CN102667066A - 涡轮发动机中的涡轮级 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于涡轮发动机的涡轮级，所述涡轮级包括在由复合材料所制成和由外壳(14)所带有的扇段环(54)中旋转的装有叶片的叶轮，每个所述环形扇段具有下游周缘(52)，所述下游周缘(52)固定以径向地抵靠于环形接头(56)，所述环形接头(56)径向地接合于所述环(54)的下游周缘(52)的环形凹槽(50)中并且在低温情况下具有轴向间隙，所述轴向间隙被设计为在运转过程的高温情况下减小为0，并且能够使得所述外壳(14)的环形接头(56)在所述环形扇段的环形凹槽(50)内以密封的方式得以轴向夹固。

Description

涡轮发动机中的涡轮级
技术领域
本发明涉及诸如涡轮螺旋浆发动机或涡轮喷气发动机的涡轮发动机中的涡轮级。
背景技术
涡轮发动机从上游到下游地基本上包括：压缩机、燃烧室和涡轮机，所述压缩机在压力下向燃烧室供给空气，而所述涡轮机接收来自于所述燃烧室的热气，以便从中获取能量。
依照惯例，低压涡轮级包括喷嘴以及转子叶轮，该喷嘴由在两个环形平台，即内平台和外平台之间径向地延伸的呈环形排的静叶片构成，该转子叶轮安装于所述喷嘴下游并且位于由环绕所述涡轮级的外壳所带有的扇段环的内部。
每个环形扇段在其内表面上带有密封衬套，所述密封衬套与所述转子叶轮叶片的外周缘相互配合，并且每个环形扇段在其外表面包括有用于将其紧固于所述外壳上的装置，该装置由上游周缘和下游周缘组成。所述上游周缘轴向地接合于由所述外壳的上游环形接头所带有的环形凹槽中，而所述下游周缘则通过C型截面紧固件与所述外壳的下游环形接头径向地夹固抵靠，所述C型截面紧固件自下游轴向地接合于所述下游周缘与所述下游环形接头上。
环形空腔被限定在所述环与所述外壳之间，并且在所述外壳的环形接头之间从上游至下游地延伸。所述上游环形接头具有向空腔供给来自于所述涡轮发动机的压缩级的空气的喷孔。
将冷空气引入到与所述涡轮环相对准的空腔中，用以避免所述叶片顶端处的间隙大大地增大，也就是所述叶片径向外端与密封衬套之间的间隙，以使得在压力下穿过被叶片所扫过的区域外部的空气总量最小化，从而避免所述涡轮机性能变差。
如公众所知的，所述环形扇段由陶瓷基复合材料制成，以使得该材料在高温情况下具有良好的机械性能的优点得以体现，而所述外壳自身则通常由金属材料制成。因此，所述环比外壳更坚硬，并且其所具有的热膨胀系数则小于所述金属外壳的热膨胀系数，由此导致了所述环与所述外壳之间的膨胀的差异。
在第FR 09/51446号专利申请中，申请人提出通过将设置于所述环和所述环形接头上的互补形状径向地接合来阻挡所述环轴向地抵靠于所述下游环形接头，环形密封环安装于环形凹槽内，环形接头的一面面对环的下游周缘和压靠所述周缘。
然而，在运转过程中，每个环形扇段膨胀且发生变形，从而形成在圆周方向上凹形的曲线形状，其凹面朝向外部(内曲面现象)。因而，能够看到在所述外壳的下游环形接头与所述环形扇段的下游周缘之间形成有径向空间。
这些径向空间使得这样的环形密封环变得无法在所述下游周缘与所述外壳的环形接头之间提供密封，所以在所述环形扇段的下游周缘与所述外壳的下游环形接头之间发生冷却空气泄漏。
在其它的实施方式中，所述环不是由复合材料制成的，所述环的下游周缘与所述外壳的下游环形接头之间的下游紧固通过轴向地预加应力于下游环形接头使其抵靠于所述下游周缘的径向表面而得以密封，所述下游周缘面对所述紧固件。
然而，在低温情况下，当所述环由复合材料制成时，由于它的高硬度和低热膨胀性，这样的使用轴向预应力的装配无法想象。
发明内容
本发明特别的目的在于提供一种针对该问题的简单、有效、低成本的解决方案，并且使得避免现有技术的缺陷成为可能。
为此目的，本发明提供了用于涡轮发动机的涡轮级，所述涡轮级包括在由复合材料制成和由外壳所带有的扇段环中旋转的装有叶片的叶轮，每个环形扇段具有下游周缘，所述下游周缘通过C形紧固件固定以径向地抵靠于所述外壳的环形接头，所述涡轮级特征在于：所述外壳的环形接头径向地接合于所述环的下游周缘中的环形凹槽中并且在低温情况下具有轴向间隙，所述轴向间隙被设计为在运转过程的高温情况下可减小为0，并且能够在所述环形扇段的环形凹槽内实现对所述外壳的环形接头的密封轴向夹固。
根据本发明，在运转过程中，由于与所述复合环相比，所述外壳的膨胀程度更大，因此，所述环的下游周缘通过对所述环形凹槽内的所述外壳的下游环形接头的上游和下游端的轴向夹固而得以密封。因此，所述环及其下游周缘的凹曲度通过所述环形接头的轴向夹固而得以弥补，从而确保了所述环下游紧固的密封。
有益地，所述外壳的环形接头具有用于在高温情况下与所述凹槽的径向侧翼相抵靠的上游和下游径向表面。在运转过程中，所述环形接头的径向表面以及所述凹槽的径向侧翼保持它们的径向形状，从而确保所述环的径向表面与所述凹槽的径向侧翼之间的环形接触。
根据本发明的另一个技术特征，在低温情况下，如上所述的轴向间隙的数量级为十分之一毫米。
本发明也提供了一种安装在所述环形接头表面中环形凹槽中的环形密封环，该环形密封环压靠于所述环形扇段的环形凹槽的底壁。
有益地，所述复合材料为陶瓷基类型，并且所述外壳由金属材料制成。
本发明也提供了诸如飞机的涡轮螺旋浆发动机或涡轮喷气发动机的涡轮发动机，所述涡轮发动机包括上述类型的高压涡轮级。
通过阅读如下以非限制性的实施例做出的说明以及参考说明书附图能够更好地理解本发明，本发明的其它细节、优点以及特征也得以呈现。其中：
附图说明
图1为现有技术中的涡轮级的轴向剖面局部示意图；
图2为沿图1中A-A剖面的剖面图；
图3为在低温情况下本发明所述涡轮级的轴向剖面局部示意图，所述剖面不穿过紧固件；以及
图4为在高温情况下本发明所述涡轮级的轴向剖面局部示意图，剖面上包含紧固件。
具体实施方式
首先参考图1，图1示出了涡轮发动机中涡轮级10的一部分，所述涡轮级10的一部分包括具有多个静叶片的喷嘴级，所述静叶片排列于旋转叶轮的上游，该旋转叶轮带有多个叶片并且可在外壳14所带有的环12内部旋转。
所述环12由多个大致呈圆柱形的环形扇段组成，所述环形扇段首尾相连地成圆形地并列放置。每个环形扇段包括圆柱形部分16，在所述圆柱形部分16的内表面上带有由耐磨材料制成的密封衬套18，所述密封衬套18与所述转子叶轮的叶片的外周缘相互配合。每个环形扇段包括用于与所述外壳14连接的两个环形接头，即上游环形接头18和下游环形接头20。所述上游环形接头18的外端具有向上游延伸的周缘22，所述周缘22轴向地接合于面向下游且形成在所述外壳的径向环形接头26中的环形凹槽24内。所述环的下游环形接头20的外端具有面向下游的周缘28，所述周缘28通过C型截面紧固件32与所述外壳14的环形接头32的圆柱形部分30径向地夹固，所述C型截面紧固件32在所述下游周缘28与所述外壳14的下游环形接头32的圆柱形部分30上轴向地接合。
环形扇段的每个下游周缘20包括至少一个与所述外壳14的下游环形接头32的圆柱形部分30内的槽口径向对齐的槽口，该后一个槽口的宽度足够使得所述紧固件32轴向地接合于其中，并且足够使得所述环12固定于所述外壳14上。
环形空腔34被限定在所述扇段环12与所述外壳14之间，其上游分别地通过所述环12和所述外壳14的上游环形接头18和26来限定，而其下游则分别地通过所述环12和所述外壳14的下游环形接头20和32来限定。
所述外壳14的上游环形接头26具有用于使来自于环绕所述燃烧室的空间的冷空气，即，在所述燃烧室外壳与所述燃烧室外壁之间流动的空气通过的喷孔36，该外壁形成旋转本体。为了避免冷空气从所述外壳14的下游环形接头32的圆柱形部分30与所述环12的下游周缘20之间泄露，环形密封环38安装于所述圆柱形部分30的内表面的环形凹槽40中。该环形密封环38在所述环形凹槽40中被径向地挤压并且抵靠于所述环12的下游周缘28。为了防止所述环12相对于所述外壳14轴向地移动，所述圆柱形部分30的内表面包括肋条42，所述肋条42径向地接合于所述环12的下游周缘28内的环形凹槽中。
在每个环形扇段的每个周向端部的径向表面包括三条槽缝44、46和48，每个槽缝中都容置有密封条。第一槽缝44形成于所述环12的圆柱形部分16内，并且大体上在所述环12的整个长度上延伸，所述第一槽缝44与所述环12的轴线平行。所述其它两条槽缝46和48为倾斜的，并且分别形成于所述环上游和下游环形接头18和20内。所述两条倾斜的槽缝46和48的径向内端通向所述纵向槽缝44的中间部分，而它们的径向端则分别地通向所述上游和下游周缘22和28的外表面。每一个密封条一半插入到一个扇段的槽缝44、46和48中，而另外一半则插入到对面的相对应的槽缝中，所述对面的相对应的槽缝形成于相邻的环形扇段的径向表面中。
尽管如此，正如上文中所说明的，复合材料环的每个扇形段在温度的影响下发生变形，形成凹形曲线形状，其凹面朝向外部(图2)。所述外壳14也同样发生变形并且具有周向起伏。因此，由于所述由复合材料制成的环12与所述外壳14之间不同的膨胀，径向空间R形成于每个周缘28和所述外壳14的下游接头32的圆柱形部分30之间，因此，导致了通风空气从所述环形空腔34中向穿过所述涡轮机的气流中的泄漏。
本发明旨在通过在所述环54的下游周缘52的外侧圆柱表面上形成环形凹槽50来补救该问题以及如上所述的那些问题，所述环形凹槽50径向地容纳所述外壳14的下游环形接头56的下游圆柱形部分55，并且在低温情况下具有轴向间隙j，由于与由复合材料制成的环54的膨胀相比，所述外壳14以及它的下游环形接头56的膨胀更大，因此，所述间隙被设计为在运转过程中将减小为0(图3)。
所述环形凹槽50具有两个径向环形侧翼，上游侧翼58以及下游侧翼60。所述外壳14的下游环形接头56的下游圆柱形部分55具有两个径向表面，上游表面62和下游表面64。由于所述复合材料环54与所述外壳14之间不同的膨胀，因此，在运转过程中，在高温的情况下，所述外壳14的下游环形接头56的径向表面62和64开始抵靠于所述凹槽50的径向侧翼58和60，因此确保所述环形接头56被轴向地夹固于所述凹槽50中，并且对流入所述腔体34中的通气空气建立密封。
所述凹槽50的深度以这样的方式得以选择：所述凹槽50的深度大于在运转过程中所述外壳14的下游接头56的下游圆柱形部分55的内表面66与所述凹槽50底壁68之间的最大径向差R，如此以至于，在高温情况下，确保持续密封的轴向夹固，并且避免了所述环54相对于所述外壳14的任何轴向分离。
所述环形扇段通过以下方式得以装配：将所述环54的上游周缘22插入到所述外壳14上游接头18的环形凹槽内，随后向外倾斜所述环的下游端，以使得所述圆柱形部分55抵靠于所述凹槽50的底壁。在低温情况下，所述轴向间隙j使得抵靠所述外壳14向外倾斜所述环54变得更为简单。
环形密封环38容置在所述外壳的下游环形接头56表面66的环形凹槽40内，该环形密封环38压靠于所述凹槽50的底壁68。
在一个与现有技术相类似的方式中，环形扇段的每个下游周缘52包括与所述外壳的下游环形接头的圆柱形部分中的槽口对齐的槽口，以使得所述C型截面紧固件32得以轴向地安装。
所述扇段间的密封装置与现有技术中的密封装置相类似。尽管如此，应该观察到的是：本发明所述环54的下游环形接头64中的倾斜槽缝通向凹槽50，与所述密封环38对准。
在本发明的一个特别的实施方式中，在低温情况下，所述轴向间隙的数量级为0.1毫米。
所述环54可由陶瓷基复合材料制成，该材料可有效地抵抗存在于高压涡轮机中的高温，而且所述外壳14则由金属材料制成，诸如Inco或钢。

Claims (6)

1.一种用于涡轮发动机的涡轮级，所述涡轮级包括在由复合材料所制成和由外壳(14)所带有的扇段环(54)中旋转的装有叶片的叶轮，每个所述环形扇段具有下游周缘(52)，所述下游周缘(52)通过C型截面紧固件固定以径向地抵靠于所述外壳(14)的环形接头(56)，所述涡轮级特征在于：所述外壳(14)的环形接头(56)径向地接合于所述环(54)的下游周缘(52)中环形凹槽(50)中并且在低温情况下具有轴向间隙，所述轴向间隙被设计为在运转过程的高温情况下被减小为0，并且能够在所述环形扇段的环形凹槽(50)内实现对所述外壳(14)的环形接头(56)的密封轴向夹固。
2.如权利要求1所述的涡轮级，其特征在于：外壳(14)的环形接头(56)具有在高温情况下用于抵靠所述环形凹槽(50)的径向侧翼(58、60)的上游径向表面和下游径向表面(62、64)。
3.如权利要求1或2所述的涡轮级，其特征在于：在低温情况下，所述轴向间隙的数量级为十分之一毫米。
4.如前述任一权利要求所述的涡轮级，其特征在于：环形密封环(38)容置于所述环形接头的表面(66)中环形凹槽(40)内，所述环形密封环(38)压靠于所述环形扇段的环形凹槽(50)的底壁(68)。
5.如前述任一权利要求所述的涡轮级，其特征在于：所述复合材料为陶瓷基类型，而所述外壳(14)由金属材料制成。
6.一种诸如飞机涡轮螺旋浆发动机或涡轮喷气发动机的涡轮发动机，所述涡轮发动机的特征在于：其包括如权利要求1至5中任一权利要求所述的高压涡轮级。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110177923A (zh) * 2017-01-12 2019-08-27 赛峰航空器发动机 涡轮环组件
CN114599859A (zh) * 2019-10-18 2022-06-07 西门子能源全球有限两合公司 具有设置在两个转子盘之间的转子构件的转子
US12037926B2 (en) 2016-02-05 2024-07-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Rotor comprising a rotor component arranged between two rotor discs

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
US10100659B2 (en) 2014-12-16 2018-10-16 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Hanger system for a turbine engine component
GB201508323D0 (en) * 2015-05-15 2015-06-24 Rolls Royce Plc A wall cooling arrangement for a gas turbine engine
JP6614407B2 (ja) * 2015-06-10 2019-12-04 株式会社Ｉｈｉ タービン
FR3041993B1 (fr) * 2015-10-05 2019-06-21 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
FR3056637B1 (fr) * 2016-09-27 2018-10-19 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec calage a froid
US10815812B2 (en) * 2017-05-12 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Geometry optimized blade outer air seal for thermal loads
CN113898414B (zh) * 2021-12-09 2022-03-18 成都中科翼能科技有限公司 一种燃气轮机高压转子防热振动变形的补强结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
CN1816681A (zh) * 2003-07-04 2006-08-09 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮罩片
US20070031244A1 (en) * 2005-08-06 2007-02-08 General Electric Company Thermally compliant turbine shroud assembly
CN101046162A (zh) * 2006-03-30 2007-10-03 斯奈克玛 环状扇形体在涡轮机组的涡轮机匣上的固定设备
CN101046161A (zh) * 2006-03-30 2007-10-03 斯奈克玛 一种在涡轮机组的涡轮转子周围固定环状扇形体的设备

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR951446A (fr) 1942-09-01 1949-10-25 Dynamit Nobel Ag Traverse de chemin de fer
DE102005013798A1 (de) * 2005-03-24 2006-09-28 Alstom Technology Ltd. Wärmestausegment zum Abdichten eines Strömungskanals einer Strömungsrotationsmaschine
FR2885168A1 (fr) * 2005-04-27 2006-11-03 Snecma Moteurs Sa Dispositif d'etancheite pour une enceinte d'une turbomachine, et moteur d'aeronef equipe de celui-ci
US7686577B2 (en) * 2006-11-02 2010-03-30 Siemens Energy, Inc. Stacked laminate fiber wrapped segment
FR2913717A1 (fr) * 2007-03-15 2008-09-19 Snecma Propulsion Solide Sa Ensemble d'anneau de turbine pour turbine a gaz

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
CN1816681A (zh) * 2003-07-04 2006-08-09 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮罩片
US20070031244A1 (en) * 2005-08-06 2007-02-08 General Electric Company Thermally compliant turbine shroud assembly
CN101046162A (zh) * 2006-03-30 2007-10-03 斯奈克玛 环状扇形体在涡轮机组的涡轮机匣上的固定设备
CN101046161A (zh) * 2006-03-30 2007-10-03 斯奈克玛 一种在涡轮机组的涡轮转子周围固定环状扇形体的设备

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US12037926B2 (en) 2016-02-05 2024-07-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Rotor comprising a rotor component arranged between two rotor discs
CN110177923A (zh) * 2017-01-12 2019-08-27 赛峰航空器发动机 涡轮环组件
CN110177923B (zh) * 2017-01-12 2022-03-18 赛峰航空器发动机 涡轮环组件
CN114599859A (zh) * 2019-10-18 2022-06-07 西门子能源全球有限两合公司 具有设置在两个转子盘之间的转子构件的转子
CN114599859B (zh) * 2019-10-18 2023-11-17 西门子能源全球有限两合公司 具有设置在两个转子盘之间的转子构件的转子

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