RU2677021C1 - Турбина - Google Patents
Турбина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2677021C1 RU2677021C1 RU2017135388A RU2017135388A RU2677021C1 RU 2677021 C1 RU2677021 C1 RU 2677021C1 RU 2017135388 A RU2017135388 A RU 2017135388A RU 2017135388 A RU2017135388 A RU 2017135388A RU 2677021 C1 RU2677021 C1 RU 2677021C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine
- hook
- jet engine
- guide vanes
- axis
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- C—CHEMISTRY; METALLURGY
- C04—CEMENTS; CONCRETE; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES
- C04B—LIME, MAGNESIA; SLAG; CEMENTS; COMPOSITIONS THEREOF, e.g. MORTARS, CONCRETE OR LIKE BUILDING MATERIALS; ARTIFICIAL STONE; CERAMICS; REFRACTORIES; TREATMENT OF NATURAL STONE
- C04B35/00—Shaped ceramic products characterised by their composition; Ceramics compositions; Processing powders of inorganic compounds preparatory to the manufacturing of ceramic products
- C04B35/71—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents
- C04B35/78—Ceramic products containing macroscopic reinforcing agents containing non-metallic materials
- C04B35/80—Fibres, filaments, whiskers, platelets, or the like
-
- 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
- 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
-
- 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
- F01D11/001—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
-
- 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
-
- 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
- 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
-
- 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
-
- 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
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
- F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Ceramic Engineering (AREA)
- Materials Engineering (AREA)
- Chemical Kinetics & Catalysis (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Structural Engineering (AREA)
- Organic Chemistry (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Изобретение относится к турбине, содержащей неподвижные направляющие лопатки турбины из композита с керамической матрицей, прикрепленные к корпусу турбины. Турбина содержит множество неподвижных направляющих лопаток, опорный элемент и корпус. Множество неподвижных направляющих лопаток турбины расположены вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины и выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из них содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону. Опорный элемент выполнен из металлического материала и содержит переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа. Корпус турбины выполнен из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент. Опорный элемент имеет канавки в передней крюкообразной части и задней крюкообразной части для обеспечения возможности вдвигания соответственно переднего участка и заднего участка наружной бандажной части в направлении вдоль окружности в канавки, тем самым обеспечивая сцепление наружной бандажной части с опорным элементом. 1 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
[0001] Настоящее изобретения относится к турбине, содержащей неподвижные направляющие лопатки турбины из композита с керамической матрицей, прикрепленные к корпусу турбины.
Уровень техники
[0002] Например, в реактивном двигателе для самолета турбина подвергается воздействию высокотемпературных газов высокого давления из камеры сгорания. Таким образом, в качестве компонентов турбины, таких как неподвижные направляющие лопатки турбины, как правило, используются отливки из никелевого (Ni) сплава (металлического материала) с высокой термостойкостью.
[0003] В последние годы рассматривается применение для компонентов турбины композитов с керамической матрицей (в дальнейшем называемых ʺCMCsʺ), которые имеют более высокую термостойкость и меньший вес, чем металлические материалы.
[0004] Например, в патентном документе 1 показана турбина, в которой детали с аэродинамическим профилем из композита с керамической матрицей прикреплены к радиально внутренней и наружной полкам из металла, которые образуют проточный канал для газа.
Документы предшествующего уровня техники
Патентные документы
[0005] Патентный документ 1: Опубликованная нерассмотренная заявка на патент Японии № 2007-85342
Сущность изобретения
Проблемы, решаемые изобретением
[0006] В патентном документе 1 полки, образующие проточный канал для газа, выполнены из металлического материала. Тем не менее, для дополнительного улучшения эксплуатационных характеристик реактивного двигателя и уменьшения расхода топлива желательно, чтобы турбина была образована с использованием композита с керамической матрицей в широких пределах, включая полки.
[0007] Однако композиты с керамической матрицей, которые часто изготавливают сгибанием тканого материала из керамического волокна с заданной формой и пропитывания тканого материала, которому придана определенная форма, керамической матрицей, имеют ограничения в отношении формы. Например, трудно образовать сложные формы, такие как формы, имеющие разветвление, используя композиты с керамической матрицей, и даже если это будет возможно, это может привести к сниженной прочности и увеличенным трудоемкости и затратам.
[0008] Кроме того, что касается компонентов турбины, прикрепленных к корпусу турбины, то в случае простой замены обычных металлических компонентов компонентами из композита с керамической матрицей большая разница в коэффициенте линейного теплового расширения между металлами и композитами с керамической матрицей приводит к проблеме, заключающейся в том, что компоненты турбины с малым коэффициентом линейного теплового расширения будут испытывать значительное термическое напряжение.
[0009] Настоящее изобретение было сделано для решения проблем, упомянутых выше. Задача настоящего изобретения состоит в разработке турбины, которая имеет простую конструкцию и которая обеспечивает возможность образования проточного канала для газа посредством использования композита с керамической матрицей в самых широких возможных пределах при одновременном подавлении термического напряжения на неподвижных направляющих лопатках турбины, которые представляют собой компоненты турбины, тем самым обеспечивая дополнительно улучшенные эксплуатационные характеристики реактивного двигателя и уменьшенный расход топлива.
Средства решения проблем
[0010] Для решения вышеуказанной задачи турбина в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения представляет собой турбину, предназначенную для использования в реактивном двигателе, и содержит множество неподвижных направляющих лопаток турбины, расположенных вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины, при этом неподвижные направляющие лопатки турбины выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из данных лопаток содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону; опорный элемент, выполненный из металлического материала и содержащий переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа, и корпус турбины, выполненный из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент.
Преимущества изобретения
[0011] В варианте осуществления настоящего изобретения, в котором используются вышеупомянутые средства, неподвижные направляющие лопатки турбины, выполненные из композита с керамической матрицей и содержащие наружную бандажную часть и внутреннюю бандажную часть, продолжающиеся непрерывно от части с аэродинамическим профилем, сцеплены с опорным элементом, выполненным из металлического материала, который, в свою очередь, прикреплен к корпусу турбины, изготовленному из металла. Это позволяет получить турбину простой конструкции, которая имеет проточный канал для газа, образованный посредством использования композита с керамической матрицей в самых широких возможных пределах при одновременном подавлении термического напряжения на неподвижных направляющих лопатках турбины, тем самым обеспечивая дополнительно улучшенные эксплуатационные характеристики реактивного двигателя и уменьшенный расход топлива.
Краткое описание чертежей
[0012]
Фиг.1 представляет собой частичный вид в разрезе, показывающий часть турбины в соответствии с одним вариантом осуществления настоящего изобретения.
Фиг.2 представляет собой вид в перспективе сегмента соплового аппарата турбины.
Фиг.3 представляет собой вид в перспективе одной неподвижной направляющей лопатки турбины.
Фиг.4 представляет собой вид в перспективе, показывающий сегмент, разделенный на множество неподвижных направляющих лопаток турбины, подвеску и уплотнение подвески.
Фиг.5 представляет собой вид в перспективе, показывающий уплотнительные элементы, отделенные от сегмента.
Фиг.6А представляет собой вид в перспективе, показывающий концевую поверхность наружной бандажной части сегмента.
Фиг.6В показывает вид в разрезе, выполненном по линии А-А на фиг.6А.
Вариант осуществления изобретения
[0013] Вариант осуществления настоящего изобретения будет описан ниже со ссылкой на сопровождающие чертежи.
[0014] Фиг.1-6В показывают турбину в одном варианте осуществления настоящего изобретения. В представленном варианте осуществления в качестве примера взята турбина низкого давления, образующая реактивный двигатель. В нижеприведенном описании «передняя/вперед» и «задняя/назад» относятся к стороне входа газа и стороне выхода газа, если смотреть вдоль оси реактивного двигателя, «вдоль окружности» относится к направлению по окружности вокруг оси, «радиальное» относится к направлению, перпендикулярному к оси, «внутренняя» относится к стороне, более близкой к оси в радиальном направлении, и «наружная» относится к стороне, удаленной от оси в радиальном направлении.
[0015] Как показано на фиг.1, турбина 1 низкого давления, образующая реактивный двигатель, содержит корпус 2 турбины, выполненный из металлического материала (например, никелевого сплава). Внутри корпуса 2 турбины диски турбины (непоказанные), вращающиеся вокруг оси двигателя и образующие множество ступеней вдоль оси двигателя (в горизонтальном направлении на фиг.1), расположены с соответствующими интервалами. Каждый из дисков турбины имеет множество турбинных лопаток 3 на окружной периферии.
[0016] Диски турбины соединены друг с другом для вращения как одно целое и соединены как одно целое с ротором компрессора, предусмотренным в компрессоре низкого давления, и ротором вентилятора, предусмотренным в вентиляторе, который не показан и расположен перед реактивным двигателем. Таким образом, в турбине 1 низкого давления высокотемпературный газ из непоказанной камеры сгорания расширяется и тем самым приводит во вращение диски турбины, и энергия, отбираемая таким образом турбиной, вызывает вращение ротора многоступенчатого компрессора низкого давления и ротора вентилятора как одного целого.
[0017] В корпусе 2 турбины сопловые аппараты 4 турбины, образующие множество ступеней (только одна ступень показана на фиг.1) вдоль оси двигателя, дополнительно предусмотрены с соответствующими интервалами для чередования с дисками турбины.
[0018] Сопловой аппарат 4 турбины состоит из множества сегментов 10 соплового аппарата турбины (называемых в дальнейшем «сегментами»). Как показано на фиг.2, сегмент 10 содержит в качестве основных компонентов множество неподвижных направляющих лопаток 11 турбины (три в представленном варианте осуществления), подвеску 12 (опорный элемент) и множество уплотнительных элементов 13.
[0019] В частности, неподвижная направляющая лопатка 11 турбины выполнена из композита с керамической матрицей (в дальнейшем называемого ʺCMCʺ). Для композита с керамической матрицей, например, волокно карбида кремния, углеродное волокно, волокно нитрида кремня, алюмооксидное волокно или волокно нитрида бора используется в качестве армирующего волокна. Может быть использовано волокно из другого соответствующего керамического материала. Может быть использована смесь из двух или более из вышеупомянутых волокон.
[0020] Для образования неподвижной направляющей лопатки 11 турбины предпочтительно используется трехмерный тканый материал из армирующих волокон в зависимости от толщины, необходимой для обеспечения достаточной прочности. В альтернативном варианте может быть использована стопа из двумерных материалов или стопа из двумерных материалов, сшитых посредством армирующих волокон. Ориентацию материала (-ов) выбирают с учетом направления напряжения, действующего на неподвижную направляющую лопатку 11 турбины.
[0021] Неподвижную направляющую лопатку 11 турбины изготавливают посредством предварительного формования куска тканого материала из армирующих волокон, последующего пропитывания предварительно отформованного тканого материала керамической матрицей с помощью такой операции, как пропитка, спекание или тому подобное, и последующей механической обработки тканого материала, пропитанного керамической матрицей.
[0022] Как показано на фиг.3, одна неподвижная направляющая лопатка 11 турбины образует в целом С-образную форму. В частности, неподвижная направляющая лопатка 11 турбины включает в себя продолжающуюся радиально часть 20 с аэродинамическим профилем, наружную бандажную часть 21, продолжающуюся от радиально наружного конца части 20 с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону, в результате чего она выступает на стороне 20а части 20 с аэродинамическим профилем, и внутреннюю бандажную часть 22, продолжающуюся от радиально внутреннего конца части 20 с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону, в результате чего она выступает на стороне 20а части 20 с аэродинамическим профилем.
[0023] Наружная бандажная часть 21 включает в себя передний участок 21b, имеющий наклон в радиальном направлении наружу от базового участка 21а, который ограничивает проточный канал для газа. Наружная бандажная часть 21 также включает в себя задний участок 21с, имеющий наклон в радиальном направлении наружу от базового участка 21а и после этого выступающий по направлению к оси, в результате чего он имеет приблизительно S-образный профиль.
[0024] Внутренняя бандажная часть 22 включает в себя передний участок 22b, проходящий в радиальном направлении внутрь от базового участка 22а, который ограничивает проточный канал для газа, и задний участок 22с, незначительно выступающий в радиальном направлении внутрь.
[0025] Концевые поверхности 21d, 22d на определяемом в направлении вдоль окружности конце наружной и внутренней бандажных частей 21, 22 имеют криволинейность в соответствии с формой стороны 20b части 20 с аэродинамическим профилем. Когда множество неподвижных направляющих лопаток 11 турбины собирают в сегмент 10, показанный на фиг.2, это обеспечивает возможность входа наружных бандажных частей 21 в плотный контакт друг с другом и входа внутренних бандажных частей 22 в плотный контакт друг с другом. Поверхности контакта наружных бандажных частей 21, а также поверхности контакта внутренних бандажных частей 22 соединяют вместе пайкой твердым припоем.
[0026] Подвеска 12 выполнена из металлического материала (например, никелевого сплава) и, как показано на фиг.1, 2 и 4, расположена с радиально наружной стороны сегмента 10 и подлежит креплению к корпусу 2 турбины при одновременном удерживании сегмента 10. В частности, подвеска 12 включает в себя базовую часть 12а, которая закрывает наружную периферийную поверхность сегмента 10 при некотором зазоре между ними. На переднем крае базовой части 12а предусмотрена передняя крюкообразная часть 12b, предназначенная для сцепления с передним участком 21b наружной бандажной части 21 каждой неподвижной направляющей лопатки 11 турбины, и на заднем крае базовой части 12а предусмотрена задняя крюкообразная часть 12с, предназначенная для сцепления с задним участком 21с наружной бандажной части 21 каждой неподвижной направляющей лопатки 11 турбины.
[0027] Каждая из крюкообразных частей 12b, 12с имеет канавку с ее внутренней стороны, которая открыта в сторону центра подвески в аксиальном направлении. Это обеспечивает возможность сцепления наружной бандажной части 21 с крюкообразными частями посредством вдвигания переднего участка 21b и заднего участка 21с наружной бандажной части 21 в направлении вдоль окружности в канавки соответственно в передней крюкообразной части 12b и задней крюкообразной части 12с.
[0028] Подвеска 12 дополнительно включает в себя переднюю кромку 12d и заднюю кромку 12е с наружной стороны, при этом передняя кромка 12d проходит от передней крюкообразной части 12d по диагонали вперед и задняя кромка 12d расположена в центре подвески, определяемом в аксиальном направлении, и проходит в радиальном направлении наружу. Задняя кромка 12е имеет множество сквозных отверстий 12f (см. фиг.1 и 6А).
[0029] Подвеска 12, имеющая вышеописанную конструкцию, прикреплена к корпусу 2 турбины посредством ввода дистального конца задней кромки 12е в контактное взаимодействие с установочной частью 2а корпуса 2 турбины и соединения установочной части 2а и задней кромки вместе штифтами 14, вставленными в сквозные отверстия 12f. Соответственно, аксиальное перемещение подвески 12 ограничивается установочной частью 2а, и ее перемещение вдоль окружности и радиальное перемещение ограничиваются штифтами 14.
[0030] Как показано на фиг.2, например, на радиально внутренней стороне сегмента 10 одна из неподвижных направляющих лопаток 11 турбины, образующих сегмент (крайняя левая неподвижная направляющая лопатка турбины на фиг.2) имеет вырез 22е на конце переднего участка 22b внутренней бандажной части 22. Как показано на фиг.1, сегмент 10 прикреплен к опорной части 15, расположенной со стороны оси, посредством ввода передних участков 22b внутренних бандажных частей 22 неподвижных направляющих лопаток 11 турбины в контактное взаимодействие с установочной частью 15а опорной части 15, расположенной со стороны оси, и соединения установочной части 15а и передних участков 22b вместе посредством штифта 16, вставленного в вырез 22е. Соответственно, аксиальное перемещение внутренних бандажных частей 22 ограничено установочной частью 15а, и их перемещение вдоль окружности ограничено штифтом 16.
[0031] В представленном варианте осуществления уплотнительные элементы 13 содержат крюкообразное уплотнение 30, уплотнения 31 подвески, наружные уплотнения 32 и внутренние уплотнения 33.
[0032] Как показано на фиг.1, крюкообразное уплотнение 30 расположено между наружными бандажными частями 21 неподвижных направляющих лопаток 11 турбины и подвеской 12 для создания уплотнения между передними участками 21b наружных бандажных частей 21 и передней крюкообразной частью 12b подвески 12 и между задними участками 21с наружных бандажных частей 21 и задней крюкообразной частью 12с подвески 12.
[0033] В частности, как показано на фиг.4, крюкообразное уплотнение 30 содержит базовую часть 30а с решетчатой конструкцией, имеющую четыре стороны и крестообразный элемент. Передняя сторона 30b и задняя сторона 30с изогнуты в соответствии с формой канавок соответственно в передней крюкообразной части 12b и задней крюкообразной части 12с.
[0034] Крюкообразное уплотнение 30 имеет два выреза 30d на задней стороне 30с. Подвеска 12 имеет сквозные отверстия 12g в верхней части задней крюкообразной части 12с, соответствующие вырезам 30d (см. фиг.1 и 6а), и некоторые из неподвижных направляющих лопаток 11 турбины (неподвижные направляющие лопатки 11 турбины на противоположных концах на фиг.4) имеют вырез 21е на заднем участке 21с наружной бандажной части 21. В сегменте 10 перемещение крюкообразного уплотнения 30 и неподвижных направляющих лопаток 11 турбины в направлении вдоль окружности относительно подвески 12 ограничено штифтами 17, каждый из которых вставлен в сквозное отверстие 12g и вырезы 30d, 21е.
[0035] Размеры, такие как зазор между передними участками 21b наружных бандажных частей 21 и передней крюкообразной частью 12b подвески 12, зазор между задними участками 21с наружных бандажных частей 21 и задней крюкообразной частью 12с подвески 12 и толщина крюкообразного уплотнения 30, определяются с учетом различия в тепловом расширении между неподвижными направляющими лопатками 11 турбины, изготовленными из композита с керамической матрицей, и подвеской 12, изготовленной из металлического материала, для подавления термического напряжения, действующего на неподвижные направляющие лопатки 11 турбины при высоких температурах во время эксплуатации реактивного двигателя, и предотвращения утечки газа.
[0036] Уплотнения 31 подвески, наружные уплотнения 32 и внутренние уплотнения 33 предусмотрены для создания уплотнения между соседними сегментами 10. В частности, как показано на фиг.5, 6А и 6В, уплотнение 31 подвески расположено в канавке под уплотнение на концевой поверхности на определяемом в направлении вдоль окружности конце подвески 12. Вспомогательные уплотнения 31а подвески расположены у соответствующих изгибов уплотнения 31 подвески.
[0037] Наружные уплотнения 32 расположены между базовой частью 30а крюкообразного уплотнения 30 и радиально наружной поверхностью наружной бандажной части 21 и в канавке под уплотнение на концевой поверхности на определяемом в направлении вдоль окружности конце заднего участка 21с наружной бандажной части 21. Внутренние уплотнения 33 расположены на радиально внутренней поверхности внутренней бандажной части 22 и в канавке на концевой поверхности на определяемом в направлении вдоль окружности конце переднего участка 22b внутренней бандажной части 22.
[0038] Как описано выше, в турбине в представленном варианте осуществления неподвижная направляющая лопатка 11 турбины имеет в целом непрерывную С-образную форму, включающую в себя наружную и внутреннюю бандажные части 21, 22, которые ограничивают проточный канал для газа. Таким образом, неподвижная направляющая лопатка турбины имеет простую конструкцию, которая может быть образована из одного куска тканого материала, при одновременном обеспечении возможности образования проточного канала для газа посредством использования большей частью композита с керамической матрицей.
[0039] Неподвижные направляющие лопатки 11 турбины удерживаются подвеской 12 при передних участках 21b и задних участках 21с наружных бандажных частей 21, сцепленных соответственно с передней крюкообразной частью 12b и задней крюкообразной частью 12с подвески 12, и прикреплены к корпусу 2 турбины посредством подвески 12. Поскольку подвеска 12, а также корпус 2 турбины выполнены из металлического материала, для них отсутствует проблема, связанная с термическим напряжением. Таким образом, сегмент 10, образованный большей частью из композита с керамической матрицей, может быть прикреплен к корпусу 2 турбины, исходно предназначенному для крепления металлических неподвижных направляющих лопаток турбины, посредством использования подвески 12, выполненной так, что она имеет такую же конструкцию для монтажа/сборки, какую имеют металлические неподвижные направляющие лопатки турбины, без изменения установочных конструктивных элементов корпуса 2 турбины. Кроме того, при соответствующем задании зазора между крюкообразными частями 12b, 12с подвески 12 и передними и задними участками 21b, 21с наружных бандажных частей 21 термическое напряжение на неподвижных направляющих лопатках 11 турбины может быть подавлено без чрезмерного «защемления» неподвижных направляющих лопаток 11 турбины.
[0040] Кроме того, крюкообразное уплотнение 30, предусмотренное между крюкообразными частями 12b, 12с подвески 12 и передними и задними участками 21b, 21с наружных бандажных частей 21, и уплотнения 31 подвески, наружные уплотнения 32 и внутренние уплотнения 33, предусмотренные между соседними сегментами 10, могут предотвратить утечку газа из проточного канала для газа.
[0041] Кроме того, крюкообразные части 12b, 12с подвески 12 выполнены в виде частей с канавками, что обеспечивает возможность сцепления наружной бандажной части 21 с крюкообразными частями 12b, 12с посредством вдвигания переднего и заднего участков 21b, 21с наружной бандажной части 21 в направлении вдоль окружности в данные канавки. Таким образом, неподвижные направляющие лопатки 11 турбины могут быть надежно прикреплены посредством простой операции.
[0042] Как описано выше, турбина в представленном варианте осуществления может иметь простую конструкцию и обеспечивает возможность образования проточного канала для газа посредством использования композита с керамической матрицей в широких пределах при одновременном подавлении термического напряжения на неподвижных направляющих лопатках турбины. Следовательно, это может обеспечить дополнительно улучшенные эксплуатационные характеристики реактивного двигателя и уменьшенный расход топлива.
[0043] Выше была описана турбина в соответствии с настоящим изобретением. Однако настоящее изобретение не ограничено описанным вариантом осуществления.
[0044] Например, в описанном варианте осуществления турбина представляет собой турбину низкого давления, предусмотренную в реактивном двигателе. Однако настоящее изобретение может быть применено для других типов турбин реактивных двигателей, имеющих неподвижные направляющие лопатки турбин.
[0045] Кроме того, в описанном варианте осуществления подвеска 12 прикреплена к корпусу 2 турбины посредством контактного взаимодействия задней кромки 12е с установочной частью 2а корпуса 2 турбины и вставки штифтов 14 в сквозные отверстия 12f. Однако конструкция для крепления подвески 12 к корпусу 2 турбины не ограничена данным типом.
[0046] Кроме того, в представленном варианте осуществления крюкообразное уплотнение 30, уплотнения 31 подвески, наружное уплотнение 32 и внутренние уплотнения 33 предусмотрены в качестве уплотнительных элементов 13. Однако тип, число, схема расположения и тому подобные характеристики уплотнительных элементов не ограничены данными характеристиками в описанном варианте осуществления.
[0047] [Аспекты настоящего изобретения]
Турбина в соответствии с первым аспектом настоящего изобретения представляет собой турбину, предназначенную для использования в реактивном двигателе, и содержит множество неподвижных направляющих лопаток турбины, расположенных вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины, при этом неподвижные направляющие лопатки турбины выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из данных лопаток содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону; опорный элемент, выполненный из металлического материала и содержащий переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа, и корпус турбины, выполненный из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент.
[0048] Турбина в соответствии со вторым аспектом представляет собой турбину согласно первому аспекту, дополнительно содержащую уплотнительный элемент, расположенный между наружной бандажной частью и опорным элементом для создания уплотнения, по меньшей мере, между передним участком наружной бандажной части и передней крюкообразной частью опорного элемента и между задним участком наружной бандажной части и задней крюкообразной частью опорного элемента.
[0049] Турбина в соответствии с третьим аспектом изобретения представляет собой турбину согласно первому или второму аспекту, в которой опорный элемент имеет канавки в передней крюкообразной части и задней крюкообразной части для обеспечения возможности вдвигания соответственно переднего участка и заднего участка наружной бандажной части в направлении вдоль окружности в канавки соответственно в передней и задней крюкообразных частях, тем самым обеспечивая сцепление наружной бандажной части с опорным элементом.
Перечень ссылочных позиций
[0050]
1 | Турбина низкого давления |
2 | Корпус турбины |
2а | Установочная часть |
3 | Турбинная лопатка |
4 | Сопловой аппарат турбины |
10 | Сегмент соплового аппарата турбины |
11 | Неподвижная направляющая лопатка турбины |
12 | Подвеска (опорный элемент) |
12а | Базовая часть |
12b | Передняя крюкообразная часть |
12с | Задняя крюкообразная часть |
13 | Уплотнительный элемент |
20 | Часть с аэродинамическим профилем |
21 | Наружная бандажная часть |
22 | Внутренняя бандажная часть |
30 | Крюкообразное уплотнение |
31 | Уплотнение подвески |
32 | Наружное уплотнение |
33 | Внутреннее уплотнение |
Claims (6)
1. Турбина, предусмотренная в реактивном двигателе, содержащая:
множество неподвижных направляющих лопаток турбины, расположенных вокруг оси реактивного двигателя для образования соплового аппарата турбины, при этом неподвижные направляющие лопатки турбины выполнены из композита с керамической матрицей, и каждая из них содержит часть с аэродинамическим профилем, продолжающуюся радиально относительно оси реактивного двигателя, наружную бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально наружного конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в одну сторону относительно оси реактивного двигателя, и внутреннюю бандажную часть, продолжающуюся непрерывно от радиально внутреннего конца части с аэродинамическим профилем в направлении вдоль окружности в ту же сторону;
опорный элемент, выполненный из металлического материала и содержащий переднюю крюкообразную часть для сцепления с передним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны входа газа, и заднюю крюкообразную часть для сцепления с задним участком наружной бандажной части, расположенным со стороны выхода газа; и
корпус турбины, выполненный из металлического материала, к которому прикреплен опорный элемент,
причем опорный элемент имеет канавки в передней крюкообразной части и задней крюкообразной части для обеспечения возможности вдвигания соответственно переднего участка и заднего участка наружной бандажной части в направлении вдоль окружности в канавки соответственно в передней и задней крюкообразных частях, тем самым обеспечивая сцепление наружной бандажной части с опорным элементом.
2. Турбина по п.1, дополнительно содержащая уплотнительный элемент, расположенный между наружной бандажной частью и опорным элементом для создания уплотнения по меньшей мере между передним участком наружной бандажной части и передней крюкообразной частью опорного элемента и между задним участком наружной бандажной части и задней крюкообразной частью опорного элемента.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2015117440A JP6614407B2 (ja) | 2015-06-10 | 2015-06-10 | タービン |
JP2015-117440 | 2015-06-10 | ||
PCT/JP2015/077963 WO2016199319A1 (ja) | 2015-06-10 | 2015-10-01 | タービン |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2677021C1 true RU2677021C1 (ru) | 2019-01-15 |
Family
ID=57503791
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2017135388A RU2677021C1 (ru) | 2015-06-10 | 2015-10-01 | Турбина |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US10597334B2 (ru) |
EP (1) | EP3269936A4 (ru) |
JP (1) | JP6614407B2 (ru) |
CN (1) | CN107636256B (ru) |
CA (1) | CA2978395C (ru) |
RU (1) | RU2677021C1 (ru) |
WO (1) | WO2016199319A1 (ru) |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US11248705B2 (en) * | 2018-06-19 | 2022-02-15 | General Electric Company | Curved seal with relief cuts for adjacent gas turbine components |
US11047248B2 (en) * | 2018-06-19 | 2021-06-29 | General Electric Company | Curved seal for adjacent gas turbine components |
GB201813083D0 (en) * | 2018-08-10 | 2018-09-26 | Rolls Royce Plc | Efficient gas turbine engine |
US11840930B2 (en) * | 2019-05-17 | 2023-12-12 | Rtx Corporation | Component with feather seal slots for a gas turbine engine |
US11326463B2 (en) * | 2019-06-19 | 2022-05-10 | Raytheon Technologies Corporation | BOAS thermal baffle |
CN110966049B (zh) * | 2019-12-13 | 2021-12-14 | 西安鑫垚陶瓷复合材料有限公司 | 航空发动机陶瓷基复合材料固定导向器叶片结构及其成型 |
FR3113696B1 (fr) * | 2020-09-03 | 2023-02-24 | Safran Aircraft Engines | Pièce de turbomachine avec bord de liaison en matériau composite à matrice céramique et à fibres courtes et son procédé de fabrication |
US11674400B2 (en) * | 2021-03-12 | 2023-06-13 | Ge Avio S.R.L. | Gas turbine engine nozzles |
US11952917B2 (en) | 2022-08-05 | 2024-04-09 | Rtx Corporation | Vane multiplet with conjoined singlet vanes |
CN115263808B (zh) * | 2022-09-28 | 2023-02-21 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 集成式双转子航空发动机的中介机匣 |
CN117703533B (zh) * | 2024-02-06 | 2024-04-09 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡轮级间外流道静子件连接结构 |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5492445A (en) * | 1994-02-18 | 1996-02-20 | Solar Turbines Incorporated | Hook nozzle arrangement for supporting airfoil vanes |
US20050129499A1 (en) * | 2003-12-11 | 2005-06-16 | Honeywell International Inc. | Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly |
RU2392447C2 (ru) * | 2004-06-17 | 2010-06-20 | Снекма | Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала |
WO2010103213A1 (fr) * | 2009-03-09 | 2010-09-16 | Snecma | Ensemble d'anneau de turbine |
WO2014003956A1 (en) * | 2012-06-29 | 2014-01-03 | General Electric Company | A nozzle, a nozzle hanger, and a ceramic to metal attachment system of a gas turbine |
Family Cites Families (23)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5154577A (en) * | 1991-01-17 | 1992-10-13 | General Electric Company | Flexible three-piece seal assembly |
US5226789A (en) * | 1991-05-13 | 1993-07-13 | General Electric Company | Composite fan stator assembly |
US5201846A (en) * | 1991-11-29 | 1993-04-13 | General Electric Company | Low-pressure turbine heat shield |
FR2825787B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples |
JP2004076601A (ja) * | 2002-08-12 | 2004-03-11 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン静翼構造 |
US6758653B2 (en) * | 2002-09-09 | 2004-07-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine |
FR2859509B1 (fr) * | 2003-09-10 | 2006-01-13 | Snecma Moteurs | Arret en rotation des secteurs d'aubes de redresseurs par des barrettes dans les plans de joint du carter |
US7329087B2 (en) | 2005-09-19 | 2008-02-12 | General Electric Company | Seal-less CMC vane to platform interfaces |
US7798775B2 (en) * | 2006-12-21 | 2010-09-21 | General Electric Company | Cantilevered nozzle with crowned flange to improve outer band low cycle fatigue |
US8152451B2 (en) * | 2008-11-29 | 2012-04-10 | General Electric Company | Split fairing for a gas turbine engine |
ES2382938T3 (es) * | 2009-02-05 | 2012-06-14 | Siemens Aktiengesellschaft | Un montaje de paleta anular para un motor de turbina de gas |
US8328511B2 (en) * | 2009-06-17 | 2012-12-11 | General Electric Company | Prechorded turbine nozzle |
FR2954400B1 (fr) * | 2009-12-18 | 2012-03-09 | Snecma | Etage de turbine dans une turbomachine |
US8770931B2 (en) * | 2011-05-26 | 2014-07-08 | United Technologies Corporation | Hybrid Ceramic Matrix Composite vane structures for a gas turbine engine |
FR2978197B1 (fr) * | 2011-07-22 | 2015-12-25 | Snecma | Distributeur de turbine de turbomachine et turbine comportant un tel distributeur |
FR2979661B1 (fr) * | 2011-09-07 | 2016-09-30 | Snecma | Element de distributeur de turbine ou de redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine, distributeur ou redresseur forme de tels elements et turbomachine incorporant un tel distributeur ou redresseur |
FR2979662B1 (fr) * | 2011-09-07 | 2013-09-27 | Snecma | Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs |
FR2981602B1 (fr) * | 2011-10-25 | 2017-02-17 | Snecma Propulsion Solide | Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs |
US20140004293A1 (en) * | 2012-06-30 | 2014-01-02 | General Electric Company | Ceramic matrix composite component and a method of attaching a static seal to a ceramic matrix composite component |
JP5962915B2 (ja) * | 2012-10-29 | 2016-08-03 | 株式会社Ihi | タービンノズルの固定部構造及びこれを用いたタービン |
JP6082285B2 (ja) * | 2013-03-14 | 2017-02-15 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | 静翼環の取外・取付方法、及びこの方法に用いる静翼セグメントの補助支持装置 |
EP2955336B1 (de) * | 2014-06-12 | 2019-02-27 | MTU Aero Engines GmbH | Zwischengehäuse für eine Gasturbine sowie Gasturbine mit einem solchen Zwischengehäuse |
EP3412871B1 (en) * | 2017-06-09 | 2021-04-28 | Ge Avio S.r.l. | Sealing arrangement for a turbine vane assembly |
-
2015
- 2015-06-10 JP JP2015117440A patent/JP6614407B2/ja active Active
- 2015-10-01 WO PCT/JP2015/077963 patent/WO2016199319A1/ja active Application Filing
- 2015-10-01 EP EP15895003.0A patent/EP3269936A4/en not_active Withdrawn
- 2015-10-01 CA CA2978395A patent/CA2978395C/en not_active Expired - Fee Related
- 2015-10-01 CN CN201580080727.8A patent/CN107636256B/zh not_active Expired - Fee Related
- 2015-10-01 RU RU2017135388A patent/RU2677021C1/ru active
-
2017
- 2017-09-20 US US15/710,100 patent/US10597334B2/en active Active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5492445A (en) * | 1994-02-18 | 1996-02-20 | Solar Turbines Incorporated | Hook nozzle arrangement for supporting airfoil vanes |
US20050129499A1 (en) * | 2003-12-11 | 2005-06-16 | Honeywell International Inc. | Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly |
RU2392447C2 (ru) * | 2004-06-17 | 2010-06-20 | Снекма | Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала |
WO2010103213A1 (fr) * | 2009-03-09 | 2010-09-16 | Snecma | Ensemble d'anneau de turbine |
WO2014003956A1 (en) * | 2012-06-29 | 2014-01-03 | General Electric Company | A nozzle, a nozzle hanger, and a ceramic to metal attachment system of a gas turbine |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2978395A1 (en) | 2016-12-15 |
EP3269936A4 (en) | 2018-10-24 |
EP3269936A1 (en) | 2018-01-17 |
CN107636256B (zh) | 2020-03-20 |
US10597334B2 (en) | 2020-03-24 |
JP2017002806A (ja) | 2017-01-05 |
WO2016199319A1 (ja) | 2016-12-15 |
CA2978395C (en) | 2018-12-11 |
US20180037511A1 (en) | 2018-02-08 |
JP6614407B2 (ja) | 2019-12-04 |
CN107636256A (zh) | 2018-01-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2677021C1 (ru) | Турбина | |
US7217089B2 (en) | Gas turbine engine shroud sealing arrangement | |
US8079807B2 (en) | Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud | |
US10281045B2 (en) | Apparatus and methods for sealing components in gas turbine engines | |
US8740552B2 (en) | Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus | |
EP3044511B1 (en) | Combustor, gas turbine engine comprising such a combustor, and method | |
US6808363B2 (en) | Shroud segment and assembly with circumferential seal at a planar segment surface | |
EP3080403B1 (en) | Cmc shroud support system | |
EP2540994B1 (en) | Chordal mounting arrangement for low-ductility turbine shroud | |
US6315519B1 (en) | Turbine inner shroud and turbine assembly containing such inner shroud | |
US7726936B2 (en) | Turbine engine ring seal | |
EP3115561A1 (en) | Turbine shroud segment with side perimeter seal | |
US20120274034A1 (en) | Seal arrangement for segmented gas turbine engine components | |
EP3597865A1 (en) | Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components | |
US20210025285A1 (en) | Ceramic matrix composite blade outer air seal | |
JP6457500B2 (ja) | ターボ機械用ロータリアセンブリ | |
US20140227080A1 (en) | Seal support of titanium aluminide for a turbomachine | |
US10138737B2 (en) | Rotor for turbine engine comprising blades with added platforms | |
CN115485451A (zh) | 涡轮组件以及设置有这种组件的气体涡轮发动机 | |
CA2941224A1 (en) | Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-finger seals with stepped shroud interface | |
US9540955B2 (en) | Stator assembly | |
RU2315868C1 (ru) | Устройство крепления лопаток рабочего колеса осевой турбомашины | |
CN111512021B (zh) | 涡轮机涡轮的陶瓷基复合材料涡轮定子扇区与金属支撑件之间的连接 |