RU2368790C2 - Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату - Google Patents

Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату Download PDF

Info

Publication number
RU2368790C2
RU2368790C2 RU2005119717/06A RU2005119717A RU2368790C2 RU 2368790 C2 RU2368790 C2 RU 2368790C2 RU 2005119717/06 A RU2005119717/06 A RU 2005119717/06A RU 2005119717 A RU2005119717 A RU 2005119717A RU 2368790 C2 RU2368790 C2 RU 2368790C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine
combustion chamber
nozzle apparatus
rigidly connected
nozzle block
Prior art date
Application number
RU2005119717/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2005119717A (ru
Inventor
Каролин ОМОН (FR)
Каролин ОМОН
Эрик КОНЕТ (FR)
Эрик КОНЕТ
СУЗА Марио Сезар ДЕ (FR)
СУЗА Марио Сезар ДЕ
Дидье Ипполит ЭРНАНДЕЗ (FR)
Дидье Ипполит ЭРНАНДЕЗ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2005119717A publication Critical patent/RU2005119717A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2368790C2 publication Critical patent/RU2368790C2/ru

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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/007—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel constructed mainly of ceramic components
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
    • F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05B—INDEXING SCHEME RELATING TO WIND, SPRING, WEIGHT, INERTIA OR LIKE MOTORS, TO MACHINES OR ENGINES FOR LIQUIDS COVERED BY SUBCLASSES F03B, F03D AND F03G
    • F05B2230/00—Manufacture
    • F05B2230/60—Assembly methods
    • F05B2230/604—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, e.g. pins
    • F05B2230/606—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centering, 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
    • 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
    • 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)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Ceramic Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Gasket Seals (AREA)

Abstract

Газовая турбина содержит сопловой аппарат турбины высокого давления с неподвижными лопатками, распределенными вокруг оси, совпадающей с осью камеры сгорания, внутреннюю и внешнюю металлические оболочки, а также внутреннюю и внешнюю гибкие соединительные детали. Сопловой аппарат механически соединен с задней концевой частью камеры сгорания и образует с ней единый узел. Узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, расположен между внутренней и внешней металлическими оболочками. Внутренняя и внешняя гибкие соединительные детали соединяют узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, с внутренней и внешней металлическими оболочками для поддержания указанного узла между оболочками. Газовая турбина дополнительно содержит средства блокировки разворота соплового аппарата турбины вокруг своей оси относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек во избежание передачи усилий, оказываемых на лопатки соплового аппарата турбины газовым потоком, поступающим из камеры сгорания, на части соединительных деталей, расположенных между узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, и металлическими оболочками. Изобретение позволяет использовать соединительные детали, не рассчитанные выдерживать вращающие и смещающие усилия. 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к области газовых турбин, в частности, используемых в авиационных двигателях или промышленных турбинах. Более конкретно оно касается конструкции камеры сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату турбины высокого давления.
Уровень техники
В известных газовых турбинах, содержащих кольцевые камеры сгорания, сопловой аппарат турбины высокого давления (БД), образующий входную ступень турбины, устанавливают таким образом, чтобы он был механически соединен с задней концевой частью камеры сгорания (во всем тексте настоящей заявки термины «передний» и «задний», а также «спереди» и «сзади» подразумевают положение относительно направления течения газов сгорания, образующихся в камере). Узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины ВД, может при этом поддерживаться соединительными деталями, соединенными с внутренней и с внешней металлическими оболочками.
Такая конструкция позволяет обеспечить более высокую степень непрерывности канала течения газов в месте соединения камеры сгорания с сопловым аппаратом турбины, а также облегчает обеспечение герметичности этого соединения по сравнению с конструкцией, в которой камера сгорания и сопловой аппарат турбины ВД по отдельности присоединены к внутренней и внешней металлическим оболочкам.
В заявке FR 2825787 A, F23R 3/60; F23R 3/50; F02C 7/20; F01D 9/04, 13.12.2002, поданной заявителем настоящего изобретения, описана газовая турбина - ближайший аналог настоящего изобретения. В известной турбине имеется камера сгорания с сопловым аппаратом турбины, присоединенным к ее задней концевой части. Камера сгорания выполнена из композитного материала с керамической матрицей (Ceramic Matrix Composite - CMC), а узел, состоящий из камеры сгорания и соплового аппарата турбины ВД, удерживается между внутренней и внешней металлическими оболочками при помощи тонких соединительных деталей, разделенных на секторы с целью компенсации относительных смещений, вызванных значительной разницей коэффициентов расширения металла и композитного керамического материала.
Хотя соединение соплового аппарата турбины ВД с камерой сгорания дает вышеуказанные преимущества, оно в то же время связано со следующими затруднениями. Сопловой аппарат турбины ВД содержит неподвижные (направляющие) лопатки, расположенные в канале течения газового потока. Вращающее усилие, прилагаемое газовым потоком к лопаткам, передается соединительным элементам, размеры которых должны быть подобраны с учетом этого обстоятельства при условии сохранения необходимой способности к деформации, поскольку они соединяют элементы, выполненные из материалов со значительно различающимися коэффициентами расширения.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении указанного затруднения. В соответствии с изобретением для решения поставленной задачи предлагается газовая турбина, содержащая:
- кольцевую камеру сгорания,
- сопловой аппарат турбины высокого давления, содержащий неподвижные лопатки, распределенные вокруг оси, совпадающей с осью камеры сгорания, причем сопловой аппарат механически соединен с задней концевой частью камеры сгорания,
- внутреннюю и внешнюю металлические оболочки, между которыми расположен узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины,
- и внутреннюю и внешнюю гибкие соединительные детали, соединяющие узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, соответственно с внутренней и внешней металлическими оболочками для поддержания указанного узла между оболочками.
В соответствии с изобретением в турбине дополнительно предусмотрены средства блокировки разворота соплового аппарата турбины вокруг своей оси относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек во избежание передачи усилий, оказываемых на лопатки соплового аппарата турбины газовым потоком, поступающим из камеры сгорания, на части соединительных деталей, расположенных между узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, и металлическими оболочками.
Благодаря этому соединительные детали могут быть спроектированы только для поддержания узла, образованного камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины ВД, между металлическими оболочками и не рассчитаны на то, чтобы выдерживать вращающие или смещающие усилия.
В оптимальном варианте средства блокировки содержат блокирующие элементы, взаимодействующие с выступающей частью, жестко соединенной с металлической оболочкой, и с фланцем, жестко соединенным с сопловым аппаратом турбины. При этом выступающая часть, жестко соединенная с металлической оболочкой, может быть образована радиальным фланцем. В частности, блокирующие элементы могут воздействовать на радиальный фланец, жестко соединенный с металлической оболочкой, и на радиальный фланец, жестко соединенный с сопловым аппаратом турбины, между которыми может быть расположена кольцевая уплотнительная прокладка. Блокирующие элементы могут содержать ориентированные в осевом направлении стержни для крепления уплотнительной прокладки.
В соответствии с частным вариантом осуществления изобретения фланец, жестко соединенный с сопловым аппаратом турбины, расположен на конце соединительной детали, прикрепленном к сопловому аппарату турбины.
В оптимальном варианте для лучшего распределения усилий предусмотрены первые блокирующие элементы, действующие между радиальным фланцем, жестко соединенным с внутренней металлической оболочкой, и внутренним радиальным фланцем, жестко соединенным с сопловым аппаратом турбины, и вторые блокирующие элементы, действующие между радиальным фланцем, жестко соединенным с внешней металлической оболочкой, и внешним радиальным фланцем, жестко соединенным с сопловым аппаратом турбины.
Задние концевые части камеры сгорания предпочтительно зажаты между полками лопаток соплового аппарата турбины и концевыми частями соединительных деталей при помощи соединительных элементов, соединяющих в единый узел соединительные детали, камеру сгорания и сопловой аппарат турбины.
Настоящее изобретение применимо к газовым турбинам, содержащим камеру сгорания, выполненную из материала CMC или из жаропрочных металлических материалов. Соединительные детали также могут быть выполнены из металлических материалов или, по меньшей мере, частично из материала CMC.
Краткое описание чертежей
Другие свойства и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания, содержащего ссылки на прилагаемые чертежи и не вносящего каких-либо ограничений. На чертежах:
фиг.1 схематично изображает часть газовой турбины в осевом разрезе,
фиг.2 и 3 изображают в перспективе часть узла, содержащего заднюю концевую часть камеры сгорания и сопловой аппарат турбины ВД, а также соединительные детали газовой турбины по фиг.1,
на фиг.4-6 представлены детальные изображения вариантов осуществления блокировки разворота соплового аппарата турбины ВД.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
На фиг.1 изображена в осевом разрезе газовая турбина, содержащая кольцевую камеру 10 сгорания, сопловой аппарат 20 турбины высокого давления, механически соединенный с задней концевой частью камеры 10 сгорания, внутреннюю кольцевую металлическую оболочку 30 и внешнюю кольцевую металлическую оболочку 40, а также соединительные детали 50, 60, удерживающие узел, образованный камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20, в пространстве, ограниченном оболочками 30 и 40.
Камера 10 сгорания ограничена внутренней кольцевой стенкой 12 и внешней кольцевой стенкой 13, имеющими общую ось 11, и передней торцевой (лобовой) стенкой 14, прикрепленной к стенкам 12 и 13. По хорошо известной технологии лобовая стенка 14 содержит несколько отверстий 14а, распределенных вокруг оси 11, в которых размещены форсунки, предназначенные для подачи топлива и окислителя в камеру сгорания.
Сопловой аппарат 20 турбины ВД, образующий входную часть турбины, содержит неподвижные (направляющие) лопатки, распределенные по окружности вокруг оси 11. Как видно из фиг.2 и 3, каждая лопатка содержит перо 21, концы которого жестко прикреплены к внутренней полке 22 (полке замка) и к внешней (бандажной) полке 23. Полки 22, 23 имеют форму расположенных встык кольцевых секторов. Внутренние поверхности полок 22, 23 ограничивают канал течения газов в сопловом аппарате. Каждой паре полок, состоящей из внутренней полки и внешней полки, может соответствовать одна или несколько лопаток.
Внутренняя металлическая оболочка 30 состоит из двух частей 31, 32, соединенных болтовым соединением при помощи соответствующих фланцев 31а, 32а. Аналогичным образом внешняя металлическая оболочка 40 состоит из двух частей 41, 42, соединенных болтовым соединением при помощи соответствующих фланцев 41а, 42а. Через пространство 33, расположенное между внутренней стенкой 12 камеры 10 и внутренней оболочкой 30, а также через пространство 43, расположенное между внешней стенкой 13 камеры 10 и внешней оболочкой 40, распространяются потоки охлаждающего вторичного воздуха (обозначенные стрелками f), обтекающие камеру 10 сгорания.
В представленном примере внутренняя соединительная деталь 50 имеет первый конец 51 в форме фланца, который соединен с внутренней оболочкой 30, будучи вставлен между фланцами 31а, 32а и скреплен с ними болтами. Другим своим концом 52 соединительная деталь 50 соединена с задней концевой частью 12а внутренней стенки 12 камеры 10 сгорания. Часть соединительной детали 50, проходящая через пространство 33, имеет криволинейную форму, по существу, S-образного сечения, что обеспечивает ее гибкость, необходимую для компенсации разницы радиального расширения камеры 10 сгорания и оболочки 30, особенно в случае, если камера 10 сгорания выполнена из CMC.
В частности, в этом случае в составе внутренней соединительной детали 50 выделяют несколько секторных планок 52а, проходящих от второго конца 52 соединительной детали на некоторое расстояние в направлении ее первого конца 51. Это выделение может быть осуществлено при помощи прорезей 52b, разделяющих планки 52а и проходящих от второго конца 52 до отверстий 54, предусмотренных в соединительной детали 50 и распределенных по окружности вокруг оси 11 для обеспечения возможности поступления потоков вторичного воздуха в пространство 33. Прорези 52b позволяют скомпенсировать разность расширения в направлении по окружности.
В представленном примере внешняя соединительная деталь 60 имеет первый конец 61, соединенный с внутренней стенкой внешней оболочки 40. Для этого в крае 61 детали 60 предусмотрены отверстия 61а, в которые вставлены резьбовые шпильки, расположенные на внутренней стенке оболочки 40 и распределенные по окружности вокруг оси 11, причем соединение осуществлено при помощи гаек 61b. Вторым своим концом 62 соединительная деталь 60 соединена с задней концевой частью 13а внешней стенки 13 камеры 10 сгорания. Часть соединительной детали 60, проходящая через пространство 43, имеет криволинейную форму, по существу, S-образного сечения, что обеспечивает ее гибкость, необходимую для компенсации разницы расширения внешней оболочки 40 и камеры 10 сгорания, особенно в случае, если последняя выполнена из CMC. В частности, в этом случае дополнительно производят выделение в составе внешней соединительной детали 60 нескольких секторных планок 62а, подобно тому, как это сделано в отношении внутренней соединительной детали 50. Таким образом, прорези 62b, разделяющие планки 62а, проходят от второго конца 62 соединительной детали 60 на некоторое расстояние в направлении первого конца 61, например, до отверстий 64, обеспечивающих возможность поступления вторичных потоков воздуха в пространство 43.
Если стенки камеры сгорания выполнены из жаропрочного металлического материала, образование секторов в соединительных деталях 50 и 60 может не потребоваться.
Разумеется, первый конец 61 соединительной детали 60 может быть соединен с внешней оболочкой 40 при помощи соединительных фланцев 41а, 42а так же, как первый конец 51 соединительной детали 50. В свою очередь, первый конец 51 соединительной детали 50 может быть соединен с внутренней оболочкой 30 иначе, чем при помощи фланцев 31а, 32а.
В оптимальном варианте для механического соединения заднего конца камеры 10 сгорания, разделенных на секторы концов соединительных деталей и полок соплового аппарата 20 с внутренней и внешней стороны используют одни и те же средства соединения.
В представленном примере средства соединения содержат резьбовые шпильки 22а, направленные в радиальном направлении внутрь от полок 22 и жестко соединенные с ними, и резьбовые шпильки 23а, направленные в радиальном направлении наружу от полок 23 и жестко соединенные с ними.
Внутренняя стенка 12 камеры 10 сгорания имеет заднюю концевую часть 12а, которая прижимается к внешней стороне полок 22, доходя, по существу, вплоть до их заднего края. Для этого в концевой части камеры сгорания предусмотрены отверстия 12b, через которые проходят резьбовые шпильки 22а. Аналогичным образом конец 52 соединительной детали 50 прижимается к задней концевой части 12а стенки камеры сгорания, причем в планках 52а предусмотрены отверстия 52с, через которые проходят резьбовые шпильки 22а. Для осуществления соединения используют гайки 22b, навинченные на резьбовые шпильки и стягивающие полки 22, концевую часть 12а камеры сгорания и планки 52а, упираясь в выступы 52d, которые предусмотрены на планках 52а и через которые проходят отверстия 52 с.
В задней концевой части 13а внешней стенки 13 камеры 10 сгорания, которая прижимается к внешней стороне полок 23, предусмотрены выемки 13b, через которые проходят резьбовые шпильки 23а. Конец 62 соединительной детали 60 прижимается к наружной поверхности задней концевой части 13а внешней стенки 13 камеры сгорания, причем в планках 62b предусмотрены выемки 62с, через которые проходят резьбовые шпильки 23а, обеспечивающие возможность установки данной стенки. Гайки 23b, навинченные на резьбовые шпильки 23а, стягивают полки 23, концевую часть 13а камеры сгорания и планки 62а, упираясь в последние.
Следует отметить, что соединение, предусмотренное между камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20, позволяет добиться высокого уровня герметичности в их стыке. Кроме того, для обеспечения непрерывности основного канала течения газового потока, поступающего из камеры сгорания (и обозначенного стрелкой F), в местах соединения задних концевых частей 12а, 13а с остальными частями стенок 12, 13 предусмотрены небольшие уступы 12d, 13d, как это показано на фиг.1. Таким образом, канал течения газов на выходе из камеры сгорания, по существу, гладко и неразрывно соединяется с каналом течения газов в сопловом аппарате.
В полках 22, 23 предусмотрены отверстия (не представлены на чертежах), сообщающиеся с отверстиями, предусмотренными в концевых частях 12а, 13а стенок камеры 10 и в кольцах 24, 26, которые обеспечивают возможность прохождения охлаждающего воздуха из пространств 33, 43 к неподвижным лопаткам 21 соплового аппарата 20.
В соответствии с одной из отличительных особенностей изобретения для предотвращения разворота соплового аппарата без передачи вращающего или смещающего усилия на части соединительных деталей 50, 60 предусмотрены средства блокировки.
В варианте осуществления по фиг.1-3 средства блокировки образованы штифтами 35, жестко соединенными с внутренней оболочкой 30, которые входят в радиальные выемки 55b, предусмотренные во фланце 55, жестко соединенном с сопловым аппаратом 20. В представленном примере штифты 35 вытянуты в осевом направлении, распределены по окружности вокруг оси 11 и закреплены на радиальном фланце 36, жестко соединенном с оболочкой 30, по существу, вблизи заднего края соплового аппарата 20. Штифты 35 могут быть прикреплены к фланцу 36 методом запрессовки в отверстия, предусмотренные во фланце 36, или же приварены к нему. В представленном примере фланец 55 также разделен на секторы, причем секторы 55а, образующие этот фланец, жестко соединены с секторными планками 52а соединительной детали 50 и расположены вблизи ее заднего края, позади от места соединения соединительной детали 50 с сопловым аппаратом 20, так что секторы 55а оказываются жестко соединены с внутренними полками 22 соплового аппарата.
Следует отметить, что герметичность заднего края пространства 33 обеспечивается при помощи кольцевой прокладки 37 типа «омега», расположенной в пазе фланца 36 и прижатой к фланцу 55. Таким образом, фланцы 36 и 55 играют двойную роль, обеспечивая поддержку уплотнительной прокладки и средств блокировки разворота соплового аппарата.
В альтернативном варианте блокирующие штифты, ориентированные в осевом направлении, могут быть прикреплены к фланцу 55 и входить в углубления (например, продолговатые глухие отверстия), предусмотренные во фланце 36.
С внешней стороны герметичность заднего края пространства 43 обеспечивается ленточной прокладкой 38, основание которой расположено в кольцевом пазе 26b, радиально открытом наружу и предусмотренном в торце кольцевого фланца 26. Этот фланец состоит из секторов 26а, жестко скрепленных с внешними полками 23 и расположенных вблизи заднего края соплового аппарата 20. Прокладка 38 закреплена при помощи стержней 25, проходящих через бортики паза 26b и ориентированных в осевом направлении. Прокладка 38 прижимается к выступу 46а, предусмотренному на радиальном фланце 46, жестко соединенном с оболочкой 40 на заднем крае соплового аппарата 20.
В процессе эксплуатации усилие, оказываемое на лопатки соплового аппарата газовым потоком, поступающим из камеры 10 сгорания, передается штифтам 35 через резьбовые шпильки 22а и фланец 55, причем на соединительные детали 50 и 60 не воздействует никакое вращающее усилие. Таким образом, нет необходимости увеличивать размеры этих соединительных деталей. Более того, в случае использования камеры сгорания, выполненной из материала CMC, соединительные детали также могут быть выполнены из материала CMC. При этом разделение соединительных деталей на секторы в месте их соединения с камерой сгорания более не является необходимым, однако такое разделение может быть желательно в местах их соединения с внутренней и с внешней металлическими оболочками.
На фиг.4 представлен другой вариант осуществления изобретения, который отличается от варианта осуществления по фиг.1-3 тем, что штифты 35 входят в выемки 24b, предусмотренные в разделенном на секторы фланце 24, жестко соединенном непосредственно с внутренними полками 22, причем каждый сектор фланца соответствует одной из внутренних полок 22. В этом случае задние края внутренней стенки 12 камеры 10 сгорания и планок 52а соединительной детали 50, а также задние края внешней стенки 13 камеры 10 сгорания и планок 62а соединительной детали 60 расположены на некотором расстоянии от заднего края соплового аппарата 20.
На фиг.5 представлен еще один вариант осуществления изобретения, который отличается от варианта осуществления по фиг.1-3 тем, что дополнительно обеспечивает блокировку разворота соплового аппарата 20 относительно внешних полок 23.
В оптимальном варианте для этого используют стержни 25' для крепления прокладки 38, продлевая их в направлении течения газового потока так, что они входят в отверстия 46с, предусмотренные во фланце 46. Стержни 25' могут иметь большие размеры, т.е. их диаметр может быть увеличен по сравнению с размерами, достаточными для поддержания уплотнительной прокладки 38.
Вариант осуществления изобретения по фиг.5, в котором осуществляется блокировка разворота относительно как внутренних, так и внешних полок, оптимален, т.к. он позволяет обеспечить распределение передаваемого усилия между сопловым аппаратом и металлическими оболочками. Разумеется, для блокировки разворота соплового аппарата относительно внешних полок могут быть использованы конструкции, сходные с используемыми в варианте осуществления по фиг.4, т.е. блокирующие штифты 27, прикрепленные к фланцу 46 и входящие в продолговатые глухие отверстия 26с, предусмотренные во фланце 26, как это показано на фиг.6.

Claims (9)

1. Газовая турбина, содержащая:
кольцевую камеру (10) сгорания,
сопловой аппарат (20) турбины высокого давления, содержащий неподвижные лопатки, распределенные вокруг оси, совпадающей с осью камеры сгорания, причем сопловой аппарат механически соединен с задней концевой частью камеры сгорания и образует с ней единый узел,
внутреннюю и внешнюю металлические оболочки (30, 40), между которыми расположен узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины,
и внутреннюю и внешнюю гибкие соединительные детали (50, 60), соединяющие узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины соответственно с внутренней и с внешней металлическими оболочками для поддержания указанного узла между оболочками,
отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства (35; 25'; 27) блокировки разворота соплового аппарата (20) турбины вокруг своей оси относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек (30, 40) во избежание передачи усилий, оказываемых на лопатки соплового аппарата турбины газовым потоком, поступающим из камеры (10) сгорания, на части соединительных деталей (50, 60), расположенных между узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, и металлическими оболочками.
2. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что средства блокировки содержат блокирующие элементы, взаимодействующие с выступающей частью (36, 46), жестко соединенной с металлической оболочкой (30, 40), и с фланцем (55, 26; 24), жестко соединенным с сопловым аппаратом турбины.
3. Турбина по п.2, отличающаяся тем, что выступающая часть, жестко соединенная с металлической оболочкой, образована радиальным фланцем (36, 46).
4. Турбина по п.2, отличающаяся тем, что блокирующие элементы выполнены воздействующими на радиальный фланец, жестко соединенный с металлической оболочкой (30, 40), и на радиальный фланец, жестко соединенный с сопловым аппаратом турбины, между которыми расположена кольцевая уплотнительная прокладка (37, 38).
5. Турбина по п.4, отличающаяся тем, что блокирующие элементы содержат ориентированные в осевом направлении стержни (25') для крепления уплотнительной прокладки.
6. Турбина по п.2, отличающаяся тем, что фланец (55), жестко соединенный с сопловым аппаратом турбины, расположен на конце (52) соединительной детали (50), прикрепленном к сопловому аппарату (20) турбины.
7. Турбина по п.2, отличающаяся тем, что содержит первые блокирующие элементы (35), действующие между радиальным фланцем, жестко соединенным с внутренней металлической оболочкой, и внутренним радиальным фланцем, жестко соединенным с сопловым аппаратом турбины, и вторые блокирующие элементы (25′), действующие между радиальным фланцем, жестко соединенным с внешней металлической оболочкой, и внешним радиальным фланцем, жестко соединенным с сопловым аппаратом турбины.
8. Турбина по п.1, отличающаяся тем, что задние концевые части (12а, 13а) камеры (10) сгорания зажаты между полками (22, 23) лопаток соплового аппарата турбины и концевыми частями (52а, 62а) соединительных деталей при помощи соединительных элементов (22а-22b, 23а-23b), соединяющих в единый узел соединительные детали, камеру сгорания и сопловой аппарат турбины.
9. Турбина по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что стенки камеры сгорания и, по меньшей мере, частично соединительные детали выполнены из композитного материала с керамической матрицей.
RU2005119717/06A 2004-06-17 2005-06-16 Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату RU2368790C2 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0406595A FR2871845B1 (fr) 2004-06-17 2004-06-17 Montage de chambre de combustion de turbine a gaz avec distributeur integre de turbine haute pression
FR0406595 2004-06-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2005119717A RU2005119717A (ru) 2006-12-27
RU2368790C2 true RU2368790C2 (ru) 2009-09-27

Family

ID=34942372

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2005119717/06A RU2368790C2 (ru) 2004-06-17 2005-06-16 Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату

Country Status (8)

Country Link
US (1) US7237388B2 (ru)
EP (1) EP1607582B1 (ru)
JP (1) JP2006002773A (ru)
CA (1) CA2509797C (ru)
DE (1) DE602005001979T2 (ru)
ES (1) ES2290865T3 (ru)
FR (1) FR2871845B1 (ru)
RU (1) RU2368790C2 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2550417C2 (ru) * 2010-02-25 2015-05-10 Турбомека Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя
RU2785313C1 (ru) * 2019-12-10 2022-12-06 Сименс Энерджи Глоубл Гмбх Унд Ко. Кг Камера сгорания с охлаждением стенок

Families Citing this family (58)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7805946B2 (en) * 2005-12-08 2010-10-05 Siemens Energy, Inc. Combustor flow sleeve attachment system
US7934382B2 (en) * 2005-12-22 2011-05-03 United Technologies Corporation Combustor turbine interface
US7578134B2 (en) * 2006-01-11 2009-08-25 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
JPWO2007114520A1 (ja) * 2006-03-30 2009-08-20 日本電気株式会社 物品管理システムおよび物品管理方法
US7681403B2 (en) 2006-04-13 2010-03-23 General Electric Company Forward sleeve retainer plate and method
US20100225902A1 (en) * 2006-09-14 2010-09-09 General Electric Company Methods and apparatus for robotically inspecting gas turbine combustion components
US7765809B2 (en) * 2006-11-10 2010-08-03 General Electric Company Combustor dome and methods of assembling such
FR2914707B1 (fr) * 2007-04-05 2009-10-30 Snecma Propulsion Solide Sa Procede d'assemblage avec recouvrement de deux pieces ayant des coefficients de dilatation differents et assemblage ainsi obtenu
US8726675B2 (en) * 2007-09-07 2014-05-20 The Boeing Company Scalloped flexure ring
US20090067917A1 (en) 2007-09-07 2009-03-12 The Boeing Company Bipod Flexure Ring
FR2929690B1 (fr) 2008-04-03 2012-08-17 Snecma Propulsion Solide Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz
EP2180143A1 (en) * 2008-10-23 2010-04-28 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine
US8875520B2 (en) * 2008-12-31 2014-11-04 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine device
US9074005B2 (en) * 2009-01-02 2015-07-07 Washington State University Compositions and methods for modulating plant disease resistance and immunity
US8745989B2 (en) * 2009-04-09 2014-06-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Reverse flow ceramic matrix composite combustor
US8206096B2 (en) * 2009-07-08 2012-06-26 General Electric Company Composite turbine nozzle
US8226361B2 (en) * 2009-07-08 2012-07-24 General Electric Company Composite article and support frame assembly
US8646276B2 (en) * 2009-11-11 2014-02-11 General Electric Company Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling
US9234431B2 (en) * 2010-07-20 2016-01-12 Siemens Energy, Inc. Seal assembly for controlling fluid flow
FR2964145B1 (fr) * 2010-08-26 2018-06-15 Safran Helicopter Engines Procede d'accrochage de blindage sur carter de turbine et ensemble d'accrochage pour sa mise en oeuvre
US8448444B2 (en) 2011-02-18 2013-05-28 General Electric Company Method and apparatus for mounting transition piece in combustor
US9335051B2 (en) * 2011-07-13 2016-05-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly
JP6162949B2 (ja) * 2011-12-16 2017-07-12 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Ｃｍｃライナの強化冷却のための一体化バッフルシステム
US20130152591A1 (en) * 2011-12-16 2013-06-20 General Electric Company System of integrating baffles for enhanced cooling of cmc liners
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
US9108736B2 (en) 2012-06-05 2015-08-18 United Technologies Corporation Nacelle inner flow structure leading edge latching system
US9169930B2 (en) * 2012-11-02 2015-10-27 Metallic Hi Temperature Seal Systems, LLC High temperature seal assembly
FR3002272A1 (fr) * 2013-02-19 2014-08-22 Snecma Secteur de distributeur a anti-rotation pour secteur adjacent
US9982628B2 (en) 2013-03-06 2018-05-29 United Technologies Corporation Exhaust system having a flow path liner supported by structural duct segments
US9488110B2 (en) 2013-03-08 2016-11-08 General Electric Company Device and method for preventing leakage of air between multiple turbine components
EP3299583B1 (en) * 2013-09-10 2019-10-30 United Technologies Corporation Dual anti surge and anti rotation feature on first vane support
US10436446B2 (en) 2013-09-11 2019-10-08 General Electric Company Spring loaded and sealed ceramic matrix composite combustor liner
FR3010774B1 (fr) * 2013-09-16 2018-01-05 Safran Aircraft Engines Turbomachine a chambre de combustion maintenue par une couronne de fixation metallique
WO2015050629A1 (en) * 2013-10-04 2015-04-09 United Technologies Corporation Combustor panel with multiple attachments
FR3017928B1 (fr) * 2014-02-27 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Turbomachine a bride externe de chambre de combustion de type "sandwich"
JP6429764B2 (ja) * 2015-12-24 2018-11-28 三菱重工航空エンジン株式会社 ガスタービン
US10378771B2 (en) 2016-02-25 2019-08-13 General Electric Company Combustor assembly
US10281153B2 (en) * 2016-02-25 2019-05-07 General Electric Company Combustor assembly
ES2684672T3 (es) 2016-04-05 2018-10-04 MTU Aero Engines AG Disposición de unión para componentes de materiales de trabajo compuestos reforzados con fibras cerámicos de una carcasa intermedia de turbina
EP3228820B1 (en) * 2016-04-08 2020-07-22 Ansaldo Energia Switzerland AG Turboengine comprising a vane carrier unit
US20170370583A1 (en) * 2016-06-22 2017-12-28 General Electric Company Ceramic Matrix Composite Component for a Gas Turbine Engine
US10393380B2 (en) * 2016-07-12 2019-08-27 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Combustor cassette liner mounting assembly
US10378770B2 (en) * 2017-01-27 2019-08-13 General Electric Company Unitary flow path structure
US10393381B2 (en) * 2017-01-27 2019-08-27 General Electric Company Unitary flow path structure
US20180223691A1 (en) * 2017-02-03 2018-08-09 United Technologies Corporation Case flange with stress reducing features
US10253643B2 (en) 2017-02-07 2019-04-09 General Electric Company Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10385776B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods for assembling a unitary flow path structure
US10385709B2 (en) 2017-02-23 2019-08-20 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine
US10247019B2 (en) 2017-02-23 2019-04-02 General Electric Company Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly
US10378373B2 (en) 2017-02-23 2019-08-13 General Electric Company Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US10253641B2 (en) 2017-02-23 2019-04-09 General Electric Company Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
CN108869041B (zh) * 2017-05-12 2020-07-14 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 用于燃气轮机的前端转向勺状件
US10385731B2 (en) 2017-06-12 2019-08-20 General Electric Company CTE matching hanger support for CMC structures
US10746035B2 (en) 2017-08-30 2020-08-18 General Electric Company Flow path assemblies for gas turbine engines and assembly methods therefore
FR3080145B1 (fr) * 2018-04-17 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche
EP3674081B1 (en) * 2018-12-31 2022-02-23 Ansaldo Energia Switzerland AG High-temperature resistant tiles and manufacturing method thereof
CN113685844B (zh) * 2021-08-24 2022-11-25 中国航发湖南动力机械研究所 一种燃烧室全环试验件小弯管装配工装
CN116105177A (zh) * 2023-03-10 2023-05-12 中国航发湖南动力机械研究所 一种陶瓷基火焰筒

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR692826A (fr) * 1929-06-04 1930-11-12 Dispositif de fixation de distributeurs de turbines
US2420135A (en) * 1944-06-07 1947-05-06 Elliott Co Support for expansible members
GB1089660A (en) * 1966-04-25 1967-11-01 Rolls Royce Gas turbine engine combustion equipment
US4566851A (en) * 1984-05-11 1986-01-28 United Technologies Corporation First stage turbine vane support structure
US5188507A (en) * 1991-11-27 1993-02-23 General Electric Company Low-pressure turbine shroud
DE4323706A1 (de) * 1993-07-15 1995-01-19 Abb Management Ag Gasturbine
FR2728016B1 (fr) * 1994-12-07 1997-01-17 Snecma Distributeur monobloc non-sectorise d'un stator de turbine de turbomachine
US6397603B1 (en) * 2000-05-05 2002-06-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Conbustor having a ceramic matrix composite liner
FR2825780B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Architecure de chambre de combustion de turbomachine en materiau a matrice ceramique
FR2825783B1 (fr) * 2001-06-06 2003-11-07 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees
FR2825785B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties
FR2825787B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples
FR2825784B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
FR2831600B1 (fr) * 2001-10-25 2004-01-02 Snecma Moteurs Dispositif d'arret en rotation d'un secteur porteur d'aubes fixes dans une virole d'une turbomachine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2550417C2 (ru) * 2010-02-25 2015-05-10 Турбомека Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя
RU2785313C1 (ru) * 2019-12-10 2022-12-06 Сименс Энерджи Глоубл Гмбх Унд Ко. Кг Камера сгорания с охлаждением стенок

Also Published As

Publication number Publication date
DE602005001979D1 (de) 2007-09-27
EP1607582B1 (fr) 2007-08-15
US7237388B2 (en) 2007-07-03
FR2871845B1 (fr) 2009-06-26
RU2005119717A (ru) 2006-12-27
CA2509797A1 (fr) 2005-12-17
DE602005001979T2 (de) 2008-05-08
CA2509797C (fr) 2012-04-24
FR2871845A1 (fr) 2005-12-23
ES2290865T3 (es) 2008-02-16
JP2006002773A (ja) 2006-01-05
US20060032237A1 (en) 2006-02-16
EP1607582A1 (fr) 2005-12-21

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2368790C2 (ru) Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату
RU2367799C2 (ru) Газовая турбина, сопловой аппарат которой герметично связан с одним из концов камеры сгорания
RU2392447C2 (ru) Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала
RU2310795C2 (ru) Газовая турбина с камерой сгорания, выполненной из композитного материала
US10161257B2 (en) Turbine slotted arcuate leaf seal
US8500392B2 (en) Sealing for vane segments
US10550767B2 (en) Gas turbine engine recuperator with floating connection
US6347508B1 (en) Combustor liner support and seal assembly
US7000406B2 (en) Gas turbine combustor sliding joint
EP2278125B1 (en) Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine
US7836702B2 (en) Gas turbine combustor exit duct and HP vane interface
US20060082074A1 (en) Circumferential feather seal
US10662795B2 (en) Rotary assembly for a turbomachine
JP2003021334A (ja) 金属ケーシング内のターボマシンのｃｍｃ燃焼室のための弾性的な取り付け
US20190218924A1 (en) Combustion chamber arrangement
US10697315B2 (en) Full hoop blade track with keystoning segments
US6357752B1 (en) Brush seal
KR102599936B1 (ko) 통합형 상호연결 밀봉부를 가진 링 세그먼트를 구비한 가스 터빈 링 조립체
JP3757999B2 (ja) ガスタービンにおけるスクロールシール構造

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner