CN103459777A - 用于航空器涡轮机组的涡轮机级的密封圈，包括开狭槽的防旋转栓 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于被压靠在航空器涡轮机组的涡轮机级的转子圆盘上的密封圈（60），该密封圈设置有多个用于防止它相对于转子圆盘旋转的防旋转栓（66），每个栓（66）轴向地从密封圈体（63）突出并具有两个相对的圆周端表面（72），分别用于面向转子圆盘上所带有的两个直接地连续的叶片而被定位，根据本发明，轴向开口狭槽（70）径向地穿过所述防旋转栓（66）中至少一个。

Description

用于航空器涡轮机组的涡轮机级的密封圈,包括开狭槽的防旋转栓

技术领域

本发明涉及航空器涡轮机组的涡轮机的领域，特别是航空器涡轮喷气或航空器涡轮螺旋桨的发动机领域。

本发明特别地涉及涡轮机级的下游密封圈，用于以密封的方式接触被安装在涡轮机级的转子圆盘上的叶片。更准确地，本发明涉及一种设置在该密封圈上的防旋转栓，并且其防止密封圈相对于转子圆盘旋转。

现有技术

航空器涡轮喷气发动机的涡轮机级的转子包括圆盘，在圆盘外围安装在圆盘上的叶片，以及安装在涡轮机圆盘/叶片单元下游的下游密封圈。以已知的方式，转子被从上游到下游通过涡轮机的气流流动而驱动旋转。

对于叶片的安装，圆盘设置有周向齿，后者在它们之间限定隔间，其中叶片的根部被径向地保持在隔间中。

在现有技术中，已知安装下游密封圈压靠在圆盘/叶片单元的下游面，以获得最可能的密封。

该密封圈还设置有多个防旋转栓，例如轴向地从密封圈体突出，以120°布置的三个栓。这些栓防止密封圈相对于转子圆盘旋转。为此，每个栓具有两个相对的圆周端表面，分别地用于面向转子圆盘所带有的两个直接地连续的叶片而被定位。这些表面因此构成切向止动件，提供其以接触叶片，并且因此禁止该密封圈和圆盘/叶片单元之间的相对旋转。

在工作中，栓承受基本切向的应力，尤其是在高旋转速度下。最关键的区域由圆周端表面之间的连接半径和设置在密封圈体上的栓的支撑表面所构成。这两个连接半径有效地具有非常低的值，例如接近0.1毫米，并且承受非常高的切向应力，使这些半径在密封圈寿命中至关重要。

为了解决影响密封圈寿命的该应力问题，可增加上述连接半径的值。然而，这种解决方案并不令人满意，因为它产生了两个叶片根部的干扰问题。

同样考虑的另一种解决方案在于通过两个圆周端表面底部形成缺口，在两个连接半径上制造凹坑，以克服干扰叶片根部的问题。然而，这些凹坑减少了圆周端表面的表面面积，并使它们在它们旋转预防功能中不那么有效。此外，这些凹坑的机械加工实现起来比较复杂。

发明内容

因此，本发明的目的是，相对于现有技术的实施，至少部分地克服上文提到的这些问题。

为此，本发明首先目的是用于被压靠在航空器涡轮机组的涡轮机级的转子圆盘上的密封圈，所述密封圈设置有多个防旋转栓，其防止所述密封圈相对于转子圆盘旋转，每个栓轴向地从密封圈体突出并具有两个相对的圆周端表面，分别地用于面向转子圆盘上所带有的两个直接地连续的叶片而被定位。根据本发明，轴向开口狭槽径向地穿过所述防旋转栓中至少一个。

因此本发明值得注意的是，它构成简单，有效且易于实现的解决方案，以减少在防旋转栓中至少一个上的切向应力，以及更优选地在所有这些栓上的切向应力。通过防旋转栓的狭槽的存在使得可能确实将防旋转栓分裂成都具有较低刚度的两个半栓，其因此为它们提供应力下的较高变形能力，伴随着它们所承受的切向应力下降。在这方面可以观察到，由于特定于本发明的狭槽的简单存在，在切向端表面的连接半径上观察到的最大切向应力可减少至少20%。

本发明特别有利的是，它提供了一种不需要修改上述连接半径值的解决方案，建立该技术方案以在栓和叶片根部之间获得令人满意的，没有干扰的配合。该解决方案也不产生切向端表面的轴向长度的减少，在这种方式中，切向端表面以令人满意的方式可以实现其作为圆周止动件的功能。

本发明同样有利的是：简单地通过在密封圈的防旋转栓上形成狭槽，更优选地通过机械加工，它可在现有的密封圈上实施。

需要指出的是，根据本发明的密封圈优选地用于构成涡轮机级的转子的下游密封圈，但这可能用作上游密封圈，而不离开本发明的范围。

更优选地，两个相对的圆周端表面中每个都通过第一连接半径连接密封圈体上所设置的栓的支撑表面。此外，狭槽的两个侧面中每个都通过第二连接半径连接该狭槽的底部，并且它以第二半径严格地大于第一连接半径的方式完成。这样，第二连接半径承受甚至低于被施加到第一连接半径上的切向应力的切向应力。由于周围元件通常不被提供以与狭槽直接地配合，第二连接半径因此不受到干扰的问题。

两个连接半径之间的比率更优选地大于8，并且可超越10。

为了进一步提高狭槽所实现的应力卸载的有效性，更优选的是以每个栓的狭槽的底部轴向地位于相同水平或在所述栓的底部附近的方式完成。

此外，对于在卸载应力、总质量和由狭槽分离的半栓的机械阻力的有效性方面的完全优化的折中，特别是涉及剪切阻力，提供根据圆周方向的狭槽宽度和所述防旋转栓的总宽度之间的比率更优选地在0.3和0.4之间。

更优选的是，狭槽居中于所述防旋转栓上。作为可替代的方案，它可朝向圆周端表面的一个或另一个偏移，而不离开本发明的范围。

更优选地，密封圈具有三个相对彼此以120°布置的防旋转栓。

最后，所述防旋转栓更优选地被布置在所述密封圈体的外部径向端附近，即使可能存在有另外布置，而不离开本发明的范围。

本发明的目的同样是航空器涡轮机组的涡轮机级的转子，包括圆盘，安装在圆盘上的叶片以及如上所述被安装在圆盘和叶片下游的下游密封圈。

本发明的目的是航空器的涡轮机组，包括至少一个这种涡轮机，该涡轮机包括如上所述的至少一个涡轮机级转子。

最后，本发明的目的是一种制造如上所述的密封圈的方法，其中通过机械加工完成所述防旋转栓的狭槽。

本发明的其他的优点和特征将在以下的非限制性详细描述中出现。

附图说明

当阅读通过非限制性示例的方式给出的以下描述并参考附图时，将更好地理解本发明，并且显现后者的其他细节，优点和特征，其中：

—图1为根据本发明的优选实施例的包括高压涡轮机的航空器涡轮机组的部分示意性的轴向剖面视图；

—图2为在前面附图中示出的高压涡轮机的一个级转子的局部透视图；

—图3为前面附图所示出的转子的部分示意性的轴向剖面半视图；

—图4为在图2和3中所示出的转子的涡轮机叶片之一的透视图；

—图5示出了类似于图2的视图，以更精确的方式示出了下游密封圈的防旋转栓之一；

—图6也示出了下游密封圈和它的一个防旋转栓的局部透视图；以及

—图7示出了在前面附图中所示出的防旋转栓沿图6中线A-A剖开的剖面视图；

在这些附图中，相同或相似的元件由相同的附图标记所表示。

具体实施方式

首先参考图1，可以看出航空器涡轮机组1为双流和双体型。

涡轮喷气发动机根据箭头2所示出的推力方向连续地包括低压压气机4、高压压气机6、燃烧室8、高压涡轮机10和低压涡轮机12。

单级式的高压涡轮机10以本发明优选实施例的形式呈现，其细节现在将参考图2-7被提供。

涡轮机包括属于前一级的，位于高压分配器24下游的级转子20。转子20的下游位于涡轮喷气发动机的固定部分22，对应于低压涡轮机的入口。

首先，转子20包括圆盘26，其径向外周具有在圆周上彼此间隔的齿28。隔间30在圆盘的齿之间被确定。它们是轴向的或倾斜的，打开通向圆盘26的上游面31和通向圆盘26的下游面33。通常，每个隔间30接收叶片34的根部32，以经由配合的形式将其径向向外地保持。

每个叶片34的根部32根据径向方向位于距离其相关隔间30的底部36一个距离。因此，自由空间38在根部32端部和隔间36的底部之间形成。

在上游，根部32可径向向内地延伸有第一壁40，而且在下游，根部32径向向内地延伸有第二壁42。

此外，每个叶片34在其基部包括平台46，该平台用于特定地引导来自燃烧室的初级燃气气流在涡轮机中从上游到下游流动，即从涡轮机的入口向出口流动。该平台46，被布置在根部32和叶片的空气动力的螺旋桨48之间，在该螺旋桨48的任一侧圆周地延伸。它通常位于属于直接连续叶片的相同平台的延伸部内，如图2中可以看出。

转子20包括在圆盘的上游面31上，圆盘26所带有的上游密封圈44。上游密封圈44朝向前面特定地参与隔间内叶片的轴向固定。

转子20进一步包括在圆盘26的下游面33上，圆盘所带有的下游密封圈60。环形圈60具有外围边缘61形状的外部径向端，用于压靠平台46的下游支撑的突出部62其在平台下根据比带有该突出部62的脚部长度更长的圆周长度延伸，然而该长度基本与平台的长度相同。自由空间64然后在位于突出部62以下形成，在圆周方向上由叶片根部的上部限定，并且在突出部62和圆盘齿28的上表面之间被径向地限定。轴向地在上游从下游密封圈的上游面68突出的栓66轴向地穿过空间64，局部地采取这些栓的支撑表面的形式。更优选地提供三个栓66，从基本根据横向平面定向的支撑表面68，以120°分布在它们由其突出的密封圈体上。这些栓66使得可能提供相对于圆盘/叶片单元的对下游密封圈的防旋转功能。通过相对于也在上游轴向地突出的该边缘61径向向内地布置，它们位于密封圈的外围边缘61附近。

本发明的特性之一在于防旋转栓66的设计，其优选实施例现在将基本参考图5-7被描述。

每个栓66具有两个相对的圆周端表面72，分别用于面向叶片34的两个直接连续脚部而被定位。这两个表面72，朝向设置在叶片根部上的互补表面，用于防止根据该单元的旋转轴线的密封圈60和圆盘/叶片单元之间的相对旋转。然而装配间隙被设置在这些两两配合的表面之间，并且基本上平行于轴向方向90和圆周方向92而被定向。用作止动件的表面72也基本与它们由其突出的栓68的支撑表面垂直。

此外，狭槽70径向地通过每个栓66，其因此径向向内和向外地打开，并且其轴向地在上游打开。在这方面，这里狭槽70具有带有通常U形剖面的优选形状，从图7中最好看出。然而可采用其他形状，而不离开本发明的范围。

狭槽70，其底部74在上游方向被轴向地定向，因此限定了圆周方向上彼此间隔的两个半栓。与栓的支撑表面68相比，底部74根据轴向方向90位于基本相同水平上，因而基本在与其相关的栓66的底部相同的水平上，如可从图7中看出的。在这方面，在图6和7中可看出，由于制造的原因，栓68的支撑表面可具有，特别作为单独部件所实施的密封圈上的栓的机械加工，向上游突出的轴向台阶76，每个带有栓66。在这种情况下，狭槽底部74然后位于与栓的支撑表面68的台阶76基本相同的水平。

狭槽70，优选地居中于栓上，因此具有U形剖面，其两个侧面78在底部74分别由两个连接半径80实现，更优选地这两个连接半径相同，例如1毫米级的数量级的值。

这些半径80与止动件72的表面和栓68的支撑表面之间的连接半径82相比是高的。这些半径，更优选地也相同，具有例如0.1毫米数量级的值，完全地适于使栓66与叶片根部尽可能近，没有干扰。

最后，根据该相同的圆周方向92，狭槽66具有在栓的总宽度“L”的0.3和0.4倍之间的圆周宽度“I”。更优选地，宽度“I”和“L”之间比率为三分之一。

当然，本领域的技术人员可仅通过非限制性示例对刚刚描述的本发明进行各种修改。

Claims (10)

1.用于被压靠在航空器涡轮机组的涡轮机级（10）的转子圆盘（20）上的密封圈（60），所述密封圈设置有多个防旋转栓（66），其防止所述密封圈相对于转子圆盘旋转，每个栓（66）轴向地从密封圈体（63）突出并具有两个相对的圆周端表面（72），分别地用于面向转子圆盘上所带有的两个直接地连续的叶片而被定位，其特征在于：轴向开口狭槽（70）径向地穿过所述防旋转栓（66）中至少一个。

2.根据权利要求1所述的密封圈，其特征在于：两个相对的圆周端表面（72）中每个都通过第一连接半径（82）被连接到设置在密封圈体（63）上的栓（68）的支撑表面，狭槽的两个侧面（78）中每个都通过第二连接半径（80）被连接到该狭槽的底部（74），并且第二连接半径（80）严格地大于第一连接半径（82）。

3.根据权利要求1或2所述的密封圈，其特征在于：每个栓（66）的狭槽（70）的底部（74）轴向地位于相同水平或在所述栓的底部附近。

4.根据任一前述权利要求所述的密封圈，其特征在于：根据圆周方向（92）的狭槽（70）的宽度（I）和所述防旋转栓（66）的总宽度（L）之间的比率在0.3和0.4之间。

5.根据任一前述权利要求所述的密封圈，其特征在于：狭槽（70）居中于所述防旋转栓（66）上。

6.根据任一前述权利要求所述的密封圈，其特征在于：它具有以相对彼此120°布置的三个防旋转栓（66）。

7.根据任一前述权利要求所述的密封圈，其特征在于：所述防旋转栓（66）被布置在所述密封圈体（63）的外部径向端（61）附近。

8.航空器涡轮机组的涡轮机级（10）的转子（20），包括圆盘（26），安装在圆盘上的叶片（34）以及根据任一前述权利要求所述的下游密封圈（60）。

9.航空器的涡轮机组（1），其特征在于：它包括至少一个涡轮机（10），该涡轮机（10）包括根据权利要求8的涡轮机级的至少一个转子（20）。

10.制造根据权利要求1到7中任一权利要求所述的密封圈（60）的方法，其特征在于：所述防旋转栓（60）的狭槽（70）通过机械加工完成。

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