CN117098908A

CN117098908A - 用于涡轮机的涡轮环组件

Info

Publication number: CN117098908A
Application number: CN202280024892.1A
Authority: CN
Inventors: C·贾罗塞; 奥勒列恩·盖拉德; 帕斯卡尔·塞德里克·塔巴林; 阿瑟·保罗·加布里埃尔·尼姆豪瑟尔; 克莱门特·埃米尔·安德烈·卡森
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2021-03-30
Filing date: 2022-03-25
Publication date: 2023-11-21
Also published as: EP4314493A1; WO2022208007A1; US20240068376A1; FR3121469A1; FR3121469B1

Abstract

本发明涉及一种涡轮环组件(1)，该涡轮环组件包括：由陶瓷基复合材料制成的环扇形件(40)，每个环扇形件包括第一附接凸片和第二附接凸片(42，43)以及用于使空气流流通的空腔(30)；金属支撑件(5)，该金属支撑件包括第一凸缘(52)和第二凸缘(53)，该第二凸缘在上游轴向地支承抵靠第二凸片(43)；被布置在第一凸缘的上游的第一金属护罩(56)，该第一金属护罩包括在下游轴向地支承抵靠第一凸片(42)的内周边(561)和附接到第一凸缘(52)的外周边(562)；以及形成在第一护罩(56)的内周边和/或第二凸缘中的空气通道孔口(9a，9b)，这些孔口被构造成确保空气流从所述腔穿过到组件(1)的外部。

Description

用于涡轮机的涡轮环组件

技术领域

本发明涉及涡轮机的技术领域，尤其涉及用于飞行器的涡轮机的技术领域。更具体地，本发明涉及一种用于涡轮机的涡轮环组件，该涡轮环组件包括陶瓷基复合材料的多个环扇形件以及涡轮环的环形金属支撑件。

背景技术

现有技术特别地包括文献EP-A1-3865682、FR-A1-3056632、EP-A1-3173583、US-A1-2018/051591、EP-A1-3115559和US-A1-2018/073391。

一般而言，涡轮机(特别是用于飞行器的涡轮机)从上游到下游包括风扇、低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮。

涡轮机的高压涡轮包括至少一个级，至少一个级包括由一环形排固定矫直叶片形成的涡轮定子和在涡轮定子的下游可旋转地安装在环扇形件的圆筒形或截头圆锥形组件中的叶轮，环扇形件沿周向端部对端部地布置并且形成涡轮环。在所有金属的涡轮环组件的情况下，需要对环组件的所有元件进行冷却，特别是对经受最热气流的涡轮环进行冷却。由于所使用的冷却气流从发动机的主气流中收集，则这种冷却对发动机性能有重大影响。此外，用于涡轮环的金属的使用限制了在涡轮处增加温度的可能性，这将使得能够改进航空发动机的性能。

为了解决这些问题，决定由陶瓷基复合(CMC)材料制造涡轮环扇形件，并且不再需要使用金属材料。

CMC材料具有良好的机械性能，从而使得该陶瓷基复合材料适合用作结构元件，并且该陶瓷基复合材料在高温下保持这些性能。因此，CMC材料的使用能够减少在运行期间所需的冷却气流，从而提高涡轮机的性能。此外，CMC材料的使用具有减少涡轮机的重量和减少金属部件所遇到的热膨胀效应的优点。涡轮环的由CMC材料制成的每个扇形件装配有由环组件和涡轮环的环形支撑件的金属材料制成的附接元件，并且这些金属附接元件也经受热气流。结果，通过减少涡轮环的运行冷却气流，与涡轮环接触的金属附接元件更多地暴露于热气流下。在这种情况下，经受显著机械应力的是金属附接元件。

因此，需要使用由CMC材料制成的环扇形件来改进现有的涡轮环组件，特别是通过降低在涡轮运行期间与CMC环扇形件接触的金属部件所经受的机械应力来改进现有的涡轮环组件。

发明内容

为此，本发明提出了一种用于飞行器的涡轮机的涡轮环组件，该环组件围绕轴线A延伸并且包括：

-形成涡轮环的陶瓷基复合材料的环扇形件，每个环扇形件包括分别从环扇形件的上游端部和下游端部径向向外延伸的第一附接凸片和第二附接凸片，这些第一凸片和第二凸片在第一凸片和第二凸片之间限定了用于使冷却空气流F流通的空腔，

-用于涡轮环的环形金属支撑件，该环形金属支撑件包括分别位于上游和下游的第一环形凸缘和第二环形凸缘，该第一环形凸缘和第二环形凸缘径向向内延伸并且被构造成保持每个环扇形件的第一附接凸片和第二附接凸片，所述第二凸缘相对于旨在沿着所述轴线A穿过环组件的气体流G的取向朝向上游轴向地邻接抵靠第二附接凸片，以及

-被布置在涡轮环和第一凸缘的上游的第一环形金属护罩，所述第一护罩包括朝向下游轴向地邻接抵靠第一附接凸片的内周边和附接到第一凸缘的外周边。

根据本发明，环组件还包括形成在第一护罩的内周边和/或第二凸缘中的空气通道孔口，这些空气通道孔口被构造成提供来自所述空腔的空气出口。

这种构型使得能够有效地冷却环组件的暴露于热气流下的金属元件。根据本发明的冷却***集成了第一护罩的内周边和/或第二凸缘中的孔口。更具体地，每个环扇形件的冷却空气流通空腔被供应有空气流(被称为通风和冷却空气)，该空气流来自涡轮机的环组件上游的压缩机。该空气流优选地通过第一护罩和/或第二凸缘的孔口从环扇形件中的每一个环扇形件的空腔中排出，从而吸收热量并因此冷却环组件的这些金属元件。因为在环组件的上游收集的空气流使得CMC涡轮环以及第一金属护罩和/或第二金属凸缘能够以最小流速冷却，这使得能够提高涡轮机的性能。

因此，本发明的优点是为涡轮机中的环组件提出了一种具有低成本且小总体尺寸的简单、高度可靠的设计。

根据本发明的涡轮环组件可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征被彼此独立地采用或被彼此结合地采用：

-第一护罩的孔口从上游到下游径向向外定向，和/或第二凸缘的孔口从上游到下游径向向内定向；

-第一护罩的孔口还优选地在周向方向(相对于轴线A)上定向；

-第二凸缘的孔口还优选地在周向方向(相对于轴线A)上定向；

-第一护罩的内周边包括用于邻接在第一附接凸片上的径向环形表面，并且形成在该护罩上的孔口在下游径向地通向该表面的外部；

-第二凸缘包括具有用于邻接在第二附接凸片上的径向环形表面的内周边，并且形成在该第二凸缘上的孔口在上游径向地通向该表面的外部；

-空气通道孔口围绕所述轴线A规则地间隔开；

-空气通道孔口以多个系列的孔口组合在一起，同一系列的孔口中的孔口之间的围绕所述轴线A的周向间距小于两个连续系列的孔口之间的围绕所述轴线A的周向间距；

-每个系列的孔口包括三个至十个孔口；

-孔口是圆形的和/或椭圆形的；

-空气通道孔口形成在第一护罩和第二凸缘中；

-第二凸缘包括第一部分、第二部分和介于第一部分和第二部分之间的第三部分，第一部分和第三部分由肩部分开，其中，形成在第二凸缘上的孔口在上游开口并通向肩部。

本发明还涉及一种用于飞行器的涡轮机的涡轮，该涡轮包括至少一个涡轮定子和叶轮，至少一个涡轮定子由一环形排固定矫直叶片形成，叶轮被安装成在涡轮定子的下游和根据本发明的特性之一的环组件的涡轮环的内部旋转。

形成在第一护罩上的每个系列的孔口可以位于涡轮环上游的两个连续固定叶片的两个后缘之间，和/或形成在环形支撑件的第二凸缘上的每个系列的孔口可以位于涡轮环下游的两个连续固定叶片的两个前缘之间。

本发明还涉及一种特别是用于飞行器的涡轮机，该涡轮机包括至少一个根据本发明的特性之一的涡轮环扇形件组件，或者根据本发明的涡轮。

附图说明

根据本发明的非限制性实施例的以下描述并且参照附图，其它特征及优点将显现，在附图中：

[图1]图1是根据现有技术的涡轮机的高压涡轮的局部示意性轴向横截面半视图；

[图2]图2是根据现有技术的高压涡轮的涡轮环组件的示意性透视图；

[图3]图3是根据本发明的实施例之一的涡轮环组件的示意性轴向横截面视图；

[图4]图4是根据第一实施例的图3的环组件的局部示意性透视图，其中环形支撑件的第二下游凸缘包括根据第一构型的空气通道孔口；

[图5a]图5a是图3或图4的环组件的第一护罩的上游侧的示意性透视图，该第一护罩包括根据第一构型的孔口；

[图5b]图5b是图5b的第一护罩的下游侧的示意性透视图；

[图6a]图6a是图4的第二下游凸缘的下游侧的示意性透视图，该第二下游凸缘包括根据第一构型的孔口；

[图6b]图6b是图6a的第二下游凸缘的上游侧的示意性透视图；

[图7a]图7a是环组件的上游侧的局部示意性透视图，其中第一护罩包括根据第二构型的空气通道孔口；

[图7b]图7b是图7a的环组件的下游侧的局部示意性透视图，其中第二下游凸缘包括根据第二构型的空气通道孔口；

[图8a]图8a是图7b的第二下游凸缘的上游侧的示意性透视图；

[图8b]图8b是图7b和图8a的第二下游凸缘的下游侧的示意性透视图；

[图9a]图9a是图7a的第一护罩的上游侧的示意性透视图；

[图9b]图9b是图7a和图9a的第一护罩的下游侧的示意性透视图。

具体实施方式

一般而言，在本申请中，术语“纵向”和“轴向”是指在纵向轴线的方向上延伸的结构元件的取向。该纵向轴线可以与涡轮机的发动机的旋转轴线重合。术语“径向”是指在垂直于纵向轴线的方向上延伸的结构元件的取向。术语“内”和“外”以及“内部”和“外部”用于指代相对于纵向轴线的定位。因此，沿着纵向轴线延伸的结构元件包括面向纵向轴线的内表面和与该结构元件的内表面相对的外表面。在本申请中，按照惯例，术语“上游”和“下游”是相对于涡轮机中的气体流的流通取向限定的。

涡轮机通常从上游到下游包括风扇、低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮。

更具体地，图1示出了涡轮机10的一部分，该涡轮机沿着纵向轴线X延伸，并且从上游到下游包括燃烧室1a、高压(HP)涡轮1b和低压(BP)涡轮1c。涡轮1b、1c中的一个的每个级包括以已知方式交替布置的一环形排导向或固定矫直叶片20、20’和叶轮3。HP涡轮1b的一环形排固定叶片20形成涡轮定子2。叶轮3(或转子)在涡轮定子2的下游可旋转地安装在根据现有技术构型的圆筒形或截头圆锥形组件1中。

组件1包括多个环扇形件40，多个环扇形件沿周向端部对端部地布置并且形成围封叶轮3的涡轮环4。涡轮环4通过环形支撑件5悬挂在涡轮壳体6上。组件1的该环形支撑件5在其内周边处包括分别位于上游和下游的第一环形径向凸缘52和第二环形径向凸缘53，第一环形径向凸缘和第二环形径向凸缘通过圆筒形部分51彼此连接。

环形支撑件5还包括相对于轴线X向上游和向外延伸的截头圆锥形(图1)或环形(图2)部分54。该部分54一方面在其径向内端部处连接到圆筒形部分51，另一方面在其径向外端部处连接到径向外环形凸缘55，该径向外环形凸缘用于附接到涡轮壳体6的相应的环形凸缘65。环形支撑件5的部分54限定了腔室1a的具有截头圆锥形壁58的环形围封件50。通过截头圆锥形壁58中的穿孔58a向围封件50供应通风和冷却空气。穿孔52a形成在环形支撑件5的第一凸缘52中，以在围封件50和每个环扇形件40的冷却空气流通空腔30之间建立流体连通。该空腔30在外部由环形支撑件的壁51界定。箭头F表示特别地来自涡轮机10的向燃烧室1a供应空气的压缩机(未示出)的冷却空气流的流动取向。

在环扇形件4的上游端部和下游端部处，该环扇形件包括用于分别附接到环形支撑件5的第一凸缘52和第二凸缘53上的第一附接凸片42和第二附接凸片43。

参照图2更详细地描述涡轮组件1，图2示出了根据现有技术的另一种构型的涡轮组件的径向横截面的半视图。图2的涡轮组件1可以装配在图1的涡轮机10中。

因此，环组件1围绕纵向轴线A延伸，该轴线A大体上平行于涡轮机10的轴线X。箭头DA表示涡轮环4的轴向方向，而箭头DR表示涡轮环4的径向方向。为了简化示图，图2是涡轮环4的局部视图，该涡轮环实际上是完整的环。箭头G表示涡轮1b中的气体流的流动取向。

每个环扇形件40在由轴向方向DA和径向方向DR限定的平面中具有大体上呈倒希腊字母“Pi”(π)形状的横截面。该横截面包括环形底座41以及第一径向附接凸片42和第二径向附接凸片43。环扇形件的截面可以具有除了“π”之外的形状，例如“K”或“O”形状。环形底座41在环4的方向DR上包括彼此相对的内表面41a和外表面41b。环形底座41的内表面41a可以涂覆有耐磨材料层44，以限定用于涡轮中的气体流的流动管道。

第一附接凸片42和第二附接凸片43分别从每个环扇形件的上游端部421a和下游端部421b径向向外延伸。在图2所示的示例中，第一凸片42和第二凸片43从每个环扇形件40的环形底座41的外表面41b以及上游端部421a和下游端部421b向外(在方向DR上)突出。第一凸片42和第二凸片43在环扇形件40的整个宽度上延伸，即在由环扇形件40描述的圆的整个圆弧上延伸，或者在环扇形件40的整个圆周长度上延伸。

如上所述，固定到涡轮壳体6的环形支撑件5包括：

-中心圆筒形部分51，该中心圆筒形部分在方向DA上延伸，并且在中心圆筒形部分和涡轮环附接在一起时具有与涡轮环4的轴线A重合的旋转轴线，

-分别位于上游和下游的第一环形凸缘52和第二环形凸缘53，第一凸缘52和第二凸缘53从部分51的内表面51a径向向内(相对于方向DR)延伸。

第一凸缘52包括第一自由端部524和第二相对端部525，第二相对端部525被连接到部分51的内表面51a。

第二凸缘53包括第一部分531、第二部分532和介于第一部分531和第二部分532之间的第三部分533。第一部分531和第三部分533可以形成第二凸缘53的内周边(相对于方向DR)，并且第二部分532可以形成第二凸缘53的外周边(相对于方向DR)。第一部分534包括第一自由端部534，第二部分532包括被连接到部分51的内表面51a上的第二端部535。第一部分531在第一端部534和第三部分533之间延伸，第二部分532在第三部分533和第二端部535之间延伸。第一部分531和第三部分533由肩部537分开。在图2所示的示例中，第一部分531的内周边(特别是第一部分531的径向环形表面536)与涡轮环4的第二附接凸片43接触。第一部分531和第三部分533的厚度大于第二部分532的厚度，以与特别地包括第一凸缘52的上游部分相比为第二凸缘53提供更大的刚性，从而在直线型邻接的情况下减少环的轴向泄漏。

参照图2，除了第一环形护罩56之外，组件1还包括第二环形护罩57。两个护罩56、57被可移除地附接到环形支撑件5的第一凸缘52。第一护罩56和第二护罩57相对于涡轮中的气体流的流动取向G布置在涡轮环1的上游。第一护罩56被布置在第二凸缘57的下游。第一护罩56是一体件，而第二护罩57可以被分成多个环形扇区的第二护罩57或者可以是一体件。

第一护罩56具有第一自由端部564和第二端部565，该第二端部被可移除地附接到环形支撑件5，更具体地，被可移除地附接到第一凸缘52。此外，第一凸缘52具有形成内周边561(相对于方向DR)的第一部分和形成外周边562(相对于方向DR)的第二部分。内周边561在第一端部564和外周边562之间延伸，外周边562在内周边561和第二端部565之间延伸。当安装环组件1时，第一护罩56的内周边561(特别是第一护罩56的径向环形表面566)支承抵靠环扇形件40中的每一个的第一附接凸片42，并且外周边562支承抵靠第一凸缘52的至少一部分。

第二护罩57具有第一自由端部574和第二端部575，该第二端部与第一端部574相对并且与圆筒形部分51接触。第二护罩57的第二端部575也被可移除地固定到环形支撑件5，更具体地，被可移除地固定到第一凸缘52。第二护罩57还包括形成内周边571的第一部分和形成外周边572的第二部分。内周边571在第一端部574和外周边572之间延伸，外周边572在内周边571和第二端部575之间延伸。

第一护罩56和第二护罩57被成形为具有彼此间隔开的内周边561、571和彼此接触的外周边562、572，两个护罩56、57借助于附接螺钉82和螺母83可移除地附接到第一凸缘52，螺钉82穿过分别设置在两个护罩56、57的外周边572和562中和第一凸缘52中的孔口570、560和520。

为了将环扇形件40以及因此涡轮环4与环形支撑件5保持就位，对于每个环扇形件40，环组件1包括与第一附接凸片42和第一护罩56配合的两个第一轴向销84(相对于方向DA)以及与第二附接凸片57和第二凸缘53配合的两个第二轴向销86(相对于方向DA)。对于每个对应的环扇形件40，第一护罩56的内周边561包括用于容纳两个第一销84的孔口，并且第二凸缘53的第三部分533包括被构造成容纳两个第二销86的孔口。对于每个环扇形件40，第一附接凸片42和第二附接凸片43中的每一个包括被构造成容纳第一销84和第二销56的孔口。

环形支撑件5还包括径向销88(相对于方向DR)，该径向销使得环4能够以确定的方式被压在较低的径向位置，即被压向管道。轴向销84、86和环上的孔之间存在间隙，以补偿金属和CMC元件之间的在加热时发生的差异膨胀。径向销88在方向DR上与形成在环形支撑件5的圆筒形部分51中的孔口配合。

如先前参照图1所述，来自涡轮机的压缩机的空气在燃烧室1a的上游被收集，并且(经由穿孔58a、52a)进入每个环扇形件40的冷却空气流通空腔30。因此，该空腔30向所有的环扇形件40供应空气流F，并且使所有的环扇形件冷却。

涡轮环4的每个环扇形件40由陶瓷基复合材料(CMC)材料制成，而环形支撑件5的第一凸缘52和第二凸缘53以及第一护罩56和第二护罩由金属材料制成。图2中的涡轮环组件1的这种布置具有上述背景技术中提到的许多缺点，特别是暴露于涡轮的热气流下的第一金属护罩56和/或第二金属凸缘53产生机械应力和脆化的风险。

本发明的涡轮环组件1也可以适合于安装在图1所示的涡轮机10中。图3至图9b示出了根据本发明的组件1的多个实施例。

根据本发明的涡轮组件1包括如上文参照图2所述的由CMC材料制成的环扇形件40、金属环形支撑件5以及第一金属护罩56和第二金属护罩57。根据本发明的涡轮组件1与根据现有技术(图2)的涡轮组件1的区别在于空气通道孔口9a、9b的存在，空气通道孔口形成在环形支撑件5的第一护罩56和/或第二凸缘53中。这些孔口9a、9b使得空气流F能够从每个环扇形件40的冷却空腔30穿过到涡轮环组件1的外部(图3)。因此，根据本发明的组件1的这种布置使得能够以空气流(来自空腔30)的最小流速对第一护罩56和/或第二凸缘52进行冷却，和/或使得能够防止管道气体朝向第一附接凸片42和第二附接凸片43的重新引入。

更具体地，图3至图6b示出了根据本发明的涡轮环组件1的第一实施例。

在图3中，空气通道孔口9a形成在第一护罩56中，并且空气通道孔口9b形成在第二凸缘53中。在第一变型(未示出)中，孔口9a可以仅形成在第一护罩56中。在第二变型(未示出)中，孔口9b可以仅形成在第二凸缘53中。

特别地，孔口9a形成在第一护罩56的内周边561中。孔口9a可以在环组件的周向方向(相对于轴线A)上定向。在图3所示的示例中，这些孔口9a从上游到下游径向向外(相对于轴线A或方向DA)定向。孔口9a特别地在下游和用于邻接在第一附接凸片42上的径向环形表面566的径向外部开口。这使得能够将空气流F从空腔30引导朝向环扇形件40上游的涡轮定子2。

第二凸缘53中的孔口9b优选地形成在第二凸缘53的第三部分533中。孔口9b可以在环组件的周向方向(相对于轴线A)上定向。在图3所示的示例中，这些孔口9b从上游到下游径向向内(相对于轴线A或方向DR)定向。孔口9b特别地在下游和用于邻接在第二附接凸片43上的径向环形表面536的径向外部开口。这也使得能够将空气流F从空腔30引导朝向环扇形件40下游的涡轮定子2。在该示例中，孔口9b在上游开口并且通向第二凸缘53的肩部537。替代地(未示出)，孔口9b可以在上游开口并且通向第三部分533的径向环形表面538，该表面538不邻接在涡轮环4的第二附接凸片43上。

根据该第一实施例，形成在第一护罩56中的孔口9a围绕轴线A均匀地间隔开，如图5a和图5b所示。形成在第二凸缘53中的孔口9b也围绕轴线A均匀地间隔开，如图4、图6a和图6b所示。

孔口9a、9b可以是圆形的和/或椭圆形的。

对于每个环扇形件40，孔口9a、9b可以是三个至十个。在图5a至图6b所示的示例中，每个环扇形件40有五个孔口9a、9b。

图7a至图9b示出了根据本发明的涡轮环组件1的第二实施例。

第二实施例的涡轮环组件1与第一实施例的涡轮环组件1的区别在于，空气通道孔口被布置在环形支撑件5的第一护罩56和/或第二凸缘53中。

根据第二实施例，空气通道孔口9a、9b以每个环扇形件40的多个系列的孔口组合在一起。每个系列的孔口9a可以形成在第一护罩56上，如图7a、图9a和图9b所示，和/或每个系列的孔口9b可以形成在第二凸缘53上，如图7b、图8a和图8b所示。特别地，同一系列的孔口9a、9b中的孔口9a、9b之间的围绕轴线A的周向间距小于两个连续系列的孔口9a、9b之间的围绕轴线A的周向间距。周向间距是指两个连续的孔口或具有相似轮廓的两个连续系列的孔口之间的相对于轴线A周向测量的距离。

在图7a和图7b所示的示例中，每个系列的孔口9a位于第一护罩56上，特别是位于第一护罩56的第一预定区域Za上。

图7b示出了位于第二凸缘53上，特别是位于第二凸缘53的第二预定区域Zb上的一系列的孔口9b。每个系列的孔口9a、9b在预定区域Za、Zb中的位置可以是恒定的或可变的，这取决于涡轮环4和环形支撑件5的尺寸。优选地，每个系列的孔口9a、9b位于气体流G的流动管道中的静压力最高的区域Za、Zb中。

每个系列的孔口9a、9b可以包括三个至十个孔口。在所示的示例中，每个系列的孔口9a、9b包括五个孔口9b。

本发明还涉及一种涡轮(特别是HP涡轮1b)，该涡轮包括至少一个涡轮定子2、2’和叶轮3，至少一个涡轮定子由一环形排固定叶片20、20’形成。叶轮3可旋转地安装在涡轮定子2的下游和根据本发明的环组件1的涡轮环4的内部。

当涡轮机10包括单个环形排固定叶片时(图1)，位于环扇形件40上游的叶片20形成在HP涡轮定子2上，位于环扇形件40下游的叶片20’形成在BP涡轮定子2’上。替代地，当涡轮机10包括多个HP涡轮定子时，位于环扇形件40下游的叶片20’形成在BP涡轮定子2’上和/或HP涡轮定子2上。作为示例(未示出)，形成在第一护罩56上的第一系列的孔口9a位于环扇形件40上游的两个连续叶片20的后缘22之间，并且对应于第一区域Za。形成在第二凸缘53上的第二系列的孔口9b位于环扇形件40下游的两个连续叶片20’的前缘21之间，并且对应于第二区域Zb。该环组件1使得能够获得孔口9a、9b相对于环扇形件40上游和下游的叶片20、20’的定位的特定切向定位。这种布置使得能够限制管道气体朝向环组件1(特别是朝向环形支撑件5的第一金属护罩56、第二金属凸缘53以及还朝向第一附接凸片42和第二附接凸片43)的重新引入。这是因为通过两个连续叶片的后缘或前缘之间的气体流G较少受到干扰(涡流很少或没有)，因此包括比通过同一叶片的前缘和后缘之间的气体流G更高的静压力。因此，在冷却第一护罩56和/或第二凸缘53的同时，将孔口9a、9b布置在未受干扰的气体流的路径上使得空气流F能够快速地且不受阻碍地从组件1中排出。

本发明还涉及一种特别是用于飞行器的涡轮机10，该涡轮机包括根据本发明的至少一个涡轮环组件1。涡轮机可以是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。

Claims

1.一种用于飞行器的涡轮机(10)的涡轮环组件(1)，所述环组件(1)围绕轴线(A)延伸并且包括：

-形成涡轮环(4)的由陶瓷基复合材料制成的环扇形件(40)，每个环扇形件(40)包括分别从所述环扇形件(40)的上游端部和下游端部(421a，421b)径向向外延伸的第一附接凸片和第二附接凸片(42，43)，这些第一凸片和第二凸片(42，43)在所述第一凸片和所述第二凸片之间限定了用于使冷却空气流(F)流通的空腔(30)，

-用于所述涡轮环(4)的环形金属支撑件(5)，所述环形金属支撑件包括分别位于上游和下游的第一环形凸缘和第二环形凸缘(52，53)，所述第一环形凸缘和第二环形凸缘径向向内延伸并且被构造成分别保持每个环扇形件(40)的所述第一附接凸片和所述第二附接凸片(42，43)，所述第二凸缘(53)相对于旨在沿着所述轴线(A)穿过所述环组件(1)的气体流(G)的取向朝向上游轴向地邻接抵靠所述第二附接凸片(43)，以及

-被布置在所述涡轮环(4)和所述第一凸缘(52)的上游的第一环形金属护罩(56)，所述第一护罩(56)包括朝向下游轴向地邻接抵靠所述第一附接凸片(42)的内周边(561)和附接到所述第一凸缘(52)的外周边(562)，

其特征在于，所述环组件(1)还包括形成在所述第一护罩(56)的内周边和/或所述第二凸缘(53)中的空气通道孔口(9a，9b)，这些空气通道孔口(9a，9b)被构造成提供来自所述空腔(30)的空气出口。

2.根据权利要求1所述的环组件，其特征在于，所述第一护罩(56)的孔口(9a)从上游到下游径向向外定向，和/或所述第二凸缘(53)的孔口(9b)从上游到下游径向向内定向；所述孔口(9a，9b)还优选地在周向方向上定向。

3.根据权利要求1或2所述的环组件，其特征在于，所述第一护罩(56)的内周边(561)包括用于邻接在所述第一附接凸片(42)上的径向环形表面(566)，并且形成在该护罩(56)上的孔口(9a)在下游径向地通向该表面(566)的外部。

4.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述第二凸缘(53)包括具有用于邻接在所述第二附接凸片(43)上的径向环形表面(536)的内周边，并且形成在该第二凸缘(53)上的孔口(9b)在上游径向地通向该表面(536)的外部。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的环组件，其特征在于，所述空气通道孔口(9a，9b)围绕所述轴线(A)规则地间隔开。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的环组件，其特征在于，所述空气通道孔口(9a，9b)通过多个系列的孔口组合在一起，同一系列的孔口中的孔口之间的围绕所述轴线(A)的周向间距小于两个连续系列的孔口之间的围绕所述轴线(A)的周向间距。

7.根据前一项权利要求所述的环组件，其特征在于，每个系列的孔口包括三个至十个孔口(9a，9b)。

8.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述孔口(9a，9b)的形状是圆形和/或椭圆形。

9.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述空气通道孔口(9a，9b)形成在所述第一护罩(56)和所述第二凸缘(53)中。

10.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述第二凸缘(53)包括第一部分(531)、第二部分(532)和介于所述第一部分和所述第二部分(531，532)之间的第三部分(533)，所述第一部分和所述第三部分(531，533)由肩部(537)分开，其中，形成在所述第二凸缘(53)上的孔口(9b)在上游开口并通向所述肩部(537)。

11.一种用于飞行器的涡轮机(10)的涡轮(1b)，所述涡轮包括至少一个涡轮定子(2，2’)和叶轮(3)，所述至少一个涡轮定子由一环形排固定矫直叶片(20，20’)形成，所述叶轮被安装成在所述涡轮定子(2，2’)的下游和根据权利要求1至10中任一项所述的环组件(1)的所述涡轮环(4)的内部旋转。

12.根据从属于权利要求6至10中任一项的权利要求11所述的涡轮，其特征在于，形成在所述第一护罩(56)上的每个系列的孔口(9a)位于所述涡轮环(4)上游的两个连续固定叶片(20)的两个后缘(22)之间，和/或形成在所述环形支撑件(5)的所述第二凸缘(53)上的每个系列的孔口(9b)位于所述涡轮环(4)下游的两个连续固定叶片(20’)的两个前缘(21’)之间。

13.一种涡轮机(10)，所述涡轮机包括根据权利要求1至10中任一项所述的涡轮环组件(1)或者根据权利要求11或12所述的涡轮(1b)。