CN115349047A - 涡轮机涡轮环和定子的组件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮组件，该涡轮组件包括：多个环区段(50)，多个环区段形成环(5)；支撑结构(6)，支撑结构包括护罩(60)，径向凸缘从该护罩突出，径向凸缘用于保持每个环区段(50)的闩锁凸部；定子(7)，定子被布置在所述环(5)的下游并且包括叶片(72)，叶片布置有径向外平台(70)，并且与所述环(5)相对地轴向延伸；环形空间(E)，环形空间被限定在环(5)、支撑结构(6)以及平台(70)之间，该环形空间(E)具有穿过该环形空间的泄漏空气流，该组件包括中空的环(8)，该中空的环占据所述环形空间(E)，并且被构造成收集、引导并且排出所述泄漏空气流，更具体地，将泄漏空气流引导并排出到所述环形空间(E)的径向内侧区域中。

Description

涡轮机涡轮环和定子的组件
技术领域
本发明涉及涡轮机涡轮的环和定子组件。
背景技术
本发明的应用领域特别是航空气体涡轮发动机。然而，本发明可应用于其他涡轮机，例如工业涡轮机。
在附图1中示出了飞行器推进组件1，该飞行器推进组件包括由短舱3覆盖的涡轮机2。在所示的示例中，涡轮机2是双流涡轮风扇发动机。
该图包括参考系DA、DR以及DC，该参考系分别限定了彼此正交的纵向(轴向)方向、径向方向以及圆周方向。
此后，在本说明书中，术语“上游”和“下游”是相对于当推进组件被推进时穿过推进组件1的气体流的主流动方向(即在附图中从左到右)来限定的。方向F平行于组件的纵向方向。
涡轮风扇发动机2具有纵向中心轴线A，涡轮风扇发动机的不同部件围绕该纵向中心轴线延伸，涡轮风扇发动机的不同部件上游到下游为：风扇40、低压压缩机41、高压压缩机42、燃烧室43、高压涡轮44以及低压涡轮45。
压缩机41和42、燃烧室43以及涡轮44和45一起形成气体发生器。
在涡轮风扇发动机2的运行期间，空气流10通过短舱3上游的空气入口进入推进组件1，然后穿过风扇40，并且随后被分成中心主流10A和次级流10B。主流10A在主气体流通流道11A中流动，主气体流通流道穿过压缩机41和42、燃烧室43以及涡轮44和45。次级流10B就其本身而言在次级流道11B中流动，次级流道围绕气体发生器并且在外侧由短舱3径向地界定。
特别地，本发明的目的被包括在外高压涡轮定子的集成的范围内，外高压涡轮定子包括例如由陶瓷基复合材料(Compositeàmatrice céramique，CMC)制成的环。可承受高温的CMC环的集成使得能够减小在室的底部抽取的空气的流量(这是对流道外部的腔进行加压所必需的)，从而提高发动机的比燃料消耗率。
因此，该环的冷却程度低，此外，将沿着低压定子的平台的上游侧流通的冷空气的流量也较小(低压定子的平台的上游侧位于之前所提到的环的下游)。结果是该区域有劣化的风险。
附图2至附图4使得能够更好地理解该区域的“构架”和所实现的现象。
因此，非常特别地，由陶瓷基复合材料(CMC)制成的涡轮环5以及该环的金属支撑结构(6)特别地在图2和图3中部分可见。
该环5围绕一组旋转叶片(在此未示出)并且由多个环区段50(仅一个环区段在图中可见)形成。箭头DA和DR分别表示涡轮环5的轴向方向和径向方向。
如在附图中示出，每个环区段50沿着由轴向方向DA和径向方向DR限定的平面具有大致为倒置的希腊字母π(pi)的形状的横截面。该横截面包括环形基部51以及上游径向闩锁凸部52和下游径向闩锁凸部53。
在在此未示出的实施例中，环的横截面可以具有不同的形状，例如类似于字母“K”的形状。
与涡轮壳体一体的环5支撑结构6包括中心护罩60，该中心护罩整体在轴向方向DA上延伸。当环支撑结构和涡轮环被附接在一起时，环支撑结构的旋转轴线与涡轮环5的旋转轴线重合。该结构还包括第一环形径向凸缘61和第二环形径向凸缘62。第一凸缘61被布置在第二凸缘62的上游。
其它装置(例如环形凸缘、销钉以及螺钉/螺母组件)使得能够在轴向方向和径向方向上固定环区段50。
在中心护罩60的下游，更确切地，在凸缘62的下游，结构6通过一组分隔部而大致轴向地延伸，该组分隔部中的一些分隔部63和64特别用于保持之前所提到的低压涡轮45的定子7的径向外平台70，该定子配备有轮叶72。在图中，定子仅部分地示出，因为此处值得关注的主要是定子的“外”部分，即被定位成与环5(在下游)接续的部分。
定子7通过钩部71而被安装在结构6的凹槽中的安装区域处。
结构6的中心护罩60和定子7的平台70的这种特殊的形状导致在该结构的中心护罩和定子的平台之间存在环形空间E，该环形空间在区域E1中径向向内敞开，以与在介绍部分中所提到的主流接合。
如在图2中示出，以箭头GC的形式示出的是热气体流，热气体流在之前所提到的主流道11A中流通，并且“吹舐”环5以及定子7的平台70。
然而，在高压压缩机42内，来自抽取的冷空气的流量在定子7的方向上流通。更确切地，空气通过主通道输送以冷却定子，同时穿过隔罩(在图中不可见)。
然而，空气沿着从主路径偏离的次级路径泄漏，特别地通过位于结构6连接到平台70处的未密封的间隙泄露。
此外，环6的冷空气穿过环离开，以一起产生泄漏“空气流”(由图2中的附图标记AFR表示)。遗憾地，如此产生的相对分散的、趋于通过空间E1离开的空气的流量不足以冷却定子7的平台70的上游部分。
当环5由金属制成时，尽管在该区域中存在高流量的冷空气，该上游部分仍然存在劣化的风险。而当环由陶瓷基复合材料(CMC)制成时，由于空气的流量使得冷却显著减少，该风险仍被加剧。所关注的区域是位于图2的箭头g的端部处的区域。
特别地，本发明的目的是提供该问题的解决方案。
换言之，本发明的目的是提供如下的装置：该装置使得能够限制甚至防止上述劣化的风险，而不需要改变当前部件的构架。
发明内容
为此，本发明涉及一种涡轮机涡轮组件，该涡轮机涡轮组件围绕轴线延伸，并且包括：
-多个环区段，多个环区段形成涡轮环；
-涡轮环支撑结构，每个环区段在由涡轮环的轴向方向和径向方向限定的截面平面中具有形成基部的部分，所述轴向方向对应于所述涡轮中的气体流的流动方向，形成基部的部分在涡轮环的径向方向上具有径向内表面和径向外表面，径向内表面限定涡轮环的内表面，闩锁凸部从径向外表面突出，所述环支撑结构包括护罩，径向凸缘从护罩突出，每个环区段的所述闩锁凸部通过径向凸缘而被保持；
-定子，定子相对于所述涡轮中的气体流的所述流动方向位于所述涡轮环的下游，并且通过钩部来安装在环支撑结构的凹槽中的安装区域处，定子包括布置有径向外平台的轮叶，平台面向所述涡轮环轴向地延伸；
-环形空间，环形空间被限定在环、支撑结构以及平台之间，在所述涡轮的运行期间，该环形空间被泄漏空气流穿过，泄漏空气流来自位于定子的径向外侧的空间，并且在穿过安装区域时泄漏，
其特征在于，涡轮机涡轮组件包括中空的环，中空的环占据所述环形空间，并且中空的环被构造成收集所述泄漏空气流，以引导泄漏空气流并且将泄漏空气流排出到所述环形空间的、在所述涡轮环与所述平台之间的径向内侧区域中。
由于这些特征，冷却空气被中空的环“收集”并且被重新喷射到主流道中。通过以这种方式行进，空气流被加速，这使得与低压定子的平台的上游区域的热交换系数最大化，并且因此降低了低压定子的平台的上游区域的温度，从而保证部件的更好的耐久性。
根据本发明的其他非限制性的且有利的特征(这些特征被单独地采用或以这些特征中的至少两个特征的任何组合来采取)：
-所述中空的环包括呈环形狭缝的形式的空气入口，空气入口用于收集泄漏空气流；
-中空的环包括空气出口，空气出口包括形成在中空的环的壁中的一组空气喷射孔口；
-孔口围绕中空的环沿周向分布；
-孔口被布置成朝向平台的上游区域；
-入口和出口相对于彼此轴向地偏移，入口相对于出口位于下游；
-中空的环具有弯曲的壁，弯曲的壁被构造成附接到平台，并且界定所述入口的边缘；
-孔口被布置在中空的环的凹槽的底部处；
-中空的环是金属的；
最后，本发明还涉及一种涡轮机，该涡轮机包括根据以上所详述的特征中任一项特征的组件。
附图说明
通过现在将参照附图给出的描述，本发明的其它特征和优点将显现，附图以示意性的但非限制性的方式示出了本发明的可能的实施例。
在这些附图中：
[图1]是根据本发明的飞行器推进组件的局部示意图；
[图2]是包括涡轮环和定子的组件的局部截面视图；
[图3]是图2的组件的三维截面视图；
[图4]是图3的一部分的放大视图；
[图5]是在环与定子之间的空间的详细视图，在截面图中示出该空间接纳有用于引导和排出空气的中空的环；
[图6]是在图5中可见的环的局部截面视图；
[图7]是类似于前一个附图的视图，该视图示出了环的大部分；
[图8]是类似于图3的视图，该视图示出了之前所提到的环的布置和穿过环的空气的行进。
具体实施方式
此后，将更具体地参考图5和之后的附图来描述中空的环8，该中空的环形成根据本发明的组件的一部分。
优选地，该中空的环8是金属的。特别地，如在图6中可见，环8包括两个平行的环形壁80和81。当环8在根据本发明的如图8中示出的组件中就位时，这两个壁80和81具有母线(génératrice)，所述母线平行于涡轮的轴向方向延伸。
可以被称为外壁的壁80在下游方向上在自由边缘800处中断，自由边缘构成环形入口84的边界中的一个，环形入口的边界稍后将在本说明书中再次讨论。
可以被称为内壁的壁81在下游方向上以具有弯曲轮廓的延伸部82延伸，延伸部大致呈“S”形。
“S”的下游端部(附图标记83)构成弯曲的壁，弯曲的壁被构造为附接到平台70，如在下文将看到的。此外，该端部构成环形入口84的第二边界。
所述下游端部83相对于壁80的边缘800轴向偏移，使得位于下游端部与壁的边缘之间的空间由环形狭缝84实现，环形狭缝形成用于待被引导的冷却空气的入口。
在上游方向上，之前所提到的壁80和81在径向内侧方向上大致彼此平行地延伸，而两个侧壁86和85接合以一起构成径向定向的环形凹槽87。
环形空气出口被布置在凹槽87的底部处，在此，环形空气出口呈一组贯通孔口88的形式。有利地，这些孔口围绕中空的环沿周向分布。在凹槽的底部处的这些孔口88的分布可以是规则的，或者根据对在凹槽的一些区域中的空气的期望流量来选择。
这些孔口的目标是加快穿过环8的空气的流率。在仅示意性的方式中，孔口的直径可以介于0.2mm至2mm之间。
更特别地，如在图5和图8中可见，在泄漏空气流流通的空间E中，中空的环8被布置在之前所提到的组件内。环8的总体形状特别适合于该空间的形状。
环8通过压紧在定子7和高压涡轮的结构6的下游凸部62之间而保持就位。
在图8中示出，箭头k表示定子7的主冷却空气流，箭头h和j(还在图6中可见)表示泄漏空气流。
在现有技术中，分散的空气部分地到达目标区域，并不能充分地冷却目标区域，本申请与现有技术的情况不同，由于以上描述的中空的环8，空气的主要部分被呈环形狭缝84的形式的入口收集。
在环内，壁80和81充当导向器，该导向器将空气朝向凹槽87引导(即定向)，空气以等量的空气射流的方式通过孔口88从凹槽离开，当空气喷射流穿过孔口时，空气喷射流的速度加快。
如果需要，孔口88被布置成朝向定子7的平台70的不同“热区域”。
由于该中空的环8的存在，定子的平台的“热区域”能够特别显著地减少。

Claims (10)

1.一种涡轮机涡轮组件，所述涡轮机涡轮组件围绕轴线延伸，并且包括：
多个环区段(50)，所述多个环区段形成涡轮环(5)；
涡轮环支撑结构(6)，每个环区段(50)在由所述涡轮环(5)的轴向方向(DA)和径向方向(DR)限定的截面平面中具有形成基部(51)的部分，所述轴向方向对应于所述涡轮中的气体流的流动方向(F)，所述形成基部的部分在所述涡轮环(5)的径向方向(DR)上具有径向内表面和径向外表面，所述径向内表面限定所述涡轮环(5)的内表面，闩锁凸部(52，53)从所述径向外表面突出，所述环(5)支撑结构(6)包括护罩(60)，径向凸缘(61，62)从所述护罩突出，每个环区段(50)的所述闩锁凸部(52，53)通过所述径向凸缘而被保持；
定子(7)，所述定子相对于所述涡轮中的气体流的所述流动方向(F)位于所述涡轮环(5)的下游，并且通过钩部(71)来安装在所述环(5)支撑结构(6)的凹槽中的安装区域处，所述定子(7)包括布置有径向外平台(70)的轮叶(72)，所述平台(70)面向所述涡轮环(5)轴向地延伸；
环形空间(E)，所述环形空间被限定在所述环(5)、所述支撑结构(6)以及所述平台(70)之间，在所述涡轮的运行期间，该环形空间(E)被泄漏空气流穿过，所述泄漏空气流来自位于所述定子的径向外侧的空间，并且在穿过所述安装区域时泄漏，
其特征在于，所述涡轮机涡轮组件包括中空的环(8)，所述中空的环占据所述环形空间(E)，并且所述中空的环被构造为收集所述泄漏空气流，以引导所述泄漏空气流并且将所述泄漏空气流排出到所述环形空间(E)的、在所述涡轮环(5)与所述平台(70)之间的径向内侧区域中。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述中空的环(8)包括呈环形狭缝的形式的空气入口(84)，所述空气入口用于收集所述泄漏空气流。
3.根据权利要求1或2所述的组件，其特征在于，所述中空的环(8)包括空气出口(87)，所述空气出口包括形成在所述中空的环(8)的壁中的一组空气喷射孔口(88)。
4.根据权利要求3所述的组件，其特征在于，所述孔口(88)围绕所述中空的环(8)沿周向分布。
5.根据权利要求3或4所述的组件，其特征在于，所述孔口(88)被布置成朝向所述平台(70)的上游区域。
6.根据权利要求2和3的组合所述的组件，其特征在于，所述入口(84)和所述出口(87)相对于彼此轴向地偏移，所述入口(84)相对于所述出口(87)位于下游。
7.根据权利要求6所述的组件，其特征在于，所述中空的环(8)具有弯曲的壁(83)，所述弯曲的壁被构造成附接到所述平台(70)，并且界定所述入口(84)的边缘。
8.根据权利要求3至7中任一项所述的组件，其特征在于，所述孔口(88)被布置在所述中空的环(8)的凹槽的底部处。
9.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述中空的环(8)是金属的。
10.一种涡轮机，所述涡轮机包括根据权利要求1至9中任一项所述的组件。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3142504A1 (fr) 2022-11-24 2024-05-31 Safran Ceramics Ensemble de turbine pour une turbomachine

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2937098A1 (fr) * 2008-10-15 2010-04-16 Snecma Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine
EP2642078A2 (en) * 2012-03-20 2013-09-25 General Electric Company System and method for recirculating a hot gas flowing through a gas turbine
FR3004518A1 (fr) * 2013-04-11 2014-10-17 Snecma Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
US20160186596A1 (en) * 2013-08-07 2016-06-30 United Technologies Corporation Clearance control assembly
CN110573695A (zh) * 2017-03-16 2019-12-13 赛峰航空器发动机 涡轮环组件
CN110735667A (zh) * 2018-07-18 2020-01-31 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的涡轮转子的密封组件以及相应的涡轮

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9103225B2 (en) * 2012-06-04 2015-08-11 United Technologies Corporation Blade outer air seal with cored passages
US20160003078A1 (en) * 2014-07-02 2016-01-07 United Technologies Corporation Gasket with thermal and wear protective fabric
US9587517B2 (en) * 2014-12-29 2017-03-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Blade track assembly with turbine tip clearance control
US10370997B2 (en) * 2015-05-26 2019-08-06 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud having ceramic matrix composite seal segment
US10458263B2 (en) * 2015-10-12 2019-10-29 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with sealing features

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2937098A1 (fr) * 2008-10-15 2010-04-16 Snecma Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine
EP2642078A2 (en) * 2012-03-20 2013-09-25 General Electric Company System and method for recirculating a hot gas flowing through a gas turbine
FR3004518A1 (fr) * 2013-04-11 2014-10-17 Snecma Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine
US20160186596A1 (en) * 2013-08-07 2016-06-30 United Technologies Corporation Clearance control assembly
CN110573695A (zh) * 2017-03-16 2019-12-13 赛峰航空器发动机 涡轮环组件
CN110735667A (zh) * 2018-07-18 2020-01-31 赛峰飞机发动机公司 用于涡轮机的涡轮转子的密封组件以及相应的涡轮

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