RU2017124883A - Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата - Google Patents

Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2017124883A
RU2017124883A RU2017124883A RU2017124883A RU2017124883A RU 2017124883 A RU2017124883 A RU 2017124883A RU 2017124883 A RU2017124883 A RU 2017124883A RU 2017124883 A RU2017124883 A RU 2017124883A RU 2017124883 A RU2017124883 A RU 2017124883A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
cavity
rotor
stator
ribs
blade
Prior art date
Application number
RU2017124883A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2705319C2 (ru
RU2017124883A3 (ru
Inventor
Дамьен Бернар КЕЛЬВАН
Жан-Баптист Венсан ДЕСФОРЖ
Морис Ги ЖЮДЭ
Ба-Пхук ТАНГ
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=53059194&utm_source=***_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=RU2017124883(A) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017124883A publication Critical patent/RU2017124883A/ru
Publication of RU2017124883A3 publication Critical patent/RU2017124883A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2705319C2 publication Critical patent/RU2705319C2/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
    • 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
    • F01D11/001—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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth 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
    • F01D5/02—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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades
    • F01D5/082—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the blades on the side of the rotor disc
    • 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
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/085—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor
    • F01D5/087—Heating, heat-insulating or cooling means cooling fluid circulating inside the rotor in the radial passages of the rotor disc
    • 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)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Claims (11)

1. Узел (10) турбины газотурбинного двигателя (1) летательного аппарата, содержащий расположенные последовательно по меньшей мере один первый лопаточный ротор (12), лопаточный статор (13) и второй лопаточный ротор (14), причем роторы (12, 14) установлены на валу (2), между статором (13) и валом (2) проходит герметизирующая пластина (20), отделяющая первую полость (С1), расположенную между первым ротором (12) и статором (13), от второй полости (С2), расположенной между статором (13) и вторым ротором (14), при этом внутри первой полости (С1) расположены средства (300, 31) понижения давления, отличающийся тем, что указанные средства (300, 31) понижения давления содержат множество по существу радиальных рекомпрессионных ребер (300), расположенных в первой полости (С1).
2. Узел по п. 1, в котором указанные ребра (300) расположены на расположенной ниже по потоку стороне первого ротора (12).
3. Узел по п. 2, в котором ребра (300) расположены на уровне утонения (120) первого ротора (12).
4. Узел по п. 2 или 3, в котором первый ротор (12) содержит множество лопаток, при этом узел (10) турбины содержит одно ребро (300) для каждой лопатки первого ротора (12).
5. Узел по любому из пп. 2-4, в котором ребра (300) имеют изогнутый дальний конец (301).
6. Узел по любому из пп. 1-5, в котором указанные средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) дополнительно содержат вспомогательную герметизирующую пластину (31), расположенную в первой полости (С1) напротив рекомпрессионных ребер (300).
7. Узел по п. 1 и 6 в комбинации, в котором ребра (300) и вспомогательная герметизирующая пластина (31) имеют взаимодополняющую форму.
8. Узел по любому из пп. 1-7, в котором средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью (С1) и второй полостью (С2) по меньшей мере на 50%.
9. Узел по п. 8, в котором средства (300, 31) понижения давления внутри первой полости (С1) выполнены с возможностью уменьшения разности давления между первой полостью (С1) и второй полостью (С2) по меньшей мере на 90%.
10. Узел по любому из пп. 1-8, в котором указанный лопаточный статор (13) является вторым статором, при этом узел турбины дополнительно содержит первый лопаточный статор (11), расположенный выше по потоку от первого ротора (12).
11. Узел по любому из пп. 1-10, в котором давление выше по потоку от статора (13) превышает давление ниже по потоку от статора (13).
RU2017124883A 2014-12-17 2015-12-17 Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата RU2705319C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1462655A FR3030614B1 (fr) 2014-12-17 2014-12-17 Ensemble de turbine haute pression de turbomachine
FR1462655 2014-12-17
PCT/FR2015/053597 WO2016097632A1 (fr) 2014-12-17 2015-12-17 Ensemble de turbine de turbomachine d'aéronef

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017124883A true RU2017124883A (ru) 2019-01-18
RU2017124883A3 RU2017124883A3 (ru) 2019-06-26
RU2705319C2 RU2705319C2 (ru) 2019-11-06

Family

ID=53059194

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017124883A RU2705319C2 (ru) 2014-12-17 2015-12-17 Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10280776B2 (ru)
EP (1) EP3234309B1 (ru)
JP (1) JP6882979B2 (ru)
CN (1) CN107109956B (ru)
BR (1) BR112017012593B1 (ru)
CA (1) CA2970715C (ru)
FR (1) FR3030614B1 (ru)
RU (1) RU2705319C2 (ru)
WO (1) WO2016097632A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU2016277549B2 (en) * 2016-10-24 2018-10-18 Intex Holdings Pty Ltd A multi-stage axial flow turbine adapted to operate at low steam temperatures
US10767485B2 (en) * 2018-01-08 2020-09-08 Raytheon Technologies Corporation Radial cooling system for gas turbine engine compressors
FR3086971B1 (fr) * 2018-10-04 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Ensemble de regulation de flux auxiliaire
FR3107718B1 (fr) 2020-02-28 2022-01-28 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine
FR3117531B1 (fr) 2020-12-11 2022-11-04 Safran Aircraft Engines Ensemble de turbine
FR3126022A1 (fr) * 2021-08-05 2023-02-10 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbomachine d’aeronef comprenant une anneau de recouvrement pour l’isolement d’organes de fixation mecanique vis-a-vis d’un flux d’air

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL192865A (ru) * 1953-12-02
US4759688A (en) 1986-12-16 1988-07-26 Allied-Signal Inc. Cooling flow side entry for cooled turbine blading
JPH0742863U (ja) * 1993-12-29 1995-08-11 三菱重工業株式会社 ガスタービン構造
GB2307520B (en) * 1995-11-14 1999-07-07 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
DE69825959T2 (de) * 1997-06-19 2005-09-08 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Vorrichtung zum dichten der leitschaufeln von gasturbinen
FR2771446B1 (fr) * 1997-11-27 1999-12-31 Snecma Aube de distributeur de turbine refroidie
US5984636A (en) * 1997-12-17 1999-11-16 Pratt & Whitney Canada Inc. Cooling arrangement for turbine rotor
RU2226609C2 (ru) * 2002-06-17 2004-04-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбина газотурбинного двигателя
FR2851288B1 (fr) * 2003-02-14 2006-07-28 Snecma Moteurs Dispositif de refroidissement de disques de turbines
FR2892454B1 (fr) * 2005-10-21 2008-01-25 Snecma Sa Dispositif de ventilation de disques de turbine dans un moteur a turbine a gaz
GB0722511D0 (en) * 2007-11-19 2007-12-27 Rolls Royce Plc Turbine arrangement
JP2013181577A (ja) * 2012-02-29 2013-09-12 Mitsubishi Heavy Ind Ltd シール装置、及びこれを備えている回転機械
US9291071B2 (en) * 2012-12-03 2016-03-22 United Technologies Corporation Turbine nozzle baffle
GB201514650D0 (en) * 2015-08-18 2015-09-30 Rolls Royce Plc A levered joint

Also Published As

Publication number Publication date
CN107109956A (zh) 2017-08-29
JP2018505336A (ja) 2018-02-22
BR112017012593B1 (pt) 2022-11-29
US20170328227A1 (en) 2017-11-16
CA2970715A1 (fr) 2016-06-23
US10280776B2 (en) 2019-05-07
RU2705319C2 (ru) 2019-11-06
CN107109956B (zh) 2019-04-12
CA2970715C (fr) 2022-10-04
FR3030614A1 (fr) 2016-06-24
EP3234309A1 (fr) 2017-10-25
BR112017012593A2 (pt) 2018-02-27
FR3030614B1 (fr) 2019-09-20
WO2016097632A1 (fr) 2016-06-23
JP6882979B2 (ja) 2021-06-02
EP3234309B1 (fr) 2018-10-17
RU2017124883A3 (ru) 2019-06-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2017124883A (ru) Узел турбины газотурбинного двигателя летательного аппарата
RU2014117435A (ru) Статор осевой турбомашины с элеронами в хвостовиках лопаток
WO2016055715A3 (fr) Stator de turbomachine d'aeronef
EP2775097A3 (en) Stator vane row
JP2015040566A5 (ru)
WO2014143413A3 (en) Seal assembly in a gas turbine engine including grooves in a radially outwardly facing side of a platform and in a inwardly facing side of an inner shroud
IN2014DN09484A (ru)
ES2721160T3 (es) Grupo de álabes directores para una turbomáquina
WO2018017173A3 (en) Turbine engine and method of operating
RU2015135375A (ru) Ступень центробежного компрессора (варианты)
EP3073055A3 (en) Damper for stator assembly and stator assembly
WO2014114662A3 (en) Seal assembly including grooves in an inner shroud in a gas turbine engine
RU2012148900A (ru) Турбулизаторы на входе лопаточной решетки компрессора
RU2013111160A (ru) Система, содержащая рабочую лопатку (варианты )
RU2015137073A (ru) Ступень центробежного компрессора
WO2014204542A3 (en) Lightweight blade for gas turbine engine
WO2015175073A3 (en) Gas turbine engine airfoil
EP2978104A3 (en) Vacuum gap generators and motors
MX2019000433A (es) Metodo para mejorar el rendimiento del compresor de turbina.
WO2013162664A3 (en) Turbine blade having improved flutter capability and increased turbine stage output, corresponding airfoil and turbine rotor stage
WO2015130381A3 (en) A gas turbine engine integrally bladed rotor with asymmetrical trench fillets
WO2015156889A3 (en) Vane for jet engine mid-turbine frame
WO2015163949A3 (en) Fan cooling hole array
RU2017112764A (ru) Конструкция лопаток статора и турбовентиляторный двигатель
EP2636852A3 (en) Hybrid inner air seal for gas turbine engines