Nothing Special   »   [go: up one dir, main page]

JP5697667B2 - Outer shell sector for winged rings for aircraft turbomachine stators, including damping shims - Google Patents

Outer shell sector for winged rings for aircraft turbomachine stators, including damping shims Download PDF

Info

Publication number
JP5697667B2
JP5697667B2 JP2012522172A JP2012522172A JP5697667B2 JP 5697667 B2 JP5697667 B2 JP 5697667B2 JP 2012522172 A JP2012522172 A JP 2012522172A JP 2012522172 A JP2012522172 A JP 2012522172A JP 5697667 B2 JP5697667 B2 JP 5697667B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
sector
shim
basic
sectors
outer shell
Prior art date
Legal status (The legal status 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 status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2012522172A
Other languages
Japanese (ja)
Other versions
JP2013501181A (en
Inventor
ドウズシユ,ロラン・ジル
カパラ,パトリツク・エドモン
ゼデイ,サミール
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of JP2013501181A publication Critical patent/JP2013501181A/en
Application granted granted Critical
Publication of JP5697667B2 publication Critical patent/JP5697667B2/en
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542Bladed diffusers
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/001Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between stator blade and rotor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/04Antivibration arrangements
    • F01D25/06Antivibration arrangements for preventing blade vibration
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246Fastening of diaphragms or stator-rings
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/60Mounting; Assembling; Disassembling
    • F04D29/64Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps
    • F04D29/644Mounting; Assembling; Disassembling of axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04DNON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/668Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps damping or preventing mechanical vibrations
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00Stators
    • F01D9/02Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/042Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector fixing blades to stators

Landscapes

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

Description

本発明は、一般に、好ましくはターボジェットまたはターボプロップタイプの航空機ターボ機械に関する。   The present invention generally relates to aircraft turbomachines, preferably of the turbojet or turboprop type.

より具体的には、本発明は、この種のターボ機械の圧縮機またはタービンステータに、より正確には、複数のステータ翼と、翼を支持し、かつそれぞれ内側におよび外側にターボ機械を通過する一次流れを半径方向に画定するように設計される2つの同心シェルとを備える、翼付きリングセクタに関する。この種の翼付きリングは、通常、端と端をつないで配置されるいくつかのセクタを用いて作られ、通常、ガイドベーンまたはノズルとして圧縮機またはタービンに使用される。   More specifically, the present invention supports a compressor or turbine stator of this type of turbomachine, more precisely, supporting a plurality of stator blades and blades and passing through the turbomachine inward and outward respectively. And a winged ring sector comprising two concentric shells designed to radially define a primary flow. This type of winged ring is usually made with several sectors arranged end-to-end and is typically used in compressors or turbines as guide vanes or nozzles.

ターボ機械は、通常、連続して低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼室、高圧タービン、および低圧タービンを備えている。圧縮機およびタービンは、円周方向の間隔を置いて可動翼のいくつかの列を備え、これらの列は、やはり円周方向の間隔を置いて固定翼の列によって分離される。現代のターボ機械では、高い動的応力が、ガイドベーンおよびノズルに加えられる。技術進歩により、等しいかまたはよりよい性能を得るために段の数の減少がもたらされ、その結果、それぞれの段により高い負荷が生じる。さらに、製造技術の変化により、部品の数の減少がもたらされており、それにより、部品の間の連結部の減衰効果が低減される。これは、特に、振動エネルギーの散逸の大きな源を排除するアブレイダブルカートリッジろう付け技術が使用される場合が該当する。   Turbomachines typically include a low pressure compressor, a high pressure compressor, a combustion chamber, a high pressure turbine, and a low pressure turbine in succession. The compressor and turbine comprise several rows of movable blades spaced circumferentially, and these rows are separated by rows of stationary blades, also spaced circumferentially. In modern turbomachinery, high dynamic stresses are applied to the guide vanes and nozzles. Technological advances result in a reduction in the number of stages in order to obtain equal or better performance, resulting in higher loads on each stage. Furthermore, changes in manufacturing technology have led to a reduction in the number of parts, thereby reducing the damping effect of the connection between the parts. This is especially true when an abradable cartridge brazing technique is used that eliminates a significant source of vibration energy dissipation.

仏国特許出願公開第2902843号明細書は、斜めまたは他の方向にスリットまたは半径方向カットを使用することによって、外側シェルセクタを、接線方向に沿って互いから一定の間隔で基本セクタに分断することによってこの振動問題を解決する手段を開示しており、各基本セクタは、翼付きリングセクタの単一の翼を支持する。さらに、ストリップの形の減衰インサートが、基本セクタの間に挿入される。動作原理は、構造体の動的挙動に剛性非線形性を導入することに基づいている。この非線形性は、システムの閾値振動レベルによって起動される。この振動活動により、翼の基本セクタと減衰インサートとの間に相対運動が生じる。この相対運動により、減衰インサートの接着の連続する損失と回復、およびその結果として、システムの局所的剛性の連続的変化が生じる。したがって、振動活動を引き起こすモード(複数可)は、関連する固有振動数の持続的な変化によって混乱させられる。システムの共振は、動的システムの状態の連続的変化のゆえに引き起こされ得ない。これにより、システムの振動振幅が低減される。   FR-A-2902843 divides the outer shell sectors into basic sectors at regular intervals from one another along the tangential direction by using slits or radial cuts in an oblique or other direction. Thus, each basic sector supports a single wing of a winged ring sector. In addition, a damping insert in the form of a strip is inserted between the basic sectors. The principle of operation is based on introducing stiffness nonlinearity into the dynamic behavior of the structure. This non-linearity is triggered by the threshold vibration level of the system. This oscillating activity causes relative movement between the basic sector of the wing and the damping insert. This relative motion results in a continuous loss and recovery of the damping insert adhesion and, as a result, a continuous change in the local stiffness of the system. Thus, the mode (s) that cause vibrational activity are confused by persistent changes in the associated natural frequency. System resonances cannot be caused due to continuous changes in the state of the dynamic system. This reduces the vibration amplitude of the system.

それにもかかわらず、たとえこの解決策が振動の低減に関して満足のいくものであっても、これは改善され得る。さらに、仏国特許出願公開第2902843号明細書に開示されているこの解決策では、減衰インサートは、空気力学的な流路と圧縮機の外側との間の圧力勾配の効果により基本セクタの摩擦面に接触して保持され、その結果、これらのインサートに半径方向内向きの力を加える。欠点は、この圧力勾配が、インサートを摩擦面と満足のいくように強制的に接触させるには十分ではあり得ないということである。この場合には、結果は、起こり得る空気流路の非漏出性の損失だけでなく、まず第1に制振性能の低下である。   Nevertheless, even if this solution is satisfactory with respect to vibration reduction, this can be improved. Furthermore, in this solution disclosed in French Patent Application No. 2902843, the damping insert has a basic sector friction due to the effect of the pressure gradient between the aerodynamic flow path and the outside of the compressor. It is held in contact with the surface, resulting in a radially inward force being applied to these inserts. The disadvantage is that this pressure gradient cannot be sufficient to force the insert into satisfactory contact with the friction surface. In this case, the result is not only a possible non-leakage loss of the air flow path, but first of all a reduction in damping performance.

仏国特許出願公開第2902843号明細書French Patent Application Publication No. 2902843

この解決策のもつ他の欠点は、翼付きリングセクタの翼のうちの1つが過負荷になるということである。翼に加えられる空気力学的な力は、接線方向に間隔を置いて配置される基本セクタの中のセグメント化により、外側シェルセクタにおいて抵抗され得ない接線方向成分を含んでいる。したがって、これらの接線方向成分は、合成され、翼付きリングセクタの内側シェルセクタを通過してから、リングセクタに取り付けられる回転防止ストップ部に隣接して配置される翼を通過する。したがって、外側シェルセクタが接線方向に沿って静的な力を伝達することができないことにより、この翼は、非常に高い負荷が掛けられる。   Another disadvantage of this solution is that one of the blades of the winged ring sector is overloaded. The aerodynamic force applied to the wing includes a tangential component that cannot be resisted in the outer shell sector due to segmentation within the tangentially spaced basic sectors. Thus, these tangential components are combined and pass through the inner shell sector of the winged ring sector and then through the wings located adjacent to the anti-rotation stop attached to the ring sector. The wing is therefore subjected to a very high load by the inability of the outer shell sector to transmit a static force along the tangential direction.

したがって、本発明の目的は、先行技術による実施形態で生じる上述の問題を少なくとも部分的に克服することである。   The object of the present invention is therefore to at least partly overcome the above-mentioned problems arising in the prior art embodiments.

これを達成するための本発明の第1の目的は、航空機ターボ機械の圧縮機またはタービンステータに使用される翼付きリングセクタ用の外側シェルセクタを形成する組立体であり、前記外側シェルセクタが、第1に、前記組立体の接線方向に沿って互いから間隔を置いて複数の基本セクタを、および第2に、それらのうちのそれぞれが前記接線方向に沿って直接連続して配置される、これと関連する2つの基本セクタの間に挿入される制振シムを備える組立体である。   A first object of the present invention to achieve this is an assembly that forms an outer shell sector for a winged ring sector used in an aircraft turbomachine compressor or turbine stator, said outer shell sector comprising: Firstly, a plurality of basic sectors spaced from each other along the tangential direction of the assembly, and secondly, each of them being arranged directly in succession along the tangential direction An assembly comprising a damping shim inserted between two basic sectors associated therewith.

本発明によれば、各制振シムの輪郭は、基本セクタの輪郭とほぼ同じである。   According to the present invention, the contour of each damping shim is substantially the same as the contour of the basic sector.

シムの特定の輪郭のため、シムと基本セクタとの間の摩擦界面が大きく、それにより、減衰効果の改善になる。   Due to the specific contour of the shim, the friction interface between the shim and the basic sector is large, thereby improving the damping effect.

さらに、シムが基本セクタの摩擦面と接触することを余儀なくさせられることは、空気力学的な流路と圧縮機またはタービンの外側との間の圧力差から独立して、これらの要素の間の完全なシールとなり得る。このシールは、ほぼ接線方向に沿って基本セクタの摩擦面に力を加えるシムを有する構造によって得られる。摩擦面およびシムを互いに接触させる力が、基本セクタに対して、ステータ翼に加えられる空気力学的な力の接線方向成分を加えることによって強調されるので、このシールは動作時にさらに強化されることに留意されたい。   In addition, being forced to contact the friction surface of the basic sector, the shim is independent of the pressure difference between the aerodynamic flow path and the outside of the compressor or turbine, between these elements. It can be a perfect seal. This seal is obtained by a structure having a shim that applies a force to the friction surface of the basic sector substantially along the tangential direction. The seal is further strengthened in operation because the force that causes the friction surface and the shim to contact each other is emphasized by adding a tangential component of the aerodynamic force applied to the stator blades to the basic sector. Please note that.

翼に加えられる空気力学的な力の接線方向成分に関して、本発明の本質的な利点の1つは、外側シェルセクタが制振シムの特定の位置決めにより接線方向に沿って非常に大きく補強されるので、たとえこれがこの方向に沿ってセクタに分離されても、この成分は外側シェルセクタを形成する組立体を通過し得るということにあることに留意されたい。結果は、それによってほぼ一様に負荷を掛けられる翼について過負荷が全くないことである。   With regard to the tangential component of the aerodynamic force applied to the wing, one of the essential advantages of the present invention is that the outer shell sector is reinforced significantly along the tangential direction by specific positioning of the damping shim. Thus, it should be noted that even if this is separated into sectors along this direction, this component can pass through the assembly forming the outer shell sector. The result is that there is no overload for the wings that are loaded almost uniformly.

最後に、基本セクタの輪郭とほぼ同じ輪郭を採用することによって、空気流路とも呼ばれる一次環状流れの外側半径方向境界画定部が、互いから間隔を置いて基本セクタの間に完全に再現されることに留意されたい。   Finally, by adopting a contour that is approximately the same as the contour of the basic sector, the outer radial boundary delimiters of the primary annular flow, also called the air flow path, are perfectly reproduced between the basic sectors, spaced from each other. Please note that.

前記シムは、前記接線方向に沿って互いに向かい合い、かつ前記シムと関連する前記2つの基本セクタに設けられる2つの平行で平らな摩擦面と接触して当たっており、前記シムは、互いに平行な、かつ基本セクタの2つの対応する摩擦面と協働する2つの相補形の平らな摩擦面を有することが好ましい。摩擦面と相補形の摩擦面との間の平らな接触部分は、摩擦によって満足な振動の減衰を与える。また、直線状のスリット、換言すればその内側に対応するシムが後にはめ込まれる、決定された面にスリットを得るために、たとえば単一の切断動作によって、単一の機械加工操作時に同時に2つの摩擦面を作ることも可能である。これは、本発明による組立体を製造するのを非常に簡単にし、それにより、重要なコストおよび時間の節約になる。   The shims face each other along the tangential direction and are in contact with two parallel flat friction surfaces provided in the two basic sectors associated with the shim, the shims being parallel to each other And preferably have two complementary flat friction surfaces cooperating with two corresponding friction surfaces of the basic sector. The flat contact between the friction surface and the complementary friction surface provides satisfactory vibration damping due to friction. Also, in order to obtain a slit in the determined plane, in which a straight slit, in other words a corresponding shim inside it is fitted, is obtained simultaneously, for example by a single cutting operation, during a single machining operation. It is also possible to create a friction surface. This greatly simplifies the manufacture of the assembly according to the invention, thereby saving significant costs and time.

前記シムには、圧縮機またはタービンステータの然るべき位置にこれを保持するようにフックが設けられ、したがって、これらのフックは基本セクタに固定されるフックと同じ輪郭を有することが好ましい。   The shim is provided with hooks to hold it in place on the compressor or turbine stator, and therefore these hooks preferably have the same contour as the hooks fixed to the basic sector.

基本セクタは、前記制振シムで完全に塞がれる半径方向スリットによって互いから分離されることが好ましい。   The basic sectors are preferably separated from each other by radial slits that are completely closed by the damping shims.

前記制振シムは、前記組立体のほぼ軸方向または斜め方向に沿って延在することが好ましい。   It is preferable that the damping shim extends substantially along the axial direction or the oblique direction of the assembly.

この発明の他の目的は、上で説明したような外側シェルセクタを形成する組立体と、内側シェルセクタと、互いから接線方向の間隔を置いて、かつ外側シェルセクタを形成する組立体と内側シェルセクタとの間に挿入される複数の翼とを備える、航空機ターボ機械の圧縮機またはタービンステータに取り付けられるように設計される翼付きリングセクタに適用される。この場合には、各基本セクタは、本発明の範囲の外側に広がることなく、単一のステータ翼、または多分いくつかの翼を担持することになる。   Another object of the present invention is to provide an assembly for forming an outer shell sector as described above, an inner shell sector, an assembly tangentially spaced from each other, and forming an outer shell sector. Applies to a winged ring sector designed to be attached to a compressor or turbine stator of an aircraft turbomachine with a plurality of wings inserted between the shell sector. In this case, each basic sector will carry a single stator blade, or possibly several blades, without extending outside the scope of the present invention.

翼付きリングは、圧縮機のガイドベーンまたはタービンのノズルを形成することができる。   The bladed ring can form a guide vane for a compressor or a nozzle for a turbine.

さらに、リングセクタは、5°と60°との間の角度範囲にわたって延在することが好ましいが、翼付きリング全体を形成するように360°と同程度であり得る。   Further, the ring sector preferably extends over an angular range between 5 ° and 60 °, but can be as high as 360 ° to form the entire winged ring.

本発明の他の目的は、上で説明したような少なくとも1つの翼付きリングセクタを備えた圧縮機またはタービンステータを備える航空機ターボ機械である。   Another object of the invention is an aircraft turbomachine comprising a compressor or turbine stator with at least one winged ring sector as described above.

本発明の他の利点および特徴は、下で述べられる詳細な非限定的な説明で明らかになる。   Other advantages and features of the invention will become apparent in the detailed non-limiting description set forth below.

この説明は、添付の図面を参照して行われる。   This description is made with reference to the accompanying drawings.

この発明による1つまたはいくつかの翼付きリングセクタを備えたターボ機械の概略断面図である。1 is a schematic cross-sectional view of a turbomachine with one or several winged ring sectors according to the invention. 図1に示されるターボ機械の高圧圧縮機の一部を示す断面図であり、この発明による翼付きリングセクタを含む図である。It is sectional drawing which shows a part of high-pressure compressor of the turbomachine shown by FIG. 1, and is a figure containing the ring sector with a blade | wing by this invention. 先の図に示される翼付きリングセクタの斜視図であり、セクタがこの発明の好ましい実施形態から成る図である。FIG. 2 is a perspective view of the winged ring sector shown in the previous figure, wherein the sector comprises a preferred embodiment of the present invention. 先の図に示される翼付きリングセクタの一部の軸方向図である。FIG. 3 is an axial view of a portion of the winged ring sector shown in the previous figure. 図4の線V−Vに沿った、先の図に示される翼付きリングセクタのシムおよび基本セクタの輪郭図である。FIG. 5 is a profile view of the shim and basic sector of the winged ring sector shown in the previous figure, taken along line V-V of FIG. 4. 先の図に示される翼付きリングセクタの製造プロセスの一ステップを概略的に示す図である。FIG. 6 schematically shows a step in the manufacturing process of the winged ring sector shown in the previous figure. 先の図に示される翼付きリングセクタの製造プロセスの一ステップを概略的に示す図である。FIG. 6 schematically shows a step in the manufacturing process of the winged ring sector shown in the previous figure. 先の図に示される翼付きリングセクタの製造プロセスの一ステップを概略的に示す図である。FIG. 6 schematically shows a step in the manufacturing process of the winged ring sector shown in the previous figure.

まず第1に図1を参照して、図は、本発明が適用できる航空機ターボジェット100を示している。これは、上流から下流方向に沿って順に、低圧圧縮機2、高圧圧縮機4、環状燃焼室6、高圧タービン8、および低圧タービン10を備えている。   Referring first to FIG. 1, the figure shows an aircraft turbojet 100 to which the present invention is applicable. This includes a low-pressure compressor 2, a high-pressure compressor 4, an annular combustion chamber 6, a high-pressure turbine 8, and a low-pressure turbine 10 in order from upstream to downstream.

図2は、高圧圧縮機4の一部を示している。知られている方法で、圧縮機は、ステータ翼の列14と、圧縮機の軸線12に平行な軸方向で交互するロータ翼の列16とを備える。軸線12の周りに円周方向に/接線方向に配置されるステータ翼18は、好ましくは円周方向22に沿ってセクタで構成される、翼付きリング20と称するステータの一部に含まれる。したがって、翼付きリングセクタ20を指す次に述べることでは、このセクタ20は、好ましくは5°と60°との間の角度範囲、場合によっては翼付きリング全体を形成するようにほぼ360°にわたって延在することが理解される。   FIG. 2 shows a part of the high-pressure compressor 4. In a known manner, the compressor comprises a row of stator blades 14 and a row of rotor blades 16 alternating in an axial direction parallel to the compressor axis 12. Stator blades 18 arranged circumferentially / tangentially about the axis 12 are included in a part of the stator, preferably a winged ring 20, which is composed of sectors along the circumferential direction 22. Therefore, in the following to refer to the winged ring sector 20, this sector 20 preferably extends over an angle range between 5 ° and 60 °, possibly approximately 360 ° to form the entire winged ring. It is understood that it extends.

したがって、タービンノズルまたは圧縮機ガイドベーンのすべてまたは一部を形成するセクタ20は、ターボ機械を通過する一次環状流れ26を半径方向に画定する内表面を形成する内側シェルセクタ24を備え、このシェルセクタ24は、ステータ翼18の固定された根元部を支持する。これらの翼18に加えて、セクタ20はまた、一次環状流れを半径方向に画定する外表面を形成する外側シェルセクタ28を形成し、かつ翼18の固定された頂部を支持する組立体を備える。   Thus, the sector 20 that forms all or part of a turbine nozzle or compressor guide vane comprises an inner shell sector 24 that forms an inner surface that radially defines a primary annular flow 26 passing through the turbomachine. The sector 24 supports the fixed root portion of the stator blade 18. In addition to these wings 18, the sector 20 also includes an assembly that forms an outer shell sector 28 that forms an outer surface that radially defines a primary annular flow and supports a fixed top of the wing 18. .

この点で、セクタ20はまた、回転ブレードを支持するロータ段16によって支持され、かつ当該セクタ20の下流側に配置されるシール装置31によって接触される環状シールトラックを形成する半径方向内側アブレイダブル被覆部29などの、シェルセクタ24に取り付けられる知られている追加要素を備えることに留意されたい。回転シール装置31は、知られているラビリンスまたはリップシール型のシール装置である。   In this regard, the sector 20 is also supported by a rotor stage 16 that supports the rotating blades and forms a radially inner ablation that forms an annular seal track that is contacted by a sealing device 31 disposed downstream of the sector 20. Note that it is provided with known additional elements that are attached to the shell sector 24, such as a double sheath 29. The rotary sealing device 31 is a known labyrinth or lip seal type sealing device.

図3は、翼付きリングセクタ20を示している。説明した好ましい実施形態では、タービンノズルまたは圧縮機ガイドベーン全体は、複数のこれらのセクタ20を端と端をつないで配置することによって得られ、したがって、それぞれは、この翼付きリングの角度的または円周方向部分を形成する。角度セクタ20(その1つだけが、図3で見られ得る)は、それらを互いに連結する任意の剛体的かつ直接的な機械的リンクを持たないことが好ましく、それらの隣接する端部は、隙間有りまたは隙間無しで単に互いにそれぞれ向かい合わせに配置される。   FIG. 3 shows a winged ring sector 20. In the preferred embodiment described, the entire turbine nozzle or compressor guide vane is obtained by arranging a plurality of these sectors 20 end to end, and therefore each is an angular or Form a circumferential portion. The angular sectors 20 (only one of which can be seen in FIG. 3) preferably do not have any rigid and direct mechanical links connecting them together, their adjacent ends being They are simply placed facing each other with or without a gap.

より具体的には、図3および図4を参照して、図は、内側リングセクタ24が単一の部品で作られ、セグメント化されないことを示している。他方では、外側シェルセクタ28を形成する組立体28は、真っ直ぐな半径方向のまたは僅かに斜めのスリット32によってセグメント化されて、接線方向22に沿って互いから間隔を置いて基本セクタ30になり、したがって、直接連続したセクタ30の間で隙間を作り出す。各スリット32は、2つの直接連続した翼18の間の中間直線に沿って作られ、それによって、各基本セクタ30は、単一の固定ステータ翼18を支持する。セクタ20の端部に配置される2つの基本セクタ30のうちの1つは、半径方向外側に突出する回転ストップ部33を支持し、それは、知られている方法で圧縮機ステータの他の部分と協働する。   More specifically, with reference to FIGS. 3 and 4, the figures show that the inner ring sector 24 is made of a single piece and is not segmented. On the other hand, the assembly 28 forming the outer shell sector 28 is segmented by straight radial or slightly oblique slits 32 to become basic sectors 30 spaced from one another along the tangential direction 22. Therefore, a gap is created between directly consecutive sectors 30. Each slit 32 is made along an intermediate straight line between two directly continuous blades 18 so that each basic sector 30 supports a single fixed stator blade 18. One of the two basic sectors 30 arranged at the end of the sector 20 supports a rotation stop 33 projecting radially outward, which is the other part of the compressor stator in a known manner. Collaborate with.

また、組立体28は、直接連続した基本セクタ30の間にはめ込まれる制振シム34を備えている。   The assembly 28 also includes a damping shim 34 that is fitted between the directly continuous basic sectors 30.

より正確には、各制振シム34は、接線方向22に沿って互いに向かい合う2つの平らな平行摩擦面38の間にはめ込まれ、シムと関連する2つの基本セクタの互いに向かい合う対応する接線方向端部に設置される。同様に、各シム34は、互いに平行な、かつまた平行でこれらが協働する2つの対応する平らな摩擦面38と接触する、2つの相補形の平らな摩擦面40を有する。   More precisely, each damping shim 34 is fitted between two flat parallel friction surfaces 38 facing each other along the tangential direction 22 and corresponding tangential ends of the two basic sectors associated with the shim facing each other. Installed in the department. Similarly, each shim 34 has two complementary flat friction surfaces 40 that are in contact with two corresponding flat friction surfaces 38 that are parallel and also parallel to each other.

したがって、摩擦面38の形状と相補形の形状を有する各シム34は、2つの直接連続する基本セクタ30の間に押し込まれる。   Thus, each shim 34 having a shape that is complementary to the shape of the friction surface 38 is pushed between two directly consecutive basic sectors 30.

各対の2つの摩擦面38と摩擦面40の間の接触は、シム34がその2つの関連する基本セクタ30の間で適切な位置に配置されるとすぐに得られることが好ましい。したがって、シム34は、基本セクタの摩擦面38と接触してほぼ接線方向に方向付けられる力を加え、その結果、それらの相補形の平らな摩擦面40が生じる。これらの力は、基本セクタに対して、ステータ翼に加えられる空気力学的な力の接線方向成分を追加的に加えることによって、動作時に増加されることが有利である。   Contact between each pair of two friction surfaces 38 and 40 is preferably obtained as soon as the shim 34 is in place between its two associated basic sectors 30. Thus, the shims 34 apply a force that is directed in a generally tangential direction in contact with the friction surface 38 of the basic sector, resulting in their complementary flat friction surface 40. These forces are advantageously increased during operation by additionally applying a tangential component of the aerodynamic force applied to the stator blades to the basic sector.

図5に概略的に示されるように、本発明の特別な特徴の1つは、シム34の輪郭が基本セクタの輪郭とほぼ同じであり、この同じ輪郭が外側シェルセクタの輪郭に対応するということにある。この開示では、輪郭は、断面図が図5に示されているが、接線方向22に沿って見られる要素の全体的な形状を指している。   As schematically shown in FIG. 5, one particular feature of the present invention is that the contour of shim 34 is approximately the same as the contour of the basic sector, and this same contour corresponds to the contour of the outer shell sector. There is. In this disclosure, the outline refers to the overall shape of the element as seen along the tangential direction 22, although the cross-sectional view is shown in FIG.

このように、基本セクタ30と同様に、各シム34の下面46は、空気流路の外側半径方向境界画定部としての機能を果たす。したがって、シム34およびセクタ30に形成されるこれらの表面46の連続から成る空気流路の全体的環状境界画定表面は、連続した表面46の間にいかなる段もないので空気力学的な観点からほぼ連続的である。   Thus, like the basic sector 30, the lower surface 46 of each shim 34 serves as the outer radial boundary delimiter of the air flow path. Thus, the overall annular delimiting surface of the air flow path consisting of a series of these surfaces 46 formed in the shim 34 and sector 30 is substantially from an aerodynamic point of view since there are no steps between the continuous surfaces 46. Is continuous.

また、各シム34および各セクタ30は、圧縮機ステータのもう1つの部分に対して然るべき位置にこれを保持するフックを、より正確には、前方に突出する固定用フック48および後方に突出する固定用フック50を備えている。図2に示されるように、フック48およびフック50は、ステータのこの他の部分にセクタ20を固定するように、圧縮機ステータのもう1つの部分に設けられる対応する環状スリット52およびスリット54にはめ込まれる。   Each shim 34 and each sector 30 also projects a hook to hold it in place with respect to another portion of the compressor stator, more precisely a locking hook 48 projecting forward and a rear projecting hook. A fixing hook 50 is provided. As shown in FIG. 2, hooks 48 and 50 are inserted into corresponding annular slits 52 and slits 54 provided in another portion of the compressor stator to secure sector 20 to this other portion of the stator. Inset.

スリット32を完全に塞ぐシム34は、文書仏国特許FR−A−2902843号明細書に開示されるシムについて上で説明した物理的原理に基づいて、摩擦面38と接触して摩擦によって制振機能を実行する。また、これらは、シール機能と、ステータ翼に加えられる空気力学的な力の接線方向成分が通過するようになっている機能とを実行する。より一般的にはこの点で、各シム34は、これが挿入される2つの基本セクタ30の間で接線方向力を伝達することができる。   The shim 34 which completely closes the slit 32 is damped by friction in contact with the friction surface 38, based on the physical principle described above for the shim disclosed in the document FR-A-2902843. Perform the function. They also perform the sealing function and the function through which the tangential component of the aerodynamic force applied to the stator blades passes. More generally, at this point, each shim 34 can transmit a tangential force between the two basic sectors 30 in which it is inserted.

基本セクタ30およびシム34に使用される材料の性質は、ほぼ同じ、好ましくは金属性であり、基本セクタ30ではなくてシムが優先的に摩耗するように選択される。   The nature of the materials used for the basic sector 30 and the shim 34 is approximately the same, preferably metallic, and is selected so that the shim wears preferentially rather than the basic sector 30.

また、厚さにやはり対応する、接線方向に沿った各シムの大きさと各基本セクタの大きさとの比は、0.5と1の間にあることに留意されたい。   It should also be noted that the ratio between the size of each shim along the tangential direction and the size of each basic sector, which also corresponds to the thickness, is between 0.5 and 1.

図6aから図6cは、翼付きリングセクタ20の製造のためのプロセスを概略的に示している。まず第1に図6aで見ることができるように、一体の組立体100が、内側シェルセクタ24、外側シェルセクタ28、およびステータ翼18を形成する鋳込みまたは機械加工によって作られる。次のステップは、簡単で費用のかからない機械加工によって、図6bに概略的に示されるように基本セクタ30を得るように、外側シェルセクタ28に真っ直ぐな半径方向スリット32を作ることである。たとえば、これらのスリット32は、単にセクタ28を切断することによって作られ得る。   FIGS. 6 a to 6 c schematically show a process for the manufacture of the winged ring sector 20. First, as can be seen in FIG. 6 a, the unitary assembly 100 is made by casting or machining to form the inner shell sector 24, the outer shell sector 28, and the stator blades 18. The next step is to make a straight radial slit 32 in the outer shell sector 28 by simple and inexpensive machining to obtain the basic sector 30 as shown schematically in FIG. 6b. For example, these slits 32 can be made by simply cutting the sector 28.

最後に、図6cは、それらの対応する穴の中に単にシムを摺動させることによって、制振シム34を、摩擦面を形成するスリット32の適切な位置に設置することから成る最終ステップを示している。   Finally, FIG. 6c shows the final step consisting of placing the damping shim 34 at the appropriate position of the slit 32 forming the friction surface by simply sliding the shim into their corresponding holes. Show.

正確な摺動調整隙間は、2つの摩擦面38の間に単に力を強制することによって、このシムをそのスリットに保持しながら各シムをその関連するスリットに挿入することを比較的容易にするのに好まれることに留意されたい。   An accurate sliding adjustment gap makes it relatively easy to insert each shim into its associated slit while holding the shim in its slit by simply forcing a force between the two friction surfaces 38. Please note that it is preferred.

明らかに、当業者は、単に非限定的な例を用いて上で説明したような本発明のさまざまな改変を行うこともできる。   Obviously, those skilled in the art can make various modifications of the invention as described above, merely using non-limiting examples.

Claims (5)

航空機ターボ機械の圧縮機ステータに設置されるように設計され翼付きリングセクタ(20)であって、
外側シェルセクタ(28)を形成する組立体と、内側シェルセクタ(24)と、互いから接線方向の間隔を置いて、かつ外側シェルセクタを形成する組立体と内側シェルセクタとの間に挿入され複数の翼(18)とを備えており、前記翼が外側シェルセクタを形成する組立体と内側シェルセクタとの各々に固定されており、外側シェルセクタ(28)を形成する前記組立体が、第1に、前記組立体の接線方向(22)に沿って互いから間隔を置いて複数の基本セクタ(30)を、第2に、各々がこれに関連する前記接線方向に沿って直接連続して配置された2つの基本セクタの間に挿入される、複数の制振シム(34)を備えており
各制振シム(34)の輪郭が、基本セクタ(30)の輪郭とほぼ同じであり、
前記制振シム(34)が、前記組立体のほぼ斜め方向に沿って延在することを特徴とする、前記セクタ。
A winged ring sector (20) designed to be installed in a compressor stator of an aircraft turbomachine,
Inserted between the assembly forming the outer shell sector (28), the inner shell sector (24), tangentially spaced from each other and between the assembly forming the outer shell sector and the inner shell sector was provided with a plurality of the blades (18), said assembly the wing is fixed to each of the assembly and the inner shell sector to form the outer shell sector, to form the outer shell sector (28) but the first, a plurality of basic sectors (30) spaced from each other along the tangential direction (22) of the assembly, the second, directly along the tangential direction, each associated with it is successively inserted between the arranged two basic sectors, provided with a plurality of damping shims (34),
Contours of the damping shim (34) state, and are substantially the same as the contour of the base sector (30),
The vibration damping shim (34), characterized in that extending substantially along the oblique direction of the assembly, said sectors.
前記シムが、前記接線方向(22)に沿って互いに向かい合い、かつ前記シムと関連する前記2つの基本セクタ(30)に各々設けられる2つの平行で平らな摩擦面(38)と接触していることを余儀なくさせられ、前記シム(34)が、互いに平行な、かつ基本セクタの2つの対応する摩擦面と協働する2つの相補形の平らな摩擦面(40)を有することを特徴とする、請求項1に記載のセクタ。   The shim faces each other along the tangential direction (22) and is in contact with two parallel flat friction surfaces (38) provided in each of the two basic sectors (30) associated with the shim. The shim (34) has two complementary flat friction surfaces (40) parallel to each other and cooperating with two corresponding friction surfaces of the basic sector. The sector of claim 1. 前記シム(34)には、圧縮機またはタービンステータの然るべき位置にこれを保持するようにフック(48,50)が設けられることを特徴とする、請求項1または請求項2に記載のセクタ。   The sector according to claim 1 or 2, characterized in that the shim (34) is provided with hooks (48, 50) to hold it in place in the compressor or turbine stator. 基本セクタ(30)が、前記制振シム(34)で完全に塞がれる半径方向スリット(32)によって互いから分離されることを特徴とする、請求項1から3のいずれか一項に記載のセクタ。   4. The basic sector according to claim 1, wherein the basic sectors are separated from each other by a radial slit that is completely closed by the damping shim. Sectors. 請求項1からのいずれか一項に記載の少なくとも1つの翼付きリングセクタを備えた圧縮機ステータを備える航空機ターボ機械。 Aircraft turbomachine comprising a compressor stator having at least one winged ring sectors as claimed in any one of claims 1 to 4.
JP2012522172A 2009-07-31 2010-07-29 Outer shell sector for winged rings for aircraft turbomachine stators, including damping shims Expired - Fee Related JP5697667B2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0955439 2009-07-31
FR0955439A FR2948736B1 (en) 2009-07-31 2009-07-31 EXTERNAL VIROLE SECTOR FOR AIRBORNE TURBOMACHINE AIRBORNE STATOR CROWN, COMPRISING SHOCK ABSORBING MOUNTS
PCT/EP2010/061037 WO2011012679A2 (en) 2009-07-31 2010-07-29 Outer shell sector for a bladed stator ring of an aircraft turbine engine, comprising vibration-damping blocks

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2013501181A JP2013501181A (en) 2013-01-10
JP5697667B2 true JP5697667B2 (en) 2015-04-08

Family

ID=41800367

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2012522172A Expired - Fee Related JP5697667B2 (en) 2009-07-31 2010-07-29 Outer shell sector for winged rings for aircraft turbomachine stators, including damping shims

Country Status (9)

Country Link
US (1) US20120128482A1 (en)
EP (1) EP2459884B1 (en)
JP (1) JP5697667B2 (en)
CN (1) CN102472297A (en)
BR (1) BR112012002304A2 (en)
CA (1) CA2769217A1 (en)
FR (1) FR2948736B1 (en)
RU (1) RU2537997C2 (en)
WO (1) WO2011012679A2 (en)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2971022B1 (en) 2011-02-02 2013-01-04 Snecma COMPRESSOR RECTIFIER STAGE FOR A TURBOMACHINE
US9610644B2 (en) * 2011-02-08 2017-04-04 United Technologies Corporation Mate face brazing for turbine components
US9546557B2 (en) * 2012-06-29 2017-01-17 General Electric Company Nozzle, a nozzle hanger, and a ceramic to metal attachment system
US9334756B2 (en) 2012-09-28 2016-05-10 United Technologies Corporation Liner and method of assembly
EP4019754A1 (en) 2013-03-15 2022-06-29 Raytheon Technologies Corporation Acoustic liner with varied properties
DE102013212252A1 (en) * 2013-06-26 2014-12-31 Siemens Aktiengesellschaft Turbine and method of squeal detection
FR3008455B1 (en) * 2013-07-09 2015-08-21 Snecma COMPRESSOR RECTIFIER HAVING GAME RETRIEVAL MEANS
CN104440153B (en) * 2014-11-04 2017-06-06 中国南方航空工业(集团)有限公司 Casing intra vane processes damping unit
FR3029242B1 (en) 2014-11-28 2016-12-30 Snecma TURBOMACHINE TURBINE, COMPRISING INTERCROSSED PARTITIONS FOR AIR CIRCULATION IN DIRECTION OF THE LEAK EDGE
US10655482B2 (en) * 2015-02-05 2020-05-19 Rolls-Royce Corporation Vane assemblies for gas turbine engines
JP6689117B2 (en) * 2016-03-31 2020-04-28 三菱日立パワーシステムズ株式会社 Stator blade ring and axial flow rotary machine equipped in the axial flow rotary machine
CN106988794B (en) * 2017-06-02 2018-12-14 中国航发南方工业有限公司 Stator sub-assembly clamping means and stator sub-assembly
CN107747563B (en) * 2017-09-30 2020-04-10 中国航发沈阳发动机研究所 Fan casing with damping
US11242762B2 (en) * 2019-11-21 2022-02-08 Raytheon Technologies Corporation Vane with collar
FR3115819B1 (en) * 2020-11-02 2023-04-14 Safran Aircraft Engines Aircraft turbomachine stator assembly, comprising an external structure formed of two annular sections surrounding a bladed stator crown
FR3119196B1 (en) * 2021-01-27 2022-12-23 Safran Aircraft Engines Sectorized annular row of fixed vanes

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2661147A (en) * 1949-01-19 1953-12-01 Ingersoll Rand Co Blower blade fastening device
SU453486A1 (en) * 1973-04-11 1974-12-15 DEVICE FOR DAMPING THE OSCILLATIONS OF WORK BLADDES OF AXIAL TURBO DUMPERS
JPS5239807A (en) * 1975-09-25 1977-03-28 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Moving vane vibration controlling apparatus
US5201850A (en) * 1991-02-15 1993-04-13 General Electric Company Rotor tip shroud damper including damper wires
DE4436731A1 (en) * 1994-10-14 1996-04-18 Abb Management Ag compressor
FR2831615B1 (en) * 2001-10-31 2004-01-02 Snecma Moteurs SECTORIZED FIXED RECTIFIER FOR A TURBOMACHINE COMPRESSOR
US6984108B2 (en) * 2002-02-22 2006-01-10 Drs Power Technology Inc. Compressor stator vane
US6733237B2 (en) * 2002-04-02 2004-05-11 Watson Cogeneration Company Method and apparatus for mounting stator blades in axial flow compressors
EP1510654A1 (en) * 2003-08-25 2005-03-02 Siemens Aktiengesellschaft Unitary turbine blade array and method to produce the unitary turbine blade array.
US7104752B2 (en) * 2004-10-28 2006-09-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Braided wire damper for segmented stator/rotor and method
FR2902843A1 (en) * 2006-06-23 2007-12-28 Snecma Sa COMPRESSOR RECTIFIER AREA OR TURBOMACHINE DISTRIBUTOR SECTOR
US7591634B2 (en) * 2006-11-21 2009-09-22 General Electric Company Stator shim welding
US7806655B2 (en) * 2007-02-27 2010-10-05 General Electric Company Method and apparatus for assembling blade shims

Also Published As

Publication number Publication date
CN102472297A (en) 2012-05-23
US20120128482A1 (en) 2012-05-24
FR2948736B1 (en) 2011-09-23
EP2459884A2 (en) 2012-06-06
RU2012107522A (en) 2013-09-10
JP2013501181A (en) 2013-01-10
WO2011012679A2 (en) 2011-02-03
CA2769217A1 (en) 2011-02-03
WO2011012679A3 (en) 2011-04-21
RU2537997C2 (en) 2015-01-10
BR112012002304A2 (en) 2016-05-31
FR2948736A1 (en) 2011-02-04
EP2459884B1 (en) 2018-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP5697667B2 (en) Outer shell sector for winged rings for aircraft turbomachine stators, including damping shims
CA2749494C (en) Resilient mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
US6884028B2 (en) Turbomachinery blade retention system
US8579580B2 (en) Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
CN107002690B (en) Rotating assembly for a turbine engine comprising a self-supporting rotor casing
US8727735B2 (en) Rotor assembly and reversible turbine blade retainer therefor
EP2568121B1 (en) Stepped conical honeycomb seal carrier and corresponding annular seal
JP5427398B2 (en) Turbomachined sectorized nozzle
EP3042043B1 (en) Turbomachine bucket having angel wing seal for differently sized discouragers and related fitting method
JP2007154890A (en) Retrofit blade stator for turbo-engine
JP2014514501A (en) Sealing device for turbomachine turbine nozzle
EP2615256B1 (en) Spring "t" seal of a gas turbine
JP2017082765A (en) Turbine snap-in spring seal
US10184345B2 (en) Cover plate assembly for a gas turbine engine
US20160258310A1 (en) Seal arrangement
US10871079B2 (en) Turbine sealing assembly for turbomachinery
US10844737B2 (en) Additively manufactured module for a turbomachine
US20170089210A1 (en) Seal arrangement for compressor or turbine section of gas turbine engine
US11156108B2 (en) Multi-blade vane for a turbomachine rotor and rotor comprising same
EP3284911B1 (en) Gas turbine engine with a fan case wear liner
US10655483B2 (en) Run-up surface for the guide-vane shroud plate and the rotor-blade base plate

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20130725

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20140428

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20140430

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20140724

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20150127

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20150210

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Ref document number: 5697667

Country of ref document: JP

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees