RU2331774C2 - Сегмент нагрузочной пружины для радиального нагружения рабочей лопатки турбины, узел турбинного ротора и рабочей лопатки и способ установки рабочей лопатки турбины на роторе - Google Patents
Сегмент нагрузочной пружины для радиального нагружения рабочей лопатки турбины, узел турбинного ротора и рабочей лопатки и способ установки рабочей лопатки турбины на роторе Download PDFInfo
- Publication number
- RU2331774C2 RU2331774C2 RU2003132117/06A RU2003132117A RU2331774C2 RU 2331774 C2 RU2331774 C2 RU 2331774C2 RU 2003132117/06 A RU2003132117/06 A RU 2003132117/06A RU 2003132117 A RU2003132117 A RU 2003132117A RU 2331774 C2 RU2331774 C2 RU 2331774C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- segment
- radial
- sheet
- blade
- rotor
- Prior art date
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
- F01D5/30—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
-
- 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
- F01D5/3023—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses
- F01D5/303—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot
- F01D5/3038—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of radial insertion type, e.g. in individual recesses in a circumferential slot the slot having inwardly directed abutment faces on both sides
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к технологии рабочих лопаток паровой турбины. Сегмент (38) нагрузочной пружины для радиального нагружения рабочей лопатки (10) турбины в пазе (26) ротора турбины содержит по существу круглый металлический лист с зазором (42) между противоположными краями листа, при этом указанный лист определяет дуговой сегмент в направлении дуговой длины пружинного сегмента; и множество радиальных вырезов (46) в указанном листе, расположенных с интервалом в направлении дуговой длины, в результате чего образовано множество отдельных пружин (44) в дуговом сегменте. Предложены также узел турбинного ротора и рабочей лопатки, а также способ установки рабочей лопатки турбины на роторе. Изобретение обеспечивает уменьшение времени сборки ротора и последовательное радиальное подпружинивание лопаток с упором в зацепу паза ротора, исключая риск повреждения лопаток и/или ротора. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Предпосылки создания изобретения
Настоящее изобретение относится к технологии рабочих лопаток паровой турбины и, в частности, - к пружине радиального подпружинивания, используемой для установки в роторном пазе рабочих лопаток противодействующего типа в паровой турбине.
В настоящее время радиальное подпружинивание рабочих лопаток противодействующего типа в паровых турбинах включает в себя операции, согласно которым каждую лопатку вставляют в фиксирующий паз в роторе паровой турбины, вставляют подпружинивающий штифт в строго выверенный радиальный зазор между низом лопатки и пазом ротора и затем молотком вбивают штифт таким образом, что он пластично деформируется в радиальном направлении ротора и подпружинивает лопатку радиально с упором в зацепу в фиксирующем пазе. Для каждой лопатки предназначается свой штифт, и каждый подпружинивающий штифт нужно вбивать вручную до тех пор, пока лопатка не станет неподвижной в пазе ротора. Но эта операция вбивания сопряжена с риском повреждения лопатки, а также и ротора (см., например, документы GB №1514724, или FR №2519072, или DE №19963346). Соответственно, существует необходимость в обеспечении усовершенствованного метода радиального подпружинивания, который сократит число деталей, уменьшит время сборки ротора и обеспечит последовательное радиальное подпружинивание лопаток с упором в зацепу паза ротора, без риска повреждения лопаток и/или ротора.
Сущность изобретения
Настоящее изобретение заменяет метод с использованием подпружинивающего штифта радиальными сегментами нагрузочной пружины, которые устраняют операцию вбивания и сокращают число разных деталей, требуемых для установки лопаток. В приводимом в качестве примера осуществлении новый радиальный сегмент нагрузочной пружины может иметь поперечное сечение в виде буквы «С», но окончательное поперечное сечение пружины можно изменять в целях обеспечения требуемого подпружинивающего усилия, оказываемого на лопатки. Протяженность или дуговая длина сегментов нагрузочной пружины может достигать 360°, что означает, что на один кольцевой паз для пружины потребуется только один сегмент нагрузочной пружины. Для обеспечения повышенного, прилагаемого на лопатку, пружинного усилия можно использовать несколько пазов для пружины (напр., пару расположенных рядом друг с другом кольцевых пазов); и для заполнения одного или нескольких пружинных пазов протяженностью в 360° в каждой ступени турбины можно использовать несколько сегментов нагрузочной пружины. Преимущество применения более коротких сегментов нагрузочной пружины заключается в том, что облегчается установка сегмента нагрузочной пружины в пазе и облегчается установка лопаток в пазе.
Согласно предпочтительному варианту осуществления в каждом сегменте нагрузочной пружины выполнены многочисленные радиальные вырезы (также называемые «прорезями»), в результате чего в каждом сегменте формируется множество отдельных пружин, и поэтому сжатие пружины под одной отдельной лопаткой ограничено под данной лопаткой, и на подпружинивании соседних лопаток оно не сказывается. Радиальные вырезы можно выполнить перпендикулярными к геометрической оси сегмента либо под углом, равным ромбическому углу соединения «ласточкиным хвостом» рабочей лопатки.
Соответственно, согласно одной из его особенностей, изобретение относится к сегменту нагрузочной пружины для радиального нагружения рабочей лопатки турбины в пазе ротора турбины; при этом сегмент нагрузочной пружины содержит по существу круглый металлический лист с зазором между противоположными краями листа, при этом указанный лист определяет дуговой сегмент в направлении дуговой длины сегмента нагрузочной пружины; и совокупность радиальных вырезов в листе, расположенных с интервалом в направлении дуговой длины, в результате чего образована совокупность отдельных пружин в дуговом сегменте. Предпочтительно указанный лист выполнен из нержавеющей стали. Дуговой сегмент сегмента нагрузочной пружины проходит по множеству рабочих лопаток в направлении дуговой длины. При этом каждое множество радиальных вырезов (46) имеет протяженность свыше 180° окружности листа.
В другом аспекте изобретения предложен узел турбинного ротора и рабочей лопатки, содержащий ротор, по окружности которого выполнен фиксирующий рабочую лопатку паз; множество рабочих лопаток, каждая из которых имеет установочную часть, включающую в себя радиально-внутреннюю поверхность, расположенную внутри фиксирующего рабочую лопатку паза; кольцевой паз для пружины, выполненный в основании фиксирующего рабочую лопатку паза; и, по меньшей мере, один радиальный сегмент нагрузочной пружины, посаженный в кольцевом пазе для пружины, радиально расположенный между основанием фиксирующего рабочую лопатку паза и радиально-внутренней поверхностью, по меньшей мере, одной рабочей лопатки из множества рабочих лопаток; причем радиальный сегмент нагрузочной пружины содержит металлический лист по существу круглого поперечного сечения, с зазором между его противоположными краями, и, по меньшей мере, один радиальный вырез в круглом листе, в результате чего сформированы, по меньшей мере, две отдельные пружины в сегменте нагрузочной пружины. Предпочтительно лист выполнен из нержавеющей стали. При этом дуговой сегмент, по меньшей мере, одного радиального сегмента нагрузочной пружины проходит вдоль множества рабочих лопаток в направлении дуговой длины. Каждое множество радиальных вырезов имеет протяженность свыше 180° по окружности листа, установочная часть имеет охватываемое соединение «ласточкиным хвостом», и, фиксирующий рабочую лопатку паз имеет дополняющее охватывающее соединение «ласточкиным хвостом», зазор отстоит по существу на 90° от местоположения, в котором указанный, по меньшей мере, один радиальный сегмент нагрузочной пружины зацепляет радиально-внутреннюю поверхность.
В другом аспекте изобретение относится к способу установки рабочей лопатки турбины на роторе, при этом рабочая лопатка турбины выполнена с охватываемым соединением «ласточкиным хвостом», и ротор выполнен с периферическим пазом охватывающего соединения «ласточкиным хвостом»; и при этом паз охватывающего соединения «ласточкиным хвостом» имеет основание, выполненное с кольцевым фиксирующим пружину пазом; причем указанный способ содержит следующие этапы:
а) позиционируют радиальный сегмент нагрузочной пружины заданной дуговой длины в фиксирующем пружину пазе;
б) поворачивают рабочую лопатку, чтобы охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» вошло в охватывающее соединение «ласточкиным хвостом»;
в) прилагают радиальное усилие к рабочей лопатке, чтобы тем самым сжать радиальный сегмент нагрузочной пружины; и
г) поворачивают рабочую лопатку турбины в надлежащую ориентацию, в которой охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» полностью садится внутри охватывающего соединения «ласточкиным хвостом».
При этом радиальный сегмент нагрузочной пружины содержит по существу круглый металлический лист с зазором между противоположными краями листа, и указанный лист определяет дуговой сегмент в направлении дуговой длины сегмента нагрузочной пружины; и множество радиальных вырезов в указанном листе, расположенных с интервалом в направлении дуговой длины, в результате чего образовано множество отдельных пружин в дуговом сегменте; указанный лист выполняют из нержавеющей стали, дуговой сегмент проходит по множеству рабочих лопаток в направлении дуговой длины, каждое множество радиальных вырезов имеет протяженность свыше 180° окружности листа. Предпочтительно в способе в операции; а) зазор отстоит по существу на 90° от местоположения, в котором сегмент нагрузочной пружины зацепляет радиально-внутреннюю поверхность;
подпружинивания рабочей лопатки турбины в пазе ротора турбины, при этом сегмент нагрузочной пружины представляет собой, по существу, круглый металлический лист с зазором между противоположными краями листа; при этом лист определяет дуговой сегмент в продольном направлении сегмента нагрузочной пружины; и множество радиальных прорезей в листе, расположенных через интервал в продольном направлении, тем самым создавая множество отдельных пружин в дуговом сегменте.
В соответствии с его еще одной особенностью настоящее изобретение относится к узлу турбинного ротора и рабочей лопатки, содержащему ротор, по окружности которого выполнен паз, фиксирующий рабочую лопатку; множество рабочих лопаток, каждая из которых имеет установочную часть, включающую в себя радиально-внутреннюю поверхность, расположенную внутри фиксирующего рабочую лопатку паза; кольцевой паз пружины, выполненный в основании фиксирующего лопатку паза; и, по меньшей мере, один радиальный сегмент нагрузочной пружины, посаженный в кольцевом пазе для пружины, расположенный в радиальном направлении между основанием фиксирующего рабочую лопатку паза и радиально-внутренней поверхностью, по меньшей мере, одной лопатки из числа множества лопаток; радиальный элемент нагрузочной пружины, представляющий собой металлический лист по существу круглого поперечного сечения с зазором между противоположными его краями, и, по меньшей мере, один радиальный вырез в круглом листе, в результате чего сформированы, по меньшей мере, две отдельные пружины внутри сегмента нагрузочной пружины.
Согласно еще одной своей особенности настоящее изобретение относится к способу сборки рабочей лопатки турбины на роторе, согласно которому рабочая лопатка турбины выполнена с охватываемым соединением «ласточкиным хвостом», и ротор выполнен с периферическим охватывающим пазом соединения «ласточкиным хвостом»; при этом охватывающий паз соединения «ласточкиным хвостом» имеет основание, выполненное с кольцевым фиксирующим пружину пазом; причем согласно указанному способу: 1) в фиксирующем пружину пазе позиционируют радиальный сегмент нагрузочной пружины заданной дуговой длины; б) поворачивают рабочую лопатку, чтобы охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» смогло войти в охватывающее соединение «ласточкиным хвостом»; в) к рабочей лопатке прилагают радиальное усилие, чтобы сжать радиальный сегмент нагрузочной пружины; и г) поворачивают рабочую лопатку турбины в нужную ориентацию, в которой охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» полностью будет посажено в охватывающем соединении «ласточкиным хвостом».
Перечень чертежей
Фиг.1 - частичное сечение, иллюстрирующее рабочую лопатку турбины, установленную на роторе; при этом радиальный сегмент нагрузочной пружины позиционирован радиально между рабочей лопаткой и ротором в соответствии с приводимым в качестве примера осуществлением изобретения;
Фиг.2 - боковая проекция радиального сегмента нагрузочной пружины в соответствии с настоящим изобретением; и
Фиг.3 - сечение по линии 3-3, указанной на Фиг.2.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
Обращаясь к Фиг.1: рабочая лопатка 10 содержит аэродинамическую поверхность 12 и хвостовую часть или основание 14, выполненную в виде охватываемого соединения «ласточкиным хвостом» 16. Охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» имеет радиально-внешние и внутренние выступы или зацепы 18, 20, отделенные друг от друга суженной шейкой 22.
Ротор 24 выполнен с кольцевым фиксирующим пазом, конфигурированным в виде выреза 26 охватывающего соединения «ласточкиным хвостом» по окружности колеса с радиально-внешним широким пазом 28, в котором помещен внешний охватываемый выступ 18, с радиально-внутренним широким пазом 30, в котором помещен внутренний охватываемый выступ 20; и с промежуточной узкой частью 32 паза, в которой помещена суженная шейка 22. Нижняя поверхность 33 узкой части 32 паза образует т.н. «зацеп», за который зацепляется внутренний выступ 20 на охватываемом соединении «ласточкиным хвостом» 16. В основании 34 выреза охватывающего соединения «ласточкиным хвостом» выполнен кольцевой фиксирующий пружину паз 36, который проходит полностью по окружности колеса. Сам паз, в сечении (согласно Фиг.3), имеет протяженность, равную по существу 180°. Сегмент 38 нагрузочной пружины изображен в пазе 36, расположенном радиально между основанием 34 выреза соединения «ласточкиным хвостом» и радиально-внутренней поверхностью 40 соединения «ласточкиным хвостом» рабочей лопатки. Как указано выше, можно использовать несколько пазов 36, в зависимости от нужного радиального подпружинивания рабочих лопаток. Сегмент 38 нагрузочной пружины смещает рабочую лопатку в радиально-наружном направлении, подпружинивая рабочую лопатку в радиальном направлении с упором в зацеп 33.
Обращаясь к Фиг.2 и 3: сегмент 38 нагрузочной пружины выполнен из листовой пружинной стали (например, Х-750), прокатанной в круглую форму (в сечении), с зазором 42 между противоположными краями листа. Этот зазор обеспечивает возможность сжатия пружины согласно приводимому ниже пояснению и должен быть достаточно большим, чтобы противоположные края пружины не контактировали друг с другом, когда рабочая лопатка будет подпружиниваться в паз.
Согласно Фиг.2: сегмент 38 нагрузочной пружины имеет дуговую длину около 80°, но дуговая длина может изменяться от очень короткой величины (предпочтительно по меньшей мере - дуговая длина одной рабочей лопатки) до, по существу, 360°.
Отдельные пружины 44 эффективно выполнены в сегменте 38 нагрузочной пружины за счет обеспечения совокупности глубоких радиальных прорезей или вырезов 46, расположенных с интервалом по дуговой длине сегмента. Иначе говоря, радиальные вырезы 46 создают множественные отдельные пружины 44 в одном сегменте 38. Согласно Фиг.2: радиальные вырезы 46 проходят более чем на 180° по сегменту 38; при этом точная глубина вырезов изменяется в целях обеспечения нужных пружинных свойств.
Длина дуги каждой пружины 44 в сегменте 38 такова, что каждая рабочая лопатка, установленная на роторе 26, имеет собственную пружину. Так, если на одном сегменте надо установить, например, шесть следующих друг за другом рабочих лопаток, то длина сегмента и длина отдельных пружин подбирается соответственно для обеспечения одной пружины 44 на одну рабочую лопатку. Более короткие сегменты облегчают установку и сегмента 36, и рабочей лопатки 10, а более длинные сегменты 36 сокращают число требуемых деталей. Какой бы ни была выбранная длина сегмента, описываемая конфигурация сегмента нагрузочной пружины обеспечивает локальное сжатие под каждой лопаткой, без воздействия на радиальное подпружинивание соседних рабочих лопаток.
Методика установки следующая: один или более сегментов нагрузочной пружины 38 устанавливают в пазе 36 для пружины в роторе 24. Нужно отметить, что зазор 42 предпочтительно отстоит на 90° от местоположения, в котором сегмент нагрузочной пружины зацепляет радиально-внутреннюю поверхность 40 рабочей лопатки, Фиг.1. Рабочую лопатку 10 устанавливают сначала путем позиционирования ее в приблизительном периферическом местоположении на роторе. Рабочую лопатку 10 затем поворачивают таким образом, что охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» 16 рабочей лопатки садится в минимальную ширину паза ротора, т.е. в узкую часть 32 паза. Затем рабочую лопатку вталкивают в радиальном направлении в сторону геометрической оси, сжимая нагрузочную пружину 44, чтобы зацеп 20 охватываемого соединения «ласточкиным хвостом» радиально примыкал к зацепу 33 ротора. Затем рабочую лопатку 10 поворачивают назад, в ее надлежащую ориентацию, согласно Фиг.1 для работы и перемещают по окружности в ее окончательное положение.
Хотя настоящее изобретение описывается в связи с осуществлением, которое в данное время считается наиболее практичным и предпочтительным, подразумевается, что данное изобретение не ограничивается раскрытым примером его осуществления, а, напротив, включает в себя различные модификации и эквивалентные варианты выполнения в рамках концепции и объема прилагаемой формулы изобретения.
Claims (16)
1. Сегмент (38) нагрузочной пружины для радиального нагружения рабочей лопатки (10) турбины в пазе (26) ротора турбины; при этом сегмент нагрузочной пружины содержит по существу круглый металлический лист с зазором (42) между противоположными краями листа, при этом указанный лист определяет дуговой сегмент в направлении дуговой длины сегмента нагрузочной пружины, и совокупность радиальных вырезов (46) в листе, расположенных с интервалом в направлении дуговой длины, в результате чего образована совокупность отдельных пружин (44) в дуговом сегменте.
2. Сегмент нагрузочной пружины по п.1, в котором указанный лист выполнен из нержавеющей стали.
3. Сегмент нагрузочной пружины по п.1, в котором дуговой сегмент сегмента (38) нагрузочной пружины проходит по множеству рабочих лопаток в направлении дуговой длины.
4. Сегмент нагрузочной пружины по п.1, в котором каждое множество радиальных вырезов (46) имеет протяженность свыше 180° окружности листа.
5. Узел турбинного ротора и рабочей лопатки, содержащий ротор (24), по окружности которого выполнен фиксирующий рабочую лопатку паз (26); множество рабочих лопаток (10), каждая из которых имеет установочную часть, включающую в себя радиально-внутреннюю поверхность (40), расположенную внутри фиксирующего рабочую лопатку паза; кольцевой паз (36) для пружины, выполненный в основании (34) фиксирующего рабочую лопатку паза; и, по меньшей мере, один радиальный сегмент (38) нагрузочной пружины, посаженный в кольцевом пазе для пружины, радиально расположенный между основанием (34) фиксирующего рабочую лопатку паза (26) и радиально-внутренней поверхностью (40), по меньше мере, одной рабочей лопатки из множества рабочих лопаток; причем радиальный элемент (38) нагрузочной пружины содержит металлический лист по существу круглого поперечного сечения, с зазором (42) между его противоположными краями, и, по меньшей мере, один радиальный вырез (46) в круглом листе, в результате чего сформированы, по меньшей мере, две отдельные пружины (44) в пружинном сегменте.
6. Узел по п.5, в котором лист выполнен из нержавеющей стали.
7. Узел по п.5, в котором дуговой сегмент, по меньшей мере, одного радиального сегмента (38) нагрузочной пружины проходит вдоль множества рабочих лопаток в направлении дуговой длины.
8. Сегмент нагрузочной пружины по п.5, в котором каждое множество радиальных вырезов (46) имеет протяженность свыше 180° по окружности листа.
9. Узел по п.5, в котором установочная часть имеет охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» (16), и фиксирующий рабочую лопатку паз (26) имеет дополняющее охватывающее соединение «ласточкиным хвостом».
10. Узел по п.5, в котором зазор (42) отстоит по существу на 90° от местоположения, в котором указанный, по меньшей мере, один радиальный сегмент (38) нагрузочной пружины зацепляет радиально-внутреннюю поверхность (40).
11. Способ установки рабочей лопатки (10) турбины на роторе (24), при этом рабочая лопатка (10) турбины выполнена с охватываемым соединением «ласточкиным хвостом» (16), и ротор (24) выполнен с периферическим пазом (26) охватывающего соединения «ласточкиным хвостом»; и при этом паз охватывающего соединения «ласточкиным хвостом» имеет основание (34), выполненное с кольцевым фиксирующим пружину пазом (36); причем согласно указанному способу
а) позиционируют радиальный сегмент (38) нагрузочной пружины заданной дуговой длины в фиксирующем пружину пазе;
б) поворачивают рабочую лопатку, чтобы охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» (16) вошло в охватывающее соединение «ласточкиным хвостом» (26);
в) прилагают радиальное усилие к рабочей лопатке (10), чтобы тем самым сжать радиальный сегмент нагрузочной пружины (38); и
г) поворачивают рабочую лопатку (10) турбины в надлежащую ориентацию, в которой охватываемое соединение «ласточкиным хвостом» (16) полностью садится внутри охватывающего соединения «ласточкиным хвостом» (26).
12. Способ по п.11, в котором радиальный сегмент (38) нагрузочной пружины содержит по существу круглый металлический лист с зазором (42) между противоположными краями листа, при этом указанный лист определяет дуговой сегмент в направлении дуговой длины сегмента нагрузочной пружины; и множество радиальных вырезов (46) в указанном листе, расположенных с интервалом в направлении дуговой длины, в результате чего образовано множество отдельных пружин (44) в дуговом сегменте.
13. Способ по п.11, в котором указанный лист выполняют из нержавеющей стали.
14. Способ по п.11, в котором дуговой сегмент проходит по множеству рабочих лопаток в направлении дуговой длины.
15. Способ по п.11, в котором каждое множество радиальных вырезов (46) имеет протяженность свыше 180° окружности листа.
16. Способ по п.11, в котором в операции а) зазор (42) отстоит по существу на 90° от местоположения, в котором сегмент (38) нагрузочной пружины зацепляет радиально-внутреннюю поверхность (40).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US10/284,390 | 2002-10-31 | ||
| US10/284,390 US6761538B2 (en) | 2002-10-31 | 2002-10-31 | Continual radial loading device for steam turbine reaction type buckets and related method |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003132117A RU2003132117A (ru) | 2005-05-10 |
| RU2331774C2 true RU2331774C2 (ru) | 2008-08-20 |
Family
ID=32174861
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003132117/06A RU2331774C2 (ru) | 2002-10-31 | 2003-10-31 | Сегмент нагрузочной пружины для радиального нагружения рабочей лопатки турбины, узел турбинного ротора и рабочей лопатки и способ установки рабочей лопатки турбины на роторе |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6761538B2 (ru) |
| JP (1) | JP4406259B2 (ru) |
| KR (1) | KR100823766B1 (ru) |
| CN (1) | CN100351496C (ru) |
| CZ (1) | CZ302450B6 (ru) |
| DE (1) | DE10350627B4 (ru) |
| RU (1) | RU2331774C2 (ru) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2603696C2 (ru) * | 2011-08-24 | 2016-11-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Лопаточный аппарат |
Families Citing this family (27)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2881174B1 (fr) * | 2005-01-27 | 2010-08-20 | Snecma Moteurs | Dispositif de positionnement d'une aube et disque aubage comportant un tel dispositif |
| FR2897099B1 (fr) * | 2006-02-08 | 2012-08-17 | Snecma | Roue de rotor de turbomachine |
| US7704044B1 (en) * | 2006-11-28 | 2010-04-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with attachment shear inserts |
| US8096746B2 (en) * | 2007-12-13 | 2012-01-17 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Radial loading element for turbine vane |
| US8151422B2 (en) * | 2008-09-23 | 2012-04-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Guide tool and method for assembling radially loaded vane assembly of gas turbine engine |
| US8167566B2 (en) * | 2008-12-31 | 2012-05-01 | General Electric Company | Rotor dovetail hook-to-hook fit |
| US8186961B2 (en) | 2009-01-23 | 2012-05-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade preloading system |
| ATE547591T1 (de) * | 2009-08-28 | 2012-03-15 | Siemens Ag | Leitschaufel für eine axial durchströmbare turbomaschine und zugehörige leitschaufelanordnung |
| EP2320030B1 (de) * | 2009-11-10 | 2012-12-19 | Alstom Technology Ltd | Rotor mit Laufschaufel für eine axial durchströmte Turbomaschine |
| DE102010053141B4 (de) * | 2009-12-07 | 2018-10-11 | General Electric Technology Gmbh | Turbinenaggregat mit möglicher Überdrehung des Fußes einer Schaufel bis zum Einbau einer letzten Schaufel |
| EP2386721A1 (de) | 2010-05-14 | 2011-11-16 | Siemens Aktiengesellschaft | Befestigungsanordnung für Schaufeln von axial durchströmbaren Turbomaschinen sowie Verfahren zum Herstellen einer solchen |
| US8517688B2 (en) * | 2010-09-21 | 2013-08-27 | General Electric Company | Rotor assembly for use in turbine engines and methods for assembling same |
| CH704001A1 (de) * | 2010-10-26 | 2012-04-30 | Alstom Technology Ltd | Leitschaufelanordnung einer Strömungsmaschine, insbesondere eines Axialkompressors. |
| JP5743072B2 (ja) * | 2011-03-25 | 2015-07-01 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | タービン動翼の固定構造及びタービン動翼の脱着方法 |
| JP5579112B2 (ja) * | 2011-03-28 | 2014-08-27 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼の固定構造及び翼根バネの脱着方法 |
| US8920116B2 (en) * | 2011-10-07 | 2014-12-30 | Siemens Energy, Inc. | Wear prevention system for securing compressor airfoils within a turbine engine |
| US9109456B2 (en) | 2011-10-26 | 2015-08-18 | General Electric Company | System for coupling a segment to a rotor of a turbomachine |
| US9140136B2 (en) | 2012-05-31 | 2015-09-22 | United Technologies Corporation | Stress-relieved wire seal assembly for gas turbine engines |
| US20130333173A1 (en) * | 2012-06-15 | 2013-12-19 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Blade root spring insertion jig and insertion method of blade root spring |
| GB201212750D0 (en) | 2012-07-18 | 2012-08-29 | Rolls Royce Plc | A rotor assembly |
| US20140072419A1 (en) * | 2012-09-13 | 2014-03-13 | Manish Joshi | Rotary machines and methods of assembling |
| US9732620B2 (en) | 2013-09-26 | 2017-08-15 | United Technologies Corporation | Snap in platform damper and seal assembly for a gas turbine engine |
| US9828866B2 (en) * | 2013-10-31 | 2017-11-28 | General Electric Company | Methods and systems for securing turbine nozzles |
| DE102013223583A1 (de) | 2013-11-19 | 2015-05-21 | MTU Aero Engines AG | Schaufel-Scheiben-Verbund, Verfahren und Strömungsmaschine |
| GB201417417D0 (en) * | 2014-10-02 | 2014-11-19 | Rolls Royce Plc | Slider |
| US9863257B2 (en) | 2015-02-04 | 2018-01-09 | United Technologies Corporation | Additive manufactured inseparable platform damper and seal assembly for a gas turbine engine |
| KR102454379B1 (ko) * | 2020-09-08 | 2022-10-14 | 두산에너빌리티 주식회사 | 로터 및 이를 포함하는 터보머신 |
Family Cites Families (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE554119C (de) * | 1932-07-13 | Alfred Buechi Dipl Ing | Nachgiebige Schaufelbefestigung fuer Gas- und Dampfturbinen | |
| US3070351A (en) * | 1959-02-06 | 1962-12-25 | Gen Motors Corp | Blade retention |
| US3326523A (en) * | 1965-12-06 | 1967-06-20 | Gen Electric | Stator vane assembly having composite sectors |
| CH494341A (de) * | 1968-07-26 | 1970-07-31 | Sulzer Ag | Rotor für Turbomaschinen |
| US3936227A (en) | 1973-08-02 | 1976-02-03 | General Electric Company | Combined coolant feed and dovetailed bucket retainer ring |
| US3902824A (en) * | 1974-07-29 | 1975-09-02 | Gen Motors Corp | Blade lock |
| FR2282038A1 (fr) * | 1974-08-13 | 1976-03-12 | Mtu Muenchen Gmbh | Dispositif pour fixer les aubes mobiles de turbomachines |
| US4022545A (en) * | 1974-09-11 | 1977-05-10 | Avco Corporation | Rooted aerodynamic blade and elastic roll pin damper construction |
| JPS6469702A (en) * | 1987-09-09 | 1989-03-15 | Hitachi Ltd | Fixation of movable blade of axial flow rotary machine |
| JPH01237304A (ja) * | 1988-03-15 | 1989-09-21 | Toshiba Corp | 蒸気タービン動翼押上装置 |
| US5236309A (en) * | 1991-04-29 | 1993-08-17 | Westinghouse Electric Corp. | Turbine blade assembly |
| DE4441233A1 (de) * | 1994-11-19 | 1996-05-23 | Abb Management Ag | Beschaufelter Rotor |
| US5713721A (en) | 1996-05-09 | 1998-02-03 | General Electric Co. | Retention system for the blades of a rotary machine |
| CZ20002685A3 (cs) | 1999-12-20 | 2001-08-15 | General Electric Company | Zařízení pro uchycení lopatek otáčivého stroje a způsob jejich uchycení |
| FR2807096B1 (fr) | 2000-03-30 | 2002-05-31 | Abb Alstom Power Nv | Disque rotorique de turbine equipe d'ailettes a pied de sapin et procede de montage d'une ailette sur un disque |
-
2002
- 2002-10-31 US US10/284,390 patent/US6761538B2/en not_active Expired - Fee Related
-
2003
- 2003-10-29 DE DE10350627A patent/DE10350627B4/de not_active Expired - Fee Related
- 2003-10-30 CZ CZ20032962A patent/CZ302450B6/cs not_active IP Right Cessation
- 2003-10-30 JP JP2003369784A patent/JP4406259B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2003-10-30 KR KR1020030076152A patent/KR100823766B1/ko not_active IP Right Cessation
- 2003-10-31 CN CNB2003101029795A patent/CN100351496C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2003-10-31 RU RU2003132117/06A patent/RU2331774C2/ru not_active IP Right Cessation
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2603696C2 (ru) * | 2011-08-24 | 2016-11-27 | Сименс Акциенгезелльшафт | Лопаточный аппарат |
| US9708919B2 (en) | 2011-08-24 | 2017-07-18 | Siemens Aktiengesellschaft | Blade arrangement |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE10350627B4 (de) | 2012-12-20 |
| DE10350627A1 (de) | 2004-05-19 |
| US6761538B2 (en) | 2004-07-13 |
| JP4406259B2 (ja) | 2010-01-27 |
| RU2003132117A (ru) | 2005-05-10 |
| KR20040038811A (ko) | 2004-05-08 |
| KR100823766B1 (ko) | 2008-04-21 |
| US20040086387A1 (en) | 2004-05-06 |
| CN1499043A (zh) | 2004-05-26 |
| CZ20032962A3 (cs) | 2004-09-15 |
| JP2004150433A (ja) | 2004-05-27 |
| CN100351496C (zh) | 2007-11-28 |
| CZ302450B6 (cs) | 2011-05-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2331774C2 (ru) | Сегмент нагрузочной пружины для радиального нагружения рабочей лопатки турбины, узел турбинного ротора и рабочей лопатки и способ установки рабочей лопатки турбины на роторе | |
| EP1744013B1 (en) | Method for loading and tangential locking of rotor blades and corresponding rotor blade | |
| US4730983A (en) | System for attaching a rotor blade to a rotor disk | |
| US7040866B2 (en) | System for retaining an annular plate against a radial face of a disk | |
| US20060083621A1 (en) | Rotor of a turbo engine, e.g., a gas turbine rotor | |
| US7344359B2 (en) | Methods and systems for assembling shrouded turbine bucket and tangential entry dovetail | |
| RU97112384A (ru) | Устройство крепления лопатки газовой турбины | |
| EP1199439A3 (en) | Configuration for reducing circumferential rim stress in a rotor assembly | |
| JPS63227906A (ja) | 相対運動を軽減する蒸気タービンの組立方法及び装置 | |
| EP3751096B1 (en) | Turbine assembly | |
| JP2004517245A (ja) | 軸線方向から挿入された動翼を有するタービンロータホイール組立体に半径方向から挿入される一体型のクロージャ動翼を固定するためのシステム及び方法 | |
| JPS6139484B2 (ru) | ||
| JP2001182502A (ja) | 回転機械動翼の保持装置及び保持方法 | |
| US10267168B2 (en) | Vane ring for a turbine engine having retention devices | |
| EP0236337B1 (en) | Seal ring means for a bladed rotor assembly | |
| US6786699B2 (en) | Methods of assembling airfoils to turbine components and assemblies thereof | |
| US9506357B1 (en) | Turbomachine staking tool | |
| GB2393774A (en) | Shafts axially coupled by a spring-loaded member | |
| AU2018264866B2 (en) | Pin to reduce relative rotational movement of disk and spacer of turbine engine | |
| GB2262139A (en) | Fan blade retainer | |
| GB2287993A (en) | Gas turbine engine fan blade retention | |
| JPS6255402A (ja) | タ−ビン動翼の固定装置 | |
| EP0939254A3 (en) | A thin 3-piece oil ring | |
| DE102021200787A1 (de) | Turbinenrad und drahthaltestift-befestigungsverfahren für turbinenrad | |
| JPS6254961B2 (ru) |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20130315 |
|
| QB4A | Licence on use of patent |
Free format text: LICENCE Effective date: 20140829 |
|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20141101 |