[go: up one dir, main page]

RU2014118373A - Внутренняя оболочка статора турбомашины с истираемым материалом - Google Patents

Внутренняя оболочка статора турбомашины с истираемым материалом Download PDF

Info

Publication number
RU2014118373A
RU2014118373A RU2014118373/06A RU2014118373A RU2014118373A RU 2014118373 A RU2014118373 A RU 2014118373A RU 2014118373/06 A RU2014118373/06 A RU 2014118373/06A RU 2014118373 A RU2014118373 A RU 2014118373A RU 2014118373 A RU2014118373 A RU 2014118373A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
rotor
step according
length
shell
height
Prior art date
Application number
RU2014118373/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2663784C2 (ru
Inventor
Кортекисс Жан-Франсуа
Original Assignee
Текспейс Аеро С.А.
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 Текспейс Аеро С.А. filed Critical Текспейс Аеро С.А.
Publication of RU2014118373A publication Critical patent/RU2014118373A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2663784C2 publication Critical patent/RU2663784C2/ru

Links

Classifications

    • 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
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/10—Shaft sealings
    • F04D29/102—Shaft sealings especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/16—Sealings between pressure and suction sides
    • F04D29/161—Sealings between pressure and suction sides especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade 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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • 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
    • 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)

Abstract

1. Ступень компрессора осевой турбомашины (2), содержащая:- ротор (12, 112), внешняя поверхность которого содержит по меньшей мере два кромочных уплотнителя (32, 132), каждый из которых образует проходящее радиально кольцевое ребро; и- статор, содержащий:o кольцевой ряд лопастей (26, 126) статора, проходящих в целом в радиальном направлении;o внутреннюю оболочку (28, 128), радиальное поперечное сечение которой содержит центральную часть (40, 140), соединенную с внутренними краями лопастей (26, 126), боковую часть (42, 142), проходящую с каждой стороны от центральной части по меньшей мере до одного из двух кромочных уплотнителей (32, 132), соответственно, образуя, таким образом, кольцевую полость с ротором;отличающаяся тем, что оболочка и ротор сконфигурированы таким образом, чтобы радиальное сечение кольцевой полости (38, 138) имело длину L1 и высоту H, где длина L1 превышает высоту H.2. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что длина L1 кольцевой полости (38, 138) более чем вдвое, предпочтительно втрое превышает высоту H указанной полости.3. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что каждая из боковых частей (42, 142) содержит осевой участок (43, 143), при этом указанные участки (43, 143) проходят в противоположных направлениях до своих соответствующих кромочных уплотнителей (32, 132).4. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что боковые части (42, 142) отклонены друг от друга, от центральной части в направлении ротора.5. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что внутренняя оболочка (28, 128) выполнена из композитного материала.6. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что высота H кольцевой полости постоянна на большей части ее длины, предпочтительно на более 70% ее длины, еще предпочтительнее на более 80% ее длины.7.

Claims (15)

1. Ступень компрессора осевой турбомашины (2), содержащая:
- ротор (12, 112), внешняя поверхность которого содержит по меньшей мере два кромочных уплотнителя (32, 132), каждый из которых образует проходящее радиально кольцевое ребро; и
- статор, содержащий:
o кольцевой ряд лопастей (26, 126) статора, проходящих в целом в радиальном направлении;
o внутреннюю оболочку (28, 128), радиальное поперечное сечение которой содержит центральную часть (40, 140), соединенную с внутренними краями лопастей (26, 126), боковую часть (42, 142), проходящую с каждой стороны от центральной части по меньшей мере до одного из двух кромочных уплотнителей (32, 132), соответственно, образуя, таким образом, кольцевую полость с ротором;
отличающаяся тем, что оболочка и ротор сконфигурированы таким образом, чтобы радиальное сечение кольцевой полости (38, 138) имело длину L1 и высоту H, где длина L1 превышает высоту H.
2. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что длина L1 кольцевой полости (38, 138) более чем вдвое, предпочтительно втрое превышает высоту H указанной полости.
3. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что каждая из боковых частей (42, 142) содержит осевой участок (43, 143), при этом указанные участки (43, 143) проходят в противоположных направлениях до своих соответствующих кромочных уплотнителей (32, 132).
4. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что боковые части (42, 142) отклонены друг от друга, от центральной части в направлении ротора.
5. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что внутренняя оболочка (28, 128) выполнена из композитного материала.
6. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что высота H кольцевой полости постоянна на большей части ее длины, предпочтительно на более 70% ее длины, еще предпочтительнее на более 80% ее длины.
7. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что концы боковых частей (42, 142) имеют внутренние кольцевые канавки, предусмотренные для вмещения слоя истираемого материала (30, 130); предпочтительно кольцевые канавки имеют П-образную или Г-образную форму сечений; предпочтительно ступень содержит слои истираемого материала (30, 130), установленные в кольцевые канавки.
8. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что внутренние края лопастей (26, 126) проходят внутрь внутренней оболочки (26, 126).
9. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что ротор (112) содержит стенку с профилем вращения, содержащим первую часть (134), расположенную напротив внутренней поверхности оболочки (128), и вторую часть (136), приподнятую относительно первой части (134), предусмотренную для обеспечения опоры для закрепления кольцевого ряда (124) лопастей ротора, и соединение (135), соединяющее первую часть (134) со второй частью (136), при этом вторая часть (136) по меньшей мере частично перекрывает по оси одну из боковых частей (142) внутренней оболочки, причем стенка предпочтительно содержит третью часть (137), приподнятую относительно первой части, и расположенную напротив второй части, при этом указанная третья часть (137) по меньшей мере частично перекрывает по оси две другие боковые части (142) оболочки.
10. Ступень по п. 9, отличающаяся тем, что боковые части (142) проходят в осевом направлении до соединения (135) на расстояние D2, причем предпочтительно соединение (135) является первым соединением (135), и профиль стенки ротора содержит второе соединение (135), расположенное напротив первого соединения (135) относительно внутренней оболочки (128), а другая из двух боковых частей (142) оболочки проходит в осевом направлении ко второму соединению (135) на расстояние D2.
11. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что высота кромочных уплотнителей (32, 132) составляет менее 50%, предпочтительно 30%, еще предпочтительнее 15% высоты боковых частей (42, 142) оболочки.
12. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что внешняя поверхность ротора (12, 112) формирующая кольцевую полость (38, 138) имеет шероховатость Ra более 2 микрон, предпочтительно, более 6,4 микрон, еще предпочтительнее более 15 микрон для затягивания воздуха в указанную полость.
13. Ступень по п. 1, отличающаяся тем, что расстояние D3 между внутренними краями лопастей (26, 126) статора и ротором равно толщине слоев истираемых материалов (30, 130), измеренной у кромочных уплотнителей (32, 132); предпочтительно расстояние D3 значительно больше толщины слоев истираемых материалов; предпочтительно расстояние D3 составляет от 0,50 мм до 5,00 мм.
14. Осевая турбомашина, такая как турбореактивный двигатель, содержащая компрессор (4, 6) по меньшей мере с одной ступенью компрессии, отличающаяся тем, что одна или по меньшей мере одна ступень компрессии выполнены по любому из пп. 1-13.
15. Турбомашина по п. 14, отличающаяся тем, что турбомашина содержит цилиндрический корпус, проходящий в осевом направлении вдоль длины ротора, при этом ротор (12) содержит выполненный как одно целое цилиндр, и корпус в целом содержит две половинные оболочки, или, и ротор (112), и корпус содержат осевые сегменты, соединенные в осевом направлении.
RU2014118373A 2013-05-10 2014-05-07 Ступень компрессора осевой турбомашины и осевая турбомашина, содержащая указанную ступень компрессора RU2663784C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP13167301.4A EP2801702B1 (fr) 2013-05-10 2013-05-10 Virole interne de redresseur de turbomachine avec joint abradable
EP13167301.4 2013-05-10

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014118373A true RU2014118373A (ru) 2015-11-20
RU2663784C2 RU2663784C2 (ru) 2018-08-09

Family

ID=48444101

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014118373A RU2663784C2 (ru) 2013-05-10 2014-05-07 Ступень компрессора осевой турбомашины и осевая турбомашина, содержащая указанную ступень компрессора

Country Status (5)

Country Link
US (1) US9670936B2 (ru)
EP (1) EP2801702B1 (ru)
CN (1) CN104141631B (ru)
CA (1) CA2851454C (ru)
RU (1) RU2663784C2 (ru)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE1023134B1 (fr) * 2015-05-27 2016-11-29 Techspace Aero S.A. Aube et virole a fourreau de compresseur de turbomachine axiale
FR3036435B1 (fr) * 2015-05-22 2020-01-24 Safran Ceramics Ensemble d'anneau de turbine
FR3039589B1 (fr) * 2015-07-28 2020-01-10 Safran Aircraft Engines Etage de turbomachine, en particulier de turbine basse-pression
US10316681B2 (en) * 2016-05-31 2019-06-11 General Electric Company System and method for domestic bleed circuit seals within a turbine
BE1025283B1 (fr) * 2017-06-02 2019-01-11 Safran Aero Boosters S.A. Systeme d'etancheite pour compresseur de turbomachine
RU185105U1 (ru) * 2017-11-13 2018-11-21 Борис Андреевич Шахов Турбина
US10767485B2 (en) * 2018-01-08 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Radial cooling system for gas turbine engine compressors
DE102018205226A1 (de) * 2018-04-06 2019-10-10 Mahle International Gmbh Stelleinrichtung mit einem in einer Motoraufnahnme fixierten Elektromotor
FR3085993B1 (fr) * 2018-09-17 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Aube mobile pour une roue d'une turbomachine
FR3086971B1 (fr) * 2018-10-04 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Ensemble de regulation de flux auxiliaire
FR3090041B1 (fr) * 2018-12-14 2020-11-27 Safran Aircraft Engines Dispositif de resistance au feu ameliore destine a etre interpose entre une extremite de mat d’accrochage de turbomachine d’aeronef, et un capotage de la turbomachine delimitant un compartiment inter-veine
US11118462B2 (en) 2019-01-24 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade tip pocket rib
BE1027025B1 (fr) * 2019-02-04 2020-09-02 Safran Aero Boosters Sa Rotor hybride à tambour segmenté
FR3099788B1 (fr) * 2019-08-06 2021-09-03 Safran Aircraft Engines Abradable de turbine de turbomachine comprenant une face d’usure pourvue de redresseurs de flux
DE102020200073A1 (de) 2020-01-07 2021-07-08 Siemens Aktiengesellschaft Leitschaufelkranz
US11371359B2 (en) 2020-11-26 2022-06-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
FR3127517A1 (fr) * 2021-09-27 2023-03-31 Safran Surface de cavité de veine secondaire entre une roue fixe et une roue mobile d’une turbomachine améliorée
FR3145187A1 (fr) * 2023-01-24 2024-07-26 Safran Aircraft Engines Carter de turbomachine

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU496377A1 (ru) * 1974-03-21 1975-12-25 Предприятие П/Я Р-6837 Статор осевого компрессора
US3941500A (en) * 1974-06-10 1976-03-02 Westinghouse Electric Corporation Turbomachine interstage seal assembly
US4889470A (en) * 1988-08-01 1989-12-26 Westinghouse Electric Corp. Compressor diaphragm assembly
US5462403A (en) * 1994-03-21 1995-10-31 United Technologies Corporation Compressor stator vane assembly
JPH10317910A (ja) * 1997-05-20 1998-12-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービンの圧縮機静翼環
EP1293645A1 (fr) * 2001-09-14 2003-03-19 Techspace Aero S.A. Compresseur axial de turbomachine comprenant un dispositif de séparation de flux et procédé d'assemblage de ce dispositif
FR2859002A1 (fr) * 2003-08-18 2005-02-25 Snecma Moteurs Dispositif abradable sur carter de soufflante d'un moteur de turbine a gaz
CN101094971B (zh) * 2004-11-02 2011-03-09 阿尔斯托姆科技有限公司 涡轮机装置的优化的涡轮机级以及设计方法
GB2422641B (en) 2005-01-28 2007-11-14 Rolls Royce Plc Vane for a gas turbine engine
JP4918263B2 (ja) * 2006-01-27 2012-04-18 三菱重工業株式会社 軸流圧縮機の静翼環
FR2899275A1 (fr) * 2006-03-30 2007-10-05 Snecma Sa Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine
EP2369136B1 (fr) * 2010-03-12 2012-12-19 Techspace Aero S.A. Tambour multi-étage monobloc allégé de compresseur axial
US8453448B2 (en) * 2010-04-19 2013-06-04 Honeywell International Inc. Axial turbine
EP2415969A1 (en) * 2010-08-05 2012-02-08 Siemens Aktiengesellschaft Component of a turbine with leaf seals and method for sealing against leakage between a vane and a carrier element
US9334743B2 (en) * 2011-05-26 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite airfoil for a gas turbine engine
FR2979662B1 (fr) * 2011-09-07 2013-09-27 Snecma Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
EP2586989B1 (fr) * 2011-10-27 2015-04-29 Techspace Aero S.A. Virole composite co-injectée de compresseur de turbomachine axiale
EP2706242A1 (fr) * 2012-09-11 2014-03-12 Techspace Aero S.A. Fixation d'aubes sur un tambour de compresseur axial
EP2735707B1 (fr) * 2012-11-27 2017-04-05 Safran Aero Boosters SA Redresseur de turbomachine axiale avec virole interne segmentée et compresseur associé
EP2818635B1 (fr) * 2013-06-25 2019-04-10 Safran Aero Boosters SA Tambour de compresseur de turbomachine axiale avec fixation mixte d'aubes

Also Published As

Publication number Publication date
CA2851454C (en) 2018-05-01
CN104141631B (zh) 2018-08-28
RU2663784C2 (ru) 2018-08-09
EP2801702A1 (fr) 2014-11-12
US20140334920A1 (en) 2014-11-13
CA2851454A1 (en) 2014-11-10
CN104141631A (zh) 2014-11-12
EP2801702B1 (fr) 2020-05-06
US9670936B2 (en) 2017-06-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2014118373A (ru) Внутренняя оболочка статора турбомашины с истираемым материалом
US10436051B2 (en) Seal support structure
ES2372266T3 (es) Cárter de rueda de álabes móviles de turbomáquina.
US10309250B2 (en) Splitter nose with plasma de-icing for axial turbine engine compressor
RU2015145887A (ru) Комбинированный статор компрессора осевой турбомашины
US11248484B2 (en) Gas turbine component
CA2781944A1 (en) Chordal mounting arrangement for low-ductility turbine shroud
US7832734B2 (en) Seal system
BR112012030350A2 (pt) compressor e um motor de turbina com rendimento otimizado
CN106286407A (zh) 轴式涡轮机压缩机壳体
ITUB20155442A1 (it) Stadio di un motore a turbina a gas provvisto di una tenuta a labirinto
RU2016123053A (ru) Уплотнительная система с двумя рядами дополняющих друг друга уплотнительных элементов
RU2014125101A (ru) Барабан компрессора осевой турбомашины с двойным средством для фиксации лопаток
US20110236195A1 (en) Compressor
RU2016140620A (ru) Радиальная турбомашина
US20150063990A1 (en) Turbomachine Axial Compressor Seal with a Brush Seal
RU2568698C2 (ru) Осевой газотурбинный двигатель и корпус осевого газотурбинного двигателя
BR112015029901B8 (pt) Turbocompressor de gás de exaustão
CN101096919A (zh) 涡轮机
US10138737B2 (en) Rotor for turbine engine comprising blades with added platforms
RU2014103113A (ru) Барабан ротора осевой турбомашины и турбомашина
US20190048735A1 (en) Seal structure and turbomachine
CA2873197A1 (en) Final-stage internal collar gasket of an axial turbine engine compressor
RU2015144330A (ru) Многоступенчатая центробежная гидро(пневмо)машина
US9752451B2 (en) Active clearance control system with zone controls

Legal Events

Date Code Title Description
HZ9A Changing address for correspondence with an applicant