CN108138576A - 具有轴向保持的涡轮环组件 - Google Patents

具有轴向保持的涡轮环组件 Download PDF

Info

Publication number
CN108138576A
CN108138576A CN201680057661.5A CN201680057661A CN108138576A CN 108138576 A CN108138576 A CN 108138576A CN 201680057661 A CN201680057661 A CN 201680057661A CN 108138576 A CN108138576 A CN 108138576A
Authority
CN
China
Prior art keywords
downstream
contact pin
ring
tongue
upstream
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
CN201680057661.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108138576B (zh
Inventor
卢西恩·亨利·雅克·昆内亨
塞巴斯蒂安·瑟奇·弗朗西斯·孔格拉泰尔
克莱门特·让·皮埃尔·迪福
马修·西蒙
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
Safran Aircraft Engines 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
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN108138576A publication Critical patent/CN108138576A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108138576B publication Critical patent/CN108138576B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246Fastening of diaphragms or stator-rings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16JPISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00Sealings
    • F16J15/44Free-space packings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16JPISTONS; CYLINDERS; SEALINGS
    • F16J15/00Sealings
    • F16J15/44Free-space packings
    • F16J15/447Labyrinth packings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00Application
    • F05D2220/30Application in turbines
    • F05D2220/32Application in turbines in gas turbines
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/50Bearings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/55Seals
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00Materials; Properties thereof
    • F05D2300/20Oxide or non-oxide ceramics

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

本发明涉及一种涡轮环组件,其包括形成涡轮环(1)的多个环扇区(10),以及包括上游环形凸缘(32)和下游环形凸缘(36)的环支撑结构(3),每个环扇区(10)包括第一水平密封舌部(21)、上游垂直密封舌部(22)和第一下游垂直密封舌部(23)。每个环扇区(10)进一步包括一个沿该环的径向在第一水平密封舌部(21)以上的第二水平密封舌部(20)。第一角密封元件(24)被容纳在上游接片(14)中的垂直凹槽(42)中以及第二水平凹槽(40)中,第二角密封元件(25)被容纳在第一水平凹槽(41)中以及下游接片(16)中的第一垂直凹槽(43)中。

Description

具有轴向保持的涡轮环组件
技术领域
本发明涉及一种涡轮发动机的涡轮环组件,所述组件包括多个环扇区,每个环扇区都与环支撑结构一起被制成为陶瓷基复合材料或金属材料的单一部件。
本发明的应用领域具体为燃气涡轮航空发动机。然而,本发明适用于其它涡轮发动机,例如工业涡轮。
背景技术
陶瓷基复合(CMC)材料以其优良的力学性能而知名,所述力学性能使其适于构成结构元件,并且适于能够在高温下保存这些性能。
在燃气涡轮航空发动机中,提高效率和降低污染排放都导致寻求在甚至更高的温度下操作。对于完全由金属制成的涡轮环组件,必须冷却该组件的所有元件,特别是涡轮环,由于它受到高温流的影响。这种冷却对发动机的性能具有显著的影响,由于从通过发动机的主流获取所使用的冷却流本身。此外,使用金属用于涡轮环对提高涡轮中温度的潜能提出了限制,尽管这可提高航空发动机的性能。
已经设想了使用CMC用于这些发动机的多种热部,特别是由于CMC具有低于通常使用的难熔金属的密度。
因此,具体在文献US 2012/0027572中描述了将涡轮环扇区制成为由CMC制成的单一部件。该环扇区包括一个具有内表面和外表面的环形底座,所述内表面限定该涡轮环的内侧表面,两个具有端部的接片形成部分从所述外表面延伸,所述端部接合在金属环支撑结构的外壳中。
CMC环扇区的使用可以明显地降低需要冷却涡轮环的通风量。然而,在环扇区内侧上的气流通道和环扇区外侧之间的密封仍然是问题,特别是当环扇区具有颠倒字母Pi(π)的形状时。具体地,环扇区的这种类型没有浴盆(或外密封),其意味着不可能与在环扇区和扇区的支撑结构之间的承载点齐平或在以上安装两个水平密封层。
对于不具有浴盆但因此更容易制造的金属环扇区也出现了这种密封问题。
发明内容
本发明旨在避免这种缺点,并为此提出了一种涡轮环组件,其包括由陶瓷基复合材料或金属材料制成的一起形成涡轮环的多个环扇区,以及一个包括上游环形凸缘和下游环形凸缘的环支撑结构,每个环扇区具有第一部分,所述第一部分形成具有内表面和外表面的环形底座,所述内表面限定涡轮环的内侧表面,从所述外表面径向地延伸有上游接片和下游接片,每个环扇区的上游和下游接片被保持在环支撑结构的上游和下游环形凸缘之间,每个环扇区具有沿环形底座延伸的第一水平密封舌部,所述第一水平密封舌部被接收在一个存在于环形底座中的第一水平凹槽中,沿上游接片延伸的上游垂直密封舌部,所述上游垂直密封舌部被接收在一个存在于上游接片中的垂直凹槽中,以及沿下游接片延伸的第一下游垂直密封舌部,所述第一下游垂直密封舌部被接收在一个存在于下游接片中的第一垂直凹槽中,所述组件的特征在于,每个环扇区进一步包括一个在第一水平密封舌部上的环形底座的一部分上延伸的第二水平密封舌部,所述第二水平密封舌部被接收在一个存在于环形底座中的第二水平凹槽中,并且其中,第一倾斜密封元件被接收在存在于上游接片中的垂直凹槽中以及在第二水平凹槽中,同时第二倾斜密封元件被接收在第一水平凹槽中以及在存在于下游接片中的第一垂直凹槽中,所述第一垂直凹槽向外通向所述第一水平凹槽,或同时第二倾斜密封元件被接收在第二水平凹槽中以及在存在于下游接片中的第一垂直凹槽中,所述第一垂直凹槽向外通向所述第二水平凹槽。
对于在径向方向中重叠的两个水平密封舌部,在环的底座上提供了两级密封,因此通过以这种方式使泄漏截面串联加强了该环中的扇区间密封,并通过这样做,同时确保了在环外侧上流动的空气在上游被重新定向,即在通过环内侧的旋转叶片形成的转子盘中。此外,倾斜密封元件的使用可堵塞经由密封舌部之间的接触部分发生的任何泄漏,即凹槽的垂直交叉点。在当前描述的示例中,第一倾斜密封元件防止经由在第一水平舌部和上游垂直舌部之间接触部分的泄漏,而第二倾斜密封元件防止经由在第一或第二水平舌部和下游垂直舌部之间接触部分的泄漏。
在本发明燃气涡轮环组件的一个实施例中,每个环扇区进一步包括一个沿下游接片延伸的第二下游垂直密封舌部,所述第二下游垂直密封舌部被接收在一个存在于下游接片中的第二垂直凹槽中,所述第二下游垂直密封舌部在其一端与所述第二水平密封舌部接触,存在于下游接片中的第二垂直凹槽向外通向第二水平凹槽,所述第二倾斜密封元件被接收在第二水平凹槽中以及在存在于下游接片的第二垂直凹槽中。
通过在下游添加第二垂直密封舌部,进一步改进了密封有效性,通过另一下游垂直密封舌部之前的两个下游垂直舌部之一导致第一压头损失。通过使用两个垂直舌部在下游加强密封是有利的,由于在环的空腔和下游的流道部分之间的压差相当大,从而增加了这两个体积之间的空气吸力,并且因此增加了泄漏的危险。
根据本发明涡轮环组件的一个特定特性,第三倾斜密封元件被接收在第一水平凹槽中以及在存在于下游接片中的第一垂直凹槽中。这进一步减少了经由在环下游的密封舌部之间接触部分的泄漏。
根据本发明涡轮环组件的另一实施例,每个环扇区进一步包括一个沿下游接片延伸的第二下游垂直密封舌部,所述第二下游垂直密封舌部被接收在一个存在于下游接片中的第二垂直凹槽,所述第二下游垂直密封舌部与第二水平密封舌部接触,存在于下游接片中的第二垂直凹槽向外通向第一和第二水平凹槽,第二倾斜密封元件被接收在第一水平凹槽中以及在存在于下游接片的第一垂直凹槽中。
通过在下游添加第二垂直密封舌部,进一步改进了密封有效性,通过另一下游垂直密封舌部之前的两个下游垂直舌部之一导致第一压头损失。
根据本发明涡轮环组件的另一实施例,上游环形凸缘包括与一个与每个环扇区的上游接片接触的唇部,而下游环形凸缘包括一个与每个环扇区的下游接片接触的唇部,存在于每个环扇区的上游接片中的垂直凹槽在一个相对于上游接片的轴线倾斜的方向中延伸,所述垂直凹槽在上游环形凸缘的唇部向外通向上游接片的外侧表面,而存在于每个环扇区的下游接片中的垂直凹槽在一个相对于下游接片的轴线倾斜的方向中延伸,所述垂直凹槽在下游环形凸缘的唇部向外通向下游接片的外侧表面。
对于在每个环扇区的接片中倾斜延伸以在与环支撑结构的环形凸缘的承载部分向外打开的上游和下游垂直凹槽,减少了通过这些承载部分的扇区间的泄漏。
根据本发明涡轮环组件的一个特定特征,所述环支撑结构的两个环形凸缘在环扇区的接片上施加应力,并且其中,环支撑结构的至少一个凸缘在环的轴向方向中弹性地变形。
借助于至少一个弹性变形凸缘的存在,可独立于温度变化保持在涡轮环支撑结构的凸缘和环扇区的接片之间的接触。
根据本发明涡轮环组件的另一特定特征,它进一步包括在环支撑结构的至少一个环形凸缘中以及在面对所述至少一个环形凸缘的环扇区的接片中接合的多个销钉。所述销钉用于防止环支撑结构中环扇区的任何潜在转动,并且也用于在所述结构中径向地保持它们。
附图说明
在阅读经由非限制性指示并参照附图给出的以下描述后,可更好地理解本发明,其中:
图1是示出本发明涡轮环组件的一个实施例的径向半截面视图;
图2A和2B是在透视图中示出在图1涡轮环组件的环扇区中定位密封舌部的局部示意图;
图3到6是径向半截面视图,每个都示出了本发明涡轮环组件的另一实施例。
具体实施方式
图1示出了一种高压涡轮环组件,其包括一个在该示例中由陶瓷基复合(CMC)材料制成的涡轮环1,以及一个金属环支撑结构3。涡轮环1围绕一组旋转叶片5。涡轮环1由多个环扇区10组成,图1是一个在两个连续环扇区之间穿过的平面上的径向截面图。箭头DA示出了相对于涡轮环1的轴向方向,而箭头DR示出了相对于涡轮环1的径向方向。
每个环扇区10都具有一大致倒置的字母Pi(π)形状的部分,环形底座12具有一个内表面和/或热障,所述内表面涂覆在一个耐磨材料层13中,所述热障限定通过涡轮的气流的流动路径。上游和下游接片14和16沿径向方向DR从环形底座12的外表面突出。在本文中相对于通过涡轮的气流的流动方向(箭头F)使用术语“上游”和“下游”。
被固定到涡轮罩壳30的该环支撑结构3包括一环形上游径向凸缘32,该环形上游径向凸缘32在其面对环扇区10的上游接片14的表面具有唇部34,该唇部34撑靠上游接片14的外表面14a。在下游侧,该环支撑结构具有一环形下游径向凸缘36,该环形下游径向凸缘36在其面对环扇区10的下游接片16的表面具有唇部38,该唇部38撑靠下游接片16的外表面16a。
每个环扇区10的接片14和16用预应力安装在环形凸缘32和36之间,因此至少在“冷却”(即在约20℃的环境温度下)时,以及同样在涡轮的所有工作温度下,这些凸缘在接片14和16上施加应力,从而在凸缘之间夹持这些扇区。当涡轮运行时,在环组件可受到的所有温度下保持该应力,并且由于存在至少一个可弹性变形的凸缘,其被控制,即在环扇区上不存在过量应力,如下所述。此外,以常规方式,在凸缘32中形成的通风孔32a使冷却空气能够进入到涡轮环10的外侧。通过使用钩39沿轴向方向DA继续对其拉伸而使环形下游径向凸缘36间隔开,环扇区10被一个接一个地安装,从而增加凸缘32和36之间的间距,以便使接片14和16能够插入在凸缘32和36之间,而没有损坏的风险。
此外,在当前描述的示例中,环扇区10还通过阻塞销钉固定。更准确说,如图1所示,销钉50接合在环支撑结构3的环形上游径向凸缘32中以及环扇区10的上游接片14中。为此,每个销钉50穿过在环形上游径向凸缘32中形成的孔33,以及布置在每个上游接片14中的孔15,孔33和孔15在将环扇区10组装到环支撑结构3的同时对准。同样,销钉51接合在环支撑结构3的环形下游径向凸缘36中以及环扇区10的下游接片16中。为此,每个销钉51均穿过在环形下游径向凸缘36中形成的孔37,以及在每个下游接片16中形成的孔17,孔37和孔17在将环扇区10组装到环支撑结构3的同时对准。
根据本发明,通过密封舌部以及通过角垫圈密封该环。更准确说,如图1、2A和2B所示,每个环扇区10均具有一在上游和下游接片14和16之间在环形底座12的几乎整个长度上延伸的第一水平密封舌部21,一个被布置在第一水平舌部上并且在环形底座12的一部分长度上延伸的第二水平密封舌部20,沿上游接片14延伸的上游垂直密封舌部22,以及沿下游接片16延伸的下游垂直密封舌部23。
每个密封舌部均被容纳在两个相邻环扇区的面对边缘中的面对凹槽中。为此,每个环扇区10具有在环形底座12中形成的第一水平凹槽41,在该第一水平凹槽中容纳有第一水平密封舌部21;在凹槽41之上在环形底座12中形成的第二水平凹槽40,在该第二水平凹槽40中容纳有第二水平密封舌部20;在上游接片14中形成的上游垂直凹槽42,在该上游垂直凹槽中容纳有上游垂直密封舌部22;以及在下游接片16中形成的下游垂直凹槽43,在该下游垂直凹槽中容纳有下游垂直密封舌部23。第二水平凹槽40在一端向外通向上游垂直凹槽42的底部,并且在另一端向外通向下游垂直凹槽43的底部。因此,第二水平密封舌部20在一端20a与上游垂直密封舌部22接触,在另一端20b与下游垂直舌部23接触。此外,下游垂直凹槽43向外通向第一水平凹槽41,使得下游垂直密封舌部23的底端23b与第一水平密封舌部21接触。关于第一水平凹槽41,这优选地尽可能接近环扇区的内表面形成,使得第一密封舌部21尽可能靠近流道。这减少了扇区间的间隙以及其对叶片末端的冲击。
图1、2A和2B示出了单一环扇区10,其中舌部20、21、22和23分别局部地插入凹槽40、41、42和43。从环扇区10(图2B)突出的舌部20、21、22和23的部分插入到在相邻环扇区中形成的相应凹槽(图1、2A和2B未示出)内。
例如,舌部20、21、22和23由金属制成,它们被优选地安装为当在凹槽40、41、42和43中冷却时具有间隙,从而在操作中遭遇的温度下提供密封功能。作为非限制性示例,密封舌部可由诸如合金HA 188或HS 25的钴基合金、由高性能(高熔点)金属材料、由钼、由钨,或由CMC复合材料制成。
此外,第一密封元件或角垫圈24被容纳于上游垂直凹槽42中以及第二水平凹槽40中,第二密封元件或角垫圈25被容纳在第一水平凹槽41中以及下游垂直凹槽43中。角垫圈24和25可由折叠的金属片制成。作为非限制性示例,角垫圈可由诸如合金HA 188或HA 25的钴基合金、由高性能(高熔点)金属材料、由钼、由钨,或由CMC复合材料制成。可选地,可以使用第三密封元件或角垫圈,在该示例中,为靠着第二角垫圈25被容纳在第二水平凹槽40中以及第一垂直凹槽43中的密封元件或角垫圈27。
以与密封舌部20、21、22和23相同的方式,角垫圈24、25和27分别部分地插入凹槽42和40中,以及凹槽40和43中。从环扇区10(图2B)突出的角垫圈24和25的部分插入到在相邻环扇区中形成的相应凹槽(图1、2A和2B未示出)内。
对于沿径向方向DR重叠的两个水平密封舌部,在环的底座中形成有两级密封,从而加强了该环中的扇区间密封,同时重新定向在环外侧上在上游方向中流动的空气,即进入到通过环内侧的旋转叶片形成的转子盘内。此外,角垫圈24和25的使用用于堵塞通过密封舌部之间的接触部分可发生的泄漏,即在凹槽的垂直交叉点。在当前描述的示例中,角垫圈24防止通过在第二水平舌部20和上游垂直舌部22之间接触部分的泄漏,而角垫圈25防止通过在第一水平舌部21和下游垂直舌部23之间接触部分的泄漏。
图3示出了在本发明另一实施例中的一种高压涡轮环组件。在图3的环组件中,金属环支撑结构与以上参照图1、2A和2B描述的金属环支撑结构3相同,并且出于简化原因不再描述。图3的环组件不同于以上参照图1、2A和2B所描述的,因为第二下游垂直密封舌部存在于每个环扇区的下游接片中。
更准确说,如图3所示,每个环扇区100设置有一个在上游和下游接片114和116之间在环形底座112的几乎整个长度上延伸的第一水平密封舌部121,一个被布置第一水平舌部上并在水平底座112的长度的一部分上延伸的第二水平密封舌部120,一个沿上游接片114延伸的上游垂直密封舌部122,一个沿下游接片116延伸的第一下游垂直密封舌部123,以及一个,沿下游接片116在第一舌部123上游延伸的第二下游垂直密封舌部126。
每个密封舌部均被容纳在两个相邻环扇区的面对边缘中的面对的凹槽中。为此,每个环扇区100具有被布置在环形底座112中并容纳第一水平密封舌部121的第一水平凹槽141,在环形底座112中在凹槽141上形成并容纳第二水平密封舌部120的第二水平凹槽140,被布置在上游接片114中并容纳上游垂直密封舌部122的上游垂直凹槽142,被布置在下游接片116中并容纳第一下游垂直密封舌部123的第一下游垂直凹槽143,以及被布置在下游接片116中并容纳第二下游垂直密封舌部126的第二下游垂直凹槽146。第二水平凹槽140在一端在上游垂直凹槽142的底部向外打开并且在另一端在第二下游垂直凹槽146的底部向外打开。因此,第二水平密封舌部120在一端120a与上游垂直密封舌部122接触并且在另一端120b与第二下游垂直舌部126接触。此外,第一下游垂直凹槽143向外通向第一水平凹槽141,使得下游垂直密封舌部123的底端123b与第一水平密封舌部121接触。
在垂直舌部123和126的顶端之间同样添加一个舌部127,以在由两个垂直舌部形成的密封中提供连续性。舌部127被容纳在一个向外通向垂直凹槽143和146的顶部的水平凹槽147中。
此外,第一角垫圈124被容纳在上游垂直凹槽142中以及第二水平凹槽140中,而第二角垫圈125被容纳在第二水平凹槽140中以及第二下游垂直凹槽146中。角垫圈124和125可由折叠的金属片制成。还可以设想除上述以外的其他材料。可选地,第三密封元件或角垫圈(图3未示出)可被容纳在第一水平凹槽141中以及第一垂直凹槽143中。
对于沿径向方向DR重叠的两个水平密封舌部,在环的底座提供两级密封,从而加强了该环中的扇区间密封,同时重新定向在环外侧上在上游流动的空气,即进入到通过环内侧的旋转叶片形成的转子盘内。此外,使用角垫圈124和125用于堵塞通过密封舌部之间的接触部分可发生的泄漏,从而使下游泄漏截面串联。在当前描述的示例中,角垫圈124防止经由在第二水平舌部120和上游垂直舌部122之间接触部分的泄漏,而角垫圈125防止经由在第二水平舌部120和下游垂直舌部126之间接触部分的泄漏。最后,通过增加第二下游垂直密封舌部,进一步改进了密封有效性,由于在第一下游垂直密封舌部123之前的第二下游垂直舌部126而导致第一压头损失。
图4示出了在本发明另一实施例中的高压涡轮环组件,其不同于图3实施例,因为第二角垫圈被放置在不同位置中。在图4的环组件中,环支撑金属结构与以上参照图1、2a和2b描述的环支撑金属结构3相同,出于简化原因不再描述。
更准确说,如图4所示,每个环扇区200包括:
被容纳在第一水平凹槽241中的第一水平密封舌部221,其在环形底座212的几乎整个长度上延伸;
被容纳在第二水平凹槽240中的第二水平密封舌部220,其在环形底座212的一部分上延伸;
被容纳在上游垂直凹槽242中的上游垂直密封舌部222,其沿上游接片214延伸;
被容纳在第一下游垂直凹槽243中的第一下游垂直密封舌部223,其沿下游接片216延伸;以及
—被容纳在第二下游垂直凹槽246中的第二下游垂直密封舌部226,其在第一舌部223上游沿下游接片216延伸。
第二水平凹槽240在一端向外通向上游垂直凹槽242的底部,在另一端向外通向第二下游垂直凹槽246的底部。因此,第二水平密封舌部220在一端220a与上游垂直密封舌部222接触,在另一端220b与第二下游垂直舌部226接触。此外,第一下游垂直凹槽243向外通向第一水平凹槽241,使得下游垂直密封舌部223的底端223b面对第一水平密封舌部221。同样,第二下游垂直凹槽246向外通向第一水平凹槽241,使得下游垂直密封舌部226的底端226b面对第一水平密封舌部221。
在垂直舌部223和226的顶部之间还添加一个舌部227,以在由这两个垂直舌部形成的密封中提供连续性。舌部227被容纳在一个向外通向垂直凹槽243和246的顶部的水平凹槽247中。
此外,第一角垫圈224被容纳在上游垂直凹槽242中以及第二水平凹槽240中,同时第二角垫圈225被容纳在第一水平凹槽241中以及第一下游垂直凹槽243中。角垫圈224和225可由折叠的金属片制成。还可以设想除上述以外的其他材料。可选地,第三密封元件或角垫圈(图4中未示出)可被容纳在第二水平凹槽240中以及第二垂直凹槽246中。
对于沿径向方向DR重叠的两个水平密封舌部,在环的底座提供两级密封,从而加强了该环中的扇区间密封,同时重新定向在环上游外侧流动的空气,即进入到由环内侧的旋转叶片形成的转子轮内。此外,使用角垫圈224和225用于堵塞经由密封舌部之间的接触部分可发生的任何泄漏,从而使下游泄漏截面串联。在当前描述的示例中,角垫圈224防止经由在第二水平舌部220与上游垂直舌部222之间接触部分的泄漏,而角垫圈225防止经由在第一水平舌部221和第一下游垂直舌部243之间接触部分的泄漏。最后,通过在下游增加第二垂直密封舌部,进一步改进了密封有效性。
图5示出了在本发明另一实施例中的高压涡轮环组件,其与图3和图4中实施例的不同之处在于,第三角垫圈也被放置在环扇区的下游。在图5的环组件中,金属环支撑结构与以上参照图1、2A和2B的金属环支撑结构3相同,并且出于简化原因不再描述。
更准确说,如图5所示,每个环扇区300包括:
被容纳在第一水平凹槽341中的第一水平密封舌部321,其在环形底座312的几乎整个长度上延伸;
被容纳在第二水平凹槽340中的第二水平密封舌部320,其在环形底座312的一部分长度上延伸;
被容纳在上游垂直凹槽342中的上游垂直密封舌部322,其沿上游接片314延伸;
被容纳在第一下游垂直凹槽343中的第一下游垂直密封舌部323,其沿下游接片316延伸;以及
被容纳在第二下游垂直凹槽346中的第二下游垂直密封舌部326,其沿下游接片316在第一舌部323上游延伸。
第二水平凹槽340在一端向外通向上游垂直凹槽342的底部,在另一端向外通向第二下游垂直凹槽346的底部。因此,第二水平密封舌部320在一端320a与上游垂直密封舌部322接触,在另一端320b与第二下游垂直舌部326接触。此外,以下游垂直密封舌部323的底端323b面对第一水平密封舌部321的方式,第一下游垂直凹槽343向外通向第一水平凹槽341。
在垂直舌部323和326的顶端之间还添加一个舌部327,以在由两个垂直舌部形成的密封中提供连续性。舌部327被容纳在一个向外通向垂直凹槽343和346的顶部的水平凹槽347中。
第一角垫圈324被容纳在上游垂直凹槽342中以及第二水平凹槽340中。第二角垫圈325被容纳在第一水平凹槽240中以及第二下游垂直凹槽346中。第三角垫圈327被容纳在第一水平凹槽341中以及第一下游垂直凹槽343中。角垫圈324、325和327可由折叠金属片制成。还可以设想除上述以外的其他材料。
对于沿径向方向DR重叠的两个水平密封舌部,在环的底座提供两级密封,从而加强了该环中的扇区间密封,同时重新定向在环外侧上在上游流动的空气,即进入到通过环内侧的旋转叶片形成的转子轮内。此外,使用角垫圈324、325和327可以堵塞经由密封舌部之间的接触部分可发生的泄漏,因此使下游泄漏截面串联。在当前描述的示例中,角垫圈324防止经由在第一水平舌部320和上游垂直舌部322之间接触部分的泄漏。角垫圈325防止经由在第二水平舌部320和第二下游垂直舌部346之间接触部分的泄漏。最后,角垫圈327防止经由在第一水平舌部321和第一下游垂直舌部343之间接触部分的泄漏。最后,通过在下游增加第二垂直密封舌部用于进一步改进密封有效性。
图6示出了本发明另一实施例中的一种高压涡轮环组件与图1、2A和2B中实施例的不同之处在于,上游和下游垂直舌部在每个环扇区的上游和下游接片中以倾斜方向延伸。在图6的环组件中,金属环支撑结构与以上参照图1、2a和2b描述的金属环支撑结构3相同,出于简化原因不再描述。
更准确说,如图6所示,每个环扇区400包括:
被容纳在第一水平凹槽441中的第一水平密封舌部421,其在环形底座412的几乎整个长度上延伸;
被容纳在第二水平凹槽440中的第二水平密封舌部420,其同样在环形底座412的一部分长度上延伸;
被容纳在上游垂直凹槽442中的上游垂直密封舌部422,其沿上游接片414延伸;以及
被容纳在下游垂直凹槽443中的第二下游垂直密封舌部423,其沿下游接片416延伸。
第二水平凹槽440在一端向外通向上游垂直凹槽442的底部,在另一端向外通向下游垂直凹槽443的底部。因此,第二水平密封舌部420在一端420a与上游垂直密封舌部422接触,在另一端420b与下游垂直舌部423接触。此外,下游垂直凹槽443向外通向第一水平凹槽441,使得下游垂直密封舌部423的底端423b与第一水平密封舌部421接触。
角垫圈424的第一密封元件被容纳在上游垂直凹槽442中以及第二水平凹槽440中。角垫圈425的第二密封元件被容纳在第一水平凹槽441中以及下游垂直凹槽443中。角垫圈424和425可由折叠的金属片制成。还可以设想除上述以外的其他材料。可选地,第三密封元件或角垫圈(图6未示出)可被容纳在第二水平凹槽440中以及下游垂直凹槽443中。
在每个环扇区400的上游接片414中存在的上游垂直凹槽424沿相对于上游接片414的轴线倾斜的方向延伸。上游垂直凹槽在金属环支撑结构3的上游环形凸缘32的唇部34向外通向上游接片414的外表面414a。在每个环扇区400的下游接片414中存在的下游垂直凹槽443沿相对于下游接片416的轴线倾斜的方向延伸。下游垂直凹槽443在金属环支撑结构3的下游环形凸缘36的唇部38向外通向下游接片416的外表面416a。在该结构中,上游和下游垂直凹槽向外打开,其中金属环支撑结构的上游和下游环形凸缘施加压力。这用于减少在上游和下游垂直舌部的顶端和金属环支撑结构的上游和下游环形凸缘的承载部分之间的距离。
对于沿径向方向DR重叠的两个水平密封舌部,在环的底座提供两级密封,从而加强了该环中的扇区间密封,同时重新定向在环外侧上在上游流动的空气,即进入到通过环内侧的旋转叶片形成的转子轮内。此外,使用角垫圈424和425可以堵塞经由密封舌部之间的接触部分可发生的泄漏,因此使下游泄漏截面串联。在当前描述的示例中,角垫圈424防止经由在第二水平舌部420和上游垂直舌部422之间接触部分的泄漏。角垫圈425防止经由在第一水平舌部421和下游垂直舌部443之间接触部分的泄漏。最后,上游和下游垂直凹槽在每个环扇区的接片中倾斜地延伸,从而在环支撑结构的环形凸缘的承载部分向外打开,经由这些承载部分减少了扇区间泄漏。
上述环扇区由陶瓷基复合材料制成。然而,本发明同样适用于一种具有多个由金属材料制成的环扇区的涡轮环组件,所述环扇区具有类似于上述的形状。

Claims (7)

1.一种涡轮环组件,包括共同形成涡轮环(1)的多个环扇区(10),以及包括上游环形凸缘(32)和下游环形凸缘(36)的环支撑结构(3),每个环扇区(10)均具有第一部分,所述第一部分形成具有内表面和外表面的环形底座(12),所述内表面限定涡轮环(1)的内侧表面,从所述外表面径向地延伸有上游接片(14)和下游接片(16),每个环扇区(10)的上游和下游接片(14、16)被保持在所述环支撑结构(3)的上游和下游环形凸缘(32、36)之间,每个环扇区(10)均具有沿所述环形底座延伸的第一水平密封舌部(21),所述第一水平密封舌部(21)被容纳在一个存在于所述环形底座(12)中的第一水平凹槽(41)中,沿上游接片(14)延伸的上游垂直密封舌部(22),所述上游垂直密封舌部(22)被容纳在一个存在于上游接片(14)中的垂直凹槽(42)中,以及沿下游接片(16)延伸的第一下游垂直密封舌部(23),所述第一下游垂直密封舌部(23)被容纳在一个存在于下游接片(16)中的第一垂直凹槽(43)中;
其特征在于,每个环扇区(10)还包括一个第二水平密封舌部(20),所述第二水平密封舌部(20)沿着所述环的径向,在所述第一水平密封舌部(21)上的所述环形底座的一部分上延伸,所述第二水平密封舌部(20)被容纳在一个存在于所述环形底座(12)中的第二水平凹槽(40)中,
一第一角密封元件(24)被容纳在存在于所述上游接片(14)中的所述垂直凹槽(42)中以及所述第二水平凹槽(40)中,一第二角密封元件(25)被容纳在所述第一水平凹槽(41)中以及存在于所述下游接片(16)中的所述第一垂直凹槽(43)中,所述第一垂直凹槽(43)向外通向所述第一水平凹槽(41),或者当一第二角密封元件被容纳在所述第二水平凹槽(40)中以及存在于所述下游接片(16)中的所述第一垂直凹槽(43)中,则所述第一垂直凹槽(43)向外通向所述第二水平凹槽(40);
所述涡轮环组件还包括多个销钉(50;51),所述销钉(50;51)接合在所述环支撑结构(3)的至少一个环形凸缘(32;36)中以及面对所述至少一个环形凸缘(32;36)的所述环扇区(10)的接片(14;16)中。
2.根据权利要求1所述的涡轮环组件,其特征在于,每个环扇区(100)还包括一个沿所述下游接片(116)延伸的第二下游垂直密封舌部(126),所述第二下游垂直密封舌部(126)被容纳在一个存在于所述下游接片(16)中的第二垂直凹槽(146)中,所述第二下游垂直密封舌部(126)在其一端与所述第二水平密封舌部(120)接触,存在于所述下游接片(116)中的所述第二垂直凹槽(146)向外通向所述第二水平凹槽(140),所述第二角密封元件(125)被容纳在所述第二水平凹槽(140)中以及存在于所述下游接片(116)中的所述第二垂直凹槽(146)中。
3.根据权利要求2所述的涡轮环组件,其特征在于,一第三角密封元件(327)被容纳在所述第一水平凹槽(341)中以及存在于所述下游接片(316)中的所述第一垂直凹槽(343)中。
4.根据权利要求1所述的涡轮环组件,其特征在于,每个环扇区(210)还包括一个沿所述下游接片(216)延伸的第二下游垂直密封舌部(226),所述第二下游垂直密封舌部(226)被容纳在一个存在于所述下游接片(216)中的第二垂直凹槽(246)中,所述第二下游垂直密封舌部(226)与所述第二水平密封舌部(220)接触,存在于所述下游接片(216)中的所述第二垂直凹槽(246)向外通向所述第一和第二水平凹槽(241、240),所述第二角密封元件(225)被容纳在所述第一水平凹槽(241)中以及存在于所述下游接片(216)中的第一垂直凹槽(243)中。
5.根据权利要求1所述的涡轮环组件,其特征在于,所述上游环形凸缘(32)包括一个与每个环扇区(10)的上游接片接触的唇部(34),所述下游环形凸缘(36)包括一个与每个环扇区(10)的下游接片接触的唇部(38);以及
存在于每个环扇区(410)的上游接片(414)中的所述垂直凹槽(442)沿相对于所述上游接片的轴线倾斜的方向延伸,所述垂直凹槽(442)在所述上游环形凸缘(32)的唇部(34)向外通向所述上游接片(414)的外侧表面,存在于每个环扇区(410)的所述下游接片(416)中的垂直凹槽(443)沿相对于所述下游接片的轴线倾斜的方向延伸,所述垂直凹槽(443)在所述下游环形凸缘(36)的唇部(38)向外通向所述下游接片(416)的外侧表面。
6.根据权利要求5所述的涡轮环组件,其特征在于,所述第二倾斜密封元件(425)被容纳在所述第一水平凹槽(441)中以及存在于所述下游接片(416)中的所述第一垂直凹槽(443)中。
7.根据权利要求1到6中任何一项所述的涡轮环组件,其特征在于,所述环支撑结构(3)的两个环形凸缘(32、36)在所述环扇区(10)的接片(14、16)上施加应力,所述环支撑结构(3)的至少一个凸缘(36)可沿所述环的轴向弹性地变形。
CN201680057661.5A 2015-10-05 2016-10-04 具有轴向保持的涡轮环组件 Active CN108138576B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1559457A FR3041993B1 (fr) 2015-10-05 2015-10-05 Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial
FR1559457 2015-10-05
PCT/FR2016/052538 WO2017060604A1 (fr) 2015-10-05 2016-10-04 Ensemble d'anneau de turbine avec maintien axial

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108138576A true CN108138576A (zh) 2018-06-08
CN108138576B CN108138576B (zh) 2021-01-29

Family

ID=55411465

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201680057661.5A Active CN108138576B (zh) 2015-10-05 2016-10-04 具有轴向保持的涡轮环组件

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10787924B2 (zh)
EP (1) EP3359779B1 (zh)
CN (1) CN108138576B (zh)
FR (1) FR3041993B1 (zh)
WO (1) WO2017060604A1 (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112004993A (zh) * 2018-04-16 2020-11-27 赛峰飞机发动机公司 具有扇区间密封件的涡轮环组件
CN112771249A (zh) * 2018-09-25 2021-05-07 赛峰航空器发动机 用于涡轮机涡轮的组件
CN112912593A (zh) * 2018-10-29 2021-06-04 赛峰飞机发动机公司 具有冷却密封条带的涡轮护罩扇区
CN113898420A (zh) * 2021-10-10 2022-01-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机静子内环及其静子结构
US11319826B2 (en) 2016-08-31 2022-05-03 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Seal segment for a turbine, assembly for externally delimiting a flow path of a turbine, and stator/rotor seal

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3072720B1 (fr) 2017-10-23 2019-09-27 Safran Aircraft Engines Carter pour turbomachine comprenant une portion centrale en saillie relativement a deux portions laterales dans une region de jonction
FR3095668B1 (fr) * 2019-05-03 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine monté sur entretoise
US11326463B2 (en) * 2019-06-19 2022-05-10 Raytheon Technologies Corporation BOAS thermal baffle
US11187094B2 (en) * 2019-08-26 2021-11-30 General Electric Company Spline for a turbine engine
US11215075B2 (en) 2019-11-19 2022-01-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with flange mounted ceramic matrix composite turbine shroud ring
US11066947B2 (en) 2019-12-18 2021-07-20 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with sealed pin mounting arrangement
FR3107549B1 (fr) * 2020-02-24 2022-09-16 Safran Ceram Etanchéité d’une turbine
FR3113696B1 (fr) 2020-09-03 2023-02-24 Safran Aircraft Engines Pièce de turbomachine avec bord de liaison en matériau composite à matrice céramique et à fibres courtes et son procédé de fabrication
US11255210B1 (en) * 2020-10-28 2022-02-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite turbine shroud assembly with joined cover plate
FR3115811B1 (fr) 2020-10-30 2023-02-24 Safran Ceram Assemblage pour turbine comprenant des secteurs avec languettes d’étanchéité lamifiées
US11346237B1 (en) 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased ceramic matrix composite shroud segment
US11761351B2 (en) 2021-05-25 2023-09-19 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially located ceramic matrix composite shroud segments
US11346251B1 (en) 2021-05-25 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11629607B2 (en) 2021-05-25 2023-04-18 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with radially and axially biased ceramic matrix composite shroud segments
US11286812B1 (en) 2021-05-25 2022-03-29 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with axially biased pin and shroud segment
US11499444B1 (en) 2021-06-18 2022-11-15 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with forward and aft pin shroud attachment
US11319828B1 (en) 2021-06-18 2022-05-03 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud assembly with separable pin attachment
US11441441B1 (en) 2021-06-18 2022-09-13 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with split pin mounted ceramic matrix composite blade track
FR3124182B1 (fr) 2021-06-21 2024-03-08 Safran Aircraft Engines Secteur d’anneau de turbine en matériau CMC à renfort particulaire
FR3142504A1 (fr) * 2022-11-24 2024-05-31 Safran Ceramics Ensemble de turbine pour une turbomachine
US11773751B1 (en) 2022-11-29 2023-10-03 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert
US11713694B1 (en) 2022-11-30 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier
US11840936B1 (en) 2022-11-30 2023-12-12 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit
US11732604B1 (en) 2022-12-01 2023-08-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages
US11885225B1 (en) 2023-01-25 2024-01-30 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11343809A (ja) * 1998-06-02 1999-12-14 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービンのタービンシュラウド部のシール構造
US20040062640A1 (en) * 2002-09-30 2004-04-01 Darkins Toby George Turbine engine axially sealing assembly including an axially floating shroud, and assembly method
US20040219011A1 (en) * 2003-05-02 2004-11-04 General Electric Company High pressure turbine elastic clearance control system and method
US20050249584A1 (en) * 2004-05-04 2005-11-10 Snecma Moteurs Cooling device for a stationary ring of a gas turbine
US20060292001A1 (en) * 2005-06-23 2006-12-28 Siemens Westinghouse Power Corporation Ring seal attachment system
US20110318171A1 (en) * 2010-06-23 2011-12-29 General Electric Company Turbine shroud sealing apparatus
US9874104B2 (en) * 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5088888A (en) * 1990-12-03 1992-02-18 General Electric Company Shroud seal
FR2869943B1 (fr) * 2004-05-04 2006-07-28 Snecma Moteurs Sa Ensemble a anneau fixe d'une turbine a gaz
FR2923525B1 (fr) * 2007-11-13 2009-12-18 Snecma Etancheite d'un anneau de rotor dans un etage de turbine
JP2009203948A (ja) * 2008-02-29 2009-09-10 Hitachi Ltd シール装置,シール方法及びシール装置を有するガスタービン
US9080463B2 (en) * 2009-03-09 2015-07-14 Snecma Turbine ring assembly
FR2954400B1 (fr) * 2009-12-18 2012-03-09 Snecma Etage de turbine dans une turbomachine
US8998573B2 (en) * 2010-10-29 2015-04-07 General Electric Company Resilient mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
FR2968030B1 (fr) * 2010-11-30 2013-01-11 Snecma Turbine basse-pression de turbomachine d'aeronef, comprenant un distributeur sectorise
US8834105B2 (en) * 2010-12-30 2014-09-16 General Electric Company Structural low-ductility turbine shroud apparatus
US9810086B2 (en) * 2011-11-06 2017-11-07 General Electric Company Asymmetric radial spline seal for a gas turbine engine
FR2989724B1 (fr) * 2012-04-20 2015-12-25 Snecma Etage de turbine pour une turbomachine
US9874105B2 (en) * 2015-01-26 2018-01-23 United Technologies Corporation Active clearance control systems

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH11343809A (ja) * 1998-06-02 1999-12-14 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ガスタービンのタービンシュラウド部のシール構造
US20040062640A1 (en) * 2002-09-30 2004-04-01 Darkins Toby George Turbine engine axially sealing assembly including an axially floating shroud, and assembly method
US20040219011A1 (en) * 2003-05-02 2004-11-04 General Electric Company High pressure turbine elastic clearance control system and method
US20050249584A1 (en) * 2004-05-04 2005-11-10 Snecma Moteurs Cooling device for a stationary ring of a gas turbine
US20060292001A1 (en) * 2005-06-23 2006-12-28 Siemens Westinghouse Power Corporation Ring seal attachment system
US20110318171A1 (en) * 2010-06-23 2011-12-29 General Electric Company Turbine shroud sealing apparatus
US9874104B2 (en) * 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11319826B2 (en) 2016-08-31 2022-05-03 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Seal segment for a turbine, assembly for externally delimiting a flow path of a turbine, and stator/rotor seal
CN112004993A (zh) * 2018-04-16 2020-11-27 赛峰飞机发动机公司 具有扇区间密封件的涡轮环组件
CN112004993B (zh) * 2018-04-16 2023-04-14 赛峰飞机发动机公司 具有扇区间密封件的涡轮环组件
CN112771249A (zh) * 2018-09-25 2021-05-07 赛峰航空器发动机 用于涡轮机涡轮的组件
CN112771249B (zh) * 2018-09-25 2022-06-07 赛峰航空器发动机 用于涡轮机涡轮的组件
US11585241B2 (en) 2018-09-25 2023-02-21 Safran Aircraft Engines Assembly for a turbomachine turbine and associated turbomachine
CN112912593A (zh) * 2018-10-29 2021-06-04 赛峰飞机发动机公司 具有冷却密封条带的涡轮护罩扇区
CN112912593B (zh) * 2018-10-29 2023-08-18 赛峰飞机发动机公司 具有冷却密封条带的涡轮护罩扇区
CN113898420A (zh) * 2021-10-10 2022-01-07 中国航发沈阳发动机研究所 一种压气机静子内环及其静子结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN108138576B (zh) 2021-01-29
WO2017060604A1 (fr) 2017-04-13
EP3359779A1 (fr) 2018-08-15
US20190040758A1 (en) 2019-02-07
EP3359779B1 (fr) 2020-11-25
FR3041993A1 (fr) 2017-04-07
US10787924B2 (en) 2020-09-29
FR3041993B1 (fr) 2019-06-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108138576A (zh) 具有轴向保持的涡轮环组件
CN103216277B (zh) 可翻新的级间成角密封件
JP4180918B2 (ja) 動翼付きディスク用フランジ及びそのレイアウト
US8075256B2 (en) Ingestion resistant seal assembly
US5183385A (en) Turbine blade squealer tip having air cooling holes contiguous with tip interior wall surface
JP5491110B2 (ja) ターボ機械用のシュラウド
US9605552B2 (en) Non-integral segmented angel-wing seal
US8845284B2 (en) Apparatus and system for sealing a turbine rotor
CN105804812B (zh) 涡轮护罩组件
JP5968474B2 (ja) タービンディスクにおける応力を軽減するガスタービン配列および対応するガスタービン
US20090238682A1 (en) Compressor stator with partial shroud
JP2012514712A (ja) 非円形内部プラットフォームを含む、整流器段用可変設定翼
BR112016030417B1 (pt) Conjunto giratório para uma turbomáquina, turbina para uma turbomáquina e turbomáquina
JPH05195815A (ja) 軸流タービンのケーシングと回転羽根との間における間隙をシールする装置
EP1505260A2 (en) Sealing arrangement in turbomachinery
JP2002371802A (ja) ガスタービンにおけるシュラウド一体型動翼と分割環
US5749705A (en) Retention system for bar-type damper of rotor blade
JP2011252496A (ja) ターボ機械圧縮機用のパッチリングセグメント
JP2010230007A (ja) ターボ機械のロータ組立体とその組立方法
US8262348B2 (en) Turbine blade tip gap reduction system
US20060285971A1 (en) Shroud tip clearance control ring
JP2016138552A (ja) ホイールスペースパージ用空気の制御のためのタービンバケット
KR20140040659A (ko) 회전형 유동 기계 내의 적어도 하나의 블레이드 열의 블레이드를 냉각하기 위한 방법 및 냉각 시스템
RU2660985C1 (ru) Ротор с лопатками
JP2009191850A (ja) 蒸気タービンエンジンとその組立方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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