CN108979738B - 涡轮机压缩机的密封系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提出了一种用于涡轮机比如飞机涡轮喷气发动机的低压压缩机。该压缩机包括具有其间定位两个环形肋(32)的两排转子叶片的转子(12);在转子叶片之间的一个环形排定子叶片(26)。内部护罩(30)连接到定子叶片。内部护罩包括与环形肋协作的耐磨材料,以及由耐磨材料制成并且径向朝向转子(12)延伸以提供密封的环形齿(42)。本发明的另一主题是一种用于制造旁路涡轮喷气发动机压缩机的方法。
Description
技术领域
本发明涉及轴流式涡轮机的压缩机中的密封,特别是在内部护罩的区域中。本发明还涉及一种轴流式涡轮机,比如飞机涡轮喷气发动机或飞机涡轮螺旋桨发动机。本发明还提出了一种制造压缩机的方法。
背景技术
涡轮喷气发动机压缩机出口处的压缩比取决于护罩和转子之间的密封。当所涉及的压缩机是低压压缩机时,该密封需要能够适应振动并且也能够适应吸入。离心力和膨胀仍然是必须添加到前面的限制。
文献EP3023595A1公开了一种配备有低压压缩机的涡轮喷气发动机,其中内部护罩限制转子周围的泄漏。每个内部护罩或每个内部护罩段包括:圆形或半圆形壁,其轮廓主要轴向延伸;以及形成在轴向壁中的一排开口。每个开口都具有相对边缘,该边缘旨在横向地布置在定位在所述开口中的定子叶片的任一侧上以便附接其。此外,壁包括径向凸缘,该径向凸缘在护罩或护罩段的周向方向上穿过开口,以便在每个开口内形成机械连接以连接其相对边缘。
发明内容
技术问题
本发明的目的是解决现有技术中存在的至少一个问题。更具体地说,本发明的目的是能够减少压缩机中的泄漏。本发明的另一个目的是提出一种简单、坚固、轻便、经济、可靠的解决方案,其易于制造,便于维护,易于检查并且提高了效率。
技术方案
本发明的一个主题是一种涡轮机的压缩机,特别是涡轮机低压压缩机,该压缩机包括:具有至少一个环形肋的转子;环形排定子叶片;内部护罩,其连接到所述定子叶片并且包括至少一层耐磨材料,耐磨材料层能够与所述转子的至少一个环形肋协作从而提供密封;值得注意的是,所述内部护罩包括由耐磨材料制成并且朝向所述转子径向延伸的至少一个环形齿。
根据本发明的有利实施例,该压缩机可以包括单独或以任何技术可行组合考虑的以下特征中的一个或多个:
-环形齿和转子在它们之间具有第一径向间隙J1,并且环形肋和内部护罩在它们之间具有代表第一径向间隙J1的50%和150%之间的第二径向间隙J2。
-第一径向间隙J1等于第二径向间隙J2。
-环形齿包括梯形或三角形的旋转轮廓。旋转轮廓被认为是围绕转子的旋转轴线。
-环形齿在轴向上比环形肋更厚。
-环形齿的径向高度等于环形肋的径向高度。
-环形齿和环形肋在它们径向高度的大部分上径向重叠。
-环形齿的材料不同于与环形肋协作的材料,并且可能更易碎。
-环形齿的耐磨材料与同环形肋协作的材料相同;所述材料可能形成为一体和/或形成单件式组件。
-转子包括至少两个环形排转子叶片,环形齿轴向布置在它们之间,至少两个环形排转子叶片形成单件式组件。
-内部护罩包括环形齿从其径向延伸的内部环形表面,所述表面包括轴向布置在环形肋的高度处的圆形凹槽。
-内部护罩包括可能由复合材料制成的环形壁。
-环形壁在径向上将定子叶片与环形齿分离。
-环形齿是第一环形齿,内部护罩包括其他可能至少两个其他环形齿,环形齿由耐磨材料制成并径向朝向转子延伸,环形齿可能沿内部护罩轴向分布。
-环形肋是第一肋,转子还包括至少第二环形肋,所述环形肋和所述或每个环形齿彼此交替。
-径向间隙J2代表径向间隙J1的80%和120%之间或90%和110%之间。
-间隙J1和/或间隙J2分别代表所述齿或肋的径向高度的最多20%或10%或5%或3%。
-压缩机是轴流式压缩机。
-齿包括径向朝向内部定向的圆形尖端。
-肋包括径向朝向外部定向的圆形尖端。
-齿具有旋转轮廓,其径向高度大于轴向厚度,可能至少:比轴向厚度大两倍或三倍或四倍或五倍。这些比例可适用于环形肋的旋转轮廓。
-在操作中,齿转动和/或进入凹槽。
-齿的耐磨材料是第一材料,与肋协作的材料是第二材料,其可能比第一材料具有更高的密度和/或更硬。
-转子是带有支撑每个环形肋的外部表面的一件式鼓。
-壁和齿由不同的材料制成。
-转子包括径向面向齿和/或径向朝向齿延伸的径向过度厚度。
-齿和肋在转子壳体和护罩的内部表面之间的大部分径向空间上延伸。所述空间在护罩的整个长度上延伸。
-肋的硬度高于齿的硬度,可能至少是两倍高或五倍或十倍高。硬度可以是维氏硬度。
本发明的另一主题是一种涡轮机的压缩机,包括:具有至少一个环形肋的转子;环形排定子叶片;连接到所述定子叶片的内部护罩,包括:至少一层耐磨材料,其能够与所述转子的至少一个环形肋协作,一个环形齿,其由耐磨材料制成并且径向朝向所述转子延伸,在环形肋和环形齿的轴向高度处测量的径向间隙相等。
本发明的另一主题是一种涡轮机,特别是飞机涡轮喷气发动机,包括压缩机,值得注意的是,所述压缩机根据本发明的压缩机,并且优选地,所述环形齿包含有机材料,比如聚合物。
本发明的另一主题是一种用于制造涡轮机压缩机的方法,该方法包括以下步骤:(a)供应或创建环形排定子叶片;(b)将内部护罩附接到环形排定子叶片,所述内部护罩包括耐磨材料;(d)围绕压缩机的转子的环形肋定位内部护罩的耐磨材料;值得注意的是,在定位步骤(d)之前,其包括步骤:(c)在内部护罩内添加由耐磨材料制成的至少一个环形齿;在定位步骤(d)结束时,压缩机可能是根据本发明的压缩机。
根据本发明的一有利实施例,添加步骤(c)包括将耐磨材料模制或结合或等离子喷涂到内部护罩中的阶段;在定位步骤(d)结束时,压缩机可能是根据本发明的压缩机。
根据本发明的一有利实施例,添加步骤(c)包括机加工耐磨材料以在其中切割环形齿的阶段。
根据本发明的一有利实施例,在模制或结合阶段结束时,耐磨材料形成环形齿。
厚度和/或高度可以是平均值。
关于环形齿给出的特征可能适用于每个环形齿。这同样适用于肋。
通常,本发明的每个主题的有利实施例也可适用于本发明的其他主题。本发明的每个主题都可以与其他主题相结合,并且本发明的主题还可以与说明书的实施例相结合,除非明确规定相反,否则它们还可以以任何技术上可行的组合相互结合。
有益效果
本发明使得可以产生由内部护罩承载的另外的擦拭带。它们的存在提供了与转子结合的效果,放大护罩下面的涡旋以减缓二次流动。改进密封而不会不利地影响转子的惯性。
此外,创建由耐磨材料制成的齿尊重转子的完整性。在径向上,存在创建的两层密封,它们串联地起作用,与此同时允许尊重轴向和径向紧凑的安装。
附图说明
图1描绘了根据本发明的轴流式涡轮机。
图2是根据本发明的涡轮机压缩机的图。
图3示出了根据本发明第一实施例的密封系统。
图4示出了根据本发明第二实施例的密封系统。
图5是根据本发明的用于制造涡轮机压缩机的方法的图。
具体实施方式
在下面的描述中,术语“内部”和“外部”是指相对于轴流式涡轮机的旋转轴线的定位。轴向方向对应于沿着涡轮机的旋转轴线的方向。径向方向垂直于旋转轴线。上游和下游参照通过涡轮机的流动的主方向。耐磨材料的含义是能够在与转子接触时破碎的材料,以限制转子的磨损。
图1是轴流式涡轮机的简化图。在该特殊情况下,它是一个旁路涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机2包括被称为低压压缩机4的第一压缩级、被称为高压压缩机6的第二压缩级、燃烧室8以及一个或多个涡轮级10。在操作中,经由中心轴传递到转子12的涡轮机10的机械动力驱动两个压缩机4和6的运动。这些压缩机包括与成排定子叶片相关的多排转子叶片。转子围绕其旋转轴线14的旋转因此可以产生气流并逐渐地压缩气流直到其进入燃烧室8。
通常称为风扇16的入口鼓风机联接到转子12,并且产生气流,该气流分成通过各种前述涡轮机级的主流18和沿着机器通过环形导管(部分示出)以在涡轮机的出口处与主流重新结合的二次或旁路流20。风扇可以是未成管道(unduct)的类型。
旁路流可被加速,从而其产生飞机飞行所需的反作用力推力。主流18和旁路流20是一个在另一个内部的同轴环形流。它们由涡轮机壳体和/或护罩成管道(duct)。
图2是类似于图1的轴流式涡轮机的压缩机的横截面视图。压缩机可以是低压压缩机4。可以看到将主流18与旁路流20分开的分流器22。转子12包括多排转子叶片24,在这种情况下是三排。它可以是单件式鼓。它形成连接其所有排叶片的实体。潜在地,一排或多排或每排转子叶片24刚性地连接到转子,且因此在适当的情况下连接到鼓。可替代地,转子叶片具有燕尾形附件。
低压压缩机4包括多组导向叶片,在本例中为四组,每组包含一排定子叶片26。导向叶片与风扇或一排转子叶片相关以使气流变直,从而将流速转化为压力,特别是静压。
定子叶片26从外壳体28基本上径向延伸,并且可以固定到其上并使用销固定。壳体28可以由两个半壳形成。成排定子叶片26支撑内部护罩30,其外表面引导主流18。内部护罩30可以具有围绕旋转轴线14的旋转轮廓。它们提供与转子12的动态密封,特别是与其环形肋(通常称为擦条)组合。只要它们允许至转子的更近间隔,这就最大限度地减少了泄漏,所述更近间隔在操作期间闭合了机械间隙。因此,护罩和转子12的一部分可以形成密封系统。
图3示意性地示出了与图2类似的密封系统。它示出:表示其排的定子叶片26、转子12的轴向部分和内部护罩30。护罩30可以是分段的。它可以由纤维增强的有机基质复合材料制成。这里描述的系统处于静止状态,肋42相对于齿32的旋转速度为零。
转子12包括至少一个(在此情况下是两个)环形肋32,其从转子12的壳体34向外径向延伸。壳体34可对应于鼓的壳体。这些肋32形成具有面向内部护罩30的圆形尖端的圆形叶片,特别是径向面对专用耐磨材料层36。这些层36可以容纳在内部护罩30的环形壁38的径向厚度内。
与护罩30的外表面40径向相对,护罩30具有至少一个环形齿42,例如两个或三个环形齿42。这些齿42从护罩30的内表面44径向延伸。齿42从这个内部表面44突出。
齿42可以可能均匀地在护罩30的长度上轴向分布。上游一个可以轴向地位于叶片26的前缘46的水平处或上游。下游一个可以轴向地位于叶片26的后缘48的水平处或下游。齿42和肋32形成交替,使得它们在转子12和护罩30之间包围环形室;所述室在操作期间经历它们的圆形边缘的闭合,从而改善密封,增加压缩比并优化发动机效率。
齿42和肋32沿相反的方向径向延伸。它们可以径向彼此交叉。它们可能在它们各自径向高度的大部分上径向重叠。它们的轴向面(可能是平面的或基本上圆锥形的)轴向面向彼此。齿42和肋32可以具有相同或相似的高度,即具有至多10%或5%的高度差。
可能地,在一个齿42与转子12之间更具体地说在一个齿42与壳体34之间径向保留的多个或每个间隙J1可以等于护罩38与一个肋32之间的至少一个或多个或每个间隙J2。可能地,所有间隙J1是相等的;和/或所有间隙J2是相等的。这种布置促进了密封并且允许齿对肋起基本相同的作用。随着齿在径向上更接近转子,肋同时减小它们对护罩的边界。在接触的情况下,一方与另一方,机械冲击受到控制,因为齿能够在不损坏转子的情况下抵抗转子而破碎。
齿42的耐磨材料可以不同于径向面对肋32的层36的材料。因此,可以选择不同的特性。举例来说,在齿42中使用的第一耐磨材料可以比存在于层36中的第二耐磨材料更软。这保护了转子12。这些材料可以是弹性体,可能具有不同浓度的空心球或不同的填充物含量。而且,齿可能比肋更软。肋可以由钛制成和/或具有的维氏硬度大于或等于200MPa或900MPa。齿的维氏硬度小于或等于100MPa或10MPa。
肋32可以比齿42轴向更细长。这优化了护罩下面空间的使用,优化了旋转质量和机械强度。
可选地,内部护罩30可以包括至少一个圆形凹槽50,对于每个肋32可能是一个圆形凹槽。每个圆形凹槽50径向向内敞开并且能够接收肋32的圆形尖端。每个凹槽50沿着与齿42特别是与内部表面44不同的方向径向延伸。这允许在操作期间更好地闭合间隙。每个间隙J2可以相对于相应的凹槽50的底部来测量。可选地,凹槽50形成在层36中。
图4描绘了根据本发明第二实施例的密封系统。对于相同或相似的元件,该图4重复使用了前面附图中的编号系统,然而编号系统增加了100。具体数字用于针对该实施例的特定元件。
该密封系统与图3的密封系统基本相同,尽管其不同之处在于环形齿142形成在与肋132进一步协作的同一耐磨层136中。该层由内部护罩130的壁138承载并形成内部表面144。齿142和肋132的数量也改变。
再次,肋132和齿142放置成使得它们彼此交替。肋142面对两个齿132。齿的径向高度等于肋的高度。
根据本发明,可以想到的是,创造一种混合压缩机,其意味着包括根据图3的一个或多个密封系统和根据图4的一个或多个密封系统的混合压缩机。可以添加圆形凹槽(未示出),特别是在层136中。
图5示意性地描绘了用于制造涡轮机压缩机的方法的图。该方法可以是组装和/或成形方法。压缩机可以对应于结合图1和2所描述的压缩机,压缩机密封系统例如是根据图3和/或4的教导。
用于制造压缩机的方法可以包括以下步骤,可能按以下顺序执行:
(a)供应或创建200环形排叶片,并且将这些叶片安装到压缩机的外壳体上;
(b)将内部护罩附接202到环形排叶片,所述内部护罩包括一些耐磨材料;
(c)在内部护罩内添加204由耐磨材料制成的至少一个或多个环形齿;
(d)围绕压缩机转子的环形肋定位206内部护罩的耐磨材料。
添加204步骤(c)可以是在护罩内创建或安装齿的步骤。添加204步骤(c)可以包括在护罩内施加耐磨材料的阶段208。施加阶段208可以通过模制或结合或等离子喷涂来执行。
之后,添加204步骤(c)包括加工耐磨材料以便切割其中的环形齿的阶段210。加工可以通过车削来执行,特别是通过将护罩放置在卡盘上。在这种情况下,施加阶段208倾向于使用环形耐磨材料层作为与齿相比的过度厚度。多余的材料被切掉以仅保留特定于齿的材料。
可替代地或另外,施加耐磨材料的阶段208可以使得直接形成一个或每个齿。可能地,一个齿表现出其确定的形状,另一个齿表现出通过切割和/或机加工而被去除的过量材料。
Claims (14)
1.一种涡轮机(2)的压缩机(4;6),所述压缩机(4;6)包括:
-具有至少一个环形肋(32;132)的转子(12);
-环形排定子叶片(26);
-内部护罩(30;130),其连接到所述定子叶片(26)并且包括至少一层耐磨材料(36;136),耐磨材料层能够与所述转子(12)的至少一个环形肋(32;132)协作;
其特征在于,
所述内部护罩(30;130)包括由耐磨材料制成并且朝向所述转子(12)径向延伸的至少一个环形齿(42;142)。
2.根据权利要求1所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述环形齿(42;142)和转子(12)在它们之间具有第一径向间隙J1,并且所述环形肋(32;132)和内部护罩(30;130)在它们之间具有代表第一径向间隙J1的50%和150%之间的第二径向间隙J2,并且第一径向间隙J1等于第二径向间隙J2。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述环形肋(32;132)的维氏硬度高于所述环形齿(42;142)的维氏硬度。
4.根据权利要求1至2中任一项所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述环形齿(42;142)在轴向上比所述环形肋(32;132)更厚,并且所述环形齿(42;142)的径向高度等于所述环形肋(32;132)的径向高度。
5.根据权利要求1至2中任一项所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述环形齿(42;142)和所述环形肋(32;132)在它们径向高度的大部分上径向重叠。
6.根据权利要求1至2中任一项所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述环形齿(142)的耐磨材料与同所述环形肋(132)协作的材料相同;所述材料形成为一体和/或形成单件式组件。
7.根据权利要求1至2中任一项所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述内部护罩(30)包括所述环形齿(42)从其径向延伸的内部环形表面(44),所述内部环形表面(44)包括轴向布置在所述环形肋(32)的高度处的圆形凹槽(50)。
8.根据权利要求1所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述内部护罩(30;130)包括环形壁(38;138),其由复合材料制成并且在径向上将所述定子叶片(26)与所述环形齿(42;142)分离。
9.根据权利要求1至2中任一项所述的压缩机(4;6),其特征在于,所述环形齿(42;142)是第一环形齿,所述内部护罩(30;130)包括至少两个其他环形齿,所述至少两个其他环形齿由耐磨材料制成并径向朝向所述转子(12)延伸,所述第一环形齿和所述至少两个其他环形齿沿所述内部护罩轴向分布。
10.一种涡轮机(2),包括轴流式压缩机(4;6),其特征在于,所述压缩机(4;6)是根据权利要求1至9中任一项所述的压缩机,并且所述环形齿(42;142)包含有机材料。
11.一种用于制造涡轮机压缩机(4;6)的方法,所述方法包括以下步骤:
(a)供应或创建(200)环形排定子叶片(26);
(b)将内部护罩(30;130)附接(202)到所述环形排定子叶片(26),所述内部护罩(30;130)包括耐磨材料;
(d)围绕所述压缩机(4;6)的转子(12)的环形肋(32;132)定位(206)所述内部护罩(30;130)的耐磨材料;
其特征在于,在定位(206)步骤(d)之前,其包括步骤:
(c)在所述内部护罩(30;130)内添加(204)由耐磨材料制成的至少一个环形齿(42;142);在定位(206)步骤(d)结束时,所述压缩机(4;6)是根据权利要求1至9中任一项所述的压缩机。
12.根据权利要求11所述的方法,其特征在于,添加(204)步骤(c)包括将耐磨材料模制或结合或等离子喷涂到所述内部护罩(30;130)中的阶段(208)。
13.根据权利要求11和12中任一项所述的方法,其特征在于,添加(204)步骤(c)包括机加工所述耐磨材料以在其中切割环形齿(42;142)的阶段(201)。
14.根据权利要求12所述的方法,其特征在于,在所述模制或结合阶段结束时,所述耐磨材料形成所述环形齿(42;142)。
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FR3088671B1 (fr) * | 2018-11-16 | 2021-01-29 | Safran Aircraft Engines | Etancheite entre une roue mobile et un distributeur d'une turbomachine |
FR3091725B1 (fr) * | 2019-01-14 | 2022-07-15 | Safran Aircraft Engines | Ensemble pour une turbomachine |
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Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB867759A (en) * | 1958-12-03 | 1961-05-10 | Gen Motors Corp | Stator vane assemblies for axial-flow compressors or turbines |
GB1528421A (en) * | 1975-09-22 | 1978-10-11 | Nissan Motor | Shroud for rotor or impeller of a turbine or compressor with abradable seal layer on inside to establish minimized running clearance |
EP1712743A2 (en) * | 2005-04-12 | 2006-10-18 | The General Electric Company | Turbine with an abradable seal between the rotor and a stationary component |
WO2016059348A1 (fr) * | 2014-10-15 | 2016-04-21 | Snecma | Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une virole de rotor auto-portee |
EP3023595A1 (fr) * | 2014-11-18 | 2016-05-25 | Techspace Aero S.A. | Virole interne de compresseur de turbomachine axiale |
EP3073055A2 (en) * | 2015-03-24 | 2016-09-28 | United Technologies Corporation | Damper for stator assembly and stator assembly |
FR3039589A1 (fr) * | 2015-07-28 | 2017-02-03 | Snecma | Etage de turbomachine, en particulier de turbine basse-pression |
Family Cites Families (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
AU2002226029A1 (en) * | 2000-11-06 | 2002-05-15 | Advanced Components And Materials, Inc. | Compliant brush shroud assembly for gas turbine engine compressors |
US7686568B2 (en) * | 2006-09-22 | 2010-03-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating turbine engines |
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GB2492546A (en) * | 2011-07-04 | 2013-01-09 | Alstom Technology Ltd | A labyrinth seal for an axial fluid flow turbomachine |
US9163519B2 (en) * | 2011-07-28 | 2015-10-20 | General Electric Company | Cap for ceramic blade tip shroud |
US9151174B2 (en) * | 2012-03-09 | 2015-10-06 | General Electric Company | Sealing assembly for use in a rotary machine and methods for assembling a rotary machine |
US9394800B2 (en) * | 2013-01-21 | 2016-07-19 | General Electric Company | Turbomachine having swirl-inhibiting seal |
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US9243511B2 (en) * | 2014-02-25 | 2016-01-26 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine abradable layer with zig zag groove pattern |
WO2016133583A1 (en) * | 2015-02-18 | 2016-08-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine shroud with abradable layer having ridges with holes |
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Patent Citations (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB867759A (en) * | 1958-12-03 | 1961-05-10 | Gen Motors Corp | Stator vane assemblies for axial-flow compressors or turbines |
GB1528421A (en) * | 1975-09-22 | 1978-10-11 | Nissan Motor | Shroud for rotor or impeller of a turbine or compressor with abradable seal layer on inside to establish minimized running clearance |
EP1712743A2 (en) * | 2005-04-12 | 2006-10-18 | The General Electric Company | Turbine with an abradable seal between the rotor and a stationary component |
WO2016059348A1 (fr) * | 2014-10-15 | 2016-04-21 | Snecma | Ensemble rotatif pour turbomachine comprenant une virole de rotor auto-portee |
EP3023595A1 (fr) * | 2014-11-18 | 2016-05-25 | Techspace Aero S.A. | Virole interne de compresseur de turbomachine axiale |
EP3073055A2 (en) * | 2015-03-24 | 2016-09-28 | United Technologies Corporation | Damper for stator assembly and stator assembly |
FR3039589A1 (fr) * | 2015-07-28 | 2017-02-03 | Snecma | Etage de turbomachine, en particulier de turbine basse-pression |
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