CN102027199A - 包括允许抓握锁定件的径向通道的、将环形部锁定在涡轮机壳体上的锁定件 - Google Patents

包括允许抓握锁定件的径向通道的、将环形部锁定在涡轮机壳体上的锁定件 Download PDF

Info

Publication number
CN102027199A
CN102027199A CN2009801173467A CN200980117346A CN102027199A CN 102027199 A CN102027199 A CN 102027199A CN 2009801173467 A CN2009801173467 A CN 2009801173467A CN 200980117346 A CN200980117346 A CN 200980117346A CN 102027199 A CN102027199 A CN 102027199A
Authority
CN
China
Prior art keywords
latch
line
passage
along
ring part
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Granted
Application number
CN2009801173467A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102027199B (zh
Inventor
阿兰·多米尼克·根德劳德
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN102027199A publication Critical patent/CN102027199A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102027199B publication Critical patent/CN102027199B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16B—DEVICES FOR FASTENING OR SECURING CONSTRUCTIONAL ELEMENTS OR MACHINE PARTS TOGETHER, e.g. NAILS, BOLTS, CIRCLIPS, CLAMPS, CLIPS OR WEDGES; JOINTS OR JOINTING
    • F16B2/00—Friction-grip releasable fastenings
    • F16B2/20—Clips, i.e. with gripping action effected solely by the inherent resistance to deformation of the material of the fastening
    • F16B2/22—Clips, i.e. with gripping action effected solely by the inherent resistance to deformation of the material of the fastening of resilient material, e.g. rubbery material
    • F16B2/24—Clips, i.e. with gripping action effected solely by the inherent resistance to deformation of the material of the fastening of resilient material, e.g. rubbery material of metal
    • F16B2/241—Clips, i.e. with gripping action effected solely by the inherent resistance to deformation of the material of the fastening of resilient material, e.g. rubbery material of metal of sheet metal
    • F16B2/245—Clips, i.e. with gripping action effected solely by the inherent resistance to deformation of the material of the fastening of resilient material, e.g. rubbery material of metal of sheet metal external, i.e. with contracting action
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/70—Disassembly methods
    • 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

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机壳体上的装置的锁定件(24)，该锁定件具有两个夹持臂(28，30)，所述两个夹持臂在其后端通过连接臂(32)彼此连接，该连接臂大致平行于两个夹持臂之间的总体间隔方向延伸。根据本发明，所述锁定件在与圆周方向正交的虚拟正中面(P2)的两侧上具有通道(42)，该通道允许该锁定件的抓握，每个通道形成在连接臂(32)中，并且沿大致平行于间隔方向的方向线(44)延伸。

Description

包括允许抓握锁定件的径向通道的、将环形部锁定在涡轮机壳体上的锁定件
技术领域
本发明总体上涉及一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机(turbomachine)(例如，涡轮壳体)上的固定装置的锁定件。
本发明还涉及装配有这类锁定件的飞行器涡轮机，该涡轮机能够采用涡轮螺旋桨发动机或涡轮喷气发动机的形式。
背景技术
在现有技术中已知这样的环形部，它们沿圆周固定在环绕涡轮喷气发动机的涡轮移动叶片的壳体上并且共同形成界定涡轮中气体路径的外部边界的连续圆柱形包罩。这些环形部通过一些壳体元件(所谓的壳体中间元件或衬套)安装在涡轮的内壳上，它们在其前端处被悬挂于壳体中间元件或衬套上并且在其后端处通过C形或水平U形锁定件保持于适当位置中。这些锁定件的后端轴向地/纵向地接合在环形部后端的圆周边缘(circumferential rim)和壳体中间元件上，从而将它们保持彼此径向接触。
这样将环形部固定到涡轮壳体的中间元件上允许它们可以跟随涡轮壳体的热膨胀和收缩，其中注入热气体或冷气体以控制其热膨胀和收缩，以便在环形部的内表面与涡轮移动叶片端之间保持可能最小的径向间隙，且因此提高涡轮的效率。
在已知方式中，这些锁定件共同形成中心在涡轮机轴线上的环形锁定装置，因此每个锁定件仅形成该装置的一个角形部(secteurangulaire)。每个锁定件包括两个纵向夹紧臂，该夹紧臂沿向后方向轴向地/纵向地延伸并在它们的后端处通过连接臂连接，同时它们的前端用于在它们之间挤压至少一个环形部与至少一个壳体元件接触。彼此被迫接触的环形部和壳体元件被设计成容纳在两个纵向臂之间形成的空间中，并沿向前方向纵向开放。
选择锁定件的两个纵向臂之间的弹性和间隔，以便施加的径向夹持是有效的。在这样的情形中，例如在涡轮维护操作期间必须拔出这些锁定件极其困难，这是由于纵向臂对圆周边缘上施加的大的径向夹持力。因此，为了能够拔出，操作员通常需要使用不适合形状的工具，该工具可能会破坏锁定件和周围的元件。例如，在操作员试图在锁定件的一个纵向臂与接触该臂的圆周边缘之间滑动螺丝刀时发生这种情形。然后将螺丝刀用作杠杆臂，这可能会破坏相关的纵向臂和圆周边缘，或者甚至伤害操作员。
结果，现有锁定件的设计不能快速和轻易拔出，并在拔出期间产生破坏夹持臂的严重风险。
发明内容
因此，本发明的目的是至少部分地克服上面提到的根据现有技术的实施例的缺点。
为此，本发明的第一目的是提供一种用于将环形部固定至飞行器涡轮机壳体上的固定装置的锁定件，所述锁定件沿圆周方向在第一圆周端和第二圆周端之间延伸，所述锁定件的位于与所述圆周方向正交的平面中的横截面包含两个夹持臂，这两个夹持臂在它们的后端由一连接臂彼此连接，该连接臂大致平行于两个夹持臂之间的总体间隔方向延伸，两个夹持臂的前端被设计成在它们之间将至少一个环形部挤压接触于至少一个壳体元件上。
根据本发明，所述锁定件在与所述圆周方向正交的虚拟正中面的两侧上设置有通道，该通道允许所述锁定件的抓握，每个通道形成在所述连接臂中并沿大致平行于间隔方向的的方向线延伸。
因此，根据本发明的锁定件创新地提供了允许其抓握的装置，从而例如通过使用合适的工具在将其安置在环形部上后易于拔出。
通道在连接臂上的特殊位置，即与挤压环形部的夹持臂的前端相距一定距离，意味着通道可易于与拔出工具配合，而没有损坏锁定件功能的风险，特别是因为工具与上述前端之间不存在直接接触。换句话说，用工具抓握这些通道的事实不会对夹持臂的前端产生任何直接的机械力，夹持臂将因此不会被工具施加的压力破坏，因为施加的负载基本集中在连接臂上，该连接臂从敏感区域在向后的方向上偏移。
优选地，每个方向线是直线，例如大致沿径向方向延伸且因此与所述圆周方向正交，锁定件沿该圆周方向延伸。换句话说，每个直线优选地经过涡轮的轴线，涡轮上装配有多个这些锁定件以迫使环形部与壳体元件接触。显然，通道的方向线的定向可与径向方向不同，例如，其可固定成两个方向线彼此大致平行。
优选地，两个通道分别布置在所述第一圆周端和所述第二圆周端上或布置在所述第一圆周端和所述第二圆周端附近。这些端部对应于当锁定件处于环形部夹持条件下时锁定件中的最小应力部分，以便在这些位置存在的通道对锁定件的弱化作用可忽略，而无需对周围区域的尺寸放大。
优选地，每个通道是具有对应于所述方向线的轴线的大致圆柱形，从而便于制造和与拔出工具的配合。结果，每个通道可一般地形成为贯穿通道或盲道(passage borgne)。对于贯穿通道，工具可沿方向线经过该锁定件，对于盲道，仅允许从盲道敞开侧进入。
根据一个优选实施例，每个通道采用沿方向线延伸的凹槽的形式，即该凹槽的底部大致平行于间隔方向延伸。优选地，每个凹槽可形成为在所述圆周方向上开放。可替换地，在不超出本发明的范围的情况下，每个凹槽可形成为沿纵向方向向后开放，两个夹持臂中的每个都沿该纵向方向延伸。
优选地，尤其在凹槽在圆周方向上开放的情形中，当从锁定件外面并沿所述方向线看时，每个凹槽大致为半圆形。
无论考虑什么样的情形，每个凹槽在所述连接臂上形成至少一个止挡表面，所述止挡表面大致朝着锁定件的在所述夹持臂之间限定的臂内空间定向。因此，该止挡表面可用作拔出工具的支承表面，于是可向该拔出工具在纵向方向上朝后施力，以便引起所需的拔出。自然，止挡表面可以是不同形式，例如在上述优选情形的半圆凹槽形状中弯曲，然而该目的总是与此表面配合，从而在工具插入关联的通道中后在纵向方向上对工具施力时形成在纵向方向向后的止挡。
根据本发明另一个优选实施例，从锁定件的外侧并沿着所述方向线看时，每个通道具有闭合的限定线。此限定线通常为钻孔类型的椭圆形或圆形线。
优选地，锁定件形成环形锁定装置的角形部，被设计成定中心于装配有这种装置的涡轮的轴线上。
本发明另一个目的是提供一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机壳体上的固定装置，其包括形成有第一后圆周边缘的壳体元件，环形部的第二后圆周边缘应用于第一后圆周边缘上，固定装置还包括多个如上所述的锁定件，其在所述第一和第二圆周边缘上接合以将它们保持彼此接触。因此在该情形中，第一和第二圆周边缘在纵向方向上向后延伸，穿过限定在夹持臂之间的锁定件前开口，以便保持彼此径向接触。
本发明另一个目的是提供一种飞行器涡轮机的涡轮，其包括如上所述的环形部的固定装置，和/或至少一个如上所述的锁定件。可替换地，其可以是涡轮机的压缩机，而不超出本发明范畴。
最后，本发明的另一个目的是提供一种飞行器涡轮机，其包括如上所述的涡轮，和/或如上所述的环形部的固定装置，和/或至少一个如上所述的锁定件，此涡轮机一般是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
在阅读下面给出的详细非限制性描述之后，本发明的其他优点和特征将变得清楚。
附图说明
将参照附图进行此描述，在附图中：
图1示出了根据本发明的一个优选实施例的固定装置的局部纵向截面图，该固定装置用于将环形部固定在飞行器涡轮机的涡轮壳体上，此视图也对应于沿图3的平面P1剖开的截面图，该平面P1与圆周方向正交并穿过一个通道，该通道允许锁定件的抓握；
图2示出了类似于图1所示的局部放大视图，此视图还对应于沿图3中平面P2剖开的截面图，该平面P2形成与轴向方向正交的虚拟正中面；
图3示出了锁定件的透视图，该锁定件形成图1和图2中所示的环形部的固定装置的一部分；
图4示出了图1中所示的锁定件的放大视图；
图5表示图3和图4中所示的锁定件，左部分对应于沿设置在锁定件的此部分中的通道的方向线截取的视图，右部分对应于沿设置在锁定件的此部分中的另一通道的方向线截取的视图；
图6a到图6c示意性示出了拔出图1到图5中所示的锁定件的方法；
图7示意性示出了另一方法，其被设计为同时拔出图1到图5所示类型的两个锁定件；以及
图8和图9示出了类似于图3所示视图的视图，这两个图中锁定件为两个可替换实施例的形式。
具体实施方式
图1和图2示出了根据本发明一个优选实施例的将环形部固定至飞行器涡轮机的涡轮壳体上的固定装置的示意图。
在图中，方向A对应于平行于涡轮和涡轮机的纵向轴线2的纵向或轴向方向。方向B对应于涡轮的径向方向，而方向C对应于圆周方向。箭头4也示意性地示出了涡轮机内的主气流方向，其平行于方向A，以下描述中使用的术语“前”、“上游”、“后”、“下游”是相对于在涡轮机推力作用下飞行器前进方向，该前进方向与箭头4的方向相反。
图1中的参考标号10表示涡轮喷气发动机的高压涡轮级(étage)的移动叶片，其在涡轮壳体12内旋转，被称作衬套或壳体中间元件的壳体元件14固定在涡轮壳体内。这些元件14支撑沿方向C环绕涡轮的旋转轴线2圆周设置的环形部16，这些环形部的内表面形成连续圆柱形表面，该表面限定经过涡轮内的气流路径的外侧。
这些环形部16环绕涡轮轴线沿方向C延伸约10到20°的角度，且它们可以例如有约30个。
每个环形部16的上游端或前端包括一个圆柱形的圆周边缘18，通过该圆周边缘将环形部附接或固定至衬套14，并且每个环形部16的下游端或后端还包括圆柱形的圆周边缘20，该圆周边缘20应用于对应衬套14的圆周边缘22的圆柱形部分。在下面，圆周边缘22被称为第一圆周边缘，而圆周边缘20被称为第二圆周边缘。
沿方向A延伸的两个圆周边缘20和22沿方向B彼此保持接触，其中它们通过C形或水平U形锁定件而重叠，该锁定件通过后部接合到圆周边缘20和22上，将它们保持彼此径向夹持。
这些锁定件24共同地形成定中心于轴线2上的环形锁定装置，环形锁定装置形成环形部的固定装置的组成部件。因此，每个锁定件24采用环形锁定装置的角形部的形式，例如沿方向C延伸约10到20°。为了形成完整且优选连续的环，它们被制成沿方向C彼此相邻，例如它们约三十个且可定中心于轴线2上。
为此，应当注意，如果这些锁定件24环绕涡轮轴线2的角度范围可与这些环形部16的角度范围具有相同的量级，该范围也可更大，而不超出本发明的范围。因此，根据该情形，可以为每个环形部16或者为多个环形部16提供一个锁定件24。
环形部16、衬套14和锁定件24是金属的，或者由金属基复合材料(MMC)或其他材料形成，且锁定件24以夹紧的方式弹性地安装在圆周边缘20和22上，从而以一定预应力沿径向B挤压它们，如下面所述。
如图2中示意性示出的，环形部16的第二圆周边缘20的后端终止于向外定向的径向齿26，并且该径向齿接合在衬套14的第一圆周边缘22中的对应凹口中，以便将每个环形部16绕涡轮的轴线2旋转固定在衬套14上。
通常，如图2所示，如在与方向C正交的平面中的截面所看到的，每个锁定件24包括两个夹持臂28和30，分别称为径向外纵臂和径向内纵臂，它们在其后端通过一个连接臂32彼此刚性连接，且其前端应用于衬套14的第一圆周边缘22的外圆柱面上和环形部16的第二圆周边缘20的内圆柱面上。总的看，圆周臂28、30沿方向A纵向延伸，沿总体的间隔方向彼此隔开，这里间隔方向优选对应于径向方向B。圆周臂32大致沿此间隔方向延伸，即沿径向方向B延伸，从而连接两个臂28、30的后端。因此，这两个臂共同地形成臂间空间40，该空间沿方向A朝前开放(边缘20、22可经过其中)，并沿此方向A在其后端由连接臂32封闭。
虽然图2示出了在与方向C正交的截面中，锁定件24为C形或水平U形，但必须理解，该锁定件在第一圆周端24a和第二圆周端24b之间以该形状沿方向C在给定的角形部上延伸，如图3所示。
更具体地，参照此图，本发明的一个特定特性在于存在优选地位于或靠近圆周端24a、24b的装置，该装置允许锁定件24的抓握，整体上朝向锁定件后端布置，尤其设置在连接臂32上。
这些装置采用两个通道的形式，每个都为凹槽形式，位于形成与方向C正交的虚拟正中面的平面P2两侧上。更确切地且如上所述，两个凹槽42分别布置在端部24a、24b处，并且每个都沿直的方向线44延伸，优选地沿平行于臂32的径向方向。作为说明，因为两个径向直线44彼此圆周地隔开，它们实际上彼此不平行，但这样的构型也可考虑到。
图3至图5示出了每个凹槽42沿其直的方向线44以圆柱状延伸，至少部分地在连接臂32上形成，优选地凹槽沿着方向B完全穿过连接臂中。在所示的优选实施例中，每个凹槽42不仅在臂32上形成，而且穿过两个夹持臂28、30中的每个的后部，同时距夹持臂的前挤压端保持一定距离。然而，每个凹槽42可仅在臂32上形成，而不超出本发明的范围。
每个凹槽42沿圆周方向C开放，即其底部46沿此方向朝锁定件的外部定向。优选地，从锁定件外部并沿方向线44看，如图5所示，凹槽42大致为半圆形，其直径对应于凹槽的开口，且与直径相对的弯曲部分对应于凹槽的底部46。邻近该直径并在臂32一侧的参考标号为51的弯曲部分形成此连接臂上的止挡表面，因此止挡表面51大致平行于径向方向B，且大致朝着臂间空间40定向。于是该止挡表面51可用作将锁定件24拔出的工具的支承表面，于是可沿纵向方向朝后施力引起所需的拔出。实际上，允许锁定件24的抓握的凹槽42将便于锁定件在安置在环形部16上以后拔出。这些装置在锁定件32上向后偏移的特别位置使得其易于与拔出工具配合，而不会有任何风险不利地影响锁定件24执行的功能，因此特别是由于没有工具与臂28、30前端之间的直接接触。因此，如下面将描述的，这些凹槽42由穿过至其中且支撑在止挡表面51上的工具抓握的事实不会对纵向夹持臂28、30上产生任何直接机械载荷，且因此它们没有被工具压力破坏的风险。
图6a和图6c示意性示出了旨在拔出初始位于夹持环形部16的位置中的锁定件24的方法，在前面的图中已示出。为此，使用合适形状的工具，总体上，该工具具有叉形头部，该叉形头部包括设置有两个端部52的两个臂，例如与它们将穿过至其中的凹槽42的形状互补的圆柱形销的形式，如在图6b中沿径向方向B更好地看到的那样。
两个端部52分别插入两个凹槽42中，例如，通过在径向方向上移动工具，每个销的轴线大致和与其关联的凹槽的方向线一致。因此，为了实现该目的，工具50需要在锁定件24上面或下面沿方向B移动，这是由于贯穿凹槽的性质决定的。
然后工具沿纵向方向A手动或自动向后移动，如图6c所示，在销52与其对应的止挡表面51尚未接触时，这有使它们接触的效果。在图6c中由箭头54示意性示出的工具50持续该动作的结果是，通过在边缘20、22上向后滑动臂28、30而沿方向A逐渐移动锁定件24，直到锁定件24被完全拔出，因此释放相关的环形部16。
图7示出了旨在使用单个工具50同时拔出沿方向C直接连续的两个锁定件24的另一拔出方法。在图7中示意性示出的，这是通过使工具50具有带两个臂的叉形头来实现的，每个臂都提供有两个端部52，例如圆柱形销的形式，与它们旨在穿过的凹槽42的形状互补，即优选地半圆形。而且，在两个臂的接合处，工具包括第三销58，在俯视图中，第三销与其他两个销52成一直线并具有与由两个面对的凹槽42形成的空间互补的形状，第三销被设计成穿过至其中。于是此第三销优选为圆形。
因此，中间销58同时穿过分别属于两个锁定件24的两个面对的凹槽42中，这两个面对的凹槽共同形成具有大致圆形截面的空间，其形状与销58的形状互补。同时，例如总是通过在径向方向上移动工具，而将两个端销52分别插入到两个锁定件24的对应凹槽42中，即在所考虑的一对锁定件的圆周端处的凹槽。因此为实现该目的，工具50将沿方向B在两个锁定件24上面出现，或沿此方向在锁定件下面出现。
然后沿纵向方向A向后对工具50施力从而拔出两个锁定件，如图7中箭头所示。
其他设计也可用于根据本发明的锁定件，如图8和9中所示的那些，其中形成抓握装置的通道朝向中心移动，即远离圆周端24a、24b移动，但是它们的位置仍保持在虚拟正中面P2的两侧。
在图8中，两个通道中的每个也都是沿直的大致径向方向线44延伸的凹槽42的形式，但径向向后开放，而不再像前面实施例中的那样沿圆周开放。优选地，在从锁定件外部并沿方向线44的视图(未示出)中，每个凹槽42的形状是大致未封闭圆形的，但在大于180°的角形部上延伸，以便在凹槽开口的每侧上形成一止挡表面51。因此，两个弯曲止挡表面51的每个都大致平行于径向方向B并大致面对臂间空间40。再次，这些止挡表面51可用作锁定件24的拔出工具的支承表面，然后可沿纵向方向向后对锁定件施力而引起所需的拔出。
在该实施例中，沿纵向方向A朝后面定向的凹槽46的底部可在方向B上沿连接臂的整个长度设置在连接臂32上，或设置在夹持臂28、30的后部上，如图8所示。
图9所示的实施例与前面两个实施例的不同之处在于，用于抓握的两个通道不再是凹槽的形式，而是钻孔的形式。在从锁定件外部并沿方向线44的视图(未示出)中，每个通道具有闭合的限定线60，例如为圆形或椭圆形。于是所形成的通道也仅在连接臂32上形成或在该臂32和两个夹持臂28、30上形成，如图9所示。
优选地在方向B上沿连接臂延伸的每个通道42的后部也形成止挡表面51，该止挡表面大致平行于径向方向B并大致朝着臂间空间40定向。再次，于是这些止挡表面51可用作锁定件24的拔出工具的支承表面，于是可沿纵向方向向后对其施力而引起所需的拔出。
显然，本领域的技术人员可对仅通过非限制性实例所描述的本发明进行不同修改。

Claims (17)

1.一种用于将环形部固定至飞行器涡轮机壳体上的固定装置的锁定件(24)，所述锁定件沿圆周方向(C)在第一圆周端(24a)和第二圆周端(24b)之间延伸，所述锁定件的位于与所述圆周方向正交的平面中的横截面包括两个夹持臂(28，30)，所述两个夹持臂在其后端由连接臂(32)彼此连接，所述连接臂大致平行于所述两个夹持臂之间的总体间隔方向延伸，所述两个夹持臂的前端被设计成在它们之间将至少一个环形部挤压接触于至少一个壳体元件上，
其特征在于，所述锁定件在与所述圆周方向正交的虚拟正中面(P2)的两侧上设置有通道(42)，所述通道允许所述锁定件的抓握，每个通道形成在所述连接臂(32)中，且沿大致平行于所述间隔方向的方向线(44)延伸。
2.根据权利要求1所述的锁定件，其特征在于，每个方向线(44)都是直线。
3.根据权利要求1或2所述的锁定件，其特征在于，两个所述通道(42)分别布置在所述第一圆周端(24a)和所述第二圆周端(24b)上或布置在所述第一圆周端(24a)和所述第二圆周端(24b)附近。
4.根据上述权利要求中任一项所述的锁定件，其特征在于，每个通道(42)为具有对应于所述方向线(44)的轴线的大致圆柱形。
5.根据上述权利要求中任一项所述的锁定件，其特征在于，每个通道(42)制成为贯穿通道或盲道。
6.根据上述权利要求中任一项所述的锁定件，其特征在于，每个方向线(44)均大致径向延伸。
7.根据上述权利要求中任一项所述的锁定件，其特征在于，每个通道(42)均采用沿所述方向线延伸的凹槽的形式。
8.根据权利要求7所述的锁定件，其特征在于，每个凹槽(42)被制成在所述圆周方向(C)上开放。
9.根据权利要求8所述的锁定件，其特征在于，从所述锁定件的外侧并沿所述方向线(44)看，每个凹槽(42)均具有大致半圆的形状。
10.根据权利要求7到9中任一项所述的锁定件，其特征在于，每个凹槽(42)在所述连接臂(32)上形成至少一个止挡表面(51)，所述止挡表面大致朝着所述锁定件的在所述夹持臂(28，30)之间限定的臂间空间(40)定向。
11.根据权利要求1到6中任一项所述的锁定件，其特征在于，从所述锁定件的外侧并沿所述方向线(44)看，每个通道(42)均具有闭合的限定线(60)。
12.根据权利要求11所述的锁定件，其特征在于，每个限定线(60)总体上为椭圆形线或圆形线。
13.根据上述权利要求中任一项所述的锁定件，其特征在于，所述锁定件形成环形锁定装置的角形部。
14.一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机壳体上的固定装置，其包括形成有第一后圆周边缘(22)的壳体元件(14)，所述环形部(16)的第二后圆周边缘(20)应用于所述第一后圆周边缘上，其特征在于，所述固定装置还包括多个根据上述权利要求中任一项所述的锁定件(24)，所述锁定件接合在所述第一和第二圆周边缘(22，20)上以保持它们彼此接触。
15.一种飞行器涡轮机中的涡轮，包括根据权利要求14所述的环形部的固定装置、和/或至少一个根据权利要求1至13中任一项所述的锁定件。
16.一种飞行器涡轮机，包括根据权利要求15所述的涡轮和/或根据权利要求14所述的环形部的固定装置、和/或至少一个根据权利要求1至13中任一项所述的锁定件。
17.根据权利要求16所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
CN2009801173467A 2008-05-16 2009-05-14 包括允许抓握锁定件的径向通道的、将环形部锁定在涡轮机壳体上的锁定件 Active CN102027199B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0853182A FR2931196B1 (fr) 2008-05-16 2008-05-16 Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des passages radiaux permettant sa prehension
FR0853182 2008-05-16
PCT/EP2009/055811 WO2009138443A1 (fr) 2008-05-16 2009-05-14 Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des passages radiaux permettant sa prehension

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102027199A true CN102027199A (zh) 2011-04-20
CN102027199B CN102027199B (zh) 2013-08-28

Family

ID=39963086

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN2009801173467A Active CN102027199B (zh) 2008-05-16 2009-05-14 包括允许抓握锁定件的径向通道的、将环形部锁定在涡轮机壳体上的锁定件

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8721277B2 (zh)
EP (1) EP2297431B1 (zh)
JP (1) JP5443476B2 (zh)
CN (1) CN102027199B (zh)
BR (1) BRPI0912018B1 (zh)
CA (1) CA2724256C (zh)
FR (1) FR2931196B1 (zh)
RU (1) RU2498088C2 (zh)
WO (1) WO2009138443A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109641670A (zh) * 2016-06-06 2019-04-16 C系列飞机有限合伙公司 用于提升机的调节机构

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2931197B1 (fr) * 2008-05-16 2010-06-18 Snecma Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des passages axiaux pour sa prehension
FR2973069B1 (fr) * 2011-03-24 2014-09-12 Snecma Anneau de carter de stator de turbomachine
FR3009740B1 (fr) * 2013-08-13 2017-12-15 Snecma Amelioration pour le verrouillage de pieces de support d'aubage
FR3009739B1 (fr) * 2013-08-13 2015-09-11 Snecma Amelioration pour le verrouillage de pieces de support d'aubage
ES2935815T3 (es) * 2013-09-06 2023-03-10 MTU Aero Engines AG (Des)montaje de un rotor de una turbina de gas, en particular delantero
EP3034803A1 (en) * 2014-12-16 2016-06-22 Rolls-Royce Corporation Hanger system for a turbine engine component
US9932901B2 (en) 2015-05-11 2018-04-03 General Electric Company Shroud retention system with retention springs
DE102017104981B4 (de) * 2017-03-09 2021-01-28 Schaeffler Technologies AG & Co. KG Befestigungsmittel eines Aktuators einer Nockenwellenverstellvorrichtung
FR3105996B1 (fr) 2020-01-08 2021-11-26 Safran Aircraft Engines Organe de verrouillage destiné à l’assemblage d’une première pièce et d’une seconde pièce d’une turbomachine

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1139295A (en) * 1965-07-17 1969-01-08 Colt Ventilation & Heating Ltd Improvements in or relating to fastenings
EP0967364A1 (fr) * 1998-06-25 1999-12-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
CN1524160A (zh) * 2001-07-03 2004-08-25 Abb涡轮系统有限公司 用于轴流式涡轮机的工作叶片的锁定装置
EP1455055A1 (fr) * 2003-03-06 2004-09-08 Snecma Moteurs Turbomachine disposant de secteurs d'anneau refroidis
FR2887920A1 (fr) * 2005-06-29 2007-01-05 Snecma Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5197853A (en) * 1991-08-28 1993-03-30 General Electric Company Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine
US5669757A (en) * 1995-11-30 1997-09-23 General Electric Company Turbine nozzle retainer assembly
US5970716A (en) * 1997-10-02 1999-10-26 General Electric Company Apparatus for retaining centerbody between adjacent domes of multiple annular combustor employing interference and clamping fits
US6233822B1 (en) * 1998-12-22 2001-05-22 General Electric Company Repair of high pressure turbine shrouds
US6435820B1 (en) * 1999-08-25 2002-08-20 General Electric Company Shroud assembly having C-clip retainer
US6412149B1 (en) * 1999-08-25 2002-07-02 General Electric Company C-clip for shroud assembly
FR2800797B1 (fr) * 1999-11-10 2001-12-07 Snecma Assemblage d'un anneau bordant une turbine a la structure de turbine
FR2815668B1 (fr) * 2000-10-19 2003-01-10 Snecma Moteurs Agencement de liaison d'un anneau de stator de turbine a une entretoise de support
FR2921410B1 (fr) * 2007-09-24 2010-03-12 Snecma Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des moyens permettant sa prehension
FR2922589B1 (fr) * 2007-10-22 2009-12-04 Snecma Controle du jeu en sommet d'aubes dans une turbine haute-pression de turbomachine
FR2923527B1 (fr) * 2007-11-13 2013-12-27 Snecma Etage de turbine ou de compresseur, en particulier de turbomachine

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1139295A (en) * 1965-07-17 1969-01-08 Colt Ventilation & Heating Ltd Improvements in or relating to fastenings
EP0967364A1 (fr) * 1998-06-25 1999-12-29 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation "Snecma" Anneau de stator de turbine haute pression d'une turbomachine
CN1524160A (zh) * 2001-07-03 2004-08-25 Abb涡轮系统有限公司 用于轴流式涡轮机的工作叶片的锁定装置
EP1455055A1 (fr) * 2003-03-06 2004-09-08 Snecma Moteurs Turbomachine disposant de secteurs d'anneau refroidis
FR2887920A1 (fr) * 2005-06-29 2007-01-05 Snecma Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109641670A (zh) * 2016-06-06 2019-04-16 C系列飞机有限合伙公司 用于提升机的调节机构

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010151721A (ru) 2012-06-27
JP5443476B2 (ja) 2014-03-19
BRPI0912018B1 (pt) 2019-11-26
CA2724256A1 (fr) 2009-11-19
CN102027199B (zh) 2013-08-28
US20110121150A1 (en) 2011-05-26
US8721277B2 (en) 2014-05-13
FR2931196A1 (fr) 2009-11-20
EP2297431B1 (fr) 2016-06-15
FR2931196B1 (fr) 2010-06-18
CA2724256C (fr) 2016-08-30
JP2011521143A (ja) 2011-07-21
EP2297431A1 (fr) 2011-03-23
RU2498088C2 (ru) 2013-11-10
BRPI0912018A2 (pt) 2015-10-06
WO2009138443A1 (fr) 2009-11-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102027199B (zh) 包括允许抓握锁定件的径向通道的、将环形部锁定在涡轮机壳体上的锁定件
CN102027200B (zh) 锁定件、固定装置、飞行器涡轮机的涡轮及飞行器涡轮机
US11215082B2 (en) Ceramic matrix composite assembly with compliant pin attachment features
US10577977B2 (en) Turbine shroud with biased retaining ring
US10364693B2 (en) Turbine blade track assembly
EP2835503B1 (en) Integrated strut and vane arrangements
EP2476865B1 (en) Turbomachine shroud
JP6529013B2 (ja) Ｃｍｃシュラウド支持システム
JP2017025915A (ja) セラミックマトリクス複合材部品を金属部品に連結する方法およびシステム
US20090110479A1 (en) Fully contained retention pin for a turbine nozzle
US8038393B2 (en) Member for locking ring sectors onto a turbomachine casing, comprising means allowing it to be grasped
EP2915955A1 (en) A blade tip seal for a gas turbine engine
KR102312779B1 (ko) 분리 공구
KR20150070961A (ko) 터빈 버킷 클로져 조립체 및 그 조립 방법
JP2011137447A (ja) 連結式タービンバケットを取付けるための固定治具及び方法
CN106917644B (zh) Cmc热学夹子
EP3211180B1 (en) Turbine bucket lockwire anti-rotation device for gas turbine engine
KR20150108420A (ko) 터보기계의 버킷 록킹 조립체 및 고정 방법
US11959389B2 (en) Turbine shroud segments with angular locating feature

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant