CN116583666A - 排气锥在涡轮机喷嘴中的紧固 - Google Patents

排气锥在涡轮机喷嘴中的紧固 Download PDF

Info

Publication number
CN116583666A
CN116583666A CN202180079317.7A CN202180079317A CN116583666A CN 116583666 A CN116583666 A CN 116583666A CN 202180079317 A CN202180079317 A CN 202180079317A CN 116583666 A CN116583666 A CN 116583666A
Authority
CN
China
Prior art keywords
annular wall
inner annular
fastening
outer annular
assembly
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.)
Pending
Application number
CN202180079317.7A
Other languages
English (en)
Inventor
金-菲利普·乔雷特
文森特·戴范莱
法比恩·布拉文
鲍阿莱姆·梅拉贝特
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 Nacelles SAS
Original Assignee
Safran Nacelles 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 Nacelles SAS filed Critical Safran Nacelles SAS
Publication of CN116583666A publication Critical patent/CN116583666A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • 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
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/40—Movement of components
    • F05D2250/42—Movement of components with two degrees of freedom
    • 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
    • F05D2260/30—Retaining components in desired mutual position
    • F05D2260/31—Retaining bolts or nuts
    • 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]
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及用于具有纵向轴线(X)的涡轮机的涡轮的组合件，其包括：‑排气锥(100)，其包括用于主空气流的流动的外部环形壁(102)和径向地布置在外部环形壁(102)内部的环形箱，所述环形箱包括径向地布置在所述排气锥的外部环形壁内部的内部环形壁(104)，‑排气机匣，其布置在所述排气锥的上游，以及‑连接部件(106)，其在径向方向上为柔性的，纵向插入在所述排气机匣与所述排气锥(100)之间，所述连接部件紧固到所述排气机匣和所述内部环形壁(104)，且其中所述内部环形壁(104)通过紧固构件(112)连接到所述外部环形壁(102)，所述紧固构件配置成使得所述内部环形壁(104)相对于所述外部环形壁(102)在周向方向和纵向方向上移动。

Description

排气锥在涡轮机喷嘴中的紧固
技术领域
本发明涉及用于将排气锥紧固在涡轮机喷嘴中的构件，具体地说，涉及用于紧固由陶瓷基复合材料制成的排气锥的构件。
背景技术
本公开涉及一种位于飞行器涡轮喷气发动机的后部(下游端)的组合件，用以优化所述涡轮喷气发动机排出的热气体流，且可能吸收由来自发动机内部部分(燃烧室、涡轮)的这些热气体与环境空气以及与涡轮喷气发动机的风扇排出的冷空气流的交互生成的噪声的至少一部分。
更确切地说，本公开涉及常常称为排气锥的物体与刚好位于上游的来自涡轮喷气发动机的气体出口之间的连接。
通常，排气锥由所谓的主喷嘴部分包围(环绕)。
排气锥旨在定位于涡轮喷气发动机的涡轮部分下游，主喷嘴同心地放置在其周围。排气锥和主喷嘴两者通过用于借助凸缘紧固的系统紧固到涡轮喷气发动机的壳体。
已知图1中表示的飞行器涡轮喷气发动机的组合件，其包括：
-中心排气元件，其围绕纵向轴线X成环形且调适成使得气体由周围的涡轮喷气发动机从上游向下游射出，以及
-连接凸缘，其插入于上游的涡轮喷气发动机的所谓的金属出口与下游的中心元件之间以将它们连接在一起。
前述纵向轴线X为涡轮机的，具体地说风扇20和发动机12的移动叶片的纵向轴线或旋转轴线。
中心排气元件可对应于前述排气锥(下文中表示为1)，或至少对应于下文中的上游部分1a。
图1中表示常规排气锥1，沿着发动机轴线(上文的纵向轴线X)的结构的上游(AM)和下游(AV)分别从图向左及向右位于其上。
更一般地说，图1中示出飞行器气体涡轮喷气发动机10，形成燃气涡轮发动机12的其中心部分安装在发动机机舱组合件14内部，正如例如涡轮螺旋桨或涡轮风扇发动机等为次声波操作设计的飞行器的典型特征。一般来说，机舱组合件14包括发动机机舱16和环绕轴向位于发动机12的上游的风扇20的风扇罩18。
发动机12包括轴向处于下游部分中的可以是低压涡轮的至少一个涡轮，以及仍然在下游部分中的排气机匣22，所述排气机匣包括内部环形护罩22a和外部环形护罩22b，其间定界主环流路径24的下游部分，来源于发动机12的燃烧室的燃烧气体在所述主环流路径中流动。
内部环形护罩22a在其下游端部处连接到排气锥1，所述排气锥可包括具有大体上圆柱形形状的上游部分1a和具有圆锥形形状的下游部分1b。
在实践中，将涡轮喷气发动机的前述金属出口(其可以是所述内部环形护罩22a)与所述中心元件(其可以是排气锥1的上游部分1a)连接在一起仍然很难。实际上，排气锥的至少一个部分由不同于排气机匣的材料制成，这会诱发热机械应力，从而在排气锥的部分与排气机匣之间产生热梯度。另外，声箱可布置在排气锥内部以减少排气的噪声污染。声箱与排气机匣和/或排气锥的连接也很复杂，因为材料不同，因此产生的热机械应力也不同。
发明内容
本公开提出使用排气锥和排气机匣的组合件，该组合件由于其连接前述零件中的任一个这一事实而在热梯度方面更可靠且更稳健。
出于此目的，本公开提供一种用于具有纵向轴线的涡轮机、更确切地说用于涡轮机的喷嘴的组合件，其包括：
-排气锥，其包括用于主空气流的流动的外部环形壁和径向地布置在所述外部环形壁内部的环形箱，其可以是环形箱，所述环形箱包括径向地布置在所述排气锥的外部环形壁内部的内部环形壁，
-排气机匣，其布置在所述排气锥的上游，以及
-连接部件，其在径向方向上为柔性的，纵向插入在所述排气机匣与所述排气锥之间，所述连接部件紧固到所述排气机匣和所述内部环形壁，且
其中所述内部环形壁通过紧固构件连接到所述外部环形壁，所述紧固构件配置成使得所述内部环形壁相对于所述外部环形壁在周向方向和纵向方向上移动。
因此，紧固构件实现了内部环形壁和外部环形壁的周向和轴向自由度，这允许减小由于材料差异而受到内部环形壁和外部环形壁的热机械应力。另外，紧固构件允许外部环形壁与内部环形壁保持在一起，且因此减轻外部环形壁的悬臂，且因此减少其质量。
在本公开中，相对于涡轮机的空气入口和出口限定上游和下游，上游对应于空气入口且下游对应于空气出口。此外，轴向方向对应于涡轮机的旋转轴的方向(其对应于涡轮机的旋转部分的旋转轴线)，且径向方向是垂直于所述旋转轴的方向。
所述紧固构件可安装成与内部环形壁具有在周向方向上的第一间隙和在纵向方向上的第二间隙。
所述紧固构件可安装成与外部环形壁具有在圆周方向上的第一间隙和在纵向方向上的第二间隙。
第一间隙可等于或不同于第二间隙。
所述紧固构件中的至少一个可包括螺钉和螺母。所述组合件可在内部环形壁的孔口与外部环形壁的孔口之间包含环形间隙。每一紧固构件可如先前所提及。
所述环形间隙可具有圆形或长椭圆形形状。
所述紧固构件中的至少一个可包括夹持环和柔性杯形垫圈，所述柔性杯形垫圈在夹持环与内部环形壁之间预加应力。
杯形垫圈可设定尺寸以将内部环形壁抵靠着外部环形壁固持在适当位置，同时考虑几何公差、热膨胀和飞行移动。
在一些飞行状况中，杯形垫圈可径向地变形，以吸收内部环形壁由于热机械应力而产生的径向变形。
环形间隙可根据例如夹持环、杯形垫圈等的环绕部分的热膨胀而设定尺寸。
每一紧固构件的夹持环可安装成在内部环形壁的孔口或外部环形壁的孔口中具有环形间隙。举例来说，环形间隙可设置于夹持环的径向外表面与内部环形壁的孔口或外部环形壁的孔口的径向内表面之间。
每一紧固构件可进一步包括至少一个耐磨垫圈。所述组合件可包括径向地布置在内部环形壁与外部环形壁之间的第一耐磨垫圈和径向地布置在内部环形壁与杯形垫圈之间的第二耐磨垫圈。因此，减少由于内部环形壁与外部环形壁的摩擦而产生的磨损。
所述连接部件可包括环形凸缘和围绕纵向轴线周向地分布的多个紧固凸耳，所述环形凸缘连接到排气机匣，且所述紧固凸耳连接到内部环形壁。紧固构件中的至少一个可布置成与两个连续紧固凸耳之间的周向空间相对。
此布置允许限制紧固构件的径向体积。
连接部件的紧固凸耳可为刚性或柔性的。柔性紧固凸耳使得能够补偿排气锥与排气机匣之间的热膨胀。
所述内部环形壁可包括径向地插入在内部环形壁与连接部件之间的上游部分，所述内部环形壁的上游部分通过紧固构件连接到外部环形壁。
每一紧固凸耳可通过连接构件连接到内部环形壁，紧固构件和连接构件中的每一个形成环形排。
可由若干角分区形成的环形整流罩可连接到外部环形壁的上游部分。所述整流罩可环绕连接部件且与排气机匣的护罩形成连续性，以限定主空气流的流动路径的内环流表面。所述整流罩可连接到环形凸缘的上游部分。
多个支撑件围绕纵向轴线周向地分布，且连接到内部环形壁，所述整流罩抵靠着所述支撑件固定。
环形密封件可纵向布置在外部环形壁与排气机匣之间，且配置成限制主空气流朝向内部环形壁的内部的泄漏。
所述环形箱可以是声学环形箱。声学环形箱允许限制由于来自涡轮的气体的流动而引起的噪声污染。环形箱可以包括从环形箱的内部环形壁径向向外延伸的多个声音分区。声音分区可以是金属的。
内部环形壁或外部环形壁可以由复合材料或金属材料制成。
排气锥可包括例如圆锥形的下游部分，其连接到由陶瓷基复合材料制成的外部环形壁。
排气机匣可以由金属材料制成。
本公开还提供一种包括如先前所提及的组合件的喷嘴以及一种包括此喷嘴的涡轮机。
附图说明
[图1]图1如上文所述是表示用于飞行器的涡轮机的示意剖面图。
[图2]图2表示根据第一实施例的组合件的上游部分的透视图。
[图3]图3a和3b表示根据第一实施例的组合件的部分视图。
[图4]图4a和4b表示装备图2和3的组合件的紧固构件的截面视图。
[图5]图5表示装备图2和3的组合件的紧固构件的截面视图。
[图6]图6表示图2和3的组合件的变型的局部视图。
[图7]图7a和7b表示根据第二实施例的组合件的部分视图。
具体实施方式
图2、3和4表示根据本发明的第一实施例的涡轮机的组合件的一部分。此组合件包含排气锥100，所述排气锥在上游侧上包括定界用于热气体流的流动路径的外部环形壁102和径向布置于外部环形壁102内部的环形箱。环形箱包括径向布置于外部环形壁102内部的内部环形壁104以及布置于外部环形壁102与内部环形壁104之间的多个声音分区。内部和外部环形壁围绕纵向轴线X为环形。参考声学环形箱进行详细描述。然而，本公开可应用于其它类型的环形箱，其不一定为声学的。
所述组合件进一步包含未经表示的排气机匣。排气锥100的内部环形壁104由紧固凸缘106连接到所述排气机匣。外部环形壁102与排气机匣的一部分形成表面连续性，以限定主空气流的流动路径。
紧固凸缘106包含上游环形部分108和从上游环形部分108向下游轴向延伸的紧固凸耳110。紧固凸耳110均匀分布在圆周上，且沿圆周彼此间隔开。通过螺栓连接紧固部件107，上游环形部分108连接到排气机匣，且紧固凸耳110紧固到排气锥100的内部环形壁104。紧固凸耳110可为柔性或刚性的。连接凸缘106可为金属。
外部环形壁102的下游部分也连接到内部环形壁104的下游部分。
外部环形壁102的上游部分也通过紧固构件112连接到内部环形壁104的上游部分114。内部环形壁104的上游部分114由径向向外延伸以接合外部环形壁102的环形壁形成。上游部分114可以是环形壁，其通过旋拧、尤其通过直接旋拧到紧固凸耳110而附连在内部环形壁104上且紧固到所述内部环形壁。上游部分114可与内部环形壁104一体形成。
排气锥100包括由具有陶瓷基质的复合材料制成的圆锥形下游部分。
外部环形壁102和内部环形壁104可由具有陶瓷基质的复合材料或金属材料制成。
在操作中，所述组合件经受高温，这在外部环形壁和内部环形壁处诱发相当大的热机械应力。为了降低热机械应力的效应，紧固构件112安装成在内部环形壁104的上游部分114中具有环形间隙118。
紧固构件112包括均匀分布在圆周上的多个螺钉116，且沿圆周从彼此间隔开。螺钉116安装成在内部环形壁104的上游部分114的对应的孔口中具有环形间隙118。螺钉116径向向内延伸。
环形间隙118实现了内部环形壁104相对于外部环形壁102的周向和轴向移动。因此，此布置实现了内部环形壁在周向方向和轴向方向上的热膨胀。
紧固构件112可安装成在外部环形壁102的对应的安装孔口中具有环形间隙118。
每一螺钉116可布置成与紧固凸耳110或紧固凸缘106的上游环形部分108相对。因此，每一螺钉可形成外部环形壁和内部环形壁的径向止挡件，从而限制环形壁由于热机械应力而产生的径向偏转。
每一螺钉116可布置成与两个连续紧固凸耳110之间的周向空间相对。此布置允许减小组合件的径向体积。
每一紧固构件112进一步包括螺母120和夹持环122，所述夹持环径向地插入在螺母120与外部环形壁102之间。夹持环122安装成具有相对于内部环形壁104的上游部分114的环形间隙118。
每一紧固构件112进一步包括杯形垫圈124，所述杯形垫圈由环形部分和围绕杯形垫圈124的环形部分沿圆周间隔开的多个突片形成。所述突片可在经受高于公差阈值的应力时在径向方向上变形，以在所述组合件在操作中损坏的情况下、例如在丢失涡轮轮叶的情况下，减轻所述组合件的结构。
环形间隙118可根据例如螺母120、夹持环122、螺钉116等的周围部分的热膨胀而设定尺寸。
每一螺钉116具有圆锥形头部115，其布置在外壳126中，所述外壳设置在外部环形壁102的径向外表面中。因此，紧固构件112不影响主空气流的流动，且因此不影响外部环形壁102的空气动力学轮廓。
每一紧固构件112进一步包括埋头环128，其具有与圆锥形头部115的形状互补的形状且接收螺钉116的圆锥形头部115。埋头环128允许限制螺钉116与外部环形壁102之间的摩擦。这也允许降低在紧固螺钉115时外部环形壁102破裂的风险。实际上，如果螺钉115的埋头孔直接夹持在外部环形壁102上，那么这将在外部环形壁102中诱发太多力。金属环128允许将接头夹持成对，且环128支承在外部环形壁102上的平面上。
在图4b中所表示的变型中，每一紧固构件112包括布置于杯形垫圈124与内部环形壁104之间的第一耐磨垫圈130。
每一紧固构件112包括布置于外部环形壁102与内部环形壁104之间的第二耐磨垫圈132。
第一耐磨垫圈130和第二耐磨垫圈132允许限制紧固构件112的部分以及内部和外部环形壁的磨损。
环形间隙118可为圆形或长椭圆形。
在图5的变型中，每一螺钉116具有从外壳126径向向外突出的突出头部215。突出头部215也可不被环128环绕。头部215还可形成为从外部环形壁102完全地径向向外突出，且可不存在环形间隙127，所述头部被径向地施加朝向外部环形壁102的内部。
在图6的变型中，所述组合件包括环形密封件200，其径向地布置在连接凸缘106与外部环形壁102之间，以密封连接凸缘106与外部环形壁102之间的径向环形空间。密封件200包括围绕连接凸缘106布置的圆柱形部分和朝向外部环形壁102延伸的环形壁。密封件200进一步包括环形边沿，其轴向延伸且布置成接触外部环形壁102的内表面。
密封件200可由多个角分区形成，所述多个角分区连接在一起或一体形成，例如呈狭缝式环形密封件的形式。
图7表示根据本发明的第二实施例的涡轮机的组合件的一部分。此组合件与图6的组合件包含相同元件。不同于图6的组合件，外部环形壁102具有朝向内部环形壁104径向延伸的上游部分302。外部环形壁102的上游部分302通过紧固构件112连接到内部环形壁102。
紧固构件112安装成在外部环形壁102的对应的孔口中具有环形间隙118。
环形壁102的上游部分302包含多个凹口304，其径向延伸且沿圆周间隔开。用于将内部环形壁104紧固到紧固凸缘106的部件107形成于凹口304中。
紧固构件112和紧固部件107中的每一个围绕内部环形壁104布置在环形排上。紧固构件112的环形排和紧固部件107的环形排可彼此轴向地偏移。其还可布置在相同的轴向位置处。在任一状况下，紧固构件112与紧固部件107交替地沿圆周安置。
所述组合件进一步包括多个支撑件306，其围绕内部环形壁104沿圆周分布。凸耳306紧固到内部环形壁104，尤其紧固到紧固凸缘106。支撑件306从环形壁104径向向外延伸。
所述组合件进一步包括环形整流罩308，其围绕紧固凸缘106布置且形成排气机匣的一部分的连续性以限定主空气流的流动路径。
环形整流罩308连接到外部环形壁102的上游部分。环形整流罩308借助于支架200紧固到环形凸缘108。环形密封件可径向地插入在环形整流罩308与环形凸缘108之间。
在不同的实施例中，所述环与外部环形壁102的外壳126的外围之间存在环形间隙127，这实现了环128的热膨胀和外部环形壁102的轴向移动。出于与附图展现内容相关的原因，此环形间隙127仅在图4和5中示出。

Claims (13)

1.用于具有纵向轴线(X)的涡轮机的喷嘴的组合件，其包括：
-排气锥(100)，其包括用于主空气流的流动的外部环形壁(102)和径向地布置在所述外部环形壁(102)内部的环形箱，所述环形箱包括径向地布置在所述排气锥的外部环形壁内部的内部环形壁(104)，
-排气机匣，其布置在所述排气锥的上游，以及
-连接部件(106)，其在径向方向上为柔性的，纵向插入在所述排气机匣与所述排气锥(100)之间，所述连接部件紧固到所述排气机匣和所述内部环形壁(104)，且
其中所述内部环形壁(104)通过紧固构件(112)连接到所述外部环形壁(102)，所述紧固构件配置成使得所述内部环形壁(104)相对于所述外部环形壁(102)在周向方向和纵向方向上移动。
2.根据权利要求1所述的组合件，其特征在于，所述紧固构件(112)安装成与所述内部环形壁或所述外部环形壁在所述周向方向上具有第一间隙且在所述纵向方向上具有第二间隙。
3.根据权利要求1或2所述的组合件，其特征在于，所述紧固构件(112)中的至少一个包括螺钉和螺母，所述组合件在所述内部环形壁(104)的孔口与所述外部环形壁(102)的孔口之间包括环形间隙(118)。
4.根据权利要求3所述的组合件，其特征在于，所述紧固构件(112)中的至少一个包括夹持环(122)和柔性杯形垫圈(124)，所述柔性杯形垫圈在所述夹持环(122)与所述内部环形壁(104)之间径向地预加应力。
5.根据权利要求4所述的组合件，其特征在于，每一紧固构件的夹持环(122)安装成在所述内部环形壁(104)的孔口或所述外部环形壁(102)的孔口中具有环形间隙(118)。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的组合件，其特征在于，每一紧固构件(122)进一步包括至少一个耐磨垫圈(130，132)。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的组合件，其特征在于，所述连接部件(106)包括环形凸缘(108)和围绕所述纵向轴线(X)周向地分布的多个紧固凸耳(110)，所述环形凸缘(106)连接到所述排气机匣，且所述紧固凸耳连接到所述内部环形壁，且其中所述紧固构件(112)中的至少一个布置成与两个连续紧固凸耳之间的周向空间相对。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的组合件，其特征在于，所述内部环形壁(104)包括径向地插入于所述内部环形壁(104)与所述连接部件(106)之间的上游部分，所述内部环形壁的上游部分(114)通过所述紧固构件(112)连接到所述外部环形壁(102)。
9.根据权利要求7所述的组合件，其特征在于，每一紧固凸耳(110)通过连接构件(107)连接到所述内部环形壁(104)，所述紧固构件(112)和所述连接构件(107)中的每一个形成环形排。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的组合件，其包括整流罩(308)，所述整流罩连接到所述外部环形壁(102)的上游部分，且环绕所述连接部件(106)并与所述排气机匣的护罩形成连续性，以限定主空气流的流动路径的内环流表面。
11.根据权利要求10所述的组合件，其包括多个支撑件(306)，所述多个支撑件围绕所述纵向轴线(X)周向地分布且连接到所述内部环形壁(104)，所述整流罩(308)抵靠着所述支撑件(306)固定。
12.根据权利要求1至11中任一项所述的组合件，其包括环形密封件(200)，所述环形密封件纵向地布置在所述外部环形壁(102)与所述排气机匣之间，且配置成限制所述主空气流朝向所述内部环形壁(104)的内部的泄漏。
13.喷嘴，其包括根据权利要求1至12中任一项所述的组合件。
CN202180079317.7A 2020-11-05 2021-11-03 排气锥在涡轮机喷嘴中的紧固 Pending CN116583666A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FRFR2011380 2020-11-05
FR2011380A FR3115829B1 (fr) 2020-11-05 2020-11-05 Fixation d’un cône d’éjection dans une tuyère de turbomachine
PCT/FR2021/051934 WO2022096820A1 (fr) 2020-11-05 2021-11-03 Fixation d'un cône d'éjection dans une tuyère de turbomachine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN116583666A true CN116583666A (zh) 2023-08-11

Family

ID=74347278

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202180079317.7A Pending CN116583666A (zh) 2020-11-05 2021-11-03 排气锥在涡轮机喷嘴中的紧固

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20240011453A1 (zh)
EP (1) EP4240954A1 (zh)
CN (1) CN116583666A (zh)
FR (1) FR3115829B1 (zh)
WO (1) WO2022096820A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3137938A1 (fr) * 2022-07-12 2024-01-19 Safran Nacelles Ensemble d’arriere-corps de turbomachine

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5669812A (en) * 1996-02-21 1997-09-23 Braden Manufacturing Exhaust gas diffuser interface
US7763191B2 (en) * 2005-05-27 2010-07-27 Gentex Optics, Inc. Method and apparatus for performing an in-mold coining operation
FR2935356B1 (fr) * 2008-09-03 2010-08-27 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un panneau acoustique d'une levre d'entree d'air d'une nacelle
US9200537B2 (en) * 2011-11-09 2015-12-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine exhaust case with acoustic panels
EP3022424B1 (en) * 2013-07-16 2019-10-09 United Technologies Corporation Gas turbine engine ceramic panel assembly and method of manufacturing a gas turbine engine ceramic panel assembly
US10422532B2 (en) * 2013-08-01 2019-09-24 United Technologies Corporation Attachment scheme for a ceramic bulkhead panel
US9676469B2 (en) * 2014-04-10 2017-06-13 Lockheed Martin Corporation System and method for fastening structures
JP6399894B2 (ja) * 2014-10-29 2018-10-03 三菱日立パワーシステムズ株式会社 排気装置及びガスタービン
FR3084917B1 (fr) * 2018-08-09 2021-04-16 Safran Ceram Ensemble pour une tuyere d'ejection de turbomachine
FR3084916B1 (fr) * 2018-08-10 2020-07-17 Safran Ceramics Cone d'ejection a fixation flexible
FR3100575B1 (fr) * 2019-09-05 2022-04-08 Safran Ceram Cone d’ejection a fixation flexible aerodynamique
US11867077B2 (en) * 2021-06-07 2024-01-09 Rohr, Inc. Acoustic structure with floating interior skin

Also Published As

Publication number Publication date
FR3115829B1 (fr) 2022-10-14
US20240011453A1 (en) 2024-01-11
WO2022096820A1 (fr) 2022-05-12
FR3115829A1 (fr) 2022-05-06
EP4240954A1 (fr) 2023-09-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112543843B (zh) 具有柔性配件的排气锥
US7861531B2 (en) Fairing for a combustion chamber end wall
US7866162B2 (en) Exhaust cone for channeling a stream of gas downstream from a turbine
US7909573B2 (en) Casing cover in a jet engine
US6619915B1 (en) Thermally free aft frame for a transition duct
JP3984104B2 (ja) ターボマシン内のｃｍｃ燃焼室の壁への金属キャップの固定
US9097141B2 (en) Axial bolting arrangement for mid turbine frame
US8661828B2 (en) Sealing between a combustion chamber and a turbine nozzle in a turbomachine
US9863278B2 (en) Air exhaust tube holder in a turbomachine
EP2964950B1 (en) Gas turbine engine with flexible bellows igniter seal assembly
US9828867B2 (en) Bumper for seals in a turbine exhaust case
JP3967633B2 (ja) 燃焼室端部壁を固定するためのシステムを備える燃焼室
US7752851B2 (en) Fastening a combustion chamber inside its casing
US20230407816A1 (en) Turbomachine turbine assembly
CN116583666A (zh) 排气锥在涡轮机喷嘴中的紧固
RU2648809C2 (ru) Держатель трубы для удаления воздуха в турбомашине
EP2420652B1 (en) Manifold mounting arrangement
US11959437B2 (en) Fastening of an exhaust cone in a turbomachine nozzle
CN116685765A (zh) 在涡轮机涡轮中紧固排气锥
US20230407814A1 (en) Fastening of an exhaust cone in a turbomachine turbine
US20220290579A1 (en) An assembly for a turbomachine turbine
JP7492960B2 (ja) 航空機双流タービンエンジン筐体要素とナセル要素との間に挿入されることが想定される改良型空気密封装置
CN116490683A (zh) 用于涡轮机的组合件
US20230340926A1 (en) Sealing assembly for a turbine ejection cone
US20120073259A1 (en) Turbomachine having an annular combustion chamber

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