RU2392447C2 - Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала - Google Patents
Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала Download PDFInfo
- Publication number
- RU2392447C2 RU2392447C2 RU2005117831/06A RU2005117831A RU2392447C2 RU 2392447 C2 RU2392447 C2 RU 2392447C2 RU 2005117831/06 A RU2005117831/06 A RU 2005117831/06A RU 2005117831 A RU2005117831 A RU 2005117831A RU 2392447 C2 RU2392447 C2 RU 2392447C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- metal
- nozzle apparatus
- wall
- turbine
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 75
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 20
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims abstract description 18
- 239000000919 ceramic Substances 0.000 claims abstract description 16
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 94
- 229910052751 metal Inorganic materials 0.000 claims description 94
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims description 31
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 30
- 238000005476 soldering Methods 0.000 claims description 12
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 8
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 2
- 238000000034 method Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005219 brazing Methods 0.000 abstract 1
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 28
- UQMRAFJOBWOFNS-UHFFFAOYSA-N butyl 2-(2,4-dichlorophenoxy)acetate Chemical compound CCCCOC(=O)COC1=CC=C(Cl)C=C1Cl UQMRAFJOBWOFNS-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 7
- 229910000679 solder Inorganic materials 0.000 description 5
- 230000005489 elastic deformation Effects 0.000 description 4
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N silicon carbide Chemical compound [Si+]#[C-] HBMJWWWQQXIZIP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 229910010271 silicon carbide Inorganic materials 0.000 description 2
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 230000000295 complement effect Effects 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 1
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000014759 maintenance of location Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 150000002739 metals Chemical class 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 230000001502 supplementing effect Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
- F01D9/042—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators
- F01D9/044—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators permanently, e.g. by welding, brazing, casting or the like
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D9/00—Stators
- F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
- F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
- F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
- F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
- F23R3/42—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the arrangement or form of the flame tubes or combustion chambers
- F23R3/60—Support structures; Attaching or mounting means
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2300/00—Materials; Properties thereof
- F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
- F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
- F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Турбомашина содержит кольцевую камеру сгорания с внутренней и внешней стенками, выполненными из композитного материала с керамической матрицей, и сопловой аппарат турбины высокого давления, жестко прикрепленный к заднему краю камеры сгорания. Сопловой аппарат турбины высокого давления содержит перья направляющих лопаток, расположенные между внутренней стенкой и внешней стенкой кольцевого канала течения газов, поступающих из камеры сгорания, через сопловой аппарат. Задние края внутренней и внешней стенок камеры сгорания продолжены до заднего края соплового аппарата и образуют внутреннюю стенку и внешнюю стенку кольцевого канала течения газов через сопловой аппарат. Перья направляющих лопаток выполнены из композитного материала с керамической матрицей и прикреплены методом пайки к стенкам кольцевой камеры сгорания. Изобретение позволяет упростить конструкцию турбомашины, а также снизить ее массу. 21 з.п. ф-лы, 10 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области газовых турбин, а более конкретно касается конструкции камеры сгорания, содержащей стенки, выполненные из композитного материала с керамической матрицей (Ceramic Matrix Composite - CMC). Область применения изобретения охватывает промышленные газовые турбины, а также турбореактивные или турбовинтовые авиационные двигатели.
Уровень техники
Использование материалов CMC для изготовления стенок камер сгорания газовых турбин было предложено в связи с термоконструкционными свойствами этих материалов, т.е. их способностью сохранять высокие механические свойства при высоких температурах. Действительно, повышение эффективности и сокращение выбросов загрязняющих материалов требуют использования более высоких температур сгорания.
В заявке FR 2825787 A, F23R 3/60; F23R 3/50; F02C 7/20; F01D 9/04, 13.12.2002, поданной заявителем настоящего изобретения, описана газовая турбина - ближайший аналог настоящего изобретения. В известной турбине имеется кольцевая камера сгорания из материала CMC, механически соединенная с сопловым аппаратом турбины высокого давления (входной ступенью турбины). Сопловой аппарат турбины образован направляющими (неподвижными) лопатками, каждая из которых содержит две полки, между которыми расположено перо лопатки. Полки выполнены из металла и имеют форму секторов кольца, внутренние стороны которых ограничивают канал течения газов, поступающих из камеры сгорания, через сопловой аппарат. Механическое соединение осуществлено с использованием болтового крепления задних (относительно направления течения газов сгорания) краев внутренней и внешней стенок камеры сгорания к внутренним и внешним полкам соплового аппарата турбины. Кроме того, предусмотрено механическое соединение с использованием гибких соединительных элементов, которые удерживают узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом, между внутренней и внешней оболочками металлического корпуса.
Установка соплового аппарата турбины на заднем крае камеры сгорания, а не путем непосредственного механического соединения с металлическим корпусом, как это было предусмотрено в ранее известных решениях, дает несколько преимуществ: она обеспечивает более точное выравнивание каналов течения газов на выходе из камеры сгорания и в сопловом аппарате, а также облегчает обеспечение герметичности соединения камеры сгорания с сопловым аппаратом.
Однако соединение деталей, выполненных из разных материалов (материала CMC и металла), имеющих разные коэффициенты теплового расширения, связано с определенными затруднениями. Кроме того, хотя герметичность соединения камеры сгорания с сопловым аппаратом легко может быть обеспечена, необходимо дополнительно обеспечить герметичность стыков между полками соплового аппарата, имеющими форму секторов кольца.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в разработке эффективной конфигурации соплового аппарата турбины, установленного на камере сгорания со стенками из композитного материала. Предложенная конфигурация, в частности, должна сократить количество требуемых деталей и тем самым обеспечить снижение массы и упрощение конструкции.
Для решения поставленной задачи в соответствии с изобретением предлагается тубромашина, содержащая кольцевую камеру сгорания с внутренней и внешней стенками, выполненными из композитного материала с керамической матрицей, и сопловой аппарат турбины высокого давления, жестко прикрепленный к заднему краю камеры сгорания и содержащий направляющие лопатки, перья которых расположены между внутренней стенкой и внешней стенкой кольцевого канала течения газов, поступающих из камеры сгорания, через сопловой аппарат. Сопловой аппарат выполнен из композитного материала с керамической матрицей и соединен с задним краем камеры сгорания методом пайки. Задние края внутренней и внешней стенок камеры сгорания продолжаются до заднего края соплового аппарата и образуют внутреннюю стенку и внешнюю стенку кольцевого канала течения газов, к которым методом пайки прикреплены перья лопаток соплового аппарата. Таким образом, продление внутренней и внешней стенок камеры сгорания наиболее простым образом обеспечивает герметичность канала течения газов в сопловом аппарате турбины.
Выполнение соплового аппарата турбины из материала CMC и его соединение с камерой сгорания методом пайки позволяют получить весьма значительную экономию массы по сравнению с металлическим сопловым аппаратом турбины вследствие более низкой плотности материала CMC, а также добиться оптимального разрешения проблемы соединения камеры с сопловым аппаратом.
Первые радиальные концы перьев лопаток могут быть припаяны к углублениям, предусмотренным во внутренней или во внешней стенке канала течения газов, а их вторые радиальные концы могут быть вставлены в отверстия, предусмотренные во внутренней или во внешней стенке канала течения газов, и в оптимальном варианте припаяны к указанным отверстиям.
Узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, может поддерживаться внутри металлического корпуса, содержащего внутреннюю металлическую оболочку и внешнюю металлическую оболочку, внутренними и внешними соединительными элементами, связывающими указанный узел соответственно с внутренней и с внешней оболочками.
В соответствии с первым основным вариантом осуществления изобретения соединительные элементы содержат внутренние соединительные пластины, выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внутренней металлической оболочкой, и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, и внешние соединительные пластины, выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внешней металлической оболочкой, и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины.
В оптимальном варианте вторые концы соединительных пластин жестко скреплены с внутренним или с внешним кольцевыми ободами, выполненными из композитного материала с керамической матрицей и соединенными с наружными поверхностями продолжения стенок камеры сгорания, образующими соответственно внутреннюю стенку и внешнюю стенку канала течения газов через сопловой аппарат турбины. Радиальные концы перьев, проходящие через стенки канала течения газов в сопловом аппарате, могут быть припаяны также к одному из указанных кольцевых ободов, выполненных из материала CMC.
Далее в оптимальном варианте внутренний или внешний кольцевой обод, выполненный из материала CMC, содержит часть, которая совместно с фланцем, жестко скрепленным с внутренней или с внешней металлической оболочкой, удерживает уплотнительную прокладку, обеспечивающую герметичность заднего края кольцевого пространства, расположенного между узлом, образованным камерой сгорания с сопловым аппаратом турбины, и внутренней или внешней металлической оболочкой.
Первые концы внутренних и внешних соединительных пластин могут быть прикреплены непосредственно к внутренней и к внешней металлическим оболочкам.
В соответствии с другим вариантом внутренние и внешние соединительные пластины прикреплены соответственно к внутренней металлической оболочке и к внешней металлической оболочке при помощи гибких металлических лапок. Гибкие металлические лапки могут иметь первые концы, соединенные с соединительными пластинами, выполненными из композитного материала с керамической матрицей, и вторые концы, жестко скрепленные с ободом, прикрепленным к металлической оболочке.
В соответствии со вторым основным вариантом осуществления изобретения соединительные элементы содержат внутренние и внешние металлические соединительные лапки, каждая из которых имеет первый конец, соединенный соответственно с внутренней или внешней металлической оболочкой, и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины.
Вторые концы металлических соединительных лапок могут быть жестко скреплены с разделенными на секторы внутренней и внешней металлическими полками, прикрепленными к продолжениям стенок камеры сгорания, образующими внутреннюю и внешнюю стенки канала течения газов через сопловой аппарат турбины.
Разделенные на секторы полки могут быть механически соединены с узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, при помощи винтов, проходящих через продолжения стенок камеры сгорания, образующие внутреннюю и внешнюю стенки соплового аппарата турбины, и завинченных в лопатки. Используемые винты могут быть выполнены из металла или из материала CMC.
В оптимальном варианте разделенная на секторы внутренняя или внешняя металлическая полка содержит часть, которая совместно с фланцем, жестко скрепленным с внутренней или с внешней оболочкой, удерживает уплотнительную прокладку, герметизирующую задний край кольцевого пространства, расположенного между узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, и внутренней или внешней металлической оболочкой.
При этом первые концы внутренних или внешних металлических соединительных лапок жестко скреплены с соответствующим ободом, прикрепленным соответственно к внутренней или внешней металлической оболочке.
В соответствии с полезной особенностью изобретения для предотвращения разворота соплового аппарата турбины относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек, предусмотрены средства блокировки разворота, отличные от соединительных элементов, обеспечивающие возможность избежать передачи соединительным элементам вращательных усилий, прикладываемых газовым потоком, поступающим из камеры сгорания, к перьям соплового аппарата.
Краткое описание чертежей
Настоящее изобретение станет более понятно из нижеследующего описания, не вносящего каких-либо ограничений и содержащего ссылки на прилагаемые чертежи. На чертежах:
- фиг.1 изображает в осевом разрезе часть газовой турбины по первому варианту осуществления изобретения,
- фиг.2 изображает в перспективе часть заднего края внутренней и внешней стенок камеры сгорания и их продолжений в соответствии с вариантом осуществления изобретения по фиг.1,
- фиг.3 и 4 более подробно изображают в перспективе часть соединений между узлом, состоящим из камеры сгорания и сопловым аппаратом турбины, и внутренней, и внешней металлическими оболочками в соответствии с вариантом осуществления изобретения по фиг.1,
- фиг.5 изображает в осевом разрезе, аналогичном фиг.1, другой вариант осуществления соединений между узлом, состоящим из камеры сгорания и сопловым аппаратом турбины, и внутренней, и внешней металлическими оболочками,
- фиг.6 и 7 более подробно изображают в перспективе соединительные элементы варианта осуществления изобретения по фиг.5,
- фиг.8 изображает в осевом разрезе часть газовой турбины по другому варианту осуществления изобретения,
- фиг.9 и 10 изображают в перспективе часть соединений между узлом, состоящим из камеры сгорания и сопловым аппаратом турбины, и внутренней, и внешней металлическими оболочками в соответствии с вариантом осуществления изобретения по фиг.8.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
На фиг.1 изображена в осевом разрезе часть газовой турбины, содержащей кольцевую камеру 10 сгорания, сопловой аппарат 20 турбины высокого давления (ВД), расположенный после камеры 10 сгорания и непосредственно соединенный с ней, металлический корпус, содержащий внутреннюю металлическую оболочку 30 и внешнюю металлическую оболочку 40, а также внутренние соединительные пластины 50 и внешние соединительные пластины 60, которые поддерживают узел, образованный камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20, в металлическом корпусе. Используемые в дальнейшем описании термины «перед» и «после» (а также «передний» и «задний») определены относительно направления (обозначено стрелкой F) течения газов, поступающих из камеры 10 сгорания.
Камера 10 сгорания ограничена внутренней кольцевой стенкой 12 и внешней кольцевой стенкой 13, имеющими общую ось 11, и торцевой (лобовой) стенкой 14, прикрепленной к стенкам 12 и 13. По хорошо известной технологии торцевая стенка 14 содержит несколько отверстий 14а, распределенных вокруг оси 11 и предназначенных для размещения форсунок, обеспечивающих подачу топлива и окислителя в камеру 10. Стенки 12 и 13 камеры 10 изготовлены из материала CMC, например, из композитного материала с матрицей из SiC, из которого может быть изготовлена также и торцевая стенка 14.
Сопловой аппарат 20 турбины ВД, который образует входную ступень турбины, содержит неподвижные (направляющие) лопатки, распределенные по окружности вокруг оси 11. Концы пера 21 каждой лопатки жестко прикреплены к внутренней стенке 22 и к внешней стенке 23. Внутренние стороны стенок 22, 23 ограничивают канал 24 течения газов, поступающих из камеры сгорания, через сопловой аппарат.
В соответствии с одной из особенностей изобретения сопловой аппарат 20 выполнен из материала CMC, в оптимальном варианте из того же материала, из которого выполнены стенки 12 и 13 камеры 10 сгорания, и жестко соединен с задними краями стенок 12, 13 методом пайки.
В приведенном примере стенки 22 и 23 предпочтительно являются продолжением стенок 12 и 13, образуя с ними единое целое. Как показано на фиг.2, каждое из перьев 21, выполненных из материала CMC, установлено между стенками 22, 23, причем один из двух его радиальных концов расположен в углублении или в пазе, предусмотренном в одной из стенок 22, 23, например в стенке 22. Другой радиальный конец пера вставлен в сквозное отверстие, предусмотренное в другой стенке 23. Углубления 22а и отверстия 23а имеют форму, соответствующую форме радиальных концов перьев 21. Разумеется, возможна также конфигурация, в которой несквозные углубления предусмотрены в стенке 23, а отверстия - в стенке 22.
Соединение перьев 21 со стенками 22, 23 осуществлено методом пайки. Паяное соединение может быть предусмотрено на дне углублений 22а и, возможно, по длине боковых сторон этих углублений, причем размеры углублений 22а несколько превосходят размеры концов перьев 21, вставленных в них. Паяное соединение также предусмотрено по длине боковых сторон отверстий 23а, причем размеры отверстий 23а несколько превосходят размеры концов перьев 21, вставленных в них.
Внутренняя металлическая оболочка 30 состоит из двух частей 31, 32, соединенных болтовым соединением при помощи соответствующих фланцев 31а, 32а, обращенных внутрь. Аналогичным образом внешняя металлическая оболочка 40 состоит из двух частей 41, 42, соединенных болтовым соединением при помощи соответствующих фланцев 41а, 42а, обращенных наружу. Через пространство 33, расположенное между внутренней стенкой 12 камеры 10 сгорания и внутренней оболочкой 30, а также через пространство 43, расположенное между внешней стенкой 13 камеры 10 сгорания и внешней оболочкой 40, распространяются потоки охлаждающего вторичного воздуха (обозначенные стрелками f), обтекающие камеру 10 сгорания. В стенках 12, 13 предпочтительно предусмотрены отверстия (не представлены), доходящие почти до места соединения со стенками 22, 23 и позволяющие воздуху, циркулирующему в пространствах 33, 43, образовывать охлаждающий слой вдоль внутренних поверхностей стенок 12, 13 с целью их защиты.
Узел, образованный камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20 турбины, поддерживается в металлическом корпусе внутренними и внешними соединительными элементами, которые связывают этот узел с внутренней оболочкой 30 и с внешней оболочкой 40.
В соответствии с вариантом осуществления изобретения по фиг.1, 3, 4 внутренние соединительные элементы содержат соединительные пластины 50, выполненные из материала CMC. Первым своим концом пластины 50 прикреплены к оболочке 30 при помощи резьбового соединения, причем их концевые участки 51 содержат отверстия 51а для ввода в них резьбовых шпилек 35, которые жестко соединены с оболочкой 30 и на которые навинчены гайки 35а. Вторым своим концом пластины 50 жестко соединены с внутренним кольцевым ободом 52, выполненным из материала CMC, который соединяет их друг с другом. Обод 52 предпочтительно выполнен в виде единой детали с пластинами 50. Как показано на фиг.3, обод 52 прижат к наружной поверхности внутренней стенки 22 соплового аппарата и жестко соединен с этой стенкой. Это соединение, в частности, может быть осуществлено методом пайки, с использованием вставных соединительных элементов («скрепок») или же методом сшивания.
Аналогичным образом внешние соединительные элементы содержат соединительные пластины 60, выполненные из материала CMC. Одним своим концом пластины 60 прикреплены к оболочке 40 при помощи резьбового соединения, причем их концевые участки 61 содержат отверстия 61а ввода в них резьбовых шпилек 45, которые жестко соединены с оболочкой 40 и на которые навинчены гайки 45а. Другим своим концом пластины 60 жестко соединены с внутренним кольцевым ободом 62, выполненным из материала CMC, который соединяет их друг с другом. Обод 62 прижат к наружной поверхности внешней стенки 23 соплового аппарата и жестко соединен с этой стенкой. Это соединение, в частности, может быть осуществлено методом пайки, с использованием вставных соединительных элементов («скрепок») или же методом сшивания.
В приведенном примере внутренний обод 52 и внешний обод 62 охватывают практически всю наружную поверхность стенок 22 и 23 и продолжаются практически до заднего края этих стенок. Тем не менее, припаивание ободов 52, 62 к стенкам 22, 23 может быть осуществлено по одной или нескольким кольцевым полосам, покрывающим лишь часть длины стенок 22, 23 (в аксиальном направлении).
В оптимальном варианте внешний обод 62 также припаян к поверхности радиальных концов перьев 21, которые проходят через отверстия 23а. В этом случае припаивание этих радиальных концов перьев 21 к сторонам отверстий 23а может не производиться, причем радиальные концы перьев входят в отверстия 23а без зазора.
Для припаивания перьев 21 к стенкам 22, 23 и ободов 52, 62 к этим же стенкам могут быть использованы любые известные припои, применяемые для соединения деталей из материалов CMC. Например, в случае использования композитных материалов с матрицей из карбида кремния могут быть использованы припои, описанные в патентных документах ЕР 806402 или US 5975407, или же припой «Ticusil», выпускаемый компанией Wesgo Metals.
Для обеспечения компенсации разницы в тепловом расширении материала CMC и металла, из которого выполнены оболочки 30, 40, соединительные пластины 50, 60 обладают определенной гибкостью, т.е. способностью к упругой деформации. Такая способность может быть сообщена пластинам 50, 60 путем придания им искривленной или изогнутой формы, например формы буквы S.
Как показано на фиг.1 и 4, внутренний обод 52 содержит радиальный фланец 56, который совместно с радиальным фланцем 36, жестко связанным с внутренней оболочкой вблизи заднего края соплового аппарата турбины, удерживает кольцевую уплотнительную прокладку 37. Прокладка 37, которая может быть, например, прокладкой типа «омега», служит для герметизации заднего края пространства 33. Прокладка 37 помещена в паз 36а, предусмотренный в передней поверхности фланца 36, и прижимается к задней поверхности фланца 56.
Внешний обод 62 также содержит радиальный фланец 66, который совместно с радиальным фланцем 46, жестко связанным с внешней оболочкой 40 вблизи заднего края соплового аппарата турбины, удерживает кольцевую уплотнительную прокладку 47. Прокладка 47 служит для герметизации заднего края пространства 43. Прокладка 47 может быть, например, лепестковой прокладкой. Она удерживается в выемке 66а, предусмотренной на краю фланца 66, при помощи шплинтов 47а. Выступающая из выемки 66а часть прокладки 47 прижимается к ребру 46а, предусмотренному на передней поверхности фланца 46.
Разумеется, прокладки 37 и 47 могут иметь и другие формы; например, прокладка 47 может быть прокладкой типа «омега», а прокладка 37 - лепестковой прокладкой.
Кроме того, фланец 36 содержит запирающие элементы, например выступы 38, образующие средства блокировки разворота, препятствующие развороту фланца 36 вокруг оси 11 относительно фланца 56 за счет того, что входят в углубления 56а, предусмотренные во фланце 56.
Таким образом, фланец 56 и паяное соединение обода 52 со стенкой 22 исключают разворот соплового аппарата 20 турбины вокруг оси 11. В связи с этим силы, с которыми газовые потоки, протекающие через сопловой аппарат, воздействуют на перья 21, не передаются соединительным пластинам 50, 60, размеры которых поэтому могут выбираться так, чтобы обеспечить только удержание узла, состоящего из камеры сгорания и соплового аппарата турбины.
Могут быть предусмотрены также средства блокировки разворота соплового аппарата 20 относительно внешней металлической оболочки, заменяющие или дополняющие средства блокировки разворота относительно внутренней металлической оболочки и обеспечивающие лучшее распределение сил. С этой целью, например, шплинты 47а крепления прокладки 47 могут быть продолжены назад и входить в углубления, предусмотренные во фланце 46.
Кроме того, следует отметить, что в узле, состоящем из обода 52 и стенки 22, и в узле, состоящем из обода 62 и стенки 23, могут быть предусмотрены сквозные отверстия, обеспечивающие охлаждение перьев 21 лопаток и внутренних поверхностей стенок 22, 23 соплового аппарата путем инжекции воздуха, поступающего из пространств 33 и 43.
На фиг.5-7 представлен вариант осуществления изобретения, отличающийся от варианта осуществления по фиг.1-4 тем, что соединительные пластины 50, 60, выполненные из материала CMC, соединены с внутренней и внешней оболочками металлического корпуса не напрямую, а при помощи гибких металлических лапок 70, 80. Элементы, общие для вариантов осуществления изобретения по фиг.1-4 и по фиг.5-7, обозначены одинаково и повторно не описываются.
Каждая из металлических лапок 70, 80 имеет первый конец 71, 81, прикрепленный болтовым соединением 73, 83 к первому концу 51, 61 соответствующей пластины 50, 60. Другим своим концом каждая из лапок 70 жестко прикреплена к ободу 72, крайняя часть 72а которого образует фланец, соединенный с внутренней металлической оболочкой 30 и зажатый между фланцами 31а, 32а. Лапки 70 и обод 72 изготовлены в виде единой детали. Концы лапок 80 жестко скреплены с ободом 82, содержащим отверстия 82а. Через эти отверстия проходят резьбовые шпильки 48, которые жестко связаны с оболочкой 40 и на которые навинчены гайки 48а. Разумеется, могут быть предусмотрены и другие методы скрепления ободов 72, 82 с оболочками 30, 40.
Гибкие металлические лапки 70, 80 имеют искривленную или изогнутую форму, например форму буквы S (лапки 70) или буквы V (лапки 80). Поэтому они способны к упругой деформации и могут дополнить недостающую способность к упругой деформации пластин 50, 60, изготовленных из материала CMC, необходимую для компенсации разницы расширения камеры 10 сгорания и металлического корпуса 30-40.
На фиг.8-10 представлен второй частный вариант осуществления изобретения, который отличается от варианта по фиг.1-4 тем, что соединительные элементы, поддерживающие узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины в металлическом корпусе, изготовлены из металла, не содержат соединительных пластин из материала CMC и не соединены с указанным узлом методом пайки. Элементы, общие для вариантов осуществления изобретения по фиг.1-4 и по фиг.8-10, обозначены одинаково и повторно не описываются.
Внутренние соединительные элементы содержат металлические лапки 150, одним концом соединенные с внутренней оболочкой 30, а другим концом жестко скрепленные с разделенной на секторы полкой 152.
Первый конец каждой из металлических лапок 150 может быть прикреплен к внутренней оболочке 30 напрямую или при помощи кольцевого обода 151, крайняя часть 151а которого образует фланец, соединенный с оболочкой 30 и зажатый между фланцами 31а и 32а.
Полка 152 образована кольцевыми секторами 152а, которые расположены на наружной поверхности стенки 22, практически от места соединения со стенкой 12 до заднего края соплового аппарата 20. Секторы 152а полки несколько разнесены по окружности, чтобы обеспечить возможность неравномерного изменения размеров относительно стенки 22 из материала CMC в этом направлении.
Секторы 152а полки соединены с узлом, образованным камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20, винтами 153, проходящими через отверстия, предусмотренные в секторах 152а и в стенке 22, завинченными в глухие резьбовые отверстия, высверленные в радиальном направлении в перьях 21, и упирающимися в выступы 153а, предусмотренные на секторах 152а полок.
Кроме того, разделенная на секторы полка 152 содержит радиальный фланец 156, аналогичный фланцу 56 по фиг.1-3, который совместно с фланцем 36 удерживает кольцевую уплотнительную прокладку 37 и предотвращает разворот соплового аппарата 20 вокруг оси 11 при помощи запирающих выступов 38, входящих в углубления 156а, предусмотренные во фланце 156.
Внешние соединительные элементы содержат металлические лапки 160, одним концом соединенные с внешней оболочкой 40, а другим концом жестко скрепленные с разделенной на секторы полкой 162.
Первый конец каждой из металлических лапок 160 может быть прикреплен к внешней оболочке 40 напрямую или, как показано на чертежах, при помощи обода, образующего кольцо 161. Кольцо 161 содержит отверстия, через которые проходят резьбовые шпильки 49, жестко соединенные с оболочкой 40, на которые навинчены гайки 49а.
Полка 162 образована кольцевыми секторами 162а, которые расположены на наружной поверхности стенки 23, практически от места соединения со стенкой 13 до заднего края соплового аппарата 20. Секторы 162а полки несколько разнесены по окружности аналогично секторам 152а полки 152.
Секторы 162а полки соединены с узлом, образованным камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20, винтами 163, проходящими через отверстия, предусмотренные в секторах 162а и в стенке 23, завинченными в глухие резьбовые отверстия, высверленные в радиальном направлении в перьях 21, и упирающимися в выступы 163а, предусмотренные на секторах 162а полок.
Винты 163, так же как и винты 153, могут быть выполнены из материала CMC, например, аналогичного материалу, из которого изготовлены стенки 22, 23 и перья 21, или из металла.
Кроме того, разделенная на секторы полка 162 содержит радиальный фланец 166, аналогичный фланцу 66 по фиг.1-3, который совместно с фланцем 46 удерживает кольцевую уплотнительную прокладку 47.
Лапки 160, кольцо 161 и разделенная на секторы полка 162 в оптимальном варианте изготовлены в виде единой детали, так же как лапки 150, кольцо 151 и разделенная на секторы полка 152.
В разделенной на секторы полке 152 и в стенке 22, а также в разделенной на секторы полке 162 и в стенке 23 могут быть предусмотрены сквозные отверстия (не представлены), обеспечивающие охлаждение перьев 21 лопаток и внутренних поверхностей стенок 22, 23 соплового аппарата путем инжекции воздуха, поступающего из пространств 33 и 43.
Металлические лапки 150, 160 имеют искривленную или изогнутую форму, например форму буквы S, сообщающую им способность к упругой деформации, необходимую для компенсации разницы расширения узла, образованного камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20 турбины, и металлического корпуса. Вариант осуществления изобретения по фиг.8-10 может быть использован вместо варианта осуществления по фиг.1-4, если соединительные пластины из материала CMC не обладают достаточной для такой компенсации гибкостью.
Claims (22)
1. Турбомашина, содержащая кольцевую камеру (10) сгорания с внутренней стенкой (12) и с внешней стенкой (13), выполненными из композитного материала с керамической матрицей, и сопловой аппарат (20) турбины высокого давления, жестко прикрепленный к заднему краю камеры сгорания и содержащий перья (21) направляющих лопаток, расположенные между внутренней стенкой (22) и внешней стенкой (23) кольцевого канала (24) течения газов, поступающих из камеры сгорания, через сопловой аппарат,
отличающаяся тем, что задние края внутренней стенки (12) и внешней стенки (13) камеры (10) сгорания продолжены до заднего края соплового аппарата (20) и образуют внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) кольцевого канала (24) течения газов через сопловой аппарат, причем указанные перья (21) выполнены из композитного материала с керамической матрицей и прикреплены методом пайки к стенкам кольцевой камеры сгорания.
отличающаяся тем, что задние края внутренней стенки (12) и внешней стенки (13) камеры (10) сгорания продолжены до заднего края соплового аппарата (20) и образуют внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) кольцевого канала (24) течения газов через сопловой аппарат, причем указанные перья (21) выполнены из композитного материала с керамической матрицей и прикреплены методом пайки к стенкам кольцевой камеры сгорания.
2. Турбомашина по п.1, отличающаяся тем, что первые радиальные концы перьев (21) припаяны к углублениям (22а), предусмотренным во внутренней или во внешней стенке канала (24) течения газов.
3. Турбомашина по п.2, отличающаяся тем, что вторые радиальные концы перьев (21) вставлены в отверстия (23а), предусмотренные во внутренней или во внешней стенке канала (24) течения газов.
4. Турбомашина по п.3, отличающаяся тем, что вторые радиальные концы перьев (21) припаяны к указанным отверстиям (23а).
5. Турбомашина по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что узел, образованный камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, поддерживается внутри металлического корпуса, содержащего внутреннюю металлическую оболочку (30) и внешнюю металлическую оболочку (40), внутренними и внешними соединительными элементами, связывающими указанный узел соответственно с внутренней и с внешней оболочками,
причем соединительные элементы содержат:
внутренние соединительные пластины (50), выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внутренней металлической оболочкой (30), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины,
и внешние соединительные пластины (60), выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внешней металлической оболочкой (40), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины.
причем соединительные элементы содержат:
внутренние соединительные пластины (50), выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внутренней металлической оболочкой (30), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины,
и внешние соединительные пластины (60), выполненные из композитного материала с керамической матрицей, каждая из которых имеет первый конец, соединенный с внешней металлической оболочкой (40), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины.
6. Турбомашина по п.5, отличающаяся тем, что вторые концы соединительных пластин (50, 60) жестко скреплены с внутренним или с внешним кольцевыми ободами (52, 62), выполненными из композитного материала с керамической матрицей и соединенными с наружными поверхностями продолжения стенок камеры сгорания, образующими соответственно внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) канала (24) течения газов через сопловой аппарат (20) турбины.
7. Турбомашина по п.6, отличающаяся тем, что вторые радиальные концы перьев (21) припаяны также к одному (62) из указанных кольцевых ободов.
8. Турбомашина по п.6, отличающаяся тем, что внутренний обод (52) или внешний обод (62) содержит часть (56, 66), которая совместно с фланцем (36, 46), жестко скрепленным с внутренней металлической оболочкой (30) или с внешней металлической оболочкой (40), удерживает уплотнительную прокладку (37, 47), обеспечивающую герметичность заднего края кольцевого пространства (33, 43), расположенного между узлом, образованным камерой (10) сгорания с сопловым аппаратом (20) турбины, и внутренней или внешней металлической оболочкой.
9. Турбомашина по п.5, отличающаяся тем, что первые концы внутренних соединительных пластин (50) и внешних соединительных пластин (60) прикреплены непосредственно к внутренней металлической оболочке (30) и к внешней металлической оболочке (40) соответственно.
10. Турбомашина по п.5, отличающаяся тем, что первые концы внутренних соединительных пластин (50) и внешних соединительных пластин (60) прикреплены соответственно к внутренней металлической оболочке (30) и к внешней металлической оболочке (40) при помощи гибких металлических лапок (70, 80).
11. Турбомашина по п.10, отличающаяся тем, что гибкие металлические лапки (70, 80) имеют первые концы, соединенные с соединительными пластинами (50, 60), выполненными из композитного материала с керамической матрицей, и вторые концы, жестко скрепленные с ободом (72, 82), прикрепленным к металлической оболочке.
12. Турбомашина по любому из пп.1-4, отличающаяся тем, что узел, образованный камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, поддерживается внутри металлического корпуса, содержащего внутреннюю металлическую оболочку (30) и внешнюю металлическую оболочку (40), внутренними и внешними соединительными элементами, связывающими указанный узел соответственно с внутренней и внешней оболочками, причем соединительные элементы содержат внутренние металлические соединительные лапки (150) и внешние металлические соединительные лапки (160), каждая из которых имеет первый конец, соединенный соответственно с внутренней металлической оболочкой (30) или с внешней металлической оболочкой (40), и второй конец, соединенный с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины.
13. Турбомашина по п.12, отличающаяся тем, что вторые концы металлических соединительных лапок жестко скреплены с разделенными на секторы внутренней металлической полкой (152) или внешней металлической полкой (162), прикрепленными к продолжениям стенок камеры сгорания, образующим соответственно внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) канала (24) течения газов через сопловой аппарат турбины.
14. Турбомашина по п.13, отличающаяся тем, что разделенные на секторы полки (152, 162) механически соединены с узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, при помощи винтов (153, 163), проходящих через продолжения стенок камеры сгорания, образующие внутреннюю стенку (22) и внешнюю стенку (23) канала (24) течения газов через сопловой аппарат турбины, и завинченных в перья (21) лопаток.
15. Турбомашина по п.14, отличающаяся тем, что винты выполнены из металла.
16. Турбомашина по п.14, отличающаяся тем, что винты выполнены из композитного материала с керамической матрицей.
17. Турбомашина по п.13, отличающаяся тем, что разделенная на секторы внутренняя металлическая полка (152) или разделенная на секторы внешняя металлическая полка (162) содержит часть (156, 166), которая совместно с фланцем (36, 46), жестко скрепленным с внутренней оболочкой (30) или с внешней оболочкой (40), удерживает уплотнительную прокладку (37, 47), герметизирующую задний край кольцевого пространства (33, 43), расположенного между узлом, образованным камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, и внутренней или внешней металлической оболочкой.
18. Турбомашина по п.12, отличающаяся тем, что первые концы внутренних металлических соединительных лапок (150) или внешних металлических соединительных лапок (160) жестко скреплены с соответствующим ободом (151, 161), прикрепленным соответственно к внутренней металлической оболочке (30) или к внешней металлической оболочке(40).
19. Турбомашина по любому из пп.6-11, отличающаяся тем, что для предотвращения разворота соплового аппарата (20) турбины относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек (30, 40), предусмотрены средства блокировки разворота, отличные от соединительных элементов, обеспечивающие возможность избежать передачи соединительным элементам вращательных усилий, прикладываемых газовым потоком, поступающим из камеры сгорания, к перьям соплового аппарата.
20. Турбомашина по п.19, отличающаяся тем, что средства блокировки разворота содержат запирающие элементы (38), блокирующие разворот, по меньшей мере, одного из внутреннего кольцевого обода (52) и внешнего кольцевого обода (62) относительно фланца (36, 46), жестко скрепленного с соответствующей внутренней или внешней металлической оболочкой.
21. Турбомашина по любому из пп.13-18, отличающаяся тем, что для предотвращения разворота соплового аппарата (20) турбины относительно, по меньшей мере, одной из металлических оболочек (30, 40), предусмотрены средства блокировки разворота, отличные от соединительных элементов, обеспечивающие возможность избежать передачи соединительным элементам вращательных усилий, прикладываемых газовым потоком, поступающим из камеры сгорания, к перьям соплового аппарата.
22. Турбомашина по п.21, отличающаяся тем, что средства блокировки разворота содержат запирающие элементы (38), блокирующие вращение, по меньшей мере, одной из разделенных на секторы внутренней полки (152) и внешней полки (162) относительно фланца (36, 46), жестко скрепленного с соответствующей внутренней или внешней металлической оболочкой.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0406598 | 2004-06-17 | ||
| FR0406598A FR2871847B1 (fr) | 2004-06-17 | 2004-06-17 | Montage d'un distributeur de turbine sur une chambre de combustion a parois en cmc dans une turbine a gaz |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005117831A RU2005117831A (ru) | 2006-12-20 |
| RU2392447C2 true RU2392447C2 (ru) | 2010-06-20 |
Family
ID=34834208
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005117831/06A RU2392447C2 (ru) | 2004-06-17 | 2005-06-09 | Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7249462B2 (ru) |
| JP (1) | JP2006002765A (ru) |
| FR (1) | FR2871847B1 (ru) |
| GB (1) | GB2415229B (ru) |
| RU (1) | RU2392447C2 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2601052C2 (ru) * | 2011-09-07 | 2016-10-27 | Снекма | Узел, образованный направляющим сопловым аппаратом турбины или спрямляющим аппаратом компрессора из ккм для турбомашины и кольцом - подложкой для истираемого материала, и турбина или компрессор, содержащие такой узел |
| RU2677021C1 (ru) * | 2015-06-10 | 2019-01-15 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Турбина |
Families Citing this family (85)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2871846B1 (fr) * | 2004-06-17 | 2006-09-29 | Snecma Moteurs Sa | Chambre de combustion en cmc de turbine a gaz supportee dans un carter metallique par des organes de liaison en cmc |
| US7360364B2 (en) * | 2004-12-17 | 2008-04-22 | General Electric Company | Method and apparatus for assembling gas turbine engine combustors |
| FR2890156A1 (fr) * | 2005-08-31 | 2007-03-02 | Snecma | Chambre de combustion d'une turbomachine |
| FR2892181B1 (fr) * | 2005-10-18 | 2008-02-01 | Snecma Sa | Fixation d'une chambre de combustion a l'interieur de son carter |
| US7637110B2 (en) * | 2005-11-30 | 2009-12-29 | General Electric Company | Methods and apparatuses for assembling a gas turbine engine |
| US7578134B2 (en) * | 2006-01-11 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| US8863528B2 (en) * | 2006-07-27 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Ceramic combustor can for a gas turbine engine |
| US8141370B2 (en) * | 2006-08-08 | 2012-03-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for radially compliant component mounting |
| EP1903184B1 (en) * | 2006-09-21 | 2019-05-01 | Siemens Energy, Inc. | Combustion turbine subsystem with twisted transition duct |
| FR2906350B1 (fr) * | 2006-09-22 | 2009-03-20 | Snecma Sa | Chambre de combustion annulaire d'une turbomachine |
| US8556531B1 (en) * | 2006-11-17 | 2013-10-15 | United Technologies Corporation | Simple CMC fastening system |
| FR2920524B1 (fr) * | 2007-08-30 | 2013-11-01 | Snecma | Turbomachine a chambre annulaire de combustion |
| US20090067917A1 (en) * | 2007-09-07 | 2009-03-12 | The Boeing Company | Bipod Flexure Ring |
| US8726675B2 (en) * | 2007-09-07 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Scalloped flexure ring |
| JP5088196B2 (ja) * | 2008-03-24 | 2012-12-05 | 株式会社Ｉｈｉ | タービンノズルセグメント |
| FR2929690B1 (fr) * | 2008-04-03 | 2012-08-17 | Snecma Propulsion Solide | Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz |
| US8322983B2 (en) * | 2008-09-11 | 2012-12-04 | Siemens Energy, Inc. | Ceramic matrix composite structure |
| FR2937098B1 (fr) * | 2008-10-15 | 2015-11-20 | Snecma | Etancheite entre une chambre de combustion et un distributeur de turbine dans une turbomachine |
| US9464808B2 (en) * | 2008-11-05 | 2016-10-11 | Parker-Hannifin Corporation | Nozzle tip assembly with secondary retention device |
| US8875520B2 (en) * | 2008-12-31 | 2014-11-04 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine device |
| EP2233835A1 (en) | 2009-03-23 | 2010-09-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber brazed with ceramic inserts |
| GB0904973D0 (en) * | 2009-03-24 | 2009-05-06 | Rolls Royce Plc | A casing arrangement |
| EP2236761A1 (de) * | 2009-04-02 | 2010-10-06 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufelträger |
| FR2944089B1 (fr) * | 2009-04-07 | 2015-05-22 | Snecma | Accrochage de chambre annulaire de combustion |
| US8745989B2 (en) | 2009-04-09 | 2014-06-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow ceramic matrix composite combustor |
| US9267443B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-02-23 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US8437941B2 (en) | 2009-05-08 | 2013-05-07 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of gas turbine combustion systems |
| US9671797B2 (en) | 2009-05-08 | 2017-06-06 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Optimization of gas turbine combustion systems low load performance on simple cycle and heat recovery steam generator applications |
| US9354618B2 (en) | 2009-05-08 | 2016-05-31 | Gas Turbine Efficiency Sweden Ab | Automated tuning of multiple fuel gas turbine combustion systems |
| US8646276B2 (en) * | 2009-11-11 | 2014-02-11 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine with enhanced cooling |
| US9284887B2 (en) * | 2009-12-31 | 2016-03-15 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine and frame |
| US9234431B2 (en) * | 2010-07-20 | 2016-01-12 | Siemens Energy, Inc. | Seal assembly for controlling fluid flow |
| EP2492444A1 (en) | 2011-02-22 | 2012-08-29 | General Electric Company | Plating of ceramic matrix composite parts as metal-ceramic joining method in gas turbine hardware |
| FR2973435B1 (fr) * | 2011-03-30 | 2016-03-04 | Snecma | Distributeur de turbine en cmc adapte au support d'un carter interne de turbine metallique par un contact axial |
| US9938900B2 (en) | 2011-05-26 | 2018-04-10 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite turbine exhaust case for a gas turbine engine |
| US8978388B2 (en) * | 2011-06-03 | 2015-03-17 | General Electric Company | Load member for transition duct in turbine system |
| US9335051B2 (en) * | 2011-07-13 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly |
| KR101613096B1 (ko) * | 2011-10-24 | 2016-04-20 | 제네럴 일렉트릭 테크놀러지 게엠베하 | 가스 터빈 |
| EP2613080A1 (en) * | 2012-01-05 | 2013-07-10 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustion chamber of an annular combustor for a gas turbine |
| US9297536B2 (en) * | 2012-05-01 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine combustor surge retention |
| US20130318986A1 (en) * | 2012-06-05 | 2013-12-05 | General Electric Company | Impingement cooled combustor |
| FR2992018B1 (fr) * | 2012-06-15 | 2016-05-06 | Snecma | Montage d'un distributeur de turbine haute-pression sur une chambre a combustion d'une turbomachine |
| EP2692995B1 (en) * | 2012-07-30 | 2017-09-20 | Ansaldo Energia IP UK Limited | Stationary gas turbine engine and method for performing maintenance work |
| FR2995344B1 (fr) * | 2012-09-10 | 2014-09-26 | Snecma | Procede de fabrication d'un carter d'echappement en materiau composite pour moteur a turbine a gaz et carter d'echappement ainsi obtenu |
| EP2767675A1 (en) | 2013-02-15 | 2014-08-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Through flow ventilation system for a power generation turbine package |
| US9303871B2 (en) * | 2013-06-26 | 2016-04-05 | Siemens Aktiengesellschaft | Combustor assembly including a transition inlet cone in a gas turbine engine |
| WO2015038274A1 (en) | 2013-09-11 | 2015-03-19 | General Electric Company | Spring loaded and sealed ceramic matrix composite combustor liner |
| DE102015212573A1 (de) | 2015-07-06 | 2017-01-12 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Gasturbinenbrennkammer mit integriertem Turbinenvorleitrad sowie Verfahren zu deren Herstellung |
| US10648669B2 (en) | 2015-08-21 | 2020-05-12 | Rolls-Royce Corporation | Case and liner arrangement for a combustor |
| US10443417B2 (en) * | 2015-09-18 | 2019-10-15 | General Electric Company | Ceramic matrix composite ring shroud retention methods-finger seals with stepped shroud interface |
| ES2774176T3 (es) * | 2015-10-20 | 2020-07-17 | MTU Aero Engines AG | Carcasa intermedia para una turbina de gas |
| JP6429764B2 (ja) * | 2015-12-24 | 2018-11-28 | 三菱重工航空エンジン株式会社 | ガスタービン |
| US10281153B2 (en) | 2016-02-25 | 2019-05-07 | General Electric Company | Combustor assembly |
| US10378771B2 (en) | 2016-02-25 | 2019-08-13 | General Electric Company | Combustor assembly |
| US10816204B2 (en) * | 2016-04-12 | 2020-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Heat shield with axial retention lock |
| US10837638B2 (en) | 2016-04-12 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Heat shield with axial retention lock |
| US20170370583A1 (en) * | 2016-06-22 | 2017-12-28 | General Electric Company | Ceramic Matrix Composite Component for a Gas Turbine Engine |
| EP3290806B1 (en) * | 2016-09-05 | 2021-06-23 | Ansaldo Energia Switzerland AG | Combustor device for a gas turbine engine and gas turbine engine incorporating said combustor device |
| US10378770B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-13 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US11111858B2 (en) | 2017-01-27 | 2021-09-07 | General Electric Company | Cool core gas turbine engine |
| US10371383B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-06 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US10816199B2 (en) | 2017-01-27 | 2020-10-27 | General Electric Company | Combustor heat shield and attachment features |
| US10393381B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-27 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US11118481B2 (en) | 2017-02-06 | 2021-09-14 | Raytheon Technologies Corporation | Ceramic matrix composite turbine exhaust assembly for a gas turbine engine |
| US10253643B2 (en) * | 2017-02-07 | 2019-04-09 | General Electric Company | Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage |
| US10385709B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-20 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path assembly within a gas turbine engine |
| US10385776B2 (en) * | 2017-02-23 | 2019-08-20 | General Electric Company | Methods for assembling a unitary flow path structure |
| US10247019B2 (en) * | 2017-02-23 | 2019-04-02 | General Electric Company | Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly |
| US10253641B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-04-09 | General Electric Company | Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path |
| US10370990B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-06 | General Electric Company | Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils |
| US10378373B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-13 | General Electric Company | Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary |
| US10385731B2 (en) * | 2017-06-12 | 2019-08-20 | General Electric Company | CTE matching hanger support for CMC structures |
| US10697326B2 (en) * | 2017-06-15 | 2020-06-30 | General Electric Company | Turbine component assembly |
| US10711637B2 (en) * | 2017-06-15 | 2020-07-14 | General Electric Company | Turbine component assembly |
| US10808575B2 (en) * | 2017-06-15 | 2020-10-20 | General Electric Company | Turbine component assembly |
| US11480338B2 (en) * | 2017-08-23 | 2022-10-25 | General Electric Company | Combustor system for high fuel/air ratio and reduced combustion dynamics |
| US10746035B2 (en) | 2017-08-30 | 2020-08-18 | General Electric Company | Flow path assemblies for gas turbine engines and assembly methods therefore |
| US11402097B2 (en) | 2018-01-03 | 2022-08-02 | General Electric Company | Combustor assembly for a turbine engine |
| US11181005B2 (en) * | 2018-05-18 | 2021-11-23 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine assembly with mid-vane outer platform gap |
| US20210003284A1 (en) * | 2019-07-03 | 2021-01-07 | United Technologies Corporation | Combustor mounting structures for gas turbine engines |
| US11268394B2 (en) | 2020-03-13 | 2022-03-08 | General Electric Company | Nozzle assembly with alternating inserted vanes for a turbine engine |
| US11428160B2 (en) | 2020-12-31 | 2022-08-30 | General Electric Company | Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly |
| US11859819B2 (en) | 2021-10-15 | 2024-01-02 | General Electric Company | Ceramic composite combustor dome and liners |
| CN114791109B (zh) * | 2022-04-14 | 2023-09-05 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种带进气斗的陶瓷基复合材料火焰筒 |
| CN115523512B (zh) * | 2022-10-10 | 2023-09-26 | 台州学院 | 一种冲压发动机被动热防护式燃烧室结构 |
Family Cites Families (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB695724A (en) * | 1950-08-01 | 1953-08-19 | Rolls Royce | Improvements in or relating to structural elements for axial-flow turbo-machines such as compressors or turbines of gas-turbine engines |
| US3608310A (en) * | 1966-06-27 | 1971-09-28 | Gen Motors Corp | Turbine stator-combustor structure |
| US4076451A (en) * | 1976-03-05 | 1978-02-28 | United Technologies Corporation | Ceramic turbine stator |
| DE2647301A1 (de) * | 1976-10-20 | 1978-05-11 | Rosenthal Technik Ag | Steckverbindung von leitorganen fuer gasfoermige und fluessige stroemungsmedien |
| DE2849747A1 (de) * | 1978-11-16 | 1980-05-29 | Volkswagenwerk Ag | Aus keramischen werkstoffen bestehender axial-leitschaufelkranz fuer gasturbinen |
| JPS5679602U (ru) * | 1979-11-22 | 1981-06-27 | ||
| US4643636A (en) * | 1985-07-22 | 1987-02-17 | Avco Corporation | Ceramic nozzle assembly for gas turbine engine |
| US6000906A (en) * | 1997-09-12 | 1999-12-14 | Alliedsignal Inc. | Ceramic airfoil |
| FR2785664B1 (fr) * | 1998-11-05 | 2001-02-02 | Snecma | Echangeur de chaleur en materiau composite et procede pour sa fabrication |
| US6397603B1 (en) * | 2000-05-05 | 2002-06-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Conbustor having a ceramic matrix composite liner |
| FR2825787B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples |
| FR2825781B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-02-06 | Snecma Moteurs | Montage elastique de chambre ce combustion cmc de turbomachine dans un carter metallique |
| FR2825783B1 (fr) | 2001-06-06 | 2003-11-07 | Snecma Moteurs | Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees |
| FR2825779B1 (fr) | 2001-06-06 | 2003-08-29 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre |
| FR2825780B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2003-08-29 | Snecma Moteurs | Architecure de chambre de combustion de turbomachine en materiau a matrice ceramique |
| FR2825785B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties |
| US6543996B2 (en) * | 2001-06-28 | 2003-04-08 | General Electric Company | Hybrid turbine nozzle |
| JP3978766B2 (ja) * | 2001-11-12 | 2007-09-19 | 株式会社Ｉｈｉ | バンド部付きセラミックス基複合部材とその製造方法 |
| FR2833197B1 (fr) * | 2001-12-06 | 2004-02-27 | Snecma Moteurs | Procede de fabrication d'un anneau aubage |
| US6648597B1 (en) * | 2002-05-31 | 2003-11-18 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Ceramic matrix composite turbine vane |
| US6775985B2 (en) * | 2003-01-14 | 2004-08-17 | General Electric Company | Support assembly for a gas turbine engine combustor |
| FR2855249B1 (fr) | 2003-05-20 | 2005-07-08 | Snecma Moteurs | Chambre de combustion ayant une liaison souple entre un fond de chambre et une paroi de chambre |
-
2004
- 2004-06-17 FR FR0406598A patent/FR2871847B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2005
- 2005-06-03 GB GB0511384A patent/GB2415229B/en active Active
- 2005-06-09 RU RU2005117831/06A patent/RU2392447C2/ru active
- 2005-06-09 JP JP2005169180A patent/JP2006002765A/ja active Pending
- 2005-06-16 US US11/153,349 patent/US7249462B2/en active Active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| ПОЛИТЕХНИЧЕСКИЙ СЛОВАРЬ / Под ред. А.Ю.Ишлинского. - М.: "Советская энциклопедия", 1980, с.357. * |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2601052C2 (ru) * | 2011-09-07 | 2016-10-27 | Снекма | Узел, образованный направляющим сопловым аппаратом турбины или спрямляющим аппаратом компрессора из ккм для турбомашины и кольцом - подложкой для истираемого материала, и турбина или компрессор, содержащие такой узел |
| RU2677021C1 (ru) * | 2015-06-10 | 2019-01-15 | АйЭйчАй КОРПОРЕЙШН | Турбина |
| US10597334B2 (en) | 2015-06-10 | 2020-03-24 | Ihi Corporation | Turbine comprising turbine stator vanes of a ceramic matrix composite attached to a turbine case |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2005117831A (ru) | 2006-12-20 |
| GB2415229A (en) | 2005-12-21 |
| US7249462B2 (en) | 2007-07-31 |
| FR2871847B1 (fr) | 2006-09-29 |
| US20060010879A1 (en) | 2006-01-19 |
| GB2415229B (en) | 2009-07-08 |
| JP2006002765A (ja) | 2006-01-05 |
| FR2871847A1 (fr) | 2005-12-23 |
| GB0511384D0 (en) | 2005-07-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2392447C2 (ru) | Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала | |
| RU2310795C2 (ru) | Газовая турбина с камерой сгорания, выполненной из композитного материала | |
| RU2368790C2 (ru) | Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату | |
| US10161257B2 (en) | Turbine slotted arcuate leaf seal | |
| RU2367799C2 (ru) | Газовая турбина, сопловой аппарат которой герметично связан с одним из концов камеры сгорания | |
| EP2278125B1 (en) | Turbine nozzle assembly including radially-compliant spring member for gas turbine engine | |
| US7836702B2 (en) | Gas turbine combustor exit duct and HP vane interface | |
| CA2712113C (en) | Sealing and cooling at the joint between shroud segments | |
| US9845695B2 (en) | Gas turbine seal assembly and seal support | |
| US7000406B2 (en) | Gas turbine combustor sliding joint | |
| US9771818B2 (en) | Seals for a circumferential stop ring in a turbine exhaust case | |
| US9903216B2 (en) | Gas turbine seal assembly and seal support | |
| US20090191050A1 (en) | Sealing band having bendable tang with anti-rotation in a turbine and associated methods | |
| EP3055538B1 (en) | Spacer for power turbine inlet heat shield | |
| JP2003035418A (ja) | ２部分ｃｍｃ燃焼室のための結合部 | |
| US10662795B2 (en) | Rotary assembly for a turbomachine | |
| JP2003021334A (ja) | 金属ケーシング内のターボマシンのｃｍｃ燃焼室のための弾性的な取り付け | |
| CN110325709A (zh) | 涡轮发动机的花键 | |
| CN110325712A (zh) | 涡轮发动机的花键 | |
| US10697315B2 (en) | Full hoop blade track with keystoning segments | |
| US20240053009A1 (en) | Dome-deflector for a combustor of a gas turbine | |
| KR20220099085A (ko) | 통합형 상호연결 밀봉부를 가진 링 세그먼트를 구비한 가스 터빈 링 조립체 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |