CN113195872A - 带有弯曲的直线座部的涡轮环组件 - Google Patents

带有弯曲的直线座部的涡轮环组件 Download PDF

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Abstract

一种涡轮环组件，包括形成涡轮环(1)的环扇形区段(10a、10b)和环支承结构(3)，每个扇形区段(10a、10b)在由环(1)的轴向方向(DA)和径向方向(DR)限定的截面平面上具有在径向方向(DR)上延伸的第一和第二附连突片(14、16)，并且所述结构(3)包括中心壳环(31)，第一和第二径向凸缘(32、36)从其延伸为凸起，每个扇形区段(10a、10b)的第一和第二附连突片(14、16)保持在第一和第二径向凸缘(32、36)之间。每个扇形区段(10a、10b)包括安装在第一和第二附连突片(14、16)的面上的直线座部(110)，直线座部分别与第二环形的凸缘(36)和环形的环凸缘(33)接触，并且沿着周向方向(DC)的切线包括在轴向方向(DA)上可变的厚度，在扇形区段(10a、10b)的第一和第二端(102、104)处具有最小厚度，而在直线座部(110)的中间部分(110m)中具有最大厚度。

Description

带有弯曲的直线座部的涡轮环组件
技术领域
本发明涉及一种涡轮环组件，其包括由陶瓷基复合材料制成的多个环扇形区段(secteur)以及环支承结构。
背景技术
本发明的应用领域尤其是燃气轮机航空发动机的领域。然而，本发明适用于例如工业涡轮的其它涡轮机。
在全金属涡轮环组件的情况下，必须冷却组件的所有元件，并且尤其是经受最热流的涡轮环。这种冷却对发动机的性能有显著影响，因为所使用的冷却流抽取自发动机的主流。此外，涡轮环使用金属限制了在涡轮处增加温度的可能性，然而这将允许改进航空发动机的性能。
为了尝试解决这些问题，已经考虑在陶瓷基复合(CMC)材料中生产涡轮环扇形区段，以取消金属材料的实施。
CMC材料具有良好的机械性能，使它们能够构成结构元件并在升高的温度下有利地保持这些性能。CMC材料的实施有利地允许减少在操作期间施加的冷却流并因此提高涡轮机的性能。此外，CMC材料的实施有利地允许减少涡轮机的质量并减少金属部件遇到的热膨胀效应。
然而，所提出的现有解决方案能够实现CMC环扇形区段与环支承结构中的金属附连部件的组装，这些附连部件经受热流。因此，这些金属附连部件经历热膨胀，这会导致CMC环扇形区段的机械应力和后者的脆化。
此外，已知文献FR 2 540 939、GB 2 480 766、EP 1 350 927、US 2014/0271 145、US 2012/082540和FR 2 955 898，其公开了涡轮环组件。
需要改进现有的涡轮环组件及其组装，并且特别是现有的实施CMC材料的涡轮环组件，以便降低CMC环扇形区段在涡轮的运行期间经受的机械应力的强度。
为了满足所有这些目标，已知使用在四个点处径向保持的π(pi)形环。四个销穿过高压涡轮壳体和上游的环凸缘。后者借助螺钉和螺母紧固到高压涡轮壳体，并形成轴向邻抵部。四个销形成流的径向止挡部。
轴向地，该环保持在两个金属突片之间。下游突片直接链接到描述为一件式环的壳体，与带扇形区段的间隔件的解决方案相比，确保增加的密封性。上游突片包括旋拧到壳体的带扇形区段的环凸缘。
这两个金属突片包括唇缘，以便更好地控制环/壳体密封。对于每个环扇形区段，该唇缘都是直线形的，因此即使环倾斜，也始终存在线接触，从而实现良好的密封。
另一个环凸缘专用于吸收高压引导喷嘴的力(DHP力)。它允许吸收DHP力并将其直接传递到壳体，而无需通过CMC环传递力。
为确保环与上游和下游突片的直线唇缘之间在热状况下的轴向接触，在组装期间执行预夹紧。这种预夹紧允许吸收接触的金属部件和CMC环之间的轴向膨胀差。因此，在热条件下，保持轴向接触并且确保流腔和流外腔之间的密封。
一方面给定壳体的下游凸缘的环形几何形状，以及相对环的扇形区段性质，两个部件的直线唇缘之间的轴向接触在应力下在CMC环的切向方向上产生非均匀力。这种现象的解释是直线座部和环形壳体或360°壳体的圆柱形上部之间的距离切向地变化。该距离在CMC环的扇形区段间处比在其中心要小。因此，直线座部和360°壳体的圆柱形上部之间的杠杆臂在扇形区段间处更小。当在轴向接触处施加预夹紧时，与在环的中心处相比，壳体在扇形区段间处的变形因此更少，并将更多的力传递到CMC环。
该轴向支承抵靠CMC环的下游凸缘，在扇形区段间处更高，因此在这些区域中产生更大的弯曲应力。下游凸缘的这种弯曲导致CMC环的凸缘和360°壳体的下游突片之间的表面处的张紧力，该张紧力在扇形区段间处高于在环的中心处。
鉴于CMC的弱的容许力，必须减少这些应力集中。
发明内容
本发明寻求提出一种涡轮环组件，其允许每个环扇形区段以确定的方式保持，即，一方面控制其位置并防止使其振动，同时允许环扇形区段并且通过使环延伸在温度上升和压力变化的影响下变形，这尤其是独立于接口金属部件，并且另一方面，在改善密封性和简化处理的同时，减少了它们用于组装环组件的数量。
本发明的一个目的是提出一种涡轮环组件，包括形成涡轮环的多个环扇形区段和环支承结构。在由涡轮环的轴向方向和径向方向限定并正交于涡轮环的周向方向的截面平面中，每个环扇形区段具有形成环形基部的部分，在涡轮环的径向方向上，环形基部具有限定涡轮环的内部面的内部面以及第一和第二附连突片从其延伸为凸起的外部面。
环支承结构包括：中心壳环，第一和第二径向凸缘从中心壳环延伸为凸起，每个环扇形区段的第一和第二附连突片保持在第一和第二径向凸缘之间；以及环形的环凸缘，包括座承抵靠第一附连突片的第一自由端和第二端，第二端与第一端相对并与环支承结构的中心壳环的第一径向凸缘协配。
每个环扇形区段在第一周向端和第二周向端之间延伸，各自旨在面对在周向方向上的另一个环扇形区段，并且包括直线座承表面，该直线座承表面安装在第一和第二附连突片的面上，分别与第二环形凸缘和环形的环凸缘接触，并在环扇形区段的第一和第二周向端之间沿着周向方向的切线延伸。
根据该目的的一般特征，每个环扇形区段的直线座承表面沿周向方向的切线在轴向方向上具有可变厚度，在环扇形区段的第一和第二周向端处具有最小厚度，而在直线座部的中间部分中具有最大厚度。
直线座承表面的几何构造允许使得扇形分区的CMC环和环形环支承结构之间的接触力分布均匀化。与具有直的直线座部的等同质量的解决方案(即，直线座部在轴向方向上具有的厚度沿周向方向的切线是均匀的)相比，直线座部的拱曲一方面允许使CMC环中的最大应力水平在组装时降低80％，并且在操作中降低20％。
直线座部的拱曲形状可以通过电火花加工(EDM)产生。
这项技术的一个重要点是“拱曲”值，即座部的最高点和最低点之间的距离。在CMC环的情况下，该值包括在0.1到0.5mm之间。
在一个特定实施例中，环扇形区段可由陶瓷基复合材料(CMC)制成。
根据涡轮环组件的第一方面，直线座承表面可以是电火花加工的表面，即通过电火花加工产生。
根据涡轮环组件的第二方面，直线座承表面的所述最大厚度和所述最小厚度之间的间隙可以是0.1mm。
根据涡轮环组件的第三方面，直线座承表面的最小厚度可以小于0.1mm。
相对于拱曲的公差越紧，拱曲行为就越好。对应于半径值的拱曲的形状可以根据期望的变形而变化。
根据涡轮环组件的第四方面，直线座承表面可形成沿着周向方向(DC)的所述切线并且沿着径向方向延伸的条带，直线座承表面所具有的在径向方向上延伸的高度包括在0.5到5mm之间。
根据面对直线座承表面的部分以及应力和泄漏水平，座部的高度可以变化。超过5mm，座部会太明显，而低于0.5mm，非接触的风险太大。
根据涡轮环组件的第五方面，每个环扇形区段的直线座承表面可在径向方向上包括第一径向端和第二径向端，并且沿着径向方向具有在周向方向上的可变厚度，在环扇形区段的径向端处具有最小厚度，而在直线座部的中间部分中具有最大厚度。
根据涡轮环组件的第六方面，直线座承表面可具有平行于径向方向的第一对称轴线和平行于该周向方向的切线的第二对称轴线。
根据涡轮环组件的第七方面，环扇形区段在由轴向方向和径向方向限定的截面平面中可以具有类似倒置的希腊字母派(π)的横截面，并且对于每个环扇形区段，该组件可以包括至少三个销，以径向保持环扇形区段就位，每个环扇形区段的第一和第二附连突片各自包括：与环形基部的外部面集成的第一端；第二自由端；用于接纳所述至少三个销的至少三个凸耳；从第一或第二附连突片之一的第二端在涡轮环的径向方向上延伸为凸起的至少两个凸耳；以及从另一个附连突片的第二端在涡轮环的径向方向上延伸为凸起的至少一个凸耳，每个接纳凸耳包括用于接纳销中的一个的开口。
根据涡轮环组件的第八方面，在环扇形区段的至少一个径向范围内，环扇形区段在由轴向方向和径向方向限定的截面平面中可以具有O形横截面，第一和第二附连突片各自具有与外部面集成的第一端和第二自由端，并且每个环扇形区段包括第三和第四附连突片，每个附连突片在涡轮环的轴向方向上在第一附连突片的第二端与第二附连突片的第二端之间延伸，每个环扇形区段通过紧固螺钉紧固到环支承结构，该紧固螺钉包括座承抵靠环支承结构的螺钉头和与在紧固板中形成的渐缩开口协配的螺纹，该紧固板与第三和第四附连突片协配。环扇形区段还包括在中心壳环与第三和第四附连突片之间延伸的径向销。
本发明的另一个目的是提出一种涡轮机，该涡轮机包括如上限定的涡轮环组件。
附图说明
在通过参考附图阅读作为说明而非限制的以下文本时，将更好地理解本发明，附图中：
[图1]图1是根据本发明的涡轮环组件的第一实施例的示意性立体图。
[图2]图2是图1的涡轮环组件的示意性分解立体图。
[图3]图3是图1的涡轮环组件的示意性剖视图。
[图4]图4是剖过图1的涡轮环组件的直线座部的第一截面平面的示意性剖视图。
[图5]图5示意性地示出了根据实施例的变型的在第二截面平面中的涡轮环组件的直线座部的剖视图。
[图6]图6示出了涡轮环组件的第二实施例的示意性剖视图。
具体实施方式
图1示出了高压涡轮环组件，其包括陶瓷基复合(CMC)材料的涡轮环1和金属环支承结构3。涡轮环1围绕旋转叶片(未显示)的组件。涡轮环1由多个环扇形区段10形成，图1是径向剖视图。箭头DA表示涡轮环1的轴向方向，而箭头DR表示涡轮环1的径向方向。处于简化表述的原因，图1是涡轮环1的局部视图，该涡轮环1实际上是完整的环。
如图2和图3所示，图2和图3分别示出了图1的涡轮环组件的示意性分解立体图和剖视图，该剖视图在包括径向方向DR和轴向方向DA的截面中，每个环扇形区段10在由轴向DA和径向DR方向限定的平面中具有横截面基本上呈倒置的希腊字母π的形状。实际上，该横截面包括环形基部12以及分别为14和16的上游和下游径向附连突片。本文使用的术语“上游”和“下游”参照图1中箭头F示出的涡轮中气流的流动方向。环扇形区段10的突片可以具有任何其它形状，环扇形区段的横截面具有除π形之外的形状，比如O形。
环形基部12在环1的径向方向DR上包括彼此相对的内表面12a和外表面12b。环形基部12的内表面12a涂有耐磨材料层13，其形成热障并设计成与涡轮的旋转叶片协配。术语“内部”和“外部”在本文中参考涡轮中的径向方向DR使用。
上游和下游径向附连突片14和16从环形基部12的外部面12b在距离环形基部12的上游端部121和下游端部122一定距离处在径向方向DR上延伸为凸起。上游和下游径向附连突片14和16在环扇形区段10的整个宽度上、即在由环扇形区段10描述的整个圆弧上延伸，或在环扇形区段10的整个周向长度上延伸。
在图1和图2中，所示的涡轮环部分1包括由两个半环扇形区段10围绕的完整环扇形区段10。为了更好地理解，在图2中，完整的环扇形区段被标记为10a，而半环扇形区段被标记为10b。随后，环扇形区段将被标记为10以表示10a和10b两者。
如图1至图3所示，与涡轮壳体集成在一起的环支承结构3包括中心壳环31以及第一环形径向凸缘32和第二环形径向凸缘36，中心壳环31在轴向方向DA上延伸，并且当它们紧固在一起时，具有与涡轮环1的旋转轴线重合的旋转轴线，第一环形径向凸缘32定位在第二环形径向凸缘36的上游，第二环形径向凸缘36因此位于第一环形径向凸缘32的下游。
第二环形径向凸缘36在环1的周向方向上延伸，并在径向方向DR上从中心壳环31延伸到环1的中心。它包括第一自由端361和与中心壳环31集成在一起的第二端362。第二环形径向凸缘36包括第一部分363、第二部分364和包括在第一部分363和第二部分364之间的第三部分365。第一部分363在第一端361和第三部分365之间延伸，而第二部分364在第三部分365和第二端362之间延伸。第二环形径向凸缘36的第一部分363与下游紧固径向凸缘16接触。第一部分363和第三部分365具有的厚度与第二部分364的厚度相比增加，以相对于包括特别是第一径向凸缘32的上游部分为第二径向凸缘提供增加的刚度，从而在直线座部的情况下降低环的轴向泄漏。
第一环形径向凸缘32在环1的周向方向上延伸，并在径向方向DR上从中心壳环31延伸到环1的中心。它包括第一自由端321和与中心壳环31集成的第二端322。
如图1至图3所示，涡轮环组件1包括第一环形的环凸缘33和第二环形的环凸缘34，两个环形的环凸缘33和34可移除地紧固到第一环形径向凸缘32。第一和第二环形的环凸缘33和34相对于涡轮中气流的流动方向F定位在涡轮环1的上游。
第一环形的环凸缘33定位在第二环形的环凸缘34的下游。第一环形的环凸缘33是单件式的，而第二环形的环凸缘34可以被分区成第二环凸缘34的多个环形扇形区段或者是单件。将第一环形的环凸缘集成为单件，换言之，不分区段，允许确保在扇形区段的CMC环和环形壳体之间的轴向密封，特别是与其中上游环凸缘分区段的情况相比避免扇形区段间泄漏。
第一环形的环凸缘33具有第一自由端331和可移除地紧固到环支承结构3的第二端332，并且更具体地，紧固到第一环形径向凸缘32。此外，第一环形的环凸缘33具有第一部分333和第二部分334，第一部分333在第一端331和第二部分334之间延伸，而第二部分334在第一部分333和第二端332之间延伸。
第二环形的环凸缘34具有第一自由端341和与第一端341相对并与中心壳环31或中心冠部接触的第二端342。第二环形的环凸缘34的第二端342也可移除地紧固到环支承结构3，并且更具体地紧固到第一环形的径向凸缘32。第二环形的环凸缘34还包括第一部分343和第二部分344，第一部分343在第一端341和第二部分344之间延伸，而第二部分344在第一部分343和第二端342之间延伸。
第一上游环凸缘33的第一部分333座承在环扇形区段10的上游径向附连突片14上。第一和第二上游环凸缘33和34成形为使第一部分333和343轴向地彼此间隔开并且第二部分334和344接触，两个凸缘33和34使用紧固螺钉60和螺母61可移除地紧固到上游环形径向凸缘32，螺钉60穿过开口3340、3440和320，这些开口分别设置在两个上游环凸缘33和34的第二部分334和344以及上游环形径向凸缘32中。
当组装环组件1时，第一环形的环凸缘33的第一部分333定位成座承抵靠构成涡轮环1的每个环扇形区段10的上游径向附连突片14，并且第一环形的环凸缘34的第二部分334定位成座承抵靠第一环形径向凸缘32的至少一部分。
第二环形的环凸缘34专用于通过将力传递到机械上更坚固的壳体线来吸收高压引导喷嘴(DHP)作用在环组件1上的力，即，将力传递到如图3所示的力箭头E所示的环支承结构3的线。通过第一上游环凸缘33的残余力减小，因为第一上游环凸缘33的第一部分333具有减小的横截面，因此更柔性，这允许将最小的力施加到CMC环1。
在轴向方向DA上，环支承结构3的第二环形径向凸缘36与第一环形的环凸缘33间隔开的距离对应于上游和下游径向附连突片14和16的间距，以将后者保持第一环形的径向凸缘32和第二环形的径向凸缘36之间。
为了将环扇形区段10以及因此涡轮环1与环支承结构3保持就位，环组件包括与上游附连突片14和第一环形的环凸缘33协配的两个第一销19，以及与下游附连突片16和第二环形的径向凸缘36协配的两个第二销20。
对于每个对应的环扇形区段10，第一环形的环凸缘33的第二部分334包括用于接纳两个第一销19的两个开口3340，并且环形的径向凸缘36的第三部分365包括构造成接纳两个第二销120的两个开口3650。
对于每个环扇形区段10，上游和下游径向附连突片14和16中的每一个包括与环形基部12的外部面12b集成的第一端141和161和自由的第二端142和162。上游径向附连突片14的第二端142包括两个第一凸耳17，每个第一凸耳17包括开口170，开口170构造成接纳第一销119。类似地，下游径向附连突片16的第二端162包括两个第二凸耳18，每个第二凸耳18包括开口180，开口180构造成接纳第二销20。第一凸耳17和第二凸耳18分别从上游径向附连突片14的第二端142和下游径向附连突片16的第二端162，在涡轮环1的径向方向DR上延伸为凸起。
开口170和180可以是圆形或椭圆形。较佳地，成组开口170和180包括一部分圆形开口和一部分椭圆形开口。圆形开口允许切向地分度环并防止它们切向移动(特别是在叶片末端摩擦的情况下)。椭圆形开口允许适应CMC和金属之间的不同膨胀。CMC具有的膨胀系数比金属的膨胀系数低得多。当热时，环扇形区段和壳体的面对部分在切线方向上的长度将因此不同。如果只有圆形开口，金属壳体会将其位移施加在CMC环上，这将成为环扇形区段中高机械应力的来源。在环组件中具有椭圆形孔允许销在该孔中滑动，并且避免上述过应力现象。因此，可以想象出两个钻孔图：第一个钻孔图，用于三个凸耳的情况，将包括径向附连凸缘上的一个径向圆形开口和在另一个径向附连凸缘上的两个切向椭圆形开口，以及第二钻孔图，用于至少有四个凸耳的情况，在每种情况下，每个面对的径向附连凸缘将包括一个圆形开口和一个椭圆形开口。也可以考虑其它附加情况。
对于每个环扇形区段10，两个第一凸耳17相对于涡轮环1的旋转轴线定位在两个不同的角度位置中。同样，对于每个环扇形区段10，两个第二凸耳18相对于涡轮环1的旋转轴线定位在两个不同的角度位置中。
每个环扇形区段10还包括直线座承表面110，其安装在上游和下游径向附连突片14和16的面上，分别与第一环形的环凸缘33和第二环形的径向凸缘36接触，即在上游径向附连突片14的上游面14a和下游径向附连突片16的下游面16b上。
直线座部110允许具有受控的密封区。实际上，一方面，上游径向附连突片14和第一环形的环凸缘33之间以及下游径向附连突片16和第二环形的径向凸缘36之间的座承表面110包括在同一直线平面中。
更准确地说，在径向平面上具有座部允许消除涡轮环1的轴向倾斜的影响。实际上，在操作期间的环的倾斜期间，直线座部允许保持完整的密封线。
如在图4中更精确地示出的那样，图4示意性地示出了在正交于径向方向DR并且包括轴向方向DA并且切向于周向方向DC的截面中的图1的涡轮环组件的直线座部的视图，每个直线座部110包括在轴向方向DA上测量的厚度，其在切向于周向方向DC的方向上沿直线座部110变化。测量的厚度在直线座部110的端部处最小，而在直线座部110的中间区域110m中最大。直线座部110的端部在周向方向DC的方向上位于环扇形区段10的任一侧上，环扇形区段10a的每个端部面向另一个环扇形区段10b。环扇形区段10的直线座部110的端部与环扇形区段10的周向端部102和104相邻或重合。
直线座部110的最小厚度小于0.1mm，而直线座承表面110的最大厚度与最小厚度之差为0.1mm。
图5示意性地示出了根据实施例的一个变型在正交于周向方向DC并且包括轴向方向DA和径向方向DR的截面平面中的涡轮环组件的直线座部的视图。
如在图4和图5所示，直线座部110形成沿切向于周向方向DC并沿径向方向DR延伸的条带。
直线座部110可包括在径向方向上的均匀厚度，或者如图5所示，在径向方向DR上具有可变的厚度。在图5中，直线座部110在径向方向DR上包括第一径向端部112和第二径向端部114，并且沿着径向方向DR具有在轴向方向DA上的可变厚度，在环扇形区段10的径向端部112和114处具有最小厚度并且在直线座部110的中间部分116中具有最大厚度。
环1的径向保持部由第一环形的环凸缘33确保，该第一环形的环凸缘33压在环支承结构3的第一环形的径向凸缘32上和上游径向附连突片14上。第一环形的环凸缘33在环的流腔和流外腔之间确保密封。
第二环形的环凸缘34确保通过径向表面接触的DHP的下游部分、环支承结构3或壳体与通过轴向表面接触的第一环形的环凸缘33之间的链接。
环支承结构3还包括径向销38，其允许以确定的方式将环压到低径向位置中、即朝向流。事实上，轴向销和环上的孔口之间存在间隙，以补偿在热时操作的金属和CMC元件之间的不同膨胀。径向销38与在环支承结构3的中心冠部31中在径向方向DR上制成的开口380协配。
在图6中示出了涡轮环组件的第三实施例的示意性剖视图。
图8所示的第三实施例与图2至图6所示的第一实施例的不同之处在于，环扇形区段10在由轴向DA和径向DR方向限定的平面中，在环扇形区段10的一部分上具有代替倒π形横截面的O形横截面，环区段10借助螺钉19和紧固部件20紧固到环支承结构3，省略了螺钉38。
在图6所示的第三实施例中，环扇形区段10包括在上游和下游径向附连突片14和16之间延伸的轴向附连突片17'。轴向附连突片17'在上游径向附连突片14的第二端142和下游径向附连突片16的第二端162之间更精确地在轴向方向DA上延伸。
轴向附连突片17'包括由中心部分170'分开的上游端171'和下游端172'。轴向附连突片17'的上游端171'和下游端172'从它们联接到的径向附连突片的第二端142、162在径向方向DR上延伸为凸起，以便具有相对于上游和下游径向附连突片14和16的第二端142和162升高的轴向附连突片17'的中心部分170'。
对于每个环扇形区段10，涡轮环组件包括螺钉19和紧固部件20。紧固部件20紧固到轴向附连突片17'。
紧固部件20还包括开口21，开口21设有与螺钉19的螺纹协配的螺纹孔，以将紧固部件20紧固到螺钉19。螺钉19包括螺钉头190，其直径大于在环支承结构3的中心壳环31中制成的开口39的直径，螺钉19在被旋拧到紧固件20之前通过该开口***。
环扇形区段10与环支承结构3的径向集成借助螺钉19实现，螺钉的头部190座承在环支承结构3的中心冠部31上，并且紧固部件20旋拧到螺钉19并且紧固到环扇形区段10的轴向附连突片17'，螺钉头190和紧固部件20在相反的方向上施加力以将环组件1和环支承结构3保持在一起。
在一个变型中，可以借助压在轴向附连突片17'上的四个径向销来确保环的向下径向保持，并且可以通过与螺钉19集成的拾取头(tête pioche)来确保环的向上径向保持，其放置在轴向附连突片17'和环形基部的外部面12b之间的环下方。
现在将描述制造对应于图1所示的涡轮环组件的方法，即根据图1至图3所示的第一实施例。
上述每个环扇形区段10由陶瓷基复合(CMC)材料通过形成具有类似环扇形区段的形状的纤维预制件并用陶瓷基质致密化环扇形区段而制成。
为了生产纤维预制件，能够使用陶瓷纤维纱线，例如碳化硅纤维纱线，比如由日本公司日本碳(Nippon Carbon)以“Hi-NicalonS”的名义出售的那些，或碳纤维纱线。
纤维预制件有利地通过三维编织或多层编织制造，其中断开区的设置允许将对应于扇形区段10的附连突片14和16的预制件的部分分开。
如所示的，编织可以是互锁类型。可以使用其它三维或多层编织，比如，多织物(multi-toile)或多缎纹(multi-satin)编织图案。可参考文献WO 2006/136755。
在编织之后，坯料可以成形以获得环扇形区段预制件，该预制件通过陶瓷基质进行固结和致密化，该致密化尤其能够通过在本身周知的化学气相渗透(CVI)进行。在一个变型中，纺织品预制件可以通过CVI稍微硬化，以便在通过毛细管作用使进入纺织品中的液态硅上升以引起致密化(“熔体渗透”)之前，它足够刚性以进行处理。
在文献US 2012/0027572中特别描述了在CMC中制造环扇形区段的详细示例。
环支承结构3就其部分由金属材料制成，比如沃斯帕洛伊
Figure BDA0003121399900000131
合金或因科镍合金(Inconel)718或C263。
涡轮环组件的制造继续将环扇形区段10安装在环支承结构3上。
为此，环扇形区段10在“蜘蛛”型环形工具上组装在一起，该环形工具包括例如构造成各自保持环扇形区段10的若干吸盘。
然后将两个第二销20***设置在环支承结构3的第二环形径向凸缘36的第三部分365中的两个开口3650中。
然后通过将每个第二销20***构成环1的每个环扇形区段10的下游径向附连突片凸缘16的第二凸耳18的每个开口180中，将环1安装在环支承结构3上。
然后将所有第一销19放置在设置在环1的径向附连突片14的第一凸耳17中的开口170中。
然后将第一环形的环凸缘33和第二环形的环凸缘34紧固到环支承结构3和环1。第一和第二环形的环凸缘33和34通过过盈配合紧固到环支承件3。在流动方向F上施加的DHP力加强了发动机操作期间的这种紧固。
为了将环1保持径向就位，通过将每个第一销19***构成环1的每个环扇形区段10的上游径向附连突片14的第一凸耳17的每个开口170中，将第一环形的环凸缘33紧固到环。
因此，环1借助第一环形的环凸缘33和第二环形的径向凸缘36分别在上游和下游座承在上游径向附连突片14和下游径向附连突片16的直线座承表面110上，而轴向地保持就位。在安装第一环形的环凸缘33期间，可以对第一环形的环凸缘33和上游径向附连突片14施加轴向预应力，以减轻环1的CMC材料与环支承结构3的金属之间的膨胀差影响。如图3中的虚线所示，第一环形的环凸缘33通过放置在上游的机械元件保持在轴向应力中。
环1借助与第一和第二凸耳17和18以及第一环形的环凸缘33和环形的径向凸缘36的开口3340和3650协配的第一和第二销19和20径向保持就位。
因此，本发明提供了一种涡轮环组件，其允许以确定性的方式保持每个环扇形区段，同时一方面允许环扇形区段并且通过膨胀环在温度升高和压力变化的影响下变形，特别是独立于金属接口部件，并且另一方面，同时改进密封和简化处理并减少它们用于组装环组件的数量。

Claims (10)

1.一种涡轮环组件，包括形成涡轮环(1)的多个环扇形区段(10a、10b)和环支承结构(3)，
每个环扇形区段(10a、10b)在由环的轴向方向(DA)和径向方向(DR)限定并正交于所述涡轮环(1)的周向方向(DC)的截面平面中具有形成环形基部(12)的部分，在所述涡轮环(1)的所述径向方向(DR)上，所述环形基部具有内部面(12a)和外部面(12b)，所述内部面限定所述涡轮环(1)的内部面，第一附连突片(14)和第二附连突片(16)从所述外部面延伸为凸起，
所述环支承结构(3)包括中心壳环(31)和环形的环凸缘(33)，第一径向凸缘(32)和第二径向凸缘(36)从所述中心壳环(31)延伸为凸起，以保持每个环扇形区段(10)，所述环形的环凸缘(33)具有座承抵靠所述第一附连突片(14)的自由的第一端(331)和第二端(332)，所述第二端与所述第一端(331)相对并与所述第一径向凸缘(32)协配，
每个环扇形区段(10a、10b)在第一周向端(102)和第二周向端(104)之间延伸，各自旨在面对在周向方向(DC)上的另一个相邻的环扇形区段(10b、10a)，并且包括第一直线座承表面(110)和第二直线座承表面(110)，所述第一直线座承表面定位在所述第一附连突片(14)的上游面(14a)上，与所述环形的环凸缘(33)接触，所述第二直线座承表面(110)定位在所述第二附连突片(14)的下游面(16b)上，与所述第二径向凸缘(36)接触，所述第一直线座承表面和所述第二直线座承表面(110)中的每个在所述环扇形区段(10a、10b)的所述第一周向端(102)和所述第二周向端(104)之间沿着所述周向方向(DC)的切线延伸，
其特征在于，每个环扇形区段(10a、10b)的所述直线座承表面(110)沿所述周向方向(DC)的所述切线在所述轴向方向(DA)上具有可变厚度，在所述环形扇形区段(10a、10b)的所述第一周向端(102)和所述第二周向端(104)处具有最小厚度，而在所述直线座承表面(110)的中间部分(110m)中具有最大厚度。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述直线座承表面是电火花加工的表面。
3.根据权利要求1或2中的一项所述的组件，其特征在于，所述直线座承表面(110)的所述最大厚度和所述最小厚度之间的间隙包括在0.1到0.5mm之间。
4.根据权利要求1至3中的一项所述的组件，其特征在于，所述直线座承表面(110)的最小厚度小于0.1mm。
5.根据权利要求1至4中的一项所述的组件，其特征在于，所述直线座承表面(110)形成沿着所述周向方向(DC)的所述切线并且沿着所述径向方向(DR)延伸的条带，所述直线座承表面(110)所具有的在所述径向方向(DR)上延伸的高度(H)包括在0.5到5mm之间。
6.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，每个环扇形区段(10)的所述直线座承表面(110)在所述径向方向(DR)上包括第一径向端(112)和第二径向端(114)，并且沿着所述径向方向(DR)具有在所述轴向方向(DA)上的可变厚度，在所述环扇形区段(10a、10b)的径向端(112、114)处具有最小厚度，而在所述直线座部(110)的径向中间部分(116)中具有最大厚度。
7.根据权利要求6所述的组件，其特征在于，所述直线座承表面(110)具有平行于所述径向方向(DR)的第一对称轴线和平行于所述周向方向(DC)的切线的第二对称轴线。
8.根据权利要求1至7中的一项所述的组件，其特征在于，在由所述轴向方向(DA)和所述径向方向(DR)限定的截面平面中，所述环扇形区段(10a、10b)具有π形的横截面，并且对于每个环扇形区段(10a、10b)，所述组件包括至少三个销(19、20)，以径向保持所述环扇形区段(10a、10b)就位，每个环扇形区段(10a、10b)的所述第一附连突片(14)和所述第二附连突片(16)各自包括：与所述环形基部(12)的所述外部面(12b)集成的第一端(141、161)；自由的第二端(142、162)；用于接纳所述至少三个销(19、20)的至少三个凸耳(17、18)；至少两个凸耳(17)，所述至少两个凸耳在所述涡轮环(1)的所述径向方向(DR)上从所述第一附连突片(14)和所述第二附连突片(16)中的一个的所述第二端(142、162)延伸为凸起；以及至少一个凸耳(18)，所述至少一个凸耳在所述涡轮环(1)的所述径向方向(DR)上从另一个附连突片(16、14)的所述第二端(162、142)延伸为凸起，每个接纳凸耳(17、18)包括用于接纳销(19、20)中的一个的开口(170、180)。
9.根据权利要求1至7中的一项所述的组件，其特征在于，在由所述轴向方向(DA)和所述径向方向(DR)限定的截面平面中，所述环扇形区段(10a、10b)具有O形的横截面，所述第一附连突片(14)和第二附连突片(16)各自具有与所述外部面(12b)集成的第一端(141、161)和自由的第二端(142、162)，并且每个环扇形区段(10a、10b)包括第三和第四附连突片(17'、18')，每个附连突片在所述涡轮环(1)的所述轴向方向(DA)上在所述第一附连突片(14)的所述第二端(142)和所述第二附连突片(16)的所述第二端(162)之间延伸，每个环扇形区段(10a、10b)通过紧固螺钉(19)紧固到所述环支承结构(3)，所述紧固螺钉包括座承抵靠所述环支承结构(3)的螺钉头和与在紧固板中形成的渐缩开口协配的螺纹，所述紧固板(20)与所述第三和第四附连突片(17'、18')协配。
10.一种包括根据权利要求1至9中任一项所述的涡轮环组件(1)的涡轮机。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113638774A (zh) * 2020-05-11 2021-11-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种连接件及防热失配连接装置

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023280935A1 (de) * 2021-07-06 2023-01-12 Turbo Systems Switzerland Ltd. Verschleissarmer turbinengehäuse-klemmverbund
US11773751B1 (en) 2022-11-29 2023-10-03 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating threaded insert
US11840936B1 (en) 2022-11-30 2023-12-12 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with pin-locating shim kit
US11713694B1 (en) 2022-11-30 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with two-piece carrier
US11732604B1 (en) 2022-12-01 2023-08-22 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track segment with integrated cooling passages
US11976571B1 (en) * 2022-12-13 2024-05-07 Rtx Corporation Machinable coating with thermal protection
US11885225B1 (en) 2023-01-25 2024-01-30 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180051581A1 (en) * 2016-08-19 2018-02-22 Safran Aircraft Engines Turbine ring assembly
US20180051591A1 (en) * 2016-08-19 2018-02-22 Safran Aircraft Engines Turbine ring assembly

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2540939A1 (fr) 1983-02-10 1984-08-17 Snecma Anneau d'etancheite pour un rotor de turbine d'une turbomachine et installation de turbomachine munie de tels anneaux
US6733235B2 (en) 2002-03-28 2004-05-11 General Electric Company Shroud segment and assembly for a turbine engine
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
CN102272419A (zh) 2009-03-09 2011-12-07 斯奈克玛 涡轮环组件
FR2955898B1 (fr) 2010-02-02 2012-10-26 Snecma Etancheite amont d'un anneau en cmc dans une turbine de turbomachine
US8740552B2 (en) 2010-05-28 2014-06-03 General Electric Company Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus
US8905709B2 (en) 2010-09-30 2014-12-09 General Electric Company Low-ductility open channel turbine shroud
US9759082B2 (en) 2013-03-12 2017-09-12 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track assembly
US10301960B2 (en) * 2015-07-13 2019-05-28 General Electric Company Shroud assembly for gas turbine engine
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20180051581A1 (en) * 2016-08-19 2018-02-22 Safran Aircraft Engines Turbine ring assembly
US20180051591A1 (en) * 2016-08-19 2018-02-22 Safran Aircraft Engines Turbine ring assembly

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113638774A (zh) * 2020-05-11 2021-11-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种连接件及防热失配连接装置
CN113638774B (zh) * 2020-05-11 2022-06-28 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种连接件及防热失配连接装置

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Publication number Publication date
FR3090731A1 (fr) 2020-06-26
WO2020128222A1 (fr) 2020-06-25
US11441434B2 (en) 2022-09-13
FR3090731B1 (fr) 2021-01-08
EP3870807A1 (fr) 2021-09-01
EP3870807B1 (fr) 2023-04-05
US20220025775A1 (en) 2022-01-27
CN113195872B (zh) 2022-06-07

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