RU2703896C2 - Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей - Google Patents

Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей Download PDF

Info

Publication number
RU2703896C2
RU2703896C2 RU2017135500A RU2017135500A RU2703896C2 RU 2703896 C2 RU2703896 C2 RU 2703896C2 RU 2017135500 A RU2017135500 A RU 2017135500A RU 2017135500 A RU2017135500 A RU 2017135500A RU 2703896 C2 RU2703896 C2 RU 2703896C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
annular
wall
holding
holding elements
structure according
Prior art date
Application number
RU2017135500A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017135500A (ru
RU2017135500A3 (ru
Inventor
Клеман РУССИЙ
Тьерри ТЕССОН
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017135500A publication Critical patent/RU2017135500A/ru
Publication of RU2017135500A3 publication Critical patent/RU2017135500A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2703896C2 publication Critical patent/RU2703896C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • 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)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Изобретение относится к сборной конструкции турбинного кольца, содержащей кольцевую несущую конструкцию и множество кольцевых сегментов (1), выполненных из композиционного материала с керамической матрицей, при этом каждый кольцевой сегмент (1) имеет участок, формирующий кольцевое основание (2) с внутренней поверхностью (3), определяющей внутреннюю поверхность турбинного кольца, и внешней поверхностью (3а), от которой проходит стенка (5), образующая внутреннюю полость (6), в которой размещена удерживающая деталь (10), выполненная из металлического материала, при этом удерживающая деталь (10) соединена с кольцевой несущей конструкцией и содержит основную часть (11), от которой с каждой стороны во внутренней полости (6) проходят упруго деформируемые удерживающие элементы (12), причем указанные удерживающие элементы (12) упираются в стенку (5), а удерживающая деталь (10) оказывает давление на кольцевой сегмент (1) вдоль радиального (R) и осевого (A) направлений. Изобретение позволяет улучшить характеристики газотурбинных двигателей, за счет уменьшения охлаждающего потока, а также снизить механические напряжения, которым подвержены кольцевые сегменты при работе турбины. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к сборной конструкции турбинного кольца, содержащей множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей, вместе с несущей кольцевой конструкцией.
Уровень техники
При использовании сборных конструкций турбинного кольца, изготовленных полностью из металла, необходимо охлаждать все элементы сборной конструкции и, в особенности, турбинное кольцо, которое подвержено воздействию наиболее горячих потоков. Такое охлаждение оказывает значительное влияние на характеристики двигателя, поскольку используемый для охлаждения поток отбирается от основного потока газотурбинного двигателя. Кроме того, использование металла для изготовления турбинного кольца ограничивает возможность повышения температуры на турбине, даже если это могло бы улучить характеристики авиационных двигателей.
В целях решения этих проблем было предложено изготавливать сегменты турбинного кольца из керамоматричных композитных материалов (материал КМК) для того, чтобы избежать использования металла.
Указанные материалы КМК обладают хорошими механическими свойствами, что делает их подходящими для создания элементов конструкции, и предпочтительно они сохраняют эти свойства при высоких температурах. Использование материалов КМК позволяет уменьшить охлаждающий поток, который необходим при работе турбины, и улучшить, таким образом, характеристики газотурбинных двигателей. Кроме того, использование материалов КМК выгодно для уменьшения веса газотурбинных двигателей и эффекта расширения под действием нагрева, которому подвержены металлические части конструкции.
Однако решения, которые были предложены, могут предусматривать соединение кольцевого сегмента из КМК с металлическими соединительными элементами кольцевой несущей конструкции (корпуса), при этом указанные соединительные элементы подвержены воздействию горячего потока. Соответственно, эти решения для сборной конструкции всё же могут потребовать использования охлаждающего потока, по меньшей мере, для охлаждения указанных металлических соединительных элементов. Помимо того, металлические соединительные элементы при нагревании расширяются, что может привести к приложению механического напряжения к кольцевым сегментам из КМК и снижению их прочности. Следовательно, существует необходимость в усовершенствовании существующих сборных конструкций турбинного кольца, которые используют материал КМК, для дополнительного уменьшения необходимого количества охлаждающего газа. Кроме того, существует необходимость усовершенствования существующих сборных конструкций турбинного кольца, которые используют материал КМК, для снижения величины механических напряжений, которым подвержены кольцевые сегменты из КМК при работе турбины.
Раскрытие сущности изобретения
Таким образом, согласно первому аспекту, изобретением предложена сборная конструкция турбинного кольца, содержащая кольцевую несущую конструкцию и множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей, при этом каждый сегмент содержит участок, формирующий кольцевое основание с внутренней поверхностью, образующей внутреннюю поверхность турбинного кольца, и внешней поверхностью, от которой проходит стенка, образующая внутреннюю полость, в которой размещена удерживающая деталь, выполненная из металлического материала, при этом указанная удерживающая деталь соединена с несущей кольцевой конструкцией и содержит основную часть, от которой с каждой её стороны внутри внутренней полости проходят упруго деформируемые удерживающие элементы, причем указанные удерживающие элементы упираются в стенку (опираются на стенку).
В данном изобретении удерживающая деталь, служащая для крепления кольцевого сегмента к кольцевой несущей конструкции, размещена во внутренней полости кольцевого сегмента и, следовательно, защищена от горячего потока кольцевым сегментом, выполненным из материала КМК, который обладает низкой теплопроводностью и, следовательно, создает тепловой барьер для указанной удерживающей детали. Кольцевой сегмент из КМК служит, таким образом, для создания по существу тепловой изоляции между внутренней поверхностью кольцевого сегмента и удерживающей деталью. Конструктивное выполнение в соответствии с изобретением позволяет таким образом уменьшить количество газа, необходимое для охлаждения элементов конструкции, которые обеспечивают крепление кольцевого сегмента к кольцевой несущей конструкции, и, соответственно, позволяет улучшить характеристики газотурбинного двигателя. Кроме того, вследствие теплового расширения металла удерживающей детали она оказывает давление на кольцевой сегмент, и таким образом служит для удерживания его на своем месте при работе турбины.
В одном варианте осуществления удерживающие элементы могут упираться в стенку только на некотором участке их длины.
Если не оговорено иное, длина удерживающего элемента определяется вдоль продольной оси внутренней полости.
Такие отличительные особенности предпочтительно создают возможность удерживающему элементу локально упираться в стенку и в результате удерживать кольцевой сегмент на месте, оказывая в то же время на него небольшое механическое воздействие. Данная конструкция позволяет удерживающему элементу скользить относительно стенки в случае различного теплового расширения и, соответственно, компенсировать различное расширение удерживающего элемента и кольцевого сегмента.
Удерживающие элементы могут упираться в стенку на такой длине, которая меньше или равна трем четвертям их собственной длины, предпочтительно меньше или равна половине их длины, более предпочтительно меньше или равна одной четверти их длины.
В одном варианте осуществления удерживающие элементы могут упираться в стенку дальними участками. В частности, удерживающие элементы могут упираться в стенку только посредством их дальних участков.
Указанный дальний участок удерживающего элемента соответствует участку удерживающего элемента, расположенному между его дальним концом и зоной, находящейся посередине удерживающего элемента, при этом удерживающий элемент проходит от ближнего конца, находящегося вблизи основной части удерживающей детали, до дальнего конца, находящегося на удалении от указанной основной части.
В частности, удерживающие элементы могут упираться в стенку у первого и второго концов внутренней полости.
В одном варианте осуществления стенка может содержать, по меньшей мере, один вырез, через который проходит, по меньшей мере, один соединительный элемент, обеспечивающий крепление удерживающей детали к кольцевой несущей конструкции.
Этот вырез предназначен для соединения удерживающей детали с кольцевой несущей конструкцией. Этот вырез может также образовать вентиляционное окно, обеспечивающее доступ охлаждающего воздуха к удерживающей детали и к кольцевому сегменту.
В одном варианте осуществления длина удерживающего элемента больше или равна половине длины внутренней полости, например, больше или равна трем четвертям длины внутренней полости.
Если не оговорено иное, длина удерживающей детали определяется вдоль продольной оси внутренней полости.
В одном варианте осуществления длина некоторых или всех удерживающих элементов больше длины основной части удерживающей детали, например, больше или равна двум длинам основной части удерживающей детали.
Удерживающие детали относительно большой длины предпочтительно обладают повышенной способностью пружинить, что позволяет, в частности, удерживающим элементам упруго опираться на кольцевой сегмент и лучше компенсировать, таким образом, различное расширение удерживающей детали и кольцевого сегмента, не оказывая негативного воздействия на удерживание кольцевого сегмента на месте.
Если не оговорено иное, длина основной части удерживающей детали определяется вдоль продольной оси внутренней полости.
В одном варианте осуществления длина части удерживающих элементов или длина всех удерживающих элементов меньше длины основной части удерживающей детали.
Некоторые или все удерживающие элементы могут иметь длину, которая больше их ширины, предпочтительно в три раза больше или равна их ширине.
Ширина удерживающего элемента соответствует её наибольшему поперечному размеру.
В одном варианте осуществления внутренняя полость может располагаться вдоль продольной оси, а удерживающие элементы могут опираться на стенку посредством зон удерживания, которые симметричны относительно продольной оси.
В одном варианте осуществления удерживающие элементы могут быть выполнены в виде полос. В одном варианте осуществления удерживающие элементы могут быть выполнены с образованием раструбных участков. Указанные раструбные участки проходят с расширением по всей или по части их длины с удалением от основной части удерживающей детали в направлении одного из концов внутренней полости.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий описанную выше сборную конструкцию турбинного кольца.
В одном варианте осуществления указанная сборная конструкция турбинного кольца может образовать в газотурбинном двигателе часть соплового аппарата турбины.
Сборная конструкция турбинного кольца может образовать часть газовой турбины авиационного двигателя, или в одном варианте она может образовать часть промышленной турбины.
Краткое описание чертежей
Другие характерные особенности и преимущества изобретения очевидны из нижеследующего описания конкретных вариантов осуществления изобретения, приведенных в качестве не ограничивающих примеров и со ссылками на сопровождающие чертежи.
На фиг. 1 и 2 показаны удерживающая деталь и кольцевой сегмент согласно первому варианту осуществления изобретения;
на фиг. 3 схематично показана часть сборной конструкции, схематично изображенной на фиг. 2, вид в разрезе в тангенциальном направлении;
на фиг. 4 схематично показана часть кольцевого сегмента, изображенного на фиг. 2, после его монтажа в сборной конструкции турбинного кольца, вид в разрезе, перпендикулярном тангенциальному направлению;
на фиг. 5 показаны удерживающая деталь вместе с кольцевым сегментом, относящиеся ко второму варианту осуществления изобретения;
на фиг. 6 показана сборная конструкция, схематично изображенная на фиг. 5, вид в разрезе в тангенциальном направлении.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 изображен кольцевой сегмент 1 турбинного кольца вместе с удерживающей деталью 10. Удерживающая деталь 10 показана на фиг. 1 отдельно от кольцевого сегмента 1 турбинного кольца. На фиг. 2 представлена рабочая конфигурация сборной конструкции, изображенной на фиг. 1, в которой удерживающая деталь 10 служит для крепления кольцевого сегмента 1 к кольцевой несущей конструкции, при этом указанная удерживающая деталь 10 размещена внутри кольцевого сегмента 1. Для формирования турбинного кольца, окружающего ряд подвижных лопаток, на корпусе 14 (см. фиг. 3), который выполнен из металла и образует несущую опорную кольцевую конструкцию, установлено множество кольцевых сегментов 1, каждый из которых снабжен удерживающей деталью 10. Каждый из кольцевых сегментов 1 может быть известным образом снабжен одной или большим количеством уплотнительных прокладок (не показано). После монтажа набора кольцевых сегментов 1 на кольцевой несущей конструкции эти уплотнительные прокладки служат для снижения или даже исключения утечек воздуха между кольцевыми сегментами 1.
Кольцевые сегменты 1 представляют собой отдельные детали, изготовленные из КМК. Использование материала КМК для изготовления кольцевых сегментов 1 является выгодным для смягчения требований к вентиляции сегментов. Кольцевые сегменты 1 содержат кольцевое основание 2. Внутренняя относительно радиального направления R поверхность 3 кольцевого основания 2 покрыта слоем истираемого материала (на фиг. 1 и 3 не показано) и образует канал, по которому газовый поток проходит через турбину. Радиальное направление R соответствует направлению вдоль радиуса турбинного кольца (прямая линия, соединяющая центр турбинного кольца с его периферией). Кольцевое основание 2, кроме того, содержит поверхность 3а, которая является внешней относительно радиального направления R. Каждый кольцевой сегмент 1 содержит стенку 5, проходящую от внешней поверхности 3а кольцевого основания 2. Стенка 5 образует внутреннюю полость 6, которая проходит вдоль продольной оси. Внутренняя полость 6 продолжается в тангенциальном направлении Т. Тангенциальное направление Т соответствует окружному направлению турбинного кольца.
Удерживающая деталь 10, изготовленная из металлического материала, размещена во внутренней полости 6. Удерживающая деталь 10 может быть выполнена из суперсплава, например, из суперсплава «АMI». Удерживающая деталь 10 содержит основную несущую часть 11, от которой в тангенциальном направлении в обе стороны от несущей части 11 проходят удерживающие элементы 12, при этом указанные удерживающие элементы 12 изготовлены из металлического материала и установлены так, что они упираются в стенку 5 и надавливают на неё. В иллюстрируемом примере основная часть 11 удерживающей детали не упирается в стенку 5, образующую внутреннюю полость 6. Удерживающая деталь 10 упирается в стенку 5 только посредством удерживающих элементов 12. Таким образом, одни лишь удерживающие элементы 12 оказывают давление на стенку 5, достаточное для удерживания кольцевого сегмента 1.
В иллюстрируемом примере удерживающие элементы 12 выполнены в виде полос 12. В иллюстрируемом примере стенка 5 выполнена с канавками 8 для соединения с удерживающими полосами 12. В одном варианте, который не показан, стенка не имеет таких канавок. Как показано на фиг. 3, первая группа полос 12 упирается в стенку 5 на уровне первого конца 61 внутренней полости 6, а вторая группа полос 12 упирается в стенку 5 у второго конца 62 внутренней полости 6. Удерживающая деталь 10 присоединена, во-первых, к корпусу 14 и, во-вторых, к кольцевому сегменту 1 с помощью удерживающих элементов, которые упираются в стенку 5, образующую внутреннюю полость 6. Удерживающие элементы 12 оказывают давление на кольцевой сегмент 1 как в радиальном направлении R, так и в осевом направлении А. Осевое направление А соответствует направлению вдоль оси вращения турбины и в направлении движения газового потока в проточном канале. Более конкретно, в иллюстрируемом примере первая подгруппа удерживающих элементов 12 создает усилие в радиальном направлении наружу (в направлении с удалением от проточного канала), а вторая подгруппа удерживающих элементов 12 создает усилие в радиальном направлении внутрь (в сторону проточного канала). В иллюстрируемом примере имеется столько удерживающих элементов 12, создающих усилие в радиальном направлении наружу, сколько имеется удерживающих элементов 12, создающих усилие в радиальном направлении внутрь. Аналогичным образом, третья подгруппа удерживающих элементов 12 создает усилие в осевом направлении в сторону выше по потоку, и четвертая подгруппа удерживающих элементов 12 создает усилие в осевом направлении в сторону ниже по потоку.
Используемые здесь термины «выше по потоку» и «ниже по потоку» используются с привязкой к направлению движения газового потока через турбину (показано стрелкой F на фиг. 4). В иллюстрируемом примере имеется столько удерживающих элементов, создающих усилие выше по потоку, сколько имеется удерживающих элементов 12, создающих усилие ниже по потоку. В иллюстрируемом примере удерживающая деталь 10 имеет восемь точек приложения усилия давления на стенку 5 кольцевого сегмента 1: две точки приложения давления, в которых давление прикладывается в радиальном направлении наружу; две точки приложения давления, в которых давление прикладывается в радиальном направлении внутрь; две точки приложения давления, в которых давление прикладывается в осевом направлении выше по потоку и две точки, в которых давление прикладывается в осевом направлении ниже по потоку.
В иллюстрируемом примере удерживающие элементы 12 создают давление на множество отдельных поверхностей стенки 5, образующей внутреннюю полость 6. Фиг. 1 и 3 иллюстрируют ситуацию, в которой внутренняя полость выполнена сквозной (с возможностью циркуляции), но изобретение не ограничивается этим случаем, и в качестве вариантов осуществления, которые не показаны, возможно выполнение внутренней полости, например, в виде несквозного (глухого) отверстия. Внутренняя полость 6 доступна снаружи кольцевого сегмента 1, по меньшей мере, через вырез 9 в стенке 5, для того чтобы прикрепить удерживающую деталь 10 к корпусу 14, как это схематически показано на фиг. 3.
Корпус 14 снабжен множеством крепежных элементов 15, выполненных в виде соединительных полос, проходящих в радиальном направлении через вырезы 9 в направлении проточного канала для газового потока. При этом осуществляется сцепление соединительных полос 15 корпуса 14 с основной частью 11 удерживающей детали 10 для её крепления к корпусу 14. Каждая соединительная полоса 15 содержит зону 15а, имеющую доступ к основной части 11 удерживающей детали, и внешний в радиальном направлении конец 15b, расположенный у корпуса 14. Для объединения кольцевых сегментов 1 с корпусом 14 сначала во внутреннюю полость 6 вводят удерживающую деталь 10. Удерживающую деталь 10, введенную во внутреннюю полость 6, приводят в слегка предварительно напряженное состояние при окружающей температуре (т.е. при температуре 20ºС). Сборку, образованную кольцевым сегментом 1 и удерживающей деталью 10, размещенной в кольцевом сегменте 1, объединяют с корпусом 14 посредством сцепления удерживающей детали 10 с соединительными полосами 15 корпуса 14. Не будет выходом за пределы объема изобретения, если основная часть удерживающей детали будет прикреплена к корпусу иным способом, чем указанное сцепление, например, посредством крепления винтами.
Как показано на фиг. 3, соединительные полосы 15 корпуса 14 размещены частично в полости 6 (т.е. только часть длины соединительных полос 15 размещена внутри полости 6). Вырез 9, кроме того, образует вентиляционное отверстие, обеспечивающее контактирование охлаждающего воздуха с удерживающей деталью 10 и кольцевым сегментом 1.
Размещение удерживающей детали 10 и соединительных полос 15 во внутренней полости 6 кольцевого сегмента 1, изготовленного из КМК, предпочтительно позволяет защитить эти элементы от тепла газового потока, протекающего в проточном канале, поскольку кольцевой сегмент 1 выдерживает нагревание и создает тепловой барьер. Кроме того, имеющее место различное тепловое расширение служит предпочтительно для удерживания кольцевого сегмента на месте в осевом и радиальном направлении за счет усилия, создаваемого удерживающей деталью 10 в рабочих условиях в противоположном направлении.
Как показано на фиг. 3, полосы 12 упираются в стенку 5 на длине lа, которая меньше или равна одной четверти общей длины lp полос 12. Длина полос lp, кроме того, больше длины lc основной части 11 удерживающей детали 10. В иллюстрируемом примере полосы 12 упираются в стенку посредством своих дальних концов 12а, расположенных на удалении от упомянутой основной части 11. Удерживающая деталь 10 имеет длину lo, которая по существу равна длине внутренней полости 6. Таким образом, удерживающая деталь10 проходит от первого конца 61 до второго конца 62 внутренней полости 6. Как показано на фиг. 1, полосы 12 упираются в стенку 5 в зонах Z , которые расположены симметрично относительно тангенциального направления Т. Удерживающая деталь 10, таким образом, имеет, по меньшей мере, один первый удерживающий элемент 12, который упирается в стенку 5 в первой зоне Z удерживания, и, по меньшей мере, один второй удерживающий элемент 12, который упирается в стенку 5 во второй зоне Z удерживания, которая расположена симметрично первой зоне удерживания относительно тангенциального направления Т (или относительно продольной оси полости 6). Первая и вторая зоны удерживания смещены в радиальном или осевом направлении друг относительно друга. При этом указанные первая и вторая зоны удерживания могут каждая образовать часть отдельного основания стенки 5. Зоны Z удерживания проходят только на некотором участке внутреннего периметра стенки 5. В иллюстрируемом примере полосы 12 упираются в плоскую поверхность стенки 5.
Каждый описанный выше кольцевой сегмент 1 изготовлен из материала КМК путем формирования из волокна заготовки, имеющей форму, подобную форме кольцевого сегмента, и посредством повышения плотности кольцевого сегмента с помощью керамической матрицы. Для изготовления волокнистой заготовки могут быть использованы волокна из керамического материала, например, волокна карбида кремния (SiC), такие как поставляемые на рынок японской фирмой-поставщиком Nippon Carbon под наименованием "Nicalon" или иные углеродные волокна.
Волокнистая заготовка предпочтительно выполнена путем трехмерного плетения или многослойного плетения. При этом может быть использовано плетение интерлочного типа. Могут быть также использованы трехмерные или многослойные ткацкие переплетения, например, такие как многослойное атласное или гладкое переплетение. В этой связи может быть приведена ссылка на патентный документ WO2006/136755. После плетения полученному волокнистому полуфабрикату придают форму с образованием заготовки кольцевого сегмента, которая затем проходит стадии затвердевания и повышения плотности с помощью керамической матрицы. При этом повышение плотности может быть осуществлено, в частности, с помощью хорошо известного метода химической инфильтрации из паровой фазы (метода CVI). Подробный пример изготовления кольцевых сегментов из материала КМК описан, в частности, в патентном документе US2012/0027572.
На фиг. 4 представлено фрагментарное схематическое изображение в разрезе, перпендикулярном тангенциальному направлению, показывающее кольцевой сегмент 1 согласно фиг. 2 после его установки в кольцевой несущей конструкции 14. Фиг. 4 отображает средства, используемые для обеспечения уплотнения в осевом направлении, и в целях упрощения удерживающая деталь 10 и соединительные полосы 15 не показаны. На фиг. 4 показан также слой истираемого материала 4, покрывающий внутреннюю поверхность 3 кольцевого основания 2. Указанный слой истираемого материала 4 обращен в сторону ряда лопаток Р ротора. Стрелкой F показано направление прохождения газового потока через турбину. Газовый поток проходит в осевом направлении А из соплового аппарата D высокого давления в сопловой аппарат низкого давления (не показано). Для обеспечения уплотнения в осевом направлении на внешней поверхности 3а основания 2 кольцевого сегмента 1 турбинного кольца, около соплового аппарата D высокого давления, установлена кольцевая уплотнительная прокладка 20. Кольцевой сегмент 1, кроме того, удерживается с помощью соединительных уплотнительных полос 21 корпуса 14, прижатых к стенке 5. Уплотнительная прокладка 20 и полосы 21 предотвращают прохождение газового потока осевого направления между кольцевым сегментом 1 и корпусом 14.
На фиг. 5 и 6 представлен вариант осуществления изобретения, в котором во внутренней полости 6 размещена удерживающая деталь 10', изготовленная из металлического материала. На фиг. 5 и 6 показан слой истираемого материала 4, покрывающий внутреннюю поверхность 3 основания 2 кольцевого сегмента. Удерживающая деталь 10' соединена с кольцевой несущей конструкцией таким же образом, как это описано выше со ссылкой на фиг. 3. Удерживающая деталь 10' содержит основную часть 11', от которой с каждой стороны проходят в тангенциальном направлении Т упруго деформируемые удерживающие элементы 12', при этом указанные удерживающие элементы 12' упираются в стенку 5, образующую внутреннюю полость 6. В примере, иллюстрируемом на фиг. 5 и 6, удерживающие элементы 12' выполнены в виде расширяющихся раструбных участков, проходящих от основной части 11' в направлении концов внутренней полости 6. В иллюстрируемом примере раструбные участки 12' расширяются на участке их длины от основной части 11' в направлении одного из концов 61 и 62 внутренней полости 6. Раструбные участки 12' имеют опорные участки 13', которые в данном примере находятся на их дальних концах 12'а. Опорные участки 13' упираются в стенку 5 для крепления кольцевого сегмента 1 к кольцевой опорной конструкции. Также как и в описанном и иллюстрируемом на фиг. 1 и 3 варианте осуществления, раструбные участки 12' упираются в стенку, образующую внутреннюю полость 6, на дальних концах 12'а. Раструбные участки 12' в этом варианте осуществления проходят на длине lp, которая меньше длины lc основной части 11' удерживающей детали 10'. В варианте осуществления, иллюстрируемом на фиг. 5 и 6, опорные участки 13' раструбных участков 12' находятся на концах 61 и 62 внутренней полости 6. Внутренняя полость 6 в сечении, перпендикулярном к своей продольной оси, содержит углы С, при этом опорные участки 13' опираются на эти углы С внутренней полости 6. В иллюстрируемом примере опорные участки 13' раструбных участков 12' не контактируют один с другим, но если бы они контактировали друг с другом, это не являлось бы выходом за пределы объема изобретения. Как и в примере на фиг. 1 и 3, раструбные участки 12' упираются в стенку 5 в зонах Z удерживания, которые симметричны относительно продольной оси внутренней полости 6. В одном варианте, который не иллюстрируется, каждый раструбный участок представляет собой один опорный участок удерживающего элемента, который упирается в стенку на некоторой части внутреннего периметра или по всему внутреннему периметру стенки.
Для осуществления сборки в этом варианте осуществления удерживающую деталь 10 вводят во внутреннюю полость 6 таким образом, чтобы её опорные участки 13' располагались на первом и втором концах 61 и 62 внутренней полости 6.
Удерживающую деталь 10', введенную во внутреннюю полость 6, приводят в слегка предварительно напряженное состояние при окружающей температуре. Сборку, образованную кольцевым сегментом 1 и удерживающей деталью 10', затем прикрепляют к соединительным полосам корпуса также, как и на фиг. 3.
В рассмотренном варианте осуществления показана внутренняя полость, имеющая в сечении, перпендикулярном её продольной оси, форму прямоугольника. Однако внутренняя полость в сечении может иметь, без выхода за пределы объема изобретения, и некоторую другую форму, например, форму квадрата или окружности, если смотреть в сечении, перпендикулярном её продольной оси.
Термин «находящий в интервале от … до …» следует понимать, как включающий указанные граничные величины интервала.

Claims (10)

1. Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов (1), выполненных из композиционного материала с керамической матрицей, и кольцевую несущую конструкцию (14), при этом каждый кольцевой сегмент (1) имеет участок, образующий кольцевое основание (2) с внутренней по отношению к радиальному направлению (R) поверхностью (3), определяющей внутреннюю поверхность турбинного кольца, и внешней относительно радиального направления (R) поверхностью (3а), от которой проходит стенка (5), ограничивающая внутреннюю полость (6), в которой расположена удерживающая деталь (10; 10′), выполненная из металлического материала, при этом удерживающая деталь (10; 10′) соединена с кольцевой несущей конструкцией (14) и содержит основную часть (11; 11'), от которой с каждой стороны во внутренней полости (6) проходят упруго деформируемые удерживающие элементы (12; 12'), причем указанные удерживающие элементы (12; 12') упираются в стенку (5), а удерживающая деталь (10; 10') оказывает давление на кольцевой сегмент (1) вдоль радиального (R) и осевого (A) направлений.
2. Сборная конструкция по п. 1, в которой удерживающие элементы (12; 12') упираются в стенку (5) только на некотором участке своей длины.
3. Сборная конструкция по п. 1 или 2, в которой удерживающие элементы (12; 12') упираются в стенку (5) своими дальними участками.
4. Сборная конструкция по п. 3, в которой удерживающие элементы (12) упираются в стенку (5) на уровне первого (61) и второго (62) окружных концов внутренней полости (6).
5. Сборная конструкция по любому из пп. 1-4, в которой удерживающие элементы выполнены в виде полос (12).
6. Сборная конструкция по любому из пп. 1-4, в которой удерживающие элементы выполнены в виде раструбных участков (12').
7. Сборная конструкция по любому из пп. 1-6, в которой длина всех или некоторых удерживающих элементов (12) больше длины (lc) основной части (11) удерживающей детали (10).
8. Сборная конструкция по любому из пп. 1-7, в которой внутренняя полость (6) проходит вдоль продольной оси, а удерживающие элементы (12; 12') упираются в стенку (5) в зонах Z удерживания, которые расположены симметрично относительно продольной оси.
9. Сборная конструкция по любому из пп. 1-8, в которой стенка (5) содержит, по меньшей мере, один вырез (9), через который пропущен, по меньшей мере, один соединительный элемент (15), обеспечивающий крепление основной части (11) удерживающей детали (10) к кольцевой несущей конструкции (14).
10. Газотурбинный двигатель, содержащий сборную конструкцию турбинного кольца по любому из пп. 1-9.
RU2017135500A 2015-03-23 2016-03-22 Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей RU2703896C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1552372 2015-03-23
FR1552372A FR3034132B1 (fr) 2015-03-23 2015-03-23 Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique
PCT/FR2016/050627 WO2016151233A1 (fr) 2015-03-23 2016-03-22 Ensemble d'anneau de turbine comprenant une pluralite de secteurs d'anneau en materiau composite a matrice ceramique

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017135500A RU2017135500A (ru) 2019-04-08
RU2017135500A3 RU2017135500A3 (ru) 2019-08-29
RU2703896C2 true RU2703896C2 (ru) 2019-10-22

Family

ID=53514312

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017135500A RU2703896C2 (ru) 2015-03-23 2016-03-22 Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей

Country Status (7)

Country Link
US (1) US10718235B2 (ru)
EP (1) EP3274565B1 (ru)
CN (1) CN107532483B (ru)
CA (1) CA2979791C (ru)
FR (1) FR3034132B1 (ru)
RU (1) RU2703896C2 (ru)
WO (1) WO2016151233A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9863265B2 (en) * 2015-04-15 2018-01-09 General Electric Company Shroud assembly and shroud for gas turbine engine
FR3056632B1 (fr) * 2016-09-27 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
FR3065481B1 (fr) * 2017-04-19 2020-07-17 Safran Aircraft Engines Ensemble pour turbine, notamment pour une turbomachine
US11008894B2 (en) 2018-10-31 2021-05-18 Raytheon Technologies Corporation BOAS spring clip
US10934877B2 (en) 2018-10-31 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation CMC laminate pocket BOAS with axial attachment scheme
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

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5197853A (en) * 1991-08-28 1993-03-30 General Electric Company Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine
US20120027572A1 (en) * 2009-03-09 2012-02-02 Snecma Propulsion Solide, Le Haillan Turbine ring assembly
US20120171027A1 (en) * 2010-12-30 2012-07-05 General Electric Company Structural low-ductility turbine shroud apparatus
EP2631434A2 (en) * 2012-02-22 2013-08-28 General Electric Company Low-ductility turbine shroud

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6733233B2 (en) * 2002-04-26 2004-05-11 Pratt & Whitney Canada Corp. Attachment of a ceramic shroud in a metal housing
US6758653B2 (en) * 2002-09-09 2004-07-06 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite component for a gas turbine engine
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US9938846B2 (en) 2014-06-27 2018-04-10 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud with sealed blade track

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5197853A (en) * 1991-08-28 1993-03-30 General Electric Company Airtight shroud support rail and method for assembling in turbine engine
US20120027572A1 (en) * 2009-03-09 2012-02-02 Snecma Propulsion Solide, Le Haillan Turbine ring assembly
US20120171027A1 (en) * 2010-12-30 2012-07-05 General Electric Company Structural low-ductility turbine shroud apparatus
EP2631434A2 (en) * 2012-02-22 2013-08-28 General Electric Company Low-ductility turbine shroud

Also Published As

Publication number Publication date
CA2979791C (fr) 2023-08-22
EP3274565A1 (fr) 2018-01-31
CN107532483A (zh) 2018-01-02
US20180080344A1 (en) 2018-03-22
WO2016151233A1 (fr) 2016-09-29
FR3034132A1 (fr) 2016-09-30
US10718235B2 (en) 2020-07-21
CN107532483B (zh) 2020-04-14
EP3274565B1 (fr) 2021-09-22
CA2979791A1 (fr) 2016-09-29
FR3034132B1 (fr) 2018-06-15
RU2017135500A (ru) 2019-04-08
BR112017020246A2 (pt) 2018-05-22
RU2017135500A3 (ru) 2019-08-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2703896C2 (ru) Сборная конструкция турбинного кольца, содержащая множество кольцевых сегментов, изготовленных из композиционного материала с керамической матрицей
JP6689290B2 (ja) 軸方向保持具を有するタービンリングアセンブリ
RU2728671C2 (ru) Узел турбинного кольца без монтажного зазора в холодном состоянии
US11118477B2 (en) Turbine ring assembly
RU2717180C2 (ru) Турбинный кольцевой узел, содержащий множество кольцевых секторов, выполненных из композитного материала с керамической матрицей
US10598045B2 (en) Turbine ring assembly
CN108699918B (zh) 冷热时具有支承件的涡轮环组件
US10767863B2 (en) Combustor tile with monolithic inserts
JP5175238B2 (ja) セクターに更に分割された内側及び外側の壁を有するガス・タービンの燃焼チャンバ
US9581038B2 (en) Seal segment
JP5372575B2 (ja) Ｃｍｃ材料で作られ且つセクターに更に分割されたガス・タービンの燃焼チャンバ
US8147196B2 (en) Turbine airfoil with a compliant outer wall
US10858958B2 (en) Turbine ring assembly held by jaw coupling
US20180073398A1 (en) Turbine ring assembly made from ceramic matrix composite material
US20140294572A1 (en) Wall section for the working gas annulus of a gas turbine engine
US20160290144A1 (en) Turbine ring assembly with inter-sector connections
US20080025838A1 (en) Ring seal for a turbine engine
JPH1037701A (ja) 熱負荷されるターボ機用ブレード
US6602050B1 (en) Covering element and arrangement with a covering element and a support structure
JP6457500B2 (ja) ターボ機械用ロータリアセンブリ
TWI475152B (zh) 用於氣渦輪引擎定子之隔熱罩片段
US10837637B2 (en) Gas turbine engine having a heat shield
US9664065B2 (en) Clamping ring for a turbomachine
EP3623703B1 (en) Metallic heat-insulating tile for a combustion chamber of a gas turbine
CN115298485A (zh) 具有陶瓷隔热罩和密封件的燃烧室