CN116507791A - 改进的涡轮环组件 - Google Patents

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尼古拉斯·保罗·泰伯劳
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Abstract

本发明涉及一种环绕纵轴线(X‑X')延伸的涡轮环组件(10)，所述涡轮环组件包括：由以形成涡轮环的方式周向布置的陶瓷基复合材料制成的多个环角扇区(16)，每个扇区(16)包括底座(18)，上游支腿(22)和下游支腿(24)从所述底座径向地延伸；环支撑结构(14)，其包括：隔离圈(30)，所述隔离圈环绕扇区(16)延伸并且包括下游凸缘(36)，使得每个扇区的下游支腿(24)抵靠下游凸缘(36)；上游吸力板(32)，所述上游吸力板环绕纵轴线周向地延伸，使得与每个扇区的上游支腿接触，并且被附接到隔离圈的上游区域(40b)，所述上游区域从上游支腿(22)延伸。

Description

改进的涡轮环组件
技术领域
本公开涉及一种涡轮发动机的涡轮环组件，其中，所述涡轮环组件包括多个角扇区，所述角扇区首位相连地周向放置以形成由陶瓷基复合材料制成的涡轮环。
本发明特别地适用于航空燃气涡轮发动机，甚至适用于其他涡轮发动机，诸如工业涡轮机。
背景技术
在航空燃气轮发动机中，制造由陶瓷基复合材料(CMC)代替金属材料(特别地金属合金)制成的涡轮环组件的角扇区是众所周知的。这是因为CMC材料具有的机械属性，使得其与需要特别高的冷却气流流速的金属材料相比更适用于形成受到高温的结构部件。因此，CMC材料的使用可以降低通常从发动机获取的冷却空气的流速，并且因此提高涡轮发动机的性能。
特别地从专利FR3056636、FR3055146和FR3076578中知晓了使用CMC材料的涡轮发动机的涡轮环组件。
尽管这些涡轮环组件令人满意，但仍然需要改进其结构。
发明内容
因此，本发明的目的是提供一种环绕纵轴线延伸的涡轮环组件，流体旨在沿所述纵轴线从上游流向下游，所述涡轮环组件包括：
-由以形成涡轮环的方式周向布置的陶瓷基复合材料制成的多个环角扇区，每个环角扇区包括底座，上游支腿和下游支腿从所述底座径向地延伸，沿纵轴线的延伸方向轴向地彼此间隔开，
-环支撑结构，其包括：隔离圈(spacer)，所述隔离圈环绕所述多个环角扇区周向地延伸并且包括一个或多个下游凸缘，使得每个环角扇区的下游支腿抵靠隔离圈的所述下游凸缘或一个下游凸缘；上游吸力板，所述上游吸力板环绕纵轴线周向地并且相对于该轴线径向地延伸，使得一方面抵靠每个环角扇区的上游支腿以及另一方面附接到隔离圈的上游区域，所述上游区域相对于纵轴线在上游支腿的外部，与每个环角扇区的上游支腿径向地布置成直线，
空气扩散器，其布置在隔离圈和每个环角扇区之间，空气扩散器包括附接在上游吸力板和隔离圈的上游区域之间的上游壁。
涡轮环组件的该构造可以控制所述多个环角扇区的轴向定位，并且特别地提高角扇区的轴向尺寸公差的修复。通过上述环支撑结构，例如经由上游和下游钩部，将涡轮环组件直接地保持在涡轮壳体上。该新型涡轮环组件构造还不包括现有技术的多个部件(特别地单一吸力上游板)，这减少了安装该组件的操作次数，并且因此便于其安装。这同样降低了组件的重量。此外，涡轮环组件的空气扩散器通过其上游壁轴向地保持在适当位置，所述上游壁布置(夹紧)在上游吸力板和隔离圈的上游区域之间。
根据其他可能的特征：
-多个翻边构件周向地分布在上游吸力板和隔离圈的上游区域之间，使得在隔离圈的上游区域上产生上游吸力板的预夹紧力；
-上游保持构件连接每个环角扇区的上游支腿和上游吸力板；
-下游保持构件连接每个环角扇区的下游支腿和隔离圈的所述或多个下游凸缘；
-上游吸力板包括径向内部的第一板部件和径向外部的第二板部件，所述第二板部件相对于纵轴线在第一板部件的延伸方向径向地延伸，第一板部件与每个环角扇区的上游支腿接触，并且相对于附接到隔离圈的上游区域的第二板部件轴向地加厚。
-第二板部件相对于隔离圈的所述或每个下游凸缘轴向地加厚；
-隔离圈包括上游钩部和下游钩部，所述上游钩部和下游钩部彼此轴向地间隔开并且每个都具有指向上游或下游的相同定向，每个钩部旨在与涡轮外壳的相反定向的对应钩部配合，用于将隔离圈钩到其上；
-隔离圈的上游钩部和下游钩部在下游定向；
-隔离圈包括下游区域，所述下游区域包括所述或多个下游凸缘，并且沿纵轴线的方向从隔离圈的下游钩部径向地向内悬臂；
-隔离圈的所述或多个下游凸缘从所述或多个下游凸缘的底座朝多个环角扇区径向地延伸，并且隔离圈包括从所述或多个下游凸缘的底座轴向地延伸到隔离圈的上游区域的部件，所述部件具有沿朝该上游区域的方向增加的径向尺寸，使得隔离圈的该部件具有沿轴向横截面的通常三角形状。
-所述通常三角形状的隔离圈部件包括彼此相邻地周向布置的多个连续区段；
-空气扩散器包括壁，所述壁被布置成面对角扇区(待冷却)，并且由多个通孔穿过以用于使冷却空气通过并且用于在面对的环角扇区上(径向地，特别地从环组件的外侧指向内侧)分配冷却气流；空气扩散器可包括径向地布置在由多个通孔穿过的壁周围的空腔，所述腔被供给有冷却空气；由多个通孔穿过的壁基本径向地布置，并且环绕和面对角扇区的外表面周向地延伸，所述壁面对并平行于该外表面，从而冷却气流从直接在该表面上的通孔开口离开；
-由多个通孔穿过的扩散器的壁布置在足够接近该面对的环角扇区的距离处，特别地其外表面，使得在该面对的角扇区上的温度梯度最小化；
-空气扩散器布置在内部空间中，所述内部空间一方面由隔离圈界定，另一方面由每个环角扇区界定，空气扩散器具有适用于被引入到上市内部空间的通常形状，特别地三角形。
本发明的另一目的是一种涡轮发动机，其包括如上简要公开的涡轮环组件。
附图说明
本发明主题的其他特征和优点将从参考附图，通过非限制性示例提供的实施例的以下描述显而易见。
【图1】图1是根据本发明一个实施例的沿涡轮环组件的轴向剖面的大致示意性局部透视图；
【图2】图2是从图1的涡轮环组件的后部(下游)观察的示意性透视展开图；
【图3】图3是没有吸力板的沿图1的涡轮环组件上游表面的横向平面的局部示意图(沿图1的A的视图)；
【图4】图4是沿图3的截面IV的图1涡轮环组件的轴向截面的示意图；
【图5】图5是从图1的涡轮环组件的隔离圈角扇区的前部(上游)观察的示意性透视图。
具体实施方式
现在将描述如图1至5所示并且用通用附图标记10表示的，根据本发明实施例的(飞行器中)的涡轮发动机的涡轮环组件。该组件10环绕纵轴线X-X’延伸，气态流体旨在沿所述纵轴线X-X'流到涡轮环组件的内侧。
此处使用的术语“上游”和“下游”是参考气流沿轴线X-X'到涡轮环组件内部的流动方向，如图1中箭头F所示。
在图1中，箭头DA表示涡轮环组件10的轴向方向，而箭头DR表示其径向方向。为了简化图示，图1至5为该组件的局部视图，所述组件实际上为环形。
该组件10特别地包括中心在纵轴线X–X'上的由陶瓷基复合材料(CMC)制成的涡轮环12，以及径向地环绕涡轮环12并环绕该环周向地延伸的金属环支撑结构14。
涡轮环12环绕一本身已知并且未在图中示出的涡轮叶片组件。
在说明书的其余部分中，此处描述的涡轮为高压涡轮。然而，本发明可同样应用于低压涡轮。
涡轮环12由多个环角扇区16形成，所述环角扇区首位相连地周向布置，以便一起形成完整环。特别地，这些扇区通过诸如将在以下描述的轴向销的连接元件机械地彼此连接。
每个环角扇区16的轴向横截面(图1)基本呈倒希腊字母Pi(或π)的形状，其底座18具有朝轴线X-X'定向的内表面18a，所述内表面限定了涡轮环12的内表面的角度部分以及与内表面18a相对，远离轴线X-X'定向的外表面18b，所述外表面18b限定环涡轮12的外表面的角度部分。内表面18a例如设置有也用作热屏障和环境屏障的一层耐磨涂层20。
上游支腿22和下游支腿24沿轴线X-X'的延伸方向，从每个涡轮环角扇区的外表面18b的每个角度部分径向地延伸，换句话说朝涡轮环12的外侧。这些支腿沿方向DA彼此轴向地间隔开一段距离，所述距离相当于环角扇区的几乎整个宽度(沿轴线X-X'的轴向尺寸)。此外，每个环角扇区16的两个支腿22、24的每个都在与径向或高度延伸(沿方向DR)相关的角扇区的整体长度(弧度)周向地(沿垂直于轴线X-X'的横向平面)延伸，所述整体长度根据以下长度而变化，该长度为相对于相关的环角扇区轴向地布置的组件构件或多个构件的存在的函数。
环支撑结构14由多个彼此不同(即，独立)的部件的组件制造。
更具体地，如图1和2所示，环支撑结构14包括隔离圈30、上游吸力板32和空气扩散器34。
如本实施例所示，可以通过组装首位相连地周向放置的多个隔离圈角扇区31制造隔离圈30(该构造证明相对容易组装)，或者由单一旋转对称件(换句话说，延伸超过360°)形成隔离圈30。
通常，隔离圈30环绕多个环角扇区16周向地延伸，并包括一个或多个下游凸缘，使得每个环角扇区16的下游支腿24抵靠隔离圈的下游凸缘或其中一个下游凸缘36。在本实施例中，每个隔离圈角扇区31包括下游凸缘36，其朝面对(沿轴线X-X'的方向)的环角扇区16径向延伸，并平行于下游支腿24，抵靠后者延伸。下游支腿24通过诸如下游轴向销38(图1、2和4)的保持构件抵靠下游凸缘36，所述下游轴向销38与下游支腿24的局部部分对齐地布置，所述局部部分具有增加的径向延伸部，例如以槽的方式(下游支腿24的上边缘的切口轮廓，即非直线的，可以限制该部件的重量)。此处，下游凸缘36沿其长度具有相同的径向延伸部(呈圆弧)，以便与环连续接触，目的是保持径向密封。下游凸缘36与隔离圈结构的其余部分相比相对较薄，因此具有一定的柔性，使其能够吸收传递到隔离圈的某些力。为了将每个下游支腿24保持在每个下游凸缘36上，例如存在两个轴向销38(图2)，并且这组轴向销环绕纵轴线X-X'规则地分布，以使所有的角度环和隔离圈扇区首位相连周向地组装。每对下游支腿-下游凸缘的轴向销的数量当然可以变化。
如图1、2和4所示，每个隔离圈扇区31的下游凸缘36从底座36a朝面对的环角扇区16径向地延伸。隔离圈扇区31包括部件40，所述部件40从位于下游凸缘36的底座36a处的限定隔离圈的下游区域的下游端40a，朝限定隔离圈的上游区域的其相对上游端40b轴向地(沿方向DA)延伸，增加了其径向尺寸。通常，包括下游凸缘36的隔离圈的下游区域40a从底座36a径向地向内(朝轴线X-X')悬臂。
这里，部件40具有通常三角形的轴向横截面。上游端40b朝环角扇区16的上游支腿22径向地延伸(上游端40b与上游支脚22对齐地布置，并相对于轴线X-X'布置在上游支脚22的外侧)，并且此处沿横截面(在图3的正面视图)具有自由下边缘，其被切割，使得与上游支腿22的自由上边缘的局部开槽轮廓嵌套在一起。
如图2所示，隔离圈扇区31的部件40包括多个周向地依次相邻布置的区段，所述区段限定了形成局部封闭隔室的隔离圈的不同相邻中空功能区域(以减轻结构)，例如图1、2、4和5所示的三个隔室C1、C2、C3(然而，在另一实施例中，隔室的数量可能不同)。
隔室C2和C3相对于中心隔室C1彼此对称，图1的轴向截面示出了两个隔室C2-3。中心隔室C1在图2、4和5中可见。
中心隔室C1在从上方的后视图(下游)(图2)中，具有一个由两个朝彼此倾斜的壁形成的中空部，并且在正视图中(图5)，具有在由前表面(图5中可见)上的孔口O1所穿过的中心块B1(图1中可见)的两侧上的两个轴向凹槽A1、A2(A1在图4中可见)，元件A1、A2和B1布置在图2的中空部以下(图4中的凹槽A1)。
隔室C2和C3从上方打开，如图2和5所示，并且每个都具有基本呈三角形的轴向横截面(图1)。根据图5的前(上游)透视图，隔室C2和C3分别包括块B2和B3，每个块都由前表面上的孔口O2、O3穿过。
将会注意到的是，在不背离本发明范围的情况下，分隔成隔离圈扇区31的隔室的构造可以变化。
每个隔离圈扇区31(图1)一方面，可包括旨在接合涡轮外壳Ct的相应上游钩部Ctam的上游钩部31a，另一方面，可包括旨在接合涡轮外壳的相应下游钩部Ctav的下游钩部31b，以便能够将环支撑结构14直接组装在涡轮外壳上并将其保持在适当位置。
涡轮外壳的两个上游和下游钩部例如被定向在上游，并且每个隔离圈扇区31的两个上游和下游钩部被定向在相反方向中，换句话说，定向在下游。该布置便于将隔离圈直接地安装在涡轮外壳上，并且不需要任何环支撑外壳用于将组件安装在涡轮外壳上。将会注意到的是，这两个钩部遵循相对于纵轴线X-X'的不同半径布置。更具体地，包括下游凸缘36的隔离圈的下游区域40a从下游钩部31b径向地向内(朝轴线X-X')悬臂。
通常，图1、2和4所示的空气扩散器34环绕纵轴线X-X'在360°上圆周地延伸，并以与每个角度环-隔离圈组件扇区对应的方式进行扇区化。空气扩散器34旨在将冷却空气扩散在多个环角扇区16上，更具体地，扩散在所述多个环角扇区每个的外表面18b上(图1)。空气扩散器34布置在每个隔离圈角扇区31和每个环角扇区16之间。更具体地，空气扩散器34面对每个环角扇区，并且相对于轴线X-X'在环角扇区的径向外侧布置。
在所描述的实施例中，空气扩散器34布置在内部空间中，所述内部空间一方面由每个隔离圈角扇区，特别地由下游凸缘36和隔离圈部件40限定，另一方面由每个环角扇区16限定。如图1、2和4所示，空气扩散器34因此具有适于被引入到上述内部空间的通常形状，例如通常三角形。将会注意到的是，具有下游凸缘36的隔离圈部件40以及扩散器主体的各自形状可以保持彼此适配的方式一起变化。
空气扩散器34包括定位在每个环角扇区16的底座18周围的空腔34a，所述空腔被进给有例如从包括涡轮环组件10的涡轮发动机的压缩机级获取的冷却空气。空腔34a由扩散器主体的壁34b界定，所述壁面对环角扇区的外表面18b，基本平行于环角扇区定向，并且所述壁上开有通向外表面18b的多个通孔34c，以便在外表面18b上分配冷却空气(图1)。空气扩散器的通孔34c被构造为充分地靠近待冷却的面对的平行外表面18b，以便最小化由于沿径向方向的局部气流的该影响的环角扇区上的温度梯度。孔34c和面对的外表面18b之间的距离过大将产生更扩散的气流，并且因此对外表面18a的影响较小，从而产生更大的温度梯度以及因此降低的效率。
如图2所示，空气扩散器34还包括连接到扩散器主体的上游壁34d，所述上游壁通过周向地彼此间隔开并轴向地延伸的两个平行结构臂34e和34f(臂34f在图4的背景中可见)封闭空腔34a。这两个臂34e和34f旨在分别装配到图5的隔离圈扇区的轴向凹槽A2和A1内。上游壁34d形成扩散器的上游凸缘，并且由穿过其厚度的多个孔t1-t5穿过(图2)，以接收多种组件构件。该上游凸缘34d旨在抵靠每个隔离圈扇区31的端部或上游区域40b的端表面。
如已经提及的，环支撑结构14包括上游吸力板32，其具有如图2局部示出的绕纵轴线X-X'的旋转对称形状(360°)。通常，以单件制成的上游板32被布置，使得一方面与每个环角扇区16的上游支腿22直接接触(并抵靠在其上)，另一方面附接到每个隔离圈角扇区的上游端40b(该端40b相对于纵轴线X-X'，并沿径向延伸方向径向地定位在上游支腿22的外部)。该布置可以将多个环角扇区16保持在轴向位置(沿方向DA)。
更具体地，上游吸力板32相对于纵轴线X-X'以远离该轴线延伸的两个板部件(形成单一相同部件)的形式径向地延伸：(相对于轴线X-X')径向内部的第一板部件32a，其后是(相对于轴线X-X')径向外部的第二板部件32b。第一内板部件32a相对于第二外板部件32b轴向地加厚(沿方向DA)，面对隔离圈的上游端或区域40b布置所述第二外板部件32b。将会注意到的是，第二板部件32b相对于隔离圈的相对柔性的下游凸缘36轴向地加厚，从而以通常方式为上游吸力板32的组件提供相对高的刚度。
更具体地，空气扩散器34的上游壁34d***在上游板32和隔离圈30之间，并附接在这两个部件之间，从而轴向地阻挡扩散器。更具体地，上游壁34d被夹紧在一方面第二板部件32b和第一板部件32a的上部，以及另一方面隔离圈的上游端40b之间。上游壁34d在相对于轴线X-X'的其外侧上，同样地布置在上游支腿22的径向延伸方向。
如图1和4所示，在环支撑结构14的组件中，以与上游支腿22接触(并且也局部地与扩散器的上游壁34d的下部接触)的方式布置第一板部件32a。第二板部件32b本身以与扩散器的上游壁34d接触，并与后者一起附接到上游隔离圈端40b的方式布置。
多个翻边/连接构件以连接第二板部件32b(由多个通孔32c周向地穿过)、扩散器的上游壁34d和上游隔离圈端40b的方式周向地分布，使得产生上游板在隔离圈上的预夹紧。例如，图1、2和4中标记为42的这些构件为设置有螺母44的夹紧螺钉42，并且依次接合通孔32c、扩散器的上游凸缘34d的孔口t2和t5以及隔离圈扇区31的孔口O2和O3，以便通向空腔C2和C3。
以轴向销46(图1)的形式制造的多个组件构件依次接合通过第二板部件32b的多个其他通孔32d(图1)、通过扩散器的上游凸缘34d的孔t3(图2)以及通过通向壳体底部的隔离圈角扇区的孔口O1(图5)。这些销46用于相对于上游板32的切向地精确地定位扩散器34，以便面对环角扇区并面对布置在孔32d两侧上的两个孔洞(bore)更好地定位上游板32(图2)。此处，这两个孔洞是用于从扩散器供给空气的校准孔洞。
将会注意到的是，上游吸力板32在其内表面(图2)上，包括与扩散器的上游凸缘34d和每个环角扇区的上游支腿22相反定向的不相交的突出部或肋r1、r2，所述突出部或肋在t个弧形部分(角扇区)上延伸并且旨在***在上游凸缘34d的下边缘和上游支腿22的上边缘之间。这些突出部通过径向地保持扩散器补充销46的作用，使得扩散器与所涉及的环角扇区处于最佳距离并且不与其接触。
如图2和4所示，上游保持构件每个都连接每个环角扇区16的上游支腿22和上游吸力板32，并且在一端接合第一板部件32a的壳体(盲孔)(图4)。这些构件为例如以轴向销38形式制成的连接构件48。
将会注意到的是，与厚度在下游增加的隔离圈部件40相比，隔离圈扇区的减薄下游构造(在这不影响此处描述的原理情况下，隔离圈部件40可采用不同的构造)可以限制力传输到环角扇区16，所述力通过与上游板32接触的高压分配器(未示出)施加在上游板32上。
在此处以减薄支腿36的形式制造隔离圈扇区的下游减薄，所述减薄支腿因此相对于隔离圈扇区的其余部分具有一定的轴向柔性(弹性)。
此外，上游吸力板32具有高刚度/刚性，一方面是由于与其第二板部件32b相比的与环角扇区16接触的其第一板部件32a的更大厚度，另一方面是由于上游板32，特别地其第二板部件32b相对于隔离圈扇区的下游区域的更大刚度。
因此，由高压分配器施加在上游板32上的力主要由该部件吸收，并且限制了这些力到环角扇区16的传递。
上游吸力板32形成为单一旋转对称件，其可以改进管理在位于高压分配器上方的圆形空腔和环的空腔之间的轴向泄漏。此外，与扇区化板相比，这种单块板还确保了环角扇区的更好定位。
此外，通过由周向地分布在上游吸力板32(特别地第二板部件32b)和隔离圈的上游端40b之间的翻边/连接构件所引入的预夹紧确保了在环角扇区位置的轴向保持。
将会注意到的是，在环支撑结构的组件中除了上游板32、扩散器34和隔离圈30，不存在其他部件，特别地在该组件的上游区域中，其中板直接和同时抵靠扩散器(其本身抵靠隔离圈的上游区域40b)和环扇区的上游支腿布置。
尽管本说明书引用了特定的示例性实施例，但在不超出由权利要求限定的本发明通常范围的情况下，可以对这些实施例进行修改。此外，图示或提及的不同实施例的单独特征可以在额外实施例中组合。因此，说明书和附图应当被认为是说明性而非限制性的。

Claims (15)

1.一种环绕纵轴线(X-X')延伸的涡轮环组件(10)，流体旨在沿所述纵轴线从上游流向下游，所述涡轮环组件包括：
-由以形成涡轮环的方式周向布置的陶瓷基复合材料制成的多个环角扇区(16)，每个环角扇区(16)包括底座(18)，上游支腿(22)和下游支腿(24)从所述底座径向延伸，沿纵轴线的延伸方向轴向地彼此间隔开，
-环支撑结构(14)，其包括：
隔离圈(30)，所述隔离圈环绕所述多个环角扇区(16)周向地延伸并且包括一个或多个下游凸缘(36)，使得每个环角扇区的下游支腿(24)抵靠隔离圈的所述下游凸缘或一个下游凸缘(36)，
上游吸力板(32)，所述上游吸力板环绕纵轴线(X-X')周向地延伸，并且相对于该轴线径向地延伸，使得一方面抵靠每个环角扇区的上游支腿(22)以及另一方面附接到隔离圈(30)的上游区域(40b)，所述上游区域相对于纵轴线在上游支腿(22)的外部，与每个环角扇区(16)的上游支腿(22)径向地布置成直线，
空气扩散器(34)，其布置在隔离圈(30)和每个环角扇区(16)之间，空气扩散器(34)包括附接在上游吸力板(32)和隔离圈(30)的上游区域(40b)之间的上游壁(34d)。
2.根据权利要求1所述的涡轮环组件，其中，多个翻边构件(42、44)周向地分布在上游吸力板(32)和隔离圈(30)的上游区域(40b)之间，使得在隔离圈(30)的上游区域上产生上游吸力板的预夹紧。
3.根据权利要求1或2所述的涡轮环组件，其中，上游保持构件(48)连接每个环角扇区(16)的上游支腿(22)和上游吸力板(32)。
4.根据前述权利要求之一所述的涡轮环组件，其中，下游保持构件(38)连接每个环角扇区(16)的下游支腿(24)和隔离圈(30)的所述或多个下游凸缘(36)。
5.根据前述权利要求之一所述的涡轮环组件，其中，上游吸力板(32)包括径向内部的第一板部件(32a)和径向外部的第二板部件(32)，所述第二板部件(32b)相对于纵轴线在第一板部件(32a)的延伸方向径向地延伸，第一板部件(32a)与每个环角扇区的上游支腿(22)接触，并且相对于附接到隔离圈(30)的上游区域(40b)的第二板部件(32b)轴向地加厚。
6.根据权利要求5所述的涡轮环组件，其中，第二板部件(32b)相对于隔离圈(30)的所述或每个下游凸缘(36)轴向地加厚。
7.根据前述权利要求之一所述的涡轮环组件，其中，隔离圈包括上游钩部(31a)和下游钩部(31b)，所述上游钩部和下游钩部彼此轴向地间隔开并且每个都具有指向上游或下游的相同定向，每个钩部旨在与涡轮外壳的相反定向的对应钩部配合，用于将隔离圈钩到其上。
8.根据权利要求7所述的涡轮环组件，其中，隔离圈(30)的上游钩部(31a)和下游钩部(31b)向下游定向。
9.根据权利要求7或8所述的涡轮环组件，其中，隔离圈(30)包括下游区域(40a)，所述下游区域包括所述或多个下游凸缘(36)，并且沿纵轴线的方向从隔离圈(30)的下游钩部(31b)径向地向内悬臂。
10.根据前述权利要求之一所述的涡轮环组件，其中，隔离圈(30)的所述或多个下游凸缘(36)从所述或多个下游凸缘的底座(36a)朝多个环角扇区(16)径向地延伸，并且隔离圈(30)包括从所述或多个下游凸缘的底座(36a)轴向地延伸到隔离圈(30)的上游区域的部件(40)，所述部件具有沿朝该上游区域的方向增加的径向尺寸，使得隔离圈(30)的该部件(40)具有沿轴向横截面的通常三角形状。
11.根据权利要求10所述的涡轮环组件，其中，通常三角形状的隔离圈部件(40)包括彼此相邻地周向布置的多个连续区段(C1-C3)。
12.根据前述权利要求之一所述的涡轮环组件，其中，空气扩散器(34)包括壁(34b)，所述壁被布置成面对角扇区并且由多个通孔(34c)穿过，用于使冷却空气通过并且用于在面对的环角扇区(16)上分配冷却气流。
13.根据权利要求12所述的涡轮环组件，其中，由多个通孔(34c)穿过的扩散器的壁(34b)布置在足够接近该面对的环角扇区(16)的距离处，使得在该面对的角扇区上的温度梯度最小化。
14.根据权利要求1至13之一所述的涡轮环组件，其中，空气扩散器(34)布置在内部空间中，所述内部空间一方面由隔离圈(30)界定，另一方面由每个环角扇区(16)界定，空气扩散器具有适用于被引入到内部空间的通常形状，特别地为三角形。
15.一种涡轮机，包括根据权利要求1至14之一所述的涡轮环组件。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4303371A (en) * 1978-06-05 1981-12-01 General Electric Company Shroud support with impingement baffle
US6997673B2 (en) * 2003-12-11 2006-02-14 Honeywell International, Inc. Gas turbine high temperature turbine blade outer air seal assembly
FR2869944B1 (fr) * 2004-05-04 2006-08-11 Snecma Moteurs Sa Dispositif de refroidissement pour anneau fixe de turbine a gaz
US9874104B2 (en) * 2015-02-27 2018-01-23 General Electric Company Method and system for a ceramic matrix composite shroud hanger assembly
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