RU2438019C2 - Узел лопатки турбины - Google Patents
Узел лопатки турбины Download PDFInfo
- Publication number
- RU2438019C2 RU2438019C2 RU2009119738/06A RU2009119738A RU2438019C2 RU 2438019 C2 RU2438019 C2 RU 2438019C2 RU 2009119738/06 A RU2009119738/06 A RU 2009119738/06A RU 2009119738 A RU2009119738 A RU 2009119738A RU 2438019 C2 RU2438019 C2 RU 2438019C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- edge
- disk
- blades
- fixing plates
- 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
- F01D5/3007—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
- F01D5/3015—Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type with side plates
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/18—Two-dimensional patterned
- F05D2250/182—Two-dimensional patterned crenellated, notched
-
- 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
- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/70—Shape
-
- 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
- F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к узлам лопатки турбины, в частности для газовых турбин. Узел лопатки турбины содержит диск турбины с лопатками ротора, вставленными в пазы диска турбины, и фиксирующие пластины. Фиксирующие пластины размещаются внутри кольцевых пазов с кромками в диске турбины и в лопатках ротора. Края фиксирующих пластин, которые ориентированы к центру диска турбины, являются зазубренными посредством обеспечения зубьями. Часть кромки кольцевого паза диска турбины также является зазубренной посредством обеспечения зазорами. Зазоры кромки соответствуют зубьям фиксирующих пластин. Пластины упруго деформируются. Изобретение позволяет снизить утечки через узел лопатки турбины, а также позволяет обеспечить установку фиксирующих пластин после закрепления всех лопаток на роторе турбины. 4 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Предпосылки изобретения
Изобретение относится к узлам лопатки турбины, в частности для газовых турбин.
Закрепление лопатки в дисках турбины необходимо производить для уверенности, что лопатки не ослабнут во время работы двигателя. Для лопаток турбины высокого давления, фиксирующих пластины, обычно применяются для обеспечения как безопасности, так и уплотнения охлажденного воздуха, для предотвращения чрезмерных утечек, причем эти пластины собирают, используя технологию последовательного монтажа. Однако там, где лопатки собираются в дисках, как полный двигатель (например, где хвостовик и углы платформы разные), невозможно установить обычные пластины, так как удерживающие пазы в диске и лопатке являются полными кольцами, следовательно, необходим новый способ.
Закрепление лопатки обычно достигается использованием фиксирующих планок для прикрепления пар лопаток к диску или, где необходимо улучшенное уплотнение, использование фиксирующих пластин применяется для прикрепления лопаток и дисков, размещающихся в кольцевых пазах, на составных частях.
ЕР 1657404 А1 раскрывает ротор турбодвигателя с лопатками турбины, установленными в осевых пазах в роторе. Лопатки турбины предотвращаются от перемещения в осевом направлении фиксирующими пластинами. Ромбовидные фиксирующие пластины вставляются в зазор между двумя пазами в роторе и лопатками турбины и затем вращаются так, что края ромбоидов зацепляются в пазах для прикрепления лопаток турбины.
US 5662458 раскрывает снабженный лопатками ротор для компрессора высокого давления газотурбинного двигателя с удерживающими пластинами. Удерживающие пластины помещаются в радиальных внутренних и наружных пазах и предотвращают перемещение в осевом направлении хвостовиков лопатки в их пазах. Когда все удерживающие пластины вставлены в загрузочный паз, фиксирующий элемент вставляется, чтобы закрыть зазор между двумя последними удерживающими пластинами. Фиксирующий элемент размещается между парой близлежащих удерживающих пластин для предотвращения их перемещения по кругу относительно диска. Фиксирующий элемент имеет нижний участок, который соответствует по форме загрузочному пазу. Он больше продолжен по направлению оси, чем загрузочный паз, так что он выступает в радиальный внутренний паз.
GB 2258273 А раскрывает фиксирующее приспособление для лопаток ротора газовой турбины. Фиксирующее приспособление содержит пластину, которая продолжается по окружности выше хвостовиков нескольких лопаток. Лопатки задерживаются между удерживающими крюками, составляющими одно целое с диском ротора и хвостовиками лопатки. Все пластины имеют упруго установленный крюк, который, когда в правильном положении, предотвращает вращение пластины. Пластина может быть откреплена нажатием крюка.
GB 905582 А раскрывает узел лопатки турбины, в частности для газовой турбины, с диском турбины с лопатками ротора, вставленными в пазы диска турбины, и фиксирующими пластинами, которые размещаются внутри кольцевых пазов с кромками в диске турбины и в лопатках ротора.
US 3656865 А раскрывает фиксирующую пластину для установки в удерживающие пазы в диске, наружный фланец которого не сплошной, поскольку пересекается пазами лопатки. Фиксирующая пластина имеет зубья на своей радиальной наружной стороне, которые делают возможным вставление фиксирующих пластин после того, как все лопатки установлены на диске.
Цель изобретения
Целью изобретения является обеспечение улучшенного узла снабженного лопатками диска турбины в отношении уплотнения и закрепления, где конфигурация устройства лопатки турбины подразумевает, что все лопатки могут быть установлены в диске турбины одновременно.
Данная цель решается посредством узла лопатки турбины по пункту 1. Зависимые пункты формулы изобретения определяют дополнительные разработки изобретения.
Изобретательный узел лопатки турбины, в частности газовой турбины, содержит диск турбины с лопатками ротора, вставленными в пазы диска турбины, и фиксирующие пластины, которые размещаются внутри кольцевых пазов с кромками в диске турбины и лопатках ротора. Края фиксирующих пластин, которые ориентированы к центру диска турбины, являются зазубренными посредством обеспечения зубьями. Часть кромки кольцевого паза диска турбины также является зазубренной посредством обеспечения зазорами, и зазоры кромки соответствуют зубьям фиксирующих пластин.
Фиксирующие пластины удерживают лопатки во время работы двигателя, что является необходимым для безопасности. Фиксирующие пластины также обеспечивают уплотнение охлажденного воздуха для предотвращения чрезмерных утечек. Зазубренные края фиксирующих пластин предусматривают вставление в зазубренную часть вставления кромки кольцевого паза диска турбины даже после того, как все лопатки турбины прикреплены к диску. Зазоры части вставления и зубья фиксирующих пластин соответствуют, чтобы сделать возможным вставление фиксирующих пластин в пазы.
В предпочтительной разработке изобретения фиксирующие пластины являются упруго деформируемыми. Это удерживает лопатки во время работы двигателя. В дополнение, упругое последействие будет обеспечивать необходимую силу для прикладывания к задней поверхности диска и предотвращения утечки охлажденного воздуха высокого давления для охлаждения деталей, находящихся внутри лопаток турбины высокого давления.
Другим преимуществом является то, что упруго деформируемые фиксирующие пластины могут легко быть выполнены из тонколистового металла, дающего существенное снижение стоимости для вариантов машинной обработки.
Фиксирующие пластины могут содержать, по меньшей мере, один загнутый участок на зазубренном крае или близко к зазубренному краю и/или на крае или близко к краю, противолежащему зазубренному краю, для обеспечения упругой деформации.
Фиксирующие пластины могут также содержать плоский участок с наружной стороны, по меньшей мере, одного загнутого участка, который предусматривает опору плоскости на диск турбины и, вследствие этого, обеспечивает хорошее уплотнение.
Дополнительно, фиксирующие пластины могут быть закреплены последней деформируемой замыкающей пластиной. Деформируемая замыкающая пластина размещается в зазубренной части кромки кольцевого паза диска турбины для прикрепления фиксирующих пластин в направлении вдоль окружности.
Дополнительные признаки, характеристики и преимущества изобретения становятся понятными из следующего описания вариантов осуществления изобретения относительно сопроводительных чертежей.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 изображает вид в перспективе узла лопатки турбины.
Фиг.2 изображает вид в перспективе узла лопатки турбины с фиксирующими пластинами.
Фиг.3 изображает вид в разрезе узла лопатки турбины с фиксирующей пластиной.
Фиг.4 изображает узел лопатки турбины с фиксирующими пластинами и замыкающей пластиной.
Подробное описание варианта осуществления
Фиг.1 изображает узел лопатки турбины с лопаткой 2 турбины, содержащей верхний участок 1, несущую поверхность 5, платформу 3, паз 11 с кромкой 10 и хвостовик 6 лопатки турбины и диск 4 турбины, содержащий пазы 8 и кольцевой паз 13 (смотрите на фиг.3) с кромкой 12, содержащей зазубренную часть 14 с зазорами 15.
Лопатка 2 турбины применяется в газовой турбине, где горячий сжатый газ направляется к лопаткам турбины с несущими поверхностями, которые закрепляются на роторе для перемещения лопаток турбины и, таким образом, приведения в движение ротора. Ротор содержит несколько дисков 4 турбины. Лопатки 2 турбины прикрепляются к диску 4 турбины посредством своих хвостовиков 6, которые вставляются в пазы 8 диска 4 турбины. Несмотря на то, что пазы 8 на фиг.1 ориентированы по направлению оси через диск 4, так что они продолжаются более или менее перпендикулярно к концу и задним поверхностям диска 4, они могут иногда быть ориентированы так, что они продолжаются более или менее по касательной к концу и задним поверхностям диска.
Платформа 3 лопатки 2 турбины размещается по существу параллельно кольцеобразной поверхности диска 4 турбины между несущей поверхностью 5 и хвостовиком 6 лопатки турбины. Паз в лопатке 2 турбины, образующий сегмент полного паза 11, проходит вдоль нижней стороны платформы 3, когда все лопатки 2 турбины собраны. Кромка 10 паза 11 размещается прямоугольно к основанию паза 11. Кольцевой паз 13 в диске 4 турбины размещается на расстоянии от окружности диска 4 турбины и имеет кромку 12, которая является прямоугольной к основанию паза 13. Кромка 12 имеет зазубренную часть 14 с зазорами 15.
Когда лопатка 2 турбины собирается на диске 4 турбины, паз 11 в лопатке 2 турбины находится в той же самой плоскости, что и кольцевой паз 13 в диске 4 турбины. Пазы 11 и 13 и зазубренная часть 14 с зазорами 15 обеспечиваются для вставления и удерживания фиксирующих пластин, как изображено на фиг.2.
На фиг.2 изображен узел лопатки турбины с лопаткой 2 турбины, диск 4 турбины и фиксирующие пластины 16.
Лопатка 2 турбины прикрепляется к диску 4 турбины, как изображено на фиг.1 и фиг.3. Фиксирующие пластины 16 согласно настоящему варианту осуществления выполнены из тонколистового металла. Они содержат по существу плоское тело 22 с закругленными углами для лучшего технического ухода. Они дополнительно содержат зазубренный край и вогнутый край, который является загнутым участком 24 тела 22, противоположным зазубренному краю. Зазубренный край содержит два зуба 18. Загнутый участок 26 размещается между плоским телом 22 и зубьями 18 зазубренного края. Однако загнутый участок может также продолжаться в зубья или может быть выполнен только в зубьях.
Фиксирующие пластины 16 вставляются в кольцевые пазы 11 и 13 размещением вогнутого края за кромкой 12 паза 11 и затем вставлением зазубренной части 14 в кольцевой паз 13 диска 4 турбины размещением зубьев 18 в зазорах 15. Фиксирующая пластина затем перемещается по окружности, и следующая фиксирующая пластина может быть вставлена. Так как пластины 16 предварительно отформованы, они обеспечивают силу упругого последействия и должны быть запрессованы в пазу узла. Когда вставлены в пазы, упругое последействие прижимает плоский участок 22 к поверхности диска 4, что обеспечивает эффект хорошего уплотнения.
Фиг.3 изображает вид в разрезе узла лопатки турбины согласно фиг.2 вдоль линии А-А после вставления фиксирующих пластин. Здесь можно легко увидеть, что фиксирующая пластина 16 является плоской пластиной, загнутой на своих наружных участках. В области зазубренного края тело 22 загибается дважды с промежуточным загнутым участком 24, продолжающимся с углом к плоскому участку тела 22 и с зубьями 18, загнутыми так, чтобы быть параллельными плоскому участку тела 22. Край, противолежащий зазубренному краю, образован загнутым участком 26, который загибается так, чтобы продолжаться с углом относительно плоского участка тела 22. Посредством загиба фиксирующая пластина приобретает вогнутую форму, которая обеспечивает упругое последействие для прижатия ее к диску 4. Посредством зацепления пазы 11 и 13, загнутый участок 24 и зубья 18 удерживают фиксирующую пластину на месте.
Фиг.4 изображает узел лопатки турбины с лопаткой 2 турбины, диск 4 турбины и фиксирующие пластины 16.
Обеспечена замыкающая пластина 20, которая закрывает зазор между близлежащими фиксирующими пластинами 16. Замыкающая пластина 20 обеспечивается деформируемой нижней частью, так что она может быть вставлена за зубом зазубренной части 14 кромки 12 паза 11 в диске 4 турбины.
В действии фиксирующие пластины 16 и замыкающая пластина 20 удерживают лопатки 2 турбины в их пазах 8 (смотрите на фиг.1) и предотвращают лопатки турбины от перемещения в осевом направлении.
Claims (5)
1. Узел лопатки турбины, в частности газовой турбины, содержащий диск (4) турбины с лопатками (2) ротора, вставленными в пазы (8) диска (4) турбины и фиксирующие пластины (16), которые размещаются внутри кольцевых пазов (11, 13) с кромками (10, 12) в диске (4) турбины и в лопатках (2) ротора, отличающийся тем, что края фиксирующих пластин (16), которые ориентированы к центру диска (4) турбины, являются зазубренными посредством обеспечения зубьями (18) и тем, что часть кромки (12) кольцевого паза (13) диска (4) турбины также является зазубренной посредством обеспечения зазорами (15) и тем, что зазоры (15) кромки (12) соответствуют зубьям (18) фиксирующих пластин (16).
2. Узел турбины по п.1, отличающийся тем, что фиксирующие пластины (16) являются упругодеформируемыми.
3. Узел турбины по п.2, отличающийся тем, что фиксирующие пластины (16) содержат, по меньшей мере, один загнутый участок (24, 26) на зазубренном крае, или близко к зазубренному краю, и/или на крае, противолежащем зазубренному краю, или близко к краю, противолежащему зазубренному краю.
4. Узел турбины по п.3, отличающийся тем, что фиксирующие пластины (16) являются плоскими с наружной стороны, по меньшей мере, одного загнутого участка.
5. Узел турбины по любому из предшествующих пунктов, отличающийся тем, что фиксирующие пластины (16) выполнены из тонколистового металла.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
EP06022426.8 | 2006-10-26 | ||
EP06022426A EP1916389A1 (en) | 2006-10-26 | 2006-10-26 | Turbine blade assembly |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2009119738A RU2009119738A (ru) | 2010-12-10 |
RU2438019C2 true RU2438019C2 (ru) | 2011-12-27 |
Family
ID=37875728
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2009119738/06A RU2438019C2 (ru) | 2006-10-26 | 2007-08-31 | Узел лопатки турбины |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8096776B2 (ru) |
EP (1) | EP1916389A1 (ru) |
JP (1) | JP4971455B2 (ru) |
CN (1) | CN101529052B (ru) |
RU (1) | RU2438019C2 (ru) |
WO (1) | WO2008049677A1 (ru) |
Families Citing this family (35)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE102008013118B4 (de) * | 2008-03-07 | 2014-03-27 | Man Diesel & Turbo Se | Anordnung zum Befestigen von Turbinenschaufeln |
CN101457657B (zh) * | 2008-12-30 | 2010-12-29 | 东方电气集团东方汽轮机有限公司 | 枞树型叶根叶片的轴向定位结构 |
US8523529B2 (en) | 2009-11-11 | 2013-09-03 | General Electric Company | Locking spacer assembly for a circumferential entry airfoil attachment system |
CN101985167B (zh) * | 2009-12-07 | 2012-12-19 | 露笑集团有限公司 | 涡轮总成的铸造工艺 |
FR2961846B1 (fr) * | 2010-06-28 | 2012-08-03 | Snecma Propulsion Solide | Aube de turbomachine a geometrie asymetrique complementaire |
US9109457B2 (en) * | 2010-09-03 | 2015-08-18 | Siemens Energy, Inc. | Axial locking seals for aft removable turbine blade |
US9181810B2 (en) * | 2012-04-16 | 2015-11-10 | General Electric Company | System and method for covering a blade mounting region of turbine blades |
US9366151B2 (en) | 2012-05-07 | 2016-06-14 | General Electric Company | System and method for covering a blade mounting region of turbine blades |
US9297263B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-03-29 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade for a gas turbine engine |
US9347325B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-05-24 | Solar Turbines Incorporated | Damper for a turbine rotor assembly |
US9303519B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-04-05 | Solar Turbines Incorporated | Damper for a turbine rotor assembly |
US9228443B2 (en) | 2012-10-31 | 2016-01-05 | Solar Turbines Incorporated | Turbine rotor assembly |
US9803485B2 (en) | 2013-03-05 | 2017-10-31 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Turbine segmented cover plate retention method |
GB2511584B (en) * | 2013-05-31 | 2015-03-11 | Rolls Royce Plc | A lock plate |
EP2860350A1 (de) * | 2013-10-10 | 2015-04-15 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenschaufel sowie Gasturbine |
JP6218232B2 (ja) * | 2014-03-14 | 2017-10-25 | 本田技研工業株式会社 | タービンホイール |
EP2940249A1 (de) * | 2014-04-29 | 2015-11-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Radscheibenanordnung und Verfahren zur Montage einer Radscheibenanordnung |
FR3023581B1 (fr) * | 2014-07-08 | 2016-07-15 | Snecma | Montage d'aubes en peripherie d'un disque de turbomachine |
EP2975218A1 (de) * | 2014-07-17 | 2016-01-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Radscheibenanordnung |
EP2975219A1 (de) * | 2014-07-17 | 2016-01-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Radscheibenanordnung |
FR3025124B1 (fr) * | 2014-08-28 | 2016-09-30 | Snecma | Procede de fabrication de supports d'anneaux d'organe de turbomachine |
GB201417039D0 (en) | 2014-09-26 | 2014-11-12 | Rolls Royce Plc | A bladed rotor arrangement and a lock plate for a bladed rotor arrangement |
FR3026429B1 (fr) * | 2014-09-30 | 2016-12-09 | Snecma | Aube mobile de turbomachine, comprenant un ergot engageant une entaille de blocage d'un disque de rotor |
CN104329123B (zh) * | 2014-11-28 | 2015-11-11 | 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 | 涡轮机动叶与轮盘固定结构 |
JP6609834B2 (ja) * | 2015-02-09 | 2019-11-27 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 振動低減構造、動翼列、及び回転機械 |
EP3061916A1 (de) * | 2015-02-24 | 2016-08-31 | Siemens Aktiengesellschaft | Radscheibenanordnung eines Rotors und Verfahren zur Montage einer Radscheibenanordnung eines Rotors |
CN104696021B (zh) * | 2015-02-27 | 2016-09-28 | 北京全四维动力科技有限公司 | 汽轮机动叶片锁口装置和方法、采用其的叶片及汽轮机 |
US10161257B2 (en) * | 2015-10-20 | 2018-12-25 | General Electric Company | Turbine slotted arcuate leaf seal |
GB2547906B (en) * | 2016-03-02 | 2019-07-03 | Rolls Royce Plc | A bladed rotor arrangement |
DE102016107315A1 (de) * | 2016-04-20 | 2017-10-26 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Rotor mit Überhang an Laufschaufeln für ein Sicherungselement |
US10920598B2 (en) * | 2017-05-02 | 2021-02-16 | Rolls-Royce Corporation | Rotor assembly cover plate |
KR102134812B1 (ko) * | 2018-08-17 | 2020-07-16 | 두산중공업 주식회사 | 터빈, 이를 포함하는 가스 터빈, 터빈의 조립 방법, 및 터빈의 분해 방법 |
CN110578557A (zh) * | 2019-10-29 | 2019-12-17 | 北京动力机械研究所 | 一种涡轮叶片锁紧装置及其装配方法 |
US11168615B1 (en) * | 2020-08-25 | 2021-11-09 | Raytheon Technologies Corporation | Double ring axial sealing design |
CN114483202B (zh) * | 2021-12-17 | 2023-11-17 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 一种用于长伸根、带冠互锁叶片的限位组件和涡轮转子 |
Family Cites Families (26)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB905582A (en) | 1960-05-26 | 1962-09-12 | Rolls Royce | Improvements relating to the sealing of blades in a bladed rotor |
GB928349A (en) * | 1960-12-06 | 1963-06-12 | Rolls Royce | Improvements in or relating to bladed rotors of fluid flow machines |
US3043562A (en) * | 1961-04-10 | 1962-07-10 | Gen Electric | Combination sealing and restraining member for long-shank turbo-machine buckets |
GB1291302A (en) * | 1970-03-14 | 1972-10-04 | Sec Dep For Defendence | Improvements in bladed rotor assemblies |
US3656865A (en) | 1970-07-21 | 1972-04-18 | Gen Motors Corp | Rotor blade retainer |
US3814539A (en) * | 1972-10-04 | 1974-06-04 | Gen Electric | Rotor sealing arrangement for an axial flow fluid turbine |
GB1479332A (en) * | 1974-11-06 | 1977-07-13 | Rolls Royce | Means for retaining blades to a disc or like structure |
GB1512882A (en) * | 1976-02-11 | 1978-06-01 | Rolls Royce | Bladed rotor assembly for a gas turbine engine |
FR2393931A1 (fr) * | 1977-06-08 | 1979-01-05 | Snecma | Dispositif de maintien des aubes d'un rotor |
GB2095763A (en) | 1980-12-29 | 1982-10-06 | Rolls Royce | Enhancing turbine blade coolant seal force |
FR2524932A1 (fr) * | 1982-04-08 | 1983-10-14 | Snecma | Dispositif de retenue axiale de pieds d'aube dans un disque de turbomachine |
FR2535793B1 (fr) * | 1982-11-08 | 1987-04-10 | Snecma | Dispositif de verrouillage axial d'aubes de soufflante |
DE3743253A1 (de) * | 1987-12-19 | 1989-06-29 | Mtu Muenchen Gmbh | Axial durchstroemtes laufschaufelgitter fuer verdichter oder turbinen |
FR2641573B1 (fr) * | 1989-01-11 | 1991-03-15 | Snecma | Rotor de turbomachine muni d'un dispositif de fixation des aubes |
FR2663997B1 (fr) * | 1990-06-27 | 1993-12-24 | Snecma | Dispositif de fixation d'une couronne de revolution sur un disque de turbomachine. |
GB2258273B (en) | 1991-08-02 | 1994-08-10 | Ruston Gas Turbines Ltd | Rotor blade locking arrangement |
US5256035A (en) * | 1992-06-01 | 1993-10-26 | United Technologies Corporation | Rotor blade retention and sealing construction |
GB9302064D0 (en) * | 1993-02-03 | 1993-03-24 | Rolls Royce Plc | Balanced rotor |
US5518369A (en) | 1994-12-15 | 1996-05-21 | Pratt & Whitney Canada Inc. | Gas turbine blade retention |
GB9517369D0 (en) * | 1995-08-24 | 1995-10-25 | Rolls Royce Plc | Bladed rotor |
US6951448B2 (en) * | 2002-04-16 | 2005-10-04 | United Technologies Corporation | Axial retention system and components thereof for a bladed rotor |
JP3864157B2 (ja) * | 2003-12-05 | 2006-12-27 | 本田技研工業株式会社 | 軸流型タービンホイール |
FR2868808B1 (fr) | 2004-04-09 | 2008-08-29 | Snecma Moteurs Sa | Dispositif de retenue axiale d'aubes sur un disque de rotor d'une turbomachine |
DE102004036389B4 (de) * | 2004-07-27 | 2013-04-25 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Turbinenschaufelfuß mit Mehrfachradiusnut für eine axiale Schaufelbefestigung |
DE102004054930A1 (de) | 2004-11-13 | 2006-05-18 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor einer Turbomaschine, insbesondere Gasturbinenrotor |
ES2321862T3 (es) | 2006-09-25 | 2009-06-12 | Siemens Aktiengesellschaft | Rotor de turbina con placas de bloqueo y correspondiente procedimiento de montaje. |
-
2006
- 2006-10-26 EP EP06022426A patent/EP1916389A1/en not_active Withdrawn
-
2007
- 2007-08-31 CN CN2007800398411A patent/CN101529052B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2007-08-31 WO PCT/EP2007/059086 patent/WO2008049677A1/en active Application Filing
- 2007-08-31 RU RU2009119738/06A patent/RU2438019C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2007-08-31 US US12/312,048 patent/US8096776B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2007-08-31 JP JP2009533764A patent/JP4971455B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1916389A1 (en) | 2008-04-30 |
RU2009119738A (ru) | 2010-12-10 |
CN101529052B (zh) | 2013-09-04 |
WO2008049677A1 (en) | 2008-05-02 |
CN101529052A (zh) | 2009-09-09 |
US8096776B2 (en) | 2012-01-17 |
JP2010507747A (ja) | 2010-03-11 |
JP4971455B2 (ja) | 2012-07-11 |
US20100047073A1 (en) | 2010-02-25 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2438019C2 (ru) | Узел лопатки турбины | |
US8888460B2 (en) | Rotor section for a rotor of a turbomachine, and rotor blade for a turbomachine | |
JP5642762B2 (ja) | ステータアセンブリおよびステータアセンブリの製造方法 | |
US7530791B2 (en) | Turbine blade retaining apparatus | |
US7520718B2 (en) | Seal and locking plate for turbine rotor assembly between turbine blade and turbine vane | |
US9328621B2 (en) | Rotor blade assembly tool for gas turbine engine | |
CA2394669C (en) | Brush seals | |
EP0851097A2 (en) | Turbine blade damper and seal | |
EP3156604B1 (en) | Stator vane arrangement and associated method | |
US7618234B2 (en) | Hook ring segment for a compressor vane | |
EP3339576A1 (en) | Gas turbine | |
JPH10506177A (ja) | 安全で反回転タブを有するブラシシール | |
EP2914813B1 (en) | Gas turbine including belly band seal anti-rotation device | |
EP0297120A1 (en) | INTER-BLADE SEAL FOR ROTOR OF TURBOMACHINE. | |
JP2008232146A (ja) | ロータディスク | |
JP2009168016A (ja) | 機械構成要素保持装置 | |
US7338258B2 (en) | Axially separate rotor end piece | |
US20200200019A1 (en) | Turbomachine disc cover mounting arrangement | |
CA1117026A (en) | Counterweighted blade damper |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20180901 |