CN103975132A - 用于轴向止动与飞机涡轮机模块转子轮接触的密封环的解锁装置 - Google Patents

用于轴向止动与飞机涡轮机模块转子轮接触的密封环的解锁装置 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于轴向止动由耐磨材料制成的与飞机涡轮机模块转子边缘接触的密封环(12)的装置(20)，该装置具有被称为第一轴线(4)的参考中心轴线，并且包括：带有支撑开口(32)的支撑部(30)，该支撑开口(32)限定了一圆形轨道(34)，该圆形轨道(34)对中在与该轴线(4)隔开的第二轴线(36)上；具有拔出通道(48)的轴向端部止动片(46)，该拔出通道(48)对中在与所述轴线(36)隔开并在其边缘处限定互补圆形轨道(52)的第三轴线(50)上，所述互补圆形轨道(52)与该轨道(34)配合，以使可允许部件(46)绕着该轴线(36)在密封环的轴向邻接部的位置与其中此环可以由拔出通道(48)拔出的位置之间旋转。

Description

用于轴向止动与飞机涡轮机模块转子轮接触的密封环的解锁装置
技术领域
本发明涉及一种用于轴向止动由耐磨材料制成的将与飞机涡轮机模块转子边缘接触的密封环的装置。
本发明更特别地涉及一种用于涡轮机模块第一级的密封环的轴向止动装置，优选地低压涡轮。
本发明适用于所有类型的飞机涡轮机，特别地涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机。
背景技术
在飞机涡轮机模块中，特别是低压涡轮，转子与固定叶轮交替，被称为导向叶片。由耐磨材料制成的密封环布置在每个转子周围，所述每个转子与该环通过边缘“唇形密封”元件进行接触以限制涡轮机主流道的泄漏。
在现有的涡轮机中，必须能够拆卸一些元件，这样它们就可被测试和/或更换。这种情况特别地用于一些密封环，特别地与低压涡轮的第一转子相关的密封环。在这种情况下，分段环必须逐扇区地拔出，优选地不必移除转子。当根据这两个元件之间的空间可能时，然后拔出在外壳和转子之间发生。
在根据现有技术的传统解决方案中，低压涡轮的第一转子的密封环与带有C形截面的开口环类型的轴向推力装置相关联。环形保持接片和环形外壳保持接片都***到C的空心部件内，其本身与相邻高压涡轮的部分一起在轴向轴承中。
因此，为了拔出角度环扇区，必须移除低压涡轮模块，然后开口环必须通过向前移动而分离。扇区然后可滑动通过在转子边缘和外壳之间分隔的受限空间。
不过，可改进该解决方案，因为在转子和外壳之间分隔的受限空间有时太拥挤以致不能观察角度密封环扇区的拔出/***。此外，除了失去锁定开口环的风险外，应该注意的是，环的拆卸和重装对于与这些操作相关的维修时间具有损害影响。
发明内容
因此，本发明的目的是至少部分地克服现有技术实施例的上述缺点。
为此，本发明的客体是一种用于由耐磨材料制成的将接触飞机涡轮机模块的转子边缘的密封环的轴向止动装置，所述装置具有被称为第一轴线的参考中心轴线。
根据本发明，该装置包括：
-带有支撑开口的支撑部，该支撑开口限定了一圆形轨道，该圆形轨道对中在平行于所述第一轴线并与第一轴线有一距离的第二轴线上；以及
-具有拔出通道的轴向止动部，该拔出通道对中在与所述第二轴线平行并与该第二轴线有一定距离的第三轴线上，该止动部绕其边缘限定一与所述圆形支撑轨道配合的互补圆形轨道，以在密封环的轴向止动位置与通过所述拔出通道拔出此环的位置之间允许所述止动部相对于该支撑部沿所述第二轴线旋转，在该第一和第三轴线之间的距离在所述拔出位置比在所述轴向止动位置大。
根据本发明的该装置的双重偏心首先使得可优化拔出通道在第一轴线上的对中，所述第一轴线优选地对应于在轴向止动位置中涡轮机的纵向轴线，该对中能使该轴向止动部面对密封环并与该密封环轴承接触，优选地是在其整个边缘周围。其次，在该拔出位置，该拔出通道可从第一轴线明显地偏心，例如通过使该装置的两个偏心度最大化。这可释放密封环的至少一个角度扇区的轴向轴承，其然后面对拔出通道的一部分，该扇区可通过该拔出通道拔出然后再***。
本发明提供了一种简单的、易于实施的解决方案而不需要从有关的涡轮机模块拔出该轴向止动装置，这样可使此止动装置被捕获。
优选地，所述第一和第二轴线之间的距离等于所述第二和第三轴线之间的距离。显然，这没有必要保留在本发明的范围内。
优选地，所述拔出通道通常为在所述第三轴线上对中的圆形。在这方面，该通道沿着其圆周方向可具有间隔均匀的模式重复，然后该模式用作密封环的止动部。
优选地，所述支撑开口具有用于所述轴向止动部的轴向支撑周缘，所述周缘沿所述圆形轨道运行并从其径向向内地突出，并且优选地具有用于拔出所述密封环的凹口。
优选地，所述支撑部具有对中在所述第一轴线上，专用于将该支撑部附接到涡轮机模块的外壳上的装饰边缘。此装饰边缘可借助于将外壳附接到相邻模块的外壳来同时被穿过，或甚至可直接地包括这些附接设备。
本发明的另一个客体是一种飞机涡轮机模块，其包括外壳，转子，由耐磨材料制成的与转子边缘接触的密封环，以及如上所述与所述密封环配合的轴向止动装置。优选地，轴向止动装置的所述第一轴线与涡轮机模块的纵轴线重合。
优选地，当处于所述轴向止动位置时，所述密封环相对于所述轴向止动部围绕360°轴向支撑，当处于所述环拔出位置时，该环的至少一个角度扇区不与所述轴向止动部具有任何轴向接触，此角度扇区具有轴向地面对所述拔出通道的径向内端部。
优选地，所述轴向止动部轴向地挤压在外壳的法兰与所述轴向支撑周缘之间。
最后，本发明的另一客体是包括至少一个上述模块的飞机涡轮机，所述涡轮机优选地包括将所述模块附接到另一相邻模块的设备，所述附接设备也用于将该支撑部附接到模块外壳。
从以下给出的详细的非限制性描述，本发明的其他的优点和特征将变得清晰。
附图说明
将参照附图进行该描述，其中；
—图1示出了根据本发明一个优选实施例的飞机涡轮机的低压涡轮的部分的立体图；
—图2示出了前一幅图中所示涡轮的密封环的轴向止动装置的截面图，该轴向止动装置处于环的拔出位置内，该图2也对应于沿图2A的线II—II所采取的截面图；
—图2A、2B和2C是分别沿图2的线A-A，B-B和C-C所截取的截面图；
—图3是类似于图2的视图，轴向止动装置处于轴向止动位置；
—图4示出了图1所示的低压涡轮的另一局部立体图，为了清晰起见切掉了一些元件；
—图5示出了图4所示视图的前视图；
—图6示出了类似于图1的视图，轴向止动装置处于密封环的拔出位置；
—图7示出了类似于图4的视图，轴向止动装置处于密封环的拔出位置；以及
—图8示出了类似于图5的视图，轴向止动装置处于用于拔出密封环的位置。
具体实施方式图1示出了飞机涡轮机的低压涡轮，优选地涡轮喷气发动机。该涡轮1包括绕着涡轮的纵轴线4对中的旋转形状的外壳2。该涡轮配备有沿轴向方向交替的转子和固定导叶片。在图1中仅示出了第一转子，该第一转子为在进口侧面处的转子。
在这方面，值得注意的是，在整个描述中，参照流通过涡轮的气体循环主方向给出了术语“前”和“后”，通过箭头6示出了此方向。
设置有多个叶片的转子8对中在轴线4上。在其边缘周围，它设置有被设计为以本领域技术人员已知的方式与由耐磨材料制成的密封环12所接触的唇形密封部10。该环也被称为“耐磨环”。
它由沿着圆周方向彼此连续形成的多个角度环扇区12a制成。它与外壳2的铰孔14成外径向接触，并沿着下游方向通过接片16轴向地止动，所述接片16在该环边缘周围形成并撑靠接触外壳的此部件。在上游侧，存在一个本发明特定的轴向止动该环的装置20。该装置轴向地止动密封环12朝上游方向的运动。该装置可移除地固定，例如通过在径向向内突出的外壳2的法兰22上的螺栓18。这通过为该装置提供对中在轴线4上的装饰边缘26而完成，螺栓18穿过每个突出部。
在所示的优选实施例中，这些螺栓18用于将法兰22紧固到相邻低压涡轮的外壳的法兰24上。
现在将参照图2-3详细地描述该装置20。
首先，当该装置20安装在涡轮1上时，该装置20具有装配有装饰边缘的支撑部30，所述装饰边缘26对中在对应于轴线4的该装置的中心参考轴线上。因此，该轴线将被标记为标号4，并被称为第一轴线。
支撑部30设置有支撑开口32，该支撑开口32限定了一环形轨道34，所述环形轨道34对中在平行于第一轴线且与所述第一轴线有等同于数值“E1”的距离的第二轴线上。此外，支撑开口32具有沿圆形轨道34且从其径向向内突出的周缘40。周缘40具有用于拔出密封环的凹口42，这将在下文描述。
周缘40的功能是轴向地支撑该装置20的另一元件，即环的轴向止动部，标号46。
轴向止动部46具有拔出通道48，所述拔出通道48对中在平行于第二轴线36且与所述第二轴线36有等同于数值“E2”(优选地等同于E1)的距离的第三轴线50上。此外，部件46绕着其边缘限定与支撑部30的圆形轨道34配合的一互补圆形轨道52，因此也对中在轴线36上。因此这两个轨道34，52具有几乎相同的直径。
在该装置20中提供的双重偏心使得可通过止动部46相对于支撑部30绕其轴线简单地旋转采用两个不同的位置。这两个位置能使轴向止动装置20分别解锁和锁定。
这确定了通过图2所示的拔出通道48的环的拔出位置，以及用于图3所示的密封环的轴向止动位置。
在拔出位置内，通道48尽可能地远地偏离轴线4，并且偏心值等于值E1和E2的总和。因此，该装置20沿着径向方向上的厚度围绕圆周方向的变化很大。支撑部的径向厚度值和部件46的径向厚度值在与凹口42沿直径方向相对的侧面上最大。因此，这两个径向厚度的总和非常大，如图2A可以看到的。
另一方面，支撑部30的径向厚度和部件46的径向厚度的值在凹口42的侧面上是最小的。图2C所示的这两个径向厚度之和因此是最小的并且远低于图2A所示的厚度。为了引导，由于在上述的两种极端部分之间被发现，图2B示出了该装置的平均径向厚度。
如将在下面描述的，拔出通道48的径向偏移使得可通过相同的通道在与支撑周缘的凹口42叠加的偏心部件处拔出角度环扇区12a。
在图3中所示的径向止动位置，通道48对中在轴线4上，以弥补偏心度E1，E2。因此轴线4和50重合，意味着它们之间的间距为零。
因此，该装置20的厚度54沿着绕整个圆周的径向方向保持几乎相同。支撑部的径向厚度沿着直径方向在相对于凹口42的侧面上最大，而部件46的径向厚度最小。由于支撑部30的径向厚度最小而部件46的径向厚度最大，这两个径向厚度的总和与凹口42的侧面上的总和几乎相同。
如将在下面描述的，拔出通道48的对中意味着部件46在环的整个长度周围形成对环的轴向止动。
参照图1，4和5，可看到该装置20在轴向止动位置中安装在外壳2的法兰22上，在该轴向止动位置中，密封环12在该部件的径向内端部处绕360°轴向撑靠接触轴向止动部46。为此，如图1和图4中可以看出的，环12设置有轴承接片60，该轴承接片60沿着上游方向轴向地突出，并与部件46的所述径向内端部接触，在图4中仅概略地示出环12。
这是也被称为有源位置的锁定位置，其中该装置20将环12保持平移。在该位置，支撑部30的装饰边缘26与外壳2的法兰22在下游侧牢牢地固定接触，而部件46轴向地夹持在该法兰22与支撑部30的周缘40之间。该夹持在涡轮的工作期间防止该止动部46的位移，以及特别地防止其在轨道34上转动。
参照图6到8，可看到该装置20处于低压涡轮已被移除的拔出位置，并且处于该轴向止动该装置20已通过移除或松开螺母18而从法兰22分离的拔出位置。然而，支撑部30和部件46仍通过在径向方向向内足够地延伸的外壳法兰22被保持在上游方向，以使该装置20不能从涡轮脱离。因此，它被捕获。
因此，简单地通过绕其轴线36旋转，不再被夹持在法兰22和边缘40之间的部件46很容易地从其止动位置移动到其拔出位置。如上所述，在此位置中，拔出通道48偏离中心并特别地释放边缘40的凹口42的一部分。环12的保持接片60不再在该凹口处与部件46接触，如在仅概略地示出环12的图6和图7中可更好地看到的。因此，环12不再与该止动部46在其整个边缘轴向地轴承接触。换句话说，靠近凹口42的环12的至少一个角扇区不必与止动部46有任何轴向接触，该角扇区具有轴向地面对拔出通道48和此凹口42的径向内端部。
因此，通过将每个扇区向前滑动通过凹口42和通道48的偏心部件，当将转子8保持在合适位置时，可逐个地拔出这些环扇区。
显然，当环12必须在外壳2和转子8之间的空间内重新组装时，以相反顺序完成上述操作。
显然，本领域技术人员能如上所述对本发明进行如仅非限制性实施例的各种修改。

Claims (10)

1.一种用于轴向止动由耐磨材料制成的将与飞机涡轮机模块的转子(8)的边缘接触的密封环(12)的装置(20)，所述装置具有被称为第一轴线的参考中心轴线(4)，
其特征在于，它包括：
-带有支撑开口(32)的支撑部(30)，该支撑开口(32)限定了一圆形轨道(34)，该圆形轨道(34)对中在平行于所述第一轴线(4)并与所述第一轴线(4)有一距离的第二轴线(36)上；以及
-具有拔出通道(48)的轴向止动部(46)，该拔出通道(48)对中在与所述第二轴线(36)平行并与该第二轴线(36)有一定距离的第三轴线(50)上，该止动部绕其边缘限定一与所述支撑部(30)的圆形轨道(34)配合的互补圆形轨道(52)，以在该密封环(12)的轴向止动位置与通过所述拔出通道(48)拔出此环的位置之间允许所述止动部相对于此支撑部沿所述第二轴线(36)旋转，在该第一和第三轴线(4，50)之间的距离在所述拔出位置比在所述轴向止动位置大。
2.根据权利要求1所述的轴向止动装置，其特征在于，所述第一和第二轴线(4，36)之间的距离与所述第二和第三轴线(36，50)之间的距离相等。
3.根据权利要求1或2所述的轴向止动装置，其特征在于，所述拔出通道(48)的形状通常是圆形的，对中在所述第三轴线(50)上。
4.根据任一前述权利要求所述的轴向止动装置，其特征在于，所述支撑开口(32)具有用于所述轴向止动部(46)的轴向支撑周缘(40)，所述周缘沿所述圆形轨道(34)延伸并从其径向向内突出，优选具有用于拔出所述密封环(12)的凹口(42)。
5.根据任一前述权利要求所述的轴向止动装置，其特征在于，所述支撑部(30)具有对中在所述第一轴线(4)上，专用于将该支撑部附接到涡轮机模块的外壳(2)上的装饰边缘(26)。
6.一种飞机涡轮机模块(1)，其包括外壳(2)、转子(8)、由耐磨材料制成的接触所述转子(8)的边缘的密封环(12)，以及根据前述权利要求中的任何一项所述的与所述密封环(12)配合的轴向止动装置(20)。
7.根据权利要求6所述的涡轮机模块，其特征在于，所述轴向止动装置(20)的第一轴线(4)与所述涡轮机模块的纵轴线重合。
8.根据权利要求6或7所述的涡轮机模块，其特征在于，当处于所述轴向止动位置时，所述密封环(12)围绕360°轴向撑靠所述轴向止动部(46)，当处于所述环拔出位置时，该环的至少一个角度扇区不与所述轴向止动部具有任何轴向接触，此角度扇区具有轴向面对所述拔出通道(48)的径向内端部。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的涡轮机模块，其特征在于，该根据权利要求4所述的装置的所述轴向止动部(46)轴向地挤压在所述外壳(2)的法兰(22)与所述轴向支撑周缘(40)之间。
10.一种飞机涡轮机，其包括根据权利要求6至9中任何一项所述的至少一个模块(1)，所述涡轮机优选包括将所述模块(1)附接到另一相邻模块(26)上的设备(18)，所述附接设备(18)也用于将该支撑部(30)附接到所述模块(1)的外壳(2)上。
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