[go: up one dir, main page]

RU2011110340A - Гибкие упорные связи для крепления деталей из композитных материалов с керамической матрицей - Google Patents

Гибкие упорные связи для крепления деталей из композитных материалов с керамической матрицей Download PDF

Info

Publication number
RU2011110340A
RU2011110340A RU2011110340/06A RU2011110340A RU2011110340A RU 2011110340 A RU2011110340 A RU 2011110340A RU 2011110340/06 A RU2011110340/06 A RU 2011110340/06A RU 2011110340 A RU2011110340 A RU 2011110340A RU 2011110340 A RU2011110340 A RU 2011110340A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output device
thrust element
annular part
radial
elastic
Prior art date
Application number
RU2011110340/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2493395C2 (ru
Inventor
Эрик КОНЕТ (FR)
Эрик КОНЕТ
Original Assignee
Снекма Пропюльсьон Солид (Fr)
Снекма Пропюльсьон Солид
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 Снекма Пропюльсьон Солид (Fr), Снекма Пропюльсьон Солид filed Critical Снекма Пропюльсьон Солид (Fr)
Publication of RU2011110340A publication Critical patent/RU2011110340A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2493395C2 publication Critical patent/RU2493395C2/ru

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/80—Couplings or connections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/04—Mounting of an exhaust cone in the jet pipe
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • F05D2230/64—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins
    • F05D2230/642—Assembly methods using positioning or alignment devices for aligning or centring, e.g. pins using maintaining alignment while permitting differential dilatation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Ceramic Products (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Tires In General (AREA)

Abstract

1. Выходное устройство авиационного двигателя, содержащее в осевом направлении кольцевую деталь (60) из металлического материала, соединенную с авиационным двигателем, и деталь (20) выходного устройства, изготовленную из композитного материала с керамической матрицей и имеющую, по меньшей мере, в своей верхней по направлению потока части форму тела вращения, причем деталь (20) выходного устройства установлена на кольцевой детали (60) с помощью обладающих упругой гибкостью крепежных лап (70), а каждая крепежная лапа (70) имеет первый конец (71), укрепленный на кольцевой детали (60), и второй конец (72), укрепленный на верхней по направлению потока части детали (20) выходного устройства, отличающееся тем, что каждая крепежная лапа (70) содержит осевой упорный элемент (720), который отходит радиально от второго конца (72) лапы, при этом осевой упорный элемент (720) расположен напротив первого конца (71), и радиальный упорный элемент (721) на уровне второго конца (72) лапы, при этом радиальный упорный элемент (721) расположен над первым концом (71) в радиальном направлении. ! 2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первый конец (71) каждой крепежной лапы (70) дополнительно содержит выступ (710), который проходит по оси в направлении от кольцевой детали (60). ! 3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упругие крепежные лапы (70) изготовлены из жаропрочного металлического материала, выбранного, по меньшей мере, из Inconel®, Hastelloy® и Waspalloy®. ! 4. Устройство по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что радиальный упорный элемент (721) соответствует продолжению второго конца (72) в осевом направлении за пределы осевого упорного элемента (720). ! 5. Устройство по п.4, отличающееся те

Claims (11)

1. Выходное устройство авиационного двигателя, содержащее в осевом направлении кольцевую деталь (60) из металлического материала, соединенную с авиационным двигателем, и деталь (20) выходного устройства, изготовленную из композитного материала с керамической матрицей и имеющую, по меньшей мере, в своей верхней по направлению потока части форму тела вращения, причем деталь (20) выходного устройства установлена на кольцевой детали (60) с помощью обладающих упругой гибкостью крепежных лап (70), а каждая крепежная лапа (70) имеет первый конец (71), укрепленный на кольцевой детали (60), и второй конец (72), укрепленный на верхней по направлению потока части детали (20) выходного устройства, отличающееся тем, что каждая крепежная лапа (70) содержит осевой упорный элемент (720), который отходит радиально от второго конца (72) лапы, при этом осевой упорный элемент (720) расположен напротив первого конца (71), и радиальный упорный элемент (721) на уровне второго конца (72) лапы, при этом радиальный упорный элемент (721) расположен над первым концом (71) в радиальном направлении.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что первый конец (71) каждой крепежной лапы (70) дополнительно содержит выступ (710), который проходит по оси в направлении от кольцевой детали (60).
3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что упругие крепежные лапы (70) изготовлены из жаропрочного металлического материала, выбранного, по меньшей мере, из Inconel®, Hastelloy® и Waspalloy®.
4. Устройство по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что радиальный упорный элемент (721) соответствует продолжению второго конца (72) в осевом направлении за пределы осевого упорного элемента (720).
5. Устройство по п.4, отличающееся тем, что деталь (20) выходного устройства является конусом реактивного сопла.
6. Устройство по любому из пп.1-3, отличающееся тем, что радиальный упорный элемент соответствует части второго конца (132), расположенной над первым концом лапы (130).
7. Устройство по п.6, отличающееся тем, что деталь выходного устройства является лопастной конструкцией (120).
8. Выходное устройство авиационного двигателя, содержащее в осевом направлении кольцевую деталь (40) из металлического материала, соединенную с авиационным двигателем, и деталь (10) выходного устройства, изготовленную из композитного материала с керамической матрицей и имеющую, по меньшей мере, в своей верхней по направлению потока части форму тела вращения, причем деталь (10) выходного устройства установлена на кольцевой детали (40) с помощью обладающих упругой гибкостью крепежных лап (50), каждая крепежная лапа (50) имеет первый конец (51), укрепленный на кольцевой детали (40), и второй конец (52), укрепленный на верхней по направлению потока части детали (10) выходного устройства, деталь (10) выходного устройства установлена ниже по направлению потока от кольцевой детали (40), а кромка (10а) верхней по направлению потока части детали (10) выходного устройства поддерживается напротив наружной радиальной поверхности кольцевой детали (40) в осевом направлении, причем указанная кромка дополнительно поддерживается в радиальном направлении над первым концом (51) крепежных лап (50), отличающееся тем, что первый конец (51) каждой крепежной лапы (50) содержит выступ (510), который проходит по оси в направлении от кольцевой детали.
9. Устройство по п.8, отличающееся тем, что упругие крепежные лапы (50) изготовлены из жаропрочного металлического материала, выбранного, по меньшей мере, из Inconel®, Hastelloy® и Waspalloy®.
10. Устройство по п.8 или 9, отличающееся тем, что деталь (10) выходного устройства является реактивным соплом.
11. Авиационный двигатель, отличающийся тем, что содержит выходное устройство по любому из пп.1-10.
RU2011110340/06A 2008-09-08 2009-09-08 Гибкие упорные связи для крепления деталей из композитных материалов с керамической матрицей RU2493395C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0856009 2008-09-08
FR0856009A FR2935753B1 (fr) 2008-09-08 2008-09-08 Liaisons souples a butee pour fixation de piece en cmc
PCT/FR2009/051684 WO2010026354A2 (fr) 2008-09-08 2009-09-08 Liaisons souples a butée pour fixation de pièce en cmc

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2011110340A true RU2011110340A (ru) 2012-10-20
RU2493395C2 RU2493395C2 (ru) 2013-09-20

Family

ID=40473804

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2011110340/06A RU2493395C2 (ru) 2008-09-08 2009-09-08 Гибкие упорные связи для крепления деталей из композитных материалов с керамической матрицей

Country Status (8)

Country Link
US (1) US8919136B2 (ru)
EP (2) EP2375045B1 (ru)
CN (1) CN102144084B (ru)
CA (1) CA2733572C (ru)
FR (1) FR2935753B1 (ru)
RU (1) RU2493395C2 (ru)
UA (1) UA100438C2 (ru)
WO (1) WO2010026354A2 (ru)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9938900B2 (en) 2011-05-26 2018-04-10 United Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine exhaust case for a gas turbine engine
FR2978989B1 (fr) * 2011-08-12 2013-07-26 Aircelle Sa Cone d'ejection pour turboreacteur d'aeronef
FR2981700B1 (fr) * 2011-10-24 2016-08-26 Snecma Propulsion Solide Dispositif de fixation d'une piece creuse
FR2987078B1 (fr) * 2012-02-17 2016-11-25 Snecma Propulsion Solide Ensemble d'arriere-corps de moteur aeronautique a turbine a gaz
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
US10132242B2 (en) 2012-04-27 2018-11-20 General Electric Company Connecting gas turbine engine annular members
FR2992687B1 (fr) * 2012-06-28 2014-07-18 Snecma Moteur a turbine a gaz comprenant une piece composite et une piece metallique reliees par un dispositif de fixation souple
BR112015001969A2 (pt) 2012-07-31 2017-07-04 Gen Electric corpo central de cerâmica verde, motor de turbina a gás de alto desvio e método de processamento de um corpo central de cmc
US9347367B2 (en) * 2013-07-10 2016-05-24 Electro-Motive Diesel, Inc. System having dual-volute axial turbine turbocharger
US9732701B2 (en) * 2014-05-12 2017-08-15 Rohr, Inc. Center body attachment system
FR3028294B1 (fr) * 2014-11-06 2020-06-12 Safran Aircraft Engines Carenage pour melangeur de tuyere de turbomachine a double flux
US9784215B2 (en) * 2014-11-07 2017-10-10 Rohr, Inc. Exhaust nozzle center body attachment
US10451001B2 (en) 2014-12-09 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation CMC oxide-oxide mixer design
US10337453B2 (en) * 2015-04-21 2019-07-02 Rohr, Inc. Attachment feature for a core panel
FR3040737B1 (fr) * 2015-09-04 2017-09-22 Snecma Ensemble propulsif muni de parties de carter decouplables
US11118481B2 (en) 2017-02-06 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine exhaust assembly for a gas turbine engine
FR3084916B1 (fr) 2018-08-10 2020-07-17 Safran Ceramics Cone d'ejection a fixation flexible
US11136942B2 (en) 2018-09-14 2021-10-05 Rohr, Inc. Acoustic deep cavity centerbody
CN109372653A (zh) * 2018-12-13 2019-02-22 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡扇发动机降噪排气组件
DE102019202072B4 (de) * 2019-02-15 2023-10-26 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Triebwerksbaugruppe mit Abdeckteil
US11280295B2 (en) 2019-03-12 2022-03-22 Rohr, Inc. Beaded finger attachment
CN110466782B (zh) * 2019-07-26 2022-12-20 中国航发沈阳发动机研究所 一种航空发动机用弹性连接组件
FR3100575B1 (fr) * 2019-09-05 2022-04-08 Safran Ceram Cone d’ejection a fixation flexible aerodynamique
FR3100845B1 (fr) * 2019-09-13 2022-07-08 Safran Nacelles Organe de tuyère extérieur pour turbomachine
US11459980B2 (en) 2019-12-02 2022-10-04 Rohr, Inc. Compression ring for exhaust nozzle and center body attachment
CN112355610B (zh) * 2020-10-28 2021-06-29 上海尚实能源科技有限公司 一种燃气涡轮发动机组装用拼接设备
CN112282938B (zh) * 2020-10-28 2021-05-28 上海尚实能源科技有限公司 一种燃气涡轮发动机的中心体组件
CN112282963B (zh) * 2020-10-28 2021-05-04 上海尚实能源科技有限公司 一种燃气涡轮发动机尾椎连接件
CN112318090B (zh) * 2020-10-28 2021-06-15 上海尚实能源科技有限公司 一种燃气涡轮发动机中心体组装系统
FR3115835B1 (fr) * 2020-10-30 2022-11-04 Safran Ceram Ensemble de turbine de turbomachine
FR3115827B1 (fr) * 2020-11-05 2023-09-22 Safran Nacelles Fixation d’un cône d’éjection dans une tuyère de turbomachine
US12163547B2 (en) 2021-03-18 2024-12-10 General Electric Company Ceramic matrix composite fastener
FR3133411B1 (fr) * 2022-03-14 2024-02-23 Safran Ceram Assemblage d’un cône d’éjection dans une tuyère de turbomachine

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2623249A1 (fr) * 1987-11-12 1989-05-19 Snecma Ensemble constitue de deux pieces en materiaux ayant des coefficients de dilatation differents, reliees entre elles et methode d'assemblage
GB9120658D0 (en) * 1991-09-27 1991-11-06 Short Brothers Plc Ducted fan turbine engine
US5249877A (en) * 1992-02-28 1993-10-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Apparatus for attaching a ceramic or other non-metallic circular component
FR2699970B1 (fr) * 1992-12-30 1995-03-17 Europ Propulsion Dispositif de liaison glissante entre deux pièces soumises à de fortes sollicitations mécaniques et thermiques.
US6012281A (en) * 1997-08-18 2000-01-11 United Technologies Corporation Noise suppressing fluid mixing system for a turbine engine
FR2825779B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Chambre de combustion munie d'un systeme de fixation de fond de chambre
FR2825783B1 (fr) * 2001-06-06 2003-11-07 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine par pattes brasees
FR2825785B1 (fr) * 2001-06-06 2004-08-27 Snecma Moteurs Liaison de chambre de combustion cmc de turbomachine en deux parties
FR2825784B1 (fr) * 2001-06-06 2003-08-29 Snecma Moteurs Accrochage de chambre de combustion cmc de turbomachine utilisant les trous de dilution
FR2865502B1 (fr) * 2004-01-23 2006-03-03 Snecma Moteurs Bras monobloc accroche-flammes pour un dispositif de post combustion d'un turboreacteur a double flux
FR2875854B1 (fr) * 2004-09-29 2009-04-24 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur pour tuyere a flux separes
FR2882356B1 (fr) * 2005-02-23 2008-08-15 Snecma Propulsion Solide Sa Procede de fabrication de piece en materiau composite a matrice ceramique et piece ainsi obtenue
FR2887015B1 (fr) * 2005-06-14 2010-09-24 Snecma Moteurs Assemblage d'une chambre de combustion annulaire de turbomachine
FR2902838B1 (fr) * 2006-06-26 2013-03-15 Snecma Cone d'echappement pour la canalisation d'une veine de gaz a l'aval d'une turbine
RU65471U1 (ru) * 2007-01-09 2007-08-10 Открытое акционерное общество "Климов" Выходное устройство газотурбинного двигателя
FR2912469B1 (fr) 2007-02-12 2009-05-08 Snecma Propulsion Solide Sa Procede de fabrication d'une structure a lobes de melangeur de flux en cmc pour moteur aeronautique a turbine de gaz.
FR2914955B1 (fr) 2007-04-10 2009-07-10 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur en cmc a capotage externe structural
FR2916018B1 (fr) 2007-05-10 2009-08-21 Snecma Propulsion Solide Sa Systeme d'echappement pour turbine a gaz

Also Published As

Publication number Publication date
EP2375045A1 (fr) 2011-10-12
FR2935753B1 (fr) 2011-07-01
US20110203255A1 (en) 2011-08-25
WO2010026354A3 (fr) 2010-05-20
US8919136B2 (en) 2014-12-30
WO2010026354A4 (fr) 2010-07-15
EP2375045B1 (fr) 2014-04-16
EP2321514B1 (fr) 2014-11-19
CA2733572C (en) 2016-12-13
CN102144084B (zh) 2014-04-16
CA2733572A1 (en) 2010-03-11
EP2321514A2 (fr) 2011-05-18
RU2493395C2 (ru) 2013-09-20
CN102144084A (zh) 2011-08-03
WO2010026354A2 (fr) 2010-03-11
FR2935753A1 (fr) 2010-03-12
UA100438C2 (en) 2012-12-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2011110340A (ru) Гибкие упорные связи для крепления деталей из композитных материалов с керамической матрицей
RU2008110029A (ru) Вентилятор газотурбинного двигателя
RU2007111675A (ru) Устройство фиксации кольцевых секторов вокруг вала турбины турбомашины
US7866162B2 (en) Exhaust cone for channeling a stream of gas downstream from a turbine
ATE473877T1 (de) Luftausströmer mit drallströmung und konventioneller strömung
EP1775517A3 (en) Bolting configuration for joining ceramic combustor liner to metal mouting attachments
UA91691C2 (ru) Смеситель для сопла с разделенными потоками
EP2072397A3 (fr) Extension de carter intermédiaire pour turboréacteur d'aéronef, comprenant une rainure annulaire sectorisée de réception des capots de nacelle
GB2444935B (en) A turbofan gas turbine engine
RU2007104723A (ru) Кольцевая камера сгорания газотурбинного двигателя с тангенциальными щелями
EP2108786A3 (en) Aeroengine fan assembly
JP2009250606A (ja) トランジションピースインピンジメントスリーブ及びその組立方法
EP2388441A3 (en) Fan case with rub elements
EA200401592A1 (ru) Усовершенствованная турбина
EP2505786A3 (en) Continuous ring composite turbine shroud
ATE478237T1 (de) Turbinenringanordnung für eine gasturbine
RU2014113393A (ru) Узел, образованный направляющим сопловым аппаратом турбины или спрямляющим аппаратом компрессора из ккм для турбомашины и кольцом - подложкой для истираемого материала, и турбина или компрессор, содержащие такой узел
TW200506224A (en) Exhaust-gas-turbine casing
EP2131110A3 (en) Combustor liner cap assembly
RU2008141809A (ru) Контроль зазора у вершины лопаток в турбине высокого давления турбомашины
RU2014138956A (ru) Узел хвостовой части авиационного двигателя
JP2012067745A5 (ru)
RU2007102521A (ru) Узел неподвижных направляющих лопаток для распределения по секторам в компрессоре газотурбинного двигателя
EP1965027A8 (fr) Turbine haute-pression d'une turbomachine
RU2012140727A (ru) Гибкая опора заднего подшипника с упором для газотурбинного двигателя

Legal Events

Date Code Title Description
PC43 Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions

Effective date: 20140815

PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180909