RU2741192C2 - Узел турбинного кольца - Google Patents

Узел турбинного кольца Download PDF

Info

Publication number
RU2741192C2
RU2741192C2 RU2017145079A RU2017145079A RU2741192C2 RU 2741192 C2 RU2741192 C2 RU 2741192C2 RU 2017145079 A RU2017145079 A RU 2017145079A RU 2017145079 A RU2017145079 A RU 2017145079A RU 2741192 C2 RU2741192 C2 RU 2741192C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
ring
sectors
support structure
turbine
fastening
Prior art date
Application number
RU2017145079A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017145079A (ru
RU2017145079A3 (ru
Inventor
Клеман РУССИЙ
Гаэль ЭВЕН
Адель ЛИПРЕНДИ
Люсьен КЕННЕАН
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017145079A publication Critical patent/RU2017145079A/ru
Publication of RU2017145079A3 publication Critical patent/RU2017145079A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2741192C2 publication Critical patent/RU2741192C2/ru

Links

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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/005—Selecting particular materials
    • 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/11—Shroud seal segments
    • 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]

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

Объектом настоящего изобретения является узел турбинного кольца, содержащий множество секторов (1) кольца из композиционного материала с керамической матрицей, образующих турбинное кольцо, и опорную конструкцию (2) кольца, содержащую два кольцевых фланца (11а;11b), между которыми удерживается крепежная часть (9) каждого сектора кольца, при этом каждый из кольцевых фланцев опорной конструкции кольца имеет по меньшей мере два наклонных участка (12а; 12b; 13а; 13b), опирающихся на крепежные части секторов кольца, при этом упомянутые наклонные участки образуют в меридиональном сечении не равный нулю угол относительно радиального направления (R) и осевого направления (А). По меньшей мере один из фланцев опорной конструкции кольца выполнен с возможностью упругой деформации. Достигается снижение интенсивности механических напряжений, которым подвергаются сектора кольца из композиционного материала с керамической матрицей (СМС) во время работы. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 15 ил.

Description

Уровень техники
Изобретение относится к узлу турбинного кольца, содержащему множество секторов кольца из композиционного материала с керамической матрицей, а также опорную конструкцию крепления кольца.
В случае полностью металлических узлов турбинного кольца необходимо охлаждать все элементы узла и, в частности, турбинное кольцо, которое подвергается действию наиболее горячих потоков. Это охлаждение оказывает существенное влияние на производительность двигателя, так как используемый охлаждающий поток отбирают из главного потока двигателя. Кроме того, использование металла для турбинного кольца ограничивает возможности повышения температуры на уровне турбины, хотя это позволило бы повысить характеристики авиационных двигателей.
Для решения этих проблем было предложено выполнять сектора турбинного кольца из композиционного материала с керамической матрицей (СМС), чтобы отказаться от применения металлического материала.
Материалы СМС имеют хорошие механические свойства, позволяющие выполнять из них конструктивные элементы, и предпочтительно сохраняют эти свойства при повышенных температурах. Предпочтительно применение материалов СМС позволило уменьшить охлаждающий поток, необходимый во время работы и, следовательно, повысить производительность газотурбинных двигателей. Кроме того, применение материалов СМС позволяет уменьшить массу газотурбинного двигателя и сократить эффект теплового расширения, встречающийся у металлических деталей.
Однако предложенные существующие решения допускают сборку сектора кольца из СМС с металлическими частями крепления опорной конструкции кольца, причем эти металлические крепежные части подвергаются действию горячего потока. Следовательно, эти металлические крепежные части подвергаются тепловым расширениям, что может привести к механическому напряжению секторов кольца из СМС и к их ослаблению.
Кроме того, известны документы GB 2 480 766, EP 1 350 927 и US 2014/0271145, в которых раскрыты узлы турбинного кольца.
Существует потребность в усовершенствовании существующих узлов турбинного кольца, в которых применен материал СМС, чтобы снизить интенсивность механических напряжений, которым подвергаются сектора кольца из СМС во время работы.
Объект и сущность изобретения
В связи с этим первым объектом изобретения является узел турбинного кольца, содержащий множество секторов кольца из композиционного материала с керамической матрицей, образующих турбинное кольцо, и опорную конструкцию кольца, при этом каждый сектор кольца имеет часть, образующую кольцевое основание с внутренней стороной, образующей внутреннее пространство турбинного кольца, и с наружной стороной, от которой выполнена крепежная часть для крепления сектора кольца на опорной конструкции кольца, при этом опорная конструкция кольца содержит два кольцевых фланца, между которыми удерживается опорная конструкция кольца каждого сектора кольца, при этом кольцевые фланцы опорной конструкции кольца имеют, каждый, по меньшей мере один наклонный участок, опирающийся на крепежные части секторов кольца, при этом каждый наклонный участок образует в меридиональном сечении не равный нулю угол относительно радиального направления и осевого направления.
Радиальное направление соответствует направлению вдоль радиуса турбинного кольца (прямая, соединяющая центр турбинного кольца с его периферией). Осевое направление соответствует направлению вдоль оси вращения турбинного кольца, а также направлению прохождения газового потока в газо-воздушном тракте.
Применение таких наклонных участков на уровне кольцевых фланцев опорной конструкции кольца позволяет компенсировать дифференциальные расширения между кольцевыми фланцами и крепежными частями секторов кольца и, следовательно, уменьшить механические напряжения, которым подвергаются сектора кольца во время работы.
Предпочтительно по меньшей мере один из фланцев опорной конструкции кольца может упруго деформироваться. Это позволяет еще в большей степени компенсировать дифференциальные расширения между крепежными частями секторов кольца из СМС и фланцами опорной конструкции кольца из металла без существенного увеличения напряжения, которым фланцы действуют «в холодном состоянии» на крепежные части секторов кольца. В частности, оба фланца опорной конструкции кольца являются упруго деформирующимися, или только один из двух фланцев опорной конструкции кольца является упруго деформирующимся.
В примере выполнения каждый из кольцевых фланцев опорной конструкции кольца может иметь первый и второй наклонные участки, опирающиеся на крепежные части секторов кольца, при этом упомянутые первый и второй наклонные участки образуют, каждый, в меридиональном сечении не равный нулю угол относительно радиального направления и осевого направления. В частности, первый наклонный участок может опираться на верхнюю половину крепежных частей секторов кольца, и второй наклонный участок может опираться на нижнюю половину крепежных частей секторов кольца.
Верхняя половина крепежной части сектора кольца соответствует участку упомянутой крепежной части, расположенному радиально между зоной на половине длины крепежной части и концом крепежной части, находящимся со стороны опорной конструкции кольца. Нижняя половина крепежной части сектора кольца соответствует участку крепежной части, расположенному радиально между зоной на половине длины крепежной части и концом крепежной части, находящимся со стороны кольцевого основания.
В примере выполнения опорная конструкция кольца может иметь осевые участки, опирающиеся на крепежные части секторов кольца, при этом осевые участки могут быть расположены, каждый, параллельно осевому направлению, причем эти осевые участки могут быть образованы кольцевыми фланцами или множеством присоединяемых элементов, проходящих без зазора в холодном состоянии через кольцевые фланцы. В частности, крепежные части секторов кольца могут удерживаться на опорной конструкции кольца на уровне таких осевых участков.
В примере выполнения кольцевые фланцы опорной конструкции кольца могут охватывать крепежные части секторов кольца по меньшей мере на половине длины упомянутых крепежных частей.
В примере выполнения кольцевые фланцы опорной конструкции кольца могут охватывать крепежные части секторов кольца по меньшей мере на уровне наружных радиальных концов упомянутых крепежных частей. Наружный радиальный конец крепежной части соответствует концу этой крепежной части, находящемуся со стороны, противоположной газо-воздушному тракту. В частности, кольцевые фланцы опорной конструкции кольца могут охватывать крепежные части секторов кольца только на уровне верхней половины упомянутых крепежных частей.
В примере выполнения крепежная часть каждого сектора кольца может быть выполнена в виде расположенных радиально лапок. В частности, наружные радиальные концы лапок секторов кольца могут образовать между собой внутренний объем вентиляции для каждого из секторов кольца.
В примере выполнения крепежный участок каждого из секторов кольца имеет форму луковицы.
В примере выполнения сектора кольца имеют сечение по существу в виде Ω или по существу в виде π.
Объектом настоящего изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий описанный выше узел турбинного кольца.
Узел турбинного кольца может быть частью газовой турбины авиационного двигателя или в варианте может быть частью промышленной турбины.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания конкретных примеров выполнения изобретения, представленных в качестве не ограничительных примеров, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг. 1 - вид в меридиональном сечении варианта выполнения заявленного узла турбинного кольца.
Фиг. 2 - деталь фиг. 1.
Фиг. 3-6 - виды в меридиональном сечении версий выполнения заявленного узла турбинного кольца.
Фиг. 7 - обод, применяемый в варианте выполнения, показанном на фиг. 6.
Фиг. 8-10 иллюстрируют монтаж секторов кольца в случае примера выполнения, показанного на фиг. 5.
Фиг. 11-15 иллюстрируют монтаж секторов кольца в случае примера выполнения, показанного на фиг. 6.
Подробное описание вариантов выполнения
В дальнейшем термины «входной» и «выходной» будут использованы относительно направления прохождения газового потока в турбине (см., например, стрелку F на фиг. 1).
На фиг. 1 показан сектор турбинного кольца 1 и картер 2 из металлического материала, образующий опорную конструкцию кольца. Опорная конструкция 2 кольца выполнена из металлического материала, такого как Waspaloy® или Inconel® 718.
Все сектора кольца 1 установлены на картере и образуют турбинное кольцо, которое окружает вращающиеся лопатки 3. Стрелка F показывает направление прохождения газового потока в турбине. Сектора кольца 1 выполнены в виде единой детали из СМС. Применение материала СМС для выполнения секторов кольца 1 является предпочтительным для сокращения потребностей в вентиляции кольца. В представленном примере сектора кольца 1 имеют сечение по существу в виде Ω с кольцевым основанием 5, радиально внутренняя сторона 6 которого, покрытая слоем 7 истираемого материала, образует газо-воздушный тракт в турбине. Кроме того, кольцевое основание 5 имеет радиально наружную сторону 8, от которой выполнен крепежный участок 9. В представленном примере крепежный участок 9 имеет форму цельной луковицы, хотя в рамках изобретения крепежный участок может иметь форму полой луковицы или другую форму, которая будет описана ниже. Герметичность между секторами обеспечена уплотнительными прокладками, установленными в пазах, выполненных друг против друга в противоположных бортах двух соседних секторов кольца.
Каждый вышеупомянутый сектор кольца 1 выполнен из СМС посредством изготовления волокнистой заготовки, имеющей форму, близкую к форме сектора кольца, и посредством уплотнения сектора кольца при помощи керамической матрицы. Для выполнения волокнистой заготовки можно использовать нити из керамических волокон, например, нити из волокон SiC, выпускаемых японской компанией Nippon Carbon под названием ʺNicalonʺ, или нитей из углеродных волокон. Предпочтительно волокнистую заготовку выполняют посредством трехмерного тканья или многослойного тканья. Тканье может быть тканьем типа интерлок. Можно использовать и другие переплетения при трехмерном или многослойном тканье, например, полотняные или сатиновые переплетения. В этой связи можно обратиться к документу WO 2006/136755. После тканья заготовке можно придать форму для получения заготовки сектора кольца, которую затем упрочняют и уплотняют при помощи керамической матрицы, при этом уплотнение можно производить, в частности, за счет химической инфильтрации в газовой фазе (CVI), которая сама по себе хорошо известна. Подробный пример изготовления секторов кольца из СМС описан, в частности, в документе US 2012/0027572.
Картер 2 содержит два кольцевых фланца 11а и 11b из металлического материала, выполненных радиально в направлении газо-воздушного тракта. Кольцевые фланцы 11а и 11b картера 2 охватывают в осевом направлении крепежные части 9 секторов кольца 1. Таким образом, как показано на фиг. 1, крепежные части 9 секторов кольца 1 удерживаются между кольцевыми фланцами 11а и 11b, при этом крепежные части 9 расположены между кольцевыми фланцами 11а и 11b. Кроме того, классически вентиляционные отверстия 34, выполненные в фланце 11а, обеспечивают поступление охлаждающего воздуха с наружной стороны турбинного кольца 1.
Кольцевые фланцы 11а и 11b имеют, каждый, два наклонных участка, опирающиеся на крепежные части 9 секторов кольца 1, обеспечивая их удержание. Наклонные участки кольцевых фланцев 11а и 11b входят в контакт с крепежными частями 9 секторов кольца 1. Входной кольцевой фланец 11а имеет первый наклонный участок 12а, а также второй наклонный участок 13а. Кроме того, фланец 11а имеет третий участок 15а, проходящий в радиальном направлении R и расположенный между первым 12а и вторым 13а наклонными участками. Выходной кольцевой фланец 11b тоже имеет первый наклонный участок 12b, а также второй наклонный участок 13b. Фланец 11b тоже имеет третий участок 15b, проходящий в радиальном направлении R и расположенный между первым 12b и вторым 13b наклонными участками. В меридиональном сечении, как показано на фиг. 1 и 2, первый наклонный участок 12а входного кольцевого фланца 11а образует не равный нулю угол α1 с радиальным направлением R и образует не равный нулю угол α2 с осевым направлением А. Точно так же, в меридиональном сечении второй наклонный участок 13а входного кольцевого фланца 11а образует не равный нулю угол α3 с радиальным направлением R и образует не равный нулю угол α4 с осевым направлением А. Это же относится и к первому и второму наклонным участкам 12b и 13b выходного кольцевого фланца 11b. Первый и второй наклонные участки 12а и 13а расположены в непараллельных направлениях (они образуют между собой не равный нулю угол). Это же относится и к первому и второму наклонным участкам 12b и 13b. Как показано на фигурах, наклонные участки кольцевых фланцев 11а и 11b проходят, образуя не равный нулю угол с радиальным направлением R и не равный нулю угол с осевым направлением А. В представленном примере наклонные участки кольцевых фланцев 11а и 11b проходят, каждый, по прямой линии. В представленном примере наклонные участки 12a, 12b, 13a и 13b имеют, каждый, удлиненную форму. В меридиональном сечении все или часть наклонных участков кольцевых фланцев 11а и 11b могут образовать угол, составляющий от 30° до 60°, с радиальным направлением. Для каждого из кольцевых фланцев 11а и 11b угол, образованный между его первым наклонным участком и радиальным направлением может быть равным или не быть равным углу, образованному между его вторым наклонным участком и радиальным направлением, если смотреть на первый и второй наклонные участки в меридиональном сечении.
В представленном примере кольцевые фланцы 11а и 11b охватывают крепежные части 9 секторов кольца более чем на половине длины I упомянутых крепежных частей 9, в частности, не менее чем на 70% этой длины. Длину I измеряют в радиальном направлении R.
В примере, представленном на фиг. 1, если смотреть в меридиональном сечении, первые наклонные участки 12а и 12b опираются, каждый, на верхнюю половину М1 крепежных частей 9, и вторые наклонные участки 13а и 13b опираются, каждый, если смотреть в меридиональном сечении, на нижнюю половину М2 крепежных частей 9. Верхняя половина М1 соответствует участку крепежной части 9, проходящему радиально между зоной Z на половине длины крепежной части 9 и концом Е1 крепежной части, находящимся со стороны опорной конструкции 2 кольца (наружный радиальный конец). Нижняя половина М2 соответствует участку крепежной части 9, проходящему радиально между зоной Z на половине длины крепежной части 9 и концом Е2 крепежной части, находящимся со стороны кольцевого основания 5 (внутренний радиальный конец). Наклонный участки кольцевых фланцев 11а и 11b образуют два крючка, между которыми крепежные участки 9 секторов кольца 1 зажаты в осевом направлении. Каждый из этих крючков имеет в представленном примере по существу форму в виде С.
Вместе с тем, изобретение не ограничивается случаем, когда кольцевые фланцы имеют, каждый, такие первый и второй наклонные участки. Действительно, ниже будет описан случай, когда каждый из кольцевых фланцев содержит единственный наклонный участок, опирающийся на крепежные части секторов кольца.
Как было указано выше, применение наклонных участков позволяет компенсировать дифференциальные расширения между кольцевыми фланцами 11а и 11b, с одной стороны, и секторами кольца 1, с другой стороны, и, следовательно, уменьшить механические напряжения, которым подвергаются сектора кольца 1 во время работы.
В примерах выполнения, представленных на фиг. 1-5, по меньшей мере один из кольцевых фланцев (фланец 11b на фиг. 1) оснащен на своей наружной стороне крючком 25, функция которого будет описана ниже.
В примере, представленном на фиг. 1, удержание секторов кольца 1 на опорной конструкции 2 кольца обеспечивается только кольцевыми фланцами 11а и 11b (отсутствует присоединяемый элемент, такой как штифт, проходящий через крепежную часть 9 секторов кольца). Как будет описано ниже, в некоторых примерах выполнения можно применять такие присоединяемые элементы, чтобы они участвовали в удержании секторов кольца на опорной конструкции кольца.
На фиг. 3 представлена версия выполнения узла турбинного кольца в соответствии с изобретением. В этом примере крепежная часть секторов кольца 1а выполнена в виде лапок 9а и 9b, проходящих радиально от наружной стороны 8 кольцевого основания 5. В этом примере наружные радиальные концы 10а и 10b лапок 9а и 9b секторов кольца 1а не входят друг с другом в контакт. Наружный радиальный конец лапки сектора кольца соответствует концу упомянутой лапки, находящемуся со стороны, противоположной газо-воздушному тракту. В примере, представленном на фиг. 3, наружные радиальные концы 10а и 10b отстоят друг от друга вдоль осевого направления А. Лапки 9а и 9b секторов кольца образуют между собой внутренний объем V вентиляции для каждого из секторов кольца 1а. Это позволяет вентилировать сектор кольца 1а, направляя охлаждающий воздух на кольцевое основание 5 через вентиляционное отверстие 14, образованное между лапками 9а и 9b.
Показанные на фиг. 3 секторы кольца 1а имеют по существу форму в виде Ω, открытую на уровне конца, находящегося со стороны опорной конструкции 2 кольца.
Волокнистую заготовку, предназначенную для изготовления сектора кольца, показанного на фиг. 3, можно получить посредством трехмерного тканья или многослойного тканья с выполнением зон пропуска, позволяющих отделить части заготовок, соответствующие лапкам 9а и 9b, от части заготовки, соответствующей основанию 5. В варианте части заготовок, соответствующие лапкам, можно выполнить посредством тканья слоев нитей, проходящих через часть заготовки, соответствующую основанию 5.
На фиг. 4 представлена версия выполнения, в которой сектора кольца 1b удерживаются на опорной конструкции 2 кольца при помощи кольцевых фланцев 21а и 21b, каждый из который имеет, как показано на фигуре, осевой участок 16а или 16b, проходящий параллельно осевому направлению А. Кроме того, каждый из кольцевых фланцев 21а и 21b имеет единственный наклонный участок 13а или 13b, опирающийся на лапки 19а и 19b секторов кольца 1b и образующий не равный нулю угол относительно радиального направления R и осевого направления А. Осевые участки 16а и 16b опираются на лапки 19а и 19b секторов кольца. Лапки 19а и 19b, образующие крепежную часть секторов кольца 1b, удерживаются на опорной конструкции 2 кольца на уровне осевых участков 16а и 16b. Осевые участки 16а и 16b, образованные кольцевыми фланцами, блокируют движение секторов кольца 1b наружу в радиальном направлении R. Кольцевые фланцы 21а и 21b сжимают в осевом направлении лапки 19а и 19b секторов кольца 1b на уровне их наружного радиального конца 20а и 20b. В представленном примере наклонный участок и осевой участок образуют для каждого из кольцевых фланцев 21а и 21b крючок, опирающийся на лапки 19а и 19b секторов кольца 1b. Лапки 19а и 19b секторов кольца 1b сжаты в осевом направлении между этими двумя крючками, образованными кольцевыми фланцами 21а и 21b. В примере, показанном на фиг. 4, сектора кольца 1b имеют сечение по существу в виде π.
Описанные ниже варианты выполнения, показанные на фиг. 5 и 6, относятся к случаю, когда применяют присоединяемый элемент, проходящий через крепежную часть секторов кольца для их удержания. Как было указано выше, присутствие такого присоединяемого элемента является факультативным в рамках настоящего изобретения. На фиг. 5 представлена версия выполнения, в которой сектора кольца 1с удерживаются блокировочными штифтами 35 и 37. В частности, как показано на фиг. 5, штифты 35 заходят одновременно во входной радиальный кольцевой фланец 31а опорной конструкции 2 кольца и во входные лапки 29а секторов кольца 1с. Для этого каждый из штифтов 35 проходит соответственно через отверстие, выполненное во входном радиальном кольцевом фланце 31а, и отверстие, выполненное в каждой входной лапке 29а, при этом отверстия фланца 31а и лапок 29а совмещают во время монтажа секторов кольца 1с на опорной конструкции 2 кольца. Точно также, штифты 37 заходят одновременно в выходной радиальный кольцевой фланец 31b опорной конструкции 2 кольца и в выходные лапки 29b секторов кольца 1с. Для этого каждый из штифтов 37 проходит соответственно через отверстие, выполненное в выходном радиальном кольцевом фланце 31b, и отверстие, выполненное в каждой выходной лапке 29b, при этом отверстия фланца 31b и лапок 29b совмещают во время монтажа секторов кольца 1с на опорной конструкции 2 кольца. Штифты 35 и 37 проходят без зазора в холодном состоянии через фланцы 31а и 31b и лапки 29а и 29b. Штифты 35 и 37 позволяют блокировать во вращении сектора кольца 1с. Штифты 35 и 37 блокируют движение секторов кольца 1с внутрь и наружу в радиальном направлении R. Кроме того, кольцевые фланцы 31а и 31b имеют, каждый, единственный наклонный участок 13а или 13b, позволяющий уменьшить напряжение, действующее на сектора кольца 1с во время расширения кольцевых фланцев 31а и 31b во время работы.
На фиг. 6 представлена версия выполнения, в которой каждый сектор кольца 1с имеет сечение по существу в виде π с кольцевым основанием 5, внутренняя сторона которого, покрытая слоем 7 истираемого материала, образует газо-воздушный тракт в турбине. Входная и выходная лапки 29а и 29b выполнены от наружной стороны кольцевого основания 5 в радиальном направлении R.
В этом примере выполнения опорная конструкция 2 кольца состоит из двух частей, а именно из первой части, соответствующей входному радиальному кольцевому фланцу 31а, и из второй части, соответствующей удерживающему кольцевому ободу 50, установленному на картере турбины. Входной радиальный кольцевой фланец 31а содержит описанный выше наклонный участок 13а, опирающийся на входные лапки 29а секторов кольца 1с. С выходной стороны, обод 50 содержит кольцевую стенку 57, которая образует выходной радиальный кольцевой фланец 54, содержащий описанный выше наклонный участок 13b, опирающийся на выходные лапки 29b секторов кольца 1с. Обод 50 содержит кольцевой корпус 51, проходящий в осевом направлении и содержащий с входной стороны кольцевую стенку 57 и с выходной стороны первый ряд зубцов 52, распределенных в окружном направлении на ободе 50 и отделенных друг от друга первыми соединительными пазами 53 (фиг. 7). Картер турбины содержит с выходной стороны второй ряд зубцов 60, выполненных радиально от внутренней поверхности 38а обечайки 38 картеры турбины. Зубцы 60 распределены в окружном направлении на внутренней поверхности 38а обечайки 38 и отделены друг от друга вторыми соединительными пазами 61 (фиг. 13). Зубцы 52 и 60 взаимодействуют друг с другом, образуя окружное кулачковое соединение.
Лапки 29а и 29b каждого сектора кольца 1с установлены с предварительным напряжением между кольцевыми фланцами 31а и 54 таким образом, чтобы по меньшей мере «в холодном состоянии», то есть при окружающей температуре около 25°С, фланцы действовали напряжением на лапки 29а и 29b. Кроме того, как и в примере выполнения, показанном на фиг. 5, сектора кольца 1с удерживаются также блокировочными штифтами 35 и 37.
По меньшей мере один из фланцев опорной конструкции кольца может упруго деформироваться, что тоже позволяет компенсировать дифференциальные расширения между лапками секторов кольца из СМС и фланцами опорной конструкции кольца из металла без существенного увеличения напряжения, которым действуют «в холодном состоянии» фланцы на лапки секторов кольца.
Кроме того, герметичность между входом и выходом узла турбинного кольца обеспечивают при помощи кольцевого прилива 70, который выполнен радиально от внутренней поверхности 38а обечайки 38 картера турбины и свободный конец которого входит в контакт с поверхностью корпуса 51 обода 50.
Далее следует описание двух способов монтажа, применяемых для установки секторов кольца на опорной конструкции кольца.
Фиг. 8-10 иллюстрируют монтаж секторов кольца в случае примера выполнения, показанного на фиг. 5. Как показано на фиг.8, промежуток Е между входным радиальным кольцевым фланцем 31а и выходным радиальным кольцевым фланцем 31b в «нерабочем состоянии», то есть когда между фланцами не установлен никакой сектор кольца, меньше расстояния D между наружными сторонами 29с и 29d входной и выходной лапок 29а и 29b секторов кольца. Промежуток Е измеряют между концами наклонных участков 13а и 13b кольцевых фланцев 31а и 31b.
Опорная конструкция кольца содержит по меньшей мере один кольцевой фланец, который может упруго деформироваться в осевом направлении А кольца. В настоящем примере упруго деформируется выходной радиальный кольцевой фланец 31b. Во время монтажа сектора кольца 1с выходной радиальный кольцевой фланец 31b тянут в осевом направлении А, как показано на фиг. 9 и 10, чтобы увеличить промежуток между фланцами 31а и 31b и вставить лапки 29а и 29b между фланцами 31а и 31b без риска повреждения. После введения лапок 29а и 29b сектора кольца 1с между фланцами 31а и 31b и их позиционирования таким образом, чтобы совместить отверстия 35а и 35b, с одной стороны, и 37а и 37b, с другой стороны, фланец 31b отпускают, чтобы удерживать сектор кольца. Для облегчения получения промежутка при вытягивании выходного радиального кольцевого фланца 31b этот фланец содержит множество крючков 25, распределенных на стороне 31с, которая находится противоположно стороне 31d фланца 31b напротив выходных лапок 29b секторов кольца 1с. В данном случае тянущее усилие в осевом направлении А кольца, действующее на упруго деформирующийся фланец 31b, получают при помощи инструмента 250, содержащего по меньшей мере один рычаг 251, конец которого содержит крючок 252, заходящий в крючок 25, выполненный на наружной стороне 31с фланца 31b.
Число крючков 25, распределенных на стороне 31с фланца 31b, определяют в зависимости от требуемого числа точек приложения тянущего усилия к фланцу 31b. Это число в основном зависит от упругости фланца. Разумеется, можно предусмотреть и другие формы и другое расположение средств, позволяющих прикладывать тянущее усилие к фланцам опорной конструкции кольца в осевом направлении А.
После введения сектора кольца 1с и его позиционирования между фланцами 31а и 31b вставляют штифты 35 в совмещенные отверстия 35b и 35a, выполненные соответственно во входном радиальном кольцевом фланце 31а и во входной лапке 29а, и вставляют штифты 37 в совмещенные отверстия 37b и 37a, выполненные соответственно в выходном радиальном кольцевом фланце 31b и в выходной лапке 29b. Каждая лапка 29а или 29b сектора кольца может содержать одно или несколько отверстий для прохождения блокировочного штифта.
Аналогичный способ можно применять для монтажа секторов кольца в рамках примеров, представленных на фиг. 1, 3 и 4, если не считать того, что в этом случае не используют никаких блокировочных штифтов.
Далее следует описание монтажа секторов кольца 1с в случае примера выполнения, представленного на фиг. 6. Как показано на фиг. 11, сначала сектора кольца 1с крепят их входной лапкой 29а на входном радиальном кольцевом фланце 31а опорной конструкции 2 кольца при помощи штифтов 35, вставляемых в совмещенные отверстия 35b и 35а, выполненные соответственно во входном радиальном кольцевом фланце 31а и во входной лапке 29а.
После крепления секторов кольца 1с на входном радиальном кольцевом фланце 31а производят сборку при помощи кулачкового соединения удерживающего кольцевого обода 50 между картером турбины и выходными лапками 29b секторов кольца. Согласно представленном варианту выполнения, промежуток Е' между выходным радиальным кольцевым фланцем 54, образованным кольцевой стенкой 57 обода 50, и наружной поверхностью 52а зубцов 52 упомянутого обода превышает расстояние D' между наружной стороной 29d выходных лапок 29b секторов кольца и внутренней стороной 60а зубцов 60, выполненных на картере турбины. Определяя промежуток Е' между выходным радиальным кольцевым фланцем и наружной поверхностью зубцов обода как превышающий расстояние D' между наружной стороной выходных лапок секторов кольца и внутренней стороной зубцов, выполненных на картере турбины, можно установить сектора кольца с предварительным напряжением между фланцами опорной конструкции кольца.
Опорная конструкция кольца содержит по меньшей мере один фланец, который может упруго деформироваться в осевом направлении А кольца. В представленном примере упруго деформирующимся является выходной радиальный кольцевой фланец 54, выполненный на ободе 50. Действительно, кольцевая стенка 57, образующая выходной радиальный кольцевой фланец 54 опорной конструкции 2 кольца, имеет меньшую толщину по сравнению с входным радиальным кольцевым фланцем 31а, что придает ей определенную упругость.
Как показано на фиг. 14 и 15, обод 50 устанавливают на картере турбины, располагая зубцы 52, выполненные на ободе 50, напротив соединительных пазов 61, выполненных на картере турбины, при этом зубцы 60, выполненные на упомянутом картере турбины, тоже располагают напротив соединительных пазов 53, находящихся между зубцами 52 на ободе 50. Поскольку промежуток E' превышает расстояние D', к ободу 50 необходимо приложить осевое усилие в направлении, показанном на фиг. 14, чтобы зубцы 52 могли зайти за зубцы 60 и чтобы обод мог совершить вращение R' на угол, по существу соответствующий ширине зубцов 60 и 52. После этого вращения обод 50 отпускают, и он удерживается с осевым напряжением между выходными лапками 29b секторов кольца и внутренней поверхностью 60а зубцов 60 картера турбины.
После установки на место обода вставляют штифты 37 в совмещенные отверстия 56 и 37а, выполненные соответственно в выходном радиальном кольцевом фланце 54 и в выходной лапке 29b. Каждая лапка 29а или 29b может содержать одно или несколько отверстий для прохождения блокировочных штифтов.
Выражение «составляет от… до…» или «от… до…» следует понимать как «включая пределы».

Claims (9)

1. Узел турбинного кольца, в котором радиально внутренняя сторона кольца образует газовоздушный тракт в турбине, причем узел содержит множество секторов кольца из композиционного материала с керамической матрицей, образующих турбинное кольцо, и опорную конструкцию кольца, при этом каждый сектор кольца имеет часть, образующую кольцевое основание с внутренней стороной, образующей внутреннее пространство турбинного кольца, и с наружной стороной, от которой выполнена крепежная часть для крепления сектора кольца на опорной конструкции кольца, при этом опорная конструкция кольца содержит два кольцевых фланца, между которыми удерживается крепежная часть каждого сектора кольца, при этом каждый из кольцевых фланцев опорной конструкции кольца имеет первый и второй наклонные участки, опирающиеся на крепежные части секторов кольца и проходящие в непараллельных направлениях, при этом упомянутые первый и второй наклонные участки образуют, каждый, если смотреть в меридиональном сечении, не равный нулю угол относительно радиального направления и относительно осевого направления, причем по меньшей мере один из фланцев опорной конструкции кольца выполнен с возможностью упругой деформации.
2. Узел по п. 1, в котором первый наклонный участок опирается на верхнюю половину крепежных частей секторов кольца, при этом второй наклонный участок опирается на нижнюю половину крепежных частей секторов кольца.
3. Узел по п. 1, в котором кольцевые фланцы опорной конструкции кольца охватывают крепежные части секторов кольца по меньшей мере на половине длины l упомянутых крепежных частей.
4. Узел по п. 1, в котором кольцевые фланцы опорной конструкции кольца охватывают крепежные части секторов кольца по меньшей мере у наружных радиальных концов упомянутых крепежных частей.
5. Узел по п. 1, в котором крепежная часть каждого сектора кольца выполнена в виде радиально проходящих лапок.
6. Узел по п. 5, в котором наружные радиальные концы лапок секторов кольца не входят друг с другом в контакт, при этом лапки секторов кольца образуют между собой внутренний объем вентиляции для каждого из секторов кольца.
7. Узел по п. 1, в котором крепежный участок каждого из секторов кольца имеет форму луковицы.
8. Узел по п. 1, в котором сектора кольца имеют сечение по существу в виде Ω или по существу в виде π.
9. Газотурбинный двигатель, содержащий узел турбинного кольца по п. 1.
RU2017145079A 2015-05-22 2016-05-18 Узел турбинного кольца RU2741192C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1554626A FR3036435B1 (fr) 2015-05-22 2015-05-22 Ensemble d'anneau de turbine
FR1554626 2015-05-22
PCT/FR2016/051168 WO2016189223A1 (fr) 2015-05-22 2016-05-18 Ensemble d'anneau de turbine.

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017145079A RU2017145079A (ru) 2019-06-24
RU2017145079A3 RU2017145079A3 (ru) 2019-10-23
RU2741192C2 true RU2741192C2 (ru) 2021-01-22

Family

ID=53879645

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017145079A RU2741192C2 (ru) 2015-05-22 2016-05-18 Узел турбинного кольца

Country Status (8)

Country Link
US (2) US10724401B2 (ru)
EP (2) EP3298246B1 (ru)
CN (2) CN111188655B (ru)
BR (1) BR112017024871B1 (ru)
CA (2) CA3228720A1 (ru)
FR (1) FR3036435B1 (ru)
RU (1) RU2741192C2 (ru)
WO (1) WO2016189223A1 (ru)

Families Citing this family (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3033825B1 (fr) * 2015-03-16 2018-09-07 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine en materiau composite a matrice ceramique
US10100649B2 (en) * 2015-03-31 2018-10-16 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Compliant rail hanger
FR3045715B1 (fr) * 2015-12-18 2018-01-26 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine avec maintien a froid et a chaud
FR3049003B1 (fr) * 2016-03-21 2018-04-06 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine sans jeu de montage a froid
FR3055147B1 (fr) 2016-08-19 2020-05-29 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau de turbine
FR3056632B1 (fr) 2016-09-27 2020-06-05 Safran Aircraft Engines Ensemble d'anneau turbine comprenant un element de repartition de l'air de refroidissement
US10697314B2 (en) 2016-10-14 2020-06-30 Rolls-Royce Corporation Turbine shroud with I-beam construction
FR3058756B1 (fr) 2016-11-15 2020-10-16 Safran Aircraft Engines Turbine pour turbomachine
FR3068071B1 (fr) * 2017-06-26 2019-11-08 Safran Aircraft Engines Ensemble pour la liaison par palonnier entre un carter de turbine et un element annulaire de turbomachine
US10557365B2 (en) 2017-10-05 2020-02-11 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track with mounting system having reaction load distribution features
US11035243B2 (en) * 2018-06-01 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly for gas turbine engines
US10934877B2 (en) * 2018-10-31 2021-03-02 Raytheon Technologies Corporation CMC laminate pocket BOAS with axial attachment scheme
US11008894B2 (en) 2018-10-31 2021-05-18 Raytheon Technologies Corporation BOAS spring clip
FR3090732B1 (fr) * 2018-12-19 2021-01-08 Safran Aircraft Engines Ensemble d’anneau de turbine avec flasques indexés.
FR3093344B1 (fr) * 2019-03-01 2021-06-04 Safran Ceram Ensemble pour une turbine de turbomachine
US11761343B2 (en) * 2019-03-13 2023-09-19 Rtx Corporation BOAS carrier with dovetail attachments
US11015485B2 (en) 2019-04-17 2021-05-25 Rolls-Royce Corporation Seal ring for turbine shroud in gas turbine engine with arch-style support
US11021987B2 (en) * 2019-05-15 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation CMC BOAS arrangement
US11149563B2 (en) 2019-10-04 2021-10-19 Rolls-Royce Corporation Ceramic matrix composite blade track with mounting system having axial reaction load distribution features
US11174795B2 (en) * 2019-11-26 2021-11-16 Raytheon Technologies Corporation Seal assembly with secondary retention feature
US11230937B2 (en) * 2020-05-18 2022-01-25 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine shroud assembly with dovetail retention system
CN113882910B (zh) * 2020-07-03 2024-07-12 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮外环连接组件、燃气涡轮发动机以及连接方法
FR3127981A1 (fr) * 2021-10-08 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Virole annulaire de turbine
US11885225B1 (en) * 2023-01-25 2024-01-30 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track with ceramic matrix composite segments having attachment flange draft angles

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3501246A (en) * 1967-12-29 1970-03-17 Westinghouse Electric Corp Axial fluid-flow machine
EP1350927A2 (en) * 2002-03-28 2003-10-08 General Electric Company Shroud segment, manufacturing method for a shroud segment, as well as shroud assembly for a turbine engine
WO2013115349A1 (ja) * 2012-02-02 2013-08-08 株式会社Ihi 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン
RU2522264C2 (ru) * 2009-03-09 2014-07-10 Снекма Сборка обоймы турбины
US20140271145A1 (en) * 2013-03-12 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track assembly

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2637650B1 (fr) * 1988-10-06 1990-11-16 Alsthom Gec Dispositifs reduisant les fleches et les contraintes dans les diaphragmes de turbines
US5961278A (en) * 1997-12-17 1999-10-05 Pratt & Whitney Canada Inc. Housing for turbine assembly
US6942203B2 (en) * 2003-11-04 2005-09-13 General Electric Company Spring mass damper system for turbine shrouds
FR2887601B1 (fr) 2005-06-24 2007-10-05 Snecma Moteurs Sa Piece mecanique et procede de fabrication d'une telle piece
US7771159B2 (en) * 2006-10-16 2010-08-10 General Electric Company High temperature seals and high temperature sealing systems
FR2942844B1 (fr) * 2009-03-09 2014-06-27 Snecma Ensemble d'anneau de turbine avec arret axial
US8740552B2 (en) * 2010-05-28 2014-06-03 General Electric Company Low-ductility turbine shroud and mounting apparatus
EP2801702B1 (fr) * 2013-05-10 2020-05-06 Safran Aero Boosters SA Virole interne de redresseur de turbomachine avec joint abradable

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3501246A (en) * 1967-12-29 1970-03-17 Westinghouse Electric Corp Axial fluid-flow machine
EP1350927A2 (en) * 2002-03-28 2003-10-08 General Electric Company Shroud segment, manufacturing method for a shroud segment, as well as shroud assembly for a turbine engine
RU2522264C2 (ru) * 2009-03-09 2014-07-10 Снекма Сборка обоймы турбины
WO2013115349A1 (ja) * 2012-02-02 2013-08-08 株式会社Ihi 翼の連結部構造及びこれを用いたジェットエンジン
US20140271145A1 (en) * 2013-03-12 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Turbine blade track assembly

Also Published As

Publication number Publication date
CN111188655B (zh) 2022-06-24
US20180156068A1 (en) 2018-06-07
FR3036435B1 (fr) 2020-01-24
RU2017145079A (ru) 2019-06-24
RU2017145079A3 (ru) 2019-10-23
CA3228720A1 (fr) 2016-12-01
EP3298246A1 (fr) 2018-03-28
US20200291820A1 (en) 2020-09-17
US11118477B2 (en) 2021-09-14
BR112017024871B1 (pt) 2023-03-07
CA2986661C (fr) 2024-06-18
CN111188655A (zh) 2020-05-22
US10724401B2 (en) 2020-07-28
EP4273370A3 (fr) 2024-02-14
EP4273370A2 (fr) 2023-11-08
CN108138579A (zh) 2018-06-08
EP3298246B1 (fr) 2023-11-22
WO2016189223A1 (fr) 2016-12-01
CA2986661A1 (fr) 2016-12-01
BR112017024871A2 (pt) 2018-08-07
FR3036435A1 (fr) 2016-11-25
CN108138579B (zh) 2020-03-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2741192C2 (ru) Узел турбинного кольца
CN108699918B (zh) 冷热时具有支承件的涡轮环组件
CN107735549B (zh) 由法兰支撑的涡轮机环组件
RU2728671C2 (ru) Узел турбинного кольца без монтажного зазора в холодном состоянии
US10619517B2 (en) Turbine ring assembly
JP6689290B2 (ja) 軸方向保持具を有するタービンリングアセンブリ
RU2717180C2 (ru) Турбинный кольцевой узел, содержащий множество кольцевых секторов, выполненных из композитного материала с керамической матрицей
US20180051590A1 (en) Turbine ring assembly
CN107810310B (zh) 以爪形离合器方式保持的涡轮环组件
RU2601052C2 (ru) 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
US20180363506A1 (en) A turbine ring assembly with resilient retention when cold
US9518472B2 (en) Turbine engine stator wheel and a turbine or a compressor including such a stator wheel
JP6457500B2 (ja) ターボ機械用ロータリアセンブリ
CN107532483B (zh) 包含多个由陶瓷基质复合材料制成的环扇区的涡轮环组件
CN113195873A (zh) 具有分度法兰的涡轮环组件
CN115485451A (zh) 涡轮组件以及设置有这种组件的气体涡轮发动机
CN1320257C (zh) 用以密封间隙的密封件和具有密封件的燃气轮机
JP7510955B2 (ja) スペーサに取り付けられたタービンリングアセンブリ
US11208906B2 (en) Connection between a ceramic matrix composite stator sector and a metallic support of a turbomachine turbine
US11149586B2 (en) Turbine ring assembly