RU2656514C2 - Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления - Google Patents
Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления Download PDFInfo
- Publication number
- RU2656514C2 RU2656514C2 RU2014153088A RU2014153088A RU2656514C2 RU 2656514 C2 RU2656514 C2 RU 2656514C2 RU 2014153088 A RU2014153088 A RU 2014153088A RU 2014153088 A RU2014153088 A RU 2014153088A RU 2656514 C2 RU2656514 C2 RU 2656514C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- axial
- free end
- casing
- low pressure
- coupling element
- Prior art date
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 25
- 230000008878 coupling Effects 0.000 claims abstract description 56
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims abstract description 56
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims abstract description 56
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims abstract description 39
- 239000007769 metal material Substances 0.000 claims abstract description 5
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 18
- 239000012634 fragment Substances 0.000 claims description 12
- 239000002184 metal Substances 0.000 abstract description 19
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 abstract description 19
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 6
- PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N Nickel Chemical compound [Ni] PXHVJJICTQNCMI-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 description 3
- 229910001092 metal group alloy Inorganic materials 0.000 description 3
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 2
- 229910052759 nickel Inorganic materials 0.000 description 2
- 210000001991 scapula Anatomy 0.000 description 2
- 241000555745 Sciuridae Species 0.000 description 1
- 229910017052 cobalt Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010941 cobalt Substances 0.000 description 1
- GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N cobalt atom Chemical compound [Co] GUTLYIVDDKVIGB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
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
- F01D25/005—Selecting particular materials
-
- 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
-
- 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
- F01D25/243—Flange connections; Bolting arrangements
-
- 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
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
- F02K1/80—Couplings or connections
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2230/00—Manufacture
- F05D2230/60—Assembly methods
- F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
- F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
-
- 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)
- Materials Engineering (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Газотурбинный двигатель содержит аксиальный кожух турбины низкого давления из металлического материала, на выходе которого установлен аксиальный выхлопной кожух из композитного материала, а также устройство упругого крепления, связывающее указанные кожухи между собой, элемент гибкой связи и жесткий блокирующий элемент. Элемент гибкой связи содержит первую фиксирующую часть, связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления первой осевой связью, и вторую фиксирующую часть, связанную с аксиальным выхлопным кожухом второй осевой связью. Элемент гибкой связи содержит расположенный по оси свободный конец. Жесткий блокирующий элемент содержит фиксирующую часть, связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления первой осевой связью, и расположенный аксиально свободный конец, выровненный радиально со свободным концом элемента гибкой связи и образующий средства упора последнего в случае радиальной деформации элемента гибкой связи в процессе работы двигателя. Изобретение позволяет повысить надежность соединения между металлической и композитной деталями газотурбинного двигателя. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение касается области газотурбинных двигателей, используемых для привода в движение летательных аппаратов.
Документы ЕР-А2-1391582, DE-A1-4343658 и ЕР-А1-2246530 представляют известный уровень техники.
Для уменьшения потребления топлива летательным аппаратом решение состоит в облегчении массы летательного аппарата и его оборудования. Для этого было предложено облегчить массу газотурбинных двигателей путем использования газотурбинных двигателей с применением композитного материала вместо металлических деталей.
В качестве примера было предложено заменить кожух турбины низкого давления двухконтурного турбореактивного двигателя кожухом из композитного материала на керамической основе (типа оксида или нет), известного специалистам под аббревиатурой СМС. Кожух турбины низкого давления классически жестко соединен с другими деталями двигателя, которые являются металлическими. Механическое соединение между кожухом СМС и механической деталью имеет недостатки в том, что композитный материал обладает объемным расширением, отличным от объемного расширения металлического расширения, например, до четырех раз меньшим. Отсюда следует необходимость использования так называемых «упругих» механических соединений между композитной деталью и металлической деталью для исключения чрезмерного напряжения композитной детали вследствие различного объемного расширения. Тем не менее, необходимо, чтобы упругая связь была достаточно жесткой для обеспечения передачи усилий между деталями и исключения нарушения динамического отклика связанных деталей.
Как изображено на фиг. 1, из заявки на патент FR 2935753 А1 компании SNECMA PROPULSION SOLIDE известна упругая связь 90 между кольцевой деталью 20 из твердого металлического материала авиационного двигателя и задней частью корпуса из композитного материала на керамической основе 30, выполненной, по меньшей мере, в своей передней части, в форме тела вращения. Упругая связь 90 содержит первый конец 91, закрепленный на металлической детали 20 осевым болтом А1, и второй конец 92, закрепленный на входной части детали заднего корпуса из композитного материала 30 радиальным болтом А2. Этот тип упругой связи 90 не приспособлен для двигателей большого размера и значительной массы, так как необходимо использовать радиальные болты А2 - для соединения второго конца 92 упругой связи 90 с входной частью детали заднего корпуса 30 - которые испытывают сильные напряжения на срез в таких двигателях и которые ограничивают срок их службы. Подходящим решением для этого было бы увеличение размера радиальных болтов А2, но это увеличило бы их массу, что противоречит поставленной цели. Кроме того, радиальные болты А2 могут создать помехи при передаче осевых усилий, а также для герметизации между двумя деталями 20, 30. Более того, упругая связь 90, изображенная на фиг. 1, не адаптирована для обеспечения механической устойчивости сильно нагруженных деталей, таких как кожух турбины или выхлопной кожух вследствие их малой жесткости. Наконец, такое соединение может быть повреждено в случае отрыва фрагмента лопатки. Для устранения, по меньшей мере, некоторых из этих недостатков, в изобретении предлагается газотурбинный двигатель для приведения в движение летательного аппарата, при этом упомянутый двигатель расположен с входа на выход и содержит композитную деталь, металлическую деталь и устройство упругого крепления упомянутых деталей, содержащее:
- элемент гибкой связи, включающий первую фиксирующую часть, связанную с металлической деталью осевой связью и вторую фиксирующую часть, связанную с композитной деталью осевой связью, при этом упомянутый элемент гибкой связи имеет простирающийся по оси свободный конец; и
- жесткий блокирующий элемент, содержащий фиксирующую часть, связанную с металлической деталью осевой связью, и размещенный аксиально свободный конец, при этом свободный конец выровнен радиально со свободным концом элемента гибкой связи для того, чтобы ограничить деформацию соединительного элемента в процессе работы двигателя.
Устройство крепления соединено через осевые соединения для улучшения передачи усилий между композитной деталью и металлической деталью. Осевое соединение обладает повышенным сроком службы по сравнению с радиальным соединением, которое подвержено сдвиговым напряжениям.
Устройство крепления позволяет, с одной стороны, придать упругость благодаря своему упругому соединительному элементу, что является предпочтительным для компенсации различий объемных расширений в процессе работы и, с другой стороны, придать жесткость благодаря своему блокирующему элементу, который ограничивает любую чрезмерную деформацию соединительного элемента и защитить соединение.
Устройство крепления по изобретению является, кроме того, достаточно жестким для осуществления передачи структурных усилий между композитной деталью и металлической деталью.
Предпочтительно, свободный конец блокирующего элемента является радиально внешним относительно свободного конца соединительного элемента. Таким образом, свободный конец блокирующего элемента контактирует со свободным концом соединительного элемента, когда соединительный элемент чрезмерно деформируется.
Предпочтительным образом упругий соединительный элемент содержит промежуточную часть, связывающую первую фиксирующую часть со второй фиксирующей частью, при этом упомянутый промежуточный элемент содержит сквозные отверстия для придания гибкости соединительному элементу.
Предпочтительно, промежуточная часть упругого соединительного элемента простирается аксиально. Таким образом, любой наклон одного из концов соединительного элемента сглаживается упругостью его промежуточной части, которая расположена аксиально.
В соответствии с вариантом изобретения устройство крепления содержит герметизирующий элемент, размещенный между соединительным элементом и блокирующим элементом. Герметизирующий элемент позволяет исключить любую утечку энергетического потока воздуха из двигателя, в частности, через отверстия, пересекающие соединительный элемент. Предпочтительно, герметизирующий элемент выполнен в форме искривленной прокладки.
Предпочтительным образом, соединительный элемент и блокирующий элемент соединены с металлической деталью одной и той же осевой связью. Таким образом, фиксирующий элемент может быть быстро установлен на двигатель.
В соответствии с предпочтительным вариантом изобретения, радиально внутренняя часть фиксирующего элемента является толстой по сравнению с его радиально наружной частью для того, чтобы удержать любой обломок двигателя. Действительно, если представить себе отрыв фрагмента лопатки, то последний переместится в двигатель, но не нарушит связь, которая защищена радиально внутренней частью фиксирующего устройства, которая является толстой. В этом примере рассматриваемые элементы лопаток утолщены, то есть свободный конец соединительного элемента и блокирующего элемента. Предпочтительным образом, фиксирующее устройство предоставляет, с одной стороны, большую упругость для обеспечения компенсации различных объемных расширений в процессе работы и, с другой стороны, большую жесткость для обеспечения удержания фрагмента лопатки в случае поломки.
Предпочтительно, блокирующий элемент имеет толщину, превышающую толщину соединительного элемента. Таким образом, жесткий блокирующий элемент может защитить соединительный элемент, который является тонким для придания большей гибкости. Это является особенно предпочтительным для защиты соединительного элемента в случае потери фрагмента лопатки.
Предпочтительно также, свободный конец соединительного элемента имеет толщину, превышающую толщину его фиксирующих частей. Таким образом, это позволяет защитить упругую часть соединительного элемента, а также осевую связь с композитной деталью. Предпочтительным образом, часть свободного конца соединительного элемента, которая находится напротив свободного конца блокирующего элемента, является менее толстой, чем часть, которая не находится напротив, для ограничения массы устройства. Действительно, в случае потери фрагмента лопатки на уровне части свободного конца соединительного элемента, который находится напротив свободного конца блокирующего элемента, связь защищена толщиной блокирующего элемента и толщиной соединительного элемента.
В соответствии с предпочтительным вариантом изобретения металлической деталью является кожух турбины турбореактивного двигателя, а композитной деталью является выхлопной кожух турбореактивного двигателя. Предпочтительно выхлопной кожух выполнен из материала СМС.
В дальнейшем изобретение поясняется нижеследующим описанием, не являющимся ограничительным, со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:
- фиг. 1 изображает вид в разрезе упругого соединения из известного уровня техники (уже описанного);
- фиг. 2 изображает вид в разрезе турбореактивного двигателя, металлический кожух турбины которого и выхлопной кожух из композитного материала соединены упругим устройством крепления по изобретению;
- фиг. 3 изображает вид крупным планом устройства упругого крепления по фиг. 2; и
- фиг. 4 изображает вид крупным планом входной части устройства крепления по фиг. 2.
Следует отметить, что чертежи детально представляют изобретение для его внедрения, при этом упомянутые чертежи служат для лучшего понимания изобретения в необходимом случае.
Изобретение будет представлено для турбореактивного двигателя для осуществления движения самолета, но отсюда следует, что изобретение используется с любым газотурбинным двигателем для осуществления движения летательного аппарата.
В этом примере турбореактивный двигатель содержит кожух турбины низкого давления из металлического материала и выхлопной кожух из композитного материала, которые связаны соединительным устройством по изобретению, отсюда следует, что изобретение может использоваться для соединения другой металлической детали с другой композитной деталью турбореактивного двигателя.
Как изображено на фиг. 2, двухконтурный турбореактивный двигатель расположен аксиально с входа на выход по оси Х и содержит аксиальный кожух турбины низкого давления 2 из металлического материала, соединенный с аксиальным выхлопным кожухом 3 из композитного материала устройством крепления 4. Аксиальный кожух турбины низкого давления является кольцевой деталью, простирающейся по оси Х и являющейся радиально наружной относительно кожуха низкого давления 1 двухконтурного турбореактивного двигателя. На фиг. 2 кожух низкого давления содержит вал низкого давления, на котором размещены радиальные лопатки 9. Кожух 2 турбины низкого давления является структурной деталью, которая позволяет предпочтительно воспринимать тягу турбореактивного двигателя для ее передачи летательному аппарату, на котором установлен турбореактивный двигатель. Кожух 2 турбины низкого давления выполнен из металлического сплава, обладающего в горячем состоянии сопротивлением аустенитного типа и оканчивающегося на выходном конце фиксирующим фланцем 21, как изображено на фиг. 3. Выходной фиксирующий фланец 21 простирается радиально и содержит множество отверстий, расположенных по его окружности для обеспечения осевой связи В1 с устройством крепления 4, как будет подробнее объяснено ниже.
Выхлопной кожух 3 - также кольцевой - установлен на выходе кожуха турбины 2 низкого давления и позволяет направлять выхлопные газы, исходящие из камеры сгорания турбореактивного двигателя, расположенной на входе турбины высокого давления. Для облегчения массы выхлопной кожух 3 выполнен их композитного материала. В этом примере выхлопной кожух 3 выполнен из композитного материала на керамической основе, известного специалистам под аббревиатурой СМС. Как изображено на фиг. 3, выхлопной кожух 3 содержит на своем входном конце фиксирующий фланец 31, который простирается радиально и который содержит множество отверстий, распределенных по его окружности для обеспечения осевой связи В2 с устройством крепления 4, как будет детально представлено ниже.
Как показано на фиг. 2 и 3 кожух турбины низкого давления 2 и выхлопной кожух 3 созданы фиксирующим устройством крепления 4 с возможностью компенсации дифференциального расширения между кожухами 2 и 3, согласно фиг. 3, устройство крепления 4 содержит кольцевой элемент связи 5 и кольцевой блокирующий элемент 6.
Элемент упругой связи 5
В этом примере элемент связи 5 устройства упругого крепления 4 выполнен в форме моноблочной детали из металла, предпочтительно из металлического сплава, сопротивляющегося в горячем состоянии по аустенитному типу на основе никеля.
Как изображено на фиг. 3, элемент связи 5 содержит, от входа к выходу, входную часть 51 крепления к кожуху турбины низкого давления 2, промежуточную часть 52 и выходную часть 53 крепления к выхлопному кожуху 3. Входная фиксирующая часть выполнена в виде фиксирующего фланца, который простирается радиально и содержит множество отверстий, распределенных по его окружности для обеспечения осевой связи В1 с фиксирующим фланцем 21 кожуха турбины 2 низкого давления. Другими словами, соединительный элемент 5 имеет на входе L-образную форму.
Промежуточная часть 52 элемента связи 5 простирается по оси между фиксирующими частями 51, 53 и содержит сквозные отверстия 54, распределенные по ее окружности так, чтобы обеспечить упругость элементу связи 5. В этом примере элемент связи 5 содержит множество сквозных отверстий 54 диаметром порядка 500 мм, но отсюда следует, что количество и размеры отверстий 54 могут изменяться для придания делаемой упругости элементу связи 5. Отсюда вытекает, что промежуточная часть 52 элемента связи 5 могла бы также иметь другую форму. Предпочтительно, промежуточная часть 52 элемента связи 5 выполнена толщиной порядка 1-2 мм для обеспечения упругости.
Выходная фиксирующая часть 53 элемента связи 5 расположена радиально и содержит множество отверстий, распределенных по ее окружности для обеспечения осевой связи В2 с фиксирующим фланцем 31 выхлопного кожуха 3. Выходная фиксирующая часть 53 оканчивается свободным концом 55, который простирается от выхода ко входу от радиально нижнего края выходной фиксирующей части 53, как изображено на фиг. 3 и 4. Таким образом, свободный конец 55 расположен радиально ниже относительно промежуточной части 52 элемента связи 5. Другими словами, элемент связи 5 выполнен на выходе U-образной формы, при этом основание U расположено радиально, а ветви U вытянуты по оси, как изображено на фиг. 3 и 4. Элемент связи 5 имеет, в общем, форму «беличьей клетки», так как он является кольцевым и снабжен поперечными отверстиями 54.
Свободный конец 55 элемента связи 5 имеет толщину, превышающую толщину промежуточной части 52 элемента связи 5 для того, чтобы образовать защиту устройства крепления 4 в случае потери фрагмента лопатки 9 турбореактивного двигателя.
В этом примере на фиг. 4 часть 55А свободного конца 55 элемента связи 5, который находится напротив свободного конца 63 блокирующего элемента 6 является менее толстым, чем часть 55В, которая не находится напротив для ограничения массы устройства. Действительно, в случае потери фрагмента лопатки на уровне части 55А, который находится напротив свободного конца 63 блокирующего элемента 6, связь защищена толщиной блокирующего элемента 6 и толщиной элемента связи 5, что обеспечивает достаточную защиту при ограничении массы. Предпочтительно, часть 55В элемента связи 5 имеет толщину порядка 5 мм, тогда как часть 55А элемента связи 5 имеет толщину порядка 2 мм.
Жесткий блокирующий элемент 6
Опять же на фиг. 3 блокирующий элемент 6 устройства крепления 4 содержит с входа на выход входную часть 61, фиксируемую к кожуху турбины низкого давления 2, промежуточную часть 62 и свободную часть 63 (обозначаемую также свободным концом 63). Входная фиксирующая часть выполнена в виде фиксирующего фланца, который простирается радиально и содержит множество отверстий, распределенных по его окружности, для обеспечения осевой связи с фиксирующим фланцем 21 кожуха турбины низкого давления 2 и с фиксирующим фланцем 51 элемента связи 5, как будет детально описано ниже. Промежуточная часть 62 блокирующего элемента 6 простирается, в основном, наклонно между фиксирующей частью 61 и свободным концом 63 блокирующего элемента 6 таким образом, чтобы свободный конец 63, который простирается аксиально, располагался между промежуточной частью 52 элемента связи 5 и его свободным концом 55, как изображено на фиг. 3. Предпочтительно, промежуточная часть 62 блокирующего элемента 6 содержит осевую входную часть 62А и выходную наклонную часть 62В, как изображено на фиг. 4. Таким образом, выходная наклонная часть 62В позволяет, предпочтительно, исключить контакт блокирующего элемента 6 со сквозными отверстиями 54 элемента связи 5, которые придают упругость элементу связи 5.
Предпочтительно, свободный осевой конец 63 блокирующего элемента 6 расположен по всей своей длине между промежуточной частью 52 элемента связи 5 и его свободным концом 55, как изображено на фиг. 4. Предпочтительно, на фиг. 4 радиальный зазор «е» между свободными концами 55, 63 устройства крепления 4 составляет порядка нескольких миллиметров для ограничения циркуляции воздуха изнутри кнаружи турбореактивного двигателя.
Свободные концы 55, 63 устройства крепления 4 образуют средства упора в случае выхода из строя известного специалисту под английской аббревиатурой FBO для «Fan Blade Out». Для этого типа выхода из строя выхлопной кожух 3 механически нагружен в направлениях, поперечных оси двигателя. Свободный конец 55 элемента связи 5, предпочтительно, радиально упирается в свободный конец 63 блокирующего элемента 6 для ограничения амплитуды нагружений. Конструктивные свойства устройства крепления 4, таким образом, улучшаются.
Блокирующий элемент 6 имеет толщину, превышающую промежуточную часть 52 элемента связи 5, для образования защиты элемента 5 при обеспечении функции удержания фрагментов лопаток 5, наиболее близких от упругой связи. Действительно, как изображено на фиг. 3, упругая промежуточная часть 52 элемента связи 5 защищена блокирующим элементом 6, исключающим любое разрушение в случае столкновения с фрагментом лопатки 9. Предпочтительно, блокирующий элемент 6 имеет толщину порядка 5 мм.
Герметизирующий элемент 7
Предпочтительным образом, на фиг. 3 и 4 устройство крепления 4 содержит герметизирующий элемент 7, размещенный между элементом связи 5 и блокирующим элементом 6, предназначенный для перекрытия кольцевого пространства между элементами 5, 6. Другими словами, герметизирующий элемент 7 позволяет исключить циркуляцию кнаружи турбореактивного двигателя энергетического потока воздуха, циркулирующего внутри кожухов 2, 3. Дефект герметичности приводит к потере кпд тяги летательного аппарата, что является неблагоприятным.
Так как промежуточная часть 52 элемента связи 5 содержит сквозные отверстия 54, способные обеспечить циркуляцию кнаружи энергетического потока воздуха, герметизирующий элемент 7 позволяет помешать этой циркуляции и исключить любую потерю тяги. Как детально показано на фиг. 4, герметизирующий элемент 7 выполнен в форме искривленного кольцевого листа, предпочтительно из металлического сплава на основе кобальт/никель, стойкого к нагреванию, V-образной формы, раскрытие которого обращено ко входу. Герметизирующий элемент 7 имеет искривленный корпус 72, первый конец которого находится в контакте с наружной поверхностью блокирующего элемента 6, а второй конец 73 которого находится в контакте с внутренней поверхностью промежуточной части 52 элемента связи 5, предпочтительно, на входе сквозных отверстий 54, как изображено на фиг. 4. Герметизирующий элемент 7, предпочтительно опирается в двух отдельных контактных зонах на блокирующий элемент (промежуточная часть 62 и свободный конец 63). Предпочтительно, герметизирующий элемент 7 выполнен с возможностью деформации в зависимости от режима турбореактивного двигателя для того, чтобы его оптимальная форма перекрытия достигалась в режиме крейсерского полета, при этом энергетический поток воздуха, циркулирующий через радиальный зазор «е» между свободными концами 55, 63, приводил к деформации герметизирующего элемента 7.
Герметизирующий элемент 7 имеет уменьшенную массу и позволяет исключить любую потерю кпд без ухудшения упругости устройства крепления 4, что является предпочтительным.
Устройство крепления 4 является простым в монтаже между кожухом турбины низкого давления 2 и выхлопным кожухом 3, учитывая, что на входе фиксирующие фланцы 21, 61, 51 кожуха турбины низкого давления 2 блокирующего элемента 6 и элемента связи 5 соединены одной и той же связью В1, в данном случае, болтовым соединением В1, а на выходе фиксирующие фланцы 53, 31 элемента связи 5 и выхлопного кожуха 3 соединены осевой связью В2, в данном случае, болтовым соединением В2. Монтаж устройства крепления 4 является быстрым, жестким, при этом осевая связь В1, В2 позволяет передавать осевые усилия без риска среза, в противовес радиальному соединению. Предпочтительным образом, герметизирующий элемент 7 установлен между элементом связи 5 и блокирующим элементом 6 предварительно перед их монтажом к кожухам 2, 3 турбореактивного двигателя.
При работе кожух турбины низкого давления 2 из металла объемно расширяется больше, чем выхлопной кожух 3, что вызывает деформацию устройства крепления 4, входная часть которого выпрямляется. Вследствие упругости элементов связи 5 устройства крепления 4 разность в объемном расширении поглощается фиксирующим устройством крепления 4. В случае значительной деформации, например, при потере лопатки вентилятора, деформация фиксирующего устройства 4 может быть весьма значительной. Наличие средств упора ограничивает эту деформацию, обеспечивая передачу усилий, полученных элементом связи 5, блокирующему элементу 6, когда свободный конец 63 блокирующего устройства 6 находится в контакте с элементом связи 5. Кроме того, толщина блокирующего элемента и свободного конца 55 элемента связи 5 позволяет защитить устройство крепления 4 в случае столкновения с фрагментом лопатки. Наконец, герметизирующий элемент 7 принимает оптимальную форму в процессе работе турбореактивного двигателя для того, чтобы помешать утечке воздуха высокой энергии через сквозные отверстия элемента связи 5. Это позволяет сохранить оптимальный кпд турбореактивного двигателя.
Была представлена входная металлическая деталь и выходная деталь из композитного материала, но отсюда следует, что изобретение используется при любом расположении деталей, в частности, входной детали из композитного материала и выходной металлической детали.
Claims (12)
1. Газотурбинный двигатель для приведения в движение летательного аппарата, при этом упомянутый двигатель расположен по оси с входа на выход и содержит аксиальный кожух турбины низкого давления (2) из металлического материала, аксиальный выхлопной кожух (3) из композитного материала, установленный на выходе аксиального кожуха турбины низкого давления (2), и устройство (4) упругого крепления, связывающее указанный аксиальный кожух турбины низкого давления (2) и указанный аксиальный выхлопной кожух (3), отличающийся тем, что содержит:
- элемент гибкой связи (5), содержащий первую фиксирующую часть (51), связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления (2) первой осевой связью (В1), и вторую фиксирующую часть (53), связанную с аксиальным выхлопным кожухом (3) второй осевой связью (В2), при этом упомянутый элемент гибкой связи (5) содержит свободный конец (55), расположенный по оси; и
- жесткий блокирующий элемент (6), содержащий фиксирующую часть (61), связанную с аксиальным кожухом турбины низкого давления (2) осевой связью (В1), и свободный конец (63), расположенный аксиально, при этом свободный конец (63) жесткого блокирующего элемента (6) выровнен радиально со свободным концом (55) элемента гибкой связи (5), при этом свободный конец (63) жесткого блокирующего элемента (6) образует средства упора свободного конца (55) элемента гибкой связи (5) в случае радиальной деформации элемента гибкой связи (5) в процессе работы двигателя.
2. Двигатель по п.1, в котором свободный конец (63) жесткого блокирующего элемента (6) находится радиально снаружи относительно свободного конца (55) элемента гибкой связи (5).
3. Двигатель по п.1, в котором элемент упругой связи (5) содержит промежуточную часть (52), связывающую первую фиксирующую часть (51) со второй фиксирующей частью (53), а упомянутая промежуточная часть (52) содержит сквозные отверстия (54) для обеспечения элемента гибкой связи (5).
4. Двигатель по п.3, в котором промежуточная часть (52) элемента (5) гибкой связи расположена аксиально.
5. Двигатель по п.1, в котором устройство крепления содержит герметизирующий элемент (7), установленный между элементом гибкой связи (5) и жестким блокирующим элементом (6).
6. Двигатель по п.5, в котором герметизирующий элемент (7) выполнен в виде искривленной прокладки.
7. Двигатель по п.1, в котором элемент гибкой связи (5) и жесткий блокирующий элемент (6) соединены с аксиальным кожухом турбины низкого давления (2) одним и тем же осевым соединением (В1).
8. Двигатель по п.1, в котором радиально внутренняя часть устройства крепления (4) толще по сравнению с радиально наружной частью для того, чтобы удержать любой обломок двигателя.
9. Двигатель по п.1, в котором блокирующий элемент (6) имеет толщину, превышающую элемент гибкой связи (5).
10. Двигатель по п.1, в котором свободный конец (55) элемента гибкой связи (5) имеет толщину, превышающую толщину его первой части крепления (51) и второй части крепления (53).
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1256181 | 2012-06-28 | ||
| FR1256181A FR2992687B1 (fr) | 2012-06-28 | 2012-06-28 | Moteur a turbine a gaz comprenant une piece composite et une piece metallique reliees par un dispositif de fixation souple |
| PCT/FR2013/051378 WO2014001682A1 (fr) | 2012-06-28 | 2013-06-12 | Moteur à turbine à gaz comprenant une pièce composite et une pièce métallique reliées par un dispositif de fixation souple |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2014153088A RU2014153088A (ru) | 2016-08-20 |
| RU2656514C2 true RU2656514C2 (ru) | 2018-06-05 |
Family
ID=47137822
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014153088A RU2656514C2 (ru) | 2012-06-28 | 2013-06-12 | Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10036277B2 (ru) |
| EP (1) | EP2888452B1 (ru) |
| JP (1) | JP6203839B2 (ru) |
| CN (1) | CN104428496B (ru) |
| BR (1) | BR112014032295B1 (ru) |
| CA (1) | CA2877204C (ru) |
| FR (1) | FR2992687B1 (ru) |
| RU (1) | RU2656514C2 (ru) |
| WO (1) | WO2014001682A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3084916B1 (fr) * | 2018-08-10 | 2020-07-17 | Safran Ceramics | Cone d'ejection a fixation flexible |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3205024A (en) * | 1962-01-12 | 1965-09-07 | Rolls Royce | Bearing |
| DE4343658A1 (de) * | 1992-12-30 | 1994-07-07 | Europ De Propulsion Suresnes S | Gleitverbindungsvorrichtung zwischen zwei Teilen, die starken mechanischen und thermischen Belastungen unterliegen |
| EP1391582A2 (en) * | 2002-08-22 | 2004-02-25 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Sealing structure for combustor liner |
| RU2405958C2 (ru) * | 2004-09-29 | 2010-12-10 | Снекма Пропюльсьон Солид | Смеситель для сопла с разделенным потоком |
| US20110203255A1 (en) * | 2008-09-08 | 2011-08-25 | Snecma Propulsion Solide | Flexible abutment links for attaching a part made of cmc |
Family Cites Families (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB722740A (en) * | 1953-04-01 | 1955-01-26 | Rolls Royce | Improvements relating to gas turbine engines |
| US3966354A (en) * | 1974-12-19 | 1976-06-29 | General Electric Company | Thermal actuated valve for clearance control |
| US5249877A (en) * | 1992-02-28 | 1993-10-05 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Apparatus for attaching a ceramic or other non-metallic circular component |
| DE19743548C2 (de) * | 1997-10-01 | 1999-12-30 | Siemens Ag | Verbindungssystem zur Verbindung zweier Kanalstücke eines von einem heißen Fluid durchströmbaren Kanals |
| US6065756A (en) * | 1997-12-10 | 2000-05-23 | General Electric Co. | Flex seal for gas turbine expansion joints |
| FR2825785B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties |
| US7793507B2 (en) * | 2006-09-07 | 2010-09-14 | General Electric Company | Expansion joint for gas turbines |
| 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 |
| EP2246530B1 (en) * | 2008-02-27 | 2015-07-22 | Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. | Connection structure of exhaust chamber, support structure of turbine, and gas turbine |
| JP5047000B2 (ja) * | 2008-02-27 | 2012-10-10 | 三菱重工業株式会社 | 排気室の連結構造及びガスタービン |
| GB0904973D0 (en) * | 2009-03-24 | 2009-05-06 | Rolls Royce Plc | A casing arrangement |
| US8721278B2 (en) * | 2010-08-02 | 2014-05-13 | Siemens Energy, Inc. | Exhaust manifold flange connection |
-
2012
- 2012-06-28 FR FR1256181A patent/FR2992687B1/fr active Active
-
2013
- 2013-06-12 RU RU2014153088A patent/RU2656514C2/ru active
- 2013-06-12 WO PCT/FR2013/051378 patent/WO2014001682A1/fr active Application Filing
- 2013-06-12 JP JP2015519287A patent/JP6203839B2/ja active Active
- 2013-06-12 US US14/410,180 patent/US10036277B2/en active Active
- 2013-06-12 CA CA2877204A patent/CA2877204C/fr active Active
- 2013-06-12 EP EP13733394.4A patent/EP2888452B1/fr active Active
- 2013-06-12 CN CN201380034053.9A patent/CN104428496B/zh active Active
- 2013-06-12 BR BR112014032295-3A patent/BR112014032295B1/pt active IP Right Grant
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3205024A (en) * | 1962-01-12 | 1965-09-07 | Rolls Royce | Bearing |
| DE4343658A1 (de) * | 1992-12-30 | 1994-07-07 | Europ De Propulsion Suresnes S | Gleitverbindungsvorrichtung zwischen zwei Teilen, die starken mechanischen und thermischen Belastungen unterliegen |
| EP1391582A2 (en) * | 2002-08-22 | 2004-02-25 | Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha | Sealing structure for combustor liner |
| RU2405958C2 (ru) * | 2004-09-29 | 2010-12-10 | Снекма Пропюльсьон Солид | Смеситель для сопла с разделенным потоком |
| US20110203255A1 (en) * | 2008-09-08 | 2011-08-25 | Snecma Propulsion Solide | Flexible abutment links for attaching a part made of cmc |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP2015525842A (ja) | 2015-09-07 |
| FR2992687A1 (fr) | 2014-01-03 |
| US20150167491A1 (en) | 2015-06-18 |
| CN104428496B (zh) | 2016-06-22 |
| BR112014032295B1 (pt) | 2021-11-09 |
| CA2877204A1 (fr) | 2014-01-03 |
| EP2888452B1 (fr) | 2019-11-06 |
| JP6203839B2 (ja) | 2017-09-27 |
| CA2877204C (fr) | 2020-06-30 |
| FR2992687B1 (fr) | 2014-07-18 |
| BR112014032295A2 (pt) | 2017-06-27 |
| EP2888452A1 (fr) | 2015-07-01 |
| US10036277B2 (en) | 2018-07-31 |
| CN104428496A (zh) | 2015-03-18 |
| RU2014153088A (ru) | 2016-08-20 |
| WO2014001682A1 (fr) | 2014-01-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN112543843B (zh) | 具有柔性配件的排气锥 | |
| US10301960B2 (en) | Shroud assembly for gas turbine engine | |
| US10370986B2 (en) | Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine | |
| US8500392B2 (en) | Sealing for vane segments | |
| CN1318736C (zh) | 具有热适应性的阻碍密封装置 | |
| RU2488700C2 (ru) | Ступень турбомашины, компрессор, турбина, турбомашина, содержащие такую ступень, и замок для такой ступени | |
| US20100202872A1 (en) | Multilayer shielding ring for a flight driving mechanism | |
| JP2017025915A (ja) | セラミックマトリクス複合材部品を金属部品に連結する方法およびシステム | |
| JP6385955B2 (ja) | タービンフレームアセンブリおよびタービンフレームアセンブリを設計する方法 | |
| US9828867B2 (en) | Bumper for seals in a turbine exhaust case | |
| US9556749B2 (en) | Exhaust gas housing for a gas turbine and gas turbine having an exhaust gas housing | |
| US9255523B2 (en) | Fastening element and de-icing device of an aircraft gas-turbine engine | |
| US8727702B2 (en) | Hoop snap spacer | |
| RU2761506C2 (ru) | Диск вентилятора турбореактивного двигателя и турбореактивный двигатель | |
| US8511971B2 (en) | One-piece compressor and turbine containment system | |
| US10161266B2 (en) | Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine | |
| JP2012531357A (ja) | プロペラハブ | |
| EP3312394B1 (en) | Engine cases and associated flange | |
| RU2656514C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, содержащий композитную деталь и металлическую деталь, связанные устройством упругого крепления | |
| US20130195640A1 (en) | Dual-flow turbomachine for aircraft, including structural means of rigidifying the central casing | |
| US11959437B2 (en) | Fastening of an exhaust cone in a turbomachine nozzle | |
| US10041416B2 (en) | Combustor seal system for a gas turbine engine | |
| JP3229921U (ja) | ガスタービン | |
| CN118829784A (zh) | 用于航空器涡轮发动机的喷射锥 | |
| JPH0953462A (ja) | ガスタービンのコンテインメントリング |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |