CN116802405A - 飞行器涡轮发动机压缩机的定子桨叶组件 - Google Patents

飞行器涡轮发动机压缩机的定子桨叶组件 Download PDF

Info

Publication number
CN116802405A
CN116802405A CN202280012639.4A CN202280012639A CN116802405A CN 116802405 A CN116802405 A CN 116802405A CN 202280012639 A CN202280012639 A CN 202280012639A CN 116802405 A CN116802405 A CN 116802405A
Authority
CN
China
Prior art keywords
stator blade
stator
shroud
turbine engine
blade 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
CN202280012639.4A
Other languages
English (en)
Inventor
泰奥·罗宾·托马斯·布尔
马蒂厄·爱德华·亨利·德罗勒
克里斯托弗·约瑟夫·理查德·吉利恩·雷米
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 Aero Boosters SA
Original Assignee
Safran Aero Boosters SA
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 Aero Boosters SA filed Critical Safran Aero Boosters SA
Publication of CN116802405A publication Critical patent/CN116802405A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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
    • F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • 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
    • 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
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/08—Sealings
    • F04D29/083—Sealings especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/23—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together
    • F05D2230/232—Manufacture essentially without removing material by permanently joining parts together by welding
    • F05D2230/238—Soldering
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/125—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the tip of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • 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
    • F05D2260/36—Retaining components in desired mutual position by a form fit connection, e.g. by interlocking

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机(100)的压缩机(120，130)的定子桨叶组件(1)。该组件包括内部护罩(20)、外部护罩(30)以及定子桨叶(10)，定子桨叶仅附接到内部护罩(20)并与外部护罩(30)非固定机械接触。

Description

飞行器涡轮发动机压缩机的定子桨叶组件
技术领域
本发明涉及一种飞行器涡轮发动机压缩机。
背景技术
例如从文献EP2799721B1中已知，飞行器涡轮发动机压缩机的定子桨叶组件(或整流器组件)的定子桨叶可以附接到径向地位于外部的护罩(被称为外部护罩)。该文献还描述了辅助桨叶(或叶片)，辅助桨叶是位于定子桨叶之间的元件，并且辅助桨叶的径向高度介于定子桨叶(或定子叶片)的径向高度的10％至50％之间。
文献US 3 778 184 A描述了一种压缩机，在该压缩机中，通过用保持与整流罩接触的钢丝绒或金属毡类型的阻尼材料包围桨叶的一个端部来实现桨叶的阻尼。
文献EP 2 093 383 A1描述了一种压缩机，在该压缩机中，定子桨叶附接到内部护罩。
发明内容
外部护罩承受相当大的机械应力，特别是在涡轮发动机结构中，其中，外部护罩位于推力主力路径中。这些机械应力中的一些来自附接到该外部护罩的定子桨叶。
本发明的一个目的是降低飞行器涡轮发动机中的机械应力。
为此，本发明提出了一种用于飞行器涡轮发动机的压缩机的定子桨叶组件(或整流器组件)，该定子桨叶组件(或整流器组件)包括：
·内部护罩，
·外部护罩，以及
·定子桨叶(或定子叶片)，
其中，定子桨叶仅附接到内部护罩并且与外部护罩非固定机械接触；
其中，外部护罩包括接纳定子桨叶的径向外端部的凹槽；
其特征在于，凹槽轴向地延伸到外部护罩的下游端部。
在本发明中，定子桨叶仅附接到内部护罩，这使得能够避免形成机械应力集中在外部护罩上的地方。定子桨叶与外部护罩的接触是非固定的，即，定子桨叶不涉及使定子桨叶相对于外部护罩固定。可以用“自由机械接触”或“非附着机械接触”来代替“非固定机械接触”。换句话说，桨叶的外端部上没有元件将桨叶固定在外部护罩上。这种接触避免了通过桨叶的径向外端部在桨叶和外部护罩之间传递力，同时也避免了外部护罩和桨叶的径向外端部之间的空气泄漏。
此外，在本发明中，外部护罩中的凹槽使得能够特别容易地安装桨叶，该凹槽轴向地延伸到外部护罩的下游端部。
在现有技术中，内部护罩通过定子桨叶和外部护罩附接到涡轮发动机的其他元件，因此本领域技术人员不会想到移除与外部护罩的附接。在本发明中，内部护罩被设计成通过其他装置附接到涡轮发动机的其他元件。这些装置优选地比现有技术中的装置(通常为受约束的支撑件)更具刚性。因此，力传递链(涡轮发动机/内部护罩/桨叶)比现有技术中的力传递链更具刚性。
值得注意的是，在本发明中，与两个护罩中的每一个具有机械接触(直接或间接)的是桨叶(这些桨叶附接到内部护罩)，而不是如EP2799721B1中所述的辅助桨叶。事实上，辅助桨叶仅与两个护罩中的一个有机械接触。此外，辅助桨叶补充定子桨叶，以防止通量在定子桨叶上失速：辅助桨叶不是为了取代定子桨叶。
在一个实施例中，定子桨叶被焊接到内部护罩上。焊接部使附接特别牢固。另一种附接(例如螺栓连接和/或铆接)是可能的，但是仍然在本发明的范围内。
在一个实施例中，外部护罩包括与定子桨叶的径向外端部接触的柔性材料的密封元件。密封元件使得能够防止定子桨叶的径向外端部和外部护罩之间的泄漏。柔性材料优选地具有小于10GPa的杨氏模量。例如，柔性材料可以是硅树脂。密封元件优选地至少部分地在凹槽中。密封元件可以包括多个独立的部分，这同时保持在本发明的范围内。
根据一个实施例，密封元件相对于定子桨叶的径向外端部至少部分地位于径向外部位置，并且至少部分地沿着定子桨叶的径向外端部轴向延伸。定子桨叶的径向外端部可以在密封元件上滑动，同时保持与密封元件接触。
在一个实施例中，密封元件包括密封件。密封件优选地位于凹槽的上游端部或下游端部。径向外端部抵靠密封件。
在一个实施例中，定子桨叶在其径向外端部包括向下游延伸的平台。在这种情况下，呈密封件形式的密封元件是特别有利的。
在一个实施例中，内部护罩是一体的。在另一实施例中，内部护罩由形成环的多个扇形件构成。
本发明还提出了一种飞行器涡轮发动机，该飞行器涡轮发动机包括第一压缩机，该第一压缩机包括根据本发明的一个实施例的定子桨叶组件。第一压缩机可以是例如涡轮发动机的低压压缩机或高压压缩机。在包括本发明的飞机涡轮发动机中，外部护罩相对于内部护罩的相对定位不使用桨叶，而是通过涡轮发动机的位于定子桨叶组件外部的一个或多个元件。
本发明特别适用于包括位于轴和风扇之间的齿轮箱的涡轮发动机，因为齿轮箱的存在在外部护罩上产生特别高的机械应力。
在一个实施例中，涡轮发动机包括位于第一压缩机下游的第二压缩机。在该特定实施例中，两个压缩机的更上游部分包括根据本发明的定子桨叶组件。
在一个实施例中，仅附接到内部护罩并与外部护罩非固定机械接触的定子桨叶是第一压缩机最下游的定子桨叶。与附接有定子桨叶的内部护罩轴向地位于第一压缩机的中间相比，这能够更容易地将内部护罩附接在第一压缩机的下游。
根据一个实施例，涡轮发动机包括优选地直接位于第一压缩机下游的中间支撑壳体，内部护罩附接到中间支撑壳体或与中间支撑壳体成一体。这使得内部护罩的附接特别容易和牢固。本发明还涉及一种包括中间支撑壳体和定子桨叶组件的组装件。
在一个实施例中，外部护罩附接到中间支撑壳体。
本发明还提出了一种包括根据本发明的涡轮发动机的飞行器。
本发明还提出了一种用于制造定子桨叶组件的方法，该方法包括以下步骤：
·将定子桨叶附接到内部护罩，
·将定子桨叶相对于外部护罩定位，以及
·优选地，通过在定子桨叶和外部护罩之间的接合处形成密封元件，在定子桨叶和外部护罩之间形成非固定的机械接触。
附图说明
本发明的进一步特征和优点将从下面的详细描述中变得明显，为了理解下面的详细描述，参照附图，在附图中：
-图1是根据本发明的一个实施例的涡轮发动机的轴向横截面图，
-图2示出了根据本发明的一个实施例的定子桨叶，
-图3a至图3c示出了本发明的三个实施例，
-图4是根据本发明的一个实施例的用于制造定子桨叶组件的方法的流程图，
-图5a至图5d示出了在该方法中用于环形外部护罩的步骤，以及
-图6等同于图5b中的半壳式外部护罩。
具体实施方式
通过具体实施例并参照附图来描述本发明，但是本发明不限于此。所描述的图或附图仅是示意性的并且是非限制性的。此外，所描述的功能可以由除了本文描述的结构以外的结构来执行。
在本文中，术语“第一”和“第二”仅用于区分各种元件，并不隐含这些元件之间的顺序。
在附图中，相同或相似的元件可以具有相同的附图标记。
图1示出了飞行器涡轮发动机100，该飞行器涡轮发动机可包括根据本发明的定子桨叶组件1。该定子桨叶组件也可被称为“定子组件”。飞行器涡轮发动机100例如是双轴流式涡轮发动机，该双轴流式涡轮发动机沿着发动机轴线X依次包括风扇110、第一压缩机120(或低压压缩机)、第二压缩机130(或高压压缩机)、燃烧室160、高压涡轮140和低压涡轮150。在运行中，低压涡轮150和高压涡轮140的机械动力分别经由轴101和102传递到低压压缩机120和高压压缩机130，并借助于位于轴101处的齿轮箱111传递到风扇110。风扇110使得能够产生在主空气动力学管道中穿过飞行器涡轮发动机100的主流106以及在外部围绕压缩机120、130和涡轮140、150的次级流107。
第一压缩机120配备有至少一排转子桨叶122，直接在转子桨叶下游的是一排定子桨叶10，每排定子桨叶10形成定子桨叶组件1。本发明可以应用于第一压缩机120的任何或所有定子桨叶组件，特别是应用于第一压缩机120最下游的定子桨叶组件。
飞行器涡轮发动机100包括入口支撑壳体181，该入口支撑壳体在风扇110的下游围绕主管道(主流106穿过该主管道)的入口延伸。飞行器涡轮发动机100还包括在第一压缩机120和第二压缩机130之间周向地延伸的中间支撑壳体40。该中间支撑壳体40包括环形套筒，该环形套筒优选地具有鹅颈管轮廓，界定出第一压缩机120和第二压缩机130之间的主空气动力学管道。该中间支撑壳体优选地配备有径向延伸横跨主管道的结构臂184。
图2示出了根据本发明一个实施例的定子桨叶组件1的定子桨叶10。定子桨叶10优选地通过焊接部11在定子桨叶的径向内端部12处附接到内部护罩20。定子桨叶10与内部护罩20之间的附接防止任何相对移动。定子桨叶10在其径向外端部13处例如经由密封元件31与外部护罩30非固定机械接触。在本发明的一个实施例中，密封元件31至少部分地位于外部护罩30中的凹槽35中，凹槽优选地是周向的。凹槽35优选地接纳定子桨叶组件1的所有定子桨叶10的径向外端部13。
图3a至图3c示出了本发明的三个实施例，这三个实施例一方面在内部护罩20与中间支撑壳体40的附接方面不同，另一方面在定子桨叶10和外部护罩30之间的机械联接方面不同。本领域技术人员将理解，将内部护罩20附接到中间支撑壳体40的所有方式都与定子桨叶10和外部护罩30之间的所有机械联接兼容。
如图3a所示，凹槽35延伸到外部护罩30的下游端部32。凹槽填充有柔性材料，该柔性材料与定子桨叶10的径向外端部13接触并形成密封元件31。该密封元件相对于定子桨叶10的径向外端部13位于径向外部位置，并且沿着定子桨叶10的径向外端部13轴向地延伸。此外，内部护罩20的下游端部22通过附接装置52(例如螺钉)附接到中间支撑壳体40。
如图3b所示，凹槽35延伸到外部护罩30的下游端部32。凹槽填充有柔性材料，该柔性材料与定子桨叶10的径向外端部13接触并形成密封元件31。密封元件相对于定子桨叶10的径向外端部13位于径向外部位置，并且沿着定子桨叶10的径向外端部13轴向地延伸。此外，内部护罩20的下游端部22与中间支撑壳体40成一体。
如图3c所示，凹槽35延伸到外部护罩30的下游端部32。密封件60(例如O形环)位于凹槽35的上游端部37处。定子桨叶10的上游端部抵靠密封件。密封件形成密封元件31。此外，定子桨叶10在其径向外端部13处包括平台15，该平台向下游延伸并抵靠外部护罩30。此外，内部护罩20的下游端部22与中间支撑壳体40成一体。
在图3a至图3c所示的三个实施例中，外部护罩30的下游端部32通过附接装置51(例如螺钉)附接到中间支撑壳体40。此外，内部护罩20的下游端部22附接到中间支撑壳体40或与中间支撑壳体成一体。因此，这三个实施例中，内部护罩20相对于外部护罩30的定位不会对定子桨叶10和外部护罩30之间的接合部施加应力，因为该接合部使得能够产生相对位移。内部护罩20相对于外部护罩30定位，外部护罩通过相对于中间支撑壳体40接合内部护罩20并且相对于外部护罩30将内部护罩接合到中间支撑壳体40来吸收涡轮发动机的结构力和操作力。
图4、图5a至5d以及图6示出了用于制造根据本发明的定子桨叶组件1以及用于将定子桨叶组件与中间支撑壳体40组装的方法200中的某些步骤。
金属(例如钛)块201被加工202以形成内部护罩20，内部护罩优选地具有用于附接装置52的孔301。然后将内部护罩20附接203到定子桨叶10(图5a)。插入件302(特别在图5b和图6中可见)优选地插入孔301中。
然后定子桨叶10和外部护罩30被定位204，以便在定子桨叶和外部护罩之间留有空间，该空间将被用于非固定机械接触的合适材料填充(图5b和图6)。该定位优选地使得外部护罩30的下游端部32和内部护罩20的下游端部22位于比定子桨叶10更低的位置并且搁置在支撑工具304上。然后，外部护罩30的耐磨部303优选地位于比定子桨叶10更高的位置。图5b示出了使得能够提升环形外部护罩30的提升工具305的示意图。图6中的箭头306显示了半壳式外部护罩30的径向凸缘位于更高的位置。
然后，例如使用模具307将适于非固定机械接触的材料沉积205在定子桨叶10和外部护罩30之间的接合部处，该模具优选地使得所述材料不粘附到模具上。模具307可以附接到支撑工具304。其结果是形成了定子桨叶组件1，该定子桨叶组件被翻转并组装206到中间支撑壳体40。附接装置51可包括螺钉51a和螺母51b。
上文已经结合具体实施例描述了本发明，这些实施例是说明性的，不应被认为是限制性的。以一般方式，本发明不限于上文所示和/或所描述的示例。使用动词“包括”、“包含”或任何其他变型以及它们的词形变化绝不排除所述要素以外的要素的存在。使用不定冠词“一”、“一个”或定冠词“该”来引入要素并不排除多个这些要素的存在。权利要求中的附图标记并不限制权利要求的范围。

Claims (13)

1.一种用于飞行器涡轮发动机(100)的压缩机(120，130)的定子桨叶组件(1)，所述定子桨叶组件包括：
·内部护罩(20)，
·外部护罩(30)，以及
·定子桨叶(10)，
其中，所述定子桨叶(10)仅附接到所述内部护罩(20)并且与所述外部护罩(30)非固定机械接触；
其中，所述外部护罩(30)包括凹槽(35)，所述凹槽接纳所述定子桨叶(10)的径向外端部(13)；
其特征在于，所述凹槽(35)轴向地延伸到所述外部护罩(30)的下游端部(32)。
2.根据权利要求1所述的定子桨叶组件，其中，所述定子桨叶(10)被焊接到所述内部护罩(20)上。
3.根据前述权利要求中任一项所述的定子桨叶组件，其中，所述外部护罩(30)包括与所述定子桨叶(10)的径向外端部(13)接触的柔性材料的密封元件(31，60)。
4.根据前一项权利要求所述的定子桨叶组件，其中，所述密封元件(31，60)相对于所述定子桨叶(10)的径向外端部(13)至少部分地位于径向外部位置，并且至少部分地沿着所述定子桨叶(10)的径向外端部(13)轴向延伸。
5.根据权利要求3或4所述的定子桨叶组件，其中，所述密封元件(31，60)包括密封件(60)。
6.根据前述权利要求中任一项所述的定子桨叶组件，其中，所述内部护罩(20)是一体的，或者由形成环的多个扇形件构成。
7.一种飞行器涡轮发动机(100)，所述飞行器涡轮发动机包括第一压缩机(120，130)，所述第一压缩机包括根据前述权利要求中任一项所述的定子桨叶组件(1)。
8.根据前一项权利要求所述的飞行器涡轮发动机，所述飞行器涡轮发动机包括位于所述第一压缩机(120)下游的第二压缩机(130)。
9.根据权利要求7或8所述的飞行器涡轮发动机，其中，所述定子桨叶组件(1)中的定子桨叶(10)是位于所述第一压缩机(120)最下游的定子桨叶。
10.根据前一项权利要求所述的飞行器涡轮发动机，所述飞行器涡轮发动机包括优选地直接位于所述第一压缩机(120)下游的中间支撑壳体(40)，所述内部护罩(20)附接到所述中间支撑壳体(40)或与所述中间支撑壳体(40)成一体。
11.根据前一项权利要求所述的飞行器涡轮发动机，其中，所述外部护罩(30)附接到所述中间支撑壳体(40)。
12.一种飞行器，所述飞行器包括根据权利要求7至11中任一项所述的涡轮发动机。
13.一种用于制造根据权利要求1至6中任一项所述的定子桨叶组件(1)的方法(200)，所述方法包括以下步骤：
·将所述定子桨叶(10)附接(203)到所述内部护罩(20)，
·将所述定子桨叶(10)相对于所述外部护罩(30)定位(204)，以及
·在所述定子桨叶(10)和所述外部护罩(30)之间形成(205)非固定机械接触。
CN202280012639.4A 2021-02-02 2022-01-31 飞行器涡轮发动机压缩机的定子桨叶组件 Pending CN116802405A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
BE20215074A BE1029074B1 (fr) 2021-02-02 2021-02-02 Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef
BEBE2021/5074 2021-02-02
PCT/EP2022/052240 WO2022167373A1 (fr) 2021-02-02 2022-01-31 Ensemble redresseur pour compresseur de turbomachine d'aeronef

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN116802405A true CN116802405A (zh) 2023-09-22

Family

ID=74572577

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202280012639.4A Pending CN116802405A (zh) 2021-02-02 2022-01-31 飞行器涡轮发动机压缩机的定子桨叶组件

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20240117747A1 (zh)
EP (1) EP4288668A1 (zh)
CN (1) CN116802405A (zh)
BE (1) BE1029074B1 (zh)
WO (1) WO2022167373A1 (zh)

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3778184A (en) * 1972-06-22 1973-12-11 United Aircraft Corp Vane damping
US8511983B2 (en) * 2008-02-19 2013-08-20 United Technologies Corporation LPC exit guide vane and assembly
FR2950116B1 (fr) * 2009-09-15 2011-12-09 Snecma Redresseur de compresseur pour turbomachine, comprenant des tetes d'aubes montees a l'aide d'un materiau amortisseur de vibrations sur la virole exterieure
EP2799721B8 (fr) 2013-05-03 2016-12-07 Safran Aero Booster S.A. Redresseur de turbomachine axiale avec aubes auxiliaires en pieds d'aubes

Also Published As

Publication number Publication date
BE1029074B1 (fr) 2022-08-29
WO2022167373A1 (fr) 2022-08-11
EP4288668A1 (fr) 2023-12-13
US20240117747A1 (en) 2024-04-11
BE1029074A1 (fr) 2022-08-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10370986B2 (en) Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine
EP1247944B1 (en) Gas turbine frame
EP3118417A1 (en) Shroud assembly for gas turbine engine
EP2192276A2 (en) Mid turbine frame system for gas turbine engine
EP2192270A2 (en) Mid turbine frame system for gas turbine engine
US9222363B2 (en) Angular sector of a stator for a turbine engine compressor, a turbine engine stator, and a turbine engine including such a sector
US20140069107A1 (en) Turboprop engine with compressor turbine shroud
US9982564B2 (en) Turbine frame assembly and method of designing turbine frame assembly
EP3597867B1 (en) Sealing configuration using a bellows to reduce air leakage
US11181009B2 (en) Assembly for a turbomachine
EP2971615B1 (en) Low leakage duct segment using expansion joint assembly
US6305899B1 (en) Gas turbine engine
EP3012418B1 (en) Stator assembly, gas turbine engine, and method for guiding the motion of an inner diameter shroud
EP3336318A1 (en) Struts for exhaust frames of turbine systems
US10161266B2 (en) Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine
CN116802405A (zh) 飞行器涡轮发动机压缩机的定子桨叶组件
EP3816404A1 (en) Seal assembly for use in gas turbine engines
US8801376B2 (en) Fabricated intermediate case with engine mounts
US11946645B2 (en) Combustor casing component for a gas turbine engine
EP3460196B1 (en) Bearing assembly for a variable stator vane
US20190106998A1 (en) Air flow straightening assembly and turbomachine including such an assembly
US11946384B2 (en) Compressor housing for a turbine engine
CN104428496A (zh) 包括由柔性固定装置连接的复合部件和金属部件的燃气涡轮发动机

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