[go: up one dir, main page]

RU2011149631A - Кольцо для статора турбинного двигателя летательного аппарата с прорезями снятия механической нагрузки лопаток - Google Patents

Кольцо для статора турбинного двигателя летательного аппарата с прорезями снятия механической нагрузки лопаток Download PDF

Info

Publication number
RU2011149631A
RU2011149631A RU2011149631/02A RU2011149631A RU2011149631A RU 2011149631 A RU2011149631 A RU 2011149631A RU 2011149631/02 A RU2011149631/02 A RU 2011149631/02A RU 2011149631 A RU2011149631 A RU 2011149631A RU 2011149631 A RU2011149631 A RU 2011149631A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ring
edge
hole
stator
slot
Prior art date
Application number
RU2011149631/02A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2527809C2 (ru
Inventor
Винченцо БЕРТОЛИ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2011149631A publication Critical patent/RU2011149631A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2527809C2 publication Critical patent/RU2527809C2/ru

Links

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F01D9/044—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting or the like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • 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
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
    • F05D2270/114—Purpose of the control system to prolong engine life by limiting mechanical stresses
    • 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)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

1. Кольцо (16) для статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата, снабженного множеством сквозных отверстий (22), каждое из которых предназначено для расположения в нем лопатки статора (4); причем каждое отверстие определяет профиль (32), проходящий между первым краем (25), предназначенным для расположения задней кромки (26) лопатки, и вторым краем (27), предназначенным для расположения передней кромки (28) лопатки, отличающееся тем, что, по меньшей мере, с одним из вышеупомянутых отверстий (22) соединена прорезь (36) снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края (25) отверстия в направлении упомянутого профиля (32).2. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) проходит по кривой линии (38) к отверстию.3. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутое отверстие (22) содержит с одной и другой стороны профиля (32) часть внутренней поверхности (23) и часть внешней поверхности (24), которые соединяются на уровне упомянутых первого и второго краев (25, 27) отверстия, а также тем, что упомянутая прорезь (36) также проходит против и на удалении от участков (23а, 24а) частей внутренней поверхности и внешней поверхности (23, 24), которые соединяются на уровне упомянутого первого края (25) отверстия (22).4. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) в целом имеет U-образную или V-образную форму, внутри которой расположен упомянутый первый край (25) отверстия.5. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) заполнена материалом-наполнителем (40).6. Кольцо по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что оно образует непрерывную, по сущ

Claims (13)

1. Кольцо (16) для статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата, снабженного множеством сквозных отверстий (22), каждое из которых предназначено для расположения в нем лопатки статора (4); причем каждое отверстие определяет профиль (32), проходящий между первым краем (25), предназначенным для расположения задней кромки (26) лопатки, и вторым краем (27), предназначенным для расположения передней кромки (28) лопатки, отличающееся тем, что, по меньшей мере, с одним из вышеупомянутых отверстий (22) соединена прорезь (36) снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края (25) отверстия в направлении упомянутого профиля (32).
2. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) проходит по кривой линии (38) к отверстию.
3. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутое отверстие (22) содержит с одной и другой стороны профиля (32) часть внутренней поверхности (23) и часть внешней поверхности (24), которые соединяются на уровне упомянутых первого и второго краев (25, 27) отверстия, а также тем, что упомянутая прорезь (36) также проходит против и на удалении от участков (23а, 24а) частей внутренней поверхности и внешней поверхности (23, 24), которые соединяются на уровне упомянутого первого края (25) отверстия (22).
4. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) в целом имеет U-образную или V-образную форму, внутри которой расположен упомянутый первый край (25) отверстия.
5. Кольцо по п. 1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) заполнена материалом-наполнителем (40).
6. Кольцо по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что оно образует непрерывную, по существу, кольцеобразную конструкцию.
7. Кольцо по любому из пп.1-5, отличающееся тем, что оно образует, по существу, кольцеобразную конструкцию, реализуемую путем расположения встык угловых секторов кольца (16a).
8. Часть статора (13) для модуля турбинного двигателя летательного аппарата, которая содержит, по меньшей мере, одно кольцо (16) по любому из предшествующих пунктов, а также множество лопаток статора (4).
9. Часть статора по п.8, отличающаяся тем, что упомянутое кольцо представляет собой внешнее кольцо (16), а также тем, что в каждом из сквозных отверстий (22) размещается головка одной из упомянутых лопаток (4), прикрепленная к внешнему кольцу посредством паяного шва (21), расположенного в его отверстии и проходящего без разрывов вокруг головки лопатки (4).
10. Часть статора по п.9, отличающаяся тем, что она содержит, кроме того, внутреннее кольцо (8) с множеством сквозных отверстий, в каждом из которых располагается ножка одной из упомянутых лопаток (4), прикрепленная к внутреннему кольцу посредством паяного шва, расположенного в его отверстии и проходящего непрерывным образом полностью вокруг ножки лопатки.
11. Модуль (1) турбинного двигателя летательного аппарата содержит, по меньшей мере, часть статора (13) по любому из пп.8-10.
12. Модуль по п.11, отличающийся тем, что он является компрессором предпочтительно высокого давления.
13. Турбинный двигатель для летательного аппарата содержит, по меньшей мере, один модуль (1) по п.11 или 12.
RU2011149631/06A 2009-05-07 2010-05-04 Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора RU2527809C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0953055A FR2945331B1 (fr) 2009-05-07 2009-05-07 Virole pour stator de turbomoteur d'aeronef a fentes de dechargement mecanique d'aubes.
FR0953055 2009-05-07
PCT/EP2010/055998 WO2010128025A1 (fr) 2009-05-07 2010-05-04 Virole pour stator de turbomoteur d'aeronef a fentes de dechargement mecanique d'aubes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011149631A true RU2011149631A (ru) 2013-06-20
RU2527809C2 RU2527809C2 (ru) 2014-09-10

Family

ID=41059728

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011149631/06A RU2527809C2 (ru) 2009-05-07 2010-05-04 Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9017022B2 (ru)
EP (1) EP2427659B1 (ru)
JP (1) JP5699132B2 (ru)
CN (1) CN102422027B (ru)
BR (1) BRPI1013840B1 (ru)
CA (1) CA2760667C (ru)
FR (1) FR2945331B1 (ru)
RU (1) RU2527809C2 (ru)
WO (1) WO2010128025A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2984428B1 (fr) 2011-12-19 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Redresseur de compresseur pour turbomachine.
WO2014189564A2 (en) * 2013-03-06 2014-11-27 United Technologies Corporation Pretrenched rotor for gas turbine engine
US9938840B2 (en) * 2015-02-10 2018-04-10 United Technologies Corporation Stator vane with platform having sloped face
US9988918B2 (en) * 2015-05-01 2018-06-05 General Electric Company Compressor system and airfoil assembly
FR3048017B1 (fr) 2016-02-24 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef, comprenant des orifices de prelevement d'air de forme etiree selon la direction circonferentielle
FR3056630B1 (fr) * 2016-09-26 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Disque aubage monobloc de soufflante pour turbomachine d'aeronef

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2143466A (en) * 1937-12-31 1939-01-10 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine apparatus
FR994013A (fr) * 1944-12-05 1951-11-09 Rateau Soc Perfectionnement à l'exécution des distributeurs et tuyères de turbines
GB1100384A (en) * 1965-03-10 1968-01-24 Bristol Siddeley Engines Ltd Stator blade assemblies for axial flow compressors or turbines
DE1801475B2 (de) * 1968-10-05 1971-08-12 Daimler Benz Ag, 7000 Stuttgart Luftgekuehlte turbinenschaufel
JPH10299408A (ja) * 1997-04-22 1998-11-10 Hitachi Ltd ガスタービン静翼
JPH1113406A (ja) * 1997-06-23 1999-01-19 Hitachi Ltd ガスタービン静翼
JP3559152B2 (ja) * 1997-10-13 2004-08-25 新潟原動機株式会社 ターボ機械の静翼及びその組立方法
JPH11141352A (ja) * 1997-11-07 1999-05-25 Hitachi Ltd ガスタービン高温部品の保守管理装置およびその方法
US6290466B1 (en) * 1999-09-17 2001-09-18 General Electric Company Composite blade root attachment
US6478537B2 (en) * 2001-02-16 2002-11-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Pre-segmented squealer tip for turbine blades
US6550254B2 (en) * 2001-08-17 2003-04-22 General Electric Company Gas turbine engine bleed scoops
SE519781C2 (sv) * 2001-08-29 2003-04-08 Volvo Aero Corp Förfarande för framställning av en stator-eller rotorkomponent
AU2003271491A1 (en) * 2002-11-13 2004-06-03 Abb Turbo Systems Ag Slotted guide vane
FR2874403B1 (fr) * 2004-08-23 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Aube de compresseur ou de turbune a gaz
EP1724443A1 (de) * 2005-05-20 2006-11-22 ABB Turbo Systems AG Düsenring
US7329087B2 (en) * 2005-09-19 2008-02-12 General Electric Company Seal-less CMC vane to platform interfaces
EP1857636A1 (de) * 2006-05-18 2007-11-21 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Anpassung der Steifigkeit von Schaufelblatt und Plattform
US7597536B1 (en) * 2006-06-14 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with de-coupled platform
US8292567B2 (en) 2006-09-14 2012-10-23 Caterpillar Inc. Stator assembly including bleed ports for turbine engine compressor
US7686576B2 (en) * 2006-10-24 2010-03-30 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engines
US8177502B2 (en) * 2008-11-25 2012-05-15 General Electric Company Vane with reduced stress

Also Published As

Publication number Publication date
EP2427659B1 (fr) 2017-10-11
FR2945331B1 (fr) 2011-07-22
CA2760667C (fr) 2016-08-30
RU2527809C2 (ru) 2014-09-10
EP2427659A1 (fr) 2012-03-14
BRPI1013840B1 (pt) 2020-06-23
JP2012526228A (ja) 2012-10-25
US9017022B2 (en) 2015-04-28
FR2945331A1 (fr) 2010-11-12
CA2760667A1 (fr) 2010-11-11
JP5699132B2 (ja) 2015-04-08
CN102422027B (zh) 2015-05-13
CN102422027A (zh) 2012-04-18
US20120051938A1 (en) 2012-03-01
BRPI1013840A2 (pt) 2016-04-12
WO2010128025A1 (fr) 2010-11-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011149631A (ru) Кольцо для статора турбинного двигателя летательного аппарата с прорезями снятия механической нагрузки лопаток
US9097124B2 (en) Gas turbine engine stator vane assembly with inner shroud
RU2014117435A (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
RU2007138943A (ru) Площадка компрессора газотурбинного двигателя, компрессор газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель
RU2013152735A (ru) Канал для охлаждения корпуса
EP2586980A3 (en) Turbine blade rail damper
ATE540197T1 (de) Laufschaufelanordnung, insbesondere für eine gasturbine
IN2014DN09484A (ru)
WO2014197119A3 (en) Rotors with modulus mistuned airfoils
EP2253800A3 (en) A balanced rotor for a turbine engine
RU2008109760A (ru) Диск ротора газотурбинного двигателя, газотурбинный двигатель, содержащий такой диск, и защитная накладка ножек лопаток
RU2009104104A (ru) Лопатки лопаточного колеса газотурбинного двигателя, оснащенные канавками для охлаждения
RU2008114256A (ru) Лопасть вентилятора, вентилятор и турбореактивный двигатель
RU2008141809A (ru) Контроль зазора у вершины лопаток в турбине высокого давления турбомашины
ATE548540T1 (de) Rotorstufe einer einteilig beschaufelten verdichtertrommel einer axialen strömungsmaschine und entsprechendes herstellungsverfahren.
RU2013116442A (ru) Турбомашина, турбина и установка, содержащая турбину
RU2012126745A (ru) Способ лучевой сварки рабочего колеса с выполнением двух проходов паза, рабочее колесо и турбомашина с таким профилем сварки
RU2013141182A (ru) Присоединение лопаток к барабану осевого турбокомпрессора
RU2014149236A (ru) Лопатка ротора турбины и осевой участок ротора для газовой турбины
RU2008149160A (ru) Разделенный на секторы сопловый аппарат турбомашины
RU2015113234A (ru) Способы изготовления лопаток турбомашин путем электроэрозионной обработки, лопатки и турбомашины
RU2631585C2 (ru) Направляющий аппарат компрессора для турбомашины
SG130089A1 (en) Turbine blades
PL3875733T3 (pl) Zespół łopatek do silnika z turbiną gazową
RU2641768C2 (ru) Лопатка статора турбомашины, содержащая выпуклый участок

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner