CN112004993A - 具有扇区间密封件的涡轮环组件 - Google Patents

具有扇区间密封件的涡轮环组件 Download PDF

Info

Publication number
CN112004993A
CN112004993A CN201980025327.5A CN201980025327A CN112004993A CN 112004993 A CN112004993 A CN 112004993A CN 201980025327 A CN201980025327 A CN 201980025327A CN 112004993 A CN112004993 A CN 112004993A
Authority
CN
China
Prior art keywords
groove
tab
downstream
ring
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
CN201980025327.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112004993B (zh
Inventor
C·贾罗塞
S·S·F·肯格拉特尔
A·C·M·E·达尼斯
C·J·P·达弗
L·H·J·奎恩内恩
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 CN112004993A publication Critical patent/CN112004993A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112004993B publication Critical patent/CN112004993B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

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
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • 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
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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]

Landscapes

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

Abstract

涡轮环组件包括：形成涡轮环(1)的多个相邻的环扇区(10)，每个环扇区(10)具有平台(12)，该平台(12)具有内表面和外表面，该内表面限定涡轮环(1)的内表面，上游突耳(14)和下游突耳(16)在径向方向上从该外表面延伸。每个环扇区(10)包括第一凹槽(41)、第二凹槽(40)、上游凹槽(42)和下游凹槽(43)，该第一凹槽在平台(12)的内表面(12a)附近存在于所述平台中，该第二凹槽在平台(12)的外表面(12b)附近存在于所述平台中，该上游凹槽延伸到上游凸耳(14)中，并且该下游凹槽延伸到下游凸耳(16)中。第一密封凸片(21)延伸到第一凹槽(41)中。第二密封凸片(20)延伸到第二凹槽(40)中。上游密封凸片(22)延伸到上游凹槽(42)中。下游密封凸片(23)延伸到下游凹槽(43)中。第二密封凸片(20)包括一个或多个开口(26、27)。

Description

具有扇区间密封件的涡轮环组件
技术领域
本发明涉及一种用于涡轮机的涡轮环组件，该组件包括由陶瓷基质复合材料或金属材料制成的多个单件式环扇区以及环支承结构。
本发明的应用领域特别是燃气涡轮航空发动机的领域。然而，本发明适用于例如工业涡轮的其它涡轮机。
背景技术
陶瓷基质复合或CMC材料以它们使其适合用于构成结构元件的良好的机械性能及其在高温下保持这些性能的能力而已知。已经考虑过将CMC用于航空发动机的各种高温部件，特别是因为CMC具有的密度低于传统上使用的耐火金属的密度。
因此，特别在文献WO 2017/060604中描述了由CMC环扇区制造涡轮环组件。环扇区包括环形基部，环形基部的内表面限定涡轮环的内表面，以及外表面，从外表面延伸形成凸耳的两个部分，凸耳的端部接合在环支承金属结构的壳体中。
CMC环扇区的使用大大减少了用于冷却涡轮环所需的通风。然而，在环扇区的内侧和环扇区的外侧上的气体流动路径之间的密封仍然是问题。
如文献WO 2017/060604中所述，密封凸片设置在布置在相邻环扇区的表面中的各凹槽中，以便在环扇区之间建立密封。密封凸片通常具有较小的尺寸，特别是在厚度上，以易于由CMC制成。
为了改善涡轮的性能，特别是它们的效率，寻求越来越高的运行温度。如果CMC环承受相对较高的温度(其可能超过1500℃)，则由金属材料制成的密封凸片对较高的温度更敏感。因此，CMC环能够承受的温度水平受密封凸片的限制。
发明内容
本发明旨在允许在高温下使用CMC涡轮环，并且为此目的提出了一种涡轮环组件，该涡轮环组件包括：多个相邻的环扇区，这些环扇区形成围绕轴向方向周向地延伸的涡轮环，每个环扇区具有形成平台的第一部分，该平台沿涡轮环的径向方向具有内表面和外表面，该内表面限定涡轮环的内表面，上游凸耳和下游凸耳沿着径向方向从该外表面延伸，每个环扇区包括第一凹槽、第二凹槽、上游凹槽和下游凹槽，该第一凹槽在平台的内表面附近存在于所述平台中，该第二凹槽在平台的外表面附近存在于所述平台中，第一凹槽和第二凹槽沿着涡轮环的轴向方向延伸，该上游凹槽径向地延伸到上游凸耳中，并且该下游凹槽径向地延伸到下游凸耳中，第一密封凸片延伸到第一凹槽中，第二密封凸片延伸到第二凹槽中，上游密封凸片延伸到上游凹槽中，并且下游密封凸片延伸到下游凹槽中；环支承结构，该环支承结构包括通风元件，该通风元件使得能够将冷却流带到平台的外表面上，其特征在于，第二密封凸片包括一个或若干个开口。
存在于第二密封凸片中的一个或多个开口，即，存在于最靠近每个环扇区的平台的旨在接纳冷却流的外表面的凸片中的一个或多个开口，允许冷却流通过该第二密封凸片并冲击第一密封凸片，即最暴露于热流的密封凸片。因此，能够冷却第一密封凸片，该第一密封凸片然后能够暴露于较高温度的流。另外，用于冲击第一密封凸片的空气流也允许重新加载位于第一密封凸片和第二密封凸片之间的区域中的压力。因此降低了将流动路径的热空气重新引入该区域中的风险。因此，更好地保护了相邻的环扇区和密封凸片的相对表面免受高温流的影响。
根据本发明的环组件的第一方面，上游凹槽开通到第二凹槽中，下游凹槽开通到第一凹槽和第二凹槽中，每个环扇区包括：
-第一肘形密封元件，该第一肘形密封元件容纳在上游凹槽和第二凹槽两者中，以及
-第二肘形密封元件，该第二肘形密封元件容纳在第一凹槽和下游凹槽两者中。
肘形密封元件的使用允许阻止在密封凸片之间的接触部分处、即在凹槽的接合部处可能发生的泄漏。
根据本发明的环组件的特定特征，每个密封凸片和每个肘形密封元件具有包括在0.1mm至1mm之间的厚度。
根据本发明的环组件的另一特定特征，每个密封凸片和每个肘形密封元件由选自以下材料之一的材料制成：基于镍、钴和钨的合金。
根据本发明的环组件的第二方面，上游凹槽开通到第二凹槽中，而下游凹槽开通到第一凹槽和第二凹槽中，其中，环组件：
-上游密封凸片包括在它们之间形成角度的第一连续部分和第二连续部分，第一部分延伸到上游凹槽中，而第二部分部分地延伸到第二凹槽中，
-第二密封凸片包括在它们之间形成角度的第一连续部分和第二连续部分，第一部分延伸到第二凹槽中，而第二部分部分地延伸到下游凹槽中，上游密封凸片的第二部分与所述第二密封凸片的第一部分重叠，
-下游密封凸片包括在它们之间形成角度的第一连续部分和第二连续部分，第一部分延伸到下游凹槽中，而第二部分部分地延伸到第一凹槽中，第二密封凸片的第二部分与下游密封凸片的第一部分重叠，所述下游密封凸片的第二部分与第一密封凸片重叠。
通过包括在它们之间形成角度的两个连续部分的密封凸片，能够防止在两个凹槽的接合部处的泄漏，而不必使用附加的肘形接头。因此简化了扇区间环密封系统的安装并降低了生产成本。密封凸片的放置的控制也被简化，因为它们不再像现有技术那样需要与肘形接头协配。
根据本发明的环组件的特定特征，每个密封凸片具有包括在0.1mm至1mm之间的厚度。
根据本发明的环组件的另一特定特征，每个密封凸片由基于镍、钴或钨的金属合金制成。
根据本发明的环组件的特定特征，第二密封凸片中存在的每个开口具有包括在0.1mm2至10mm2之间的面积。
根据本发明的环组件的特定特征，第二密封凸片中存在的每个开口被所述第二密封凸片的材料完全包围。
根据本发明的涡轮环组件的另一特定特征，每个环扇区由陶瓷基质复合材料制成。
附图说明
在通过参考附图阅读作为说明而非限制的以下内容时，将更好地理解本发明，附图中：
-图1是示出根据本发明的涡轮环组件的实施例的径向半剖视图；
-图2A和2B是示出了密封凸片在图1的涡轮环组件的环扇区中的定位的局部示意性立体图；
-图3是示出根据本发明的涡轮环组件的另一实施例的径向半剖视图；
-图4A和4B是示出了密封凸片在图3的涡轮环组件的环扇区中的定位的局部示意性立体图。
具体实施方式
图1示出了包括涡轮环1的高压涡轮环组件，此处由陶瓷基质复合(CMC)材料制成，该涡轮环包括多个相邻的环扇区，每个环扇区具有环形基部或平台12、各自从平台12径向向外突出的上游凸耳14和下游凸耳16。在此处描述的示例中，涡轮环1环绕成组的旋转翼片5。然而，本发明的环组件也可以由其它涡轮环组件形成，比如包括燃气涡轮扩散器扇区叶片的涡轮环组件。在这种情况下，平台是扩散器的平台，并且上游和下游凸耳14、16能够承载密封装置和/或固定装置，以便与外壳密封接触。在每种情况下，涡轮环1都由多个相邻的环扇区10形成，图1是沿在两个连续的环扇区之间通过的平面的径向剖视图。箭头DA表示相对于涡轮环1的轴向方向，而箭头DR表示相对于涡轮环1的径向方向。
每个环扇区10具有的截面基本呈倒置Pi(π)的形式，具有环形基部或平台12，其内表面12a可以涂覆有耐磨材料层和/或热屏障层(未在图1中示出)。内表面12a限定涡轮中的气流的流动路径。上游凸耳14和下游凸耳16从平台12的外表面12b沿径向方向DR延伸。在此使用的术语“上游”和“下游”是指涡轮中的气流的流动方向(箭头F)。
固定到涡轮外壳30的环支承结构3包括环形的上游径向凸缘32，该环形的上游径向凸缘32在其与环扇区10的上游凸耳14相对的面上包括唇部34，唇部34承载在上游凸耳14的外表面14a上。在下游侧上，环支承结构包括环形的下游径向凸缘36，该环形的下游径向凸缘36在其与环扇区10的下游凸耳16相对的面上包括唇部38，该唇部38承载在下游凸耳16的外表面16a上。
每个环扇区10的凸耳14和16安装在环形凸缘32和36之间，并通过阻塞销保持在它们之间。更具体地并且如图1所示，销50接合在环支承结构3的环形的上游径向凸缘32和在环扇区10的上游凸耳14两者中。实际上，销50分别各自穿过布置在环形的上游径向凸缘32中的孔口33和布置在每个上游凸耳14中的孔口15，在将环扇区10安装在环支承结构3上期间，孔口33和15对准。同样地，销51接合在环支承结构3的环形的下游径向凸缘36和环扇区的下游凸耳16两者中。为此，销51分别各自穿过布置在环形的下游径向凸缘36中的孔口37和布置在每个下游凸耳16中的孔口17，在将环扇区10安装在环支承结构3上期间，孔口37和17对准。
根据本发明，通过密封凸片来提供环的密封。更具体地，如图1、2A和2B所示，每个环扇区10均设有第一密封凸片21、第二密封凸片20、上游密封凸片22和下游密封凸片23，该第一密封凸片在此在平台12的几乎整个长度上水平地延伸，第二密封凸片20沿径向方向DR设置在第一水平凸片上方，并且在此在平台12的长度的一部分上水平地延伸，上游密封凸片22主要沿着上游凸耳14延伸，并且下游密封凸片23主要沿下游凸耳16延伸。
每个密封凸片被容纳在两个相邻环扇区的相对边缘中的面对的凹槽中。为此，每个环扇区10包括第一凹槽41、第二凹槽40、上游凹槽42和下游凹槽43，该第一凹槽41在此在平台12的内表面12a附近水平地延伸到平台12中，并且第一密封凸片21容纳在其中，第二凹槽40在此在平台12的外表面12b附近并且沿径向方向DR在凹槽41上方水平地延伸到平台41中，第二密封凸片20容纳在其中，上游凹槽42布置在上游凸耳14中，上游密封凸片22容纳在其中，下游凹槽43布置在下游凸耳16中，并且下游密封凸片23容纳在其中。第二凹槽40在一侧上开通到上游凹槽42的径向内部，而在另一侧上开通到下游凹槽43的径向内部。因此，第二密封凸片20在一端处与上游密封凸片22接触，并且在另一端处与下游凸片23接触。此外，下游凹槽43开通到第一凹槽41中，使得下游密封凸片23的径向内端与第一密封凸片21接触。因此，通过叠置凸片减少了泄漏。
图1、2A和2B示出了单个环扇区10，其中凸片20、21、22和23分别部分地引入到凹槽40、41、42和43中。凸片20、21、22和23的从环扇区10(图2B)突出的部分被引入到布置在相邻的环扇区中的相应凹槽中(未在图1、2A和2B中示出)。
凸片20、21、22和23例如是金属的，并且较佳地以冷时间隙安装在凹槽40、41、42和43中，以确保在服务中遇到的温度下的密封功能。作为非限制性示例，密封凸片可以由基于镍、钴或钨的金属合金制成。
此外，第一密封元件或肘形接头24被容纳在上游竖直凹槽42和第二凹槽40两者中，而第二密封元件或肘形接头25被容纳在第一凹槽41和下游垂直凹槽43中。肘形接头24和25可以由折叠的金属片材形成。作为非限制性示例，肘形接头可以由基于镍、钴或钨的金属合金制成。
对于密封凸片20、21、22和23，肘形接头24和25分别部分地引入凹槽42和40中以及引入凹槽41和43中。肘形接头24和25的从环扇区10(图2B)突出的部分被引入到布置在相邻的环扇区中的相应凹槽中(未在图1、2A和2B中示出)。
通过在平台中沿径向方向DR叠置的两个密封凸片，在环的基部处制成双重密封，这加强了环中的扇区间密封，同时确保了在环的外侧上循环的空气朝向上游重定向，即，在由环内部的旋转翼片形成的可移动轮中。此外，肘形接头24和25的使用允许阻止在密封凸片之间的接触部分处、即在凹槽的正交接合部处可能发生的泄漏。在此处描述的示例中，肘形接头24防止在第二凸片20和上游竖直凸片22之间的接触部分处的泄漏，而肘形接头25防止在第一凸片21和下游竖直凸片23之间的接触部分处的泄漏。
根据本发明，第二水平凸片包括一个或若干个开口。在此处描述的示例中，第二凸片20包括两个开口26和27。第一凸片21尽可能地靠近环扇区的平台12的内表面12a定位，即，尽可能地靠近流动路径。因此，第一水平凸片21经受最高的温度。在第二凸片20中制成的开口26和27允许冷却第一凸片21。实际上，每个环扇区的平台12的外表面12b接纳通过通风元件被引入到环内部的冷却流FR，该通风元件允许将冷却流带到平台的外表面12b上。在此处描述的示例中，冷却流FR通过存在于环支承结构3的环形的上游径向凸缘32中的通道35引入，冷却流在其进入每个环扇区10后影响平台的外表面12b。在燃气涡轮的情况下，冷却流可以取自压缩机级，或者取自绕过燃烧室的空气流。由于第二凸片20中存在的开口26和27，开口26和27尽可能地靠近接纳冷却流FR的平台12的外表面12b定位，冷却流FR的一部分能够到达第一凸片21并冷却它。第二密封凸片中存在的开口允许产生朝向第一密封凸片的局部泄漏通道。由于在密封凸片的设计期间，这些泄漏通道是局部的并且受到控制，它们对第二凸片的密封功能仅具有有限的影响。为此，如图2A所示，第二密封凸片中存在的每个开口较佳地被凸片的材料完全包围，以便在凸片的整个长度上保持材料的连续性，因此，以限制开口处的泄漏。此外，每个开口具有包括在1mm2至10mm2之间的面积。因此，能够增加在环扇区的平台的内表面12a侧部上的流动路径中循环的气体的温度，而没有破坏最暴露于热流的密封凸片、即第一水平凸片21的风险。
根据第一水平凸片的冷却需求来限定在第二凸片上制成的开口的数量和/或形状。
图3示出了根据本发明的另一实施例的涡轮环组件。在此处描述的示例中，在此由陶瓷基质复合(CMC)材料制成的形成涡轮环1的环扇区10和金属环支承结构3与上面关于图1、2A和2B已经描述的那些相同，并且为了简单起见在此将不再描述。
图3、4A和4B中所示的涡轮环组件与先前关于图1、2A和2B所述的涡轮环组件的不同之处在于一些密封凸片包括在其间形成角度的两个部分，以防止在环扇区中的两个凹槽的接合部处的泄漏，并且这不必像先前实施例中那样使用附加的肘形接头。
更具体地，如图3、4A和4B所示，每个环扇区10均设有第一密封凸片61、第二密封凸片60、上游密封凸片62和下游密封凸片63，该第一密封凸片61在平台12的几乎整个长度上延伸，第二密封凸片60沿径向方向DR设置在第一凸片上方，并且在平台12的长度的一部分上延伸，上游密封凸片62主要沿着上游凸耳14延伸，并且下游密封凸片63主要沿下游凸耳16延伸。
每个密封凸片被容纳在两个相邻环扇区的相对边缘中的面对的凹槽中。为此，每个环扇区10包括第一凹槽41、第二凹槽40、上游凹槽42和下游凹槽43，该第一凹槽41在此在平台12的内表面12a附近水平地延伸到平台12中，第二凹槽40在此在平台12的外表面12b附近并且在该凹槽41上方沿径向方向DR水平地延伸到平台12中，上游凹槽42布置在上游凸耳14中，并且下游凹槽43布置在下游凸耳中。第二凹槽40在一侧上开通到上游凹槽42的径向内部，而在另一侧上开通到下游凹槽43的径向内部。下游凹槽43也开通到第一凹槽41中。
上游密封凸片62包括在它们之间形成角度的第一连续部分620和第二连续部分621，第一部分620延伸到上游凹槽42中，而第二部分621部分地延伸到第二凹槽40中。第二密封凸片60包括在它们之间形成角度的第一连续部分600和第二连续部分601，第一部分600延伸到第二凹槽40中，而第二部分601部分地延伸到下游凹槽23中，上游密封凸片22的第二部分621与第二密封凸片20的第一部分600重叠。下游密封凸片23包括在它们之间形成角度的第一连续部分630和第二连续部分631，第一部分630延伸到下游凹槽43中，而第二部分631部分地延伸到第一凹槽41中。第二密封凸片20的第二部分601与下游密封凸片23的第一部分630重叠，而下游密封凸片23的第二部分631与第一密封凸片21重叠。
图3、4A和4B示出了单个环扇区10，其中凸片60、61、62和63分别部分地引入到凹槽40、41、42和43中。凸片60、61、62和63的从环扇区10(图4B)突出的部分被引入到布置在相邻的环扇区中的相应凹槽中(未在图3、4A和4B中示出)。
密封凸片具有非常小的尺寸。实际上，旨在放置在涡轮环扇区之间的密封凸片通常具有包括在0.1mm至1mm之间的厚度。可以例如通过增材制造或通过MIM(金属注射模制)制造来制成凸片60、62和63，这允许直接形成具有两个形成角度的连续部分的非常小的密封凸片。最初是平坦的并且非常小的金属凸片的成形，例如通过折叠的成形，被证明是困难的，特别是在控制凸片的两个连续部分之间存在的角度方面。例如，可以通过激光熔合制成厚度小于1mm并且包括两个连续部分的密封凸片，在两个连续部分之间形成包括在60°至170°之间的角度。
密封凸片60、61、62和63可以由金属材料制成，并且较佳地以冷时间隙安装在凹槽40、41、42和43中，以确保在服务中遇到的温度下的密封功能。作为非限制性示例，密封凸片可以由基于镍、钴或钨的金属合金制成。
如上所述，从上游密封凸片62的第一部分620轴向延伸的第二部分621与第二密封凸片60的第一部分600重叠。类似地，从第二密封凸片60的第一部分600轴向延伸的第二部分601与下游密封凸片63的第一部分630重叠。类似地，从下游密封凸片63的第一部分630轴向延伸的第二部分631与第一密封凸片61重叠。
使用除了第一主要部分之外还包括与第一部分连续的第二部分的密封凸片，该第二部分与相邻的密封凸片重叠，能够阻止在密封凸片之间的接合部处可能发生的泄漏，即在凹槽之间的接合部处可能发生的泄漏，而不必如现有技术中那样使用肘形接头或密封元件。在此处描述的示例中：
-与第二密封凸片60的第一部分600重叠的上游密封凸片62的第二部分621防止在凸片62和60与凹槽42和40之间的接合部处的泄漏；
-与下游密封凸片63的第一部分630重叠的第二密封凸片60的第二部分601防止在凸片60和63与凹槽40和43之间的接合部处的泄漏；
-与第一密封凸片61重叠的下游密封凸片63的第二部分631防止在凸片63和61之间的接合部处以及在凹槽43和41之间的接合部处的泄漏。
另外，通过在平台中在径向方向DR上叠置的两个密封凸片，在环的基部处制成双重密封，这加强了环中的扇区间密封，同时确保了在环的外侧上循环的空气朝向上游重定向，即，在由环内部的旋转翼片形成的可移动轮中。关于第一水平凹槽41，后者较佳地制成为尽可能地靠近环扇区的平台12的内表面12a，使得第一密封凸片21尽可能地靠近流动路径。因而减少了扇区间间隙及其对叶片顶部的影响。
根据本发明，第二凸片包括一个或若干个开口。在此处描述的示例中，第二凸片60包括两个开口126和127。第一凸片61尽可能地靠近环扇区的平台2的内表面12a定位，即，尽可能地靠近流动路径。因此，第一凸片61经受最高的温度。在第二凸片60中制成的开口126和127允许冷却第一凸片61。实际上，每个环扇区的平台12的外表面12b接纳通过通风元件被引入到环内部的冷却流FR，该通风元件允许将冷却流带到平台的外表面12b上。在此处描述的示例中，冷却流FR通过存在于环支承结构3的环形的上游径向凸缘32中的通道35引入，冷却流在其进入每个环扇区10后影响平台的外表面12b。在燃气涡轮的情况下，冷却流可以取自压缩机级，或者取自绕过燃烧室的空气流。由于第二凸片60中存在的开口126和127，开口126和127尽可能地靠近接纳冷却流FR的平台12的外表面12b定位，冷却流FR的一部分能够到达第一凸片61并冷却它。因此，能够增加在环扇区的平台的内表面12a侧部上的流动路径中循环的气体的温度，而没有破坏最暴露于热流的密封凸片、即第一凸片61的风险。
根据第一水平凸片的冷却需求来限定在第二水平凸片上制成的开口的数量和/或形状。
每个开口可以例如具有方形或圆形形状。一个或多个开口定位在第二凸片上，以开通到在第一凸片上识别的热点上。另外，如上所述，第二密封凸片中存在的每个开口较佳地被凸片的材料完全包围和/或具有包括在1mm2至10mm2之间的面积。比较温度模拟是由持有者(Titulaire)通过计算进行的。通过上面限定的CMC环扇区和密封凸片来执行模拟。模拟包括将环扇区的平台的内表面暴露于大于1000℃的参考温度，同时使冷却流在环扇区的平台的外表面上循环。在第一模拟中，第二密封凸片、即最靠近接纳冷却流的环扇区的平台的外表面的密封凸片不包括任何开口。在第二模拟中，第二密封凸片包括如上所述的开口。在每次模拟期间，计算第一密封凸片达到的最高温度。当第二水平密封凸片包括开口时，它被降低超过10℃。另外，已经计算出在第二密封凸片中存在的开口开通到其中的第一密封凸片的区域中降低了约30℃。在此观察到在第二密封凸片中制成的开口对第一密封凸片的温度降低的影响。

Claims (10)

1.一种涡轮环组件，包括形成围绕轴向方向(DA)周向地延伸的涡轮环(1)的多个相邻的环扇区(10)，每个环扇区(10)具有平台(12)，所述平台沿着所述涡轮环的径向方向具有内表面和外表面，所述内表面限定所述涡轮环(1)的内表面，上游凸耳(14)和下游凸耳(16)沿着所述径向方向从所述外表面延伸，每个环扇区(10)包括第一凹槽(41)、第二凹槽(40)、上游凹槽(42)和下游凹槽(43)，所述第一凹槽在所述平台(12)的所述内表面(12a)附近存在于所述平台中，所述第二凹槽在所述平台(12)的所述外表面(12b)附近存在于所述平台中，所述第一凹槽和所述第二凹槽沿着所述涡轮环的所述轴向方向延伸，所述上游凹槽径向地延伸到所述上游凸耳(14)中，并且所述下游凹槽径向地延伸到所述下游凸耳(16)中，第一密封凸片(21)延伸到所述第一凹槽(41)中，第二密封凸片(20)延伸到所述第二凹槽(40)中，上游密封凸片(22)延伸到所述上游凹槽(42)中，并且下游密封凸片(23)延伸到所述下游凹槽(43)中，
其特征在于，所述第二密封凸片(20)包括一个或若干个开口(26、27)。
2.根据权利要求1所述的环组件，其特征在于，所述上游凹槽(42)开通到所述第二凹槽(40)中，所述下游凹槽(43)开通到所述第一凹槽(41)和所述第二凹槽(40)中，并且其中，每个扇区环包括：
-第一肘形密封元件(24)，所述第一肘形密封元件容纳在所述上游凹槽(42)和所述第二凹槽(40)两者中，以及
-第二肘形密封元件(25)，所述第二肘形密封元件容纳在所述第一凹槽(41)和所述下游凹槽(43)两者中。
3.根据权利要求1或2所述的环组件，其特征在于，每个密封凸片(20、21、22、23)和每个肘形密封元件(24、25)具有包括在0.1mm至1mm之间的厚度。
4.根据权利要求3所述的环组件，其特征在于，每个密封凸片(20、21、22、23)和每个肘形密封元件(24、25)由基于镍、钴或钨的金属合金制成。
5.根据权利要求1所述的环组件，其特征在于，所述上游凹槽(42)开通到所述第二凹槽(40)中，而所述下游凹槽(43)开通到所述第一凹槽(41)和所述第二凹槽(40)中，并且其中：
-所述上游密封凸片(62)包括在它们之间形成角度的第一连续部分(620)和第二连续部分(621)，第一部分(620)延伸到所述上游凹槽(42)中，而第二部分(621)部分延伸到所述第二凹槽(40)中，
-第二密封凸片(60)包括在它们之间形成角度的第一连续部分(600)和第二连续部分(601)，第一部分(600)延伸到所述第二凹槽(40)中，而第二部分(601)部分地延伸到所述下游凹槽(43)中，所述上游密封凸片(62)的所述第二部分(621)与所述第二密封凸片(60)的所述第一部分(600)重叠，
-所述下游密封凸片(63)包括在它们之间形成角度的第一连续部分(630)和第二连续部分(631)，第一部分(630)延伸到所述下游凹槽(43)中，而第二部分(631)部分地延伸到所述第一凹槽(41)中，所述第二密封凸片(60)的所述第二部分(601)与所述下游密封凸片(63)的所述第一部分(630)重叠，所述下游密封凸片的所述第二部分(631)与所述第一密封凸片(61)重叠。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的环组件，其特征在于，每个密封凸片(60、61、62、63)具有包括在0.1mm至1mm之间的厚度。
7.根据权利要求6所述的环组件，其特征在于，每个密封凸片(60、61、62、63)由基于镍、钴或钨的金属合金制成。
8.根据权利要求1至7中的任一项所述的环组件，其特征在于，存在于所述第二密封凸片(20、60)中的每个开口(26、27、126、127)具有在0.1mm2至10mm2之间的面积。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的环组件，其特征在于，存在于所述第二密封凸片中的每个开口(26、27、126、127)被所述第二密封凸片的材料完全包围。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的涡轮环组件，其特征在于，每个环扇区(10)由陶瓷基质复合材料制成。
CN201980025327.5A 2018-04-16 2019-04-04 具有扇区间密封件的涡轮环组件 Active CN112004993B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1853302A FR3080142B1 (fr) 2018-04-16 2018-04-16 Ensemble d'anneau de turbine avec etancheite inter-secteurs
FR1853302 2018-04-16
PCT/FR2019/050797 WO2019202234A1 (fr) 2018-04-16 2019-04-04 Ensemble d'anneau de turbine avec etancheite inter-secteurs

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112004993A true CN112004993A (zh) 2020-11-27
CN112004993B CN112004993B (zh) 2023-04-14

Family

ID=62751119

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201980025327.5A Active CN112004993B (zh) 2018-04-16 2019-04-04 具有扇区间密封件的涡轮环组件

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11111823B2 (zh)
EP (1) EP3781794B1 (zh)
CN (1) CN112004993B (zh)
FR (1) FR3080142B1 (zh)
WO (1) WO2019202234A1 (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230304412A1 (en) * 2022-01-28 2023-09-28 Raytheon Technologies Corporation Vane forward rail for gas turbine engine assembly
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 (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160053633A1 (en) * 2014-08-22 2016-02-25 Rolls-Royce Corporation Seal with cooling feature
WO2018004583A1 (en) * 2016-06-30 2018-01-04 Siemens Aktiengesellschaft Stator vane assembly having mate face seal with cooling holes
CN108138576A (zh) * 2015-10-05 2018-06-08 赛峰航空器发动机 具有轴向保持的涡轮环组件

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2869944B1 (fr) * 2004-05-04 2006-08-11 Snecma Moteurs Sa Dispositif de refroidissement pour anneau fixe de turbine a gaz
US8753073B2 (en) * 2010-06-23 2014-06-17 General Electric Company Turbine shroud sealing apparatus
US10316683B2 (en) * 2014-04-16 2019-06-11 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade outer air seal thermal control system
US9874104B2 (en) * 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
FR3068071B1 (fr) * 2017-06-26 2019-11-08 Safran Aircraft Engines Ensemble pour la liaison par palonnier entre un carter de turbine et un element annulaire de turbomachine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160053633A1 (en) * 2014-08-22 2016-02-25 Rolls-Royce Corporation Seal with cooling feature
CN108138576A (zh) * 2015-10-05 2018-06-08 赛峰航空器发动机 具有轴向保持的涡轮环组件
WO2018004583A1 (en) * 2016-06-30 2018-01-04 Siemens Aktiengesellschaft Stator vane assembly having mate face seal with cooling holes

Also Published As

Publication number Publication date
EP3781794A1 (fr) 2021-02-24
CN112004993B (zh) 2023-04-14
US20210164366A1 (en) 2021-06-03
WO2019202234A1 (fr) 2019-10-24
EP3781794B1 (fr) 2022-07-20
FR3080142A1 (fr) 2019-10-18
FR3080142B1 (fr) 2020-05-01
US11111823B2 (en) 2021-09-07

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112004993B (zh) 具有扇区间密封件的涡轮环组件
US10787924B2 (en) Turbine ring assembly with axial retention
US4676715A (en) Turbine rings of gas turbine plant
CN101845996B (zh) 用于在燃气轮机中减少二次空气流的装置和系统
US8434999B2 (en) Bimetallic spline seal
US8491259B2 (en) Seal system between transition duct exit section and turbine inlet in a gas turbine engine
US8511972B2 (en) Seal member for use in a seal system between a transition duct exit section and a turbine inlet in a gas turbine engine
US7070387B2 (en) Gas turbine stator housing
CN107075961B (zh) 供用于涡轮发动机中的位于过渡道和第一排叶片组件之间的密封组件
US11035244B2 (en) Aircraft turbine engine sealing module
US9759081B2 (en) Method and system to facilitate sealing in gas turbines
US7588412B2 (en) Cooled shroud assembly and method of cooling a shroud
US8388310B1 (en) Turbine disc sealing assembly
JP2009121461A (ja) タービン段内のロータリングの封止
US6896484B2 (en) Turbine engine sealing device
EP3249170B1 (en) Seal assembly with seal rings for gas turbine engines
US10344610B2 (en) Turbomachine module
US20060133927A1 (en) Gap control system for turbine engines
US9945239B2 (en) Vane carrier for a compressor or a turbine section of an axial turbo machine
CN112912593B (zh) 具有冷却密封条带的涡轮护罩扇区
US20220195894A1 (en) Turbine ring assembly mounted on a cross-member
US20110236184A1 (en) Axial Compressor for a Gas Turbine Having Passive Radial Gap Control
CN115485451A (zh) 涡轮组件以及设置有这种组件的气体涡轮发动机
US10054000B2 (en) Turbine casing made of two materials
CN114555913B (zh) 涡轮机密封环

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