RU2604475C2 - Разблокируемое устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, с которым рабочее колесо ротора модуля турбомашины летательного аппарата осуществляет контакт - Google Patents

Разблокируемое устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, с которым рабочее колесо ротора модуля турбомашины летательного аппарата осуществляет контакт Download PDF

Info

Publication number
RU2604475C2
RU2604475C2 RU2014127525/06A RU2014127525A RU2604475C2 RU 2604475 C2 RU2604475 C2 RU 2604475C2 RU 2014127525/06 A RU2014127525/06 A RU 2014127525/06A RU 2014127525 A RU2014127525 A RU 2014127525A RU 2604475 C2 RU2604475 C2 RU 2604475C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ring
axial
axis
axial locking
module
Prior art date
Application number
RU2014127525/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2014127525A (ru
Inventor
Оливье БЕЛЬМОНТ
Себастьен Жан Лоран ПРЕСТЕЛЬ
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 RU2014127525A publication Critical patent/RU2014127525A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2604475C2 publication Critical patent/RU2604475C2/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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/12—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part
    • F01D11/122—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using a rubstrip, e.g. erodible. deformable or resiliently-biased part with erodable or abradable material
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/28—Arrangement of seals
    • 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
    • F05D2230/644—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins for adjusting the position or the alignment, e.g. wedges or eccenters
    • 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
    • F05D2240/14—Casings or housings protecting or supporting assemblies within
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/31—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation
    • F05D2250/312—Arrangement of components according to the direction of their main axis or their axis of rotation the axes being parallel to each other
    • 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
    • F05D2250/30—Arrangement of components
    • F05D2250/35—Arrangement of components rotated
    • 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
    • F05D2250/70—Shape
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Supercharger (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Sealing Using Fluids, Sealing Without Contact, And Removal Of Oil (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала и находящегося в контакте с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата. Устройство содержит опору с опорным отверстием, осевую стопорную часть, причём конструкция устройства обеспечивает возможность вращения стопорной части вокруг оси между осевым стопорным положением для уплотнительного кольца и между положением для извлечения этого кольца через проход для извлечения. Также представлены модуль турбомашины летательного аппарата и турбомашина летательного аппарата, содержащие устройство для стопорения. Изобретение позволяет обеспечить выполнение невыпадающего устройства стопорения уплотнительного кольца первой ступени модуля турбомашины. 3 н. и 7 з.п. ф-лы, 11 ил.

Description

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ, К КОТОРОЙ ОТНОСИТСЯ ИЗОБРЕТЕНИЕ
Изобретение относится к устройству для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала, которое будет входить в контакт с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата.
Изобретение относится, более конкретно, к устройству стопорения в осевом направлении для уплотнительного кольца первой ступени модуля турбомашины, предпочтительно турбины низкого давления.
Изобретение применяется ко всем типам турбомашин летательного аппарата, в частности турбореактивным двигателям и турбовинтовым двигателям.
УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
В модуле турбомашины летательного аппарата, в частности в турбине низкого давления, роторы чередуются с неподвижными рабочими колесами с лопастями, называемыми направляющими лопатками. Уплотнительное кольцо, выполненное из истираемого материала, размещается вокруг каждого ротора, который осуществляет контакт с этим кольцом через посредство периферийных элементов "манжетного уплотнения" для ограничения утечек в основном тракте турбомашины.
На существующих турбомашинах должно быть возможным демонтировать некоторые элементы для того, чтобы они могли испытываться и/или заменяться. Это имеет место, в частности, для некоторых уплотнительных колец, особенно уплотнительного кольца, связанного с первым ротором турбины низкого давления. В этом случае сегментное кольцо должно извлекаться сектор за сектором, предпочтительно, без необходимости удаления ротора. Извлечение затем происходит между кожухом и ротором, когда возможно, в зависимости от пространства между этими двумя элементами.
В традиционных решениях в соответствии с предшествующим уровнем техники уплотнительное кольцо первого ротора турбины низкого давления связано с осевым упорным устройством типа разъемного кольца с С-образным сечением. Удерживающий язычок кругового кольца и удерживающий язычок кругового кожуха - оба вставляются в полую часть С-образного элемента, который сам находится в осевом опирании на часть соседней турбины высокого давления.
Таким образом, чтобы извлечь секторы кругового кольца, модуль турбины низкого давления должен быть снят и затем разъемное кольцо должно отделяться посредством его перемещения вперед. Секторы затем могут скользить через ограниченное пространство заключенного между периферией ротора и кожухом.
Тем не менее, это решение может быть усовершенствовано тем, что ограниченное пространство, заключенное между ротором и кожухом, иногда является слишком тесным для предусматривания извлечения/вставки угловых секторов уплотнительного кольца. Более того, помимо риска потери блокирующего разъемного кольца, следует отметить, что демонтаж и повторный монтаж кольца оказывают пагубный эффект на время технического обслуживания, связанное с этими операциями.
СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Следовательно, цель изобретения заключается в, по меньшей мере, частичном преодолении недостатков, упомянутых выше, с вариантами осуществления в соответствии с предшествующим уровнем техники.
Для достижения этого объектом изобретения является устройство стопорения в осевом направлении для уплотнительного кольца, выполненного из истираемого материала, которое будет входить в контакт с периферией ротора модуля турбомашины летательного аппарата, при этом указанное устройство имеет базовую центральную ось, называемую первой осью.
В соответствии с изобретением устройство содержит:
- опору с опорным отверстием, задающим кольцевой путь с центром на второй оси, параллельной относительно указанной первой оси и на расстоянии от нее; и
- осевую стопорную часть, имеющую проход для извлечения с центром на третьей оси, параллельной относительно указанной второй оси и на расстоянии от нее, при этом стопорная часть задает дополнительный кольцевой путь вокруг ее периферии, взаимодействующий с указанным кольцевым опорным путем, для обеспечения возможности вращения указанной стопорной части относительно этой опоры вдоль указанной второй оси между осевым стопорным положением для уплотнительного кольца и положением для извлечения этого кольца через указанный проход для извлечения, при этом расстояние между первой и третьей осями больше в указанном положении извлечения, чем в указанном осевом стопорном положении.
Двойная эксцентричность устройства в соответствии с изобретением прежде всего делает возможным оптимизировать центрирование прохода для извлечения на первой оси, которая, предпочтительно, соответствует продольной оси турбомашины, в осевом стопорном положении, при этом это центрирование позволяет осевой стопорной части быть обращенной и находиться в контакте с уплотнительным кольцом, предпочтительно, вокруг ее всей периферии. Во-вторых, в положении извлечения проход для извлечения может быть существенно эксцентричным относительно первой оси, например, посредством увеличения до максимума двух эксцентричностей устройства. Это может освободить осевое опирание, по меньшей мере, одного углового сектора уплотнительного кольца, который в таком случае обращен к части прохода для извлечения, через который секторы могут извлекаться и затем повторно вставляться.
Изобретение обеспечивает простое легкое для осуществления решение без требующегося извлечения устройства стопорения в осевом направлении из связанного модуля турбомашины, таким образом, это устройство стопорения может быть выполнено невыпадающим.
Предпочтительно, расстояние между указанными первой и второй осями является идентичным расстоянию между указанными второй и третьей осями. Очевидно, не является необходимым, чтобы это оставалось в пределах объема изобретения.
Предпочтительно, указанный проход для извлечения имеет в основном круглую форму с центром на указанной третьей оси. В связи с этим проход может иметь повторяемость форм на одинаковом расстоянии вокруг его окружного направления, при этом формы в таком случае работают в качестве ограничителей для уплотнительного кольца.
Предпочтительно, указанное опорное отверстие имеет осевой опорный край для указанной осевой стопорной части, при этом указанный край проходит вдоль указанного кольцевого пути и выступает радиально внутрь от него и, предпочтительно, имеет выемку для извлечения указанного уплотнительного кольца.
Предпочтительно, указанная опора имеет периферию в виде фестонов с центром на указанной первой оси, предназначенную для прикрепления опоры на кожух модуля турбомашины. Эта периферия в виде фестонов одновременно может пересекаться средствами крепления кожуха на кожухе соседнего модуля или даже может непосредственно включать в себя эти крепежные средства.
Другим объектом изобретения является модуль турбомашины летательного аппарата, содержащий кожух, ротор, уплотнительное кольцо, выполненное из истираемого материала в контакте с периферией ротора, и устройство стопорения в осевом направлении, как описано выше, взаимодействующее с указанным уплотнительным кольцом.
Предпочтительно, указанная первая ось устройства стопорения в осевом направлении является совпадающей с продольной осью модуля турбомашины.
Предпочтительно, когда в указанном осевом стопорном положении указанное уплотнительное кольцо находится в осевом опирании на 360° на указанную осевую стопорную часть и когда в указанном положении извлечения кольца по меньшей мере один угловой сектор кольца не имеет какого-либо осевого контакта с указанной осевой стопорной частью, этот угловой сектор имеет радиальный внутренний конец, который обращен в осевом направлении к указанному проходу для извлечения.
Предпочтительно, указанная осевая стопорная часть сжимается в осевом направлении между фланцем кожуха и указанным осевым опорным краем.
В заключение, другим предметом изобретения является турбомашина летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один модуль, подобный описанному выше, при этом указанная турбомашина, предпочтительно, содержит средство прикрепления указанного модуля на другой соседний модуль, при этом указанное крепежное средство также используется для прикрепления опоры на кожух модуля.
Другие преимущества и характеристики изобретения станут ясными из подробного неограничивающего описания, данного ниже.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Настоящее описание будет дано со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
- на фиг. 1 показан перспективный вид части турбины низкого давления турбомашины летательного аппарата в соответствии с одним предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения;
- на фиг. 2 показан вид в разрезе устройства осевого стопорения уплотнительного кольца турбины, показанной на предыдущей фигуре, при этом устройство осевого стопорения находится в положении извлечения кольца, при этом эта фиг. 2 также соответствует разрезу, взятому по линии II-II на фиг. 2А;
- фиг. 2A, 2B и 2C представляют собой виды в разрезе по линиям A-A, B-B и C-C на фиг. 2 соответственно;
- фиг. 3 представляет собой вид, аналогичный виду на фиг. 2, с устройством осевого стопорения в положении осевого стопорения;
- на фиг. 4 показан другой частичный перспективный вид турбины низкого давления, показанной на фиг. 1, причем некоторые элементы вырезаны с целью ясности;
- на фиг. 5 показан вид спереди вида, показанного на фиг. 4;
- на фиг. 6 показан вид, аналогичный виду на фиг. 1, с устройством осевого стопорения в положении извлечения уплотнительного кольца;
- на фиг. 7 показан вид, аналогичный виду на фиг. 4, с устройством осевого стопорения в положении для извлечения уплотнительного кольца; и
- на фиг. 8 показан вид, аналогичный виду на фиг. 5, с устройством осевого стопорения в положении для извлечения уплотнительного кольца.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ПРЕДПОЧТИТЕЛЬНЫХ ВАРИАНТОВ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
На фиг. 1 показана турбина низкого давления турбомашины летательного аппарата, предпочтительно турбореактивного двигателя. Турбина 1 содержит внешний кожух 2 в форме тела вращения с центром на продольной оси 4 турбины. Турбина оснащена роторами и неподвижными направляющими лопатками поочередно вдоль осевого направления. Только первый ротор, ротор со стороны впуска, показан на фиг. 1.
В связи с этим отметим, что на протяжении всего описания термины "передний" и "задний" даны со ссылкой на основное направление циркуляции газа через турбину, при этом это направление показано стрелкой 6.
Ротор 8, обеспеченный множеством лопастей, имеет центр на оси 4. Вокруг его периферии он обеспечен манжетными уплотнениями 10, предназначенными для вхождения в контакт с уплотнительным кольцом 12, выполненным из истираемого материала, образом, известным специалистам в данной области техники. Кольцо также называется "истираемым кольцом".
Оно выполнено из множества угловых секторов 12а кольца, образованных непрерывно друг с другом вокруг окружного направления. Оно находится во внешнем радиальном контакте с расширением 14 кожуха 2 и аксиально стопорится в направлении ниже по потоку посредством язычка 16, образованного вокруг периферии кольца и находящегося в контакте с этой частью кожуха.
На расположенной выше по потоку стороне имеется устройство 20, стопорящее в осевом направлении кольцо, конкретное для настоящего изобретения. Это устройство стопорит в осевом направлении перемещение уплотнительного кольца 12 в направлении выше по потоку. Это устройство прикреплено съемным образом, например, посредством болтов 18 на фланце 22 кожуха 2, который выступает радиально внутрь. Это выполнено посредством обеспечения устройства с периферией 26 в виде фестонов с центром на оси 4, с болтом 18, проходящим через каждый выступ.
В показанном предпочтительном варианте осуществления, эти болты 18 используются для скрепления фланца 22 с фланцем 24 кожуха соседней турбины низкого давления.
Устройство 20 теперь будет подробно описано со ссылкой на фиг. 2-3.
Во-первых, устройство 20 имеет опору 30, оснащенную указанной периферией 26 в виде фестонов, с центром на центральной базовой оси устройства, соответствующей оси 4, когда устройство 20 установлено на турбину 1. Следовательно, эта ось будет отмечена позицией 4 и называться первой осью.
Опора 30 обеспечена опорным отверстием 32, задающим кольцевой путь 34 с центром на второй оси 36, параллельной относительно первой оси, и на расстоянии от нее, равном значению "Е1".
Более того, опорное кольцо 32 имеет край 40, проходящий вдоль кольцевого пути 34 и выступающий радиально внутрь от него. Край 40 имеет выемку 42 для извлечения уплотнительного кольца, как будет описано ниже.
Функция края 40 заключается в поддержке в осевом направлении другого элемента устройства 20, а именно осевой стопорной части для кольца, позиция 46.
Осевая стопорная часть 46 имеет проход 48 для извлечения с центром на третьей оси 50, параллельной относительно второй оси 36 и на расстоянии от нее, равном значению "Е2", предпочтительно идентичном Е1.
Более того, часть 46 задает дополнительный кольцевой путь 52 вокруг ее периферии, взаимодействующий с кольцевым путем 34 опоры 30, и следовательно, является центрированным на оси 36. Следовательно, два пути 34, 52 имеют практически одинаковые диаметры.
Двойная эксцентричность, обеспеченная в устройстве 20, делает возможным применять два отдельных положения посредством простого вращения стопорной части 46 вокруг ее оси 36 относительно опоры 30. Эти два положения обеспечивают возможность разблокировки и блокировки соответственно устройства 20 осевого стопорения.
Это определяет положение извлечения кольца через проход 48 для извлечения, как показано на фиг. 2, и осевое стопорное положение для уплотнительного кольца, как показано на фиг. 3.
В положении извлечения проход 48 смещен от оси 4 как можно дальше и значение эксцентричности равно сумме значений E1 и E2. Следовательно, толщина устройства 20 в радиальном направлении является очень непостоянной вокруг окружного направления. Значения радиальной толщины опоры и радиальной толщины части 46 являются максимальными на стороне, диаметрально противоположной выемке 42. Следовательно, сумма этих двух радиальных толщин является очень большой, как можно увидеть на фиг. 2А.
С другой стороны, значения радиальной толщины опоры 30 и радиальной толщины части 46 являются минимальными на стороне выемки 42. Сумма двух радиальных толщин, показанная на фигуре 2С, следовательно, является минимальной и гораздо меньшей, чем толщина на фиг. 2А. Для руководства, на фиг. 2В показана средняя радиальная толщина устройства, которая имеет место между двумя крайними участками, упомянутыми выше.
Как будет описано ниже, радиальное смещение прохода 48 для извлечения делает возможным извлечение угловых секторов 12а кольца через тот же проход на эксцентриковой части, наложенной с выемкой 42 опорного края.
В радиальном стопорном положении, показанном на фиг. 3, проход 48 имеет центр на оси 4 для компенсации эксцентричностей E1, E2. Следовательно, оси 4 и 50 являются совпадающими, подразумевая нулевой промежуток между ними.
Таким образом, толщина 54 устройства 20 остается практически одинаковой вдоль радиального направления вокруг всей окружности. Радиальная толщина опоры является максимальной на стороне, диаметрально противоположной выемке 42, при этом радиальная толщина части 46 является минимальной. Сумма двух радиальных толщин практически является такой же, как сумма на стороне выемки 42, так как радиальная толщина опоры 30 является минимальной, тогда как радиальная толщина части 46 является максимальной.
Как будет описано ниже, центрирование прохода 48 для извлечения означает, что часть 46 образует осевой стопор для кольца вокруг всей длины кольца.
Со ссылкой на фиг. 1, 4 и 5, устройство 20 можно видеть установленным на фланец 22 кожуха 2 в осевом стопорном положении, в котором уплотнительное кольцо 12 находится в контакте в осевом направлении с осевой стопорной частью 46 на 360°, на радиальном внутреннем конце части. Для достижения этого кольцо 12 обеспечено с опорным язычком 60, аксиально выступающим в направлении выше по потоку и в контакте с указанным радиально внутренним концом части 46, как можно видеть на фиг. 1 и на фиг. 4, на которой кольцо 12 показано только схематично.
Это представляет собой заблокированное положение, также называемое активным положением, в котором устройство 20 удерживает кольцо 12 в поступательном перемещении. В этом положении периферия 26 в виде фестонов опоры 30 жестко прикреплена в контакте с фланцем 22 кожуха 2 на расположенной ниже по потоку стороне, при этом часть 46 зажата в осевом направлении между этим фланцем 22 и краем 40 опоры 30. Это зажатие предотвращает смещение стопорной части 46 во время работы турбины и, в частности, предотвращает ее вращение на пути 34.
Со ссылкой на фиг. 6-8 устройство 20 можно видеть в положении извлечения, в котором турбина низкого давления была снята и в котором это устройство 20 осевого стопорения было отделено от фланца 22 посредством снятия или ослабления гаек 18. Тем не менее, опора 30 и часть 46 по-прежнему удерживаются в направлении выше по потоку посредством фланца 22 кожуха, который проходит внутрь в радиальном направлении в достаточной мере таким образом, что устройство 20 не может выходить из турбины. В результате оно является невыпадающим.
Следовательно, часть 46, которая больше не зажимается между фланцем 22 и краем 40, была легко перемещена из ее стопорного положения в ее положение извлечения просто посредством ее вращения вокруг ее оси 36. Как упомянуто выше, в этом положении проход 48 для извлечения смещен от центра и, в частности, освобождает часть выемки 42 края 40. Удерживающий язычок 60 кольца 12 больше не находится в контакте с частью 46 на этой выемке, как можно лучше видеть на фиг. 6 и на фиг. 7, на которых кольцо 12 было показано только схематично. Таким образом, кольцо 12 больше не находится в контакте в осевом направлении со стопорной частью 46 вокруг ее всей периферии. Другими словами, по меньшей мере один угловой сектор кольца 12, расположенный рядом с выемкой 42, не имеет какого-либо осевого контакта со стопорной частью 46, при этом этот угловой сектор имеет внутренний радиальный конец, обращенный в осевом направлении к проходу 48 для извлечения и этой выемке 42.
Следовательно, эти секторы кольца могут извлекаться друг за другом, при этом удерживая ротор 8 на месте посредством скольжения каждого сектора вперед через выемку 42 и эксцентриковую часть прохода 48.
Очевидно, операции, описанные выше, выполняются в обратном порядке, когда кольцо 12 подлежит повторному монтажу в пространство между кожухом 2 и ротором 8.
Очевидно, специалисты в данной области техники могут выполнять различные модификации относительно изобретения, как описано выше только в качестве неограничивающих примеров.

Claims (10)

1. Устройство (20) для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца (12), выполненного из истираемого материала, которое будет входить в контакт с периферией ротора (8) модуля турбомашины летательного аппарата, при этом указанное устройство имеет базовую центральную ось (4), называемую первой осью,
отличающееся тем, что оно содержит:
- опору (30) с опорным отверстием (32), задающим кольцевой путь (34) с центром на второй оси (36), параллельной относительно указанной первой оси (4) и на расстоянии от нее; и
- осевую стопорную часть (46), имеющую проход (48) для извлечения с центром на третьей оси (50), параллельной относительно указанной второй оси (36) и на расстоянии от нее, при этом стопорная часть задает дополнительный кольцевой путь (52) вокруг ее периферии, взаимодействующий с указанным кольцевым путем (34) опоры (30), для обеспечения возможности вращения указанной стопорной части относительно этой опоры вдоль указанной второй оси (36) между осевым стопорным положением для уплотнительного кольца (12) и положением для извлечения этого кольца через указанный проход (48) для извлечения, при этом расстояние между первой и третьей осями (4, 50) больше в указанном положении извлечения, чем в указанном осевом стопорном положении.
2. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что расстояние между указанными первой и второй осями (4, 36) является таким же, что и расстояние между указанными второй и третьей осями (36, 50).
3. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что указанный проход (48) для извлечения имеет в основном круглую форму с центром на указанной третьей оси (50).
4. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что указанное опорное отверстие (32) имеет осевой опорный край (40) для указанной осевой стопорной части (46), при этом указанный край проходит вдоль указанного кольцевого пути (34) и выступает радиально внутрь от него и, предпочтительно, имеет выемку (42) для извлечения указанного уплотнительного кольца (12).
5. Устройство стопорения в осевом направлении по п. 1, отличающееся тем, что указанная опора (30) имеет периферию (26) в виде фестонов с центром на указанной первой оси (4), предназначенную для прикрепления опоры на кожух (2) модуля турбомашины.
6. Модуль (1) турбомашины летательного аппарата, содержащий кожух (2), ротор (8), уплотнительное кольцо (12), выполненное из истираемого материала в контакте с периферией ротора (8), и устройство (20) стопорения в осевом направлении по п. 1, взаимодействующее с указанным уплотнительным кольцом (12).
7. Модуль турбомашины по п. 6, отличающийся тем, что указанная первая ось (4) устройства (20) стопорения в осевом направлении является совпадающей с продольной осью модуля турбомашины.
8. Модуль турбомашины по п. 6, отличающийся тем, что когда в указанном осевом стопорном положении указанное уплотнительное кольцо (12) находится в осевом опирании на 360° на указанную осевую стопорную часть (46) и когда в указанном положении извлечения кольца по меньшей мере один угловой сектор кольца не имеет какого-либо осевого контакта с указанной осевой стопорной частью, этот угловой сектор имеет радиальный внутренний конец, который обращен в осевом направлении к указанному проходу (48) для извлечения.
9. Модуль турбомашины по п. 6, отличающийся тем, что указанная осевая стопорная часть (46) устройства по п. 4 зажимается в осевом направлении между фланцем (22) кожуха (2) и указанным осевым опорным краем (40).
10. Турбомашина летательного аппарата, содержащая по меньшей мере один модуль (1) по п. 6, при этом указанная турбомашина предпочтительно содержит средство прикрепления (18) указанного модуля (1) на другой соседний модуль (26), при этом указанное крепежное средство (18) также используется для прикрепления опоры (30) на кожух (2) модуля (1).
RU2014127525/06A 2011-12-06 2012-12-04 Разблокируемое устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, с которым рабочее колесо ротора модуля турбомашины летательного аппарата осуществляет контакт RU2604475C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1161233 2011-12-06
FR1161233A FR2983518B1 (fr) 2011-12-06 2011-12-06 Dispositif deverrouillable d'arret axial d'une couronne d'etancheite contactee par une roue mobile de module de turbomachine d'aeronef
PCT/FR2012/052788 WO2013083905A1 (fr) 2011-12-06 2012-12-04 Dispositif deverrouillable d'arret axial d'une couronne d'etancheite contactee par une roue mobile de module de turbomachine d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2014127525A RU2014127525A (ru) 2016-02-10
RU2604475C2 true RU2604475C2 (ru) 2016-12-10

Family

ID=47505198

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014127525/06A RU2604475C2 (ru) 2011-12-06 2012-12-04 Разблокируемое устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, с которым рабочее колесо ротора модуля турбомашины летательного аппарата осуществляет контакт

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9957896B2 (ru)
EP (1) EP2788589B1 (ru)
JP (1) JP6013501B2 (ru)
CN (1) CN103975132B (ru)
BR (1) BR112014013617B1 (ru)
CA (1) CA2856702C (ru)
FR (1) FR2983518B1 (ru)
RU (1) RU2604475C2 (ru)
WO (1) WO2013083905A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9759427B2 (en) * 2013-11-01 2017-09-12 General Electric Company Interface assembly for a combustor
US10215099B2 (en) * 2015-02-06 2019-02-26 United Technologies Corporation System and method for limiting movement of a retainer ring of a gas turbine engine
US10415622B2 (en) * 2016-05-03 2019-09-17 General Electric Company Method and system for hybrid gang channel bolted joint
US11421555B2 (en) 2018-12-07 2022-08-23 Raytheon Technologies Corporation Case flange with scallop features
GB202203012D0 (en) 2022-03-04 2022-04-20 Rolls Royce Plc Brush seal

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0844369A1 (en) * 1996-11-23 1998-05-27 ROLLS-ROYCE plc A bladed rotor and surround assembly
US6966752B2 (en) * 2001-05-09 2005-11-22 Mtu Aero Engines Gmbh Casing ring
FR2891583A1 (fr) * 2005-09-30 2007-04-06 Snecma Sa Turbine comportant des secteurs d'etancheite demontables par l'amont
EP2055899A2 (en) * 2007-10-31 2009-05-06 United Technologies Corporation Systems and methods for controlling seal clearance in a turbine engine
RU2377417C2 (ru) * 2004-09-21 2009-12-27 Снекма Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок
RU2403405C2 (ru) * 2006-03-30 2010-11-10 Снекма Устройство фиксации секторов кольца вокруг вала турбины турбомашины, турбомашина, сектор кольца и турбина турбомашины

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4222708A (en) * 1978-06-26 1980-09-16 General Electric Company Method and apparatus for reducing eccentricity in a turbomachine
FR2452601A1 (fr) * 1979-03-30 1980-10-24 Snecma Support amovible de revetement d'etancheite pour carter de soufflante de turboreacteur
DE19756734A1 (de) * 1997-12-19 1999-06-24 Bmw Rolls Royce Gmbh Passives Spalthaltungssystem einer Gasturbine
US6435820B1 (en) * 1999-08-25 2002-08-20 General Electric Company Shroud assembly having C-clip retainer
JP4200846B2 (ja) * 2003-07-04 2008-12-24 株式会社Ｉｈｉ シュラウドセグメント
FR2899275A1 (fr) * 2006-03-30 2007-10-05 Snecma Sa Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine
FR2938292B1 (fr) * 2008-11-07 2010-12-24 Snecma Bride annulaire de fixation d'un element de rotor ou de stator dans une turbomachine
FR2939470B1 (fr) 2008-12-10 2011-01-07 Snecma Soufflante pour turbomachine comprenant un systeme d'equilibrage a trous borgnes de logement de masses

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0844369A1 (en) * 1996-11-23 1998-05-27 ROLLS-ROYCE plc A bladed rotor and surround assembly
US6966752B2 (en) * 2001-05-09 2005-11-22 Mtu Aero Engines Gmbh Casing ring
RU2377417C2 (ru) * 2004-09-21 2009-12-27 Снекма Модуль турбины для газотурбинного двигателя с ротором, который включает в себя моноблок
FR2891583A1 (fr) * 2005-09-30 2007-04-06 Snecma Sa Turbine comportant des secteurs d'etancheite demontables par l'amont
RU2403405C2 (ru) * 2006-03-30 2010-11-10 Снекма Устройство фиксации секторов кольца вокруг вала турбины турбомашины, турбомашина, сектор кольца и турбина турбомашины
EP2055899A2 (en) * 2007-10-31 2009-05-06 United Technologies Corporation Systems and methods for controlling seal clearance in a turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20140341722A1 (en) 2014-11-20
WO2013083905A1 (fr) 2013-06-13
FR2983518A1 (fr) 2013-06-07
US9957896B2 (en) 2018-05-01
CN103975132B (zh) 2015-11-25
FR2983518B1 (fr) 2014-02-07
RU2014127525A (ru) 2016-02-10
JP2015500424A (ja) 2015-01-05
CA2856702C (fr) 2019-07-16
CN103975132A (zh) 2014-08-06
BR112014013617A8 (pt) 2017-06-13
BR112014013617A2 (pt) 2017-06-13
CA2856702A1 (fr) 2013-06-13
BR112014013617B1 (pt) 2021-09-21
JP6013501B2 (ja) 2016-10-25
EP2788589A1 (fr) 2014-10-15
EP2788589B1 (fr) 2015-10-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2604475C2 (ru) Разблокируемое устройство для стопорения в осевом направлении уплотнительного кольца, с которым рабочее колесо ротора модуля турбомашины летательного аппарата осуществляет контакт
US9945256B2 (en) Segmented turbine shroud with seals
RU2687474C2 (ru) Компрессор газотурбинного двигателя, содержащий лопатки с изменяемым углом установки
US10174628B2 (en) Axially divided inner ring for a turbomachine and guide vane ring
EP2964901B1 (en) Seal assembly including a notched seal element for arranging between a stator and a rotor
US9752610B2 (en) Device for locking a nut
KR20150054671A (ko) 분할 시일 링을 사용하여 회전 기계를 실링하는 방법 및 시스템
RU2607200C2 (ru) Система для обеспечения герметичности между полостью для масла и прилегающим наружным пространством и турбомашина, оснащенная такой системой герметичности
CN109642677A (zh) 涡轮机和组装端面密封组件的对应方法
US10655481B2 (en) Cover plate for rotor assembly of a gas turbine engine
US10184345B2 (en) Cover plate assembly for a gas turbine engine
RU2594392C2 (ru) Уплотнительное кольцо для ступени турбины турбомашины летательного аппарата, содержащее запорные выступы с прорезями, ротор ступени турбомашины, турбомашина и способ изготовления уплотнительного кольца
US10138751B2 (en) Segmented seal for a gas turbine engine
US20170089215A1 (en) Centrifugally activatable seal for a rotary machine and method of assembling same
GB2533221A (en) Impeller having a radial seal for a turbine engine turbine
US20090028712A1 (en) Turbomachine having axial rotor blade securing
US20110158819A1 (en) Internal reaction steam turbine cooling arrangement
KR20190108560A (ko) 터빈, 대응 증기 터빈 및 작동 방법
US9394801B2 (en) Adjustable turbine seal and method of assembling same
US3817655A (en) Stator blade mounting structure for turbomachines
RU2743065C2 (ru) Радиальный запирающий элемент для уплотнения ротора паровой турбины, соответствующий узел и паровая турбина
US20160281519A1 (en) Nozzle assembly and stationary nozzle therefor
US10975707B2 (en) Turbomachine disc cover mounting arrangement
RU2744396C2 (ru) Радиальный запирающий элемент для уплотнения ротора паровой турбины, соответствующий узел и паровая турбина
US20220154591A1 (en) Assembly for a turbomachine turbine

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner