CN107735549A - 由法兰支撑的涡轮机环组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及涡轮机环组件，其包括：由陶瓷基复合材料制成的多个环扇区(10)构成的涡轮机环(1)以及包括两个法兰(32,36)的环支撑结构(3)。环扇区(10)包括两个拉环(14，16)，拉环在环支撑结构(3)的两个环形法兰之间延伸，每个拉环包括环形槽(140；160)，环支撑结构(3)的每个法兰上的环形凸起(34；38)插入在环形槽(140；160)中。弹性元件(60；70)被插入在凸起的上壁和相应槽的上壁之间，或者凸起的下壁和相应槽的下壁之间。

Description

由法兰支撑的涡轮机环组件
背景技术
本发明的应用领域尤其涉及燃气涡轮航空发动机。不过，本发明可应用于其它涡轮发动机，例如工业涡轮机。
已知陶瓷基复合材料(CMC)在高温下保持其机械性能，使其适于制成热结构元件。
在燃气涡轮航空发动机中，提高效率并减少某些污染排放寻求在更高的温度下运行。对于完全由金属制造出的涡轮机环组件，通常在温度高于可由金属材料承受的温度的时候，必须冷却组件的所有元件，特别是经受极热流的涡轮机环。由于所使用的冷却流通过发动机从主流中提取出，这种冷却对发动机的性能有显著的影响。况且，用于涡轮机环的金属的使用限制了涡轮机中提高温度的可能性，尽管其可以提高航空发动机的性能。
这就是为什么已经设想为发动机的各个发热部分使用CMC，尤其是由于CMC表现出比常规使用的耐火金属密度更低的额外优点。
因此，文献US2012/0027572特别描述了用CMC制造单片涡轮机环扇区，所述环扇区包括环形基座，它具有限定了涡轮机环内侧面的内面，以及外表面，从外表面延伸两个拉环状部分，其端部结合在所述环支撑的金属结构壳体中。
CMC环扇区的使用能够显著减少冷却涡轮机环所需的通风量。不过，固定住环扇区的位置仍然是个问题，特别是在面对金属支撑结构和CMC环扇区之间发生的膨胀不同之时。况且，另一个问题在于由强加的运动生成的应力。此外，即便万一转子轮的叶片尖与环扇区内侧面发生接触，环扇区仍需要固定在原位。
发明内容
本发明寻求避免这些缺点，为此提出了一种涡轮机环组件，其包括多个由陶瓷基复合材料制成的环扇区形成的涡轮机环以及具有第一和第二环形法兰的环支撑结构。每个环扇区有一部分形成具有内面的环形基座，该内面限定涡轮机环内侧面，以及外面，第一和第二拉环从该外面径向延伸。每个环扇区的拉环被保持在环支撑结构的两个环形法兰之间。每个环扇区的第一和第二拉环都分别在其表面有环形槽，环形槽面向环支撑结构的第一环形法兰和第二环形法兰。每个环支撑结构的第一环形法兰和第二环形法兰都在其表面有环形凸起，该环形凸起面向一个环扇区拉环。第一法兰的环形凸起被每个环扇区的第一拉环的环形槽容纳，而第二法兰的环形凸起被每个环扇区的第二拉环的环形槽容纳。至少一个弹性元件被插在第一法兰的环形凸起和第一拉环的环形槽之间，也被插在第二法兰的环形凸起和第二拉环的环形槽之间。每个弹性元件都被插在出现在环扇区的第一拉环中槽的顶壁或者相应的第二拉环中槽的顶壁和环结构的第一法兰的环形凸起的顶壁或相应的第二法兰的环形凸起的顶壁之间。亦或每个弹性元件都被插在出现在环扇区的第一拉环中槽的底壁或者相应的第二拉环中槽的底壁和环结构的第一法兰的环形凸起的底壁或相应的第二法兰的环形凸起的底壁之间。
通过使用上面定义的环扇区的连接几何学以及通过在法兰凸起和环形扇区的拉环中的槽之间插入弹性元件，保证了即便万一在扇区和支撑结构之间发生的膨胀不同，通过保持弹性来补偿这种膨胀，环扇区仍保持原位。
在本发明的涡轮机环组件的实施方式中，每个弹性元件由在一个环形凸起和对应的槽之间安装有弹性预应力的分体式环形圈构成。
在本发明的涡轮机环组件的另一个实施方式中，每个弹性元件由至少一片呈现波纹状的刚性材料构成。在这种情况下，弹性元件可以由波纹板制成。
根据本发明的涡轮机环组件的特定特征，环支撑结构的两个环形法兰的凸起在环扇区的拉环的环形槽上施加应力，其中环支撑结构的一个法兰在涡轮机环的轴向方向上是可以弹性形变的。
依靠将环扇区保持在通过法兰的凸起施加在扇区拉环上的应力的法兰之间，这由可以弹性变形的环支撑结构的法兰实行，接触得到了进一步改善并从而改善了法兰和拉环之间的密封，即便当这些元件承受高温时。具体地，环结构的其中一个法兰的弹性形变的能力可以补偿CMC环扇区的拉环和金属环支撑结构的法兰之间的不同膨胀，而不会显著增加由环扇区拉环上的法兰“冷却”时所施加的应力。
特别地，环支撑结构的可弹性形变的法兰可以呈现的厚度小于所述环支撑结构的另一法兰的厚度。
在本发明的涡轮机环组件的另一方面中，它还包括接合在环支撑结构的至少一个环形法兰中和接合在面向所述至少一个环形法兰的环形扇区的拉环中的多个销。这些销用来防止环扇区在环支撑结构内的任何潜在的旋转。
在本发明的涡轮机环组件的另一方面中，环支撑结构的可弹性形变的法兰具有多个钩子，分布在与其面向环扇区的拉环的表面相对的面上。钩子的存在可以方便将可弹性形变的法兰移开，以便在法兰之间插入环扇区的拉环，而不需要强行在法兰之间滑动拉环。
在本发明的涡轮机环组件的另一实施例中，环支撑结构包括安装在涡轮机壳体上的环形保持带，该环形保持带包括形成环支撑结构的一个法兰的环形腹板。所述带具有以圆周方式分布在所述带上的第一系列齿，而涡轮机壳体具有以圆周方式分布在所述壳体上的第二系列齿。第一系列齿的齿和第二系列齿的齿一起形成圆周扭锁爪式联接。通过扭锁爪式联接的这种连接使得环扇区的安装和移除更加容易。
在本发明的涡轮机环组件的另一方面中，涡轮机壳体包括在壳体护罩与环结构带之间延伸的环形凸起。这会防止壳体和带之间的上游到下游的泄露。
附图说明
可以通过阅读以下描述，经由非限定性指示和参考附图更好地理解本发明，其中：
图1为示出本发明的涡轮机环组件的实施方式的径向半剖示意图；
图2至图4为示出环扇区如何安装在图1环组件的环支撑结构中的图；
图5为示出图1涡轮机环组件的变体实施方式的局部半剖示意图；
图6为示出本发明的涡轮机环组件的实施方式的径向半剖示意图；
图7至图11为示出环扇区如何安装在图6环组件的环支撑结构中的图；
以及
图12为图6以及图8至图11的保持带的示意性透视图。
具体实施方式
图1示出了用于高压涡轮机的环组件，该组件包括由陶瓷基复合材料(CMC)与金属环支撑结构3一起制成的涡轮机环1。该涡轮机环1环绕一组旋转叶片5。所述涡轮机环1由多个环扇区10构成。图1为经过两个相邻环扇区之间的平面上的径向截面示意图。箭头DA指示相对于涡轮机环1的轴向方向，箭头DR指示相对于涡轮机环1的径向方向。
每个环扇区10具有基本上呈字母π颠倒状的形状的剖面，其环形基座12的内面覆盖有可磨损材料的层13，该层13限定了通过涡轮机的气流的流动通道。上游拉环14和下游拉环16从环形基座12的外面沿径向方向DR延伸。这里使用的术语“上游”和“下游”在文中相对于通过涡轮机的气流的流动方向(箭头F)。
环支撑结构3被固定在涡轮机壳体30上。涡轮机壳体30具有上游环形径向法兰32，该法兰在其面上具有面向环扇区10的上游拉环14的凸起34。凸起34被容纳在上游拉环14的外面14a中具有的环形槽140中呈现在。在下游侧，环支撑结构具有下游环形径向法兰36，该法兰在其面上具有面向环扇区10的下游拉环16的凸起38。凸起38被容纳在下游拉环16的外面16a中具有的环形槽160中呈现。
正如下面详细解释的那样，每个环扇区10的拉环14和16通过此种方式以环形法兰32和36之间有预应力来安装。至少在“冷却”时，即在周围温度约为25摄氏度，法兰在拉环14和16上施加应力。
此外，在当前描述的实施例中，环扇区10也通过锁销固定。更准确地，如图1所示，销40接合在环支撑结构3的环形上游径向法兰32中和环扇区10的上游拉环14中。为此，每个销40穿过形成在环形上游径向法兰32中的对应孔33和形成在上游拉环14中的对应孔15。孔33和15在将环扇区10安装在环支撑结构3时对准。同样，销41接合在环支撑结构3的环形下游径向法兰36中和环扇区10的下游拉环16中。为此，每个销41穿过形成在环形下游径向法兰36中的对应孔37和形成在下游拉环16中的对应孔17。孔37和17在将环扇区10安装在环支撑结构3时对准。
此外，扇区之间的密封是通过密封槽中所容纳的舌片提供的，该槽在两个相邻环扇区相向边中彼此相对。舌片22a延伸环形基座其中部的几乎全长。另一舌片22b沿拉环14延伸并延伸环形基座12的一部分。另一舌片22c沿拉环16延伸。在一端，舌片22c与舌片22a和舌片22b相抵。例如，舌片22a、22b、22c由金属制成，并且当在其壳体中冷却时被无间隙地安装，以确保在运行中遇到的温度下提供密封功能。
在常规方式中，在法兰32中形成的通风孔32a能够使冷却的空气被输送来冷却涡轮机环10的外部。
根据本发明，在环支撑结构的环形法兰的每个凸起和环扇区拉环中的每个环形槽之间插入至少一个弹性元件。更准确地，在当前描述的实施方式中，分体式环形圈60被设置在环扇区10的上游拉环14的外面14a中呈现的槽140的顶壁142和上游环形径向法兰32的凸起34的顶面34c之间。分体式环形圈70被设置在环扇区10的下游拉环16的外面16a中呈现的槽160的顶壁162和下游环形径向法兰36的凸起38的顶面38c之间。分体式环形圈60和70构成弹性元件，当它们处于自由状态时，即在安装之前，它们分别呈现出的半径大于由环形槽140的顶壁142和环形槽160的顶壁162所定义的半径。分体式环形圈60和70可以由，例如René41合金制成。在安装前，对圈60和70施加弹性应力，以便将其缩紧并减小其半径使得可以将它们插入进槽140和160中。一旦放置在了槽140和160中，圈60和70扩张并抵靠环形槽140和160的顶壁142和162。圈60和70因此在环支撑结构3上保持住环扇区10在适当位置。更准确地，所述圈60和70在环扇区10上施加了保持力Fm，其方向沿径向方向DR，并首先保证了上游拉环14的槽140的底壁143与上游环形径向法兰32的凸起34的底面34b的接触，其次保证了上游拉环16的槽160的底壁163与下游环形径向法兰36的凸起38的底面38b之间的接触(图1)。
接下来是制造涡轮机环组件的方法的描述，该涡轮机环组件对应于图1中所示的组件。
每个上文所述的环扇区10是由陶瓷基复合材料(CMC)通过形成与环扇区形状接近的纤维预制件并通过用陶瓷基致密环扇区制成。
为了制造所述纤维预制件，可以使用由陶瓷纤维制成的纱线。例如由日本供应商日本碳素有限公司(Nippon Carbon)出售的名为“Nicalon”的碳化硅纤维纱线，或者由碳纤维制成的纱线。
所述纤维预制件有利地通过三维编织或通过多层编织制成，具有非互连区域，这些区域被设置为允许对应于拉环14和16的预制件的部分远离扇区10移动。
所述编织可以为所示的互锁类型。也可以使用其他三维编织或多层编织，例如多平纹或多缎纹编织，可以参考文献WO2006/136755。
编织后，可以成型毛坯，以便获得用陶瓷基体加固和致密化的环扇区预制件，特别是可以通过化学气相渗透(CVI)进行致密化，这在该领域是公知的。
文献US2012/0027572中特别描述了制造CMC环形扇区的详细实施例。
环支撑结构3由金属材料制成，例如合金或镍铬铁合金718。
通过将环扇区10安装在环支撑结构3上来继续涡轮机环组件的制造。如图2所示，上游环形径向法兰32的环形凸起34的端部34a和下游环形径向法兰36的环形凸起38的端部38a之间的间距E在“静止”时，即当法兰之间没有安装环扇区时，间距E小于呈现在环扇区上游拉环14中的环形槽140的端壁141与环扇区下游拉环16中的环形槽160的端壁161之间的距离D。
通过限定环支撑结构的法兰的凸起之间的间距E小于每个环扇区的拉环的槽的端壁之间的距离D，可以安装在环支撑结构的法兰之间具有预应力的环扇区。然而，为了避免在安装过程中损坏CMC环形扇区的拉环，根据本发明，所述环支撑结构包括至少一个环形法兰，该环形法兰在环的轴线方向DA可弹性形变。在当前描述的实施例中，它是可弹性形变的环形下游径向法兰36。具体地，环支撑结构3的环形下游径向法兰36呈现出比环形上游径向法兰32的厚度更小的厚度，并具有一定的弹性。
在将环扇区10安装在环支撑结构3上之前，分体式圈60和70分别放置抵靠在环形径向法兰32和36的凸起34和38的顶壁34c和38c上。
此后，环扇区10一个接一个地安装在环支撑结构3上。在安装环扇区10时，下游环形径向法兰36如图3和图4沿着方向DA拉动，以便增加法兰32和36之间的间距从而使得法兰32和36上的凸起34和38分别插入拉环14和16中呈现的槽140和160中，而没有损坏环扇区10的风险。一旦法兰14和16的凸起34和38插入了拉环14和16的槽140和160，并且一旦所述拉环14和16定位成对准孔33和15以及17和37，则松开法兰36。法兰32和36各自的凸起34和38随后在环扇区的拉环14和16上施加轴向保持应力(方向DA)，而圈60和70在扇区的拉环14和16上施加径向应力(方向DR)。为了更容易通过牵引移动下游环形径向法兰36，其表面36a上分布了多个钩子39，表面36a与法兰36的表面36b相反并与环形扇区10的下游拉环16相对(图3)。在该实施例中，施加在可弹性形变的法兰36上的在所述环的轴向方向DA的牵引通过工具50实施，该工具50具有至少一个臂51，其端部包括与呈现在法兰36外面36a上的钩子39接合的钩子510。
分布在法兰36的面36a上的钩子39的数量根据法兰36上需要的牵引点的数量来限定。该数量主要取决于法兰的弹性性质。在本发明的范围内，当然可以设想其他的形状与布置手段，使得能够在环支撑结构的一个法兰上的轴线方向DA上施加牵引。
一旦环扇区10被插入并定位在法兰32和36之间，销40接合在对齐的孔33和15之间，二者分别在环形上游径向法兰32和上游拉环14中形成。销41接合在对齐的孔37和17之间，二者分别在环形下游径向法兰36和下游拉环16中形成。每个环扇区的拉环14或16可以具有一个或多个用于通过锁销的孔。
在变体实施方式中，圈60和70可以放置在环扇区的拉环中的槽的底壁和环形径向法兰上的凸起的底面之间。图5示出了对于环扇区10的上游拉环14和环支撑结构3的上游环形径向法兰32的此变体实施方式。在图5中，圈60被放置在环扇区10的上游拉环14中槽140的底壁143和上游环形径向法兰32的凸起34的底面34b之间。该圈60施加了在径向方向DR上定向的保持力Fm，用于首先保证在上游拉环14中槽140的顶壁142和上游环形径向法兰32的凸起34的顶面34c之间的接触。
图6示出了根据本发明的另一实施方式的用于高压涡轮机的环组件。如上文描述，该高压涡轮机环组件包括由陶瓷基复合材料(CMC)制成的涡轮机环101以及金属环支撑结构103。涡轮机环101围绕一组旋转叶片105。涡轮机环101由多个环扇区110组成。图6是位于两个相邻环扇区之间的平面上的径向剖面视图。箭头DA指示相对于涡轮机环101的轴向方向，而箭头DR指示相对于涡轮机环101的径向方向。
每个环扇区110具有基本上呈字母π颠倒状的形状的剖面，其环形基座112的内面覆盖有可磨损材料的层113，该层113限定了通过涡轮机的气流的流动通道。上游和下游拉环114和116从环形基座12的外面沿径向方向DR延伸。这里使用的术语“上游”和“下游”在文中相对于通过涡轮机的气流的流动方向(箭头F)。
环支撑结构103由两部分组成，也就是与上游环形径向法兰132对应的第一部分，其优选与涡轮机壳体130形成一体，以及与安装在涡轮机壳体130上的环形保持带150对应的第二部分。上游环形径向法兰132在其表面具有凸起134，面向环扇区110的上游拉环114。凸起134被容纳在呈现在上游拉环114中外面114a中的环形槽1140。在下游侧，保持带150包括形成了下游环形径向法兰154的环形腹板157。该下游环形径向法兰154在其表面具有面向环扇区110下游拉环116的凸起155，该凸起被容纳在呈现在下游拉环116的外面116a中的环形槽160中。所述保持带150包括轴向延伸的环形体151，还在其上游侧包括环形腹板157，在其下游侧包括第一系列齿152。第一系列齿152圆周分布在保持带150上，并通过第一接合通道153彼此隔开(图9和图12)。在其下游侧，涡轮机壳体130具有从涡轮机壳体130的护罩138内表面径向延伸的第二系列齿135。该齿135周向分布在护罩138的内表面138a上，并通过第二接合通道136彼此隔开(图9)。齿152和135彼此协作以形成圆周扭锁爪式联接。
如下文所详细解释的，每个环扇区110的拉环114和116通过环形法兰132和154之间有预应力被安装，也就是说至少在“冷却”时，即在周围温度约为25摄氏度，法兰在拉环114和116上施加应力。
此外，在当前描述的实施例中，环扇区110也由锁销保持。更准确地，如图6所示，销140接合在环支撑结构103的上游环形径向法兰132内和环扇区110的上游拉环114内。为此，每个销140穿过在上游环形径向法兰132中形成的对应孔133和在上游拉环114中形成的对应孔115。所述孔133和115在将环扇区110安装在环支撑结构103时对准。同样，销141接合在保持带150的下游环形径向法兰154内和环扇区110的下游拉环116内。为此，每个销141穿过在下游环形径向法兰154中形成的对应孔156和在下游拉环116中形成的对应孔117。所述孔156和117在将环扇区110安装在环支撑结构103时对准。
另外，扇区之间的密封是通过密封槽中容纳的舌片来提供的，所述槽在两个相邻环扇区的相对边中彼此相对。舌片122a延伸环形基座112其中部的几乎全长。另一舌片122b沿拉环114延伸并延伸环形基座112的一部分。另一舌片122c沿拉环116延伸。在一端，舌片122c与舌片122a和舌片122b相抵。例如，舌片122a、122b、122c由金属制成，并且当在其壳体中冷却时被有间隙地安装，以确保在运行中遇到的温度下提供密封功能。
在常规方式下，在法兰132中形成的通风孔132a用来引入冷空气来冷却涡轮机环110的外部。
此外，涡轮机环组件的上游和下游之间的密封由径向从涡轮机壳体103的护罩138的内面138a延伸的环形凸起131提供，并具有与保持带150的本体151的表面相接触的自由端。
根据本发明，至少一个弹性元件被插入在环支撑结构的环形法兰的每个凸起和环扇区的拉环中的每个环形槽之间。更准确地，在当前描述的实施方式中，分体式环形波纹板170被插入在呈现在环扇区110的上游拉环114的外面114a中的槽1140的顶壁1142与上游环形径向法兰132的凸起134的顶面134c之间。而分体式环形波纹板180插入在呈现在环扇区110的下游拉环116的外面116a中的槽1160的顶壁1162与下游环形径向法兰154的凸起155的顶面155c之间。所述环形波纹板170和180构成了弹性元件。它们特别可以由金属材料例如René41合金或复合材料例如由SiC/B自修复基致密化的碳纤维增强物构成的A500类材料。波纹板170和180与环形槽1140和1160以及凸起134和155交替接触。因此，波纹板170和180用于保持环扇区在环支撑结构上的适当位置。更准确地，波纹板170和180用于通过交替触点在径向方向DR上弹性地保持环扇区110，首先在上游拉环114的槽1140的顶壁1142和上游环形径向法兰132的凸起134的顶面134c之间(对板170而言)，其次在上游拉环116的槽1160的顶壁1162和下游环形径向法兰154的凸起155的顶面155c之间(对板180而言)。
接下来描述制造对应于图6中所示组件的涡轮机环组件的方法。
每个上文所述的环扇区110都是由陶瓷基复合材料(CMC)通过形成与环扇区形状接近的预制件形状以及以陶瓷基致密化环扇区制成的。
为了制造纤维预制件，可以使用由陶瓷纤维制成的纱线，例如由日本供应商日本碳素有限公司出售的名为“Nicalon”的碳化硅纤维纱线，或者由碳纤维制成的纱线。
所述纤维预制件有利地通过三维编织或通过多层编织制成，具有非互连区域，这些区域被设置为允许对应于拉环114和116的预制件的部分远离扇区10移动。
所述编织可以为所示的互锁类型。也可以使用其他三维编织或多层编织，例如多平纹或多缎纹编织，可以参考文献WO2006/136755。
编织后，毛坯可以被成型，以便获得用陶瓷基体加固和致密化的环形扇区预制件，特别是可以通过化学气相渗透(CVI)进行致密化，这在该领域是公知的。
文献US2012/0027572中特别描述了制造CMC环扇区的详细实施例。
环支撑结构103由金属材料制成，例如合金或镍铬铁合金718。
涡轮机环组件的制造继续通过将环扇区110安装在环支撑结构103上。如图7和图8所示，环扇区110最初通过它们的上游拉环114借助销140来紧固到环支撑结构103的上游环形径向法兰132上，销140接合了分别形成在上游环形径向法兰132和上游拉环114中的对齐的孔133和115。环形波纹板170之前被放在抵靠上游环形径向法兰132的凸起134的顶面134c上。呈现在法兰132上的凸起134接合在呈现在拉环114中的槽1140中。
一旦所有的环扇区110都以此种方式被紧固在上游环形径向法兰132上，环形保持带150通过涡轮机壳体103和环扇区110的下游拉环116之间的扭锁爪式联接组合起来。在当前所述实施方式中，由保持带150的环形腹板157形成的上游环形径向法兰154和所述保持带的齿152的外表面152a之间的间距E大于呈现在环扇区下游拉环116中的槽1160的端壁1161与呈现在涡轮机壳体130上的齿135的内面135b之间的距离D(图8)。
通过限定在上游环形径向法兰和保持带的齿的外表面之间的间距E大于环扇区的下游拉环中的槽的端壁和呈现在涡轮机壳体上的齿的内面之间的距离D，可以通过环支撑结构的法兰之间的预应力安装环扇区。然而，为了避免在安装过程中损坏环扇区的CMC拉环，根据本发明，环支撑结构包括在环的轴向方向DA上可弹性形变的至少一个环形法兰。在当前描述的实施例中为呈现在带150上的可弹性形变的下游环形径向法兰154。具体地，环形腹板157形成了环支撑结构103的下游环形径向法兰154，环形腹板157呈现的厚度相对于上游环形径向法兰132的厚度较小，因而具有一定的弹性。
如图9、10、11所示，带150通过将环形波纹板180抵靠带150的上游环形径向法兰154的凸起155的顶面155c，以及通过将凸起155接合在呈现在下游拉环116中的槽1160中，来安装在涡轮机壳体130上。为了通过扭锁爪式联接紧固带150，呈现在带150上的齿152最初被放置与形成在涡轮机壳体130中的接合通道136相对。呈现在所述涡轮机壳体上的齿135同样被放置与在带150上的齿152之间形成的接合通道153相对。因为间距E大于距离D，必须在带150上沿图10所示方向施加轴向力FA，以便接合越过齿135的齿152，使得所述带通过与齿135和152的宽度大体相对应的角度转动R。以这种方式转动后，松开带150，随后所述带150由环扇区110的上游拉环116和涡轮机壳体130的齿135的内面135b之间的轴向应力保持住。
一旦已经以这种方式将所述带放到位，销141接合在对准的孔156和117之间，它们分别在下游环形径向法兰154和下游拉环116中形成。所述环形扇区的每个拉环114或116可以包括一个或多个用于穿过锁销的孔。
在变体实施方式中，波纹板170和180可以放置在环扇区的拉环中的槽的底壁与环形径向法兰的凸起的底面之间。在这种情况下，波纹板170和180提供了通过交替触点在径向方向DR上环扇区110的弹性保持，首先在上游拉环114的槽1140的底壁1143和上游环形径向法兰132的凸起134的底面134b之间(对板170而言)，其次在上游拉环116的槽1160的底壁1163和下游环形径向法兰154的凸起155的底面155b之间(对板180而言)。

Claims (8)

1.一种涡轮机环组件，包括多个由陶瓷基复合材料制成的环扇区(10)形成的涡轮机环(1)，还包括具有第一法兰(32)和第二法兰(36)的环支撑结构(3)，每个环扇区(10)具有形成环形基座的部件(12)，该基座具有限定涡轮机环(1)的内侧面的内面和第一拉环(14)和第二拉环(16)由其径向延伸的外面，每个环扇区(10)的拉环(14,16)在环支撑结构(3)的两个环形法兰(32,36)之间被保持，环扇区(10)的第一拉环(14)和第二拉环(16)每一个都分别在其表面(14a；16a)内具有环形槽(140；160)，该表面分别与环支撑结构(3)的第一环形法兰(32)和第二环形法兰(36)相对，环支撑结构(3)的第一环形法兰(32)和第二环形法兰(36)每一个都在其面向一个环扇区拉环的面上具有环形凸起(34；38)，第一法兰(32)的环形凸起(34)被每个环扇区(10)的第一拉环(14)的环形槽(140)所容纳，而第二法兰(36)的环形凸起(38)被每个环扇区(10)的第二拉环(16)的环形槽(160)所容纳，至少一个弹性元件被插入在第一法兰(32)的环形凸起(34)和第一拉环(14)的环形槽(140)之间，以及第二法兰(36)的环形凸起(38)和第二拉环(16)的环形槽(160)之间；
该组件的特征在于，每个弹性元件被各自插入在呈现在环扇区(10)的第一拉环(14)或第二拉环(16)中的槽(140)的顶壁(142)与环支撑结构(3)的第一法兰(32)或第二法兰(36)的环形凸起(34)的顶壁(34c)之间；或者每个弹性元件被插入在呈现在环扇区(10)的第一拉环(14)或第二拉环(16)中的槽(140)的底壁(143)与环支撑结构(3)的第一法兰(32)或第二法兰(36)的环形凸起(34)的底壁(34b)之间。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，每个弹性元件由在一个环形凸起(34；38)和对应槽(140；160)之间具有弹性预应力安装的分体式环形圈(60；70)构成。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征性在于每个弹性元件由至少一个呈现波纹状的刚性材料片构成(170；180)。
4.根据权利要求1至3任一项所述组件，其特征在于，环支撑结构(3)的两个环形法兰(32，36)的凸起在环扇区(10)的拉环(14，16)上的环形槽(140,160)上施加应力，其中环支撑结构(3)的一个法兰(36)在涡轮机环(1)的轴向方向(DA)上是可弹性形变的。
5.根据权利要求4所述的涡轮机环组件，其特征在于，环支撑结构(3)的可弹性形变法兰(36)呈现出的厚度比环支撑结构(3)的其它法兰(32)的厚度小。
6.根据权利要求4或5所述的涡轮机环组件，其特征在于，环支撑结构(3)的可弹性形变法兰(36)具有分布在其表面(36a)上的多个钩(39)，该表面(36a)与环扇区(10)的拉环(16)相对的其表面(36b)相反。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的组件，其特征在于，所述环支撑结构包括安装在涡轮机壳体(130)上的环形保持带(150)，该环形保持带(150)包括构成环支撑结构(103)的一个法兰(154)的环形腹板(157)，该带(150)具有以圆周方式分布在所述带上的第一系列齿(152)，而涡轮机壳体(130)具有以圆周方式分布在所述壳体上的第二系列齿(135)，第一系列齿的齿(152)和第二系列齿的齿(135)一起构成了圆周扭锁爪式联接。
8.根据权力要求7所述的组件，其特征在于，涡轮机壳体(130)包括在所述壳体的护罩(138)和环结构(103)的带(150)之间延伸的环形凸起(131)。
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