RU2641421C2 - Уплотнение для турбовентиляторного двигателя - Google Patents
Уплотнение для турбовентиляторного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2641421C2 RU2641421C2 RU2016114283A RU2016114283A RU2641421C2 RU 2641421 C2 RU2641421 C2 RU 2641421C2 RU 2016114283 A RU2016114283 A RU 2016114283A RU 2016114283 A RU2016114283 A RU 2016114283A RU 2641421 C2 RU2641421 C2 RU 2641421C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- seal
- blade
- section
- ridge
- contact
- 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
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/30—Application in turbines
- F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
-
- 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
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/10—Stators
- F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
-
- 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
- F05D2250/20—Three-dimensional
- F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
- F05D2250/292—Three-dimensional machined; miscellaneous tapered
-
- 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/40—Organic materials
- F05D2300/43—Synthetic polymers, e.g. plastics; Rubber
- F05D2300/431—Rubber
-
- 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
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
- F05D2300/501—Elasticity
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Уплотнение для герметизации зазора между лопаткой и накладкой спрямляющей лопатки направляющего аппарата состоит из соединительного участка для соединения с накладкой, гибкого участка гребня и гибкого участка буртика. Гибкий участок гребня выходит из соединительного участка и сужается в направлении кончика, чтобы образовать скругленный угол между лопаткой и накладкой, когда кончик находится в контакте с лопаткой. Гибкий участок буртика выступает из внутренней поверхности уплотнения и имеющего такие размеры, чтобы войти в контакт с верхней поверхностью конструкции для прикрепления лопатки для сохранения газонепроницаемости. Уплотнение согласно настоящему изобретению не требует трудоемкой работы, а требует лишь прикрепления к накладке и интегрирования в спрямляющую лопатку направляющего аппарата с целью герметизации воздушного потока, а также не вызывает турбулентности в воздушном потоке. 3 з.п. ф-лы, 8 ил.
Description
Область техники
Настоящее изобретение относится к уплотнению для турбовентиляторного двигателя и, в частности, к уплотнению для герметизации зазора между лопаткой и накладкой спрямляющей лопатки направляющего аппарата.
Уровень техники
Турбовентиляторный двигатель представляет собой реактивный двигатель такого типа, который имеет канал наружного контура вокруг двигателя в качестве внутреннего контура. Часть энергии, вырабатываемой двигателем, приводит в движение вентилятор, часть воздушного потока, создаваемого вентилятором, сжимается компрессором, а затем используется для сгорания в двигателе, в то время как другая часть выбрасывается в направлении назад непосредственно через канал наружного контура. Поток воздуха через канал наружного контура сам по себе производит тягу, что способствует увеличению тяги двигателя, а также повышает энергетическую эффективность двигателя.
В канале наружного контура предусмотрены спрямляющие лопатки направляющего аппарата. Спрямляющие лопатки направляющего аппарата представляют собой множество лопаток, проходящих в соответствующих радиальных направлениях, и такие лопатки расположены по окружности для образования кольцевой структуры. Воздушный поток, создаваемый вентилятором, сначала является вихревым потоком, но после прохождения через спрямляющие лопатки направляющего аппарата он выпрямляется в поток, идущий прямолинейно назад. Так как спрямляющие лопатки направляющего аппарата могут также функционировать в качестве опоры, которая соединяет корпус вентилятора, образующий канал наружного контура с участком внутреннего контура, они требуют прочности и жесткости, необходимой, кроме того, для такой функции.
С точки зрения эффективности вентилятора следует избегать утечек воздушного потока в канале наружного контура во внешнюю область или смешения с вторичным воздухом. Поэтому при любых зазорах между лопатками и накладками спрямляющих лопаток направляющего аппарата, необходимыми являются соответствующие уплотнения для герметизации в этом месте воздушного потока.
Известные технические решения раскрыты в публикациях JP 2012-511661 и JP H10-325303.
Техническая задача
Как было описано выше, уплотнения в спрямляющих лопатках направляющего аппарата должны иметь достаточную газонепроницаемость. Кроме того, в то время как лопатка и накладка образуют угол, близкий к прямому углу, изгиб под углом между ними становится причиной турбулентности. Поэтому требуются уплотнения для плавного соединения поверхности лопатки с поверхностью накладки. Такие уплотнения нелегко получить посредством любой автоматизированной работы, поскольку, как правило, требуются трудоемкие процессы, например, такие как процессы создания пастообразного герметика на целевых участках посредством ручной работы, отверждения его и после этого чистовой его обработки.
Решение задачи
Согласно настоящему изобретению, направленному на решение указанной задачи, и в соответствии с его аспектом, создано уплотнение, способное герметизировать воздушный поток, в то время как это уплотнение требует лишь простого прикрепления к накладке и вместе с накладкой и лопаткой интегрируется в спрямляющие лопатки направляющего аппарата.
Согласно аспекту настоящего изобретения, уплотнение для герметизации зазора между лопаткой и накладкой спрямляющей лопатки направляющего аппарата состоит из:
соединительного участка для соединения с накладкой;
гибкого участка гребня, выходящего из соединительного участка и сужающегося в направлении кончика, чтобы образовать скругленный угол между лопаткой и накладкой, когда кончик находится в контакте с лопаткой; и
гибкого участка буртика, выступающего из внутренней поверхности уплотнения и имеющего такие размеры, чтобы войти в контакт с верхней поверхностью конструкции для прикрепления лопатки для сохранения газонепроницаемости.
Предпочтительно, участок буртика имеет форму, выбранную из группы, состоящей из формы столбика с круглым сечением, формы столбика с эллиптическим сечением, столбика с многоугольным сечением и формы гребня, сужающейся в направлении кончика.
Более предпочтительно, участок буртика является полым, чтобы способствовать упругому сжатию.
Более предпочтительно, участок гребня и участок буртика образованы в виде единого элемента.
Полезные результаты
Согласно изобретению создано уплотнение, способное герметизировать воздушный поток, которое требует лишь прикрепления к накладке и вместе с накладкой и лопаткой образует спрямляющую лопатку направляющего аппарата.
Краткое описание чертежей
Фиг.1 - схематичный вид в разрезе турбовентиляторного двигателя.
Фиг.2 - вид в перспективе спрямляющей лопатки направляющего аппарата, в которую интегрированы уплотнения в соответствии с вариантом осуществления изобретения.
Фиг.3А - частичный вид в разрезе спрямляющей лопатки направляющего аппарата, в частности, представляющий соотношение между уплотнением и конструкцией для закрепления лопатки.
Фиг.3В - частичный вид в разрезе спрямляющей лопатки направляющего аппарата, показывающий, в частности, увеличенный вид уплотнения.
Фиг.4 - вид в разрезе уплотнения с частью накладки.
Фиг.5 - вид в разрезе уплотнения в соответствии с модифицированным примером.
Фиг.6 - вид в разрезе уплотнения в соответствии с другим модифицированным примером.
Фиг.7 - вид в разрезе уплотнения в соответствии с еще одним модифицированным примером.
Подробное описание вариантов осуществления изобретения
Далее будут описаны примеры осуществления изобретения со ссылкой на прилагаемые чертежи. Следует особо отметить, что эти чертежи не всегда выполнены точно в масштабе и, следовательно, пространственные соотношения между элементами не ограничены формами, представленными здесь.
Как показано на фиг.1, турбовентиляторный двигатель 1, в качестве примера, содержит вентилятор 3 в его центре и внутреннюю стенку гондолы 5, окружающую его периферию, и участок 7 внутреннего контура, образующие канал наружного контура. Часть a потока воздуха, генерируемого вентилятором 3, протекает в компрессор 9 низкого давления и используется при горении в двигателе, а другая его часть b протекает в канал наружного контура. Часть b воздушного потока, проходящего через канал наружного контура, выпрямляется посредством спрямляющих лопаток направляющего аппарата, состоящего из множества лопаток 11, а затем выбрасывается в заднем направлении.
Как показано на фиг.2, каждая лопатка 11 представляет собой пластинчатую конструкцию, имеющую аэродинамический профиль, для выпрямления потока воздуха, и проходящую в радиальном направлении. Ее внешний конец крепится с помощью конструкции 13 для закрепления лопатки, а ее внутренний конец крепится аналогичной конструкцией 15 для закрепления лопатки, тем самым прикрепляя ее к гондоле 5 и участку 7 внутреннего контура.
Наружная накладка 17 расположена в прилегании к конструкции 13 для закрепления внешнего конца, имеющей свой край в контакте с поверхностью лопатки 11. Аналогично, внутренняя накладка 19 расположена в прилегании к конструкции 15 для закрепления внутреннего конца, имеющей свой край в контакте с поверхностью лопатки 11. Множество комбинаций лопаток 11 и накладок 17, 19 расположено по окружности для схождения бок о бок, тем самым составляя кольцевую структуру. Множество внешних накладок 17, расположенных в форме цилиндра, составляет часть внутренней стенки гондолы 5, а множество внутренних накладок 19 аналогичным образом составляют часть наружной стенки участка внутреннего контура. Таким образом, наружные накладки 17 и внутренние накладки 19 образуют канал наружного контура.
Как показано на фиг.3 в сочетании с фиг.2, уплотнение 21 по настоящему варианту осуществления используется для герметизации зазора между, например, внутренней накладкой 19 и лопаткой 11. Конечно, оно может быть применено к зазору между наружной накладкой 17 и лопаткой 11 или использоваться для герметизации любых других произвольных зазоров. Пример, в котором уплотнение применяется к внутренней накладке 19, будет описан ниже, но, конечно, без ограничения.
Как показано, главным образом, на фиг.3А и 3B, в то время как внутренний конец 11e лопатки 11 прикреплен посредством конструкции 15 для закрепления внутреннего конца, как описано выше, конструкция 15 имеет плоскую верхнюю поверхность чуть выше внутреннего конца 11е. Уплотнение 21 имеет свой кончик в контакте с поверхностью лицевой поверхности лопатки 11 и также вступает в контакт с этой верхней лицевой поверхностью, тем самым герметизируя воздушный поток.
Как показано на фиг.4, уплотнение 21 совмещается с концом внутренней накладки 19, а затем используется. Уплотнение 21 содержит соединительный участок 23, который может иметь соответствующую конструкцию, выполненную с возможностью объединения с внутренней накладкой 19. Такая конструкция может быть либо соответственно вогнуто-выпуклой, как представлено на чертеже, с целью зацепления, или любой другой конструкцией, увеличивающей площадь контакта. Увеличение площади контакта дает преимущество для соединения уплотнения 21 с внутренней накладкой 19.
Уплотнение 21 вокруг его ближнего конца является сопоставимым по толщине с внутренней накладкой 19, например, но имеет участок 27 гребня, который делается постепенно тоньше по направлению к его кончику. Уплотнение 21 является, по меньшей мере, на участке 27 гребня гибким, но, как вариант, может быть полностью гибким. Для того чтобы придать ему гибкость, в уплотнении 21 может быть использован эластомер, такой как синтетический каучук. Участок 27 гребня является настолько гибким, чтобы отгибаться наверх, когда он приходит в контакт с лопаткой 11, тем самым образуя скругленный угол между внутренней накладкой 19 и лопаткой 11. Для того чтобы сделать его легко изгибающимся наверх, участок 27 гребня может быть выполнен изогнутым наверх заранее, как показано на чертеже.
Кроме того, уплотнение 21 имеет участок 25 буртика, выступающий из его внутренней поверхности. Участок 25 буртика выступает вдоль продольного направления уплотнения 21 и охватывает, по существу, всю его длину. Участок 25 буртика также является гибким с тем, чтобы упруго сжиматься, когда он вступает в контакт с верхней поверхностью конструкции 15 для закрепления лопатки 11, и затем приходить в тесный контакт с ней. Участок 25 буртика, таким образом, поддерживает газонепроницаемость в комбинации с верхней поверхностью конструкции 15. Соответствующее положение и размеры участка 25 буртика выбираются в соответствии с положением верхней поверхности конструкции 15 и расстоянием от уплотнения 21 до верхней поверхности конструкции 15.
Участок 25 буртика и участок 27 гребня, предпочтительно, образованы в виде единого элемента, как показано на фиг.4. Однако они могут быть отдельными элементами, подобными буртику 25t и гребню 27f в уплотнении 21’, как показано на фиг.5. В этом случае участок 25t буртика непосредственно соединяется с внутренней накладкой 19'.
Для формы участка буртика применимой является форма полого столбика с цилиндрическим сечением, имеющего отверстие 25h в его внутренней части для облегчения упругого сжатия, однако участок 25s буртика, показанный на фиг.6, также может быть подходящим. Как вариант, может быть выбрана форма столбика с эллиптическим сечением, столбика с многоугольным сечением или любая другая соответствующая форма. Как еще один вариант, показанная на фиг.7 форма гребня, заостряющаяся к кончику, может быть также использована для участка 25f буртика. Участок 25f буртика может быть надлежащим образом изогнут с тем, чтобы генерировать силу прижатия участка 27 гребня к лопатке 11, когда он входит в контакт с конструкцией 15.
В любом из вариантов осуществления, описанных выше, уплотнение 21, будучи объединено с внутренней накладкой 19, может служить для сборки. Когда интегрированный в спрямляющую лопатку направляющего аппарата вместе с внутренней накладкой 19 участок 27 гребня на своем кончике входит контакт с поверхностью лопатки 11, а затем изгибается наверх с тем, чтобы образовать скругленный угол, это позволит избежать нарушения воздушного потока. Поскольку лопатка 11 имеет искривленную поверхность, любые конструкции вряд ли могут создать газонепроницаемый контакт на протяжении всей ее длины. Участок 27 гребня согласно настоящему варианту осуществления не является исключением. Участок 25 буртика, однако, вступает в контакт с верхней поверхностью конструкции 15 с тем, чтобы вместо участка 27 гребня сохранять газонепроницаемость. Уплотнение 21 тем самым успешно герметизирует воздушный поток в канале наружного контура.
Более конкретно, уплотнение согласно настоящему варианту осуществления не требует трудоемкой работы, а требует лишь прикрепления к накладке и интегрирования в спрямляющую лопатку направляющего аппарата с целью герметизации воздушного потока, а также не вызывает турбулентности в воздушном потоке.
Несмотря на то что изобретение было описано выше со ссылкой к конкретным вариантам осуществления изобретения, изобретение не ограничивается вариантами осуществления, описанными выше. Модификации и отклонения от описанных выше вариантов осуществления будут очевидны специалистам в данной области техники в свете вышеизложенного.
Промышленная применимость
Создано уплотнение, которое требует лишь прикрепления к накладке и вместе с накладкой и лопаткой интегрируется в спрямляющую лопатку направляющего аппарата.
Claims (7)
1. Уплотнение (21), применяемое в канале наружного контура, образованном множеством накладок (17, 19), установленных в форме цилиндра, и спрямляющими лопатками (11) направляющего аппарата, для герметизации зазора между каждой из лопаток (11) и каждой из накладок (17, 19), содержащее:
соединительный участок (23), выполненный в виде отдельного от накладки (17, 19) элемента и имеющий конструкцию, предназначенную для соединения с накладкой (17, 19);
гибкий участок (27) гребня, являющийся продолжением соединительного участка (23) и сужающийся по направлению к кончику, чтобы изогнуться по лопатке (11) для образования скругленного угла между лопаткой (11) и накладкой (17, 19), при контакте с лопаткой (11); и
упругий участок (25) буртика, выступающий из внутренней поверхности уплотнения (21) и имеющий такие размеры, чтобы входить в контакт с поверхностью конструкции (13, 15) для закрепления лопатки для поддержания газонепроницаемости.
2. Уплотнение (21) по п.1, в котором участок (25) буртика имеет форму, выбранную из группы, состоящей из формы столбика с цилиндрическим сечением, столбика с эллиптическим сечением, столбика с многоугольным сечением и формы гребня (25f), сужающегося в направлении кончика.
3. Уплотнение (21) по п.1, в котором участок (25) буртика является полым для обеспечения упругого сжатия.
4. Уплотнение (21) по любому из пп.1-3, в котором участок (27) гребня и участок (25) буртика образованы в виде единого элемента.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2013192710A JP6221544B2 (ja) | 2013-09-18 | 2013-09-18 | ターボファンエンジンのためのシール |
JP2013-192710 | 2013-09-18 | ||
PCT/JP2014/073643 WO2015041083A1 (ja) | 2013-09-18 | 2014-09-08 | ターボファンエンジンのためのシール |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2016114283A RU2016114283A (ru) | 2017-10-23 |
RU2641421C2 true RU2641421C2 (ru) | 2018-01-17 |
Family
ID=52688734
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2016114283A RU2641421C2 (ru) | 2013-09-18 | 2014-09-08 | Уплотнение для турбовентиляторного двигателя |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10233765B2 (ru) |
EP (1) | EP3048260B1 (ru) |
JP (1) | JP6221544B2 (ru) |
CN (1) | CN105531445B (ru) |
CA (1) | CA2924425C (ru) |
RU (1) | RU2641421C2 (ru) |
WO (1) | WO2015041083A1 (ru) |
Families Citing this family (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11035238B2 (en) * | 2012-06-19 | 2021-06-15 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil including adhesively bonded shroud |
FR3048719B1 (fr) * | 2016-03-14 | 2018-03-02 | Safran Aircraft Engines | Redresseur de flux pour turbomachine avec plateformes integrees et rapportees |
FR3087831B1 (fr) * | 2018-10-30 | 2022-06-24 | Safran Aircraft Engines | Aube comprenant une structure en materiau composite et une piece de raidissement metallique |
FR3089270B1 (fr) * | 2018-11-29 | 2020-11-13 | Safran Aircraft Engines | Joint d’etanchéité pour porte de vanne de décharge d’une turbomachine |
GB201904727D0 (en) | 2019-04-04 | 2019-05-22 | Rolls Royce Plc | Seal assembly |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU213904A1 (ru) * | А. И. Азаров | Уплотнительная прокладка | ||
FR2599081A1 (fr) * | 1986-05-23 | 1987-11-27 | Snecma | Redresseur de soufflante de turboreacteur multiflux |
US4940386A (en) * | 1987-02-05 | 1990-07-10 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Multiple flow turbojet engine with an outer ring of the fan outlet shrunk onto the case |
US20090269203A1 (en) * | 2008-04-07 | 2009-10-29 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine fan assembly |
US20100322772A1 (en) * | 2009-06-23 | 2010-12-23 | Rolls-Royce Plc | Annulus filler for a gas turbine engine |
Family Cites Families (12)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2600379B1 (fr) * | 1986-06-18 | 1988-09-02 | Snecma | Redresseur de soufflante de turboreacteur multiflux |
GB9602129D0 (en) * | 1996-02-02 | 1996-04-03 | Rolls Royce Plc | Rotors for gas turbine engines |
US5820338A (en) | 1997-04-24 | 1998-10-13 | United Technologies Corporation | Fan blade interplatform seal |
US6290459B1 (en) | 1999-11-01 | 2001-09-18 | General Electric Company | Stationary flowpath components for gas turbine engines |
US7628578B2 (en) | 2005-09-12 | 2009-12-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Vane assembly with improved vane roots |
US7637718B2 (en) | 2005-09-12 | 2009-12-29 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Vane assembly with outer grommets |
US20100077612A1 (en) * | 2008-09-30 | 2010-04-01 | Courtney James Tudor | Method of manufacturing a fairing with an integrated seal |
FR2939836B1 (fr) | 2008-12-12 | 2015-05-15 | Snecma | Joint d'etancheite de plateforme dans un rotor de turbomachine |
GB0914187D0 (en) * | 2009-08-14 | 2009-09-16 | Rolls Royce Plc | A sealing assembly |
JP2011085056A (ja) * | 2009-10-15 | 2011-04-28 | General Electric Co <Ge> | 一体形シールを有するフェアリングシールを製作する方法 |
JP2011085055A (ja) * | 2009-10-15 | 2011-04-28 | General Electric Co <Ge> | フェアリングシール |
GB2490858B (en) * | 2011-03-22 | 2014-01-01 | Rolls Royce Plc | A bladed rotor |
-
2013
- 2013-09-18 JP JP2013192710A patent/JP6221544B2/ja active Active
-
2014
- 2014-09-08 RU RU2016114283A patent/RU2641421C2/ru active
- 2014-09-08 CA CA2924425A patent/CA2924425C/en active Active
- 2014-09-08 EP EP14845489.5A patent/EP3048260B1/en active Active
- 2014-09-08 CN CN201480050715.6A patent/CN105531445B/zh active Active
- 2014-09-08 WO PCT/JP2014/073643 patent/WO2015041083A1/ja active Application Filing
-
2016
- 2016-03-14 US US15/068,750 patent/US10233765B2/en active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
SU213904A1 (ru) * | А. И. Азаров | Уплотнительная прокладка | ||
FR2599081A1 (fr) * | 1986-05-23 | 1987-11-27 | Snecma | Redresseur de soufflante de turboreacteur multiflux |
US4940386A (en) * | 1987-02-05 | 1990-07-10 | Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "S.N.E.C.M.A." | Multiple flow turbojet engine with an outer ring of the fan outlet shrunk onto the case |
US20090269203A1 (en) * | 2008-04-07 | 2009-10-29 | Rolls-Royce Plc | Aeroengine fan assembly |
US20100322772A1 (en) * | 2009-06-23 | 2010-12-23 | Rolls-Royce Plc | Annulus filler for a gas turbine engine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP6221544B2 (ja) | 2017-11-01 |
CA2924425C (en) | 2017-06-06 |
CN105531445B (zh) | 2017-05-17 |
RU2016114283A (ru) | 2017-10-23 |
WO2015041083A1 (ja) | 2015-03-26 |
EP3048260A4 (en) | 2017-04-19 |
JP2015059459A (ja) | 2015-03-30 |
CN105531445A (zh) | 2016-04-27 |
EP3048260B1 (en) | 2020-11-11 |
US20160194971A1 (en) | 2016-07-07 |
US10233765B2 (en) | 2019-03-19 |
EP3048260A1 (en) | 2016-07-27 |
CA2924425A1 (en) | 2015-03-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2641421C2 (ru) | Уплотнение для турбовентиляторного двигателя | |
US8469659B2 (en) | Turbine blade cascade endwall | |
RU2696177C2 (ru) | Осевая турбомашина | |
US20100284818A1 (en) | Turbine blade cascade endwall | |
EP2902639A1 (en) | Propeller fan and air conditioner equipped with same | |
US10975711B2 (en) | Seal structure and turbine | |
EP2063118A3 (en) | Method and system to facilitate cooling turbine engines | |
EP2325438A3 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
EP2778380A2 (en) | Gas turbine engine exhaust mixer with aerodynamic struts | |
RU2013119150A (ru) | Охлаждающий бандажный узел турбины для газотурбинной установки (варианты) | |
RU2013117811A (ru) | Способ крепления крышки центробежного компрессора турбомашины, крышка компрессора и узел компрессора, снабженный такой крышкой | |
CN104011333B (zh) | 涡轮机组压气机导向叶片组件 | |
CN109072698B (zh) | 用于涡轮机的涡轮机叶轮 | |
US10174946B2 (en) | Nozzle guide for a combustor of a gas turbine engine | |
EP1927730A3 (en) | Method and system to facilitate enhanced local cooling of turbine engines | |
US20130243564A1 (en) | Exhaust diffuser for turbine | |
US20200158130A1 (en) | Turbine Housing | |
US20170321560A1 (en) | Gas turbine engine having a vane assembly | |
US8322144B2 (en) | Turbomachine nozzle cowl having patterns with lateral fins for reducing jet noise | |
JP6782840B2 (ja) | ノズルリングとタービンハウジングとの間にシーリング面を備えるターボチャージャ | |
US10190428B2 (en) | Universal seal | |
EP2690255A2 (en) | Nozzle segment for turbine system | |
KR20140049490A (ko) | 가스 유입 하우징 | |
RU50257U1 (ru) | Спрямляющий аппарат компрессора | |
EP2530385A2 (en) | Turbomachine combustor assembly including a liner stop |