RU2485326C2 - Элемент газотурбинного двигателя, способ изготовления этого элемента и газотурбинный двигатель, содержащий этот элемент - Google Patents

Элемент газотурбинного двигателя, способ изготовления этого элемента и газотурбинный двигатель, содержащий этот элемент Download PDF

Info

Publication number
RU2485326C2
RU2485326C2 RU2008151973/06A RU2008151973A RU2485326C2 RU 2485326 C2 RU2485326 C2 RU 2485326C2 RU 2008151973/06 A RU2008151973/06 A RU 2008151973/06A RU 2008151973 A RU2008151973 A RU 2008151973A RU 2485326 C2 RU2485326 C2 RU 2485326C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
abradable material
abradable
outer shell
Prior art date
Application number
RU2008151973/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2008151973A (ru
Inventor
Ален ДЕРКЛЕ
Родольф ЛЕБРЭН
Original Assignee
Текспейс Аэро
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Текспейс Аэро filed Critical Текспейс Аэро
Publication of RU2008151973A publication Critical patent/RU2008151973A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2485326C2 publication Critical patent/RU2485326C2/ru

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C39/00—Shaping by casting, i.e. introducing the moulding material into a mould or between confining surfaces without significant moulding pressure; Apparatus therefor
    • B29C39/02—Shaping by casting, i.e. introducing the moulding material into a mould or between confining surfaces without significant moulding pressure; Apparatus therefor for making articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C39/10—Shaping by casting, i.e. introducing the moulding material into a mould or between confining surfaces without significant moulding pressure; Apparatus therefor for making articles of definite length, i.e. discrete articles incorporating preformed parts or layers, e.g. casting around inserts or for coating articles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C67/00—Shaping techniques not covered by groups B29C39/00 - B29C65/00, B29C70/00 or B29C73/00
    • B29C67/24—Shaping techniques not covered by groups B29C39/00 - B29C65/00, B29C70/00 or B29C73/00 characterised by the choice of material
    • B29C67/246—Moulding high reactive monomers or prepolymers, e.g. by reaction injection moulding [RIM], liquid injection moulding [LIM]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2083/00—Use of polymers having silicon, with or without sulfur, nitrogen, oxygen, or carbon only, in the main chain, as moulding material
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • 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
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making
    • Y10T29/49323—Assembling fluid flow directing devices, e.g., stators, diaphragms, nozzles
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Элемент газотурбинного двигателя содержит внешнюю обечайку, включающую входную часть с расположенной внутри дорожкой из истираемого материала, непосредственно контактирующей с внутренней поверхностью обечайки, и выходную часть, с которой соединены статорные лопатки. Статорные лопатки снабжены платформами, отделенными от внешней обечайки. Выходной край дорожки из истираемого материала находится рядом с комплексом входных краев упомянутых платформ статорных лопаток. При изготовлении указанного элемента газотурбинного двигателя статорные лопатки соединяют с обечайкой с образованием практически непрерывной кольцевой области внутри упомянутой внешней обечайки. Затем наносят истираемый материал внутри части обечайки с использованием области для образования края упомянутой дорожки из истираемого материала. Еще одно изобретение группы относится к газотурбинному двигателю, включающему указанный выше элемент. Изобретения позволяют упростить конструкцию обечайки, а также обеспечить гашение вибраций конструкции. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Группа изобретений относится к способу изготовления элемента газотурбинного двигателя и, в частности, к узлу, содержащему внешнюю обечайку, несущую ступень статорных лопаток и кольцевую дорожку из истираемого материала, по которой перемещаются края подвижных лопаток роторной ступени. Изобретение относится, в частности, к усовершенствованию, позволяющему одновременно упростить образование дорожки из истираемого материала и уменьшить аксиальный размер и вес элемента в его совокупности.
В качестве ближайшего уровня техники выбрано устройство по патенту US 4875828.
Ступень газотурбинного двигателя, например, компрессионная ступень в компрессоре, установлена между коаксиальными внешней обечайкой и внутренней обечайкой. Неподвижные статорные лопатки размещены между двумя обечайками. Подвижные лопатки приводятся во вращение внутри внешней обечайки таким образом, что края этих лопаток перемещаются по дорожке из истираемого материала, расположенной на внутренней поверхности внешней обечайки на входе статорных лопаток.
Далее в описании термины «вход» и «выход» позволяют расположить структурные элементы относительно друг друга, приняв за критерий направление потока среды в струе, то есть внутри внешней обечайки.
На Фиг.1 изображен известный узел, образованный внешней обечайкой 11, статорными лопатками 13 и дорожкой 15 из истираемого материала. В соответствии с такой конструкцией внешняя обечайка 11 содержит внутреннюю нервюру 17, которая отделяет входную часть 19, где находится дорожка 15 из истираемого материала, от выходной части 21, где установлены статорные лопатки 13. Каждая лопатка содержит платформу 23, жестко закрепленную в кольцевой канавке 25 внешней обечайки. Нервюра 17 образует входной край этой канавки. В представленном примере неподвижные лопатки 13 соединены с внешней обечайкой 11 болтами 27. Окончательная форма внешней обечайки с внутренней стороны обычно получается в результате обработки. Обечайка является обычно металлической, например, из сплава алюминия, титана или стали. Истираемым материалом часто является смесь алюминия и полимера, нанесенная в горячем (плазменном) или холодном состоянии, или силикон "RTV".
Одной из задач изобретения является упрощение конструкции внешней обечайки 11 и, в частности, исключение нервюры 17.
Задача решается благодаря использованию платформ статорных лопаток для образования ограничивающих средств, позволяющих осуществить нанесение истираемого материала на внутреннюю поверхность обечайки.
В частности, изобретение относится к способу изготовления элемента газотурбинного двигателя, содержащего внешнюю обечайку, включающую первую часть, внутри которой размещена дорожка из истираемого материала, и вторую часть, с которой соединены статорные лопатки, снабженные платформами, при этом способ отличается тем, что статорные лопатки соединяют с обечайкой таким образом, что упомянутые платформы ограничивают практически непрерывную кольцевую область внутри упомянутой внешней обечайки, а также тем, что истираемый материал наносят внутри упомянутой первой части с использованием этой области для ограничения края упомянутой дорожки из истираемого материала.
В примере осуществления упомянутая первая часть находится на входе, а упомянутая вторая часть находится на выходе.
Можно также уменьшить длину внешней обечайки, так как нервюра 17 исключена. Изобретение позволяет также изготавливать внешнюю обечайку из композитного материала на основе углеродных или стеклянных волокон, так как можно получить покрытие практически постоянной толщины на наибольшей части длины обечайки.
В соответствии с предпочтительной характеристикой истираемый материал наносится точно по размеру, до конечных границ. Такой тип нанесения сам по себе известен и позволяет исключить финишную обработку.
Например, истираемый материал может являться композитным материалом на основе силикона.
Предпочтительно наносить композитный материал с помощью плазмы.
При этом материал может контактировать с краями платформ статорных лопаток. Нет необходимости предусматривать зазор между дорожкой из истираемого материала и платформами. Напротив, силикон может гасить вибрации.
Изобретение не исключает нанесения другого типа истираемого материала (горячее плазменное нанесение), а именно материала на основе силикона не точно по размеру, то есть с несоблюдением границ, с последующей финишной обработкой.
Изобретение касается также элемента газотурбинного двигателя, содержащего внешнюю обечайку, включающую входную часть, снабженную изнутри дорожкой из истираемого материала, и выходную часть, с которой соединены статорные лопатки, снабженные платформами, и в котором выходной край упомянутой дорожки из истираемого материала находится рядом с входными краями упомянутых платформ статорных лопаток.
Предпочтительно, чтобы упомянутый истираемый материал являлся составом на основе силикона.
Предпочтительно также, чтобы упомянутый истираемый материал находился в контакте с комплексом входных краев упомянутых платформ.
Внешняя обечайка может быть, предпочтительно, выполнена из композитного материала на основе углеродных или стеклянных волокон.
Изобретение относится также к любой турбомашине, содержащей, по меньшей мере, один ранее описанный элемент. Оно используется, в частности, в компрессоре низкого давления газотурбинного двигателя.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг.1 изображает вид в частичном аксиальном разрезе элемента газотурбинного двигателя в соответствии с известным уровнем техники;
- фиг.2 изображает подобный элемент газотурбинного двигателя в соответствии с изобретением и, в частности, показывает одну фазу способа в соответствии с изобретением; и
- фиг.3 изображает вид, аналогичный фиг.2, иллюстрирующий изготовленный элемент газотурбинного двигателя.
Элемент газотурбинного двигателя, изображенный на фиг.2, образует часть компрессорной ступени компрессора. Он состоит из внешней обечайки 11, содержащей входную часть 19, снабженную внутри дорожкой 15 из истираемого материала, и выходную часть 21, в которой жестко закреплены статорные лопатки 13.
В противовес известному устройству по фиг.1, платформы 23 статорных лопаток позиционированы путем контактирования только с одной стороны внутри обечайки 11, вдоль только одной выходной поверхности 31 позиционирования. Действительно, средняя нервюра исключена. Позиционирование, таким образом, является более легким. Статорные лопатки 13 установлены встык благодаря болтам 27. Они образуют на входе, таким образом, практически непрерывную кольцевую область 33. Наличие этой области используется для нанесения истираемого материала на внутреннюю поверхность входной части 19 обечайки при использовании этой области для ограничения выходного края дорожки 15 из истираемого материала. Это изображено на фиг.2, где видно, что кольцевая область 33, образованная платформами 23, является стенкой пресс-формы 37, позволяющей вводить истираемый материал. В этом примере истираемый материал является композицией на основе силикона. Инжекция силикона осуществляется до конечных границ для исключения последующей обработки. Отвод пресс-формы 37 после введения истираемого материала приводит к конфигурации по фиг.3. Элемент газотурбинного двигателя изготовлен и может быть установлен в компрессор, при этом подвижные лопатки, установленные на роторе (не представленные на чертеже), входят в соприкосновение с истираемым материалом 15.
Более того, как упомянуто выше, внешняя обечайка 11, форма которой является гораздо более простой при практически постоянной толщине стенки на наибольшей части ее длины, может быть легко изготовлена не из металлического материала, а например, из композитного материала на основе углеродных или стеклянных волокон. Использование истираемого материала на основе силикона улучшает виброгасящие свойства платформ.
Описанный выше способ может также быть использован, даже если истираемый материал нанесен с несоблюдением границ, что вызывает необходимость использования финишной обработки.
Способ можно также осуществить с использованием плазменного нанесения истираемого материала, что обычно вызывает осаждение с несоблюдением границ.

Claims (10)

1. Способ изготовления элемента газотурбинного двигателя, содержащего внешнюю обечайку (11), включающую первую часть (19), снабженную изнутри дорожкой (15) из истираемого материала, и вторую часть (21), в которой укреплены статорные лопатки, снабженные платформами, отличающийся тем, что статорные лопатки соединены с обечайкой таким образом, чтобы упомянутые платформы образовывали практически непрерывную кольцевую область (33) внутри упомянутой внешней обечайки, причем истираемый материал наносят внутри упомянутой первой части с использованием упомянутой области для образования края упомянутой дорожки из истираемого материала.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что упомянутый истираемый материал наносят до конечных границ для исключения финишной обработки.
3. Способ по п.1, отличающийся тем, что упомянутый истираемый материал наносят с несоблюдением границ, что вызывает необходимость использования финишной обработки.
4. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что упомянутый истираемый материал является композитным материалом на основе силикона.
5. Способ по п.1 или 3, отличающийся тем, что упомянутый истираемый материал наносят с помощью плазмы.
6. Элемент газотурбинного двигателя, содержащий внешнюю обечайку (11), включающую входную часть (19) с расположенной внутри дорожкой (15) из истираемого материала, непосредственно контактирующей с внутренней поверхностью обечайки, и выходную часть (21), с которой соединены статорные лопатки, снабженные платформами, отделенными от внешней обечайки, отличающийся тем, что выходной край упомянутой дорожки из истираемого материала находится рядом с комплексом входных краев упомянутых платформ статорных лопаток (23).
7. Элемент газотурбинного двигателя по п.6, отличающийся тем, что упомянутый истираемый материал является составом на основе силикона.
8. Элемент газотурбинного двигателя по п.7, отличающийся тем, что упомянутый истираемый материал находится в контакте с комплексом входных краев упомянутых платформ (23).
9. Элемент газотурбинного двигателя по одному из пп.6-8, отличающийся тем, что упомянутая внешняя обечайка (11) выполнена из композитного материала на основе углеродных или стеклянных волокон.
10. Газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что он содержит элемент по одному из пп.6-9.
RU2008151973/06A 2007-12-27 2008-12-26 Элемент газотурбинного двигателя, способ изготовления этого элемента и газотурбинный двигатель, содержащий этот элемент RU2485326C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP07150429A EP2075416B1 (fr) 2007-12-27 2007-12-27 Procédé de fabrication d'un élément de turbomachine et dispositif ainsi obtenu
EP07150429.4 2007-12-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2008151973A RU2008151973A (ru) 2010-07-10
RU2485326C2 true RU2485326C2 (ru) 2013-06-20

Family

ID=39717788

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2008151973/06A RU2485326C2 (ru) 2007-12-27 2008-12-26 Элемент газотурбинного двигателя, способ изготовления этого элемента и газотурбинный двигатель, содержащий этот элемент

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8192150B2 (ru)
EP (1) EP2075416B1 (ru)
JP (1) JP5575392B2 (ru)
CN (1) CN101497976B (ru)
BR (1) BRPI0805624A2 (ru)
CA (1) CA2648862C (ru)
MX (1) MX2009000257A (ru)
RU (1) RU2485326C2 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674808C2 (ru) * 2013-06-03 2018-12-13 Сафран Аэро Бустерс Са Корпус из композитного материала с металлическим крепежным фланцем компрессора осевой турбомашины

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2977521B1 (fr) * 2011-07-04 2013-08-23 Snecma Dispositif et procede de moulage d'une piste de materiau abradable sur une virole d'un ensemble annulaire aubage pour turbomachine
EP2586989B1 (fr) * 2011-10-27 2015-04-29 Techspace Aero S.A. Virole composite co-injectée de compresseur de turbomachine axiale
EP2735706B8 (fr) * 2012-11-21 2016-12-07 Safran Aero Booster S.A. Redresseur à aubes de compresseur de turbomachine axiale et procédé de fabrication
EP2738356B1 (fr) * 2012-11-29 2019-05-01 Safran Aero Boosters SA Aube de redresseur de turbomachine, redresseur de turbomachine et procédé de montage associé
EP2883688B1 (fr) * 2013-12-13 2021-09-22 Safran Aero Boosters SA Carter annulaire composite de compresseur de turbomachine et procédé d'obtention de celui-ci
BE1022497B1 (fr) 2014-06-05 2016-05-12 Techspace Aero S.A. Moule pour piste d'abradable sous virole interne de compresseur de turbomachine axiale
BE1023290B1 (fr) * 2015-07-22 2017-01-24 Safran Aero Boosters S.A. Aube composite de compresseur de turbomachine axiale
CN107642504B (zh) * 2017-09-30 2019-08-23 中国航发沈阳发动机研究所 螺纹装配的风扇机匣
CN107542499B (zh) * 2017-09-30 2019-12-20 中国航发沈阳发动机研究所 风扇机匣
CN107747563B (zh) * 2017-09-30 2020-04-10 中国航发沈阳发动机研究所 带阻尼的风扇机匣

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4850090A (en) * 1987-07-22 1989-07-25 Rolls-Royce Plc Method of manufacture of an axial flow compressor stator assembly
US4875828A (en) * 1985-03-14 1989-10-24 Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Turbo-engine having means for controlling the radial gap
US5364543A (en) * 1991-07-22 1994-11-15 Bosna Alexander A Abradable non-metallic seal for rotating turbine engine
US6537020B2 (en) * 2000-04-27 2003-03-25 Mtu Aero Engines Gmbh Casing structure of metal construction
US20030206799A1 (en) * 2002-05-02 2003-11-06 Scott John M. Casing section

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3070353A (en) * 1958-12-03 1962-12-25 Gen Motors Corp Shroud assembly
FR2535795B1 (fr) * 1982-11-08 1987-04-10 Snecma Dispositif de suspension d'aubes statoriques de compresseur axial pour le controle actif des jeux entre rotor et stator
DE4100777A1 (de) * 1990-12-18 1992-06-25 Asea Brown Boveri Einlassgehaeuse fuer dampfturbine
DE4242851A1 (de) * 1992-12-18 1994-06-23 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren zur Herstellung eines Leitgitters für Turbomaschinen, insbesondere für Axialverdichter
US5429478A (en) * 1994-03-31 1995-07-04 United Technologies Corporation Airfoil having a seal and an integral heat shield
DE19543764A1 (de) * 1995-11-24 1997-05-28 Asea Brown Boveri Berührungsdichtung für Strömungsmaschinen
US20040086635A1 (en) * 2002-10-30 2004-05-06 Grossklaus Warren Davis Method of repairing a stationary shroud of a gas turbine engine using laser cladding
US7025563B2 (en) * 2003-12-19 2006-04-11 United Technologies Corporation Stator vane assembly for a gas turbine engine
US20070197719A1 (en) * 2006-02-21 2007-08-23 United Technologies Corporation Turbine friendly abradable material
US20070237629A1 (en) * 2006-04-05 2007-10-11 General Electric Company Gas turbine compressor casing flowpath rings
US20070248457A1 (en) * 2006-04-25 2007-10-25 General Electric Company Rub coating for gas turbine engine compressors
US20080081109A1 (en) * 2006-09-29 2008-04-03 General Electric Company Porous abradable coating and method for applying the same
US7908867B2 (en) * 2007-09-14 2011-03-22 Siemens Energy, Inc. Wavy CMC wall hybrid ceramic apparatus

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4875828A (en) * 1985-03-14 1989-10-24 Mtu Motoren-Und Turbinen-Union Munchen Gmbh Turbo-engine having means for controlling the radial gap
US4850090A (en) * 1987-07-22 1989-07-25 Rolls-Royce Plc Method of manufacture of an axial flow compressor stator assembly
US5364543A (en) * 1991-07-22 1994-11-15 Bosna Alexander A Abradable non-metallic seal for rotating turbine engine
US6537020B2 (en) * 2000-04-27 2003-03-25 Mtu Aero Engines Gmbh Casing structure of metal construction
US20030206799A1 (en) * 2002-05-02 2003-11-06 Scott John M. Casing section

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2674808C2 (ru) * 2013-06-03 2018-12-13 Сафран Аэро Бустерс Са Корпус из композитного материала с металлическим крепежным фланцем компрессора осевой турбомашины

Also Published As

Publication number Publication date
US20090175719A1 (en) 2009-07-09
RU2008151973A (ru) 2010-07-10
BRPI0805624A2 (pt) 2009-09-15
CA2648862A1 (fr) 2009-06-27
EP2075416A1 (fr) 2009-07-01
JP5575392B2 (ja) 2014-08-20
MX2009000257A (es) 2009-06-26
JP2009156263A (ja) 2009-07-16
US8192150B2 (en) 2012-06-05
EP2075416B1 (fr) 2011-05-18
CN101497976B (zh) 2013-06-19
CA2648862C (fr) 2015-12-01
CN101497976A (zh) 2009-08-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2485326C2 (ru) Элемент газотурбинного двигателя, способ изготовления этого элемента и газотурбинный двигатель, содержащий этот элемент
EP3183111B1 (fr) Carter en materiau composite a matrice organique et son procede de fabrication
EP2723992B1 (fr) Piece de turbomachine formant redresseur de compresseur ou distributeur de turbine et procede pour sa fabrication
EP3130765B1 (fr) Bec de separation degivrant de compresseur de turbomachine axiale
EP3091201B1 (fr) Bec de séparation composite de compresseur de turbomachine axiale
EP2821597A1 (fr) Bec de séparation avec tôle formant une surface de guidage du flux et un canal de dégivrage
RU2637282C2 (ru) Способ изготовления кожуха турбомашины из композитного материала и соответствующий кожух
RU2700848C2 (ru) Способ изготовления компонента турбомашины, компонент турбомашины и турбомашина
CN111133174B (zh) 用于涡轮机的涡轮的扩散器空间
RU2576354C2 (ru) Барабан компрессора осевой турбомашины с двойным средством для фиксации лопаток
US20170321698A1 (en) System and Method for Improved Performance of Gerotor Compressors and Expanders
CA2951112A1 (en) Manifold for use in a clearance control system and method of manufacturing
FR3056251A1 (fr) Carter d'echappement renforce et procede de fabrication
US9739150B2 (en) Attaching the blades of an axial turbocompressor to the compressor drum
US11519296B1 (en) Bearing chamber housing for a turbomachine
EP3412876B1 (fr) Compresseur a géométrie variable de turbomachine axiale
JP2021510189A (ja) ターボ機械内側ハウジング
FR2534641A1 (fr) Aube de rotor ou stator pour compresseur axial
EP3594503B1 (fr) Turbomachine
EP3290657B1 (fr) Stator à aubes ajustables pour compresseur de turbomachine axiale
BE1023367B1 (fr) Fixation de virole interne de compresseur de turbomachine axiale
BE1023031B1 (fr) Bec de separation composite de compresseur de turbomachine axiale
FR3040735A1 (fr) Carter de turbine haute-pression d'une turbomachine a refroidissement localise
FR3083566A1 (fr) Ensemble de turbine pour turbomachine d'aeronef a circuit de refroidissement de disque equipe d'un dispositif d'etancheite
RU2575676C2 (ru) Носовая часть рассекателя, содержащая лист, образующий поверхность для направления контура и выполняющий функцию противообледенительного канала

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20201227