确保所述法兰至少一个空心部分的底端位于至少一个紧固件螺栓的通路上，防止其插入其它法兰的孔内，从而避免法兰误装的任何风险。
根据本发明的另一个特性，所述较小/较大半径的底端在两个实心部分之间的整个间隔上延伸。
为了限制因调整法兰至少一个空心部分的半径而造成的重量增加，只要将至少一个空心部分的底端半径位于两个圆的半径之间便可实现，一个圆与实心部分螺栓孔的内侧相切，另一个圆与实心部分螺栓孔的外侧相切。
有利的是，至少一个空心部分底端半径小于/大于圆的半径约10％，该圆与实心部分螺栓孔的外侧/内侧相切。
在本发明的具体实施例中，法兰只有空心部分的一个底端，其半径的确定如上所述，所述空心部分底端所造成的不平衡通过加工法兰上形成的旋转平衡珠来补偿。
在本发明的另一个实施方式中，法兰带有多个空心部分底端，其半径的确定如上所述，这些底端绕法兰的内周缘或外周缘均匀分布，从而不会产生旋转不平衡，也不需要使用平衡珠。
本发明还提供了一种用于涡轮机的转子或定子部件的组件，其特征在于，它包括至少一个上述类型的环形法兰，该法兰采用螺栓固定到其它环形法兰上，螺栓穿过其它环形法兰的孔和所述环形法兰实心部分上的孔，所述较小/较大半径的底端在所述环形法兰两个所述实心部分之间和在至少其中一个其它环形法兰的两个实心部分之间延伸。
本发明还提供了一种涡轮机，诸如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，其特征在于，它包括了上述转子或定子部件组件。
附图说明
通过阅读以非限定性示例给出的说明并参考附图，可以更好地理解本发明，本发明的其它细节、优点和特性会更清楚地显现出来，附图如下：
图1为低压涡轮轴向剖面的局部半剖视图；
图2为图1中虚线划定区域的放大透视示意图，其中，环形法兰被恰当地固定在另外两个环形法兰之间；
图3为类似于图2的放大透视示意图，其中，环形法兰在另外两个环形法兰之间按一定角度偏置；
图4为本发明径向环形法兰的局部前视图，所示为正确角度定位；
图5为本发明径向环形法兰的局部前视图，所示为错误的角度定位；
图6为本发明径向环形法兰另一个实施例的局部前视图。
具体实施方式
首先参看图1，该图示出了轴线10的低压涡轮转子，包括容纳在外壳16内交互布置的转子叶片12和定子叶片14。转子叶片12的径向内端固定到转子轮盘18、20、22、24的外周缘上。每个转子轮盘18、20、22、24在其外周缘处带有上游和下游截头圆锥形壁26和28，通过环形法兰30、32与其它轮盘相连接，这些环形法兰径向向内延伸并采用螺栓33彼此固定。成套的转子轮盘通过传动锥形体36连接到涡轮轴34上，传动锥形体36带有环形法兰38，后者被夹在轮盘20和22的环形法兰30，32之间。
为了避免一排定子叶片14内周缘和轮盘下游与上游截头圆锥形壁28和26之间出现不必要的空气流动，在其外周缘处带有迷宫式密封件40的径向环形法兰38置于轮盘下游和上游截头圆锥形壁28和26中间，迷宫式密封件40与安装在一排定子叶片14内周缘上的耐磨材料轨道42相配合。
如图2所示，上游和下游截头圆锥形壁26和28的径向环形法兰30，32和迷宫式密封件40的径向法兰38为花彩形，分别包括交互布置的空心部分44和实心部分46，48和50，实心部分46，48，50包括用于容纳紧固件螺栓的孔52，从而可使上游和下游截头圆锥形壁26和28的环形法兰与迷宫式密封件40的环形法兰38固定到一起。
然而，当迷宫式密封件40的环形法兰38置于上游和下游截头圆锥形壁26和28的环形法兰之间时，环形法兰38可能会存在角度偏移，使得上游和下游截头圆锥形壁26和28环形法兰30，32的实心部分46，50轴向对准，而迷宫式密封件40环形法兰38的实心部分48则与上游和下游截头圆锥形壁26和28环形法兰30，32的空心部分44轴向对准(图3)。这种定位使得插入上游和下游截头圆锥形壁26和28环形法兰30，32螺栓孔52内的紧固件螺栓不会插入迷宫式密封件40环形法兰38的螺栓孔52内。这样，迷宫式密封件40的环形法兰38只要夹在截头圆锥形壁26和28环形法兰30，32之间就可以固定到位，不需要使用紧固件螺栓来固定。
根据本发明，如图4所述，在与其它法兰装配时，可使法兰带角度防错装置，从而可避免上述缺陷，这些防错装置由迷宫式密封件40环形法兰38的至少一个空心部分44的底端54构成，所述底端相对于涡轮机轴线10的半径小于圆56的半径，该圆56与实心部分48螺栓孔52的外侧相切。
在迷宫式密封件40环形法兰38以一定角度偏移置于环形法兰30，32之间时，空心部分44就与环形法兰30，32的实心部分46，50轴向对准，这样，就无法将紧固件螺栓插入上游和下游截头圆锥形壁26和28环形法兰30，32实心部分46，50的螺栓孔52内，因为至少一个空心部分44的底端54位于螺栓的路径上(图5)。这样，本发明所确定半径的一个空心部分44就足以保证装配正确。
优选地，至少一个空心部分44底端的半径位于圆56的半径和圆58的半径之间，圆56与实心部分48螺栓孔52的外侧相切，而圆58与同一螺栓孔的内侧相切(图4)。这样，至少一个空心部分44的底端位于这两个圆之间时便足以防止迷宫式密封件40环形法兰38装配有误。
在本发明的优选实施例中，至少一个空心部分44底端半径小于圆半径约10％，该圆与实心部分螺栓孔的外侧相切，这足以补偿法兰加工公差和与法兰实心部分配套螺栓孔的影响，从而始终确保不会出现角度上的错误。
在图6所示本发明另一个实施方式中，法兰的外周缘处都做成花彩形式。在这种情况下，法兰至少一个空心部分44底端60半径大于圆62的半径，该圆与螺栓孔52内侧相切，用来供螺栓穿过实心部分48。
如同法兰38内周缘处做成花彩形时的相同方式，至少一个空心部分44底端60的半径优选位于圆62半径和圆64半径之间，圆62与实心部分48螺栓孔52的内侧相切，而圆64与同一螺栓孔的外侧相切(图6)。
有利的是，至少一个空心部分44底端60半径大于圆62半径约10％，圆62与实心部分48螺栓孔的内侧相切。
在环形法兰38只带有一个空心部分44底端54，60的实施例中，其半径的确定如上所述，在环形法兰38的周围制作平衡珠，以便使得空心部分44底端54，60旋转时产生的不平衡通过机加工得到补偿。
环形法兰38可以带多个如上所确定半径的空心部分44，所述空心部分根据花彩部分径向位于法兰内侧还是外侧而绕法兰的内周缘或外周缘均匀分布。在这种情况下，无需使用平衡珠，因为具有本发明所确定半径的空心部分44底端54，60的均匀分布不会产生不平衡。
本发明还可应用于三个以上法兰的组件。更普遍的是，为了保证n个转子或定子部件的正确装配，n-1个这些部件均带有径向法兰，该径向法兰带有空心部分的至少一个底端54，60，而底端半径的确定如上所述。制作上述半径的空心部分44的底端54，60很简单，因为通过在法兰38上加工空心部分44可满足深度的减小。此外，底端54，60可以用作确定法兰位置的角度标记。
只要是通过螺栓将花彩形的环形法兰紧固到一起时，本发明都适用，特别是在涡轮机上。

Claims (21)

1.一种涡轮机的转子部件或定子部件的组件，所述组件包括至少两个径向环形法兰，所述法兰在内周缘上带有交互的实心部分(48)和空心部分(44)，实心部分(48)包括用于穿过紧固件螺栓的孔(52)，该紧固件螺栓用于将一个法兰与另一个法兰紧固，所述组件的特征在于，至少一个法兰包括角度防错装置，该装置由内周缘的至少一个空心部分(44)的底端(54，60)构成，该底端的半径相对于涡轮机轴线(10)小于内周缘的圆(56)的半径，该内周缘的圆与实心部分(48)用于穿过螺栓的孔(52)的外侧相切，以便阻止紧固件螺栓穿过所述实心部分，从而确保法兰以正确角度位置固定到另一个法兰上。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，较小半径的底端(54，60)在两个实心部分(48)之间整个间隔上延伸。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分底端(54，60)半径位于第一圆(58，62)的半径和第二圆(56，64)的半径之间，第一圆(58，62)与实心部分(48)孔(52)的内侧相切，而第二圆(56，64)与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
4.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分底端(54，60)半径位于第一圆(58，62)的半径和第二圆(56，64)的半径之间，第一圆(58，62)与实心部分(48)孔(52)的内侧相切，而第二圆(56，64)与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
5.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径小于内周缘的圆(56)半径约10％，该内周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
6.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径小于内周缘的圆(56)半径约10％，该内周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
7.根据权利要求3所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径小于内周缘的圆(56)半径约10％，该内周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
8.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径小于内周缘的圆(56)半径约10％，该内周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
9.根据权利要求1到8中任一项所述的组件，其特征在于，所述法兰带有一个上述半径的空心部分(44)的底端(54，60)和旋转平衡珠，所述珠被加工用于补偿空心部分(44)所述底端(54，60)造成的不平衡。
10.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述法兰带有多个其半径如上所述确定的空心部分(44)底端(54，60)，所述底端(54，60)绕法兰(38)的内周缘均匀分布。
11.一种涡轮机的转子部件或定子部件的组件，所述组件包括至少两个径向环形法兰，所述法兰在外周缘上带有交互的实心部分(48)和空心部分(44)，实心部分(48)包括用于穿过紧固件螺栓的孔(52)，该紧固件螺栓用于将一个法兰与另一个法兰紧固，所述组件的特征在于，至少一个法兰包括角度防错装置，该装置由外周缘的至少一个空心部分(44)的底端(54，60)构成，该底端的半径相对于涡轮机轴线(10)大于外周缘的圆(62)的半径，该外周缘的圆与实心部分(48)用于穿过螺栓的孔(52)的内侧相切，以便阻止紧固件螺栓穿过所述实心部分，从而确保法兰以正确角度位置固定到另一个法兰上。
12.根据权利要求11所述的组件，其特征在于，较大半径的底端(54，60)在两个实心部分(48)之间整个间隔上延伸。
13.根据权利要求11所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分底端(54，60)半径位于第一圆(58，62)的半径和第二圆(56，64)的半径之间，第一圆(58，62)与实心部分(48)孔(52)的内侧相切，而第二圆(56，64)与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
14.根据权利要求12所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分底端(54，60)半径位于第一圆(58，62)的半径和第二圆(56，64)的半径之间，第一圆(58，62)与实心部分(48)孔(52)的内侧相切，而第二圆(56，64)与实心部分(48)孔(52)的外侧相切。
15.根据权利要求11所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径大于外周缘的圆(62)半径约10％，该外周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的内侧相切。
16.根据权利要求12所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径大于外周缘的圆(62)半径约10％，该外周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的内侧相切。
17.根据权利要求13所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径大于外周缘的圆(62)半径约10％，该外周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的内侧相切。
18.根据权利要求14所述的组件，其特征在于，至少一个空心部分(44)底端(54，60)半径大于外周缘的圆(62)半径约10％，该外周缘的圆与实心部分(48)孔(52)的内侧相切。
19.根据权利要求11到18中任一项所述的组件，其特征在于，所述法兰带有一个上述半径的空心部分(44)的底端(54，60)和旋转平衡珠，所述珠被加工用于补偿空心部分(44)所述底端(54，60)造成的不平衡。
20.根据权利要求11所述的组件，其特征在于，所述法兰带有多个其半径如上所述确定的空心部分(44)底端(54，60)，所述底端(54，60)绕法兰(38)的外周缘均匀分布。
21.一种涡轮机，其特征在于，包括根据权利要求1或11所述的转子或定子部件的组件。
CN200980119673.6A 2008-05-29 2009-04-27 固定转子或定子部件的环形法兰 Active CN102046921B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0802918A FR2931869B1 (fr) 2008-05-29 2008-05-29 Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator
FR08/02918 2008-05-29
PCT/FR2009/000491 WO2009144409A1 (fr) 2008-05-29 2009-04-27 Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102046921A CN102046921A (zh) 2011-05-04
CN102046921B true CN102046921B (zh) 2014-03-26

Family

ID=40108755

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200980119673.6A Active CN102046921B (zh) 2008-05-29 2009-04-27 固定转子或定子部件的环形法兰

Country Status (11)

Country Link
US (1) US9039351B2 (zh)
EP (1) EP2294284B1 (zh)
JP (1) JP5647975B2 (zh)
CN (1) CN102046921B (zh)
AT (1) ATE539234T1 (zh)
BR (1) BRPI0912030B8 (zh)
CA (1) CA2725884C (zh)
ES (1) ES2379046T3 (zh)
FR (1) FR2931869B1 (zh)
RU (1) RU2498080C2 (zh)
WO (1) WO2009144409A1 (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2938292B1 (fr) * 2008-11-07 2010-12-24 Snecma Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator dans une turbomachine
US8668463B2 (en) * 2010-07-29 2014-03-11 United Technologies Corporation Rotatable component mount for a gas turbine engine
US9045984B2 (en) 2012-05-31 2015-06-02 United Technologies Corporation Stator vane mistake proofing
DE102012014109A1 (de) * 2012-07-17 2014-01-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Zwischenscheibendichtung einer Gasturbine
US9670790B2 (en) 2012-09-28 2017-06-06 United Technologies Corporation Turbine vane with mistake reduction feature
ES2698966T3 (es) * 2013-07-08 2019-02-06 MTU Aero Engines AG Dispositivo, conjunto de dispositivo y álabes, procedimiento, así como turbomáquina
US9816387B2 (en) 2014-09-09 2017-11-14 United Technologies Corporation Attachment faces for clamped turbine stator of a gas turbine engine
CN104696285B (zh) * 2015-02-12 2020-03-17 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 一种压气机静叶环组件
RU2724378C2 (ru) * 2015-04-24 2020-06-23 Нуово Пиньоне Текнолоджи Срл Газотурбинный двигатель, содержащий кожух с охлаждающими ребрами
RU2658163C1 (ru) * 2017-08-29 2018-06-19 Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") Устройство крепления нижней полки лопатки переходного канала между турбинами высокого и низкого давлений
US10697300B2 (en) * 2017-12-14 2020-06-30 Raytheon Technologies Corporation Rotor balance weight system
US11578599B2 (en) * 2021-02-02 2023-02-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor balance assembly

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3532929A1 (de) * 1985-09-14 1987-03-26 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur verbindung einander konzentrisch benachbarter rotorbauteile von maschinen, insbesondere stroemungsmaschinen
US5848874A (en) * 1997-05-13 1998-12-15 United Technologies Corporation Gas turbine stator vane assembly
CN1854485A (zh) * 2005-04-29 2006-11-01 斯奈克玛 用于燃气轮发动机的涡轮模组

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB785002A (en) * 1955-04-20 1957-10-23 Power Jets Res & Dev Ltd Rotor for a compressor, turbine or like fluid flow machine
GB1438195A (en) * 1973-08-08 1976-06-03 Penny Turbines Ltd Noel Mounting for attaching a tubular member in co-axial registration with an aperture in a wall
RU2226609C2 (ru) * 2002-06-17 2004-04-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбина газотурбинного двигателя
US6893222B2 (en) * 2003-02-10 2005-05-17 United Technologies Corporation Turbine balancing
FR2857419B1 (fr) * 2003-07-11 2005-09-23 Snecma Moteurs Liaison amelioree entre disques aubages sur la ligne rotor d'un compresseur
FR2868814B1 (fr) * 2004-04-09 2009-12-18 Snecma Moteurs Dispositif d'assemblage de brides annulaires, en particulier dans une turbomachine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3532929A1 (de) * 1985-09-14 1987-03-26 Mtu Muenchen Gmbh Einrichtung zur verbindung einander konzentrisch benachbarter rotorbauteile von maschinen, insbesondere stroemungsmaschinen
US5848874A (en) * 1997-05-13 1998-12-15 United Technologies Corporation Gas turbine stator vane assembly
CN1854485A (zh) * 2005-04-29 2006-11-01 斯奈克玛 用于燃气轮发动机的涡轮模组

Also Published As

Publication number Publication date
CN102046921A (zh) 2011-05-04
FR2931869A1 (fr) 2009-12-04
JP5647975B2 (ja) 2015-01-07
RU2010153986A (ru) 2012-07-10
BRPI0912030B1 (pt) 2019-12-10
WO2009144409A1 (fr) 2009-12-03
US9039351B2 (en) 2015-05-26
US20110097206A1 (en) 2011-04-28
EP2294284A1 (fr) 2011-03-16
ES2379046T3 (es) 2012-04-20
FR2931869B1 (fr) 2014-12-12
BRPI0912030A2 (pt) 2015-10-06
RU2498080C2 (ru) 2013-11-10
BRPI0912030B8 (pt) 2020-10-06
ATE539234T1 (de) 2012-01-15
CA2725884A1 (fr) 2009-12-03
CA2725884C (fr) 2016-07-26
EP2294284B1 (fr) 2011-12-28
JP2011522154A (ja) 2011-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102046921B (zh) 固定转子或定子部件的环形法兰
US8727719B2 (en) Annular flange for fastening a rotor or stator element in a turbomachine
US8529204B2 (en) Gas turbine engine having a nose cone assembly rigidly attached in an axial direction but flexible in a radial direction
US8348620B2 (en) Device for axially retaining blades mounted on a turbomachine rotor disk
US8092183B2 (en) Fan rotor for a turbomachine or a test engine
US4222708A (en) Method and apparatus for reducing eccentricity in a turbomachine
EP2964886B1 (en) Disc arrangement and method of retaining two separate rotating members of a gas turbine engine
US8226367B2 (en) Movable impeller for a turbojet and turbojet comprising same
US11041503B2 (en) High stiffness turbomachine impeller, turbomachine including said impeller and method of manufacturing
US9279326B2 (en) Method for balancing and assembling a turbine rotor
JP5427398B2 (ja) ターボ機械のセクタ化されたノズル
RU2693671C2 (ru) Угловой сектор статора с лопатками газотурбинного двигателя с осевым компрессором (варианты) и газотурбинный двигатель с осевым компрессором, содержащий такой угловой сектор
US9371742B2 (en) Set of rotor disks for a turbine engine
US9957896B2 (en) Unlockable device for axially arresting a sealing ring with which an aircraft turbomachine module rotor wheel makes contact
US8277179B2 (en) Turbine or compressor stage for a turbomachine
CN114402121B (zh) 用于涡轮机的组合件
US10767484B2 (en) Rotor disk comprising a variable thickness web
CA1119521A (en) Method and apparatus for reducing eccentricity in a turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant