CN1318736C - 具有热适应性的阻碍密封装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种用于燃气涡轮发动机的密封装置，其包括一个具有L形横截面的环形环，该L形横截面具有一个径向延伸的腿部(32)和一个轴向延伸的腿部。在轴向延伸的腿部(34)上设有多个波纹(38)以便于使其在圆周方向具有柔性，其构造成允许径向腿部和轴向腿部在圆周方向具有不同的伸长量。

Description

具有热适应性的阻碍密封装置
〔技术领域〕
本发明涉及燃气涡轮发动机，更具体地说，本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的静密封装置。
〔背景技术〕
燃气涡轮发动机包括一个向燃烧室提供压缩空气的压缩机，在燃烧室中，空气与燃料混合并燃烧而产生热的燃气。这些气体向下游流到一个或多个涡轮中，涡轮从其中吸取能量来驱动压缩机并提供有用功，例如为飞机提供动力。在涡轮风扇发动机中，其通常包括设置在核心发动机前部的风扇，高压涡轮为核心发动机的压缩机提供动力。低压涡轮设置在高压涡轮的下游来为风扇提供动力。
发动机具有经过压缩机、燃烧室和涡轮用于热的燃气的初级流动通道。此外，还具有用于其它目的的次级流动通道，例如，冷却气流、油箱增压等，以及与发动机初级流动通道隔离开的各种封闭腔。
在现有技术中，通常需要在燃气涡轮发动机的热区域内的各个位置并靠近初级流动通道的地方设置阻碍密封装置，以避免热的燃气被吸入发动机腔。典型的阻碍密封装置具有L形横截面，该横截面包括一个例如在两个静止结构之间的螺栓连接位置处用于固定密封装置的径向腿部或凸缘和一个位于流动通道附近的轴向延伸的腿部。阻碍密封装置的工作特性是，靠近流动通道的轴向腿部将在高温下进行工作，而凸缘部分则通常在较低的温度下进行工作。轴向腿部通常为一个圆筒形的凸缘，其中产生的热应力是破坏性的，并会使密封装置的轴向腿部产生翘曲或低循环疲劳破裂。
上述现有技术的密封装置的例子可以参见美国专利US5316405，US5218816和US5096376。
因此，需要一种在高温条件下具有较长使用寿命的阻碍密封装置。
〔发明内容〕
本发明就是出于这种需要来提供一种用于燃气涡轮发动机的密封装置，其包括一个具有L形横截面的环形环，该L形横截面具有一个径向延伸的腿部和一个轴向延伸的腿部。在轴向腿部上设有多个波纹以便于使其在圆周方向具有柔性，其构造成允许径向腿部和轴向腿部在圆周方向具有不同的伸长量。
本发明还提供了一种用于燃气涡轮发动机的连接组件，其包括：一个具有第一径向延伸结合面的环形的第一元件；一个具有第二径向延伸结合面的环形的第二元件；一个设置在所述第一和第二环形元件之间的环形密封装置，其特征在于：所述密封装置包括：一个与轴向延伸的腿部相连的径向延伸的腿部，其中，所述径向延伸的腿部设置在所述第一结合面和所述第二结合面之间，其中，所述轴向延伸的腿部在圆周方向设有波纹，其构造成允许径向腿部和轴向腿部在圆周方向具有不同的伸长量。
本发明以及它优于现有技术的优点可从下面结合附图所详细描述的说明书和技术方案中得出。
〔附图说明〕
在本申请文件的结论部分中特别指出了本发明的主题，并对此提出了明确的技术方案。通过结合附图对本发明的详细描述可更好地理解本发明，其中：
图1是燃气涡轮发动机的局部横截面图。
图2是本发明阻碍密封装置的局部后视图。
图3是图2沿3-3的横截面图。
图4是图3沿4-4的横截面图。
〔具体实施方式〕
如图所示，其中，在全文中，相同的标号表示相同的部件，图1是燃气涡轮发动机的局部横截面图。图中所示的特定部件只是出于示例的目的给出的，本发明可等效地应用于类似结构的其它部件中。图1示出了低压涡轮外壳12前端中的一部分，其通常为绕发动机纵向轴线(未示出)的一个环形结构。环形涡轮中间支架14贴靠着外壳12，并通过紧固装置16固定在外壳上。外壳12和涡轮中间支架14分别都具有一个基本上径向延伸的结合面，在图1中分别用标号13和15表示。外壳12具有设置在其径向内部的环形凸缘56。在图示实施例中，紧固装置16为螺母18和螺栓20。当然也可采用可将两个部件固定在一起的其它任何类型的紧固装置，例如，用铆钉(未示出)来代替螺母18和螺栓20，或者，外壳12或支架14中的一个具有内螺纹孔，螺栓20旋入到上述螺纹孔中。
大致为环形的涡轮喷嘴22从涡轮中间支架14上悬垂下来，并具有一个弧形喷嘴带54，喷嘴带54具有构成热气流动通道27的一部分边界的表面23。中空的冷却喷嘴翼形50(图1中示出了其局部)从喷嘴带54径向向内延伸。大致为环形的涡轮壳体24设置在外壳12径向向内的位置上，并具有构成热气流动通道27的一部分边界的表面25。在外壳12和涡轮壳体24之间的空间内形成一个环形空腔28，在涡轮中间支架14和涡轮喷嘴22之间的空间内形成环形空腔29。翼形50具有一个可接纳经入口(未示出)来自空腔29的冷却气流的内腔52。冷却空气在冷却了翼形50的内部之后，经出口26流出翼形50。在涡轮喷嘴22和涡轮壳体24之间存在周向间隙58。在涡轮中间支架14和外壳12之间的连接部位处设有一个环形阻碍密封装置30。该阻碍密封装置30大致是一个具有大致L形截面的圆环。阻碍密封装置30具有一个形成一个径向延伸腿部32的圆周凸缘和另一个形成一个轴向延伸腿部34的圆周凸缘。
如图2、3和4所示，其中更为详细地示出了阻碍密封装置30。在密封装置30的轴向腿部34上设有环形布置的波纹38。波纹38包括相对于径向向外的方向分别为凹形和凸形的交替波浪40和42。波纹38使轴向腿部34在周向具有柔性，从而在温度变化过程中可进行收缩和膨胀而不会发生翘曲或破裂。波纹38的数量和尺寸可进行变化来满足特定的需求。
径向腿部32具有多个通孔36，在将径向腿部32布置在结合面13和15之间时，通孔36可允许紧固装置16穿过。在径向腿部上还设有另外的孔37，该孔包括用于接纳紧固件(未示出)头部的埋头沉孔(见图3)。阻碍密封装置30可利用穿过埋头沉孔37的紧固件固定到涡轮中间支架14的螺纹孔(未示出)中。从而在不安装涡轮外壳12的情况下就可将阻碍密封装置30固定到涡轮中间支架14上，并在组装发动机的过程中将其用作定位件而使涡轮喷嘴部分22保持就位。径向腿部32还可包括一个或多个槽39，所述槽可允许冷却空气从空腔29经涡轮中间支架14上的通道(未示出)通过径向腿部32流动到涡轮外壳12中的通道(未示出)中然后到达空腔28，并对其进行测量。在图示实施例中，槽39沿径向伸长。阻碍密封装置30可通过公知的方法进行制造，并由任何可承受发动机工作温度的材料例如镍基或钴基合金制成。一种适当的材料是符合SAE标准牌号AMS5608的高温钴合金。
在工作中，燃气经热气流动通道27大致沿箭头A(图1)所示的方向流动。单独的冷却气流流入到空腔29。冷却空气流入翼形50的内腔52，将其中的热量带走，并如箭头B所示经出口26流出翼形50。用过的冷却空气经出口26沿径向流出。不受约束离开的气流会使外壳12的凸缘56过热。阻碍密封装置30的轴向腿部34形成了从出口26流出气流的一个障碍，从而促使用过的冷却气流沿径向向内离开凸缘56，并引导其经过间隙58并返回到流动通道27。本发明阻碍密封装置30的轴向腿部34上的波纹38使密封装置30在圆周方向具有柔性。在工作过程中，当轴向腿部34的温度比密封装置30的其余部分的温度高很多时，波纹38就允许密封装置30的轴向和径向腿部在圆周方向具有不同的伸长量并同时保持较低的应力水平。因此，密封装置30就不会象现有技术的结构那样具有破坏性的热应力，从而使用寿命长。
上面对用于燃气涡轮发动机的一种密封装置进行了描述，该密封装置包括一个环形的环，所述环具有L形横截面，该L形横截面具有一个径向延伸的腿部和一个轴向延伸的腿部。在轴向腿部上设有多个波纹，从而使其在圆周方向具有柔性。尽管上面是对特定实施例进行的描述，但显然，在不脱离本发明宗旨和所附技术方案的范围的情况下，本领域技术人员可做出各种的变型。

Claims (16)

1.一种用于燃气涡轮发动机的密封装置(30)，其包括：
一个周向延伸的环，所述环具有一个径向延伸的腿部(32)和一个轴向延伸的腿部，其特征在于：
所述轴向延伸的腿部(34)包括多个波纹(38)，其构造成允许径向腿部和轴向腿部在圆周方向具有不同的伸长量。
2.根据权利要求1所述的密封装置(30)，其中，所述波纹(38)包括形成于所述轴向延伸的腿部上的一个环形排列的交替的凸形和凹形波浪。
3.根据权利要求1所述的密封装置(30)，其中，所述密封装置(30)由金属合金制成。
4.根据权利要求1所述的密封装置(30)，其还包括形成于所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个孔(36)。
5.根据权利要求1所述的密封装置(30)，其还包括形成于所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个长槽(39)。
6.根据权利要求1所述的密封装置(30)，其还包括形成于所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个埋头沉孔(37)。
7.一种用于燃气涡轮发动机的连接组件，其包括：
一个具有第一径向延伸结合面的环形的第一元件；
一个具有第二径向延伸结合面的环形的第二元件；
一个设置在所述第一和第二环形元件之间的环形密封装置(30)，其特征在于：
所述密封装置(30)包括：一个与轴向延伸的腿部(34)相连的径向延伸的腿部(32)，其中，所述径向延伸的腿部(32)设置在所述第一结合面和所述第二结合面之间，其中，所述轴向延伸的腿部(34)在圆周方向设有波纹，其构造成允许径向腿部和轴向腿部在圆周方向具有不同的伸长量。
8.根据权利要求7所述的连接组件，其中，所述密封装置(30)由金属合金制成。
9.根据权利要求7所述的连接组件，其还包括形成于所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个孔(36)。
10.根据权利要求7所述的连接组件，其还包括形成于所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个长槽(39)。
11.根据权利要求7所述的连接组件，其还包括形成于所述阻碍密封装置(30)的所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个埋头沉孔(37)。
12.根据权利要求7所述的连接组件，所述第一元件包括涡轮支架(14)，所述第二元件包括设置在所述涡轮支架(14)的轴向后部的涡轮外壳(12)，该连接组件还包括：
一个设置在所述涡轮支架(14)的径向内侧的环形涡轮喷嘴(22)，所述涡轮喷嘴(22)包括一个中空的翼形和一个弧形带(54)，所述带(54)具有一个形成于其上的出口(26)；
一个环形涡轮壳体(24)，该涡轮壳体具有形成气体流动通道的表面，所述涡轮壳体(24)设置在所述涡轮外壳(12)的径向内侧，从而在所述涡轮外壳(12)和所述涡轮壳体(24)之间形成一个环形空腔，并在所述涡轮壳体(24)和所述涡轮喷嘴(22)之间形成周向延伸的间隙(58)，所述间隙(58)与所述流动通道和所述环形空腔流体连通；其中，
所述环形密封装置包括一个设置在所述涡轮支架(14)和所述涡轮外壳(12)之间的环形阻碍密封装置(30)，所述阻碍密封装置(30)的轴向延伸的腿部(34)设置成可改变从所述出口(26)流出的流体的流动方向，并且，所述轴向延伸的腿部(34)包括环形排列的波纹(38)。
13.根据权利要求12所述的连接组件，其中，所述阻碍密封装置(30)由金属合金制成。
14.根据权利要求12所述的连接组件，其还包括形成于所述阻碍密封装置(30)的所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个孔(36)。
15.根据权利要求12所述的连接组件，其还包括形成于所述阻碍密封装置(30)的所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个长槽(39)。
16.根据权利要求12所述的连接组件，其还包括形成于所述阻碍密封装置(30)的所述径向延伸的腿部(32)上并贯穿该腿部的多个埋头沉孔(37)。
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Families Citing this family (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7562880B2 (en) * 2004-02-09 2009-07-21 Siemens Energy, Inc. Seal usable between thermally movable components
FR2868125B1 (fr) * 2004-03-26 2006-07-21 Snecma Moteurs Sa Turbomachine comprenant deux sous-ensembles assembles sous contrainte axiale
FR2899281B1 (fr) * 2006-03-30 2012-08-10 Snecma Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine d'une turbomachine
US20080025838A1 (en) * 2006-07-25 2008-01-31 Siemens Power Generation, Inc. Ring seal for a turbine engine
CN104814983A (zh) 2006-12-19 2015-08-05 巴斯夫欧洲公司 用于预防和/或治疗变形链球菌群引起的龋的用途和方法
US20090096174A1 (en) * 2007-02-28 2009-04-16 United Technologies Corporation Blade outer air seal for a gas turbine engine
US8439639B2 (en) * 2008-02-24 2013-05-14 United Technologies Corporation Filter system for blade outer air seal
US8312729B2 (en) * 2009-09-21 2012-11-20 Honeywell International Inc. Flow discouraging systems and gas turbine engines
US9482107B2 (en) * 2009-09-28 2016-11-01 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine nozzle arrangement and gas turbine
US8500392B2 (en) * 2009-10-01 2013-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing for vane segments
US8690527B2 (en) 2010-06-30 2014-04-08 Honeywell International Inc. Flow discouraging systems and gas turbine engines
US20120263580A1 (en) * 2011-04-14 2012-10-18 General Electric Company Flexible seal for turbine engine
DE102012201050B4 (de) * 2012-01-25 2017-11-30 MTU Aero Engines AG Dichtungsanordnung, Verfahren sowie Strömungsmaschine
US9309775B2 (en) 2012-05-21 2016-04-12 United Technologies Corporation Rotational debris discourager for gas turbine engine bearing
US9541006B2 (en) * 2012-12-29 2017-01-10 United Technologies Corporation Inter-module flow discourager
US9903216B2 (en) 2012-12-29 2018-02-27 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
US9845695B2 (en) 2012-12-29 2017-12-19 United Technologies Corporation Gas turbine seal assembly and seal support
WO2014123965A1 (en) * 2013-02-07 2014-08-14 United Technologies Corporation Low leakage multi-directional interface for a gas turbine engine
ES2710435T3 (es) 2013-03-13 2019-04-25 Novozymes As Nuevas cepas de Lactobacillus y sus usos
US10208622B2 (en) 2013-10-09 2019-02-19 United Technologies Corporation Spacer for power turbine inlet heat shield
EP3102793B1 (en) * 2014-01-24 2019-07-10 United Technologies Corporation Toggle seal for a rim seal of a rotor assembly
CN104389645A (zh) * 2014-11-15 2015-03-04 哈尔滨广瀚燃气轮机有限公司 一种新型涡轮机高温热膨胀补偿静子密封结构
CN104791103B (zh) * 2015-03-27 2018-09-14 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机静-静腔室间的密封结构
US10041366B2 (en) * 2015-04-22 2018-08-07 United Technologies Corporation Seal
EP3181827B1 (de) * 2015-12-15 2021-03-03 MTU Aero Engines GmbH Turbomaschinen-bauteilverbindung
US10202863B2 (en) 2016-05-23 2019-02-12 United Technologies Corporation Seal ring for gas turbine engines
US9708922B1 (en) 2016-05-23 2017-07-18 United Technologies Corporation Seal ring for gas turbine engines
US20180045218A1 (en) * 2016-08-11 2018-02-15 United Technologies Corporation Shim for gas turbine engine
US10359117B2 (en) * 2017-03-06 2019-07-23 General Electric Company Aspirating face seal with non-coiled retraction springs
US10570760B2 (en) * 2017-04-13 2020-02-25 General Electric Company Turbine nozzle with CMC aft band
US10458267B2 (en) 2017-09-20 2019-10-29 General Electric Company Seal assembly for counter rotating turbine assembly
US10711629B2 (en) 2017-09-20 2020-07-14 Generl Electric Company Method of clearance control for an interdigitated turbine engine
US11021962B2 (en) * 2018-08-22 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Turbulent air reducer for a gas turbine engine
CN109139136B (zh) * 2018-09-25 2024-03-22 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种汽轮机倒车汽缸进汽管固定结构
US11428124B2 (en) * 2018-11-21 2022-08-30 Raytheon Technologies Corporation Flange stress-reduction features
US11125093B2 (en) * 2019-10-22 2021-09-21 Raytheon Technologies Corporation Vane with L-shaped seal
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
US20240151152A1 (en) * 2022-11-08 2024-05-09 Raytheon Technologies Corporation Seal for gas turbine engine

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4883405A (en) * 1987-11-13 1989-11-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine nozzle mounting arrangement
US5211536A (en) * 1991-05-13 1993-05-18 General Electric Company Boltless turbine nozzle/stationary seal mounting
DE19912135A1 (de) * 1998-05-20 1999-12-09 Freudenberg Carl Fa Wellendichtring
US6315301B1 (en) * 1998-03-02 2001-11-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal apparatus for rotary machines

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3720419A (en) * 1971-01-21 1973-03-13 Westinghouse Electric Corp Fabricated labyrinth seal structure
CA1063139A (en) 1976-03-09 1979-09-25 Westinghouse Electric Corporation Variable radius springback wavy seal
US4309145A (en) * 1978-10-30 1982-01-05 General Electric Company Cooling air seal
US4285633A (en) * 1979-10-26 1981-08-25 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Broad spectrum vibration damper assembly fixed stator vanes of axial flow compressor
DE2946324A1 (de) 1979-11-16 1981-06-04 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Spaltabdichteinrichtung fuer eine schubstrahlablenkvorrichtung
US4304522A (en) * 1980-01-15 1981-12-08 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Turbine bearing support
US4548427A (en) * 1981-08-24 1985-10-22 Umc Industries, Inc. Strain accommodating fluid conduit assembly and fitting therefor
US4662658A (en) * 1984-06-04 1987-05-05 General Electric Company Seal
FR2596115A1 (fr) * 1986-03-21 1987-09-25 Rolls Royce Perfectionnement aux moyens de retenue
US4979755A (en) * 1988-02-18 1990-12-25 Westinghouse Electric Corp. Flow dams in labyrinth seals to improve rotor stability
US5096376A (en) 1990-08-29 1992-03-17 General Electric Company Low windage corrugated seal facing strip
US5090865A (en) * 1990-10-22 1992-02-25 General Electric Company Windage shield
US5361577A (en) * 1991-07-15 1994-11-08 General Electric Company Spring loaded cross-fire tube
US5218816A (en) 1992-01-28 1993-06-15 General Electric Company Seal exit flow discourager
US5259725A (en) * 1992-10-19 1993-11-09 General Electric Company Gas turbine engine and method of assembling same
US5316405A (en) 1992-10-29 1994-05-31 Josif Atanasoski Cyclone seal expansion joint
US5749218A (en) * 1993-12-17 1998-05-12 General Electric Co. Wear reduction kit for gas turbine combustors
US5513955A (en) * 1994-12-14 1996-05-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform seal
US5709530A (en) * 1996-09-04 1998-01-20 United Technologies Corporation Gas turbine vane seal
US5868398A (en) * 1997-05-20 1999-02-09 United Technologies Corporation Gas turbine stator vane seal
US6076835A (en) * 1997-05-21 2000-06-20 Allison Advanced Development Company Interstage van seal apparatus
US5971703A (en) * 1997-12-05 1999-10-26 Pratt & Whitney Canada Inc. Seal assembly for a gas turbine engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4883405A (en) * 1987-11-13 1989-11-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Turbine nozzle mounting arrangement
US5211536A (en) * 1991-05-13 1993-05-18 General Electric Company Boltless turbine nozzle/stationary seal mounting
US6315301B1 (en) * 1998-03-02 2001-11-13 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Seal apparatus for rotary machines
DE19912135A1 (de) * 1998-05-20 1999-12-09 Freudenberg Carl Fa Wellendichtring

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