RU2476679C2 - Устройство для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель - Google Patents
Устройство для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель Download PDFInfo
- Publication number
- RU2476679C2 RU2476679C2 RU2008126091/06A RU2008126091A RU2476679C2 RU 2476679 C2 RU2476679 C2 RU 2476679C2 RU 2008126091/06 A RU2008126091/06 A RU 2008126091/06A RU 2008126091 A RU2008126091 A RU 2008126091A RU 2476679 C2 RU2476679 C2 RU 2476679C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- air
- flange
- recesses
- disc
- 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
- F01D5/02—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
-
- 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)
Abstract
Устройство для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя содержит роторный диск, включающий в себя по своей периферии множество по существу аксиальных выемок, кольцевой фланец, кольцевой удерживающий выступ и множество отверстий для подачи воздуха. Аксиальные выемки равномерно распределены вокруг оси вращения диска. Кольцевой фланец направлен в сторону входа на входной радиальной поверхности диска. Кольцевой удерживающий выступ размещен напротив входной радиальной поверхности диска и содержит кольцевой фланец, который направлен в сторону входа вокруг фланца диска, образуя с последним кольцевое пространство. Это пространство представляет собой полость рассеивания охлаждающего воздуха. Полость рассеивания своим выходным концом открывается вглубь каждой выемки диска на входном конце последнего. Множество отверстий для подачи воздуха равномерно распределены вокруг оси вращения диска и открываются в полость рассеивания на входном конце последней. Полость рассеивания воздуха содержит на уровне своего выходного конца средства уменьшения расхода воздуха, поступающего в выемки диска, которые расположены в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха. Внешняя поверхность фланца диска и/или внутренняя поверхность фланца удерживающего выступа имеет на своем выходном конце и на уровне каждой выемки, размещенной в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха, утолщение, выступающее в полость рассеивания воздуха. Утолщение выполнено для уменьшения проходного сечения воздуха, поступающего в эти выемки. Каждое утолщение имеет максимальную высоту на уровне выемок диска, размещенных в радиальном продолжении соответствующего отверстия для подачи воздуха таким образом, что проходное сечение воздуха в этом месте является минимальным. Минимальные высоты посередине между соответствующим отверстием для подачи воздуха и двумя непосредственно рядом расположенными отверстиями таковы, что сечения прохода воздуха в этом месте являются максимальными. Другим объектом изобретения является газотурбинный двигатель, содержащий описанное выше устройство для охлаждения выемок роторного диска. Изобретение позволяет улучшить охлаждение выемок роторного диска для увеличения срока его службы. 2 н. и 3 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Известный уровень техники
Настоящее изобретение относится к общей области роторных дисков газотурбинных двигателей, снабженных по периферии выемками, в которых установлены основания лопаток. Точнее, оно относится к устройству для эффективного охлаждения этих выемок.
Известно, что роторные диски газотурбинного двигателя, такие как диски различных ступеней турбины низкого давления, содержат по периферии множество по существу аксиальных выемок, в которых установлены подвижные лопатки турбины.
При работе газотурбинного двигателя газовый поток, проходящий через турбину низкого давления, в которой размещены лопатки, имеет весьма высокую температуру газов. Выемки в дисках, в которых размещены основания лопаток, подвергаются непосредственному воздействию этих газов, и их необходимо охлаждать для предотвращения повреждения дисков.
Для этих целей известно использование части воздуха, протекающего внегазового потока турбины низкого давления, путем его направления в систему охлаждения до выемок роторных дисков. На практике каждый роторный диск содержит кольцевой фланец, направленный в сторону входной части от входной радиальной поверхности диска и вокруг которого установлен кольцевой удерживающий выступ. Фланец диска и удерживающий выступ расположены таким образом, что между ними образуется кольцевое пространство, формирующее полость рассеяния охлаждающего воздуха. Охлаждающий воздух поступает в полость рассеяния через множество отверстий на входном торце, причем множество отверстий равномерно распределены вокруг оси вращения диска и открываются выходным отверстием вглубь каждой выемки диска. Воздух, циркулирующий вне газового потока турбины, проникает в рассеивающую полость системы охлаждения через эти отверстия, рассеивается в этой полости, затем вентилирует выемки диска для их охлаждения.
Такой тип системы охлаждения не позволяет, однако, добиться равномерного охлаждения всех выемок диска ротора, что отрицательно сказывается в целом на охлаждении диска и на сроке его службы. Действительно, очевидно, что в такой конструкции выемки, расположенные в прямом продолжении отверстий подачи охлаждающего воздуха, охлаждаются лучше выемок, расположенных с угловым смещением.
Объект и краткое содержание изобретения
Настоящее изобретение направлено на исправление указанных недостатков и предлагает устройство, которое позволяет улучшить охлаждение выемок роторного диска для увеличения срока его службы.
Достижение этой цели обеспечивается устройством для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя, содержащего:
роторный диск, включающий:
по периферии множество по существу аксиальных выемок, равномерно распределенных по оси вращения диска, и
кольцевой фланец, направленный в сторону входа от входной радиальной поверхности диска;
кольцевой удерживающий выступ, размещенный напротив радиальной входной поверхности диска и содержащий кольцевой фланец, направленный в сторону входа и который расположен вокруг фланца диска, образуя с последним кольцевую полость для рассеивания охлаждающего воздуха, причем эта рассеивающая полость открывается выходным концом вглубь каждой из выемок диска на входной крайней части последней; и
множество отверстий для подачи воздуха, равномерно распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в рассеивающую полость на ее входной крайней части;
характеризующимся тем, что полость рассеяния воздуха содержит на уровне своего выходного конца средства уменьшения расхода воздуха, поступающего в выемки диска, которые размещены в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха.
Под выемками, размещенными в радиальном продолжении отверстия для подачи воздуха, понимают одну или несколько выемок, которые размещены в той же радиальной плоскости, что и каждое отверстие.
Уменьшая расход воздуха, поступающего в выемки роторного диска, размещенные в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха, повышают, таким образом, подачу воздуха, поступающего в выемки, наиболее удаленные от отверстий для подачи воздуха. Количество охлаждающего воздуха, поступающего в каждую выемку диска, по существу, одинаково по всему комплексу диска. В результате происходит равномерное охлаждение всех выемок диска, что позволяет повысить срок службы диска.
Предпочтительно, внешняя поверхность фланца диска и/или внутренняя поверхность фланца удерживающего выступа имеет на выходном конце и на уровне выемок диска, размещенных в продолжение отверстия для подачи воздуха, выступающее утолщение в полости рассеивания воздуха для уменьшения сечения прохода воздуха, поступающего в выемки. Уменьшение сечения прохода воздуха соответствует, при равных скоростях, уменьшению расхода воздуха, поступающего в эти выемки.
В соответствии с предпочтительной характеристикой, каждое утолщение имеет такую максимальную высоту на уровне выемок диска, размещенных в радиальном продолжении отверстия для подачи воздуха, что сечение прохода воздуха в этом месте является минимальным, и также минимальные высоты полурасстояния между соответствующим отверстием для подачи воздуха и двумя рядом расположенными отверстиями, что сечения для прохода воздуха в них максимальны. Отсюда следует, что расход воздуха, поступающего в выемки, расположенные в продолжение отверстий для подачи воздуха, уменьшен, а расход воздуха, поступающего в наиболее удаленные выемки, увеличен.
В соответствии с другой предпочтительной характеристикой, каждое утолщение по существу равномерно уменьшается от максимальной высоты до минимальных высот. Исходя из этого, расход воздуха, поступающего в каждую выемку, может быть адаптирован к относительному угловому положению выемки по сравнению с другими отверстиями для подачи воздуха.
Каждое утолщение может иметь по существу плоский или по существу криволинейный профиль. Удерживающий выступ может быть закреплен на фланце диска с помощью болтовых соединений, стягивающих их соответствующие свободные концы, при этом отверстия для подачи воздуха размещаются по окружности между болтовыми соединениями.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одно средство охлаждения выемок роторного диска, описанное выше.
Краткое описание чертежей
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг.1 изображает частичный вид в продольном разрезе турбины низкого давления газотурбинного двигателя, снабженной устройством в соответствии с вариантом осуществления изобретения;
- фиг.2 изображает вид в разрезе по II-II фиг.1;
- фиг.3 изображает частично и в развернутом виде фиг.2;
- фиг.4 изображает частично и в развернутом виде устройство по другому варианту осуществления изобретения;
- фиг.5 изображает продольный разрез устройства по еще одному варианту осуществления изобретения.
Детальное описание вариантов осуществления
Фиг.1 изображает частично продольный разрез турбины низкого давления самолетного газотурбинного двигателя, снабженного устройством в соответствии с вариантом реализации изобретения.
Само собой разумеется, настоящее изобретение применимо к любому другому типу газотурбинного двигателя (самолетного или наземного), снабженного роторным диском, с выемками, в которые аксиально установлены основания лопаток.
Фиг.1 представляет более подробно первую и вторую ступени турбины низкого давления. Первая ступень состоит из подвижного колеса, образованного множеством подвижных лопаток 2, аксиально установленных на роторном диске 4. Вторая ступень состоит собственно из распределителя, образованного множеством неподвижно закрепленных лопаток 6 и размещенным за распределителем подвижным колесом, образованным подвижными лопатками 2', установленными аксиально на роторном диске 4'.
Роторные диски 4, 4' первой и второй ступеней турбины отцентрованы по продольной оси Х-Х газотурбинного двигателя и соединены между собой болтовыми соединениями 8, равномерно расположенными вокруг оси Х-Х.
Каждый диск 4, 4' содержит по периферии множество по существу аксиально расположенных выемок 10, 10', открытых к внешней части диска и равномерно размещенных вокруг оси вращения дисков (эта ось вращения совпадает с продольной осью Х-Х газотурбинного двигателя). Каждая выемка предназначена для аксиального размещения основания 12, 12' (например, в форме конуса) подвижной лопатки 2, 2' (например, сочленением).
Каждый диск 4, 4' содержит, кроме того, кольцевой фланец 14, 14', который вытянут аксиально в сторону входа от радиальной входной поверхности 16, 16' диска. Этот фланец 14, 14' состоит из по существу аксиальной кольцевой части 14а, 14'а, продолженной кольцевой по существу радиальной частью 14b, 14'b (ниже называемой свободным концом фланца диска).
Диск 4 первой ступени турбины содержит также кольцевой фланец 18, который размещен аксиально в сторону выхода от выходной радиальной поверхности 20 диска. Этот фланец 18 соединяет диск 4 с диском 4' второй ступени с помощью болтовых соединений 8, как было указано ранее.
Кольцевой удерживающий выступ 22, 22' установлен напротив входной радиальной поверхности 16, 16' каждого диска 4, 4' с использованием кольцевого стопорного упора 23, 23'. Каждый удерживающий выступ 22, 22' содержит кольцевой фланец 24, 24', размещенный аксиально к входу и расположенный вокруг соответствующего фланца 14, 14' диска.
Точнее говоря, фланец 24, 24' удерживающего выступа состоит из по существу аксиальной кольцевой части 24а, 24'а, переходящей в по существу радиальную часть 24b, 24'b (далее называемой свободным концом фланца выступа).
Удерживающий выступ 22 первой ступени турбины закреплен на фланце 14 диска 4 с помощью болтовых соединений 26, стягивающих их соответствующие свободные концы 24b, 14b. Что касается удерживающего выступа 22' второй ступени, то она закреплена на фланце 14' диска 4' с помощью болтовых соединений 8 крепления дисков 4, 4'.
Для удобства будет описана только система охлаждения выемок 10 диска 4 первой ступени турбины. Само собой разумеется, система охлаждения выемок 10' диска 4' второй ступени совершенно аналогична системе первой ступени.
Фланец 24 удерживающего выступа 22 размещен вокруг фланца 14 диска с образованием между ними кольцевого пространства 28, представляющего собой полость рассеивания охлаждающего воздуха. Эта рассеивающая полость 28 образована, в основном, между аксиальными частями 24а, 14а соответствующих фланцев 24, 14 удерживающего выступа и диска.
Рассеивающая полость 28 своим выходным концом открывается вглубь каждой из выемок 10 диска 4 на входном конце последнего. На входом конце полость рассеивания закрыта болтовыми соединениями между свободными концами 24b, 14b соответствующих фланцев 24, 14 удерживающего выступа и диска.
Впрочем, полость рассеивания 28 запитывается через множество отверстий 30 для подачи воздуха, которые равномерно распределены вокруг продольной оси Х-Х и которые открываются в рассеивающую полость на ее входе.
В примере осуществления по фиг.2 эти отверстия 30 для подачи воздуха образованы при изготовлении в по существу радиальном направлении относительно свободного конца 14b фланца 14 диска 4. Само собой разумеется, эти отверстия могли бы также быть выполнены при изготовлении свободного конца 24b фланца 24 удерживающего выступа 22.
Впрочем, количество отверстий 30 для подачи воздуха в конструкцию диска может меняться. Так, в примере по фиг.2 угловое расстояние между двумя соседними отверстиями 30 для подачи воздуха соответствует примерно восьми выемкам диска. Так, каждое отверстие 30 обеспечивает охлаждающим воздухом примерно семь выемок, как схематично показано стрелками на фиг.2.
В соответствии с изобретением полость рассеивания воздуха 28 содержит на уровне своего выхода средства для уменьшения расхода воздуха, поступающего в выемки диска 4, которые размещены в радиальном продолжении отверстий 30 для подачи воздуха.
Под выемкой, размещенной в радиальном продолжении отверстия для подачи воздуха, подразумевают одну или несколько выемок, которые размещены по существу в той же радиальной плоскости, что и каждое отверстие для подачи воздуха. Таким образом, в примере, изображенном на фиг.2, выемки, обозначенные позицией 10а, соответствуют выемкам, которые размещены в радиальном продолжении каждого отверстия для подачи воздуха.
В соответствии с вариантом осуществления этих средств, изображенном на фиг.1-3, внешняя поверхность аксиальной части 14а фланца 14 диска имеет утолщение (32) на своем выходном конце (то есть на выходе полости рассеивания) и на уровне каждой выемки 10а, размещенной в радиальном продолжении отверстий 30 для подачи воздуха.
Такое утолщение 32 выступает в полость рассеивания воздуха 28 и позволяет, таким образом, уменьшить сечение для прохода воздуха, поступающего в эти выемки 10а.
Уменьшение сечения прохода воздуха, выходящего из полости рассеивания 28 и поступающего к выемкам 10а, размещенным в радиальном продолжении отверстий 30, видно, в частности, на фиг.3. При одинаковых скоростях течения расход воздуха, поступающего для вентиляции выемок 10а, размещенных в радиальном продолжении отверстий 30 для подачи воздуха, уменьшен, в следствии чего увеличивается расход воздуха, поступающего в другие выемки диска. Так как эти другие выемки более удалены от отверстий для подачи воздуха, то путь подачи к ним воздуха является более длинным. Однако увеличение расхода воздуха, предназначенного для их охлаждения, позволяет компенсировать их удаленность и более равномерно охладить выемки всего комплекса диска.
В соответствии с предпочтительной характеристикой, изображенной на фиг.3, каждое утолщение 32 имеет высоту (проникновения в полость рассеивания) Н, которая является максимальной на уровне выемок 10а, размещенных в радиальном продолжении соответствующего отверстия 30 для подачи воздуха, и высоты h, которые являются минимальными (или нулевыми) посередине между соответствующим отверстием для подачи воздуха и двумя непосредственно примыкающими к нему отверстиями.
Таким образом, сечение прохода воздуха на уровне выемок 10а, размещенных в радиальном продолжении отверстий 30 для подачи воздуха, является максимальным и сечение прохода воздуха на угловом полурасстоянии между двумя отверстиями для подачи воздуха является максимальным. Это идеально соответствует необходимости повышения до максимума расхода воздуха для выемок, наиболее удаленных от отверстия для подачи воздуха (эти выемки размещены на угловом полурасстоянии между двумя соседними отверстиями).
Предпочтительно, как изображено на фиг.3, каждое утолщение 32 по существу равномерно уменьшается между своей максимальной высотой Н и своими минимальными высотами h. Исходя из этого, расход воздуха, поступающего в каждую выемку диска, может быть приспособлен к относительному угловому положению выемки по отношению к отверстиям для подачи воздуха.
В соответствии с вариантом осуществления изобретения, представленным на фиг.1-3, каждое утолщение 32 имеет по существу плоский профиль (поверхности, формирующие утолщения, являются по существу плоскими).
Само собой разумеется, профиль может иметь любую другую форму профиля. Так профиль утолщения 32, изображенный на фиг.4, является криволинейным, а точнее коническим (также он мог бы быть цилиндрическим, и т.д.).
Впрочем, в любом случае в варианте осуществления изобретения, изображенном на фиг.1-3, утолщения 32 выполнены на внешней поверхности аксиальной части 14а фланца 14 диска.
В любом случае можно представить, как изображено на фиг.5, что утолщения 32 могут быть выполнены на внутренней поверхности аксиальной части 24а фланца 24, удерживающего выступы 22, причем эти утолщения, само собой разумеется, также выступают в полость рассеивания 28.
Другой, не представленный на чертежах вариант заключается в формировании утолщений одновременно на внешней поверхности фланца диска, а также на внутренней поверхности фланца удерживающего выступа.
Наконец, следует отметить, что каким бы ни был вариант осуществления изобретения, отверстия 30 для подачи воздуха предпочтительно размещены по окружности между болтовыми соединениями 26 удерживающего выступа 22 на фланце 14 диска 4.
Claims (5)
1. Устройство для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя, содержащее:
роторный диск (4), включающий в себя:
по своей периферии множество, по существу, аксиальных выемок (10, 10а), равномерно распределенных вокруг оси вращения (Х-Х) диска, и
кольцевой фланец (14), направленный в сторону входа на входной радиальной поверхности (16) диска;
кольцевой удерживающий выступ (22), размещенный против входной радиальной поверхности диска и содержащий кольцевой фланец (24), который направлен в сторону входа вокруг фланца (14) диска, образуя с последним кольцевое пространство (28), представляющее собой полость рассеивания охлаждающего воздуха, причем эта полость рассеивания своим выходным концом открывается вглубь каждой выемки диска на входном конце последнего; и
множество отверстий (30) для подачи воздуха, равномерно распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в полость рассеивания на входном конце последней;
при этом полость (28) рассеивания воздуха содержит на уровне своего выходного конца средства (32) уменьшения расхода воздуха, поступающего в выемки (10а) диска, которые расположены в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха, внешняя поверхность фланца (14) диска (4) и/или внутренняя поверхность фланца (24) удерживающего выступа (22) имеет на своем выходном конце и на уровне каждой выемки (10а), размещенной в радиальном продолжении отверстий (30) для подачи воздуха, утолщение (32), выступающее в полость (28) рассеивания воздуха для уменьшения проходного сечения воздуха, поступающего в эти выемки, причем каждое утолщение (32) имеет максимальную высоту (Н) на уровне выемок (10а) диска, размещенных в радиальном продолжении соответствующего отверстия (30) для подачи воздуха таким образом, что проходное сечение воздуха в этом месте является минимальным, и минимальные высоты (h) посередине между соответствующим отверстием для подачи воздуха и двумя непосредственно рядом расположенными отверстиями таковы, что сечения прохода воздуха в этом месте являются максимальными.
роторный диск (4), включающий в себя:
по своей периферии множество, по существу, аксиальных выемок (10, 10а), равномерно распределенных вокруг оси вращения (Х-Х) диска, и
кольцевой фланец (14), направленный в сторону входа на входной радиальной поверхности (16) диска;
кольцевой удерживающий выступ (22), размещенный против входной радиальной поверхности диска и содержащий кольцевой фланец (24), который направлен в сторону входа вокруг фланца (14) диска, образуя с последним кольцевое пространство (28), представляющее собой полость рассеивания охлаждающего воздуха, причем эта полость рассеивания своим выходным концом открывается вглубь каждой выемки диска на входном конце последнего; и
множество отверстий (30) для подачи воздуха, равномерно распределенных вокруг оси вращения диска и открывающихся в полость рассеивания на входном конце последней;
при этом полость (28) рассеивания воздуха содержит на уровне своего выходного конца средства (32) уменьшения расхода воздуха, поступающего в выемки (10а) диска, которые расположены в радиальном продолжении отверстий для подачи воздуха, внешняя поверхность фланца (14) диска (4) и/или внутренняя поверхность фланца (24) удерживающего выступа (22) имеет на своем выходном конце и на уровне каждой выемки (10а), размещенной в радиальном продолжении отверстий (30) для подачи воздуха, утолщение (32), выступающее в полость (28) рассеивания воздуха для уменьшения проходного сечения воздуха, поступающего в эти выемки, причем каждое утолщение (32) имеет максимальную высоту (Н) на уровне выемок (10а) диска, размещенных в радиальном продолжении соответствующего отверстия (30) для подачи воздуха таким образом, что проходное сечение воздуха в этом месте является минимальным, и минимальные высоты (h) посередине между соответствующим отверстием для подачи воздуха и двумя непосредственно рядом расположенными отверстиями таковы, что сечения прохода воздуха в этом месте являются максимальными.
2. Устройство по п.1, в котором высота каждого утолщения (32) уменьшается от его максимальной высоты (Н) до его минимальных высот (h).
3. Устройство по п.1 или 2, в котором каждое утолщение (32) имеет плоскую или криволинейную форму.
4. Устройство по п.1, в котором удерживающий выступ (22) закреплен на фланце (14) диска (4) с помощью болтовых соединений (26), стягивающие их соответствующие свободные концы (24b, 14b), при этом отверстия (30) для подачи воздуха размещены по окружности между упомянутыми болтовыми соединениями.
5. Газотурбинный двигатель, содержащий, по меньшей мере, одно устройство для охлаждения выемок роторного диска по одному из пп.1-4.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0756065 | 2007-06-27 | ||
| FR0756065A FR2918103B1 (fr) | 2007-06-27 | 2007-06-27 | Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine. |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2008126091A RU2008126091A (ru) | 2010-01-10 |
| RU2476679C2 true RU2476679C2 (ru) | 2013-02-27 |
Family
ID=39226727
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2008126091/06A RU2476679C2 (ru) | 2007-06-27 | 2008-06-26 | Устройство для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US8092152B2 (ru) |
| EP (1) | EP2009234B1 (ru) |
| JP (1) | JP5058897B2 (ru) |
| CN (1) | CN101333937B (ru) |
| CA (1) | CA2635636C (ru) |
| FR (1) | FR2918103B1 (ru) |
| RU (1) | RU2476679C2 (ru) |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2923525B1 (fr) * | 2007-11-13 | 2009-12-18 | Snecma | Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine |
| FR2928963B1 (fr) * | 2008-03-19 | 2017-12-08 | Snecma | Distributeur de turbine pour une turbomachine. |
| DE102009007664A1 (de) * | 2009-02-05 | 2010-08-12 | Mtu Aero Engines Gmbh | Abdichtvorrichtung an dem Schaufelschaft einer Rotorstufe einer axialen Strömungsmaschine |
| US8382432B2 (en) * | 2010-03-08 | 2013-02-26 | General Electric Company | Cooled turbine rim seal |
| FR2961250B1 (fr) * | 2010-06-14 | 2012-07-20 | Snecma | Dispositif de refroidissement des alveoles d'un disque de rotor de turbomachine a l'aval du cone d'entrainement |
| FR2963806B1 (fr) * | 2010-08-10 | 2013-05-03 | Snecma | Dispositif de blocage d'un pied d'une aube de rotor |
| US9022727B2 (en) * | 2010-11-15 | 2015-05-05 | Mtu Aero Engines Gmbh | Rotor for a turbo machine |
| FR2973829B1 (fr) * | 2011-04-05 | 2013-05-24 | Snecma | Flasque d'etancheite pour etage de turbine de turbomachine d'aeronef, comprenant |
| EP2586968B1 (en) * | 2011-10-28 | 2019-07-10 | United Technologies Corporation | Secondary flow arrangement for slotted rotor |
| US10273809B2 (en) | 2013-12-16 | 2019-04-30 | United Technologies Corporation | Centrifugal airfoil cooling modulation |
| FR3057015B1 (fr) * | 2016-09-30 | 2018-12-07 | Safran Aircraft Engines | Disque de rotor comportant une toile a epaisseur variable |
| FR3077327B1 (fr) * | 2018-01-30 | 2020-02-21 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour turbine de turbomachine comprenant un anneau mobile d'etancheite |
| FR3091722B1 (fr) * | 2019-01-11 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Rotor, turbine équipée d’un tel rotor et turbomachine équipée d’une telle turbine |
| FR3092612B1 (fr) * | 2019-02-12 | 2022-04-29 | Safran Aircraft Engines | Système de refroidissement d’anneau de retenue axiale d’aubes de turbine pour turbomachine d’aéronef |
| FR3093532B1 (fr) | 2019-03-06 | 2021-05-14 | Safran Aircraft Engines | Dispositif de ventilation d’une roue de turbine de turbomachine et/ou de retenue axiale d’aubes d’une telle roue |
| FR3106653B1 (fr) * | 2020-01-23 | 2022-01-07 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbomachine |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU164742A1 (ru) * | ||||
| US5388962A (en) * | 1993-10-15 | 1995-02-14 | General Electric Company | Turbine rotor disk post cooling system |
| US5622475A (en) * | 1994-08-30 | 1997-04-22 | General Electric Company | Double rabbet rotor blade retention assembly |
| EP1571294A1 (fr) * | 2004-03-03 | 2005-09-07 | Snecma Moteurs | Flasque-crochet annulaire pour un disque de rotor |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2951340A (en) * | 1956-01-03 | 1960-09-06 | Curtiss Wright Corp | Gas turbine with control mechanism for turbine cooling air |
| US4021138A (en) * | 1975-11-03 | 1977-05-03 | Westinghouse Electric Corporation | Rotor disk, blade, and seal plate assembly for cooled turbine rotor blades |
| FR2732405B1 (fr) * | 1982-03-23 | 1997-05-30 | Snecma | Dispositif pour refroidir le rotor d'une turbine a gaz |
| US5018943A (en) * | 1989-04-17 | 1991-05-28 | General Electric Company | Boltless balance weight for turbine rotors |
| US5232339A (en) * | 1992-01-28 | 1993-08-03 | General Electric Company | Finned structural disk spacer arm |
| US5402636A (en) * | 1993-12-06 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Anti-contamination thrust balancing system for gas turbine engines |
| IT1276442B1 (it) * | 1995-06-27 | 1997-10-31 | Gevipi Ag | Dispositivo di controllo della portata per un rubinetto miscelatore termostatico. |
| JP2001012205A (ja) * | 1999-06-29 | 2001-01-16 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン動翼冷却流量調整構造 |
| FR2825748B1 (fr) * | 2001-06-07 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Agencement de rotor de turbomachine a deux disques aubages separes par une entretoise |
| FR2831918B1 (fr) * | 2001-11-08 | 2004-05-28 | Snecma Moteurs | Stator pour turbomachine |
| CN2833117Y (zh) * | 2005-11-04 | 2006-11-01 | 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 | 具有转子冷却结构的高中压合缸的超超临界汽轮机 |
-
2007
- 2007-06-27 FR FR0756065A patent/FR2918103B1/fr active Active
-
2008
- 2008-06-24 EP EP08158842.8A patent/EP2009234B1/fr active Active
- 2008-06-25 US US12/145,820 patent/US8092152B2/en active Active
- 2008-06-26 CA CA2635636A patent/CA2635636C/fr active Active
- 2008-06-26 RU RU2008126091/06A patent/RU2476679C2/ru active
- 2008-06-26 JP JP2008166895A patent/JP5058897B2/ja active Active
- 2008-06-27 CN CN200810127535XA patent/CN101333937B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU164742A1 (ru) * | ||||
| US5388962A (en) * | 1993-10-15 | 1995-02-14 | General Electric Company | Turbine rotor disk post cooling system |
| US5622475A (en) * | 1994-08-30 | 1997-04-22 | General Electric Company | Double rabbet rotor blade retention assembly |
| RU98101460A (ru) * | 1995-06-27 | 1999-11-20 | Маско Корпорейшн | Отверстия регулирования расхода для терморегулирующего смесительного вентиля |
| RU2002115064A (ru) * | 2001-06-07 | 2003-12-20 | Снекма Мотёр | Роторный узел турбомашины с двумя снабженными лопатками дисками, разделенными распоркой |
| EP1571294A1 (fr) * | 2004-03-03 | 2005-09-07 | Snecma Moteurs | Flasque-crochet annulaire pour un disque de rotor |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN101333937B (zh) | 2013-03-13 |
| US8092152B2 (en) | 2012-01-10 |
| CA2635636A1 (fr) | 2008-12-27 |
| FR2918103A1 (fr) | 2009-01-02 |
| EP2009234B1 (fr) | 2016-08-24 |
| CN101333937A (zh) | 2008-12-31 |
| EP2009234A1 (fr) | 2008-12-31 |
| JP5058897B2 (ja) | 2012-10-24 |
| RU2008126091A (ru) | 2010-01-10 |
| FR2918103B1 (fr) | 2013-09-27 |
| JP2009008086A (ja) | 2009-01-15 |
| CA2635636C (fr) | 2014-11-04 |
| US20090004006A1 (en) | 2009-01-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2476679C2 (ru) | Устройство для охлаждения выемок роторного диска газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель | |
| US7159402B2 (en) | Vortex reducer in the high-pressure compressor of a gas turbine | |
| US6151881A (en) | Air separator for gas turbines | |
| CN1987055B (zh) | 平衡冷却的涡轮机喷嘴 | |
| RU2532479C2 (ru) | Турбореактивный двигатель, содержащий улучшенные средства регулирования расхода потока воздуха охлаждения, отбираемого с выхода компрессора высокого давления | |
| US8157506B2 (en) | Device for supplying ventilation air to the low pressure blades of a gas turbine engine | |
| RU2467176C2 (ru) | Устройство для охлаждения пазов диска ротора в турбомашине, имеющее два потока подаваемого воздуха | |
| US4357914A (en) | Cooling system for internal combustion engines | |
| US4595339A (en) | Centripetal accelerator for air exhaustion in a cooling device of a gas turbine combined with the compressor disc | |
| US10208670B2 (en) | Gas-turbine combustion chamber with impingement-cooled bolts of the combustion chamber tiles | |
| US8932007B2 (en) | Axial flow gas turbine | |
| US10082031B2 (en) | Rotor of a turbine of a gas turbine with improved cooling air routing | |
| US20060275125A1 (en) | Angled blade firtree retaining system | |
| US10619490B2 (en) | Turbine rotor blade arrangement for a gas turbine and method for the provision of sealing air in a turbine rotor blade arrangement | |
| JP2002349287A (ja) | タービン冷却回路 | |
| JPH01151725A (ja) | 軸流ガスタービン | |
| EP3485147B1 (en) | Impingement cooling of a blade platform | |
| CN102046922A (zh) | 包括用于燃气涡轮发动机的涡轮盘和支承件支撑轴颈在内的组件、以及用于该组件的涡轮盘的冷却回路 | |
| RU2678861C1 (ru) | Устройство для газовой турбины | |
| KR102055117B1 (ko) | 가스 터빈 로터, 가스 터빈 및 가스 터빈 설비 | |
| WO2017033920A1 (ja) | タービン動翼、及び、ガスタービン | |
| RU2196239C2 (ru) | Система охлаждения турбины турбореактивного двигателя | |
| WO2017069201A1 (ja) | 圧縮機ロータ、これを備えるガスタービンロータ、及びガスタービン | |
| US10544695B2 (en) | Turbine bucket for control of wheelspace purge air | |
| WO2017033726A1 (ja) | タービン動翼、及び、ガスタービン |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |