CN106121828A - 附接组件和具有附接组件的燃气涡轮发动机 - Google Patents

附接组件和具有附接组件的燃气涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN106121828A
CN106121828A CN201610295361.2A CN201610295361A CN106121828A CN 106121828 A CN106121828 A CN 106121828A CN 201610295361 A CN201610295361 A CN 201610295361A CN 106121828 A CN106121828 A CN 106121828A
Authority
CN
China
Prior art keywords
lining
attachment assembly
pathway
adapter
threaded
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
CN201610295361.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106121828B (zh
Inventor
A.P.卡拉菲利斯
C.D.马蒂亚斯
K.E.R.亨利
D.J.菲茨佩崔
D.R.乔纳森
P.W.唐纳赫
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN106121828A publication Critical patent/CN106121828A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106121828B publication Critical patent/CN106121828B/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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • 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
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • 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
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
    • 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
    • F16B39/00—Locking of screws, bolts or nuts
    • F16B39/22—Locking of screws, bolts or nuts in which the locking takes place during screwing down or tightening
    • F16B39/28—Locking of screws, bolts or nuts in which the locking takes place during screwing down or tightening by special members on, or shape of, the nut or bolt
    • F16B39/282—Locking by means of special shape of work-engaging surfaces, e.g. notched or toothed nuts
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2240/90—Mounting on supporting structures or systems
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/31—Retaining bolts or nuts
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • 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

Abstract

用于将中央结构(80)附接至外结构(82)的附接组件(86)，外结构至少部分地外接中央结构，附接组件(86)具有：衬套(88)，其设在中央结构(80)或外结构(82)内，衬套(88)限定第一贯穿通路(92)；衬套适配器(102)，其可滑动地安装在第一贯穿通路(92)内且限定第二贯穿通路(104)；螺纹通路(112)，其设在中央结构或外结构中的另一者上；和螺栓(120)，其具有头部(122)和杆部(124)，杆部具有螺纹部分(126)，其中螺栓(120)行进通过第一贯穿通路(92)和第二贯穿通路(126)，其中头部(122)抵接衬套适配器(102)且螺纹部分(126)旋入螺纹通路(112)中。

Description

附接组件和具有附接组件的燃气涡轮发动机
背景技术
涡轮发动机，且具体而言燃气或燃烧涡轮发动机为旋转发动机，其从燃烧气体的流提取能量，该燃烧气体的流通过发动机行进到多个涡轮叶片上。来自燃烧的排气在通过排气喷嘴离开涡轮发动机之前流动通过高压涡轮和低压涡轮。排气喷嘴内和离开排气喷嘴的排气处于极高温。该排气将热传递至涡轮发动机的构件，包括排气喷嘴。在涡轮发动机的构件吸收来自排气的热时，涡轮发动机的热特性增加。使用可耐受这种热的构件是有益的。
发明内容
在一个方面中，本发明的实施例涉及用于将中央结构附接至外结构的附接组件，该外结构至少部分地外接该中央结构，该附接组件具有：衬套，其设在该中央结构或该外结构内，该衬套限定第一贯穿通路；衬套适配器，其可滑动地安装在该第一贯穿通路内且限定第二贯穿通路；螺纹通路，其设在该中央结构或该外结构中的另一者上；和螺栓，其具有头部和杆部，该杆部具有螺纹部分，其中，该螺栓行进通过该第一贯穿通路和该第二贯穿通路，其中头部抵接该衬套适配器且螺纹部分旋入该螺纹通路中。
在另一方面中，本发明的实施例涉及燃气涡轮发动机，其具有中央主体、支撑结构和附接组件，该支撑结构外接该中央主体，该附接组件用于将该中央主体可操作地联接至该支撑结构且构造成允许去往该中央主体的冷却空气流，其中，该附接组件包括：衬套，其设在该中央结构或该支撑结构上，该衬套限定第一贯穿通路；衬套适配器，其可滑动地安装在该第一贯穿通路内且限定第二贯穿通路；螺纹通路，其设在该中央结构或该支撑结构中的另一者上；和螺栓，其具有头部和杆部，该杆部具有螺纹部分，其中，该螺栓行进通过该第一贯穿通路和该第二贯穿通路，其中头部抵接该衬套适配器且螺纹部分旋入该螺纹通路中。
技术方案1：一种附接组件，其用于将中央结构附接至外结构，所述外结构至少部分地外接所述中央结构，所述附接组件包括：
衬套，其设在所述中央结构或所述外结构内，所述衬套限定第一贯穿通路；
衬套适配器，其可滑动地安装在所述第一贯穿通路内且限定第二贯穿通路；
螺纹通路，其设在所述中央结构或所述外结构中的另一者上；和
螺栓，其具有头部和杆部，该杆部具有螺纹部分，其中，所述螺栓行进通过所述第一贯穿通路和所述第二贯穿通路，其中所述头部抵接所述衬套适配器且所述螺纹部分旋入所述螺纹通路中。
技术方案2：根据技术方案1所述的附接组件，还包括盘形衬垫，所述盘形衬垫将所述衬套夹紧至所述中央结构。
技术方案3：根据技术方案1所述的附接组件，其中，所述螺栓还包括第三贯穿通路，所述第三贯穿通路延伸通过其长度，且所述第三贯穿通路限定从所述中央结构至所述外结构的流体路径。
技术方案4：根据技术方案1所述的附接组件，其中，所述衬套具有圆柱形主体，所述圆柱形主体终止于肩部中，所述肩部形成止动部。
技术方案5：根据技术方案1所述的附接组件，其中，所述衬套具有圆柱形内部部分。
技术方案6：根据技术方案5所述的附接组件，其中，所述衬套适配器具有环状肩部，所述环状肩部具有圆形表面，这允许所述衬套与所述衬套适配器之间的回转连结。
技术方案7：根据技术方案1所述的附接组件，还包括螺母，所述螺母具有形成所述螺纹通路的螺纹开口。
技术方案8：根据技术方案1所述的附接组件，其中，所述衬套适配器的较高部分为偏心的且允许调节所述中央结构的轴向位置。
技术方案9：根据技术方案8所述的附接组件，其中，所述衬套适配器的其他特征相对于所述螺栓的轴线是同心的。
技术方案10：根据技术方案1所述的附接组件，其中，所述衬套适配器的较高部分与所述衬套适配器的其他特征同心。
技术方案11：一种燃气涡轮发动机，包括：
中央主体；
支撑结构，其外接所述中央主体；和
附接组件，其用于将所述中央主体可操作地联接至所述支撑结构且构造成允许去往所述中央主体的冷却空气流，包括：
衬套，其设在所述中央主体或所述支撑结构上，所述衬套限定第一贯穿通路；
衬套适配器，其可滑动地安装在所述第一贯穿通路内且限定第二贯穿通路；
螺纹通路，其设在所述中央主体或所述支撑结构中的另一者上；和
螺栓，其具有头部和杆部，所述杆部具有螺纹部分，其中，所述螺栓行进通过所述第一贯穿通路和所述第二贯穿通路，其中所述头部抵接所述衬套适配器且所述螺纹部分旋入所述螺纹通路中。
技术方案12：根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其中，多个附接组件围绕所述中央主体和所述支撑结构周向地间隔。
技术方案13：根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其中，所述螺栓还包括延伸通过其长度的第三贯穿通路。
技术方案14：根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其中，受控间隙位于所述中央主体与所述支撑结构的一部分之间。
技术方案15：根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其中，所述支撑结构包括所述燃气涡轮发动机的排气框架。
技术方案16：根据技术方案11所述的燃气涡轮发动机，其中，所述中央主体由陶瓷基质复合材料形成。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意截面图。
图2是图1的燃气涡轮发动机的一部分的截面图，其包括根据本发明实施例的附接组件。
图3是图2中例示的中央主体和支撑结构的透视图，其包括根据本发明实施例的多个附接组件。
图4是图2的中央主体和支撑结构和附接组件的部分的截面图。
图5是图4中的附接组件的一部分的俯视图。
图6例示通过在图4中示出的中央主体和支撑结构和附接组件的部分的空气流。
部件列表
10 燃气涡轮发动机
12 中心线
14 前方
16 后方
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压(LP)压缩机
26 高压(HP)压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
34 HP涡轮
36 LP涡轮
38 排气区段
40 风扇壳体
42 风扇叶片
44 核心
46 核心壳体
48 转轴
52 压缩机级
54 压缩机级
56 压缩机叶片
58 压缩机叶片
60 压缩机导叶
62 压缩机导叶
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
80 中央主体
82 支撑结构
84 支架
86 附接组件
87 圆柱形主体
88 衬套
89 肩部
90 开口
91 内部部分
92 第一贯穿通路
94 衬垫
96 紧固件
98 线材
100 线材套环
102 衬套适配器
104 第二贯穿通路
110 螺母
112 螺纹通路
120 螺栓
122 头部
124 杆部
126 螺纹部分
128 第三贯穿通路
130 环形肩部
132 较高直径
134 轴线
136 突出
138 槽
140 间隙
150 空气流
162 空气流。
具体实施方式
本发明的实施例涉及用于在燃气涡轮发动机中使用的附接组件。为了解释本发明实施例的环境，图1例示形成用于附接组件的环境的用于飞行器的示范燃气涡轮发动机10。将理解的是，本文中描述的原则同样可适用于涡轮螺旋桨、涡轮喷气、和涡轮风扇发动机，以及用于其他车辆或静止应用中的涡轮发动机。发动机10具有大体上纵向地延伸的轴线或中心线12，其从前方14延伸至后方16。发动机10以向下游连续流过的关系包括风扇区段18、压缩机区段22、燃烧区段28、涡轮区段32、和排气区段38，风扇区段18包括风扇20，压缩机区段22包括增压机或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26，燃烧区段28包括燃烧器30，涡轮区段32包括HP涡轮34和LP涡轮36。
风扇区段18包括包围风扇20的风扇壳体40。风扇组件20包括围绕中心线12径向地配置的多个风扇叶片42。
HP压缩机25、燃烧器30、和HP涡轮34形成发动机10的生成燃烧气体的核心44。核心44由核心壳体46包围，核心壳体46可与风扇壳体40联接。围绕发动机10中心线12同轴地配置的HP轴或转轴48将HP涡轮34驱动地连接至HP压缩机26。LP轴或转轴50将LP涡轮36驱动地连接至LP压缩机24和风扇20，该LP轴或转轴50在更大直径的环形HP转轴48内围绕发动机10的中心线同轴地配置。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，在其中，一组压缩机叶片56、58相对于对应的一组静态压缩机导叶60、62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或加压行进通过该级的流体射流。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可设在圈中且可从叶片平台至叶片末梢相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静态压缩机导叶60、62定位在旋转叶片56、58的下游且邻接该旋转叶片56、58。应注意的是，图1中示出的叶片、导叶、和压缩机级的数量仅是出于例示目的而选择的，且可能是其他数量。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64、66，在其中，一组涡轮叶片68、70相对于对应的一组静态涡轮导叶72、74(也称为喷嘴)旋转，以从行进通过该级的流体射流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可设在圈中且可从叶片平台到叶片末梢相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静态涡轮导叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻接该旋转叶片56、58。
处于中央主体80形式的中央结构安装于低压涡轮区段。中央主体80包括在排气区段38中，且用于使在排气区段38内的排气气体中产生的紊流最少化。
在操作中，旋转风扇20将周围空气供应至LP压缩机24，LP压缩机24然后将加压的周围空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步加压该周围空气。将来自HP压缩机26的加压空气与燃烧器30中的燃料混合且点燃，从而生成热燃烧气体。将燃烧气体排放到HP涡轮34中，HP涡轮34从这些气体提取功以驱动HP压缩机26。然后将燃烧气体排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功以驱动LP压缩机24，且最终将排气气体经由排气区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动对LP转轴50进行驱动，以使风扇20和LP压缩机24旋转。
由风扇20供应的周围空气中的一些可绕过发动机核心44且用于发动机10的部分的冷却(特别是热部分)，并且/或者用于冷却飞行器的其他方面或对其供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，特别是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热的部分，因为它在燃烧区段28的正下游。冷却流体的其他来源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
图2例示将中央主体80安装至涡轮区段32支撑结构82的细节。中央主体80可由任何合适的材料形成，包括但不限于陶瓷基质复合材料。因为中央主体80面对排气区段内的高温，所以该材料应当适合用于这种高温的。
支撑结构82可为用于将中央主体80可操作地联接至燃气涡轮发动机10其余部分(包括但不限于核心壳体46)的任何合适的结构。在图2的例示示例中，支撑结构可包括燃气涡轮发动机10的涡轮排气框架，该涡轮排气框架支撑图1的HP涡轮导叶74。在例示的示例中，中央主体80通过附接组件86而附接至支撑结构82的支架84。
如在图3中更好地例示的，支撑结构82可外接中央主体80，且多个附接组件86可用于将中央主体80安装至支撑结构82。该多个附接组件86可围绕中央主体80和支撑结构82周向地间隔。
图4示出附接组件86的放大视图和其如何将中央主体80可操作地联接至支架84(支架84附接至支撑结构82)。如所例示的，支架84可与支撑结构82的部分一体地形成，或可螺接到支撑结构的一部分上。无论如何，支架84可由刚硬材料形成以限制偏转。
衬套88例示为设在中央主体80中的开口90内。衬套88可包括终止于肩部89中的圆柱形主体87(其形成止动部)，和可限定第一贯穿通路92的内部部分91。在例示的示例中，衬垫94和紧固件96用于相对于中央主体80夹紧衬套88。衬垫94可为任何合适的衬垫，包括盘形衬垫(belleville washer)。衬垫94可将中央主体80上的夹紧负载控制在最小设计计划值，其考虑夹紧和被夹紧元件的尺寸堆积和热增长。虽然可使用任何合适的紧固件96，但紧固件已例示为包括线材98和线材套环100。备选地，紧固件96可包括螺纹螺母。在这种实例中，衬套88将包括螺纹部分，且螺纹螺母应在衬套88上旋动直到其碰到衬套88上的机械止动部，以便控制衬垫94的压缩。
衬套适配器102可以可滑动地安装在由衬套88限定的第一贯穿通路92内。衬套适配器102可限定第二贯穿通路104。
螺纹通路112例示为设在支撑结构82上，且可包括在附接组件86中。更具体而言，螺母110例示为安装在支架84上，且螺母110包括形成螺纹通路112的螺纹开口。螺母110可以以任何合适的方式安装至支架84，包括但不限于将螺母110铆接于支架84。
具有头部122和带螺纹部分126的杆部124的螺栓120也可包括在附接组件86中。螺栓120可行进通过第一贯穿通路92和第二贯穿通路104二者。螺栓120的头部122抵接衬套适配器102且螺纹部分126旋入螺母110的螺纹开口112中，以将中央主体80约束或固连至支撑结构82。如所例示的，螺栓120还可包括延伸通过其长度的第三贯穿通路128。第三贯穿通路128限定从中央结构80内部至中央主体80外部(包括至支撑结构82)的流体路径。
将理解的是，附接组件86可以以为合适方法的任何方式形成，以将中央主体80可操作地联接至支撑结构82。在一个实施例中，衬套88的内部部分91可为圆柱形的，且衬套适配器102可具有环状肩部130，该环状肩部130具有至少部分圆形的截面，这允许衬套88和衬套适配器102之间的回转连结(swivel joint)。这允许衬套88和衬套适配器102之间的回转连结。在附接组件86可用在具有可变排气喷嘴(其可在失败的打开喷嘴状况期间导致AFT方向上的高插塞负载)的燃气涡轮发动机10上时，由于衬套88和衬套适配器102之间的回转连结，附接组件可将该插塞负载传递至支撑结构82，而不在各衬套88处给予倾覆力矩。
在一个实施例中，衬套适配器102的较高直径132可为偏心的，具有0.025英寸的径向偏心距。图5是附接组件86的俯视图，其更好地示出衬套适配器102的偏心距。已移除螺栓120以更好地例示出衬套适配器的较高直径132为偏心的。
回头参考图4，衬套适配器102的其他特征可与螺栓120的轴线134同心，该其他特征例如包括衬套适配器102的所有其他特征。衬套适配器102的较高直径132与衬套88的内部部分91的直径之间的间隔可为非常小的。作为非限制性示例，该间隔可为大约0.003英寸。衬套适配器102的突出136和支架84的周向槽138之间的间隔可具有相同的大小。衬套适配器偏心距可用于允许调节中央主体80的轴向位置，同时适应附接组件86各种特征的位置公差。这可包括：具有已知厚度的垫片(未示出)可用于设定中央主体80的前端部和支撑结构82的后端部之间的轴向距离。在中央主体80轴向地定位之后，衬套适配器102可被插入到合适的位置中。如果所有的开口处于它们的理论位置，则不需要调节。如果一些开口在它们的制造公差内的位置之外，则可使衬套适配器102围绕其螺栓中心线转动，使得其在支架84的周向槽138中周向地转移。这些调节使衬套适配器102能够与衬套88的内部部分91且与支架84的周向槽138二者接合。
备选地，衬套适配器102可具有与衬套适配器102的其他特征同心的较高直径132。在这种实例中，支架84的槽138可更改以具有小的间隔开口，而多个附接组件86的其他支架中的一些具有大的间隔孔。该备选方案不允许中央主体80的轴向位置的任何调节，但组装变得更容易，因为安装者仅需要使衬套适配器102下降到合适位置而无需额外的调节。在这种实例中，衬套适配器102和螺栓122可作为单个部分而形成。
如图6中更清晰地例示的，受控间隙140位于中央主体80与支撑结构82的一部分之间。已用箭头例示了提供用于附接组件86的冷却流的空气流(诸如，压缩机放出空气)。一个空气流150流过支撑结构82与中央主体80之间的间隙140。另一空气流152沿螺栓120内的第三贯穿通路流动。
上述实施例提供各种益处，包括附接组件允许支撑结构与中央主体之间的不同热增长。所提供的又一益处为，附接组件通过允许中央主体的前端部与支撑结构的匹配特征之间的受控间隙而计量冷却流，且组件的螺栓包括沿它们长度的圆柱形冷却通路。这允许冷却附接组件自身以及允许冷却中央主体。这导致益处，诸如在比典型金属设计高的温度环境中操作，同时使必要的冷却流和重量最小化的能力。
现有中央主体设计在中央主体上使用螺接在衬套上的挠性支架且将不能够用在在需要硬件冷却的高温中操作的环境中。与常规挠性支架附接相反，上述实施例还可耐受高插塞负载，常规挠性支架附接或者自身故障，或者将高倾覆力矩传递至附接于中央主体的衬套。上述实施例还可包括衬套适配器与衬套之间的回转连结。此外，常规中央主体设计传统上为金属设计，且上述实施例允许使用陶瓷基质复合材料，这允许伴随该材料系统的优势，包括重量减少。
对于尚未描述的范围，各种实施例的不同特征和结构可根据需要与彼此组合地使用。一个特征可能未例示在所有的实施例中不意味认为其不可以，而是出于描述的简要而做的。因此，不同实施例的各种特征可根据需要混合和匹配，以形成新的实施例，无论是否清楚地描述了新的实施例。本文中描述的所有组合或排列由本公开覆盖。此外，虽然本发明的实施例已描述为在燃气涡轮发动机10的环境中，但将理解的是，附接组件可用于将任何合适的中央结构附接至至少部分地外接该中央结构的外结构。
本书面说明使用示例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何装置或系统，并执行任何合并的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种附接组件，其用于将中央结构附接至外结构，所述外结构至少部分地外接所述中央结构，所述附接组件包括：
衬套，其设在所述中央结构或所述外结构内，所述衬套限定第一贯穿通路；
衬套适配器，其可滑动地安装在所述第一贯穿通路内且限定第二贯穿通路；
螺纹通路，其设在所述中央结构或所述外结构中的另一者上；和
螺栓，其具有头部和杆部，该杆部具有螺纹部分，其中，所述螺栓行进通过所述第一贯穿通路和所述第二贯穿通路，其中所述头部抵接所述衬套适配器且所述螺纹部分旋入所述螺纹通路中。
2.根据权利要求1所述的附接组件，还包括盘形衬垫，所述盘形衬垫将所述衬套夹紧至所述中央结构。
3.根据权利要求1所述的附接组件，其中，所述螺栓还包括第三贯穿通路，所述第三贯穿通路延伸通过其长度，且所述第三贯穿通路限定从所述中央结构至所述外结构的流体路径。
4.根据权利要求1所述的附接组件，其中，所述衬套具有圆柱形主体，所述圆柱形主体终止于肩部中，所述肩部形成止动部。
5.根据权利要求1所述的附接组件，其中，所述衬套具有圆柱形内部部分。
6.根据权利要求5所述的附接组件，其中，所述衬套适配器具有环状肩部，所述环状肩部具有圆形表面，这允许所述衬套与所述衬套适配器之间的回转连结。
7.根据权利要求1所述的附接组件，还包括螺母，所述螺母具有形成所述螺纹通路的螺纹开口。
8.根据权利要求1所述的附接组件，其中，所述衬套适配器的较高部分为偏心的且允许调节所述中央结构的轴向位置。
9.根据权利要求8所述的附接组件，其中，所述衬套适配器的其他特征相对于所述螺栓的轴线是同心的。
10.根据权利要求1所述的附接组件，其中，所述衬套适配器的较高部分与所述衬套适配器的其他特征同心。
CN201610295361.2A 2015-05-08 2016-05-06 附接组件和具有附接组件的燃气涡轮发动机 Active CN106121828B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US14/707,704 US10119424B2 (en) 2015-05-08 2015-05-08 Attachment assembly and gas turbine engine with attachment assembly
US14/707704 2015-05-08

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106121828A true CN106121828A (zh) 2016-11-16
CN106121828B CN106121828B (zh) 2020-03-06

Family

ID=55968912

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610295361.2A Active CN106121828B (zh) 2015-05-08 2016-05-06 附接组件和具有附接组件的燃气涡轮发动机

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10119424B2 (zh)
EP (1) EP3091215A1 (zh)
JP (1) JP2016211559A (zh)
CN (1) CN106121828B (zh)
CA (1) CA2928984A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109372653A (zh) * 2018-12-13 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡扇发动机降噪排气组件

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10907508B2 (en) * 2015-11-12 2021-02-02 Rohr, Inc. Turbine engine and exhaust system connection
US10316695B2 (en) 2015-12-10 2019-06-11 General Electric Company Metallic attachment system integrated into a composite structure
FR3085435B1 (fr) * 2018-09-05 2021-06-18 Safran Aircraft Engines Turbomachine a double flux
FR3133410B1 (fr) * 2022-03-14 2024-02-23 Safran Ceram Assemblage d’un cône d’éjection dans une tuyère de turbomachine
US11788491B1 (en) 2022-07-13 2023-10-17 General Electric Company Systems and methods for attachment of materials having different thermal expansion coefficients

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0011026A1 (fr) * 1978-11-06 1980-05-14 SHUR-LOK INTERNATIONAL S.A. Société dite: Dispositif d'assemblage pour panneau en nid d'abeilles utilisé notamment dans la construction aéronautique
US4792475A (en) * 1987-10-16 1988-12-20 Chrysler Motors Corporation Composite joint pad for synthetic resin panel
US5275529A (en) * 1992-03-16 1994-01-04 General Electric Company Sandwich panel joint
US20070009349A1 (en) * 2005-07-11 2007-01-11 General Electric Company Impingement box for gas turbine shroud
EP2607632A2 (en) * 2011-12-20 2013-06-26 Unison Industries LLC Spring assembly
CN104507677A (zh) * 2012-07-31 2015-04-08 通用电气公司 用于航空器燃气涡轮发动机的陶瓷中心体及制造方法

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5013199A (en) * 1989-12-18 1991-05-07 Allied-Signal Inc. Stripline launcher spring washer
US5249877A (en) 1992-02-28 1993-10-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Apparatus for attaching a ceramic or other non-metallic circular component
CA2089285C (en) 1992-03-30 2002-06-25 Stephen Winthrop Falls Segmented centerbody for a double annular combustor
US6670021B2 (en) 2001-11-14 2003-12-30 General Electric Company Monolithic ceramic attachment bushing incorporated into a ceramic matrix composite component and related method
US7874059B2 (en) 2006-01-12 2011-01-25 Siemens Energy, Inc. Attachment for ceramic matrix composite component
US7967562B2 (en) * 2006-06-06 2011-06-28 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite capped bolt attachment
FR2914955B1 (fr) 2007-04-10 2009-07-10 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur en cmc a capotage externe structural
FR2916018B1 (fr) 2007-05-10 2009-08-21 Snecma Propulsion Solide Sa Systeme d'echappement pour turbine a gaz
US8061977B2 (en) 2007-07-03 2011-11-22 Siemens Energy, Inc. Ceramic matrix composite attachment apparatus and method
EP2210001B1 (en) * 2007-10-16 2017-08-02 Fatigue Technology, Inc. Expandable fastener assembly with deformed collar
US9085991B2 (en) 2009-11-06 2015-07-21 Honeywell International Inc. Protective coatings for ceramic matrix composite substrates and methods for improving the wear resistance thereof and coated articles produced therefrom
US8943835B2 (en) 2010-05-10 2015-02-03 General Electric Company Gas turbine engine combustor with CMC heat shield and methods therefor
US8647055B2 (en) 2011-04-18 2014-02-11 General Electric Company Ceramic matrix composite shroud attachment system
US8932022B2 (en) * 2012-02-03 2015-01-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Fastening system for fan and shaft interconnection
US20140003880A1 (en) 2012-06-30 2014-01-02 General Electric Company Ceramic matrix composite and metal attachment configurations
US9638133B2 (en) 2012-11-28 2017-05-02 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite liner attachment

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0011026A1 (fr) * 1978-11-06 1980-05-14 SHUR-LOK INTERNATIONAL S.A. Société dite: Dispositif d'assemblage pour panneau en nid d'abeilles utilisé notamment dans la construction aéronautique
US4792475A (en) * 1987-10-16 1988-12-20 Chrysler Motors Corporation Composite joint pad for synthetic resin panel
US5275529A (en) * 1992-03-16 1994-01-04 General Electric Company Sandwich panel joint
US20070009349A1 (en) * 2005-07-11 2007-01-11 General Electric Company Impingement box for gas turbine shroud
EP2607632A2 (en) * 2011-12-20 2013-06-26 Unison Industries LLC Spring assembly
CN104507677A (zh) * 2012-07-31 2015-04-08 通用电气公司 用于航空器燃气涡轮发动机的陶瓷中心体及制造方法

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109372653A (zh) * 2018-12-13 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡扇发动机降噪排气组件

Also Published As

Publication number Publication date
CN106121828B (zh) 2020-03-06
US10119424B2 (en) 2018-11-06
EP3091215A1 (en) 2016-11-09
US20160326911A1 (en) 2016-11-10
JP2016211559A (ja) 2016-12-15
CA2928984A1 (en) 2016-11-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US11746703B2 (en) Connecting gas turbine engine annular members
CN106121828A (zh) 附接组件和具有附接组件的燃气涡轮发动机
US10221711B2 (en) Integrated strut and vane arrangements
US8240121B2 (en) Retrofit dirt separator for gas turbine engine
US8834109B2 (en) Vane assembly for a gas turbine engine
US9771828B2 (en) Turbine exhaust frame and method of vane assembly
US11338461B2 (en) System for machining the abradable material of a turbofan engine
US11060530B2 (en) Compressor cooling in a gas turbine engine
CN105673524B (zh) 离心压缩机设备
US10436151B2 (en) Modular fan for a gas turbine engine
US9045985B2 (en) Stator vane bumper ring
US10697372B2 (en) Turbine engine conduit interface
US9080448B2 (en) Gas turbine engine vanes
US20160108821A1 (en) Radially fastened fixed-variable vane system
US6422812B1 (en) Bolted joint for rotor disks and method of reducing thermal gradients therein
EP2623729B1 (en) Gas turbine engine with a fan and booster joint and corresponding method
EP2540983A2 (en) Radial spline arrangement for LPT vane clusters

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant