RU2367799C2 - Газовая турбина, сопловой аппарат которой герметично связан с одним из концов камеры сгорания - Google Patents
Газовая турбина, сопловой аппарат которой герметично связан с одним из концов камеры сгорания Download PDFInfo
- Publication number
- RU2367799C2 RU2367799C2 RU2005117834/06A RU2005117834A RU2367799C2 RU 2367799 C2 RU2367799 C2 RU 2367799C2 RU 2005117834/06 A RU2005117834/06 A RU 2005117834/06A RU 2005117834 A RU2005117834 A RU 2005117834A RU 2367799 C2 RU2367799 C2 RU 2367799C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- combustion chamber
- nozzle apparatus
- turbine
- wall
- gas turbine
- Prior art date
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 68
- 239000002184 metal Substances 0.000 claims description 23
- 210000003746 feather Anatomy 0.000 claims description 9
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 2
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 2
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 19
- 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 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 6
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 3
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 2
- 125000006850 spacer group Chemical group 0.000 description 2
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 229910010293 ceramic material Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000011153 ceramic matrix composite Substances 0.000 description 1
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 1
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 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
-
- 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
-
- 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)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Gasket Seals (AREA)
Abstract
Газовая турбина содержит кольцевую камеру сгорания, имеющую внутреннюю стенку и внешнюю стенку, сопловой аппарат турбины высокого давления и соединительные средства для механического соединения соплового аппарата турбины с задними концевыми частями внутренней и внешней стенок камеры сгорания. Сопловой аппарат турбины высокого давления содержит неподвижные лопатки, распределенные вокруг оси совпадающей с осью камеры сгорания. У каждой лопатки имеется перо, жестко соединенное с внутренней и внешней полками, представляющими собой расположенные встык кольцевые сектора, внутренние поверхности которых ограничивают в сопловом аппарате канал течения газовых потоков, поступающих из камеры сгорания. Задние концевые части внутренней и внешней стенок камеры сгорания прижаты соответственно к внутренним и к внешним полкам лопаток соплового аппарата турбины вплоть до заднего края полок. Соединительные средства образованы соединительными винтами, расположенными радиально и входящими в перья лопаток соплового аппарата турбины через отверстия, предусмотренные в задних концевых частях внутренней и внешней стенок камеры сгорания. Изобретение позволяет обеспечить герметичность канала течения газового потока как в месте соединения камеры сгорания с сопловым аппаратом, так и на протяжении соплового аппарата. 9 з.п. ф-лы, 5 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение
Настоящее изобретение относится к газовым турбинам, в частности для авиационных двигателей или к промышленным турбинам. Более конкретно изобретение касается турбины высокого давления (ВД), сопловой аппарат которой герметично связан с задним концом камеры сгорания.
Уровень техники
В известных газовых турбинах, содержащих кольцевые камеры сгорания, сопловой аппарат турбины высокого давления (ВД) устанавливают таким образом, чтобы он был механически соединен с задней концевой частью камеры сгорания (в тексте настоящей заявки термины “передний” и “задний” подразумевают положение относительно направления течения газов сгорания, образующихся в камере). Узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины ВД, может при этом поддерживаться соединительными деталями, соединенными с внутренней и внешней металлическими оболочками.
Такая конструкция позволяет обеспечить более высокую степень непрерывности канала течения газов в месте соединения камеры сгорания с сопловым аппаратом турбины, а также облегчает обеспечение герметичности этого соединения по сравнению с конструкцией, в которой камера сгорания и сопловой аппарат турбины ВД по отдельности присоединены к внутренней и внешней металлическим оболочкам.
Камера сгорания с сопловым аппаратом турбины, присоединенным к ее задней концевой части, описаны в патентном документе FR 2825787. Камера сгорания выполнена из композитного материала с керамической матрицей (ceramic matrix composite - CMC), а узел, состоящий из камеры сгорания и соплового аппарата турбины ВД, удерживается между внутренней и внешней металлическими оболочками при помощи тонких соединительных деталей, разделенных на секторы с целью компенсации разницы коэффициентов расширения металла и композитного керамического материала.
Сопловой аппарат турбины содержит неподвижные (направляющие) лопатки, жестко соединенные с внутренними и внешними полками, имеющими форму расположенных встык кольцевых секторов, внутренние поверхности которых ограничивают канал течения через сопловой аппарат турбины газового потока, поступающего из камеры сгорания. Механическое соединение соплового аппарата с камерой сгорания осуществлено при помощи резьбовых шпилек и гаек, причем резьбовые шпильки жестко прикреплены к полкам лопаток соплового аппарата и входят в пазы, предусмотренные в задних концевых частях внутренней и внешней стенок камеры сгорания.
Такое соединение может обеспечить герметичность соединения камеры сгорания с сопловым аппаратом турбины. Однако, кроме этого, необходимо обеспечить герметичность канала течения газов в сопловом аппарате в местах соединения полок лопаток.
Раскрытие изобретения
Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в разработке усовершенствованной конструкции соединения соплового аппарата турбины ВД с концом камеры сгорания, обеспечивающей простое решение проблемы герметичности канала течения газового потока не только в месте соединения камеры сгорания с сопловым аппаратом турбины, но также и на протяжении соплового аппарата.
В соответствии с изобретением решение поставленной задачи достигается созданием газовой турбины, содержащей:
- кольцевую камеру сгорания, имеющую внутреннюю стенку и внешнюю стенку,
- сопловой аппарат турбины высокого давления (ВД), содержащий неподвижные лопатки, распределенные вокруг оси, совпадающей с осью камеры сгорания, причем у каждой лопатки имеется перо, жестко соединенное с внутренней и внешней полками в форме расположенных встык кольцевых секторов, внутренние поверхности которых ограничивают в сопловом аппарате канал течения газовых потоков, поступающих из камеры сгорания,
- и соединительные средства для механического соединения соплового аппарата турбины с задними концевыми частями внутренней и внешней стенок камеры сгорания.
Турбина по изобретению характеризуется тем, что:
- задние концевые части внутренней и внешней стенок камеры сгорания прижаты соответственно к внутренним полкам и к внешним полкам лопаток соплового аппарата турбины, по существу, вплоть до заднего края полок, а
- соединительные средства образованы соединительными винтами, расположенными, по существу, радиально и входящими в перья лопаток соплового аппарата турбины через отверстия, предусмотренные в задних концевых частях внутренней и внешней стенок камеры сгорания.
Таким образом, герметичность стыков между внутренними полками, а также между внешними полками соплового аппарата турбины обеспечивается концевыми частями внутренней и внешней стенок камеры сгорания. При этом эти концевые части снабжены отверстиями, через которые соединительные винты проходят к перьям соплового аппарата и которые могут также использоваться для поступления охлаждающего воздуха к сопловому аппарату высокого давления. За исключением этих отверстий указанные концевые части образуют непрерывную замкнутую поверхность.
В оптимальном варианте узел, образованный камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, удерживается между внутренней металлической оболочкой и внешней металлической оболочкой при помощи внутренней соединительной детали и внешней соединительной детали. При этом внутренняя и внешняя соединительные детали имеют краевые части, соединенные с узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, при помощи указанных соединительных винтов.
Задняя концевая часть внутренней стенки камеры сгорания предпочтительно зажата между внутренними полками лопаток и внутренним кольцом, упирающимся во внешнюю поверхность концевой части внутренней стенки камеры сгорания. Как следствие, краевая часть внутренней соединительной детали может упираться во внешнюю поверхность внутреннего кольца. В оптимальном варианте внутреннее кольцо жестко соединено с радиальным кольцевым фланцем, который совместно с радиальным кольцевым фланцем внутренней металлической оболочки удерживает находящуюся между ними уплотнительную прокладку, обеспечивающую герметичность пространства, заключенного между внутренней стенкой камеры сгорания и внутренней металлической оболочкой вблизи заднего края соплового аппарата турбины.
Аналогичным образом задняя концевая часть внешней стенки камеры сгорания предпочтительно зажата между внешними полками лопаток и внешним кольцом, упирающимся во внешнюю поверхность концевой части внешней стенки камеры сгорания. В результате указанная краевая часть внешней соединительной детали может упираться во внешнюю поверхность внешнего кольца. В оптимальном варианте внешнее кольцо жестко соединено с радиальным кольцевым фланцем, который совместно с радиальным кольцевым фланцем, жестко связанным с внешней металлической оболочкой, удерживает находящуюся между ними уплотнительную прокладку, обеспечивающую герметичность пространства, заключенного между внешней стенкой камеры сгорания и внешней металлической оболочкой вблизи заднего края соплового аппарата турбины.
Другая отличительная особенность изобретения заключается в том, что дополнительно предусмотрены средства блокировки, предотвращающие поворот соплового аппарата турбины во избежание передачи на внутреннюю и внешнюю соединительные детали вращающего усилия, порожденного взаимодействием неподвижных лопаток соплового аппарата турбины с газовым потоком, поступающим из камеры сгорания.
В оптимальном варианте средства блокировки содержат элементы взаимной блокировки поворота, воздействующие, по меньшей мере, на одну из пар радиальных фланцев, между которыми удерживаются кольцевые уплотнительные прокладки.
Краткое описание чертежей
Другие свойства и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания, содержащего ссылки на прилагаемые чертежи и не вносящего каких-либо ограничений. На чертежах:
- фиг.1 схематично изображает газовую турбину в осевом разрезе,
- фиг.2 и 3 изображают в перспективе часть узла, содержащего заднюю концевую часть камеры сгорания и сопловой аппарат турбины ВД, а также соединительные детали газовой турбины по фиг.1,
- на фиг.4 и 5 представлены детальные изображения вариантов осуществления блокировки поворота соплового аппарата турбины ВД.
Сведения, подтверждающие возможность осуществления изобретения
На фиг.1 изображена в осевом разрезе одна половина газовой турбины, содержащей кольцевую камеру 10 сгорания, сопловой аппарат 20 турбины высокого давления, механически соединенный с задней концевой частью камеры 10 сгорания, внутреннюю кольцевую металлическую оболочку 30 и внешнюю кольцевую металлическую оболочку 40, а также соединительные детали 50, 60, удерживающие узел, образованный камерой 10 сгорания и сопловым аппаратом 20 в пространстве, ограниченном оболочками 30 и 40.
Камера 10 сгорания ограничена внутренней кольцевой стенкой 12 и внешней кольцевой стенкой 13, имеющими общую ось 11, и передней торцевой (лобовой) стенкой 14, прикрепленной к стенкам 12 и 13. По хорошо известной технологии лобовая стенка 14 содержит несколько отверстий 14а, распределенных вокруг оси 11, в которых размещены форсунки, предназначенные для подачи топлива и окислителя в камеру сгорания.
Сопловой аппарат 20 турбины ВД, образующий входную часть турбины, содержит неподвижные (направляющие) лопатки, распределенные по окружности вокруг оси 11. Как видно из фиг.2 и 3, каждая лопатка содержит перо 21, концы которого жестко прикреплены к внутренней полке 22 (полке замка) и к внешней (бандажной) полке 23. Полки 22, 23 имеют форму расположенных встык кольцевых секторов. Внутренние поверхности полок 22, 23 ограничивают канал течения газов в сопловом аппарате. Каждой паре, состоящей из внутренней полки и внешней полки, может соответствовать одна или несколько лопаток.
Внутренняя металлическая оболочка 30 состоит из двух частей 31, 32, соединенных болтовым соединением при помощи соответствующих фланцев 31а, 32а. Аналогичным образом внешняя металлическая оболочка 40 состоит из двух частей 41, 42, соединенных болтовым соединением при помощи соответствующих фланцев 41а, 42а. Через пространство 33, расположенное между внутренней стенкой 12 камеры 10 и внутренней оболочкой 30, а также через пространство 43, расположенное между внешней стенкой 13 камеры 10 и внешней оболочкой 40, распространяются вторичные потоки охлаждающего воздуха (обозначенные стрелками f), обтекающие камеру 10 сгорания.
В представленном примере внутренняя соединительная деталь 50 содержит первый край 51 в форме фланца, который соединен с внутренней оболочкой 30, будучи вставлен между фланцами 31а, 32а и скреплен с ними болтами. Другим своим краем 52 соединительная деталь 50 соединена с задней концевой частью 12а внутренней стенки 12 камеры 10 сгорания. Часть соединительной детали 50, проходящая через пространство 33, имеет криволинейную форму, по существу, S-образного сечения, что обеспечивает ее гибкость, необходимую для компенсации разницы радиального расширения камеры 10 сгорания и оболочки 30, особенно в случае, если камера 10 выполнена из CMC.
В частности, в этом случае в составе внутренней соединительной детали 50 формируют несколько секторных планок 52а, проходящих от края 52 соединительной детали на некоторое расстояние в направлении ее края 51. Это формирование может быть осуществлено при помощи прорезей 52b, разделяющих планки 52а и проходящих от края 52 до отверстий 54, предусмотренных в соединительной детали 50 и распределенных по окружности вокруг оси 11 для обеспечения возможности поступления вторичных потоков воздуха в пространство 33. Прорези 52b позволяют скомпенсировать разность расширения в направлении по окружности.
В представленном примере внешняя соединительная деталь 60 имеет первый край 61 в форме фланца, который соединен с внешней оболочкой 40, будучи вставлен между фланцами 41а, 42а и скреплен с ними болтами. Другим своим краем 62 соединительная деталь 60 соединена с задней концевой частью внешней стенки 13 камеры 10 сгорания. Часть соединительной детали 60, проходящая через пространство 43, имеет криволинейную форму, по существу, V-образного сечения, что обеспечивает ее гибкость, необходимую для компенсации разницы расширения внешней оболочки 40 и камеры 10 сгорания, особенно если последняя выполнена из CMC. В частности, в этом случае дополнительно производят формирование в составе внешней соединительной детали 60 нескольких секторных планок 62а, подобно тому, как это сделано в отношении внутренней соединительной детали 50. Таким образом, прорези 62b, разделяющие планки 62а, проходят от края 62 соединительной детали 60 на некоторое расстояние в направлении края 61, например, до отверстий 64, обеспечивающих возможность поступления вторичных потоков воздуха в пространство 43.
Если стенки камеры сгорания выполнены из жаропрочного металлического материала, образование секторов в соединительных деталях 50 и 60 может не потребоваться.
Разумеется, края 51 и 61 соединительных деталей 50 и 60 могут быть соединены с другими точками внутренней оболочки 30 и внешней оболочки 40, нежели фланцы 31а, 32а и 41а, 42а.
Внутренняя стенка 12 камеры 10 сгорания имеет заднюю концевую часть 12а, которая прижата к внешней стороне полок 22, по существу, вплоть до их заднего края. Внутреннее кольцо 24, разделенное на секторы, прижато к внешней стороне концевой части 12а внутренней стенки камеры. Кольцо 24 образовано кольцевыми секторами, расположенными встык и, возможно, но не обязательно, соответствующими внутренним полкам 22. Секторы кольца 24 содержат выступы 24а, в которые упирается разделенный на секторы край 52 соединительной детали 50. Расположенные, по существу, радиально соединительные винты 25 проведены через отверстия, предусмотренные в планках 52а соединительной детали 50, во внутреннем кольце 24 в местах расположения выступов 24а и в концевой части 12а внутренней стенки 12 камеры, и завинчены в резьбовые отверстия, направленные, по существу, радиально и предусмотренные во внутренних полках 22 и перьях 21 (см. фиг.1). Соединительные винты 25 могут быть предусмотрены для каждого пера 21 или лишь для некоторых из них.
Аналогичным образом внешняя стенка 13 камеры 10 содержит заднюю концевую часть 13а, которая прижата к внешней стороне полок 23, по существу, вплоть до их заднего края. Внешнее кольцо 26, разделенное на секторы, прижато к внешней стороне концевой части 13а внешней стенки камеры. Кольцо 26 образовано кольцевыми секторами, расположенными встык и, возможно, но не обязательно, соответствующими внешним полкам 23. Секторы кольца 26 содержат выступы 26а, в которые упирается разделенный на секторы край 62 соединительной детали 60. Расположенные, по существу, радиально соединительные винты 27 проведены через отверстия, предусмотренные в планках 62а соединительной детали 60, во внешнем кольце 26 в местах расположения выступов 26а и в концевой части 13а внешней стенки 13 камеры сгорания, и завинчены в резьбовые отверстия, направленные, по существу, радиально и предусмотренные во внешних полках 23 и перьях 21 (см. фиг.1). Соединительные винты 27 могут быть предусмотрены для каждого пера 21 или лишь для некоторых из них.
Если конструкция это позволяет, внутреннее кольцо 24 и/или внешнее кольцо 26 могут быть не разделены на секторы, а изготовлены монолитными или сваренными из нескольких деталей из материалов, предпочтительно имеющих близкие значения коэффициента расширения.
Таким образом, поскольку концевые части 12а и 13а стенок камеры образуют непрерывную поверхность, доходящую до заднего края соплового аппарата турбины, они обеспечивают герметичность на стыках между внутренними полками 22 и на стыках между внешними полками 23. Это позволяет отказаться от листового уплотнения, обычно используемого для обеспечения герметичности канала течения газового потока в сопловом аппарате, что приводит к экономии массы и времени, затрачиваемого на сборку.
Кроме того, закрепление концевых частей стенок камеры между полкой и кольцом укрепляет конец камеры в месте его соединения с сопловым аппаратом 20 турбины, что является преимуществом, поскольку камера, выполненная из материала CMC, может быть довольно хрупкой.
Непрерывность стенок 12 и 13 камеры 10 сгорания в месте соединения камеры с сопловым аппаратом турбины позволяет также обеспечить герметичность канала течения газового потока вблизи этого соединения. Кроме того, для обеспечения высокого уровня непрерывности течения первичного газового потока (обозначенного стрелками F) в местах соединения концевых частей 12а, 13а с остальными частями стенок 12, 13 предусмотрены небольшие уступы 12d, 13d, изображенные на фиг.1. Таким образом, канал течения газового потока на выходе из камеры может быть соединен с каналом течения в сопловом аппарате, по существу, без нарушения непрерывности.
В полках 22, 23 предусмотрены отверстия (не представлены на чертежах), сообщающиеся с отверстиями, предусмотренными в концевых частях 12а, 13а стенок камеры 10 и в кольцах 24, 26, которые обеспечивают возможность прохождения охлаждающего воздуха из пространств 33, 43 к неподвижным лопаткам соплового аппарата 20.
В оптимальном варианте предусмотрены средства блокировки, предупреждающие поворот соплового аппарата 20, но не прикладывающие усилия поворота или сдвига к частям соединительных деталей 50, 60, выступающим в пространства 33, 43.
В варианте осуществления изобретения, представленном на фиг.1-3, средства блокировки образованы штифтами 35. Данные штифты жестко прикреплены к внутренней оболочке 30 и входят в радиальные пазы 28а, которые предусмотрены в разделенном на секторы фланце 28, жестко соединенном с разделенным на секторы внутренним кольцом 24. В представленном примере штифты 35 расположены аксиально, распределены по окружности вокруг оси 11 и поддерживаются радиальным фланцем 36, выступающим из оболочки 30, по существу, в месте расположения заднего края соплового аппарата 20. Штифты 35 могут быть прикреплены к фланцу 36 путем запрессовки в отверстия, предусмотренные во фланце 36, или быть приварены к нему. В результате секторы 28а, составляющие фланец 28, жестко соединены с внутренними полками 22.
Следует также отметить, что герметичность на заднем крае пространства 33 достигается использованием, по меньшей мере, одной кольцевой прокладки 37 типа “омега”, которая располагается в канавке фланца 36 и прижата к задней поверхности фланца 28. Таким образом, фланцы 28 и 36 имеют двойную функцию поддержки уплотнительной прокладки 37 и поддержки средств блокировки поворота соплового аппарата. Прокладка 37 располагается с внешней стороны блокирующих штифтов 35.
В другом варианте осуществления изобретения аксиальные блокирующие штифты могут быть прикреплены к фланцу 28 и входить в пазы (отверстия), предусмотренные во фланце 36.
С внешней стороны герметичность заднего края пространства 43 обеспечивается ленточной прокладкой 38, основание которой размещено в кольцевом пазе 29b, открытом радиально наружу и предусмотренном на краю кольцевого фланца 29. Фланец 29, который расположен вблизи заднего края соплового аппарата 20, составляет часть разделенного на секторы внешнего кольца 26 и также состоит из расположенных встык секторов 29а. Прокладка 38 удерживается при помощи аксиально расположенных шплинтов 38а, пересекающих бортики паза 29b. Прокладка 38 упирается в непрерывный кольцевой выступ 45а, предусмотренный на передней поверхности радиального фланца 45, выступающего из оболочки 40 вблизи заднего края соплового аппарата 20.
В процессе эксплуатации усилие, оказываемое на перья 21 лопаток соплового аппарата 20 газовым потоком, поступающим из камеры 10, передается на штифты 35 через винты 25, кольцо 24 и фланец 28, причем никакое усилие поворота не воздействует на соединительные детали 50 и 60. Таким образом, не возникает необходимости увеличения размеров этих соединительных деталей. Они даже могут быть выполнены из материала CMC, если сама камера выполнена из материала CMC. В этом случае разделение соединительных деталей на секторы в месте соединения с камерой сгорания не требуется, хотя оно может быть желательным в местах соединения с внутренней и внешней металлическими оболочками.
Винты 25 и 27 могут быть выполнены из металлического материала, в частности, если используются металлические соединительные детали, или же из материала CMC.
На фиг.4 представлен другой вариант осуществления изобретения, отличающийся от варианта осуществления по фиг.1-3 тем, что герметичность на заднем крае пространства 33 обеспечена использованием ленточной прокладки 37', а блокировка поворота кольца 24 обеспечена штифтами 35', расположенными с внешней стороны прокладки 37' и входящими в глухие продолговатые отверстия 28'а, предусмотренные в разделенном на секторы фланце 28. На краю этого фланца расположен кольцевой паз 28'b, в котором основание ленточной прокладки 37' удерживается шплинтами 37'а. Вне кольцевого паза 28'b ленточная прокладка 37' упирается в непрерывный кольцевой выступ 36'а, предусмотренный на передней поверхности фланца 36.
На фиг.5 представлен еще один вариант осуществления изобретения, отличающийся от варианта осуществления по фиг.1-3 тем, что поворот соплового аппарата 20 блокирован также относительно внешнего кольца 26.
В оптимальном варианте для этого используют шплинты 38а, продлевая их в направлении течения газового потока таким образом, что они входят в отверстия 45b, предусмотренные во фланце 45. Шплинты 38а могут иметь большие размеры, т.е. их диаметр может быть увеличен по сравнению с размерами, достаточными для поддержания уплотнительной прокладки 38.
Вариант осуществления по фиг.5, в котором предусмотрена блокировка поворота внутренних и внешних полок соплового аппарата, оптимален, поскольку он позволяет распределить передаваемые усилия между сопловым аппаратом и металлическими оболочками.
Разумеется, для блокировки поворота внешних полок могут быть использованы конструкции, сходные с используемыми в варианте осуществления по фиг.4 для внутренних полок, т.е. блокирующие штифты, прикрепленные к фланцу 45 и входящие в глухие отверстия, предусмотренные во фланце 26.
Claims (10)
1. Газовая турбина, содержащая:
кольцевую камеру (10) сгорания, имеющую внутреннюю стенку и внешнюю стенку,
сопловой аппарат (20) турбины высокого давления, содержащий неподвижные лопатки, распределенные вокруг оси, совпадающей с осью камеры сгорания, причем у каждой лопатки имеется перо (21), жестко соединенное с внутренней и внешней полками (22, 23) в форме расположенных встык кольцевых секторов, внутренние поверхности которых ограничивают в сопловом аппарате канал течения газовых потоков, поступающих из камеры сгорания,
и соединительные средства для механического соединения соплового аппарата турбины с задними концевыми частями внутренней и внешней стенок камеры сгорания, отличающаяся тем, что:
задние концевые части (12а, 13а) внутренней и внешней стенок (12, 13) камеры (10) сгорания прижаты соответственно к внутренним полкам (22) и к внешним полкам (23) лопаток соплового аппарата турбины, по существу, вплоть до заднего края полок,
а соединительные средства образованы соединительными винтами (25, 27), расположенными, по существу, радиально и входящими в перья (21) лопаток соплового аппарата турбины через отверстия, предусмотренные в задних концевых частях внутренней и внешней стенок камеры сгорания.
кольцевую камеру (10) сгорания, имеющую внутреннюю стенку и внешнюю стенку,
сопловой аппарат (20) турбины высокого давления, содержащий неподвижные лопатки, распределенные вокруг оси, совпадающей с осью камеры сгорания, причем у каждой лопатки имеется перо (21), жестко соединенное с внутренней и внешней полками (22, 23) в форме расположенных встык кольцевых секторов, внутренние поверхности которых ограничивают в сопловом аппарате канал течения газовых потоков, поступающих из камеры сгорания,
и соединительные средства для механического соединения соплового аппарата турбины с задними концевыми частями внутренней и внешней стенок камеры сгорания, отличающаяся тем, что:
задние концевые части (12а, 13а) внутренней и внешней стенок (12, 13) камеры (10) сгорания прижаты соответственно к внутренним полкам (22) и к внешним полкам (23) лопаток соплового аппарата турбины, по существу, вплоть до заднего края полок,
а соединительные средства образованы соединительными винтами (25, 27), расположенными, по существу, радиально и входящими в перья (21) лопаток соплового аппарата турбины через отверстия, предусмотренные в задних концевых частях внутренней и внешней стенок камеры сгорания.
2. Газовая турбина по п.1, отличающаяся тем, что узел, образованный камерой (10) сгорания и сопловым аппаратом (20) турбины, удерживается между внутренней металлической оболочкой (30) и внешней металлической оболочкой (40) при помощи внутренней соединительной детали (50) и внешней соединительной детали (60), причем внутренняя и внешняя соединительные детали имеют краевые части, соединенные с узлом, образованным камерой сгорания и сопловым аппаратом турбины, при помощи указанных соединительных винтов (25, 27).
3. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что задняя концевая часть (12а) внутренней стенки (12) камеры (10) сгорания зажата между внутренними полками (22) лопаток и внутренним кольцом (24), упирающимся во внешнюю поверхность концевой части внутренней стенки камеры сгорания.
4. Газовая турбина по п.3, отличающаяся тем, что указанная краевая часть внутренней соединительной детали (50) упирается во внешнюю поверхность внутреннего кольца (24).
5. Газовая турбина по п.2, отличающаяся тем, что задняя концевая часть (13а) внешней стенки (13) камеры (10) сгорания зажата между внешними полками (23) лопаток и внешним кольцом (26), упирающимся во внешнюю поверхность концевой части внешней стенки камеры сгорания.
6. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что указанная краевая часть внешней соединительной детали (60) упирается во внешнюю поверхность внешнего кольца (26).
7. Газовая турбина по п.3, отличающаяся тем, что внутреннее кольцо (24) жестко соединено с радиальным кольцевым фланцем (28), который совместно с радиальным кольцевым фланцем (36) внутренней металлической оболочки (30) удерживает находящуюся между ними уплотнительную прокладку (37), обеспечивающую герметичность пространства (33), заключенного между внутренней стенкой камеры (10) сгорания и внутренней металлической оболочкой (30) вблизи заднего края соплового аппарата (20) турбины.
8. Газовая турбина по п.5, отличающаяся тем, что внешнее кольцо (26) жестко соединено с радиальным кольцевым фланцем (29), который совместно с радиальным кольцевым фланцем (45), жестко связанным с внешней металлической оболочкой (40), удерживает находящуюся между ними уплотнительную прокладку (38), обеспечивающую герметичность пространства (43), заключенного между внешней стенкой камеры (10) сгорания и внешней металлической оболочкой (40) вблизи заднего края соплового аппарата (20) турбины.
9. Газовая турбина по любому из пп.1-8, отличающаяся тем, что дополнительно содержит средства блокировки, предотвращающие поворот соплового аппарата (20) турбины во избежание передачи вращающего усилия, порожденного взаимодействием неподвижных лопаток соплового аппарата турбины с газовым потоком, поступающим из камеры сгорания на внутреннюю и внешнюю соединительные детали (50, 60).
10. Газовая турбина по п.9, отличающаяся тем, что средства блокировки содержат элементы взаимной блокировки поворота, воздействующие, по меньшей мере, на одну из пар радиальных фланцев (28-36; 29-45), между которыми удерживаются кольцевые уплотнительные прокладки (37, 38).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0406594 | 2004-06-17 | ||
| FR0406594A FR2871844B1 (fr) | 2004-06-17 | 2004-06-17 | Montage etanche d'un distributeur de turbine haute pression sur une extremite d'une chambre de combustion dans une turbine a gaz |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2005117834A RU2005117834A (ru) | 2006-12-20 |
| RU2367799C2 true RU2367799C2 (ru) | 2009-09-20 |
Family
ID=34942368
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2005117834/06A RU2367799C2 (ru) | 2004-06-17 | 2005-06-09 | Газовая турбина, сопловой аппарат которой герметично связан с одним из концов камеры сгорания |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7237387B2 (ru) |
| EP (1) | EP1607682B1 (ru) |
| JP (1) | JP2006002764A (ru) |
| FR (1) | FR2871844B1 (ru) |
| RU (1) | RU2367799C2 (ru) |
Cited By (1)
| 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 |
Families Citing this family (24)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7578134B2 (en) * | 2006-01-11 | 2009-08-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine engines |
| US8141370B2 (en) * | 2006-08-08 | 2012-03-27 | General Electric Company | Methods and apparatus for radially compliant component mounting |
| US8111209B2 (en) * | 2007-06-28 | 2012-02-07 | Qualcomm Mems Technologies, Inc. | Composite display |
| US8726675B2 (en) * | 2007-09-07 | 2014-05-20 | The Boeing Company | Scalloped flexure ring |
| US20090067917A1 (en) * | 2007-09-07 | 2009-03-12 | The Boeing Company | Bipod Flexure Ring |
| FR2929690B1 (fr) | 2008-04-03 | 2012-08-17 | Snecma Propulsion Solide | Chambre de combustion sectorisee en cmc pour turbine a gaz |
| EP2211023A1 (de) * | 2009-01-21 | 2010-07-28 | Siemens Aktiengesellschaft | Leitschaufelsystem für eine Strömungsmaschine mit segmentiertem Leitschaufelträger |
| FR2944090B1 (fr) * | 2009-04-07 | 2015-04-03 | Snecma | Turbomachine a chambre annulaire de combustion |
| US8745989B2 (en) * | 2009-04-09 | 2014-06-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse flow ceramic matrix composite combustor |
| US9234431B2 (en) * | 2010-07-20 | 2016-01-12 | Siemens Energy, Inc. | Seal assembly for controlling fluid flow |
| US9335051B2 (en) * | 2011-07-13 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Ceramic matrix composite combustor vane ring assembly |
| 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 |
| US9759427B2 (en) * | 2013-11-01 | 2017-09-12 | General Electric Company | Interface assembly for a combustor |
| US9764849B2 (en) | 2014-09-18 | 2017-09-19 | The Boeing Company | Method of attaching nacelle structure to minimize fatigue loading |
| US20180283212A1 (en) * | 2015-10-30 | 2018-10-04 | Siemens Energy, Inc. | System and method for attaching a non-metal component to a metal component |
| FR3045137B1 (fr) * | 2015-12-11 | 2018-05-04 | Safran Aircraft Engines | Chambre de combustion de turbomachine |
| 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 |
| US10393381B2 (en) * | 2017-01-27 | 2019-08-27 | General Electric Company | Unitary flow path structure |
| US10378373B2 (en) | 2017-02-23 | 2019-08-13 | General Electric Company | Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary |
| US10598380B2 (en) * | 2017-09-21 | 2020-03-24 | General Electric Company | Canted combustor for gas turbine engine |
| US11181005B2 (en) * | 2018-05-18 | 2021-11-23 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine assembly with mid-vane outer platform gap |
| DE102020115106B4 (de) | 2020-06-08 | 2022-08-25 | Man Energy Solutions Se | Turbinenleitapparat |
| CN115288804B (zh) * | 2022-10-10 | 2023-03-24 | 中国航发四川燃气涡轮研究院 | 一种鸟类骨架仿生式承力结构及其设计方法 |
| FR3148456B1 (fr) | 2023-05-04 | 2025-11-14 | Safran Aircraft Engines | Interface améliorée entre chambre de combustion et distributeur de turbine à gaz |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB791752A (en) * | 1954-03-02 | 1958-03-12 | Bristol Aero Engines Ltd | Improvements in or relating to flame tubes for use in combustion systems of gas turbine engines |
| GB924333A (en) * | 1960-07-22 | 1963-04-24 | United Aircraft Corp | Annular transition duct for a gas turbine jet propulsion engine |
| US6000906A (en) * | 1997-09-12 | 1999-12-14 | Alliedsignal Inc. | Ceramic airfoil |
| RU2173819C2 (ru) * | 1999-10-25 | 2001-09-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
| FR2825780A1 (fr) * | 2001-06-06 | 2002-12-13 | Snecma Moteurs | Architecure de chambre de combustion de turbomachine en materiau a matrice ceramique |
| US6546627B1 (en) * | 2000-09-14 | 2003-04-15 | Hitachi, Ltd. | Repair method for a gas turbine |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| NL74168C (ru) * | 1946-02-25 | |||
| US2765620A (en) * | 1951-06-23 | 1956-10-09 | Gen Motors Corp | Flow deflector for combustion chamber apparatus |
| DE949824C (de) * | 1951-08-04 | 1956-09-27 | Gustav Koehler Dipl Ing | In Achsebene geteilter Innenboden fuer Kammerturbinen |
| US3018624A (en) * | 1954-03-02 | 1962-01-30 | Bristol Siddeley Engines Ltd | Flame tubes for use in combustion systems of gas turbine engines |
| US5188507A (en) * | 1991-11-27 | 1993-02-23 | General Electric Company | Low-pressure turbine shroud |
| JP3564290B2 (ja) * | 1997-12-24 | 2004-09-08 | 三菱重工業株式会社 | 蒸気冷却型ガスタービン |
| FR2825787B1 (fr) * | 2001-06-06 | 2004-08-27 | Snecma Moteurs | Montage de chambre de combustion cmc de turbomachine par viroles de liaison souples |
-
2004
- 2004-06-17 FR FR0406594A patent/FR2871844B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2005
- 2005-06-01 EP EP05291174.0A patent/EP1607682B1/fr not_active Expired - Lifetime
- 2005-06-09 JP JP2005169178A patent/JP2006002764A/ja active Pending
- 2005-06-09 RU RU2005117834/06A patent/RU2367799C2/ru active
- 2005-06-16 US US11/153,354 patent/US7237387B2/en active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB791752A (en) * | 1954-03-02 | 1958-03-12 | Bristol Aero Engines Ltd | Improvements in or relating to flame tubes for use in combustion systems of gas turbine engines |
| GB924333A (en) * | 1960-07-22 | 1963-04-24 | United Aircraft Corp | Annular transition duct for a gas turbine jet propulsion engine |
| US6000906A (en) * | 1997-09-12 | 1999-12-14 | Alliedsignal Inc. | Ceramic airfoil |
| RU2173819C2 (ru) * | 1999-10-25 | 2001-09-20 | Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова | Камера сгорания газотурбинного двигателя |
| US6546627B1 (en) * | 2000-09-14 | 2003-04-15 | Hitachi, Ltd. | Repair method for a gas turbine |
| FR2825780A1 (fr) * | 2001-06-06 | 2002-12-13 | Snecma Moteurs | Architecure de chambre de combustion de turbomachine en materiau a matrice ceramique |
Cited By (1)
| 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 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP1607682A1 (fr) | 2005-12-21 |
| EP1607682B1 (fr) | 2016-06-08 |
| FR2871844A1 (fr) | 2005-12-23 |
| US7237387B2 (en) | 2007-07-03 |
| RU2005117834A (ru) | 2006-12-20 |
| US20060032236A1 (en) | 2006-02-16 |
| FR2871844B1 (fr) | 2006-09-29 |
| JP2006002764A (ja) | 2006-01-05 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2367799C2 (ru) | Газовая турбина, сопловой аппарат которой герметично связан с одним из концов камеры сгорания | |
| RU2368790C2 (ru) | Газовая турбина с камерой сгорания, прикрепленной к сопловому аппарату | |
| RU2392447C2 (ru) | Турбомашина, сопловой аппарат которой установлен на камере сгорания со стенками из композитного материала | |
| KR102599936B1 (ko) | 통합형 상호연결 밀봉부를 가진 링 세그먼트를 구비한 가스 터빈 링 조립체 | |
| RU2310795C2 (ru) | Газовая турбина с камерой сгорания, выполненной из композитного материала | |
| US10161257B2 (en) | Turbine slotted arcuate leaf seal | |
| RU2256082C2 (ru) | Соединение кольца, окружающего турбину, с конструкцией турбины | |
| US10301955B2 (en) | Seal assembly for gas turbine engine components | |
| US5762472A (en) | Gas turbine engine shroud seals | |
| JP2004353675A (ja) | 蒸気タービンダイアフラム組立体用の水平継手シールシステム | |
| US9869194B2 (en) | Seal assembly to seal corner leaks in gas turbine | |
| US20060082074A1 (en) | Circumferential feather seal | |
| JP2003014234A (ja) | ろう付けされたタブを用いたターボマシンにおけるｃｍｃ燃焼室の取り付け | |
| JP2003035418A (ja) | ２部分ｃｍｃ燃焼室のための結合部 | |
| 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 | |
| US11215063B2 (en) | Seal assembly for chute gap leakage reduction in a gas turbine | |
| JP4516473B2 (ja) | ガスタービン用の静止リングアセンブリ | |
| JP2004060657A (ja) | 蒸気タービンダイアフラムの段間パッキンシールのための端面間隙シール及びそれを組込む方法 | |
| US10689994B2 (en) | Seal assembly to seal corner leaks in gas turbine | |
| US10697315B2 (en) | Full hoop blade track with keystoning segments | |
| JP2003222029A (ja) | ガスタービンにおける弦ヒンジシールのための補助シール | |
| JP2003227352A (ja) | ガスタービンにおける弦ヒンジシールのための補助シール | |
| CN115917120A (zh) | 用于涡轮机涡轮的环形组合件 | |
| JP2015092075A (ja) | ガスタービン内に封止を提供するための方法およびシステム | |
| US20160258307A1 (en) | Floating panel for a gas powered turbine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner |