CN101158477B - 用于装配涡轮发动机的方法和装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于装配涡轮发动机的方法和装置。该涡轮发动机包括一种涡轮发动机喷嘴组件(50)，该涡轮发动机喷嘴组件包括外围带(54)、内围带(56)、至少一个叶片(52)、至少一个密封件(190)和至少一个非平面密封件支座(200)。该外围带(54)包括前缘(70)、后缘(74)以及在前缘和后缘之间延伸的主体(78)。该内围带包括前缘(72)、后缘(76)以及在前缘和后缘之间延伸的主体(80)。该内围带和外围带中的至少一个进一步包括由其向外延伸的至少一个径向突片(110)。该至少一个叶片在该外围带和该内围带之间延伸。该至少一个密封件被结合在至少一个径向突片和该围带前缘中的一个之间。该至少一个非平面密封件支座抵着该密封件的至少一个部分进行定位。

Description

用于装配涡轮发动机的方法和装置
背景技术
本发明一般涉及涡轮发动机并且更特别地，涉及用于装配燃气涡轮发动机的方法和装置。
技术领域
至少一些公知的燃气涡轮发动机包括使燃料-空气混合物燃烧的燃烧室，该混合物然后通过涡轮喷嘴组件被引导向涡轮。一些公知的涡轮喷嘴组件包括多个沿圆周布置的弓形喷嘴片段。至少一些公知的涡轮喷嘴包括多个沿圆周间隔的中空翼形叶片，该翼形叶片由完整形成的内围带(inner band)平台和外围带(outer band)平台结合。更特别地，内围带形成径向内流程边界的部分，而外围带形成径向外流程边界的部分。
为了便于改进发动机的效率，至少一些公知的发动机组件包括密封件，通常公知的是叶状密封件，该密封件被结合在涡轮喷嘴外围带和燃烧室后端之间。公知的叶状密封件通过结合到多个紧固件上的多个圆弹簧被保持在适当的位置，该紧固件通过从外围带处延伸的径向突片(tab)延伸。圆弹簧使得叶状密封件在发动机操作期间变换位置。由于公知的涡轮喷嘴径向突片的方位，公知的叶状密封件的一个端部未得到支撑。在这种发动机组件中，当从燃烧室处排出的燃烧气体接近喷嘴叶片前缘时，压力或涡流从叶片前缘停滞处形成，并且从喷嘴组件处的上游传播一段距离。这种涡流可引起穿过叶状密封件的圆周压力的变化。随着时间的过去，叶状密封件暴露在这种压力变化下会导致破裂沿着密封件发展。特别地，叶状密封件未得到支撑的自由端部会破损，因此减少了发动机的效率以及/或者取决于破损的程度可致使发动机不起作用。
图1是示范性公知的可与燃气涡轮发动机一起使用的涡轮喷嘴50的侧视图。图2是涡轮喷嘴50的透视图。在示范性实施例中，喷嘴50是沿圆周进行定位以在燃气涡轮发动机中形成喷嘴组件(图未示)的多个片段中的一个片段。喷嘴50包括在弓形径向外围带或平台54与弓形径向内围带或平台56之间延伸的至少一个翼形叶片52。更特别地，在示范性实施例中，外围带54和内围带56每一个都与翼形叶片52完整地形成。
叶片52包括连接在前缘64和弦向间隔的后缘66处的压力侧侧壁60和吸入侧侧壁62，以致在侧壁60和侧壁62之间界定冷却腔68。叶片侧壁60和侧壁62每一个都在围带54和围带56之间径向延伸，并且在示范性实施例中，侧壁60一般是凹入的，而侧壁62一般是凸起的。
外围带54和内围带56每一个都包括相应的前缘70和前缘72、各自的后缘74和后缘76、以及各自的在它们之间延伸的主体78和主体80。在示范性实施例中，翼形叶片52被定向，以致外围带和内围带中的相应的前缘70和前缘72每一个从翼形叶片前缘64处的上游都有一距离d。距离d被可变地选择以确保前缘70和前缘72是在从叶片前缘64处的上游，并且以便于防止热气体沿着叶片前缘64的注射，这将在下面做详细的描述。
在示范性实施例中，内围带56包括由其径向向内延伸的后部凸缘90。更特别地，凸缘90相对于围带56的径向内表面92从围带56处径向向内延伸。内围带56还包括由其径向向内延伸的向前凸缘94。向前凸缘94被定位在内围带前缘72和后面凸缘90之间，并且从围带56处径向向内延伸。在示范性实施例中，向前凸缘94的上游侧100在凸缘94的径向最外表面102和径向内表面92之间基本上是平面的。而且，在示范性实施例中，凸缘94的下游侧106从凸缘表面102到径向内表面92基本上是平面的。
内围带56还包括由其径向向内延伸的多个沿圆周间隔的径向突片110。更特别地，在示范性实施例中，从内围带56处延伸的径向突片110的数量与叶片52的数量相同。在示范性实施例中，每一个突片110都包括各自的基本上平行的上游表面120和下游表面122。径向突片110从向前凸缘94处的下游间隔一距离d2，以致在每一个径向突片110和向前凸缘94之间界定保留通道130。
在示范性实施例中，外围带54包括一般由其径向向外延伸的后部凸缘140。更特别地，凸缘140相对于围带54的径向外表面142从围带54处径向向外延伸。外围带54还包括由其径向向外延伸的向前凸缘144。向前凸缘144被定位在外围带前缘70和后面凸缘140之间，并且从围带54处径向向外延伸。在示范性实施例中，向前凸缘144的上游侧146在凸缘144的径向最外表面147和围带径向外表面142之间基本上是平面的。而且，在示范性实施例中，凸缘144的下游侧148从凸缘表面147到径向外表面142基本上是平面的。
外围带54还包括由其径向向外延伸的多个沿圆周间隔的径向突片160。更特别地，在示范性实施例中，径向突片160的数量与叶片52的数量相同。在示范性实施例中，每一个突片160都包括各自的基本上平行的上游表面162和下游表面164。径向突片160从向前凸缘144处的下游间隔一距离d3，以致在每一个径向突片160和向前凸缘144之间界定保留通道166。在示范性实施例中，通道166和通道130的尺寸近似地相同。
在示范性实施例中，内围带56包括沿圆周间隔的叶状密封组件168，该密封组件168包括被定位在向前凸缘94和径向突片110之间的密封件170。而且，在示范性实施例中，每一个喷嘴组件50都包括一个密封件170。在备选实施例中，每一个喷嘴组件50都包括多于一个的密封件170。在另一个备选实施例中，一个密封件170穿过两个或多个沿圆周邻近的喷嘴组件50延伸。密封件170被定位在邻近向前凸缘94，并且如在示范性实施例中图解的通过穿过界定在径向突片110中的孔174延伸的紧固件172，比如圆弹簧，被结合到径向突片110。如本领域的一个技术人员将能理解的，密封件170可通过任何适当的起到在此描述的作用的联接机构被结合到径向突片110。在示范性实施例中，弹簧176约束着紧固件172并且被定位在向前凸缘94和径向突片110之间。
在示范性实施例中，外围带54包括沿圆周间隔的叶状密封组件178，该密封组件包括被定位在向前凸缘144和径向突片160之间的密封件180。更特别地，在示范性实施例中，每一个喷嘴组件50都包括一个密封件180。在备选实施例中，每一个喷嘴组件50都包括多于一个的密封件180。在另一个备选实施例中，一个密封件180穿过两个或多个沿圆周邻近的喷嘴组件50延伸。密封件180被定位在邻近向前凸缘144，并且如在示范性实施例中图解的通过穿过界定在径向突片160中的孔184延伸的紧固件182，比如圆弹簧，被结合到径向突片160。如本领域的一个技术人员将能理解的，密封件180可通过任何适当的起到在此描述的作用的联接机构被结合到径向突片160。在示范性实施例中，弹簧186约束着紧固件182并且被定位在向前凸缘144和径向突片160之间。
发明内容
在一个方面，提供了一种用于装配燃气涡轮发动机的方法。该方法包括提供涡轮喷嘴，该涡轮喷嘴包括外围带和内围带，其中，每一个围带都包括前缘(leading edge)、后缘(trailing edge)以及在前缘和后缘之间延伸的主体。外围带和内围带中的至少一个具有由其向外延伸的至少一个径向突片。该方法还包括在从外围带和内围带处延伸的径向突片中的至少一个与外围带和内围带的相应的前缘之间结合至少一个密封件。该方法还包括抵着密封件的至少一个部分定位至少一个非平面密封件支座。
在另一个方面，提供了一种涡轮发动机喷嘴组件。该组件包括外围带和内围带，该外围带包括前缘、后缘以及在前缘和后缘之间延伸的主体，而该内围带包括前缘、后缘以及在前缘和后缘之间延伸的主体。内围带和外围带中的至少一个包括由其向外延伸的至少一个径向突片。该组件还包括在外围带和内围带之间延伸的至少一个叶片。该组件还包括至少一个密封件和至少一个非平面密封件支座，该密封件被结合在至少一个径向突片和围带前缘中的一个之间，而该非平面密封件支座抵着密封件的至少一个部分进行定位。
在又一个方面，提供了一种涡轮发动机。该涡轮发动机包括多个邻近的喷嘴组件。每一个喷嘴组件都包括外围带和内围带，该外围带包括前缘、后缘以及在前缘和后缘之间延伸的主体，而该内围带包括前缘、后缘以及在前缘和后缘之间延伸的主体。内围带和外围带中的至少一个包括由其向外延伸的至少一个径向突片。每一个组件还包括在外围带和内围带之间延伸的至少一个叶片。每一个组件还包括至少一个密封件和至少一个非平面密封件支座，该密封件被结合在至少一个径向突片和围带前缘中的一个之间，而该非平面密封件支座抵着密封件的至少一个部分进行定位以便于防止由于振动引起的密封件破损。
附图说明
图1是可与燃气涡轮发动机一起使用的示范性公知的涡轮喷嘴的侧视图；
图2是图1中所示的涡轮喷嘴的透视图；
图3是示范性燃气涡轮发动机的示意图；
图4是与图3中所示的燃气涡轮发动机一起使用的示范性成对的叶状密封组件的示意图；
图5是可与图3中所示的燃气涡轮发动机一起使用的成对的叶状密封组件的备选实施例的示意图；以及
图6是可与图3中所示的燃气涡轮发动机一起使用的成对的叶状密封组件的另一个备选实施例的示意图。
元件符号对照表：
10发动机
12低压压缩机
14高压压缩机
16燃烧室
18高压涡轮
20低压涡轮
21第一轴
22第二轴
24排气喷嘴
50涡轮喷嘴
52叶片
54外围带
56内围带
60侧壁
62侧壁
64前缘
66后缘
68冷却腔
70外围带前缘
72内围带前缘
74后缘
76后缘
78平台主体
80平台主体
90后面凸缘
92径向内表面
94向前凸缘
100上游侧
102凸缘表面
102径向最外表面
106下游侧
110径向突片
120上游表面
122下游表面
130保留通道
140后面凸缘
142径向外表面
144向前凸缘
146上游侧
147径向最外表面
147凸缘表面
148下游侧
160径向突片
162上游表面
164下游表面
166保留通道
170密封件
172螺栓
174孔
176弹簧
180密封件
182螺栓
184孔
186弹簧
190密封组件
200密封件支座
202中间部分
204端部
206第一密封件支座
208第一密封件
210端部
212第二密封件支座
214第二密封件
216密封件第一部分
218密封件第二部分
230密封组件
232密封件支座
234中间部分
236端部
238第一密封件支座
240第一密封件
242端部
244第二密封件
246第一端部
248第二密封件支座
250第二端部
252凹陷凹部
254第一部分
256第二部分
268密封组件
270沿圆周邻近的密封件
272密封件支座
274第一端部
276第一密封件支座
278第一密封件
280第二密封件
282第二密封件支座
290第一部分
292第二部分
具体实施方式
图3是示范性燃气涡轮发动机10的示意图，该燃气涡轮发动机包括低压压缩机12、高压压缩机14以及燃烧室16。发动机10还包括高压涡轮18和低压涡轮20。压缩机12和涡轮20被第一轴21结合，而压缩机14和涡轮18被第二轴22结合。在一个实施例中，燃气涡轮发动机10是LM2500发动机，其在商业上可从俄亥俄州的辛辛那提的General Electric Aircraft Engines公司获得。在另一个实施例中，燃气涡轮发动机10是CFM发动机，其在商业上可从俄亥俄州的辛辛那提的General Electric公司获得。
在操作期间，空气流过低压压缩机12以从低压压缩机12处给高压压缩机14供给压缩空气。高度压缩的空气被传送到燃烧室16。在通过排气喷嘴24排出燃气涡轮发动机10之前，从燃烧室16处的气流通过涡轮喷嘴(图1中图未示)被引导到驱动涡轮18和驱动涡轮20。
图4是示范性成对的沿圆周邻近的叶状密封组件190的示意图，每一个该叶状密封组件都包括密封件170和密封件支座200。尽管密封件支座200相对于密封件170来描述，但是如本领域的一个技术人员将能理解的，密封件支座200的描述也适用于密封件180。在示范性实施例中，每一个密封件支座200都通过紧固件172被结合到径向突片110上。每一个密封件支座200都是非平面的，以致在示范性实施例中每一个密封件支座200的中间部分202都被定位在弹簧176和径向突片之间，并且以致第一密封件支座206的两个端部204都抵着第一密封件208结合，而第二密封件支座212的两个端部210都抵着第二密封件214结合。
在示范性实施例中，每一个密封件170的第一部分216都结合到径向突片上，并且由该径向突片支撑。每一个密封件第一部分216也都至少部分地由至少一个弹簧176支撑。而且，在示范性实施例中，每一个密封件170都包括第二部分218，该第二部分没有抵着径向突片或弹簧176结合。更确切地，在示范性实施例中，第一密封件支座端部204抵着第一密封件208的第二部分218结合，而第二密封件支座端部210抵着第二密封件214的第二部分218结合。
在操作期间，叶状密封组件190密封了喷嘴组件和燃烧室接合部位，以便于减少热气体沿着叶片前缘的注射，并且改进涡轮喷嘴的使用寿命。在操作期间引起在密封件170上的压力和振动至少部分地被弹簧176吸收；然而，密封件170没有至少部分地被弹簧176支撑的部分会变得易于破裂，并且最终破损。同样地，密封件支座200便于进一步吸收引起在密封件170上的压力。因此，密封件支座200便于减少沿着密封件170的破裂和破损以便于维持涡轮的效率和增加涡轮的使用寿命。
图5是备选的成对的沿圆周邻近的叶状密封组件230的示意图，每一个该叶状密封组件都包括密封件170和密封件支座232。尽管密封件支座232相对于密封件170来描述，但是如本领域的一个技术人员将能理解的，密封件支座232的描述也适用于密封件180。在示范性实施例中，每一个密封件支座232都通过紧固件172被结合到径向突片110上。每一个密封件支座232都是非平面的，以致在示范性实施例中每一个密封件支座232的中间部分234都被定位在弹簧176和径向突片之间，并且以致第一密封件支座238的第一端部236抵着第一密封件240结合，而第一密封件支座238的第二端部242抵着第二密封件244结合。而且，沿圆周邻近的第二密封件支座248的第一端部246抵着第二密封件244结合，而第二密封件支座248的第二端部250抵着沿圆周邻近第二密封件支座248的第三密封件(图未示)结合。在示范性实施例中，每一个密封件支座端部236，242，246和250都包括从中间部分234处朝着密封件170向内延伸的凹陷凹部252。然而，如本领域的一个技术人员将能理解的，密封件支座端部236，242，246和250可具有使密封件支座238和248起到如在此描述的作用的任何适当的形状。
在示范性实施例中，每一个密封件170的第一部分254都结合到径向突片上，并且由该径向突片支撑。更特别地，每一个密封件第一部分254都至少部分地由至少一个弹簧176支撑。而且，在示范性实施例中，每一个密封件170也都包括第二部分256，该第二部分没有抵着任何径向突片或弹簧176结合或由任何径向突片或弹簧176支撑。更确切地，在示范性实施例中，第一密封件支座第一端部236抵着第一密封件240的第二部分256结合，而第一密封件支座238的第二端部242被定位在邻近第二密封件244的第二部分256。而且，第二密封件支座第一端部246抵着第二密封件244的第二部分256结合，而第二密封件支座第二端部250被定位在邻近第三密封件的第二部分256。
在操作期间，叶状密封组件230密封了喷嘴组件和燃烧室接合部位，以便于减少热气体沿着叶片前缘的注射，并且改进涡轮喷嘴的使用寿命。在操作期间引起在密封件170上的压力和振动至少部分地被弹簧176吸收；然而，密封件170没有至少部分地被弹簧176支撑的部分会变得易于破裂，并且最终破损。同样地，密封件支座232便于进一步吸收引起在密封件170上的压力。因此，密封件支座232便于减少沿着密封件170的破裂和破损以便于维持涡轮的效率和增加涡轮的使用寿命。
图6是另一个备选的成对的沿圆周邻近的叶状密封组件268的示意图，每一个该叶状密封组件都包括密封件270，该密封件包括由其延伸的密封件支座272。在示范性实施例中，密封件270是密封件170和密封件180(图2和图3中所示)的备选实施例。特别地，在示范性实施例中，每一个密封件支座272都从各自的密封件270的第一端部274处延伸，并且抵着沿圆周邻近的密封件270结合。更特别地，从第一密封件278处延伸的第一密封件支座276抵着第二密封件280结合，而从沿圆周邻近的第三密封件(图未示)处延伸的第二密封件支座282抵着第一密封件278结合。在示范性实施例中，密封件支座276和密封件支座282包括朝着密封件270延伸的凹陷凹部。然而，如本领域的一个技术人员将能理解的，密封件支座276和密封件支座282可具有使密封件支座276和密封件支座282起到如在此描述的作用的任何适当的形状。
在示范性实施例中，每一个密封件270都包括第一部分290，该第一部分通过紧固件172由径向突片160支撑，并且结合到该径向突片上。更特别地，每一个密封件第一部分290还都至少部分地由至少一个弹簧176支撑。而且，在示范性实施例中，每一个密封件270都包括第二部分292，该第二部分没有抵着任何径向突片或弹簧176结合或由任何径向突片或弹簧176支撑。在示范性实施例中，第一密封件支座276抵着第二密封件第二部分292结合，而第二密封件支座282抵着第一密封件第二部分292结合。
在操作期间，叶状密封组件268密封了喷嘴组件和燃烧室接合部位，以便于减少热气体沿着叶片前缘的注射，并且改进涡轮喷嘴的使用寿命。在操作期间引起在密封件270上的压力和振动至少部分地被弹簧176吸收；然而，密封件270没有至少部分地被弹簧176支撑的部分会变得易于破裂，并且最终破损。同样地，密封件支座272便于进一步吸收引起在密封件270上的压力。因此，密封件支座272便于减少沿着密封件270的破裂和破损以便于维持涡轮的效率和增加涡轮的使用寿命。
在一个实施例中，提供了一种用于装配燃气涡轮发动机的方法。该方法包括提供涡轮喷嘴，该涡轮喷嘴包括外围带和内围带，其中每一个围带都包括前缘、后缘以及在前缘和后缘之间延伸的主体。外围带和内围带中的至少一个具有由其向外延伸的至少一个径向突片。该方法还包括在从外围带和内围带处延伸的其中至少一个径向突片与外围带和内围带中的相应的前缘之间结合至少一个密封件。该方法还包括抵着密封件的至少一个部分定位至少一个非平面密封件支座。
上述的方法和装置提供了一种便于在喷嘴组件密封件中减少破裂和破损的喷嘴组件密封件支座。特别地，密封件支座提供了用于密封件的部分的支撑，该密封件的部分没有被结合到喷嘴组件的径向突片或弹簧上或由该喷嘴组件的径向突片或弹簧支撑。同样地，密封件的这些部分能够承受增加的压力和由涡轮操作引起的振动。因此，密封件支座便于减少沿着密封件的破裂和破损以便于维持涡轮效率和增加涡轮的使用寿命。
如在此使用的，以单数形式并且继续带有单词“一个”来叙述的元件或步骤应该被理解为不排除复数的所述元件或步骤，除非这种排除被明确地叙述。而且，对于本发明的“一个实施例”并不是规定成被解释为排除另外的也包含所叙述的特征的实施例的存在。
尽管在此描述的方法和系统在用于燃气涡轮发动机的喷嘴组件的上下文中进行了描述，但是可以理解的是在此描述的喷嘴组件的方法和系统不被限制在燃气涡轮发动机。同样地，图解的喷嘴组件部件不被限制于在此描述的特定的实施例，更确切地，喷嘴组件的部件可从其它在此描述的部件中独立地和个别地使用。
尽管本发明按照多种特定的实施例进行了描述，但是本领域的那些技术人员将认可的是本发明可在权利要求的精神和范围中的修改下实行。

Claims (17)

1.一种用于装配燃气涡轮发动机的方法，所述方法包括：
提供涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括外围带和内围带，其中，每一个围带包括前缘、后缘以及在所述前缘和所述后缘之间延伸的主体，所述外围带和所述内围带中的至少一个具有由其向外延伸的至少一个径向突片；
在从所述外围带和所述内围带处延伸的所述径向突片中的至少一个与所述外围带和所述内围带的相应的前缘之间结合至少一个密封件；以及
用一个紧固件且以弹簧而将至少一个非平面密封件支座以压靠方式结合到所述密封件的至少一个部分，所述弹簧约束着所述紧固件并且被结合在所述密封件和所述径向突片之间，所述紧固件穿过所述径向突片并且在所述径向突片和所述密封件之间延伸。
2.根据权利要求1所述的用于装配燃气涡轮发动机的方法，其特征在于，结合至少一个密封件进一步包括：
对所述密封件进行定位，使得所述密封件的第一部分被所述至少一个径向突片支撑，且使得所述密封件的第二部分没有被所述至少一个径向突片支撑；以及
将所述密封件支座的端部抵着所述密封件第二部分进行定位。
3.根据权利要求1所述的用于装配燃气涡轮发动机的方法，其特征在于，结合至少一个密封件进一步包括：
对所述密封件进行定位，使得所述密封件的第一部分被所述至少一个径向突片支撑，且使得所述密封件的第二部分没有被所述至少一个径向突片支撑；以及
将所述密封件支座的端部抵着沿圆周邻近的密封件的第二部分进行定位。
4.根据权利要求1所述的用于装配燃气涡轮发动机的方法，其特征在于进一步包括：
使所述密封件支座从所述密封件的端部处延伸；并且
将所述密封件支座抵着沿圆周邻近的密封件进行定位。
5.根据权利要求1所述的用于装配燃气涡轮发动机的方法，其特征在于进一步包括：将所述密封件支座抵着所述密封件进行定位，以便防止由于振动引起的所述密封件的破损。
6.根据权利要求1所述的用于装配燃气涡轮发动机的方法，其特征在于，对所述至少一个密封件支座进行定位进一步包括定位具有至少一个凹陷端部的至少一个密封件支座。
7.一种涡轮发动机喷嘴组件，包括：
包括前缘、后缘以及在所述前缘和后缘之间延伸的主体的外围带；
包括前缘、后缘以及在所述前缘和后缘之间延伸的主体的内围带，所述内围带和所述外围带中的至少一个进一步包括由其向外延伸的至少一个径向突片；
在所述外围带和所述内围带之间延伸的至少一个叶片；
结合在至少一个径向突片和所述围带前缘中的一个之间的至少一个密封件；和
用一个紧固件且以弹簧而以压靠方式结合到所述密封件的至少一个部分的至少一个非平面密封件支座，所述弹簧约束着所述紧固件并且被结合在所述密封件和所述径向突片之间，所述紧固件穿过所述径向突片并且在所述径向突片和所述密封件之间延伸。
8.根据权利要求7所述的涡轮发动机喷嘴组件，其特征在于，所述密封件的第一部分被所述至少一个径向突片支撑，而所述密封件的第二部分没有被所述至少一个径向突片支撑，所述密封件支座包括抵着所述密封件第二部分的端部。
9.根据权利要求7所述的涡轮发动机喷嘴组件，其特征在于，所述密封件的第一部分被所述至少一个径向突片支撑，而所述密封件的第二部分没有被所述至少一个径向突片支撑，所述密封件支座包括抵着沿圆周邻近的密封件的第二部分的端部。
10.根据权利要求7所述的涡轮发动机喷嘴组件，其特征在于，所述密封件支座从所述密封件的端部处延伸并且抵着沿圆周邻近的密封件进行定位。
11.根据权利要求7所述的涡轮发动机喷嘴组件，其特征在于，所述密封件支座便于防止由于振动引起的所述密封件的破损。
12.根据权利要求7所述的涡轮发动机喷嘴组件，其特征在于，所述密封件支座包括至少一个凹陷端部。
13.一种涡轮发动机，包括：
多个邻近的喷嘴组件，每一个所述喷嘴组件都包括：
包括前缘、后缘以及在所述前缘和后缘之间延伸的主体的外围带；
包括前缘、后缘以及在所述前缘和后缘之间延伸的主体的内围带，所述内围带和所述外围带中的至少一个进一步包括由其向外延伸的至少一个径向突片；
在所述外围带和所述内围带之间延伸的至少一个叶片；
结合在至少一个径向突片和所述围带前缘中的一个之间的至少一个密封件；和
至少一个非平面密封件支座，其用一个紧固件且以弹簧而以压靠方式结合到所述密封件的至少一个部分，以便于防止由于振动引起的所述密封件的破损，所述弹簧约束着所述紧固件并且被结合在所述密封件和所述径向突片之间，所述紧固件穿过所述径向突片并且在所述径向突片和所述密封件之间延伸。
14.根据权利要求13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件的第一部分被所述至少一个径向突片支撑，而所述密封件的第二部分没有被所述至少一个径向突片支撑，所述密封件支座包括抵着所述密封件第二部分的端部。
15.根据权利要求13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件的第一部分被所述至少一个径向突片支撑，而所述密封件的第二部分没有被所述至少一个径向突片支撑，所述密封件支座包括抵着沿圆周邻近的密封件的第二部分的端部。
16.根据权利要求13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件支座从所述密封件的端部处延伸并且抵着沿圆周邻近的密封件进行定位。
17.根据权利要求13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件支座包括至少一个凹陷端部。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090169369A1 (en) * 2007-12-29 2009-07-02 General Electric Company Turbine nozzle segment and assembly
US20090169376A1 (en) * 2007-12-29 2009-07-02 General Electric Company Turbine Nozzle Segment and Method for Repairing a Turbine Nozzle Segment
GB201109143D0 (en) 2011-06-01 2011-07-13 Rolls Royce Plc Flap seal spring and sealing apparatus
EP2971582B1 (en) * 2013-03-13 2019-05-08 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Retention pin and method of forming
US10267168B2 (en) 2013-12-23 2019-04-23 Rolls-Royce Corporation Vane ring for a turbine engine having retention devices
US10801346B2 (en) * 2016-08-01 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Combustor finger seal
FR3095830B1 (fr) * 2019-05-10 2021-05-07 Safran Aircraft Engines Module de turbomachine equipe d’un dispositif de maintien de lamelles d’etancheite

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4512712A (en) * 1983-08-01 1985-04-23 United Technologies Corporation Turbine stator assembly
US5118120A (en) * 1989-07-10 1992-06-02 General Electric Company Leaf seals
US6343463B1 (en) * 1999-05-31 2002-02-05 Nuovo Pignone S.P.A. Support and locking device for nozzles of a high pressure stage of a gas turbines
CN1441149A (zh) * 2002-02-27 2003-09-10 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机涡轮喷嘴内带的片密封支承件
CN1556893A (zh) * 2001-09-20 2004-12-22 Snecma发动机公司 用于保持密封条连接的装置
US6895757B2 (en) * 2003-02-10 2005-05-24 General Electric Company Sealing assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4687413A (en) * 1985-07-31 1987-08-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine assembly
US4793770A (en) * 1987-08-06 1988-12-27 General Electric Company Gas turbine engine frame assembly
US4989406A (en) * 1988-12-29 1991-02-05 General Electric Company Turbine engine assembly with aft mounted outlet guide vanes
US5232340A (en) * 1992-09-28 1993-08-03 General Electric Company Gas turbine engine stator assembly
US6418727B1 (en) * 2000-03-22 2002-07-16 Allison Advanced Development Company Combustor seal assembly
US6637753B2 (en) * 2001-12-28 2003-10-28 General Electric Company Supplemental seal for the chordal hinge seals in a gas turbine
US6893217B2 (en) * 2002-12-20 2005-05-17 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles
US6921246B2 (en) * 2002-12-20 2005-07-26 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles
US6983608B2 (en) * 2003-12-22 2006-01-10 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
US7296966B2 (en) * 2004-12-20 2007-11-20 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4512712A (en) * 1983-08-01 1985-04-23 United Technologies Corporation Turbine stator assembly
US5118120A (en) * 1989-07-10 1992-06-02 General Electric Company Leaf seals
US6343463B1 (en) * 1999-05-31 2002-02-05 Nuovo Pignone S.P.A. Support and locking device for nozzles of a high pressure stage of a gas turbines
CN1556893A (zh) * 2001-09-20 2004-12-22 Snecma发动机公司 用于保持密封条连接的装置
CN1441149A (zh) * 2002-02-27 2003-09-10 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机涡轮喷嘴内带的片密封支承件
US6895757B2 (en) * 2003-02-10 2005-05-24 General Electric Company Sealing assembly for the aft end of a ceramic matrix composite liner in a gas turbine engine combustor

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