CN112523820B - 涡轮发动机组件 - Google Patents

涡轮发动机组件 Download PDF

Info

Publication number
CN112523820B
CN112523820B CN202010920920.0A CN202010920920A CN112523820B CN 112523820 B CN112523820 B CN 112523820B CN 202010920920 A CN202010920920 A CN 202010920920A CN 112523820 B CN112523820 B CN 112523820B
Authority
CN
China
Prior art keywords
assembly
band
airfoil
support structure
inner band
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
CN202010920920.0A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112523820A (zh
Inventor
皮奥特·耶日·库林斯基
托马斯·爱德华·伯多斯基
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 Polska Sp zoo
Original Assignee
General Electric Co Polska Sp zoo
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 Polska Sp zoo filed Critical General Electric Co Polska Sp zoo
Publication of CN112523820A publication Critical patent/CN112523820A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112523820B publication Critical patent/CN112523820B/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
    • F01D11/02—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type
    • F01D11/04—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages by non-contact sealings, e.g. of labyrinth type using sealing fluid, e.g. steam
    • 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
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F05D2240/55—Seals
    • 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)
  • Architecture (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

用于涡轮发动机的组件可以包括整体式主体，该整体式主体具有内带和与内带径向地间隔开的外带，在内带或外带中的一个带中限定凹槽的袋状表面，以及具有从内带或外带中的另一个带径向地延伸的第一端的翼型件。

Description

涡轮发动机组件
技术领域
本公开大体上涉及涡轮发动机内的包括静态轮叶或旋转叶片的翼型件，并且更具体地，涉及包括这种翼型件的涡轮发动机组件。
背景技术
涡轮发动机，特别是燃气涡轮发动机或燃烧涡轮发动机，是从经过发动机的加压燃烧气体流中提取能量到旋转的涡轮叶片上的旋转发动机。
燃气涡轮发动机利用主流流动来驱动旋转的涡轮叶片以产生推力。主流流动通过气体燃烧来推进，以增加发动机产生的推力。密封构件或其他结构可以用于将气流引导至发动机内的所需位置，以及在操作期间提供涡轮发动机部件的受控移动。
发明内容
在一个方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的组件。该组件包括整体式主体，该整体式主体具有内带和与该内带径向地间隔开的外带，在内带或外带中的一个带中限定凹槽的袋状表面，以及翼型件，该翼型件包括限定压力侧和吸力侧的外壁，从内带或外带中的另一个带径向地延伸的第一端，以及径向地延伸到凹槽中以在翼型件和内带或外带中的一个带之间限定间隙的第二端。
在另一方面，本公开涉及一种涡轮发动机。该涡轮发动机包括压缩机，燃烧器，和沿轴向布置的涡轮，以及在压缩机或涡轮中的至少一个中的组件。该组件包括整体式主体，该整体式主体具有内带和与该内带径向地间隔开的外带，在内带或外带中的一个带中限定凹槽的袋状表面，以及翼型件，该翼型件包括限定压力侧和吸力侧的外壁，从内带或外带中的另一个带径向地延伸的第一端，径向地延伸到凹槽中以在翼型件和内带或外带中的一个带之间限定间隙的第二端。
在又一方面，本公开涉及一种用于涡轮发动机的组件。该组件包括整体式主体，该整体式主体具有内带、与内带径向地间隔开的外带、内带或外带中的一个带中的凹槽、以及第二轮叶，第二轮叶具有在内带或外带的另一个带处的根部、和位于凹槽内并且不受内带或外带中的一个带的影响的第二尖端。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面视图。
图2是根据本文描述的各个方面的用于图1的涡轮发动机的组件的立体图。
图3是图2的组件的一部分的侧视截面视图。
图4是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图5是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图6是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图7是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图8是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图9是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图10是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图11是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
图12是根据本文描述的各个方面的可以在图1的涡轮发动机中使用的具有另一支撑结构的另一组件的侧视截面视图。
具体实施方式
本公开的所描述的实施例涉及一种用于涡轮发动机的组件。为了说明的目的，本公开将描述关于飞行器涡轮发动机的翼型组件。然而，将理解的是，本公开不限于此，并且可以在任何发动机内以及在非飞行器应用(例如，其他移动应用和非移动工业，商业和住宅应用)中具有一般适用性。
涡轮发动机内的翼型组件会因各种原因(包括每个翼型件周围的气压差，翼型件或带的热膨胀或作用在翼型件上的振动力)而在操作中承受内部应力。这样的应力可能会发生在沿着翼型件的任何位置，包括在翼型件和平台，带或盘之间的附接点或联接处。在固定轮叶联接在内带和外带之间的每一个端处的示例中，这种内部应力会随着时间的流逝而引起部件磨损，例如翼型件的疲劳，蠕变或破裂。
如本文中所使用的，术语“前方”或“上游”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或者是朝向与另一部件相比相对靠近发动机入口的部件的方向上移动。与“前方”或“上游”结合使用的术语“后方”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口的方向或朝向与另一部件相比相对靠近发动机出口的方向。
如本文所使用的，“一组”可以包括任意数量的分别描述的元件，包括仅一个元件。另外，本文所使用的术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线和发动机外圆周之间延伸的尺寸。
所有方向参考(例如，径向，轴向，近端，远端，上，下，向上，向下，左，右，横向，前，后，顶部，底部，上方，下方，竖直，水平，顺时针，逆时针，上游，下游，向前，向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本公开，并不构成限制，特别是对本公开的位置，取向或用途的限制。除非另有指示，否则连接参考(例如，附接，联接，连接和接合)应被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对移动。这样，连接参考不一定推断出两个元件直接连接并且彼此成固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且所附附图中反映的尺寸，位置，顺序和相对大小可以变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面视图。发动机10具有大体上纵向延伸的轴线或中心线12，该轴线或中心线12从前方14延伸至后方16。发动机10以下游串流关系包括：包含风扇20的风扇区段18，包括增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22，包括燃烧器30的燃烧区段28，包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括围绕中心线12径向地设置的多个风扇叶片42。HP压缩机26，燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯44，该芯44产生燃烧气体。芯44被芯壳体46包围，该芯壳体46可以与风扇壳体40联接。
围绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或线轴48将HP涡轮34驱动地连接HP压缩机26。在较大直径的环形HP线轴48内围绕发动机10的中心线12同轴地设置的LP轴或线轴50，将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48，50围绕发动机中心线可旋转并联接到多个可旋转的元件，这些元件可以共同限定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52，54，其中一组压缩机叶片56，58相对于对应的一组静态压缩机轮叶60，62旋转以压缩或加压流经该级的流体流。在单个压缩机级52，54中，多个压缩机叶片56，58可以设置成环形，并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而对应的静态压缩机轮叶60，62定位在旋转叶片56，58的上游并与旋转叶片56，58相邻。注意，图1中所示的叶片，轮叶和压缩机级的数量仅选择用于说明目的，并且其他数量也是可能的。
用于压缩机级的叶片56，58可以安装到(或集成到)盘61，盘61安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应一个。用于压缩机级的轮叶60，62可以以周向布置安装到芯壳体46。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64，66，其中，一组涡轮叶片68，70相对于对应的一组静态涡轮轮叶72，74(也称为喷嘴)旋转以从流经该级的流体流中提取能量。在单个涡轮级64，66中，多个涡轮叶片68，70可以设置成环形，并且可以相对于中心线12径向向外延伸，而对应的静态涡轮轮叶72，74定位在旋转的叶片68，70的上游并与旋转的叶片68，70相邻。注意，图1中所示的叶片，轮叶和涡轮级的数量仅选择用于说明目的，其他数量也是可能的。
用于涡轮级的叶片68，70可以安装到盘71，该盘71安装到HP线轴48和LP线轴50中的对应一个。用于压缩机级的轮叶72，74可以以周向布置安装到芯壳体46。
作为转子部分的补充，发动机10的固定部分(stationaryportion)，例如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态轮叶60，62，72，74，也单独或统称为定子63。这样，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得一部分气流被引导到LP压缩机24中，该LP压缩机24随后将加压空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并被点燃，从而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功，驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，该LP涡轮36提取出额外的功以驱动LP压缩机24，并且排出气体经由排气区段38最终从发动机10排出。驱动LP涡轮36来驱动LP线轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
可以从压缩机区段22中抽出一部分加压气流76作为引气(bleedair)77。该引气77可以从加压气流76中抽出，并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显着升高。这样，由引气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作这种发动机部件是必要的。
其余部分的气流78绕过LP压缩机24和发动机芯44，并通过静态轮叶排，更具体地是出口导向轮叶组件80，在风扇排出侧84离开发动机组件10，该出口导向轮叶组件80包括多个翼型导向轮叶82。更具体地，在风扇区段18附近利用径向地延伸的翼型导向轮叶82的周向排，以对气流78进行一些方向控制。
由风扇20供应的一些空气可以绕过发动机芯44，并用于冷却发动机10的部分，尤其是热的部分，和/或用于冷却飞行器的其他方面或为飞行器的其他方面提供动力。在涡轮发动机的情况下，发动机的热的部分通常在燃烧器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HP涡轮34直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其他源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
现在参考图2，示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的组件100。组件100以翼型组件的形式示出。例如，组件100可以包括HP涡轮轮叶72(图1)。将理解的是，本公开的各方面也可以适用于旋转叶片或静态轮叶，并且组件100可以位于涡轮发动机10内的任何合适的位置处，包括但不限于压缩机区段22或涡轮区段32。
组件100可以包括主体101。可以想到的是，组件100的主体101可以包括例如使用附接硬件或其他接合方法组装在一起的多个单独的部件，例如旋转叶片，静态轮叶，平台，内带或外带等。在图2的示例中，主体101为整体式主体101的形式。如本文所使用的，“整体式主体”将指形成为单个整体件的主体。这种整体式主体可以包括多个部件或元件，并且将理解的是，这样的部件或元件也可以由整体式主体形成，而不需要经由硬件，粘合剂等进行进一步的附接。例如，由固定在一起(例如，粘合剂，螺栓等)的多个单独的元件形成的主体不会形成整体式主体。
整体式主体101包括内带102和与内带102径向地间隔开的外带103。内带102和外带103可以至少部分地限定周向方向C，径向方向R和轴向方向A，如图所示。轴向方向A可以与发动机中心线12(图1)对齐。
限定凹槽105的袋状表面104可以包括在内带102或外带103中的一个或两个中。在所示的示例中，袋状表面104和凹槽105位于外带103中。如本文所使用的，“袋状表面”将指弯曲或折弯以在该壁内限定凹槽的壁的一部分。
整体式主体101还可以包括在内带102和外带103之间完全延伸的轮叶110。轮叶110包括轮叶外壁111，该轮叶外壁111具有轮叶前缘112和轮叶后缘113并限定轮叶压力侧114和轮叶吸力侧115。轮叶外壁111还可以限定径向地间隔开的第一端和第二端，该第一端和第二端分别示为在内带102处的轮叶根部116和在外带103处的轮叶尖端117。
整体式主体101还可以包括翼型件120，翼型件120具有外壁121，外壁121具有前缘122和后缘123并限定压力侧124和吸力侧125。外壁121还可以限定径向地间隔开的第一端和第二端，该第一端和第二端分别示为根部126和尖端127。
在所示的示例中，翼型件120为静态轮叶的形式。将理解的是，本公开的各方面也可以应用于从根部处的平台延伸的旋转的叶片，其中内带或外带中的任一个可以形成平台。在第二根部126和第二尖端127之间限定翼型件120的径向长度128R。在第二前缘122和第二后缘123之间限定翼型件120的轴向长度128A，如图所示。
此外，尖端127径向地延伸到凹槽105中。可以在尖端127和袋状表面104之间限定间隙106。在所示的示例中，第二根部126从内带102延伸，并且尖端127延伸到外带103中的凹槽105中。
示出了示例性的加热气流130，该加热气流130移动经过组件100，通过轮叶110和翼型件120。由于加热气流130，在翼型件120上在周向方向上示出了示例性的力F。与压力侧124相比，压力侧124和吸力侧125(图2)的曲率在吸力侧125附近产生较低的空气压力，产生作用在翼型件120上的总力F，如图所示。这种力F也被称为在翼型件上的“提升”力。将理解的是，虽然未示出，但是来自加热气流130的力F也可以以与翼型件120描述的方式相似的方式施加到轮叶110。
将理解的是，组件100可以形成为具有整体式主体101的单件，该整体式主体具有内带102和外带103，袋状表面104，轮叶110和翼型件120。任何合适的制造方法或处理(包括铸造或增材制造)都可以用于形成组件100。如本文所使用的，“增材制造”部件将指通过增材制造(AM)处理形成的部件，其中该部件通过连续沉积材料逐层构建。AM是一个恰当的名称，用来描述通过逐层添加的材料(无论材料是塑料还是金属)来构建3D物体的技术。AM技术可以利用计算机，3D建模软件(计算机辅助设计或CAD)，机器装备和分层材料。一旦生成了CAD草图，AM装备就可以从CAD文件中读取数据，并逐层放置或添加连续的液体，粉末，片状材料或其他材料层，以制造3D物体。应当理解的是，术语“增材制造”涵盖许多技术，包括诸如3D打印，快速原型(RP)，直接数字制造(DDM)，分层制造和增材制造的子集。可以用于形成增材制造部件的增材制造的非限制性示例包括粉末床熔融，光固化，粘合剂喷射，材料挤出，定向能量沉积，材料喷射或片层合。
在图2所示的示例中，组件100包括一对翼型件120，在一对翼型件120之间间隔有轮叶110。对应的一对袋状表面104和凹槽105设置在外带103中，并且每个翼型件120的尖端127延伸到每个凹槽105中，如图所示。可以想到，多个组件100可以沿周向联接在一起，以形成围绕发动机中心线12的环形结构，例如HP涡轮级64(图1)的一部分。在替代示例中，组件的整体式主体可以包括围绕中心线12的整个环形结构，该环形结构具有带有轮叶110和翼型件120的环形内带和外带。
在另一个示例中，可以想到的是，袋状表面和凹槽可以位于内带中。在这种情况下，根部可以从外带径向延伸，并且尖端可以延伸到位于内带中的凹槽中。在又一个示例(未示出)中，可以在内带和外带上都设置袋状表面和凹槽。在这种情况下，一种非限制性的实施方式可以包括替代的翼型件，其中沿着周向方向，轮叶在内带和外带之间完全延伸，翼型件具有从外带延伸的根部和延伸到内带中的凹槽中的尖端，第三翼型件在内带和外带之间完全延伸，并且第四翼型件具有从内带延伸的根部和延伸到外带中的凹槽中的尖端。
在又一个示例中，整体式主体可以包括多个翼型件，每个翼型件从内带或外带中的一个的根部延伸到尖端，该尖端延伸到内带或外带中的另一个中的凹槽中，并且没有包括在组件中的附加轮叶。在该示例中，整体式主体中的每个翼型件均包括延伸到对应的凹槽中的尖端。凹槽可以仅在内带上，仅在外带上或在内带和外带两者上形成。
转向图3，示出了组件100在凹槽105附近的截面视图。在所示的示例中，袋状表面104形成大体上U形的凹槽105，该凹槽105具有从翼型件120的尖端127起的U形间隙106。间隙106可以限定袋状表面104的任何部分与尖端127之间的间隙距离107。为了清楚起见，一个示例性间隙距离107示出在尖端127的径向最外侧部分处。在一个示例中，间隙距离107可以是0.5-0.8mm。另外，可以想到的是，间隙距离107可以沿着间隙106的不同部分变化。在所示的示例中，在尖端127和邻近压力侧124的袋状表面104之间限定第一间隙距离107A，并且在尖端127和邻近吸力侧125的袋状表面104之间限定第二间隙距离107B。第二间隙距离107B可以大于，小于或等于第一间隙距离107A。
可选地，支撑结构140可以包括在组件100中。支撑结构140可以至少部分地闭合间隙106，包括完全闭合间隙106。支撑结构140可以联接到尖端127或袋状表面104中的至少一个。例如，支撑结构140可以与翼型件120的压力侧124或吸力侧125中的一个接触。此外，支撑结构140可以沿着翼型件120的轴向长度128A(图2)的至少一部分(包括整个轴向长度128A)延伸。
在操作期间，加热气流130和升高的环境温度可以导致翼型件120从其未加热或基线状态开始热膨胀。因此，径向长度128R或轴向长度128A(图2)中的一个或两个可以增加，并且间隙距离107可以减小。另外，振动或其他力可以导致尖端127在凹槽105内的移动。在发动机10的操作期间，力F也可以朝向凹槽105的一侧推动尖端127，从而使尖端127形成比第一间隙距离107A小的间隙距离107B。可以理解的是，与将传统静态轮叶的两端保持在内带和外带之间相比，允许尖端127在凹槽105内的自由移动可以在操作期间减小翼型件120内的应力。在组件100中包括支撑结构140的示例中，这样的支撑结构140可以提供尖端127的受控或部分约束的移动，同时仍允许在操作期间的自由移动。
现在参考图4，示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件200的截面视图。组件200与组件100相似。因此，将用类似的数字增加100来描述类似的部件，并且应理解的是，除非另有说明，否则组件100的类似部件的描述适用于组件200。
组件200包括主体201，该主体201具有与内带102相似的内带(未示出)，外带203，与轮叶110相似的轮叶(未示出)和与翼型件120相似的翼型件220，并且该翼型件220具有压力侧224，吸力侧225，与根部126相似的第一端(未示出)，和以尖端227形式的第二端。可以想到的是，主体201可以是如上所述的整体式主体201的形式。外带203包括限定凹槽205的袋状表面204，并且在尖端227和袋状表面204之间限定间隙206。在发动机10(图1)的操作期间，如上所述，由于气流穿过组件200，总力F作用在翼型件220上。
支撑结构240包括在组件200中。在所示示例中，支撑结构240包括在尖端227中的翼型凹槽242，在外带203中的带孔244，以及延伸进入或穿过带孔244并在翼型凹槽242中被接收的销246。在一个示例中，翼型凹槽242和带孔244可以在与整体式主体201相同的制造处理中形成。在另一个示例中，翼型凹槽242和带孔244可以通过钻孔形成，例如钻一个精确的孔穿过外带203并进入尖端227。在这种情况下，可以将销246插入带孔244中。在一个示例中，销246可以通过干涉配合保持在带孔244内，其中带孔244略小于销246的直径，使得销246在压力下被压入孔244中。另外或替代地，可以通过点焊，粘合剂，垂直延伸穿过销246的副锁销(未示出)等或其任何组合来固定销246。销246还可以至少部分地闭合间隙206。在图4的示例中，销246在销246的轴向位置完全闭合间隙206。在所示的示例中，在截面视图的平面中，空气不能完全围绕尖端227流过凹槽205，但是这种流动可能在销246的上游或下游进行。可选地，可以在销246和翼型件220之间限定径向间隔248，使得翼型件220可以例如通过热膨胀自由地径向膨胀。
还可以想到的是，在利用钻孔以形成翼型凹槽242或带孔244的示例中，整体式主体201可以包括固定韧带(未显示)，以在钻孔处理期间暂时地保持或支撑尖端227。附加地或替代地，间隙206可以填充有牺牲性或临时性材料(例如硬蜡)以用于支撑。可以在翼型件220和外带203的位置上形成这种保持韧带，然后将其去除，并且随后可以通过例如熔化或溶解来去除任何牺牲性或临时性支撑材料。
此外，翼型凹槽242，带孔244和销246示出为具有基本上矩形的几何轮廓，例如以容纳圆柱形销246。在另一个示例(未示出)中，销或带孔的直径可以在径向方向R上变化。例如，邻近翼型件的尖端的销可以具有较窄的直径，而在外带内具有较宽的直径。例如，可以使用具有圆锥形或截头圆锥形的几何轮廓的这种销。可以考虑将任何几何轮廓与翼型凹槽242，带孔244和销246一起使用。
在发动机10的操作期间，力F可以经由翼型凹槽242沿周向推动尖端227，使其抵靠销246，这可以进一步作用以保持销246。翼型件220仍可以设置有径向或周向的移动自由度，如图所示，并且销246可以在压力侧224和吸力侧225之间的间隙206中提供一定程度的流体密封。
现在参考图5，示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件300的截面视图。组件300与组件100，200相似。因此，将用类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应当理解的是，除非另有说明，对组件100，200的类似部件的描述适用于组件300。
组件300包括主体301，主体301具有与内带102相似的内带(未示出)，外带303，与轮叶110相似的轮叶(未示出)，以及翼型件320，该翼型件320具有压力侧324，吸力侧325，与根部126相似的第一端(未示出)和以尖端327形式的第二端。可以想到的是，主体301可以是整体式主体301的形式，如上所述。外带303包括限定凹槽305的袋状表面304，并且在尖端327和袋状表面304之间限定间隙306。在发动机10(图1)的操作期间，由于气流穿过组件300，总力F作用在翼型件320上，如上所述。
支撑结构340包括在组件300中。与组件100，200相比，一个不同之处在于，该支撑结构340是连接尖端327和袋状表面304的阻尼器350的形式。阻尼器350可以具有曲线的几何轮廓，使得阻尼器350形成弹簧状或弹性结构。在这种情况下，在发动机10(图1)的操作期间，可以抑制尖端327的周向或径向移动，同时仍提供翼型件320的热膨胀。此外，阻尼器350可以完全闭合间隙306，使得空气不能流过压力侧324和吸力侧325之间的凹槽。可选地，阻尼器350可以形成有穿孔或其他孔(未示出)，例如用于减轻重量，同时仍提供有效的密封。
进一步想到的是，阻尼器350可以沿着尖端327和袋状表面304轴向地延伸。在一个示例中，阻尼器350可以沿着翼型件320的整个轴向长度延伸，如上文关于图2所述。在另一示例中，可以在翼型件320与袋状表面304之间设置多个轴向间隔的阻尼器350。
转向图6，示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件400的截面视图。组件400与组件100，200，300相似。因此，将用类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应当理解的是，除非另有说明，否则对组件100，200，300的类似部件的描述适用于组件400。
组件400包括主体401，主体401具有与内带102相似的内带(未示出)，外带403，与轮叶110相似的轮叶(未示出)以及翼型件420，该翼型件420具有压力侧424，吸力侧425，与根部126相似的第一端(未示出)和以尖端427形式的第二端。可以想到的是，主体401可以是整体式主体401的形式，如上所述。外带403包括限定凹槽405的袋状表面404，并且在尖端427和袋状表面404之间限定间隙406。在发动机10(图1)的操作期间，总力F作用在翼型件420上，如上所述。
支撑结构440包括在组件400中。与组件100，200，300相比，一个不同之处在于，支撑结构440是具有第一夹子端454和第二夹子端456的夹子452的形式。夹子452可以由任何合适的材料形成，包括但不限于金属，聚合物或复合材料。
还可以想到的是，夹子452可以沿着尖端427和袋状表面404轴向地延伸。在一个示例中，夹子452可以沿着翼型件420的整个轴向长度延伸，如上面关于图2所述。在另一示例中，可以在翼型件420与袋状表面404之间设置多个轴向间隔的夹子452。
翼型件420包括翼型凹槽442，该翼型凹槽442在吸力侧425上形成唇部443。夹子452具有形成弹簧夹子452的曲线几何轮廓，其中第一夹子端454由尖端427保持，并且第二夹子端456由外带403保持。更具体地，第一夹子端454可以由唇部443保持，并且第二夹子端456可以由联接到外带403的支架458保持。在一个示例中，支架458可以作为整体式主体401的部分包括在外带403中。
当组装时，如图所示，夹子452可以沿周向膨胀到适当位置并跨越间隙406，使得空气不能流过压力侧424和吸力侧425之间的凹槽。可选地，夹子452可以形成有穿孔或其他孔(未显示)，例如用于减轻重量，同时仍提供有效的密封。在发动机10(图1)的操作期间，尖端427的周向或径向移动可以被弹簧夹子452抑制，同时仍提供翼型件420的热膨胀。
图7示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件500的截面视图。组件500与组件100，200，300，400相似。因此，将用类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应当理解的是，除非另有说明，对组件100，200，300，400的类似部件的描述300适用于组件500。
组件500包括主体501，该主体501具有与内带102相似的内带(未示出)，外带503，与轮叶110相似的轮叶(未示出)，以及翼型件520，该翼型件520具有压力侧524，吸力侧525，与根部126相似的第一端(未示出)和以尖端527形式的第二端。可以想到的是，主体501可以是整体式主体501的形式，如上所述。外带503包括限定凹槽505的袋状表面504，并且在尖端527和袋状表面504之间限定间隙506。在发动机10(图1)的操作期间，总力F作用在翼型件520上，如上所述。
支撑结构540包括在组件500中。支撑结构540是具有第一夹子端554和第二夹子端556的夹子552的形式。夹子552可以由任何合适的材料形成，包括但不限于金属，聚合物或复合材料。
夹子552还可以沿着尖端527和袋状表面504轴向地延伸。在一个示例中，夹子552可以沿着翼型件520的整个轴向长度延伸，如上面关于图2所述。在另一示例中，可以在翼型件520与袋状表面504之间设置多个轴向间隔的夹子552。
与组件100，200，300，400相比，一个不同之处在于，外带503包括带孔544，夹子552可以延伸穿过该带孔544。在所示的示例中，第一夹子端554具有曲线轮廓，并被保持在尖端527和袋状表面504之间。夹子552经由带孔544完全延伸穿过外带503，并且第二夹子端556联接到外带503。例如，夹子552可以穿过带孔544插入并经由第一夹子端554保持，并且联接点560可以用于将第二夹子端556固定到外带503，例如通过点焊，铜焊，粘合剂，锁定销或其他附接机构。
当组装时，夹子552可以跨越间隙506，使得空气不能流过压力侧524和吸力侧525之间的凹槽。在发动机10(图1)的操作期间，尖端527的周向或径向移动可以由夹子552控制，同时仍提供翼型件420的热膨胀。
图8示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件600的截面视图。组件600与组件100，200，300，400，500相似。因此，将用类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应当理解的是，除非另有说明，否则对组件100，200，300，400，500的类似部件的描述适用于组件600。
组件600包括主体601，主体601具有与内带102相似的内带(未示出)，外带603，与轮叶110相似的轮叶(未示出)，以及翼型件620，该翼型件620具有压力侧624，吸力侧625，与根部126相似的第一端(未示出)和以尖端627形式的第二端。可以想到的是，主体601可以是整体式主体601的形式，如上所述。外带603包括限定凹槽605的袋状表面604，并且在尖端627和袋状表面604之间限定间隙606。在发动机10(图1)的操作期间，总力F作用在翼型件620上，如上所述。
支撑结构640包括在组件600中。支撑结构640是夹子652的形式。与组件100，200，300，400，500相比，一个不同之处在于，夹子652包括T形主体662，该T形主体662具有终止于第一夹子端654的第一支脚664。第一支脚664延伸穿过外带403中的带孔644，跨过间隙606，并经由翼型凹槽642延伸到尖端627中。另外，T形主体662包括垂直于第一支脚664延伸的第二支脚666。第二支脚666可以联接到外带603。在所示的示例中，紧固销668用于固定第二支脚666。在其他示例中(未示出)，第二支脚666可以被焊接，铜焊，用粘合剂固定或用其他硬件固定，例如螺栓，螺钉，锁定销等。夹子652还可以如上所述在发动机10(图1)的操作期间提供翼型件620的径向或周向移动。
当组装时，支撑结构640可以形成至少部分地通过间隙606和第一支脚664限定的迷宫式密封件665。如迷宫式密封件通常所理解的那样，少量的空气可能能够围绕由迷宫式密封件665限定的迷宫式路径流动，同时防止大量的空气流过密封件665。例如，少量的空气可以围绕第一支脚664和第一夹子端652从压力侧624流入凹槽605，流入翼型凹槽642，并在吸力侧625的凹槽605流出。
图9示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件700的截面视图。组件700与组件100，200，300，400，500，600相似。因此，将用类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应理解的是，除非另有说明，否则对组件100，200，300，400，500，600的类似部件的描述适用于组件700。
组件700包括主体701，主体701具有与内带102相似的内带(未示出)，外带703，与轮叶110相似的轮叶(未示出)，以及翼型件720，该翼型件720具有压力侧724，吸力侧725，与根部126相似的第一端(未示出)和以尖端727形式的第二端。可以想到的是，主体701可以是整体主体701的形式，如上所述。外带703包括限定凹槽705的袋状表面704，并且在尖端727和袋状表面704之间限定间隙706。在发动机10(图1)的操作期间，总力F作用在翼型件720上，如上所述。
支撑结构740包括在组件700中。支撑结构740可以通过至少一个联接点760来联接。支撑结构740还可以沿着尖端727和袋状表面704轴向地延伸。在一个示例中，支撑结构740可以沿着翼型件720的整个轴向长度延伸，如以上关于图2所述。在另一示例中，可以在翼型件720与袋状表面704之间设置多个轴向间隔的支撑结构740。
与组件100，200，300，400，500，600相比，一个不同之处在于，支撑结构740构造成在发动机10(图1)的操作期间或由于在组装之前进行有目的的操作而在至少一个联接点760处脱离。在图9的示例中，在外带703和尖端727之间设置两个联接点760。联接点760可以是与整体式主体701一起形成的韧带或突起761的形式，该整体式主体701与外带703和翼型件720一起形成。在操作期间，联接点760可以从尖端727脱离以限定窄的间隙780。在非限制性示例中，这种脱离可以由于翼型件720的热膨胀，尖端727的径向或周向移动或由于施加的负载(未示出)而发生。
窄的间隙780可以小于或窄于间隙706。在通过增材制造形成整体式本体701的一个示例中，可以想到的是，间隙706在袋状表面704和第二端727之间可以为500微米。在这种情况下，窄的间隙780可以小于500微米，在非限制性示例中包括5-50微米。可以想到的是，由脱离的联接点760形成的窄的间隙780可以小于目前通过增材制造或其他成型工艺可获得的窄的间隙。另外，这种窄的间隙780可以提供间隙706的密封，其中仅非常少量的空气可以从压力侧724经过凹槽705流向吸力侧725。
图10示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件800的截面视图。组件800与组件100，200，300，400，500，600，700相似。因此，将用类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应当理解的是，除非另有说明，否则对组件100，200，300，400，500，600，700的类似部件的描述适用于组件800。
组件800包括主体801，该主体801具有与内带102相似的内带(未示出)，外带803，与轮叶110相似的轮叶(未示出)，以及翼型件820，该翼型件820具有压力侧824，吸力侧825，与根部126相似的第一端(未示出)以及以尖端827形式的第二端。可以想到的是，主体801可以是整体主体801的形式，如上所述。外带803包括限定凹槽805的袋状表面804，并且在尖端827和袋状表面804之间限定间隙806。在发动机10(图1)的操作期间，总力F作用在翼型件820上，如上所述。
支撑结构840包括在组件800中。支撑结构840可以通过至少一个联接点860来联接，该至少一个联接点860构造成在发动机10(图1)的操作期间脱离。
在图10的示例中，在外带803和尖端827之间设置两个联接点860。联接点860可以是通过袋状表面804限定的韧带或突起861的形式。与组件100，200，300，400，500，600，700相比，一个不同之处在于，突起861位于从开口到凹槽805的径向向外的位置，如图所示。在操作期间，联接点860可以从尖端827脱离以限定窄的间隙880，该窄的间隙880可以小于或窄于如上所述的间隙806。
图11示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件900的截面视图。组件900与组件100，200，300，400，500，600，700，800相似。因此，将用类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应当理解的是，除非另有说明，否则对组件100，200，300，400，500，600，700，800的类似部件的描述适用于组件900。
组件900包括主体901，该主体901具有与内带102相似的内带(未示出)，外带903，于轮叶110相似的轮叶(未示出)，以及翼型件920，该翼型件920具有压力侧924，与吸力侧125，225，325，425，525，625，725，825相似的吸力侧(未示出)，与根部126相似的第一端(未示出)和以尖端927形式的第二端。可以想到的是，主体901可以是整体式主体901的形式，如上所述。外带903包括限定凹槽905的袋状表面904，并且在尖端927和袋状表面904之间限定间隙906。在发动机10(图1)的操作期间，总力F作用在翼型件920上，如上所述。
支撑结构940包括在组件900中。支撑结构940可以通过至少一个联接点来联接，该至少一个联接点构造成在发动机10(图1)的操作期间脱离。与组件100，200，300，400，500，600，700，800相比，一个不同之处在于，支撑结构940包括中心主体982，该中心主体982在外带903处具有第一联接点983，在尖端927处具有第二联接点984。尽管中心主体982示出为具有圆形轮廓，例如球形或圆柱形的中心主体982，但是可以考虑将任何几何轮廓用于支撑结构940。在操作期间，联接点983，984可能会从相应的外带903和尖端827脱离以限定对应的窄的间隙980，该窄的间隙980可以小于或窄于如上所述的间隙906。更具体地，中心主体982可以通过从压力侧924朝向吸力侧925在尖端927上的气流来携带。由于气流，中心主体982可以楔入间隙906中以密封间隙906。外带表面904和翼型件尖端927的楔形表面可如图11所示布置，但不限于所示的构造或几何轮廓。凹槽905周围的表面可以与中心主体982一起形成任何楔形构造，该楔形构造将密封翼型件920的流动或抑制翼型件920的移动，同时允许热膨胀。
转向图12，示出了可以在图1的涡轮发动机10中使用的另一组件1000的截面视图。组件1000与组件100，200，300，400，500，600，700，800，900相似。因此，将以类似的数字进一步增加100来描述类似的部件，应当理解的是，除非另有说明，否则对组件100，200，300，400，500，600，700，800，900的类似部件的描述适用于组件1000。
组件1000包括主体1001，主体1001具有与内带102相似的内带(未示出)，外带1003，与轮叶110相似的轮叶(未示出)以及翼型件1020，该翼型件1020件具有压力侧1024，吸力侧1025，与根部126相似的第一端(未示出)和以尖端1027形式的第二端。可以想到的是，主体1001可以是整体式主体1001的形式，如上所述。外带1003包括限定凹槽1005的袋状表面1004，并且在尖端1027与袋状表面1004之间限定间隙1006。在发动机10(图1)的操作期间，总力F作用在翼型件1020上，如上所述。
支撑结构1040包括在组件1000中。支撑结构1040是通过袋状表面1004限定并与翼型件1020的第二端1027接触的突起1061的形式。与组件100，200，300，400，500，600，700，800，900相比，一个不同之处在于，突起1061可以经由例如利用工具1090引起的整体式本体1001的变形而形成。在一个示例中，工具1090可以是圆形冲头的形式，该圆形冲头使外带1003发生塑性变形并形成与第二端1027接触的突起1061。工具1090可以包括任何类型的冲头，冲压等以形成突起1061。
突起1061还可以沿着尖端1027和袋状表面1004轴向地延伸。例如，突起1061可以沿着翼型件1020的整个轴向长度延伸，如上关于图2所述。在另一示例中，在袋状表面1004中可以形成多个轴向间隔的突起1061。虽然沿着吸力侧1025示出，但是突起1061可以沿着凹槽1005的任何位置形成，包括沿着压力侧1024或尖端1027的径向向外的位置。在发动机10(图1)的操作期间，如上所述，突起1061可以提供间隙1006的密封以及尖端1027的受控的周向或径向移动。
将理解的是，组件100，200，300，400，500，600，700，800，900，1000的上述方面可以彼此组合或替换以形成各种其他方面。下面将描述一些非限制性示例，并且本公开仍覆盖未明确描述的组合或替换的其他示例。
在一个示例中，组件除了包括在翼型件和袋状表面之间的脱离联接点之外，还可以包括曲线阻尼器。在这种情况下，曲线阻尼器可以在受到足够的力以使联接点脱离后，提供第二端的受控移动。
在另一个示例中，组件可以包括与图4的销相似的销，在靠近吸力侧的袋状表面中添加突起，与图12中描述的相似。在这种情况下，突起可以在吸力侧提供额外的密封，而销，带孔和翼型凹槽在操作期间仍至少提供第二端的径向移动。
在又一示例中，图6和图7的夹子可以用于相同的翼型件第二端。在这种情况下，图7的夹子可以在一侧(例如压力侧)使用，而图6的弹簧夹子可以在相对侧(例如吸力侧)使用，以在操作期间提供第二端的受控移动。
上述方面提供了多种益处。可以理解的是，使用包含支撑结构或其他特征的凹槽可以为翼型件提供密封或阻尼功能。在内带或外带中的凹槽可以允许翼型件在凹槽内的至少一个移动自由度，这可以减少翼型件上的操作应力并延长部件寿命。本文所述的各种支撑结构可以提供对凹槽的密封，防止不需要的热气体摄入到凹槽中，以及提供控制或阻尼翼型件在凹槽内的任何过度移动的多种方法。可以提供弹性或类似弹簧的支撑结构用于抑制翼型件移动，同时仍提供移动自由度。脱离支撑结构可以利用比当前制造方法可以产生的间隙小的间隙来提供几乎完全的密封，同时仍允许翼型件在凹槽中的移动自由度。穿过孔插入的夹子可以利用已知的，容易获得的或大量生产的易于安装的硬件，同时仍提供间隙的密封并控制翼型件的移动自由度。使用增材制造或打印的内部特征(例如曲线阻尼器)可以提供与整体式主体的现场“组装”，而无需额外的安装步骤来提供支撑结构，从而可以提高处理效率。
应理解的是，所公开的设计的应用不限于具有风扇和增压器区段的涡轮发动机，而是也可应用于涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机。
在尚未描述的范围内，各种实施例的不同特征和结构可以根据需要彼此组合使用或替代使用。一个特征未在所有实施例中示出，并不意味着不能如此示出，而是为了描述简洁。因此，不同实施例的各种特征可以根据需要混合和匹配以形成新的实施例，不管是否明确地描述了新的实施例。本文所描述的特征的所有组合或置换都被本公开覆盖。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的专利范围通过权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这样的其他示例具有与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则它们意图在权利要求的范围内。
本发明的其他方面通过以下条项的主题提供：
1.一种用于涡轮发动机的组件，包括：整体式主体，包括：内带和与内带径向地间隔开的外带；在内带或外带中的一个带中限定凹槽的袋状表面；以及翼型件，翼型件包括外壁、第一端和第二端，外壁限定压力侧和吸力侧，第一端从内带或外带中的另一个带径向地延伸，第二端径向地延伸到凹槽中以在翼型件和内带或外带中的一个带之间限定间隙。
2.根据任何在前条项的组件，进一步包括支撑结构，支撑结构至少部分地闭合间隙并且联接至第二端或袋状表面中的至少一个。
3.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构包括：在第二端中的翼型凹槽；以及销，销延伸到内带或外带中的一个带，并容纳在翼型凹槽中以至少部分地闭合间隙。
4.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构包括夹子，夹子跨越间隙并且具有由翼型件的第二端保持的第一夹子端。
5.根据任何在前条项的组件，其中，夹子进一步包括弹簧夹子，弹簧夹子具有由内带或外带中的一个带保持的第二夹子端。
6.根据任何在前条项的组件，其中，第二端完全延伸穿过内带或外带中的一个带。
7.根据任何在前条项的组件，其中，夹子进一步包括T形主体，T形主体具有终止于第一夹子端并延伸到翼型件的第二端的第一支脚。
8.根据任何在前条项的组件，其中，T形主体包括第二支脚，第二支脚垂直于第一支脚延伸并联接至内带或外带中的一个带。
9.根据任何在前条项的组件，进一步包括迷宫式密封件，迷宫式密封件至少部分地由间隙和T形主体的第一支脚限定。
10.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构包括至少一个曲线阻尼器，至少一个曲线阻尼器连接翼型件的第二端和内带或外带中的一个带。
11.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构沿着翼型件的整个轴向长度延伸。
12.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构通过至少一个联接点被联接至第二端或袋状表面中的至少一个。
13.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构被构造成在至少一个联接点处脱离，以在第二端与袋状表面之间限定小于间隙的窄间隙。
14.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构包括由袋状表面限定并与翼型件的第二端接触的突起。
15.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构与翼型的吸力侧接触。
16.根据任何在前条项的组件，其中，支撑结构完全闭合间隙。
17.根据任何在前条项的组件，其中，翼型件包括在涡轮发动机的压缩机区段或涡轮区段中的一个区段中的静态轮叶。
18.根据任何在前条项的组件，其中，整体式主体进一步包括在内带和外带之间完全延伸的轮叶。
19.根据任何在前条项的组件，其中，整体式主体进一步包括一对翼型件，以及在内带或外带中的一个带中的对应的一对凹槽，一对翼型件具有第一端和第二端，第一端从内带或外带中的另一个带径向地延伸，第二端径向地延伸到一对凹槽中，轮叶周向地定位在一对翼型件中的每一个翼型件之间。
20.一种涡轮发动机，包括：
轴向布置的压缩机、燃烧器和涡轮；以及
压缩机或涡轮中的至少一个中的组件，组件具有整体式主体，整体式主体包括：
内带和与内带径向地间隔开的外带；
在内带或外带中的一个带中限定凹槽的袋状表面；以及
翼型件，翼型件包括外壁、第一端和第二端，外壁限定压力侧和吸力侧，第一端从内带或外带中的另一个带径向地延伸，第二端径向地延伸到凹槽中以在翼型件和内带或外带中的一个带之间限定间隙。
21.根据任何在前条项的涡轮发动机，进一步包括至少部分地闭合间隙的支撑结构，其中，支撑结构包括销、夹子、曲线阻尼器或突起中的一个。
22.一种用于涡轮发动机的组件，组件包括：整体式主体，整体式主体具有内带、与内带径向地间隔开的外带、在内带和外带中的一个带中的凹槽、和轮叶，轮叶具有根部和第二尖端，根部在内带或外带的另一个带处，第二尖端位于凹槽内且不受内带或外带中的一个带的影响。

Claims (22)

1.一种用于涡轮发动机的组件，其特征在于，包括：
整体式主体，所述整体式主体指形成为单个整体件的主体，而不需要经由硬件，粘合剂进行进一步的附接，所述整体式主体包括：
内带和与所述内带径向地间隔开的外带；
在所述内带或所述外带中的一个带中限定凹槽的袋状表面；以及
翼型件，所述翼型件包括外壁、第一端和第二端，所述外壁限定压力侧和吸力侧，所述第一端从所述内带或所述外带中的另一个带径向地延伸，所述第二端径向地延伸到所述凹槽中以在所述翼型件和所述内带或所述外带中的所述一个带之间限定间隙。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，进一步包括支撑结构，所述支撑结构至少部分地闭合所述间隙并且联接至所述第二端或所述袋状表面中的至少一个。
3.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构包括：
在所述第二端中的翼型凹槽；以及
销，所述销延伸到所述内带或所述外带中的所述一个带，并容纳在所述翼型凹槽中以至少部分地闭合所述间隙。
4.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构包括夹子，所述夹子跨越所述间隙并且具有由所述翼型件的所述第二端保持的第一夹子端。
5.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，其中，所述夹子进一步包括弹簧夹子，所述弹簧夹子具有由所述内带或所述外带中的所述一个带保持的第二夹子端。
6.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，其中，所述第二端完全延伸穿过所述内带或所述外带中的所述一个带。
7.根据权利要求4所述的组件，其特征在于，其中，所述夹子进一步包括T形主体，所述T形主体具有终止于所述第一夹子端并延伸到所述翼型件的所述第二端的第一支脚。
8.根据权利要求7所述的组件，其特征在于，其中，所述T形主体包括第二支脚，所述第二支脚垂直于所述第一支脚延伸并联接至所述内带或所述外带中的所述一个带。
9.根据权利要求8所述的组件，其特征在于，进一步包括迷宫式密封件，所述迷宫式密封件至少部分地由所述间隙和所述T形主体的所述第一支脚限定。
10.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构包括至少一个曲线阻尼器，所述至少一个曲线阻尼器连接所述翼型件的所述第二端和所述内带或所述外带中的所述一个带。
11.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构沿着所述翼型件的整个轴向长度延伸。
12.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构通过至少一个联接点被联接至所述第二端或所述袋状表面中的所述至少一个。
13.根据权利要求12所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构被构造成在所述至少一个联接点处脱离，以在所述第二端与所述袋状表面之间限定小于所述间隙的窄间隙。
14.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构包括由所述袋状表面限定并与所述翼型件的所述第二端接触的突起。
15.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构与所述翼型件的所述吸力侧接触。
16.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，其中，所述支撑结构完全闭合所述间隙。
17.根据权利要求1-16中任一项所述的组件，其特征在于，其中，所述翼型件包括在所述涡轮发动机的压缩机区段或涡轮区段中的一个区段中的静态轮叶。
18.根据权利要求1-16中任一项所述的组件，其特征在于，其中，所述整体式主体进一步包括在所述内带和所述外带之间完全延伸的轮叶。
19.根据权利要求18所述的组件，其特征在于，其中，所述整体式主体进一步包括一对翼型件，以及在所述内带或所述外带中的所述一个带中的对应的一对凹槽，所述一对翼型件具有第一端和第二端，所述第一端从所述内带或所述外带中的所述另一个带径向地延伸，所述第二端径向地延伸到所述一对凹槽中，所述轮叶周向地定位在所述一对翼型件中的每一个翼型件之间。
20.一种涡轮发动机，其特征在于，包括：
轴向布置的压缩机、燃烧器和涡轮；以及
所述压缩机或所述涡轮中的至少一个中的组件，所述组件具有整体式主体，所述整体式主体指形成为单个整体件的主体，而不需要经由硬件，粘合剂进行进一步的附接，所述整体式主体包括：
内带和与所述内带径向地间隔开的外带；
在所述内带或所述外带中的一个带中限定凹槽的袋状表面；以及
翼型件，所述翼型件包括外壁、第一端和第二端，所述外壁限定压力侧和吸力侧，所述第一端从所述内带或所述外带中的另一个带径向地延伸，所述第二端径向地延伸到所述凹槽中以在所述翼型件和所述内带或所述外带中的所述一个带之间限定间隙。
21.根据权利要求20所述的涡轮发动机，其特征在于，进一步包括至少部分地闭合所述间隙的支撑结构，其中，所述支撑结构包括曲线阻尼器。
22.一种用于涡轮发动机的组件，其特征在于，所述组件包括：整体式主体，所述整体式主体指形成为单个整体件的主体，而不需要经由硬件，粘合剂进行进一步的附接，所述整体式主体具有内带、与所述内带径向地间隔开的外带、在所述内带和所述外带中的一个带中的凹槽和轮叶，所述轮叶具有根部和尖端，所述根部在所述内带或所述外带的另一个带处，所述尖端位于所述凹槽内且不受所述内带或所述外带中的所述一个带的影响。
CN202010920920.0A 2019-09-17 2020-09-04 涡轮发动机组件 Active CN112523820B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PL431184 2019-09-17
PL431184A PL431184A1 (pl) 2019-09-17 2019-09-17 Zespół silnika turbinowego

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112523820A CN112523820A (zh) 2021-03-19
CN112523820B true CN112523820B (zh) 2024-01-23

Family

ID=74880089

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010920920.0A Active CN112523820B (zh) 2019-09-17 2020-09-04 涡轮发动机组件

Country Status (3)

Country Link
US (1) US11846193B2 (zh)
CN (1) CN112523820B (zh)
PL (1) PL431184A1 (zh)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11421541B2 (en) * 2020-06-12 2022-08-23 Honeywell International Inc. Turbine nozzle with compliant joint
GB202213804D0 (en) * 2022-09-22 2022-11-09 Rolls Royce Plc Platform for stator vane

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60209604A (ja) * 1984-04-04 1985-10-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタ−ビン静翼
GB2250782A (en) * 1990-12-11 1992-06-17 Rolls Royce Plc Stator vane assembly
CN101122243A (zh) * 2006-03-29 2008-02-13 斯奈克玛 一种涡轮机组喷嘴导向叶片的冷却衬套
CN104870754A (zh) * 2012-12-21 2015-08-26 通用电气公司 混合涡轮机喷嘴
CN107762564A (zh) * 2016-08-16 2018-03-06 通用电气公司 带有多孔肋部的用于涡轮发动机的翼型件
CN108223020A (zh) * 2016-12-21 2018-06-29 通用电气公司 带有具有前缘槽的构件的涡轮发动机组件
CN110199090A (zh) * 2017-01-25 2019-09-03 通用电气公司 用于旋转涡轮框架的隔热结构

Family Cites Families (66)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE1157631B (de) 1959-04-18 1963-11-21 Gutehoffnungshuette Sterkrade Schaufelbindung bei Turbomaschinen
GB1387866A (en) 1972-06-21 1975-03-19 Rolls Royce Aerofoil members for gas turbine engines
US4076451A (en) * 1976-03-05 1978-02-28 United Technologies Corporation Ceramic turbine stator
US4889470A (en) 1988-08-01 1989-12-26 Westinghouse Electric Corp. Compressor diaphragm assembly
US5149250A (en) 1991-02-28 1992-09-22 General Electric Company Gas turbine vane assembly seal and support system
US6164903A (en) * 1998-12-22 2000-12-26 United Technologies Corporation Turbine vane mounting arrangement
US6428273B1 (en) * 2001-01-05 2002-08-06 General Electric Company Truncated rib turbine nozzle
US6464456B2 (en) * 2001-03-07 2002-10-15 General Electric Company Turbine vane assembly including a low ductility vane
US6910854B2 (en) * 2002-10-08 2005-06-28 United Technologies Corporation Leak resistant vane cluster
KR100928176B1 (ko) 2003-02-19 2009-11-25 알스톰 테크놀러지 리미티드 특히 가스 터빈의 블레이드 세그먼트에 사용되는 실링 장치
US7032904B2 (en) * 2003-08-13 2006-04-25 United Technologies Corporation Inner air seal anti-rotation device
US6951112B2 (en) 2004-02-10 2005-10-04 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
GB2422641B (en) * 2005-01-28 2007-11-14 Rolls Royce Plc Vane for a gas turbine engine
US8202043B2 (en) 2007-10-15 2012-06-19 United Technologies Corp. Gas turbine engines and related systems involving variable vanes
US8105019B2 (en) 2007-12-10 2012-01-31 United Technologies Corporation 3D contoured vane endwall for variable area turbine vane arrangement
US20090238683A1 (en) 2008-03-24 2009-09-24 United Technologies Corporation Vane with integral inner air seal
FR2929151B1 (fr) 2008-03-31 2010-04-23 Snecma Procede ameliore de fabrication d'un disque aubage monobloc, avec anneau provisoire de maintien des aubes retire avant une etape de fraisage
FR2929150B1 (fr) 2008-03-31 2010-04-23 Snecma Procede ameliore de fabrication d'un disque aubage monobloc, avec anneau provisoire de maintien des aubes
US8096758B2 (en) * 2008-09-03 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Circumferential shroud inserts for a gas turbine vane platform
US8133015B2 (en) * 2008-09-30 2012-03-13 General Electric Company Turbine nozzle for a gas turbine engine
US20110107769A1 (en) * 2009-11-09 2011-05-12 General Electric Company Impingement insert for a turbomachine injector
FR2955145B1 (fr) * 2010-01-14 2012-02-03 Snecma Distributeur de turbine haute pression d'un turboreacteur
US8454303B2 (en) 2010-01-14 2013-06-04 General Electric Company Turbine nozzle assembly
EP2371521B1 (fr) * 2010-04-02 2014-07-02 Techspace Aero S.A. Procédé de fabrication d'un redresseur
US9534500B2 (en) * 2011-04-27 2017-01-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Seal arrangement for segmented gas turbine engine components
ITTO20110728A1 (it) 2011-08-04 2013-02-05 Avio Spa Segmento palettato statorico di una turbina a gas per motori aeronautici
US8998575B2 (en) * 2011-11-14 2015-04-07 United Technologies Corporation Structural stator airfoil
US9303531B2 (en) * 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Quick engine change assembly for outlet guide vanes
FR2984428B1 (fr) * 2011-12-19 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Redresseur de compresseur pour turbomachine.
EP2794182B1 (en) * 2011-12-23 2016-09-14 Volvo Aero Corporation Support structure for a gas turbine engine, corresponding gas turbine engine, aeroplane and method of constructing
US8424313B1 (en) * 2012-01-31 2013-04-23 United Technologies Corporation Gas turbine engine mid turbine frame with flow turning features
US9121282B2 (en) * 2012-02-02 2015-09-01 Honeywell International Inc. Methods for the controlled reduction of turbine nozzle flow areas and turbine nozzle components having reduced flow areas
JP5848439B2 (ja) 2012-03-28 2016-01-27 三菱重工業株式会社 シール部材、タービン、及びガスタービン
US9546557B2 (en) * 2012-06-29 2017-01-17 General Electric Company Nozzle, a nozzle hanger, and a ceramic to metal attachment system
US9169736B2 (en) * 2012-07-16 2015-10-27 United Technologies Corporation Joint between airfoil and shroud
EP2706196A1 (en) * 2012-09-07 2014-03-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbine vane arrangement
US10066495B2 (en) * 2013-01-14 2018-09-04 United Technologies Corporation Organic matrix composite structural inlet guide vane for a turbine engine
EP2948642B1 (en) * 2013-01-28 2020-10-21 United Technologies Corporation Multi-segment adjustable stator vane for a variable area vane arrangement
WO2014133938A1 (en) * 2013-02-26 2014-09-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine stator vane platform reinforcement
WO2014133483A1 (en) * 2013-02-26 2014-09-04 United Technologies Corporation Segmented clearance control ring
EP2964522B1 (en) * 2013-03-06 2021-06-16 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine nose cone attachment
EP2789803A1 (en) * 2013-04-09 2014-10-15 Siemens Aktiengesellschaft Impingement ring element attachment and sealing
ES2948389T3 (es) * 2013-07-15 2023-09-11 Raytheon Tech Corp Paletas de turbina con empalmes variables
US9556746B2 (en) * 2013-10-08 2017-01-31 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and turbine vane nozzle arrangement
US9845524B2 (en) * 2014-01-22 2017-12-19 United Technologies Corporation Fixture for application of coatings and method of using same
EP3099904B1 (en) * 2014-01-28 2021-08-25 Raytheon Technologies Corporation Jet engine mid-turbine frame
EP2937517B1 (fr) * 2014-04-24 2019-03-06 Safran Aero Boosters SA Stator de turbomachine axiale et turbomachine associée
JP6324548B2 (ja) * 2014-06-10 2018-05-16 シーメンス エナジー インコーポレイテッド 排気ディフューザ内にロータセンタリング冷却システムを備えるガスタービンエンジン
EP2979815B1 (fr) * 2014-07-31 2019-05-15 Safran Aero Boosters SA Application de joint de liaison sur un étage redresseur au moyen de vessies gonflables
DE102014112954A1 (de) * 2014-09-09 2016-03-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gehäusevorrichtung eines Strahltriebwerks
JP6438258B2 (ja) 2014-09-30 2018-12-12 株式会社ショーワ 反力調整部材及びサスペンション
US10036263B2 (en) * 2014-10-22 2018-07-31 United Technologies Corporation Stator assembly with pad interface for a gas turbine engine
US11008893B2 (en) * 2014-11-03 2021-05-18 Nuovo Pignone Srl Sector for the assembly of a stage of a turbine and corresponding manufacturing method
US20160169033A1 (en) * 2014-12-15 2016-06-16 General Electric Company Apparatus and system for ceramic matrix composite attachment
US9333603B1 (en) * 2015-01-28 2016-05-10 United Technologies Corporation Method of assembling gas turbine engine section
DE102015201782A1 (de) 2015-02-02 2016-08-18 MTU Aero Engines AG Leitschaufelring für eine Strömungsmaschine
US9771828B2 (en) 2015-04-01 2017-09-26 General Electric Company Turbine exhaust frame and method of vane assembly
DE102015117463A1 (de) 2015-10-14 2017-04-20 Atlas Copco Energas Gmbh Turbinenlaufrad für eine Radialturbine
FR3046556B1 (fr) 2016-01-07 2023-11-03 Snecma Procede de fabrication de piece par fabrication additive
JP6763157B2 (ja) * 2016-03-11 2020-09-30 株式会社Ihi タービンノズル
DE102016205997A1 (de) * 2016-04-11 2017-10-12 MTU Aero Engines AG Leitschaufelsegment
US10550726B2 (en) * 2017-01-30 2020-02-04 General Electric Company Turbine spider frame with additive core
DE102017105760A1 (de) 2017-03-17 2018-09-20 Man Diesel & Turbo Se Gasturbine, Leitschaufelkranz einer Gasturbine und Verfahren zum Herstellen desselben
US10961850B2 (en) 2017-09-19 2021-03-30 General Electric Company Rotatable torque frame for gas turbine engine
US10927692B2 (en) * 2018-08-06 2021-02-23 General Electric Company Turbomachinery sealing apparatus and method
US10934868B2 (en) * 2018-09-12 2021-03-02 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine vane assembly with variable position support

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS60209604A (ja) * 1984-04-04 1985-10-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタ−ビン静翼
GB2250782A (en) * 1990-12-11 1992-06-17 Rolls Royce Plc Stator vane assembly
CN101122243A (zh) * 2006-03-29 2008-02-13 斯奈克玛 一种涡轮机组喷嘴导向叶片的冷却衬套
CN104870754A (zh) * 2012-12-21 2015-08-26 通用电气公司 混合涡轮机喷嘴
CN107762564A (zh) * 2016-08-16 2018-03-06 通用电气公司 带有多孔肋部的用于涡轮发动机的翼型件
CN108223020A (zh) * 2016-12-21 2018-06-29 通用电气公司 带有具有前缘槽的构件的涡轮发动机组件
CN110199090A (zh) * 2017-01-25 2019-09-03 通用电气公司 用于旋转涡轮框架的隔热结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN112523820A (zh) 2021-03-19
US11846193B2 (en) 2023-12-19
PL431184A1 (pl) 2021-03-22
US20210087942A1 (en) 2021-03-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4856306B2 (ja) ガスタービンエンジンの流れ通路の静止構成要素
EP1657405B1 (en) Stator vane assembly for a gas turbine
US6464457B1 (en) Turbine leaf seal mounting with headless pins
US8257028B2 (en) Turbine nozzle segment
US10233775B2 (en) Engine component for a gas turbine engine
US20090169369A1 (en) Turbine nozzle segment and assembly
JP6255051B2 (ja) ガスタービンエンジンの隣接ノズルを配置するための方法
US11280198B2 (en) Turbine engine with annular cavity
EP1832716A2 (en) Segmented component seal
US20140013772A1 (en) Joint between airfoil and shroud
JP2016205390A5 (zh)
CN112523820B (zh) 涡轮发动机组件
EP2090748A2 (en) Shroud assembly for a turbomachine
EP3190266B1 (en) Gas turbine engine comprising a rotor hub seal
US20090169376A1 (en) Turbine Nozzle Segment and Method for Repairing a Turbine Nozzle Segment
CN110159355A (zh) 具有冷却孔的发动机构件
EP3312394B1 (en) Engine cases and associated flange
EP1217231B1 (en) Bolted joint for rotor disks and method of reducing thermal gradients therein
EP2613009A2 (en) Turbine assembly and method for reducing fluid flow between turbine components
CN111271731B (zh) 用于涡轮发动机的燃烧器组件
EP3771805B1 (en) Gas turbine engine having a diffuser case heatshield
EP3960991B1 (en) Combustor seal system and corresponding method
CN115434814A (zh) 具有转子密封组件的涡轮发动机

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