CN103814193B - 由用于涡轮发动机的涡轮机喷嘴或压气机扩压器以及由金属耐磨材料支撑环所形成的组件,以及包括这种组件的涡轮机或压气机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及涡轮机喷嘴或压气机的定子叶片，该叶片包括由CMC材料所制造的扇体（12），其中每个扇体具有内平台（14）、外平台（16）和叶片（18）。由耐磨材料所制造的支撑环（50）包括扇体，其中每个扇体具有上游连接翼片（55a）和下游连接翼片（55b）。每个内平台（14）在其内侧上具有上游钩体（15a）和下游钩体（15b），并且，通过上游连接翼片和上游钩体的端部分，以及通过下游连接翼片和下游钩体的端部分的相互结合，而非刚性连接，由耐磨材料所制造的支撑环被喷嘴或定子叶片支撑。

Description

由用于涡轮发动机的涡轮机喷嘴或压气机扩压器以及由金属耐磨材料支撑环所形成的组件,以及包括这种组件的涡轮机或压气机
技术领域本发明涉及涡轮发动机，并且特别地涉及航空发动机和工业涡轮机，更特别地涉及用于这种涡轮发动机的涡轮机喷嘴和压气机扩压器。
背景技术
改进涡轮发动机的性能和减少它们的污染排放已经引起曾经设想更高的运转温度。
对于涡轮发动机中热的零件，因此已经提出使用陶瓷基质复合(CMC)材料的建议。这种材料具有显著的热结构特性，即，机械特征，该特性使得它们适于构造结构零件，以及具有在高温下保持这些特性的能力。而且，CMC材料的密度显著地低于常规地用于涡轮发动机的热部分中零件的金属材料的密度。
因此，文献WO 2010/061140、WO 2010/116066和WO 2011/080443描述了制造由CMC所制成的涡轮发动机转子叶轮叶片，该叶片具有包括在其中的内平台和外平台。特别地，在文献WO 2010/146288中也已经提出CMC材料用于涡轮机喷嘴的建议。
常规的金属涡轮机喷嘴由多个组装在一起的扇体所组成，每个扇体包括内平台、外平台以及在内平台和外平台之间延伸和与其固定的多个翼型。内平台和外平台限定环形流道，用于使气体流过喷嘴。在内侧，通常的实践是提供由内平台所带有的和与密封刮擦件配合的耐磨材料，该密封刮擦件固定于涡轮机的转子。耐磨材料通常是蜂巢金属结构。
当涡轮机喷嘴由CMC扇体组成时，存在连接耐磨材料的问题。
在由CMC材料扇体所组成的压气机扩压器中出现了相似的问题，该扇体支撑内平台内侧上的耐磨材料。
发明内容本发明的目的是提供针对该问题的方案，并且为此，本发明提供了由用于涡轮发动机的涡轮机喷嘴或压气机扩压器以及由金属耐磨材料支撑环所形成的组件，涡轮机喷嘴或压气机扩压器包括多个扇体，每个扇体具有内平台、外平台以及在内平台和外平台之间延伸和与其固定的翼型，并且内平台内侧上，由扇体的内平台带有耐磨材料支撑环，组件中：
喷嘴或扩压器扇体由陶瓷基质复合材料所制造；
耐磨材料支撑环由扇体组成，每个扇体具有向外延伸的上游连接翼片和下游连接翼片；
喷嘴或扩压器扇体的内平台中每个内平台在内侧上具有向内延伸的上游钩体和下游钩体；和
通过相互地接合而不紧固在一起的上游连接翼片和上游钩体的端部分，以及通过相互地接合而不紧固在一起的下游连接翼片和下游钩体的端部分，支撑耐磨材料的环被喷嘴或扩压器支撑。
因此，CMC材料和金属所制造的零件进行有限的接触，而不被紧固在一起，并且接触是在钩体和翼片形式的部分之间，因此具有弹性变形的能力，因此可以接纳具有热源的尺寸的差异变化。
有利地，耐磨材料支撑环扇体的连接翼片与喷嘴或扩压器扇体的钩体之间相互的接合表面在径向截面中形成V形轮廓的凸缘段。因此，通过沿着接合表面的滑动可以补偿在径向方向上和在轴向方向上尺寸的差异变化。此外，由此可以获得耐磨材料支撑环的良好定心。
优选地，耐磨材料支撑环扇体的连接翼片的端部分形成滑道，其中喷嘴或扩压器扇体的钩体的端部分接合在滑道中。
也优选地，提供支座以在周向方向上限制耐磨支撑环扇体与喷嘴或扩压器扇体的相互接合。
本发明也提供涡轮发动机的涡轮机，包括涡轮机外壳和如上所限定的至少一个组件，该组件由陶瓷基质复合材料所制造的涡轮机喷嘴和由金属所制造的耐磨材料支撑环所形成。
本发明也提供了涡轮发动机的压气机，包括压气机外壳和如上所限定的至少一个组件，该组件由陶瓷基质复合材料所制造的压气机扩压器和由金属所制造的耐磨材料支撑环形成。
有利地，喷嘴或扩压器扇体的外平台具有从外平台的外侧向外延伸的连接翼片，因此，组件被支撑在喷嘴或压气机外壳中。
附图说明通过阅读下面参考附图和非限制性表示所进行的描述，可以更好地理解本发明，其中：
图1是在本发明的实施方式中，包括组件的涡轮发动机的低压涡轮机的详细示意性部分的轴向半截面视图，该组件由CMC材料所制造的涡轮机喷嘴和由金属所制造的耐磨支撑环所组成。
图2是图1喷嘴扇体的示意性立体图。
图3是图1的耐磨材料支撑环扇体的示意性立体图。
图4是形成图2喷嘴扇体部分的单个翼型喷嘴叶片单元。
图5至图8是表示在制造用于喷嘴叶片，诸如图4中所示喷嘴叶片的纤维预制件的方法中连续步骤的详细示意图。
图9表示制造喷嘴扇体，诸如图2中所示喷嘴扇体的方法的连续步骤。
图10表示制造喷嘴扇体，诸如图2中所示喷嘴扇体的另一种方法的连续步骤。
图11是部分截面示意图，表示在本发明另一个实施方式中CMC涡轮机喷嘴上耐磨支撑金属环的连接的变化实施方式。
图12是在本发明的另一个实施方式中，包括组件的涡轮发动机压气机的详细示意性部分的轴向半截面视图，该组件由CMC材料所制造的压气机扩压器和由耐磨支撑金属环所形成。
具体实施方式涡轮发动机，例如航空发动机的和如图1中部分地所示的多级低压(LP)涡轮机包括在通过涡轮机的气流流动方向上(箭头F)与转子叶轮30交替和安装在涡轮机外壳40内侧的多个固定喷嘴10。
每个转子叶轮30具有多个叶片32，每个叶片32具有内平台34、外平台36以及在平台34和36之间延伸和与其连接的翼型38。在内平台34的内侧上，每个叶片延伸有根部，该根部接合在盘33的凹部中。在外侧，外平台36带有刮擦件37，该刮擦件37面对扇形环42所带有的耐磨材料41，以提供在叶片32顶端的密封。
在整个本申请文件中，术语“内”和“外”参考相对于涡轮机轴线的位置或方向而使用。
叶片32可以是常规的金属叶片或者它们可以是例如，如在上述文献WO 2010/061140、WO 2010/116066或WO 2011/080443中所述而获得的CMC材料的叶片。
至少喷嘴之一，诸如图1中喷嘴10是通过将多个CMC材料所制造的环形喷嘴扇体联合而形成。
每个喷嘴扇体12(图1和图2)包括内平台14、外平台16以及在平台14和16之间延伸和与其固定的多个翼型18。平台14和34的外面以及平台16和36的内面限定环形通道45，气流沿着该环形通道45流过涡轮机。
在外侧，从外平台16突出，存在上游连接翼片17a和下游连接翼片17b，每个翼片是基本上S形截面的环形扇体形式。连接翼片17a、17b与平台16延伸相同的角度。连接翼片17a、17b和平台16可以是径向对齐，或者它们可以在周向方向上相互地偏移一点，以提供在扇体之间连接处的相互重叠。翼片17a、17b的末端部分分别地向上游和下游延伸，并且它们接合在外壳40所带有的钩体中，用于通过与安装金属涡轮机喷嘴相似的方式，将喷嘴10安装在外壳40中。
在整个本申请文件中，术语“上游”和“下游”相对于沿着通道45的气流的流动方向而使用。
在内侧，上游钩体15a和下游钩体15b在内平台14下面突出，这些钩体是基本上C形截面的环形扇体形式，钩体15a向下游被折叠，而钩体15b向上游折叠。在该实施例中，钩体15a、15b和平台14延伸相同的角度。
钩体15a和15b在轴向位置支撑和保持扇形金属环50，该扇形金属环50在内侧上支撑耐磨材料51，该耐磨材料51面对盘33所带有的刮擦件35，以在内侧上提供带有密封的通道45。钩体15a、15b和平台14可以径向对齐，或者它们可以在周向方向上相互地偏移一点，以获得在扇体之间连接处的相互重叠。
金属环50由并置的扇体52所制成，每个扇体52构成耐磨筒(图1和图3)。在所示实施例中，每个环扇体52包括基部53，从基部53向外地突出有终止于上游和下游连接翼片55a和55b的基本上Y形截面的部分55。连接翼片55a、55b是与环扇体52延伸相同角度的环形扇体形式，并且它们与其径向对齐。应该观察到在变化形式中，环50的部分55可以具有V形截面，即，它可以仅仅包括连接翼片55a、55b，特别地当在喷嘴扇体12的侧面上可用空间较小的时候。
在所示实施例中，通过将钩体15a、15b的末端部分151a、151b接合于在连接翼片55a、55b的末端所形成的分别的滑道551a、551b中，进行钩体15a和连接翼片55a之间的相互接合，并且同样地钩体15b和连接翼片55b之间的相互接合。
通过在周向方向上滑动，直到止挡支座开始接触为止，以将喷嘴扇体12径向地对齐环扇体52，进行接合。举例说明，通过在钩体15a、15b的末端部分151a、151b的周向端部形成槽口152a、152b(图2)以及在连接翼片55a、55b的周向末端，用实心部分552a、552b封闭滑道551a、551b制成支座，滑道不在该端部打开(图3)。自然地，可以采用其它形式的周向止挡支座。也可以仅在上游钩体和连接翼片上，或者仅在下游钩体和连接翼片上提供支座。
在所示的实施例中，环扇体52和喷嘴扇体12具有相同的角度尺寸。在变化形式中，环扇体的角度尺寸应该是喷嘴扇体的角度尺寸的倍数或一部分。
有利地，钩体15a的末端部分151a和连接翼片55a的滑道部分551a之间相互的接合表面，以及钩体15b的末端部分151b和连接翼片55b的滑道部分551b之间相互的接合表面在径向截面上形成V形轮廓的直线凸缘段，这些段在它们之间形成角度α(图1)，例如，该角度α位于15°到175°的范围。此外，在没有钩体15a、15b和翼片55a、55b之间连接的情况下进行这些相互的接合。因此，由CMC材料所制造的喷嘴扇体12和由金属所制造的耐磨材料支撑环的扇体52之间的连接以这种方式进行，以能够接纳具有热源的尺寸的差异变化。
可以通过组装单个翼型叶片单元112，诸如图4中所示的单个翼型叶片单元112形成喷嘴扇体12，并且所述单个翼型叶片单元112包括内平台114，外平台116以及在平台114和116之间延伸和与其固定的单个翼型18。在内侧上，平台114具有分别地与钩体15a、15b具有相同轮廓的钩体115a、115b。在外侧上，平台116具有分别地与翼片17a、17b具有相同轮廓的连接翼片117a、117b。
下面是制造叶片112，诸如图4中所示叶片112的方法的描述。该方法与文献WO 2011/080443中描述用于涡轮发动机转子叶轮的叶片的方法相似。
图5表示详细示意性的纤维坯体100，叶片纤维预制件可以从其被成形，这样通过基质对它致密和可能地也对它机械加工以后，获得CMC材料的叶片，诸如叶片112。
坯体100包括通过三维编织或多层编织所获得的三个部分102、104和106，在图5中仅仅示出了这三个部分的包络面。成形后，部分102将构成用于翼型18的预制件部分。成形后，部分104将构成内平台114和外平台116的预制件部分，该内平台114和外平台116将限定涡轮机内侧的气流通道45。成形后，部分106将构成用于钩体115a、115b和用于翼片117a、117b的预制件部分。
三个部分102、104和106是在对应于待要被制造叶片的通常方向的X方向上通常地延伸的编织条带形式。举例说明，用在X方向上延伸的经纱进行编织；用在该方向上延伸的纬纱编织也是可能的，这是被理解的。在部分102、104和106的每个部分中，经纱布置在多个层中，该多个层至少部分地与多个纬纱层中的纬纱互连。可以使用各种编织，例如互锁类型编织、多缎纹类型编织或多平纹类型编织。例如，可以参考文献WO 2006/136755。
纤维条带102具有根据待要被制造叶片的翼型轮廓确定的变化厚度和具有根据翼型的轮廓的(平)展开的长度所选择的宽度。例如，通过使用变化重量的经纱，纤维条带102的厚度沿着其长度变化。在变化形式中，或者此外地，可以改变经纱的线计数(即，纬线方向上每单位长度的纱线数量)，当成形叶片预制件时，较少的计数能够获得更显著的薄化。
纤维条带104和106具有基本上恒定的和根据待要被制造的叶片的平台114、116的厚度确定的厚度。条带104的宽度对应于平台114、116的最长的平展开轮廓，而条带106的宽度对应于成组的钩体115a、115b和成组的连接翼片117a、117b的最长的平展开轮廓。条带104和106中每个条带具有沿着条带102的第一面102a和在其附近延伸的第一部分104a、106a，沿着条带102的第二面102b和在其附近延伸的第二部分104b、106b，以及沿着条带102的第一面102a和邻近其延伸的第三部分105a、107a。条带102和104遵循着平行但是不相互交叉的路径。
条带104的部分104a和104b通过连接部分140c连接在一起，该连接部分140c在对应于待要被制造叶片的内平台的位置的位置处横穿条带102。同样地，条带106的部分106a和106b通过连接部分150c连接在一起，该连接部分150c横穿条带102以及邻接或非常邻近连接部分140c。
条带140的部分104b和105a通过连接部分160c连接在一起，该连接部分160c在对应于待要被制造叶片的外平台的位置的位置处横穿条带102。同样地，条带106的部分106b和107a通过连接部分170b连接在一起，该连接部分170b横穿条带102以及邻接或非常邻近连接部分160c。
在所描述的实施例中，连接部分140c、150c、160c和170c以相对于方向X的平面法线呈非零的角度通过条带102，以符合待要被制造的叶片在其内平台和外平台处的形状。同时地编织条带102、104和106，在条带102和条带104的部分104a、104b和105a之间没有互连，在条带102和条带106的部分106a、106b和107a之间没有互连，并且在条带104和106之间没有互连。有利地，在方向X上，可以连续地编织多个连续的坯体100。也可以同时地编织多个平行排的坯体100。
图6至图8是详细地示意性的，并且表示如何可以从坯体100获得具有接近待要被制造叶片112(图4)形状的形状的纤维预制件200.
在连接部分140c、150c上游的一端切割纤维条带102，以形成额外长度124，并且在连接部分160c、170c后面的另一端切割它，以形成额外的长度126，额外的长度124和126有助于保持连接部分140c、160c在它们横穿纤维条带102的适当位位置。
切割纤维条带104和106以在连接部分140c的任一侧上留下保留段140a和140b，在连接部分150c的任一侧上留下段150a、150b，在连接部分160c的任一侧上留下段160a、160b，在连接部分170c的任一侧上留下段170a、170b，如图6中所示。根据用于限定气流通道的待要被制造叶片的内平台和外平台的展开长度选择这些段140a、140b、160a和160b的长度。根据待要被制造的叶片112的内平台和外平台所具有的钩体和连接翼片的展开长度选择段150a、150b、170a和170b的长度。
因为与条带102没有互连，条带104的段140a、140b和160a、160b可以折叠以形成板140、160，而条带106的段150a、150b和170a、170b可以折叠以形成板150、170，如图7中所示。
然后，通过在成形工具中模塑，获得待要被制造叶片112(图4)的纤维预制件200(图8)，同时条带102被变形，以获得叶片翼型18的轮廓，同时板140、160被变形以在它们限定气流通道的部分中产生与叶片的平台114、116形状相似的形状，以及同时板150、170被变形，以产生与钩体115a、115b和翼片117a、117b的形状相似的形状。这产生了(图8)叶片预制件200，其带有内和外平台预制件部分214、216，带有钩体预制件部分215a、215b，带有连接翼片预制件部分217a、217b，以及带有翼型预制件部分218。
应该观察到在坯体100的纤维处理后和坯体已经被浸渍固结组合物后，有利地进行从坯体100制造叶片预制件200的步骤，如下面参考图9所述，图9表示能够使多翼型喷嘴扇体由CMC材料制造的方法实施的连续步骤。
在步骤301中，通过三维编织来编织成组的纤维条带，该步骤包括在经纱方向上延伸的多个纤维坯体100，例如，如图5中所示。可以使用陶瓷纱，特别地基于碳化硅(SiC)的纱，例如由日本供应商Nippon Carbon所供应的名字为“Nicalon”的纱进行编织。可以使用其它的陶瓷纱，特别地由高熔点氧化物所制造的纱，诸如，基于氧化铝Al2O3的纱，特别地用于氧化物/氧化物类型的CMC材料(由高熔点氧化物所制造的纤维加强纤维和基质两者)。可以使用碳纤维用于具有碳纤维加强的CMC材料。
在步骤302中，处理成组的纤维条带，以排除纤维上存在的浆料和以排除纤维表面上氧化物的存在。通过热处理可以排除浆料和通过酸处理可以排除氧化物。
在步骤303中，通过化学蒸汽渗透(CVI)，在纤维条带组中的纤维上形成脆性缓解相间涂层。举例说明，相间材料可以是热解碳PyC、氮化硼BN或掺杂硼的碳BC。所形成的层的厚度例如，可以位于10纳米(nm)到100nm的范围，以保持在纤维坯体中变形的能力。
在文献US 5 071 679中描述了排除浆料、酸处理以及在SiC纤维的基质上形成相间涂层的步骤。
在步骤304中，然后用固化组合物，通常地，可能地在溶剂中稀释的碳前体树脂或陶瓷前体树脂浸渍纤维条带组。
干燥后(步骤305)，切割单独的纤维坯体(步骤306)，如图6中所示。
在步骤307中，成形通过这种方式所切割的坯体(如图7和图8中所示)，并且将其放置在例如，由石墨所制造的工具中，用于成形对应于翼型、对应于平台、以及对应于连接翼片和钩体的预制件部分。
此后，固化树脂(步骤308)，然后热解树脂(步骤309)，可以通过逐渐地升高工具内温度一个接一个进行固化和热解。
热解后，获得由热解残基所固结的叶片预制件。选择固结树脂的量足够，但是不过量，以确保热解残基充分地结合预制件纤维，以使预制件能够被处理，同时不需要工具的帮助而保存它的形状。
通过CVI形成例如，由PyC、BN或BC所制造的第二脆性缓解相间涂层，其厚度优选地不小于100nm(步骤310)。在文献EP 2 154 119中描述了固结前和后，制造相间涂层为两层。
此后，例如，通过CVI，用陶瓷基质致密固结的预制件。基质可以是SiC基质或者它可以是自愈合基质，包括特别地如文献US 5 246 756和US 5 965 266中所述的热解碳PyC、碳化硼B4C或三元Si-B-C***的基质相。如上所述，可以设想其它类型的陶瓷基质，特别地由高熔点氧化物，例如，氧化铝所制造的基质，特别地用于氧化物/氧化物类型的CMC材料。然后，通过液体技术可以进行致密，例如，通过使用陶瓷基质液体前体的浸渍，然后通过热处理转化前体，或者通过用包含陶瓷粉末的组合物浸渍，然后通过烧结获得基质。
优选地，在两个步骤311和313中进行致密，这两个步骤311和313被机械加工叶片成为其期望的尺寸的步骤312隔开。然后获得叶片，诸如图4中的叶片112。
下一步314在于将多个叶片联合和连接在一起，以形成由CMC材料所制造的多翼型喷嘴扇体，诸如图2中扇体12。通过铜焊将叶片连接在一起。用于将由CMC材料，并且特别地SiC材料所制造的部件连接在一起的铜焊的应用是已知的。例如，可以参考文献FR 2 664 518和FR 2 745 808。
在机械加工步骤312期间，在构成喷嘴扇体的叶片之一中可以制造槽口152a、152b(图2)。在变化形式中，可以在组装扇体后制造它们。
图2的实施例中喷嘴翼型的数量是六个。自然地，该数量可以更多或更少。
在已经获得CMC材料涡轮机喷嘴扇体之后，如上所述，它们设有耐磨材料支撑环50的扇体。
然后，通过连接翼片17a、17b，通过在涡轮机外壳中安装喷嘴扇体12，组成带有耐磨材料支撑环的由CMC材料所制造的完整的涡轮机喷嘴。例如，组成完整喷嘴的扇体的数量可以位于16到40的范围。
通过在相邻喷嘴扇体之间界面处设置舌片，可选地可以改进扇体间密封，这对于由金属所制造的喷嘴扇体已经是公知的。
上面，通过基本上边缘对边缘地并置内平台114和外平台116，将叶片112组装在一起，以形成喷嘴扇体12。在变化形式中，可以用限定通道45的平台114和116的部分的相邻边缘之间少量的重叠来进行组装，通过榫接获得该重叠，以避免影响通道的形状。
图10表示制造由CMC所制造的涡轮机喷嘴扇体的另一方法的连续步骤。步骤301到312与图9方法的步骤相同。
在机械加工步骤312后，多个叶片被保持在一起，以形成喷嘴扇体(步骤315)。通过用于并排地保持叶片的工具，将叶片组装在一起，和/或通过预先陶瓷化的粘结剂结合，即，使用陶瓷前体树脂，例如聚硅烷、聚硅氧烷、聚硅氨烷、聚碳硅烷或硅酮树脂，通过已知的方法将叶片组装在一起。与图9的方法的步骤313相似，但不是在完整的喷嘴扇体上进行，而是在组装在一起的叶片上，进行致密或共致密的第二步骤(步骤316)。当通过预先陶瓷化粘合剂结合已经进行组装时，为了将它转换为陶瓷的树脂的固化和热解可以发生在用于进行第二次致密步骤的温度升高期间。
图11表示耐磨材料支撑环的扇体连接到由CMC材料所制造的喷嘴扇体的变化形式的实施方式。该变化形式不同于图1的实施方式，该不同在于从内平台14的内面突出的上游和下游钩体15’a和15’b的形状和在于支撑耐磨材料51’的环扇体50’的上游和下游连接翼片55’a和55’b的形状。
钩体15’a和15’b具有基本上S形的截面，钩体15’a的末端部分151’a指向上游，而钩体15’b的末端部分151’b指向下游。
由滑道551’a、551’b终止连接翼片55’a和55’b，在滑道551’a、551’b中，钩体15’a、15’b的末端部分151’a、151’b接合在其中，钩体15’a和15’b不固定于翼片55’a和55’b。
钩体15’a、15’b和翼片55’a、55’b之间相互的接合表面在径向截面上形成V形轮廓的直线凸缘段，这些段在它们之间形成角度α’。角度α’优选地位于15°到175°的范围。
上面的详细描述涉及将本发明应用于低压涡轮机喷嘴。然而，本发明可应用于由CMC所制造的涡轮机喷嘴，或者除了低压转子外，还可以应用于涡轮机转子，并且也可应用于特别地，在运转中暴露于高温的压气机级中的压气机扩压器。
在图12中以部分地和以详细地示意性方式表示涡轮发动机，例如航空发动机的多级压气机。压气机，例如，高压压气机，包括安装在压气机外壳440中与转子叶轮430交替的多个定子扩压器410。
每个转子叶轮430具有多个叶片432，该叶片432具有固定于翼型438的内平台434。在内平台的内侧上，每个叶片延伸有根部431，该根部431接合在转子433的凹部中。在它们的外端部，叶片的翼型438可以具有面对压气机外壳所支撑的扇形环442所带有的耐磨层441的刮擦件(未示出)。
通过将由CMC材料所制造的扩压器扇体412组装在一起制造扩压器中至少之一，例如，图12的扩压器410。
通过将单个翼型单元叶片组装在一起制造每个扩压器扇体，并且每个扩压器扇体包括内平台414、外平台416以及在平台414和416之间延伸和与其固定的翼型418。
内平台414的外面和外平台416的内面限定环形通道445，用于压气机中的空气流过扩压器410。
在内侧上，每个平台414具有钩体415a、415b，并且在外侧上，每个平台416具有连接翼片417a、417b。
连接翼片417a、417b的末端部分接合在外壳440所带有的钩体中，以在外壳440中安装扩压器扇体。
钩体415a、415b在适合位置中支撑和保持扇形金属环450，该扇形金属环450在面对盘443所带有的刮擦件435的其内侧上支撑耐磨材料451。
金属环450由多个并置的扇体所组成，例如，该扇体与其扩压器扇体延伸相同的角度，并且每个扇体构成耐磨筒。以与用于图1和图3的实施方式中环50相同方式，每个环扇体450在外侧上具有连接翼片455a、455b，在连接翼片455a、455b端部处形成滑道，其中钩体415a、415b的末端部分接合在滑道中而不与其固定，提供周向的止挡支座以将每个环扇体450径向地对齐扩压器扇体。还是如图1和图3的实施方式中，连接翼片455a、455b的端部和钩体415a、415b的端部之间相互的接合表面在径向截面中形成V形轮廓的直线凸缘段，在它们之间形成角度，例如，该角度位于15°到175°的范围。
以上述用于组成涡轮机喷嘴扇体的单元叶片12相同的方式，构成每个扩压器扇体的单个翼型单元叶片被制造和组装在一起。

Claims (8)

1.由用于涡轮发动机的涡轮机喷嘴(10)和金属耐磨材料支撑环(50)所形成的组件，或者由用于涡轮发动机的压气机扩压器(410)和金属耐磨材料支撑环(50)所形成的组件，涡轮机喷嘴或压气机扩压器包括多个扇体(12；412)，每个扇体具有内平台(14；414)、外平台(16；416)以及在内平台和外平台之间延伸和与其固定的翼型(18；418)，并且在内平台内侧上，由扇体的内平台带有耐磨材料支撑环(50；450)，该组件的特征在于：
喷嘴或扩压器扇体由陶瓷基质复合材料所制造；
耐磨材料支撑环(50；450)由耐磨材料支撑环扇体组成，每个耐磨材料支撑环扇体具有向外张开延伸的上游连接翼片(55a；455a)和下游连接翼片(55b；455b)；
喷嘴或扩压器扇体的内平台中每个内平台在内侧具有向内靠拢延伸的上游钩体(15a；415a)和下游钩体(15b；415b)；和
通过相互地接合而不紧固在一起的上游连接翼片和上游钩体的端部分，以及通过相互地接合而不紧固在一起的下游连接翼片和下游钩体的端部分，耐磨材料支撑环由此支撑于喷嘴或扩压器。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于：耐磨材料支撑环扇体的连接翼片(55a、55b；455a、455b)与喷嘴或扩压器扇体的钩体(15a、15b；415a、415b)之间相互的接合表面在径向截面中形成V形轮廓的凸缘段。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的组件，其特征在于：耐磨材料支撑环扇体的连接翼片的端部分形成滑道，喷嘴或扩压器扇体的钩体的端部分接合在滑道中。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的组件，其特征在于：提供支座以在周向方向上限制耐磨支撑环扇体与喷嘴或扩压器扇体的相互接合。
5.涡轮发动机的涡轮机，包括涡轮机外壳(40)和至少一个根据权利要求1至4中任一权利要求所述的由用于涡轮发动机的涡轮机喷嘴(10)和金属耐磨材料支撑环(50)所形成的组件。
6.根据权利要求5所述的涡轮机，其特征在于：喷嘴扇体(12)的外平台(16)具有从外平台的外侧向外延伸的连接翼片，因此，所述组件被支撑在涡轮机外壳(40)中。
7.涡轮发动机的压气机，包括压气机外壳(440)和至少一个根据权利要求1至4中任一权利要求所述的由用于涡轮发动机的压气机扩压器(410)和金属耐磨材料支撑环(50)所形成的组件。
8.根据权利要求7所述的压气机，其特征在于：扩压器扇体(412)的外平台(416)具有从外平台的外侧向外延伸的连接翼片，因此，所述组件被支撑在压气机外壳(440)中。
CN201280043514.4A 2011-09-07 2012-08-30 由用于涡轮发动机的涡轮机喷嘴或压气机扩压器以及由金属耐磨材料支撑环所形成的组件,以及包括这种组件的涡轮机或压气机 Active CN103814193B (zh)

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FR1157924A FR2979662B1 (fr) 2011-09-07 2011-09-07 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
FR1157924 2011-09-07
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WO (1) WO2013034837A1 (zh)

Families Citing this family (36)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6035826B2 (ja) * 2012-04-10 2016-11-30 株式会社Ihi タービン翼として用いるセラミックス基複合部材およびその製造方法
US9399922B2 (en) 2012-12-31 2016-07-26 General Electric Company Non-integral fan blade platform
EP2801702B1 (fr) * 2013-05-10 2020-05-06 Safran Aero Boosters SA Virole interne de redresseur de turbomachine avec joint abradable
DE102013210427A1 (de) * 2013-06-05 2014-12-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Deckbandanordnung für eine Strömungsmaschine
CA2919845A1 (en) 2013-08-06 2015-02-12 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine nozzle
DE102013223585A1 (de) 2013-11-19 2015-06-03 MTU Aero Engines AG Einlaufbelag auf Basis von Metallfasern
US10202857B2 (en) 2015-02-06 2019-02-12 United Technologies Corporation Vane stages
JP6614407B2 (ja) * 2015-06-10 2019-12-04 株式会社Ｉｈｉ タービン
FR3039854B1 (fr) * 2015-08-03 2019-08-16 Safran Aircraft Engines Carter intermediaire de turbomachine comportant des moyens de fixation ameliores
FR3040734B1 (fr) 2015-09-09 2017-09-22 Snecma Turbine de turbomachine comprenant un etage distributeur en materiau composite a matrice ceramique
DE102016202519A1 (de) 2016-02-18 2017-08-24 MTU Aero Engines AG Leitschaufelsegment für eine Strömungsmaschine
US10544793B2 (en) 2017-01-25 2020-01-28 General Electric Company Thermal isolation structure for rotating turbine frame
GB2559153A (en) * 2017-01-27 2018-08-01 Rolls Royce Multi-function component for a fan or compressor section of a gas turbine engine
US10753232B2 (en) * 2017-06-16 2020-08-25 General Electric Company Assemblies and methods for cooling flowpath support structure and flowpath components
EP3650656A1 (en) 2017-09-15 2020-05-13 General Electric Company Polska sp. z o.o. Inner band assembly for a turbine nozzle
FR3080146B1 (fr) 2018-04-17 2021-04-02 Safran Aircraft Engines Distributeur en cmc avec reprise d'effort
FR3080145B1 (fr) 2018-04-17 2020-05-01 Safran Aircraft Engines Distributeur en cmc avec reprise d'effort par une pince etanche
US10612399B2 (en) 2018-06-01 2020-04-07 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components
US10808560B2 (en) * 2018-06-20 2020-10-20 Rolls-Royce Corporation Turbine vane assembly with ceramic matrix composite components
FR3091311B1 (fr) * 2018-12-31 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Distributeur pour turbine, turbine de turbomachine équipée de ce distributeur et turbomachine équipée de cette turbine.
FR3091894B1 (fr) * 2019-01-18 2021-09-10 Safran Aicraft Engines Virole circulaire de stator de turbomachine a structure monobloc, porteuse d’un etage d’aubes fixes
FR3097264B1 (fr) 2019-06-12 2021-05-28 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3098246B1 (fr) 2019-07-04 2022-08-26 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3101665B1 (fr) 2019-10-07 2022-04-22 Safran Aircraft Engines Distributeur de turbine à aubage en composite à matrice céramique traversé par un circuit de ventilation métallique
FR3102795B1 (fr) 2019-10-31 2022-06-17 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3106616B1 (fr) 2020-01-23 2022-04-01 Safran Aircraft Engines Ensemble de stator de turbomachine comprenant une virole interne comprenant des parties amont et aval assemblées par translation axiale
FR3108673B1 (fr) 2020-03-27 2023-02-17 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine a distributeur en cmc avec panachage de mats pleins a la couronne
FR3109961B1 (fr) 2020-05-06 2022-05-13 Safran Aircraft Engines Distributeur en CMC amélioré pour turbine de turbomachine
FR3114348B1 (fr) 2020-09-23 2022-09-16 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort
FR3118092B1 (fr) * 2020-12-18 2024-01-05 Safran Ceram Distributeur de turbomachine en materiau composite a matrice ceramique avec collecteur en fibres courtes
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US11674400B2 (en) * 2021-03-12 2023-06-13 Ge Avio S.R.L. Gas turbine engine nozzles
FR3121707B1 (fr) 2021-04-12 2024-01-05 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort et ajustement de position
FR3122697B1 (fr) 2021-05-06 2024-04-05 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec maintien en position radiale
FR3123683B1 (fr) 2021-06-02 2023-06-02 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec pièce de calage
FR3127019A1 (fr) 2021-09-14 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Distributeur en CMC dont l’étanchéité est améliorée et Turbine de turbomachine associée

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2552159A1 (fr) * 1983-09-21 1985-03-22 Snecma Dispositif de liaison et d'etancheite de secteurs d'aubes de stator de turbine
JPH09170402A (ja) * 1995-12-20 1997-06-30 Hitachi Ltd ガスタービン用ノズル及びその製造法とそれを用いたガスタービン
US5715596A (en) * 1995-11-30 1998-02-10 United Technologies Corporation Brush seal for stator of a gas turbine engine case
US5749701A (en) * 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
CN1894485A (zh) * 2003-11-20 2007-01-10 通用电气公司 用于在轴向方向上拆下和安装燃气涡轮机的所选喷嘴段的装置和方法
CN1936279A (zh) * 2005-09-23 2007-03-28 斯奈克玛 用于控制燃气轮机间隙的装置
CN100339564C (zh) * 2003-04-28 2007-09-26 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮喷嘴段
CN101042055A (zh) * 2005-12-22 2007-09-26 通用电气公司 复合叶片元件及制造方法
WO2011005336A1 (en) * 2009-07-08 2011-01-13 General Electric Company Composite nozzle segment and support frame assembly
CN101970804A (zh) * 2008-03-19 2011-02-09 斯奈克玛 用于涡轮机的扇形分配器
CN102128059A (zh) * 2010-01-14 2011-07-20 通用电气公司 涡轮喷嘴组件
CN102132009A (zh) * 2008-08-26 2011-07-20 斯奈克玛公司 涡轮机的改进的高压涡轮、相关的导向叶片扇形部以及飞行器发动机

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2640258B1 (fr) 1988-05-10 1991-06-07 Europ Propulsion Procede de fabrication de materiaux composites a renfort en fibres de carbure de silicium et a matrice ceramique
FR2664518B1 (fr) 1990-07-12 1995-02-17 Europ Propulsion Composition de brasage pour materiaux ceramiques et materiaux composites thermostructuraux et procede pour sa mise en óoeuvre.
US5215435A (en) * 1991-10-28 1993-06-01 General Electric Company Angled cooling air bypass slots in honeycomb seals
US5246756A (en) 1992-01-29 1993-09-21 Mobil Oil Corporation Release sheet
FR2732338B1 (fr) 1995-03-28 1997-06-13 Europ Propulsion Materiau composite protege contre l'oxydation par matrice auto-cicatrisante et son procede de fabrication
FR2745808B1 (fr) 1996-03-07 1998-04-10 Snecma Procede de brasage de pieces en materiaux composites a matrice ceramique ou vitroceramique
FR2871844B1 (fr) * 2004-06-17 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Montage etanche d'un distributeur de turbine haute pression sur une extremite d'une chambre de combustion dans une turbine a gaz
FR2871847B1 (fr) * 2004-06-17 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US7635251B2 (en) * 2006-06-10 2009-12-22 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine
FR2933970B1 (fr) 2008-07-21 2012-05-11 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'une piece en materiau composite thermostructural et piece ainsi obtenue
GB2462810B (en) * 2008-08-18 2010-07-21 Rolls Royce Plc Sealing means
FR2939129B1 (fr) * 2008-11-28 2014-08-22 Snecma Propulsion Solide Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication.
FR2943942B1 (fr) 2009-04-06 2016-01-29 Snecma Procede de fabrication d'une aube de turbomachine en materiau composite
FR2946999B1 (fr) * 2009-06-18 2019-08-09 Safran Aircraft Engines Element de distributeur de turbine en cmc, procede pour sa fabrication, et distributeur et turbine a gaz l'incorporant.
FR2953885B1 (fr) 2009-12-14 2012-02-10 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite et procede pour sa fabrication

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2552159A1 (fr) * 1983-09-21 1985-03-22 Snecma Dispositif de liaison et d'etancheite de secteurs d'aubes de stator de turbine
US5715596A (en) * 1995-11-30 1998-02-10 United Technologies Corporation Brush seal for stator of a gas turbine engine case
JPH09170402A (ja) * 1995-12-20 1997-06-30 Hitachi Ltd ガスタービン用ノズル及びその製造法とそれを用いたガスタービン
US5749701A (en) * 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
CN100339564C (zh) * 2003-04-28 2007-09-26 石川岛播磨重工业株式会社 涡轮喷嘴段
CN1894485A (zh) * 2003-11-20 2007-01-10 通用电气公司 用于在轴向方向上拆下和安装燃气涡轮机的所选喷嘴段的装置和方法
CN1936279A (zh) * 2005-09-23 2007-03-28 斯奈克玛 用于控制燃气轮机间隙的装置
CN101042055A (zh) * 2005-12-22 2007-09-26 通用电气公司 复合叶片元件及制造方法
CN101970804A (zh) * 2008-03-19 2011-02-09 斯奈克玛 用于涡轮机的扇形分配器
CN102132009A (zh) * 2008-08-26 2011-07-20 斯奈克玛公司 涡轮机的改进的高压涡轮、相关的导向叶片扇形部以及飞行器发动机
WO2011005336A1 (en) * 2009-07-08 2011-01-13 General Electric Company Composite nozzle segment and support frame assembly
CN102128059A (zh) * 2010-01-14 2011-07-20 通用电气公司 涡轮喷嘴组件

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