CN104220702B - 涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机 - Google Patents

涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN104220702B
CN104220702B CN201380018407.0A CN201380018407A CN104220702B CN 104220702 B CN104220702 B CN 104220702B CN 201380018407 A CN201380018407 A CN 201380018407A CN 104220702 B CN104220702 B CN 104220702B
Authority
CN
China
Prior art keywords
flange
combustor
allotter
turbogenerator
sealing strip
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.)
Active
Application number
CN201380018407.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104220702A (zh
Inventor
弗朗西斯·莱格拉
埃默里克·德赫比尼
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
Family has litigation
First worldwide family litigation filed litigation Critical https://patents.darts-ip.com/?family=48289453&utm_source=google_patent&utm_medium=platform_link&utm_campaign=public_patent_search&patent=CN104220702(B) "Global patent litigation dataset” by Darts-ip is licensed under a Creative Commons Attribution 4.0 International License.
Application filed by SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN104220702A publication Critical patent/CN104220702A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104220702B publication Critical patent/CN104220702B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F05D2240/57—Leaf seals
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/37—Arrangement of components circumferential
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及一种涡轮发动机，如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，其包括环形燃烧室、涡轮分配器(2)和密封装置；所述燃烧室(1)由内壳(3)和外壳(4)限定；所述涡轮分配器(2)布置在所述燃烧室(1)的下游，并且所述腔室(1)的所述外壳(4)的下游端和/或所述内壳(3)的下游端包括径向凸缘(7)，该径向凸缘(7)布置成与所述分配器(2)的上游端的径向凸缘(14)相对；所述密封装置包括至少一个条(17)，该条(17)在所述凸缘(7，14)之间延伸，以在所述燃烧室(1)和所述分配器(2)之间提供密封。所述密封条(17)在所述凸缘(7，14)之间轴向且周向地延伸，并且密封地支撑在所述凸缘(7，14)的自由端。

Description

涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机
技术领域
本发明涉及一种涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。
背景技术
在申请人名下的专利FR2840974、FR2937098和FR2921463中，已经公知的是，涡轮发动机的环形燃烧室通常包括同轴的旋转壁(称为内壳和外壳)，该同轴的旋转壁中的一者在另一者中延伸，并且上游端连接于包括用于安装燃料注射器的开口的腔室底部环形壁。
在操作过程中，通过腔室的气体生成器供给的气流的一部分穿过所述腔室底壁的开口，并与由注射器供给的燃料混合，该空气/燃料混合物然后在腔室内部燃烧。气流的另一部分旁路经过燃烧室然后通过腔室的内壳和外壳的多个通孔渗入腔室。
扇区型涡轮入口分配器安装在燃烧室的出口处，并且包括同轴的壳，大体径向的叶片在该同轴的壳之间延伸。分配器的壳位于燃烧室的内壳和外壳的轴向延伸部中。
密封装置设置在燃烧室和分配器之间，尤其设置在燃烧室的内壳与外壳的下游端和涡轮分配器的内壳与外壳的上游端之间。
更准确地，燃烧室的每个壳的下游端包括凸缘，该凸缘的径向部从圆筒部延伸，该圆筒部向下游延伸。此外，分配器的每个壳的上游端包括径向凸缘，该径向凸缘具有比燃烧室的对应的凸缘的上述径向部更小的尺寸。
密封装置包括密封条，该密封条沿每个扇区径向且周向地延伸，每个密封条密封地支撑在分配器的对应的凸缘的径向表面上，并且密封地支撑在燃烧室的对应的凸缘的轴向部的自由端上。密封条通过弹性复位装置保持在凸缘上。
这种密封装置具有以下缺点。
首先，燃烧室的壳的凸缘位于旁通气流中，以使燃烧室的这些部分与冷却的气流之间具有相对较大的换热表面。因此相对于燃烧室的其它部分，这些表面相对较冷。燃烧室的壳之间的温差可以产生弯曲应力，该弯曲应力对其寿命产生消极影响。
此外，这种结构需要在燃烧室的壳上设置具有相对较大的尺寸的凸缘，这增加了总质量。
燃烧室和涡轮分配器之间的轴向位移可能损坏密封带和/或产生泄漏。通常，这些径向密封带不具有良好的密封性，这对涡轮发动机的整体性能(燃料消耗、污染、重新点火范围等)产生消极影响，并且将燃烧室的下游端暴露于航向或圆周热梯度。
此外，在现有技术中，当燃烧室的上游例如通过销系统或上游保持件固定时，需要在燃烧室的内壳的下游端和外壳的下游端上设置支撑件。每个支撑件大体呈环形并且具有U形或别针的截面。每个支撑件在燃烧室的内壳或外壳的对应的凸缘和腔室的内壳体或外壳体之间向内或向外径向地延伸。支撑件限制燃烧室的凸缘和分配器的凸缘之间的相对位移，并因此还会对密封条造成损坏。
为了提供密封条的密封，这些支撑件是必需的，然而其具有较大的质量。此外，由热应力和/或机械应力引起的裂缝或裂纹可以出现在支撑件中。最后，需要在支撑件和上面支撑有该支撑件的内壳体和外壳体之间精确地限定功能性间隙。
发明内容
本发明尤其是为了提供一种简单、有效且经济地解决这些问题的方案。
为此，提供一种涡轮发动机，如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机，所述涡轮发动机包括燃烧室、涡轮分配器和密封装置；所述燃烧室由内壳和外壳限定；所述涡轮分配器布置在所述燃烧室的下游，所述腔室的所述外壳的下游端和/或所述内壳的下游端包括径向凸缘，该径向凸缘布置成与所述分配器的上游端的径向凸缘相对；所述密封装置包括至少一个条，该条在所述凸缘之间延伸，以在所述燃烧室和所述分配器之间提供密封，其特征在于，所述密封条在所述凸缘之间轴向且周向地延伸，并且密封地且径向地支撑在所述凸缘的自由端。
以此方式，可以减小燃烧室的凸缘的径向尺寸，这有助于减小总质量并且缩小与旁通空气的交换表面。这样使得燃烧室的对应的壳的下游端的温度升高，从而使该壳内的温差降低，并且使源于该温差的弯曲应力显著减小。
另外，由于密封条沿轴向设置，因此至少其在位于上述凸缘上的支撑区域中总提供良好的密封，甚至是在燃烧室相对于涡轮分配器基本上轴向移动的情况下。这样能够获得涡轮发动机的高输出并且能够不需要设置密封件。燃烧室的质量可以因此显著地降低。
优选地，所述燃烧室的凸缘的所述自由端与所述分配器的所述凸缘的所述自由端径向相对。
优选地，所述涡轮发动机包括弹性复位装置，该弹性复位装置趋于迫使所述密封条支撑在所述凸缘的所述自由端。
根据本发明的特征，所述分配器包括至少一个定位耳轴，该定位耳轴的一端结合在具有与所述条互补的形状的凹槽中，以在所述条的轴向和周向上固定该条。
此外，所述涡轮发动机可以包括盖，该盖周向且轴向地延伸，以至少部分地覆盖所述腔室和所述分配器的凸缘以及所述密封条。
所述盖能够进一步减小燃烧室的对应的壳的下游端与旁通空气之间的热交换。
在这种情况下，所述盖可以通过形成定位耳轴的螺栓或铆钉固定，该螺栓或铆钉的自由端结合在所述密封条的对应的凹槽中。
所述盖可以具有大致U形截面，并且包括沿轴向延伸的基部和从该基部向内沿径向延伸的两个侧部，该两个侧部分别为从所述燃烧室的所述凸缘的上游沿径向延伸的第一侧部和从所述分配器的所述凸缘的下游沿径向延伸的第二侧部。
根据本发明的可能性，所述第二侧部固定于所述分配器的法兰，并且所述第一侧部与所述燃烧室的所述下游端的所述凸缘以预定间隙隔开，该预定间隙例如小于3mm。
所述间隙能够补偿任何膨胀效应并且防止盖由于燃烧室的凸缘在第一侧部上的支撑而变形。
根据本发明的其它特征，所述弹性复位装置包括至少一个径向作用弹性件，该径向作用弹性件一方面支撑在所述盖上，另一方面支撑在所述密封条上。
此外，所述涡轮机分配器可以为扇区型，并且具有沿每个涡轮扇区周向地延伸的条和/或盖。
此外，所述凸缘的自由端可以包括坡口，并且所述条具有与所述凸缘的自由端的形状相匹配的凹部。
附图说明
通过参考附图阅读作为非限制性实施例的以下说明，将更好地理解本发明，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得明显，在附图中：
-图1是现有技术的涡轮发动机的燃烧室和涡轮分配器的一部分的纵截面半视图；
-图2是图1的腔室和分配器的设置有密封装置的一部分的立体图；
-图3是详细的截面图，显示位于燃烧室的外壳和分配器的外壳之间的现有技术的密封装置；
-图4是详细的截面图，显示位于所述燃烧室的内壳和分配器的内壳之间的现有技术的密封装置；
-图5是与图2对应的视图，显示本发明的一个实施例，
-图6是图4的腔室的外壳和分配器的外壳的设置有相应的密封装置的一部分的立体图，
-图7是图4的腔室的内壳和分配器的内壳的设置有相应的密封装置的一部分的立体图，
-图8是图4的腔室的外壳和分配器的外壳的设置有相应的密封装置的一部分的详细的截面图，
-图9是图4的腔室的内壳和分配器的内壳的设置有相应的密封装置的一部分的详细的截面图。
具体实施方式
首先参照图1，它示出了现有技术的涡轮发动机(例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机)的环形燃烧室1的一部分，该环形燃烧室1设置在压缩机和扩压器(未示出)的下游，并且设置在高压涡轮机的入口分配器2的上游。
燃烧室1包括旋转的内壁和外壁(分别称为内壳3与外壳4)，内壁和外壁在内部彼此延伸，并且内壁和外壁上游连接到腔室底部环形壁(未示出)。
为了限制内壳3和外壳4的变形，后者在它们的下游端设置有内支撑件和外支撑件6。每个支撑件6为环形的并且具有U形或发夹形的截面。每个支撑件6在燃烧室1的内壳3或外壳4的凸缘7和腔室1的内壳体8或外壳体9之间沿径向向内或向外延伸。
更具体地，燃烧室1的每个壳3、4的下游端包括凸缘7，该凸缘7包括从圆筒部7b延伸的径向部7a，圆筒部7b向下游延伸。
分配器2通过适当的装置固定在腔室1的下游，并且包括环形的内壳11和外壳12，该内壳11和外壳12在内部彼此延伸并且通过大体径向的叶片13连接在一起。分配器2的外壳12与腔室1的外壳4的下游端部轴向地对齐，并且分配器2的内壳11与腔室1的内壳3的下游端部轴向地对齐。分配器2的每个壳11、12的上游端包括径向凸缘14，该径向凸缘14的尺寸远小于燃烧室1的对应的凸缘7的径向部7a的尺寸。
所述分配器2为扇区型，并且在以腔室1的旋转轴线A为中心的圆周上形成多个连续的扇区。分配器扇区例如为四个。
腔室1的内壳3的内凸缘7和分配器2的内壳11的内凸缘14限定内部环形空间15，该内部环形空间15位于腔室1中的一端开放，另一端通过密封装置16封闭。
同样地，腔室1的外壳4的外凸缘7和分配器2的外壳12的外凸缘14限定外部环形空间15，该外部环形空间15的位于腔室1中的一端开放，另一端通过密封装置16封闭。
以下将对位于环形空间15中的密封装置16进行说明。
从图2至图4可以更清楚地看出，这些密封装置16包括密封条17，该密封条17沿每个分配器扇区2径向且周向地延伸。每个条17密封地支撑在分配器2的对应的凸缘14的径向表面上，并且密封地支撑在燃烧室1的对应的凸缘7的轴向部7b的自由端上。条17通过弹性复位装置保持在凸缘7、14上。
这些弹性装置为具有锥形形状的螺旋弹簧18，并且安装在螺栓19的周围，螺栓19螺旋进入从分配器2的对应的壳11、12径向地延伸的支架20或法兰。每个弹簧18的收缩部支撑在对应的支架20的径向表面上，而加宽部支撑在密封条17上。螺栓19的端部结合至密封条17的孔中，从而使密封条17保持在适当位置上。
如上所述，使用这样的密封装置19增加了整体的质量，缩短了燃烧室1的寿命并且降低了涡轮发动机的整体性能。
此外，支撑件6具有相当大的质量，并且可以是出现由热应力和/或机械应力所引起的裂纹或裂缝的位置。最后，必须在支撑件6和上面支撑有支撑件6的内壳体8之间以及在支撑件6和上面支撑有支撑件6的外壳体9之间精确地限定功能性间隙。
图5至图9示出了根据本发明的涡轮发动机的一部分。为了便于理解附图，支撑件6不必在这些图中示出。
从本发明的图8和图9中可以更清楚地看出，燃烧室1的内壳3和外壳4的凸缘7径向地延伸且不具有轴向部。每个凸缘7的自由端定位成与分配器2的对应的径向凸缘14的自由端径向地相对。密封条17在每个分配器扇区2上且在所述径向凸缘7和14之间轴向且周向地延伸，并且密封地支撑在所述凸缘7、14的自由端的表面上。
密封条17包括凹槽21，该凹槽21在其下游边缘开放，在此，凹槽21与紧固在分配器2的支架20上的螺栓19的端部结合，从而固定密封条17。
这些螺栓19还用于固定盖22，该盖22周向且轴向地延伸，以至少部分地覆盖腔室1的凸缘7和分配器2的凸缘14以及密封条17。
盖22具有大致U形截面，并且包括沿轴向延伸的基部22a和从基部22a向内沿径向延伸的两个侧部22b、22c，该两个侧部分别为从燃烧室1的凸缘7的上游径向延伸的第一侧部22b和从分配器2的凸缘14的下游径向延伸的第二侧部22c。
第二侧部22c通过螺栓19和螺母23固定于分配器2的支架20。第一侧部22b与燃烧室1的下游端的凸缘以预定间隙j(图8)隔开，该预定间隙j例如小于3mm。所述间隙能够补偿任何膨胀效应并且防止盖22由于燃烧室1的凸缘7在第一侧部22b上的支撑而变形。
弹性复位装置迫使密封条17支撑在凸缘7、14的自由端。这些弹性复位装置包括螺旋压缩弹簧18，该螺旋压缩弹簧18的一端支撑在条17上，另一端支撑在盖22的基部22a上。弹簧18围绕固定在盖22的基部22a中的螺栓或耳轴24安装。
凸缘7和/或14的自由端包括坡口。条17可以仅沿轴向延伸(图9的实施方式)，或者可以包括凹部25，该凹部25与凸缘7、14的具有坡口的自由端的形状相匹配(图8的实施方式。
通过设置坡口能够防止条17的任何退化。
需要注意的是，在图9的实施方式中，条17能够使燃烧室1相对于分配器2做显著的轴向移动，而不会降低密封装置16的性能。通过设置凹部25能够更好地支持凸缘7和14之间的径向偏移，并因此使条17能够围绕具有坡口的端轻微地转动。
需要注意的是，在本发明中，燃烧室1的凸缘7的径向尺寸减小，而支撑件6的径向尺寸不需要减小，这有助于减小总质量并且缩小与旁通空气26(图1)的交换表面。这样使得燃烧室1的对应的壳3、4的下游端的温度升高，从而使壳3、4的温差降低，并且使源于该温差的弯曲应力减小。
另外，由于密封条17沿轴向设置，因此至少其在位于上述凸缘7、14上的支撑区域中总能提供良好的密封，甚至是在燃烧室1相对于涡轮分配器2轴向移动的情况下。因此能够增加涡轮发动机的输出。
盖22能够进一步减小燃烧室1的对应的壳3、4的下游端与旁通空气26之间的热交换。如图5至图7所示，可以在所述壳22的基部22a和第二侧部22c上打孔。相反地，第一侧部22b更优选地为连续的且不具有开口，以限制从上游下游引导并且直接作用在第一侧部22b的旁路空气流26对燃烧室1的对应的壳3、4的下游端的冷却。

Claims (11)

1.涡轮发动机，所述涡轮发动机包括环形燃烧室(1)、涡轮机分配器(2)和密封装置(16)；所述燃烧室(1)由内壳(3)和外壳(4)限定；所述涡轮机分配器(2)布置在所述燃烧室(1)的下游，所述燃烧室(1)的所述外壳(4)的下游端和/或所述内壳(3)的下游端包括径向凸缘(7)，该径向凸缘(7)布置成与所述涡轮机分配器(2)的上游端的径向凸缘(14)相对；所述密封装置(16)包括至少一个密封条(17)，该密封条(17)在燃烧室(1)的径向凸缘(7)和涡轮机分配器(2)的径向凸缘(14)之间延伸，以在所述燃烧室(1)和所述涡轮机分配器(2)之间提供密封，其特征在于，所述密封条(17)在所述凸缘之间轴向且周向地延伸，并且密封地且径向地支撑在所述凸缘的自由端。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述燃烧室(1)的所述凸缘(7)的所述自由端与所述涡轮机分配器(2)的所述凸缘(14)的所述自由端径向相对。
3.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括弹性复位装置，该弹性复位装置趋于迫使所述密封条(17)支撑在所述凸缘的所述自由端。
4.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮机分配器(2)包括至少一个定位耳轴，该定位耳轴的一端结合在具有与所述密封条(17)互补的形状的凹槽(21)中，以在所述密封条(17)的轴向和周向上固定该密封条(17)。
5.根据权利要求3所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括盖(22)，该盖(22)周向且轴向地延伸，以至少部分地覆盖所述燃烧室(1)的凸缘(7)和所述涡轮机分配器(2)的凸缘(14)以及所述密封条(17)。
6.根据权利要求4所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括盖(22)，该盖(22)周向且轴向地延伸，以至少部分地覆盖所述燃烧室(1)的凸缘 (7)和所述涡轮机分配器(2)的凸缘(14)以及所述密封条(17)。
7.根据权利要求6所述的涡轮发动机，其特征在于，所述盖(22)通过形成所述定位耳轴的螺栓(19)或铆钉固定，该螺栓(19)或铆钉的自由端结合在所述密封条(17)的对应的凹槽(21)中。
8.根据权利要求7所述的涡轮发动机，其特征在于，所述盖(22)具有大致U形截面，并且包括沿轴向延伸的基部(22a)和从该基部(22a)向内沿径向延伸的两个侧部(22b，22c)，该两个侧部(22b，22c)分别为从所述燃烧室(1)的所述凸缘(7)的上游沿径向延伸的第一侧部(22b)和从所述涡轮分配器(2)的所述凸缘(14)的下游沿径向延伸的第二侧部(22c)。
9.根据权利要求8所述的涡轮发动机，其特征在于，所述第二侧部(22c)固定于所述涡轮机分配器(2)的法兰(20)，并且所述第一侧部(22b)与所述燃烧室(1)的所述下游端的所述凸缘(7)以预定间隙(j)隔开，该预定间隙(j)小于3mm。
10.根据权利要求5所述的涡轮发动机，其特征在于，所述弹性复位装置包括至少一个径向作用弹性件(18)，该径向作用弹性件(18)一方面支撑在所述盖(22)上，另一方面支撑在所述密封条(17)上。
11.根据权利要求1至10中任意一项所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮机分配器(2)为扇区型，并且具有沿每个涡轮扇区周向地延伸的密封条(17)和/或盖(22)。
CN201380018407.0A 2012-04-11 2013-04-09 涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机 Active CN104220702B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1253338A FR2989426B1 (fr) 2012-04-11 2012-04-11 Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion
FR1253338 2012-04-11
PCT/FR2013/050768 WO2013153322A1 (fr) 2012-04-11 2013-04-09 Turbomachine, telle qu'un turboreacteur ou un turbopropulseur d'avion

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104220702A CN104220702A (zh) 2014-12-17
CN104220702B true CN104220702B (zh) 2016-11-16

Family

ID=48289453

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380018407.0A Active CN104220702B (zh) 2012-04-11 2013-04-09 涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机

Country Status (9)

Country Link
US (1) US10190430B2 (zh)
EP (1) EP2836684B2 (zh)
CN (1) CN104220702B (zh)
BR (1) BR112014022318B1 (zh)
CA (1) CA2868452C (zh)
FR (1) FR2989426B1 (zh)
IN (1) IN2014DN07487A (zh)
RU (1) RU2636597C2 (zh)
WO (1) WO2013153322A1 (zh)

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP3181827B1 (de) * 2015-12-15 2021-03-03 MTU Aero Engines GmbH Turbomaschinen-bauteilverbindung
US10830069B2 (en) 2016-09-26 2020-11-10 General Electric Company Pressure-loaded seals
US10393381B2 (en) * 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
FR3081494B1 (fr) 2018-05-28 2020-12-25 Safran Aircraft Engines Module de combustion de turbomachine a gaz avec butee de fond de chambre
FR3084141B1 (fr) * 2018-07-19 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Ensemble pour une turbomachine
DE102020203017A1 (de) * 2020-03-10 2021-09-16 Siemens Aktiengesellschaft Brennkammer mit keramischem Hitzeschild und Dichtung
DE102020111200A1 (de) 2020-04-24 2021-10-28 Man Energy Solutions Se Befestigungseinrichtung zur elastischen Aufhängung eines Übergangskanals an einem Leitschaufelträger einer Gasturbine
RU2755453C1 (ru) * 2020-08-12 2021-09-16 Публичное акционерное общество "ОДК -Уфимское моторостроительное производственное объединение (ПАО "ОДК-УМПО") Узел соединения соплового аппарата турбины высокого давления с концевой частью жаровой трубы камеры сгорания газотурбинного двигателя
CN112065590B (zh) * 2020-09-02 2021-10-29 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种航空发动机火焰筒出口的定位支撑结构
US11761342B2 (en) * 2020-10-26 2023-09-19 General Electric Company Sealing assembly for a gas turbine engine having a leaf seal
CN117266938A (zh) * 2022-06-14 2023-12-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种涡轮导叶结构

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4126405A (en) * 1976-12-16 1978-11-21 General Electric Company Turbine nozzle
SU701204A1 (ru) * 1978-05-03 1996-10-27 А.С. Гришанов Соединение трубопроводов для систем летательного аппарата
SU1200609A1 (ru) * 1984-03-01 1990-10-30 Предприятие П/Я А-1469 Сопловой аппарат газовой турбины
US5118120A (en) * 1989-07-10 1992-06-02 General Electric Company Leaf seals
US5333443A (en) * 1993-02-08 1994-08-02 General Electric Company Seal assembly
GB9305010D0 (en) 1993-03-11 1993-04-28 Rolls Royce Plc A cooled turbine nozzle assembly and a method of calculating the diameters of cooling holes for use in such an assembly
US5701733A (en) * 1995-12-22 1997-12-30 General Electric Company Double rabbet combustor mount
SE508749C2 (sv) 1996-12-20 1998-11-02 Lindab Ab Sätt att hopkoppla två rör
US6199871B1 (en) * 1998-09-02 2001-03-13 General Electric Company High excursion ring seal
FR2825785B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties
FR2840974B1 (fr) * 2002-06-13 2005-12-30 Snecma Propulsion Solide Anneau d'etancheite pour cahmbre de combustion et chambre de combustion comportant un tel anneau
JP3840556B2 (ja) * 2002-08-22 2006-11-01 川崎重工業株式会社 燃焼器ライナのシール構造
FR2860039B1 (fr) * 2003-09-19 2005-11-25 Snecma Moteurs Realisation de l'etancheite dans un turboreacteur pour le prelevement cabine par joints double sens a lamelles
US8695989B2 (en) * 2004-04-30 2014-04-15 Siemens Aktiengesellschaft Hot gas seal
US7527469B2 (en) * 2004-12-10 2009-05-05 Siemens Energy, Inc. Transition-to-turbine seal apparatus and kit for transition/turbine junction of a gas turbine engine
DE102005021646B4 (de) * 2005-05-06 2007-04-12 Metu Meinig Aktiengesellschaft Spannring für die Verbindung dünnwandiger Rohre
US7360988B2 (en) * 2005-12-08 2008-04-22 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
US20070134087A1 (en) * 2005-12-08 2007-06-14 General Electric Company Methods and apparatus for assembling turbine engines
US7762766B2 (en) * 2006-07-06 2010-07-27 Siemens Energy, Inc. Cantilevered framework support for turbine vane
US7784264B2 (en) * 2006-08-03 2010-08-31 Siemens Energy, Inc. Slidable spring-loaded transition-to-turbine seal apparatus and heat-shielding system, comprising the seal, at transition/turbine junction of a gas turbine engine
FR2921463B1 (fr) 2007-09-26 2013-12-06 Snecma Chambre de combustion d'une turbomachine
US8257028B2 (en) * 2007-12-29 2012-09-04 General Electric Company Turbine nozzle segment
FR2937098B1 (fr) † 2008-10-15 2015-11-20 Snecma Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine
US9822649B2 (en) * 2008-11-12 2017-11-21 General Electric Company Integrated combustor and stage 1 nozzle in a gas turbine and method
US8534076B2 (en) * 2009-06-09 2013-09-17 Honeywell Internationl Inc. Combustor-turbine seal interface for gas turbine engine
US8388307B2 (en) * 2009-07-21 2013-03-05 Honeywell International Inc. Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine
US8347636B2 (en) * 2010-09-24 2013-01-08 General Electric Company Turbomachine including a ceramic matrix composite (CMC) bridge
US9353635B2 (en) * 2011-08-16 2016-05-31 General Electric Company Seal end attachment
US8701415B2 (en) * 2011-11-09 2014-04-22 General Electric Company Flexible metallic seal for transition duct in turbine system

Also Published As

Publication number Publication date
EP2836684B2 (fr) 2020-01-01
US10190430B2 (en) 2019-01-29
US20150047356A1 (en) 2015-02-19
RU2014145223A (ru) 2016-05-27
EP2836684A1 (fr) 2015-02-18
WO2013153322A1 (fr) 2013-10-17
RU2636597C2 (ru) 2017-11-24
BR112014022318B1 (pt) 2022-01-04
IN2014DN07487A (zh) 2015-04-24
FR2989426B1 (fr) 2014-03-28
EP2836684B1 (fr) 2017-03-01
CA2868452A1 (fr) 2013-10-17
CN104220702A (zh) 2014-12-17
BR112014022318A2 (zh) 2017-06-20
CA2868452C (fr) 2020-03-10
FR2989426A1 (fr) 2013-10-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104220702B (zh) 涡轮发动机，例如涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机
US8549861B2 (en) Method and apparatus to enhance transition duct cooling in a gas turbine engine
US7600970B2 (en) Ceramic matrix composite vane seals
CN108006696B (zh) 燃烧器组件和燃烧器
US9506368B2 (en) Seal carrier attachment for a turbomachine
US20110089266A1 (en) Fuel nozzle lip seals
US20120240583A1 (en) Segmented combustion chamber head
US20100237571A1 (en) Split ring seal with spring element
EP3604761B1 (en) Turbine housing assembly and supercharger provided with same
US10718450B2 (en) Flange joint assembly for use in a gas turbine engine
US20150354444A1 (en) Variable-geometry exhaust turbine
JP2009236108A (ja) ターボ機械用のディフューザノズルのアセンブリ
KR20100020323A (ko) 가변노즐장치를 구비한 터보차져
US10215041B2 (en) Sealing ring segment for a stator of a turbine
US10794204B2 (en) Advanced stationary sealing concepts for axial retention of ceramic matrix composite shrouds
US9394830B2 (en) Inverted cap igniter tube
US10539328B2 (en) Structure for supporting nozzle guide of gas turbine engine
US11221141B2 (en) Assembly for a turbomachine
EP3649324B1 (en) Seal interface between a transition duct and a stage one vane structure
US11913384B1 (en) Leaf spring and sealing assembly including same
GB2524396A (en) A turbine engine with a combustion chamber outer flange of sandwich type
US11009131B2 (en) Combustor having honeycomb seal ring
CN110168284B (zh) 涡轮发动机燃烧室
US20150226131A1 (en) Combustor seal system for a gas turbine engine
US20160245527A1 (en) Combustor aft mount assembly

Legal Events

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