[go: up one dir, main page]
More Web Proxy on the site http://driver.im/

RU2527809C2 - Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора - Google Patents

Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора Download PDF

Info

Publication number
RU2527809C2
RU2527809C2 RU2011149631/06A RU2011149631A RU2527809C2 RU 2527809 C2 RU2527809 C2 RU 2527809C2 RU 2011149631/06 A RU2011149631/06 A RU 2011149631/06A RU 2011149631 A RU2011149631 A RU 2011149631A RU 2527809 C2 RU2527809 C2 RU 2527809C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ring
stator
hole
edge
module
Prior art date
Application number
RU2011149631/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2011149631A (ru
Inventor
Винченцо БЕРТОЛИ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2011149631A publication Critical patent/RU2011149631A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2527809C2 publication Critical patent/RU2527809C2/ru

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/22Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F01D9/044Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting or the like
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542Bladed diffusers
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00Manufacture
    • F05D2230/60Assembly methods
    • F05D2230/64Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/10Stators
    • F05D2240/12Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/20Rotors
    • F05D2240/30Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/94Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00Function
    • F05D2260/94Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00Control
    • F05D2270/01Purpose of the control system
    • F05D2270/11Purpose of the control system to prolong engine life
    • F05D2270/114Purpose of the control system to prolong engine life by limiting mechanical stresses
    • YGENERAL 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
    • Y02TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02TCLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

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

Кольцо статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата имеет множество сквозных отверстий, предназначенных для расположения лопатки статора. Каждое отверстие определяет среднюю линию, проходящую между первым краем, предназначенным для расположения задней кромки лопатки, и вторым краем, предназначенным для расположения передней кромки лопатки. С отверстием для расположения лопатки статора соотнесена прорезь снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края такого отверстия в направлении средней линии. Другие изобретения группы относятся к части статора, содержащей указанное выше кольцо и множество лопаток статора, к модулю турбинного двигателя летательного аппарата, содержащему указанную выше часть статора, и к турбинному двигателю, содержащему такой модуль. Группа изобретений позволяет снизить вероятность образования трещин на кольце статора в области задней кромки лопатки. 4 н. и 9 з.п. ф-лы, 7 ил.

Description

Настоящее изобретение в целом относится к турбинному двигателю летательного аппарата, предпочтительно, турбореактивному или турбовинтовому.
В частности, изобретение относится к части статора для модуля такого турбинного двигателя, причем эта часть содержит множество лопаток статора, а также два концентрических кольца, несущих лопатки и предназначенных для радиального разделения потока первичного воздуха, проходящего сквозь данный турбинный двигатель, соответственно, внутрь и наружу.
Изобретение также относится к этим кольцам разделения потока первичного воздуха.
Известно техническое решение, описанное в документе DE 102007050916.
Для удержания лопаток статора, которые проходят в радиальном направлении внутрь от внешнего кольца, последнее, как правило, содержит множество отверстий, а именно выполненных вглубь кольца, обычно металлического, которые расположены по окружности через определенное расстояние друг от друга.
В каждом отверстии размещается головка одной из лопаток статора; причем данная головка крепится к внешнему кольцу посредством паяного шва, выполняемого в соответствующем отверстии, который непрерывным образом расположен вокруг головки лопатки.
Аналогичным образом для удержания лопаток статора, которые проходят в радиальном направлении от внутреннего кольца наружу, последнее содержит, как правило, определенное множество отверстий, расположенных по окружности через определенное расстояние друг от друга. В каждом отверстии размещается ножка одной из лопаток статора; причем данная ножка крепится на внешнем кольце посредством выполняемого в соответствующем отверстии паяного шва, который непрерывно проходит вокруг головки лопатки.
Недостатком данного технического решения, которое, вместе с тем, широко распространено в данной области, является то, что часто можно обнаружить появление трещин на уровне задней кромки головки лопатки и/или задней кромки ножки лопатки.
Объяснение данного явления, негативно влияющего на срок эксплуатации лопаток статора, заключается в наличии очень больших статических нагрузок на уровне задней кромки головки лопатки и/или ножки лопатки, которые выражаются в очень небольшом динамическом запасе прочности, способствующем появлению трещин.
Для противодействия данному недостатку было предложено увеличить толщину колец для ограничения их деформации при эксплуатации и снижения, таким образом, нагрузок, оказываемых на задние кромки головок и ножек лопаток. Однако такое решение крайне негативно сказывается на стоимости и массе.
Было также предложено увеличить толщину лопаток, но это неизбежно приводит к нарушению проходящего через них воздушного потока и, как следствие, отрицательному воздействию непосредственно на общие эксплуатационные характеристики турбинного двигателя.
Таким образом, целью изобретения является устранение, по меньшей мере, частично вышеперечисленных проблем, связанных с практической реализацией решений предыдущего уровня техники.
С этой целью технической задачей изобретения является кольцо для статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата, снабженного множеством сквозных отверстий, каждое из которых предназначено для расположения в нем лопатки статора; причем каждое отверстие определяет среднюю линию, проходящую между первым краем, предназначенным для расположения задней кромки лопатки, и вторым краем, предназначенным для расположения передней кромки лопатки. Согласно изобретению, по меньшей мере, с одним из вышеупомянутых отверстий соотнесена прорезь снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края отверстия в направлении упомянутой средней линии.
Предложенное изобретение в целом позволяет уменьшить статические нагрузки на уровне участка задней кромки лопатки, который предназначен для взаимодействия с отверстием, снабженным одной такой прорезью снятия механической нагрузки, устранить динамический предел и, таким образом, существенно замедлить появление трещин. Таким образом, при деформации кольца при эксплуатации наиболее напряженная зона смещена на уровне краев прорези, а именно на расстоянии от задней кромки, внутри даже кольца, которое в полной мере способно выдерживать эти нагрузки.
Внесенное предложение оказывается очень удовлетворительным в том смысле, что оно не влечет за собой никаких проблем, связанных с массой, стоимостью или эксплуатационными характеристиками. Кроме того, результатом этого является увеличение срока эксплуатации лопаток, вследствие чего, предпочтительно, могут быть увеличены временные интервалы проведения осмотров/технического обслуживания.
Естественно, эта специфическая особенность может быть применена ко всем лопаткам статора или только к некоторым из них в зависимости от предъявляемых требований или имеющих место напряжений. В качестве оценочного примера в случае, когда кольцо, согласно изобретению, разделено на сектора, было признано разумным соотнести такую прорезь снятия механической нагрузки исключительно к двум лопаткам, расположенным по краям каждого сектора кольца. Однако может быть рассмотрено любое другое техническое решение, не выходя при этом за рамки изобретения.
Практическая реализация прорезей снятия механической нагрузки оказывает лишь очень незначительное негативное воздействие на способ изготовления кольца, принимая при этом во внимание, что они могут быть изготовлены в то же самое время, что и отверстия. При этом преимущество заключается в том, что представляется возможным выполнять такие прорези на уже имеющихся кольцах.
И, наконец, отмечено, что кольцо согласно изобретению представляет собой, предпочтительно, кольцо внешнего радиального ограничения первичного потока, т.е. то из двух колец статора, которое испытывает самую большую деформацию при эксплуатации в результате воздействия перемещений корпусов турбинного двигателя. В связи с этим отмечено, что его основная деформация, такая как деформация внутреннего кольца, происходящая в наименьшей мере, характеризуется диаметром, увеличивающимся в направлении задней части, которая приводит к изменению в целом его цилиндрической формы на форму усеченного конуса.
Предпочтительно, упомянутая прорезь проходит по кривой линии к отверстию, имея возможность быть расположенной вокруг части отверстия.
Предпочтительно, упомянутое отверстие содержит с одной и другой стороны средней линии часть корыта и часть спинки, которые соединяются на уровне упомянутых первого и второго краев отверстия, а упомянутая прорезь также проходит против и на удалении от участков частей корыта и спинки, которые соединяются на уровне упомянутого первого края отверстия. Прорезь может быть расположена вокруг задней части отверстия на удалении от нее, которое остается по существу постоянным.
Предпочтительно, упомянутая прорезь в целом имеет U-образную или V-образную форму, внутри которой расположен упомянутый первый край отверстия, для лучшего снятия нагрузки с задней кромки лопатки.
Предпочтительно, упомянутая прорезь заполнена материалом-наполнителем. Основным назначением, которого хотят достичь путем размещения этого материала, является герметизация воздушного потока, проходящего через лопатки статора, в то же время он также позволяет ограничить тепловые потери. Таким образом, или эта прорезь пустотелая, или она заполнена упомянутым материалом наполнителем, который оказывает нулевое или незначительное механическое удержание.
Например, речь может идти о материале-наполнителе истираемого типа, например об устойчивом к изменениям температуры соединении силиконового каучука, наполненном шариками.
Предпочтительно, кольцо образует непрерывную, по существу кольцеобразную конструкцию, предпочтительно, из одной детали. В качестве альтернативного варианта оно практически реализуется путем расположения встык угловых секторов кольца.
Технической задачей изобретения также является часть статора для модуля турбинного двигателя летательного аппарата, которая содержит, по меньшей мере, одно кольцо, которое было представлено выше, а также множество лопаток статора.
Предпочтительно, упомянутое кольцо представляет собой внешнее кольцо, а в каждом из сквозных отверстий размещается головка одной из упомянутых лопаток, прикрепленной к внешнему кольцу посредством паяного шва, расположенного в его отверстии и проходящего непрерывным образом вокруг головки лопатки. Таким образом, данное решение позволяет добиться удовлетворительного удержания головки лопатки в отверстии, благодаря непрерывному паяному шву, и избежать слишком большой нагрузки задней кромки этой головки лопатки, размещая прорезь снятия механической нагрузки, характерной для настоящего изобретения, которая отодвинута от этой задней кромки.
Данная специфическая особенность одновременно или в соответствии с другим вариантом применима к внутреннему кольцу части статора. В действительности она, кроме того, содержит внутреннее кольцо с множеством сквозных отверстий, в каждом из которых располагается ножка одной из этих лопаток, прикрепленная к внутреннему кольцу посредством паяного шва, выполненного в его отверстии и проходящего непрерывным образом полностью вокруг ножки лопатки. Прорезь снятия механической нагрузки может быть, таким образом, соотнесена с одним или множеством этих отверстий внутреннего кольца.
Объектом изобретения также является модуль турбинного двигателя летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, часть статора, описание которой приведено выше; причем модуль является, предпочтительно, компрессором, преимущественно, высокого давления, но который, как вариант, может быть турбиной, не выходя при этом за рамки изобретения.
И, наконец, объектом изобретения является турбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий, по меньшей мере, такой модуль, описание которого приведено выше, причем турбинный двигатель, предпочтительно, является турбореактивным двигателем.
Другие преимущества и характеристики изобретения будут видны из нижеследующего детального описания, которое не носит ограничительного характера.
Данное описание будет приведено со ссылкой на прилагаемые фигуры чертежа, на которых:
- фиг.1 представляет собой схематичный частичный вид разреза половины компрессора высокого давления для турбинного двигателя согласно способу предпочтительной практической реализации настоящего изобретения;
- фиг.2 представляет собой вид спереди блока, образующего угловой участок части статора компрессора, изображенного на фиг.1;
- фиг.3 представляет собой частичный вид сверху блока, изображенного на фиг.2;
- фиг.3а и 3b изображают альтернативные варианты практической реализации для прорезей снятия механической нагрузки, выполненных на кольце блока, показанного на фиг.3;
- фиг.4а и 4b изображают примеры практической реализации прорезей снятия дополнительной механической нагрузки, выполненных на кольце блока, показанного на фиг.3.
Со ссылкой, в первую очередь, на фиг.1, можно увидеть часть компрессора высокого давления 1 для турбинного двигателя согласно способу предпочтительной практической реализации настоящего изобретения. Как известно, компрессор содержит чередующиеся в осевом направлении, параллельном оси 2 компрессора, лопатки 4 статора и лопатки 6 ротора. Лопатки 4 статора, распределенные по окружности вокруг оси 2, вмонтированы в часть статора 13, также являющуюся объектом изобретения, которая содержит, кроме того, внутренне кольцо 8 внутреннего радиального ограничения первичного кольцеобразного потока 10, проходящего через турбинный двигатель; причем на этом кольце 8 удерживаются ножки лопаток 4, которые проходят сквозь него. Она также содержит внешнее кольцо 16 внешнего радиального ограничения первичного кольцеобразного потока 10, на котором удерживаются головки лопаток 4, которые проходят сквозь него.
В связи с этим отмечено, что часть статора также содержит известные специалистам дополнительные элементы, установленные на кольце 8, такие как внутреннее радиальное истираемое покрытие 15, образующее кольцевую уплотнительную полоску, которая соприкасается с уплотняющим устройством 12, расположенным на ступени ротора 14, на котором установлены вращающиеся лопатки 6, и размещенным сзади рассматриваемой части статора. Как отмечалось ранее, вращающееся уплотняющее устройство 12 известно как уплотнение типа лабиринтового или с тонкими пластинами.
Согласно описанному предпочтительному способу практической реализации, часть статора 13 образует по существу кольцевую относительно оси 2 конструкцию, причем часть статора предпочтительно образована путем установки множества блоков 20, один из которых показан на фиг.2; причем каждый из них представляет собой угловой или циркулярный участок этой части статора. Как это видно на данной фигуре, каждый блок 20 содержит угловой сектор внутреннего кольца 8а, удерживающий множество лопаток 4 статора; причем внутреннее кольцо 8 является результатом расположения встык всех секторов 8а.
В изображенной сегментированной конструкции угловые сектора 8а (на фиг.2 показан только один сектор), вместе образующие кольцо 8, таким образом, предпочтительно, не содержат прямых жестких механических соединений, объединяющих их друг с другом; причем их соседние края в действительности просто размещены друг против друга, с зазором или без зазора.
Сегментирование, производимое с кольцом 8, также, аналогичным образом, допустимо и для истираемого внутреннего радиального покрытия 15, образующего кольцевую уплотнительную полоску; причем только угловой сектор 15а этого покрытия, таким образом, жестко удерживается сектором кольца 8а.
Аналогичным образом блок 20 содержит угловой сектор внешнего кольца 16а, удерживающего множество лопаток 4 статора, причем внешнее кольцо 16 является, таким образом, результатом расположения всех секторов 16а. Также в этом случае угловые сектора 16а (на фиг.2 виден только один), образующие вместе кольцо 16, таким образом, предпочтительно, не содержат прямых жестких механических соединений, объединяющих их друг с другом; причем их соседние края в действительности просто расположены друг против друга, с зазором или без зазора.
Часть статора 13, реализованная путем расположения встык множества этих угловых участков 20, принимает, таким образом, так называемое сегментированное техническое решение в противоположность также рассматриваемому так называемому непрерывному техническому решению, согласно которому каждое из колец 8 и 16 является единым и непрерывным по окружности в 360°. Альтернативный вариант мог бы заключаться также в том, чтобы предусмотреть, чтобы одно из двух колец 8 и 16 было единым и непрерывным по окружности в 360°, а другое кольцо было сегментированным.
Для сведения: отмечено, что количество блоков/секторов 20 для образования упомянутой части кольцевого статора 13 может составлять от 6 до 14 единиц, причем каждый блок 20, предпочтительно, содержит одинаковую угловую/окружную протяженность.
Со ссылкой в настоящий момент на фиг.3 можно увидеть, что угловой сектор внешнего кольца 16а содержит отверстия 22, выполненные вглубь этого сектора 16а, придавая им сквозной характер. Для упрощения понимания данного описания отверстие 22, которое видно в верхней части фиг.3, было изображено без сопряженной с ним лопатки, против отверстия 22, показанного в нижней части той же фигуры чертежа, в котором размещается головка сопряженной с ним лопатки 4. Она в нем жестко фиксируется посредством паяного шва 21, выполненного непрерывным образом полностью вокруг головки лопатки в пространстве 19, ограниченном боковой стенкой отверстия 22 и внешней поверхностью головки лопатки.
Каждое отверстие 22 содержит боковую стенку, содержащую часть корыта 23 и часть спинки 24, которые соединяются на уровне двух краев - переднего и заднего - отверстия. Первый 25 из этих двух краев предназначен для размещения задней кромки 26 головки лопатки, в то время как второй 27 предназначен для размещения передней кромки 28 головки лопатки.
Части корыта 23 и спинки 24 определяют среднюю линию 32, проходящую через два края 25, 27 и соответствующий известным образом срединной линии, проходящей между частями корыта 23 и спинки 24. Впрочем, как это показано на отверстии, изображенном в нижней части фиг.3, средняя линия 32 отверстия 22 совпадает со средней линией 33 головки лопатки, зафиксированной посредством паяного шва 21 в этом отверстии; причем контуры отверстия и головки лопатки в действительности пространственно центрированы и подобны.
Одна из особенностей настоящего изобретения заключается в практической реализации путем соотнесения, по меньшей мере, одного из отверстий 22 с прорезью 36 снятия механической нагрузки, выполненной сквозной на кольце, на удалении от рассматриваемого отверстия 22, к задней части. Если быть более точным, то прорезь 36 расположена против и на удалении от первого края 25 отверстия согласно направлению средней линии 32 и оказывается, таким образом, удаленной от задней кромки соответствующей лопатки. Согласно представленному способу практической реализации, прорезь 36 проходит к отверстию вдоль изогнутой линии 38, которая проходит вокруг задней части отверстия. В данном случае прорезь 36 и линия 38 принимают в целом U-образную или V-образную форму, подобную форме подковы, внутри которой расположена задняя часть отверстия с первым краем 25 против и на удалении от донной части U. В связи с этим отмечено, что расстояние «d», согласно направлению средней линии 32, между краем 25 отверстия и прорезью 36 составляет 0,02-0,1, а более предпочтительно 0,03-0,05 общей длины (не имеет цифровой ссылки) головки лопатки 4 вдоль этой средней линии.
В данной конфигурации два ответвления U также проходят соответственно против и на удалении от участков 23а, 24а частей корыта 23 и спинки 24, которые соединяются на уровне первого края 25. Расстояние, отделяющее ответвления U от их участков соответствующих отверстий 23а, 23b, может быть равно или почти равно расстоянию «d», предполагающему, что прорезь 36 проходит вокруг задней части отверстия 22 на удалении от него, которое остается по существу постоянным.
Указано, что ответвления U имеют по существу одинаковую длину, а задняя часть средней линии 32 образует по существу ось симметрии для прорези 36 в форме U.
Длина «l» отверстия 22, согласно направлению средней линии 32, которая углубляется в выемку U, составляет 0,03-0,4, а еще более предпочтительно 0,05-0,2 общей длины (не имеет цифровой ссылки) головки лопатки 4 вдоль этой средней линии.
Первая возможность заключается в том, чтобы оставить прорезь 36 снятия механической нагрузки пустотелой, как это показано на прорези в верхней части фиг.3. В качестве варианта она могла бы быть заполнена материалом-наполнителем 40, направленным в основном на обеспечение герметизации первичного потока, а именно на недопущение потерь через прорезь 36. Такой материал-наполнитель схематически обозначен цифровой ссылкой 40 на прорези в нижней части фиг.3. Речь может идти, например, о материале-наполнителе истираемого типа, например о соединении силиконового каучука, устойчивого к колебаниям температуры, наполненного шариками.
Даже если такая прорезь 36 снятия механической нагрузки лопатки, предпочтительно, предусмотрена только в сочетании с лопатками, расположенными, соответственно, на двух краях блока 20, все равно могло бы быть по-другому, не выходя при этом за рамки изобретения.
Кроме того, такие прорези 36 снятия механической нагрузки лопатки могли бы быть также предусмотрены в сочетании со сквозными отверстиями внутреннего кольца 8, в которых размещаются ножки лопаток. Таким образом, сборка будет идентичной или похожей на сборку, изображенную на фиг.3, для внешнего кольца.
На фиг.3а изображен первый альтернативный вариант практической реализации для прорези 36. Она имеет форму, в целом похожую на форму, описание которой приведено выше, только два ее края 36а расширены для снижения напряжений, испытываемых кольцом на этих краях прорези. Таким образом, вместо того чтобы иметь ширину, по существу одинаковую по всей своей длине, прорезь 36 сочетает в себе, таким образом, уширенные и закругленные края 36а, предпочтительно, ориентированные таким образом, чтобы удаляться от отверстия 22 для ориентирования напряжения в направлении, противоположном направлению лопатки.
На фиг.3b изображен другой вариант практической реализации, согласно которому прорезь 36 соответствует приблизительно половине прорези, изображенной на фиг.3а; причем через один из ее краев 36а проходит средняя линия 32 отверстия 22.
Если такие прорези 36 соотнесены с задней кромкой ввиду большой статической нагрузки этого участка лопатки, то аналогичные прорези снятия механической нагрузки также могли бы быть соотнесены с другимими частями лопатки 4, которые также могли бы быть очень статически напряженными. Речь идет, например, о передней кромке лопатки, независимо от того, находится ли это на уровне ножки или головки лопатки. В этом случае дополнительная прорезь 136 снятия механической нагрузки, изображенная на фиг.4а, может быть выполнена сквозной на кольце и расположенной против и на удалении от второго края 27 отверстия согласно направлению средней линии 32. Такая прорезь 136 способна, таким образом, принимать форму, аналогичную форме прорезей 36, описание которых приведено выше, ориентированных в направлении отверстия 22, и в которые углубляется передняя часть последнего.
Одновременно или в качестве альтернативного варианта речь может идти об одной или множестве прорезей 236 снятия механической нагрузки, следующих вдоль участка корыта 23 и/или участка спинки 24 отверстия на удалении от рассматриваемого участка 23, 24, как это показано на фиг.4b.
Безусловно, специалисты могут внести различные изменения в изобретение, описание которого только что было приведено исключительно в качестве примера, который не носит ограничительного характера.

Claims (13)

1. Кольцо (16) для статора модуля турбинного двигателя летательного аппарата, снабженного множеством сквозных отверстий (22), каждое из которых предназначено для расположения в нем лопатки статора (4); причем каждое отверстие определяет среднюю линию (32), проходящую между первым краем (25), предназначенным для расположения задней кромки (26) лопатки, и вторым краем (27), предназначенным для расположения передней кромки (28) лопатки, отличающееся тем, что, по меньшей мере, с одним из вышеупомянутых отверстий (22) соотнесена прорезь (36) снятия механической нагрузки, выполненная сквозной на кольце и расположенная против и на удалении от упомянутого первого края (25) отверстия в направлении упомянутой средней линии (32).
2. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) проходит по кривой линии (38) к отверстию.
3. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутое отверстие (22) содержит с одной и другой стороны средней линии (32) часть корыта (23) и часть спинки (24), которые соединяются на уровне упомянутых первого и второго краев (25, 27) отверстия, а также тем, что упомянутая прорезь (36) также проходит против и на удалении от участков (23а, 24а) частей корыта и спинки (23, 24), которые соединяются на уровне упомянутого первого края (25) отверстия (22).
4. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) в целом имеет U-образную или V-образную форму, внутри которой расположен упомянутый первый край (25) отверстия.
5. Кольцо по п.1, отличающееся тем, что упомянутая прорезь (36) заполнена материалом-наполнителем (40).
6. Кольцо по любому из предшествующих пунктов, отличающееся тем, что оно образует непрерывную, по существу, кольцеобразную конструкцию.
7. Кольцо по любому из пп.1-5, отличающееся тем, что оно образует, по существу, кольцеобразную конструкцию, реализуемую путем расположения встык угловых секторов кольца (16а).
8. Часть статора (13) для модуля турбинного двигателя летательного аппарата, которая содержит, по меньшей мере, одно кольцо (16) по любому из предшествующих пунктов, а также множество лопаток статора (4).
9. Часть статора по п.8, отличающаяся тем, что упомянутое кольцо представляет собой внешнее кольцо (16), а также тем, что в каждом из сквозных отверстий (22) размещается головка одной из упомянутых лопаток (4), прикрепленная к внешнему кольцу посредством паяного шва (21), расположенного в его отверстии и проходящего непрерывным образом вокруг головки лопатки (4).
10. Часть статора по п.9, отличающаяся тем, что она содержит, кроме того, внутреннее кольцо (8) с множеством сквозных отверстий, в каждом из которых располагается ножка одной из упомянутых лопаток (4), прикрепленная к внутреннему кольцу посредством паяного шва, расположенного в его отверстии и проходящего непрерывным образом вокруг ножки лопатки.
11. Модуль (1) турбинного двигателя летательного аппарата содержащий, по меньшей мере, часть статора (13) по любому из пп.8-10.
12. Модуль по п.11, отличающийся тем, что он является компрессором, предпочтительно, высокого давления.
13. Турбинный двигатель для летательного аппарата содержащий, по меньшей мере, один модуль (1) по п.11 или 12.
RU2011149631/06A 2009-05-07 2010-05-04 Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора RU2527809C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0953055 2009-05-07
FR0953055A FR2945331B1 (fr) 2009-05-07 2009-05-07 Virole pour stator de turbomoteur d'aeronef a fentes de dechargement mecanique d'aubes.
PCT/EP2010/055998 WO2010128025A1 (fr) 2009-05-07 2010-05-04 Virole pour stator de turbomoteur d'aeronef a fentes de dechargement mecanique d'aubes

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011149631A RU2011149631A (ru) 2013-06-20
RU2527809C2 true RU2527809C2 (ru) 2014-09-10

Family

ID=41059728

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011149631/06A RU2527809C2 (ru) 2009-05-07 2010-05-04 Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9017022B2 (ru)
EP (1) EP2427659B1 (ru)
JP (1) JP5699132B2 (ru)
CN (1) CN102422027B (ru)
BR (1) BRPI1013840B1 (ru)
CA (1) CA2760667C (ru)
FR (1) FR2945331B1 (ru)
RU (1) RU2527809C2 (ru)
WO (1) WO2010128025A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2984428B1 (fr) 2011-12-19 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Redresseur de compresseur pour turbomachine.
US10550699B2 (en) * 2013-03-06 2020-02-04 United Technologies Corporation Pretrenched rotor for gas turbine engine
US9938840B2 (en) * 2015-02-10 2018-04-10 United Technologies Corporation Stator vane with platform having sloped face
US9988918B2 (en) 2015-05-01 2018-06-05 General Electric Company Compressor system and airfoil assembly
FR3048017B1 (fr) 2016-02-24 2019-05-31 Safran Aircraft Engines Redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef, comprenant des orifices de prelevement d'air de forme etiree selon la direction circonferentielle
FR3056630B1 (fr) * 2016-09-26 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Disque aubage monobloc de soufflante pour turbomachine d'aeronef

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU352030A1 (ru) * А. Я. Уваров Горьковский автомобильный завод Цельнолитое рабочее колесо турбомашины
US2143466A (en) * 1937-12-31 1939-01-10 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine apparatus
GB1100384A (en) * 1965-03-10 1968-01-24 Bristol Siddeley Engines Ltd Stator blade assemblies for axial flow compressors or turbines
EP1724443A1 (de) * 2005-05-20 2006-11-22 ABB Turbo Systems AG Düsenring
US7329087B2 (en) * 2005-09-19 2008-02-12 General Electric Company Seal-less CMC vane to platform interfaces

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR994013A (fr) * 1944-12-05 1951-11-09 Rateau Soc Perfectionnement à l'exécution des distributeurs et tuyères de turbines
DE1801475B2 (de) * 1968-10-05 1971-08-12 Daimler Benz Ag, 7000 Stuttgart Luftgekuehlte turbinenschaufel
JPH10299408A (ja) * 1997-04-22 1998-11-10 Hitachi Ltd ガスタービン静翼
JPH1113406A (ja) * 1997-06-23 1999-01-19 Hitachi Ltd ガスタービン静翼
JP3559152B2 (ja) * 1997-10-13 2004-08-25 新潟原動機株式会社 ターボ機械の静翼及びその組立方法
JPH11141352A (ja) * 1997-11-07 1999-05-25 Hitachi Ltd ガスタービン高温部品の保守管理装置およびその方法
US6290466B1 (en) * 1999-09-17 2001-09-18 General Electric Company Composite blade root attachment
US6478537B2 (en) * 2001-02-16 2002-11-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Pre-segmented squealer tip for turbine blades
US6550254B2 (en) * 2001-08-17 2003-04-22 General Electric Company Gas turbine engine bleed scoops
SE519781C2 (sv) * 2001-08-29 2003-04-08 Volvo Aero Corp Förfarande för framställning av en stator-eller rotorkomponent
AU2003271491A1 (en) * 2002-11-13 2004-06-03 Abb Turbo Systems Ag Slotted guide vane
FR2874403B1 (fr) * 2004-08-23 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Aube de compresseur ou de turbune a gaz
EP1857636A1 (de) * 2006-05-18 2007-11-21 Siemens Aktiengesellschaft Schaufel einer Strömungsmaschine und Verfahren zur Anpassung der Steifigkeit von Schaufelblatt und Plattform
US7597536B1 (en) * 2006-06-14 2009-10-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with de-coupled platform
US8292567B2 (en) * 2006-09-14 2012-10-23 Caterpillar Inc. Stator assembly including bleed ports for turbine engine compressor
US7686576B2 (en) 2006-10-24 2010-03-30 General Electric Company Method and apparatus for assembling gas turbine engines
US8177502B2 (en) * 2008-11-25 2012-05-15 General Electric Company Vane with reduced stress

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU352030A1 (ru) * А. Я. Уваров Горьковский автомобильный завод Цельнолитое рабочее колесо турбомашины
US2143466A (en) * 1937-12-31 1939-01-10 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine apparatus
GB1100384A (en) * 1965-03-10 1968-01-24 Bristol Siddeley Engines Ltd Stator blade assemblies for axial flow compressors or turbines
EP1724443A1 (de) * 2005-05-20 2006-11-22 ABB Turbo Systems AG Düsenring
US7329087B2 (en) * 2005-09-19 2008-02-12 General Electric Company Seal-less CMC vane to platform interfaces

Also Published As

Publication number Publication date
CA2760667C (fr) 2016-08-30
US20120051938A1 (en) 2012-03-01
EP2427659B1 (fr) 2017-10-11
RU2011149631A (ru) 2013-06-20
CA2760667A1 (fr) 2010-11-11
JP2012526228A (ja) 2012-10-25
CN102422027A (zh) 2012-04-18
EP2427659A1 (fr) 2012-03-14
BRPI1013840B1 (pt) 2020-06-23
US9017022B2 (en) 2015-04-28
BRPI1013840A2 (pt) 2016-04-12
FR2945331A1 (fr) 2010-11-12
JP5699132B2 (ja) 2015-04-08
CN102422027B (zh) 2015-05-13
WO2010128025A1 (fr) 2010-11-11
FR2945331B1 (fr) 2011-07-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2527809C2 (ru) Турбинный двигатель летательного аппарата, его модуль, часть статора для такого модуля, а также кольцо для такого статора
US9500095B2 (en) Turbine shroud segment sealing
US9784116B2 (en) Turbine shroud assembly
CA2807570C (en) Inter stage seal housing having a replaceable wear strip
RU2602727C2 (ru) Подвижная лопатка турбомашины и турбомашина
EP2568121B1 (en) Stepped conical honeycomb seal carrier and corresponding annular seal
US20120201669A1 (en) Rotating component of a turbine engine
EP2615256B1 (en) Spring "t" seal of a gas turbine
US20140127020A1 (en) Integral cover bucket assembly
US9206700B2 (en) Outer vane support ring including a strong back plate in a compressor section of a gas turbine engine
US8128349B2 (en) Gas turbine engines and related systems involving blade outer air seals
JP2013083251A (ja) ガスタービンエンジン翼形部先端陥凹部
US20140301841A1 (en) Turbomachine compressor guide vanes assembly
US20110182721A1 (en) Sealing arrangement for a gas turbine engine
CN108779682B (zh) 包括具有沿周向方向伸长的形状的空气抽取开口的用于航空器涡轮机压缩机的整流器
US10871079B2 (en) Turbine sealing assembly for turbomachinery
US8172506B2 (en) Method and system for cooling engine components
WO2014168862A1 (en) Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine
CN113891984B (zh) 用于涡轮机的包括多层耐磨部件的动态密封件
US20090206554A1 (en) Steam turbine engine and method of assembling same
US20180106161A1 (en) Turbine shroud segment
US8939717B1 (en) Vane outer support ring with no forward hook in a compressor section of a gas turbine engine
EP3351739B1 (en) A sealing element and a method of manufacturing the same
US20200011249A1 (en) Turbomachine component assembly
JP6833598B2 (ja) ノズルダイアフラム、蒸気タービン

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner