具体实施方式

在以下说明书和权利要求书中，将引用若干术语，所述术语应定义为具有以下含义。

除非上下文明确地另外指明，否则单数形式“一”和“所述”包括复数指代物。

如在整个说明书和权利要求书中所用的近似语言用于修饰任何定量表示，这些定量表示可容许变化而不会导致其相关的基本功能变化。因此，由例如“约”、“大约”和“基本上”的一个或多个术语修饰的值不限于指定的确切值。在至少一些情况下，近似语言可对应于用于测量所述值的仪器的精度。在此处以及贯穿本说明书和权利要求书，范围限制可进行组合和互换。除非上下文或措辞另外指示，否则此类范围可进行识别，且包括其中含有的所有子范围。

现在参考附图，其中相同的数字对应于相同的元件，首先将注意力放在图1中，为了参考目的，图1以示意图的形式示出了与航空器一起使用的示例性燃气涡轮发动机10，其具有纵向或轴向中心线轴线12。发动机10优选地包括通常由数字14标识的核心燃气涡轮发动机和位于其上游的风扇部段16。核心发动机14通常包括限定环形入口20的基本上管状的外部壳体18。外部壳体18另外封装和支撑增压压缩机22以用于使进入核心发动机14的空气的压力增加到第一压力水平。高压多级轴流压缩机24接受来自增压器22的加压空气并且进一步增加空气的压力。加压空气流入燃烧器26，在燃烧器中将燃料喷射到加压空气流中以提高加压空气的温度和能量水平。高能燃烧产物从燃烧器26流到第一(高压)涡轮28，用于通过第一(高压)驱动轴(未示出)驱动高压压缩机24，然后流到第二(低压)涡轮32，用于通过与第一驱动轴同轴的第二(低压)驱动轴(未示出)驱动增压压缩机22和风扇部段16。在驱动每个涡轮28和32之后，燃烧产物通过排气喷嘴36离开核心发动机14。

风扇部段16包括可旋转的轴流风扇转子38和多个风扇转子叶片44，风扇转子叶片由环形风扇壳体40包围。可以理解的是，风扇壳体40通过多个基本上径向延伸的、周向间隔开的出口引导轮叶42由核心发动机14支撑。这样，风扇壳体40包围风扇转子38和多个风扇转子叶片44。

从流动的角度来看，可以理解，由箭头50表示的初始空气流通过入口52进入燃气涡轮发动机10。空气流50穿过风扇叶片44并且分成移动通过风扇壳体40的第一压缩空气流(由箭头54表示)和进入增压压缩机22的第二压缩空气流(由箭头56表示)。第二压缩空气流56的压力增加并且进入高压压缩机24(由箭头57表示)。离开上游压缩机24的高压(P_高)压缩机空气流58作为高压(P_高)空气流59沿下游方向流向燃烧器26。在与燃料混合并且在燃烧器26内燃烧之后，燃烧产物61离开燃烧器26并且流经第一涡轮28。此后，燃烧产物61流经第二涡轮32，并且离开排气喷嘴36，以提供对燃气涡轮发动机10的推力。

现在参考图2，示出了如图1中的虚线所示的燃气涡轮发动机10的一部分的放大图。燃烧器26包括与纵向轴线12(图1)同轴的环形燃烧室62以及入口(通常以64表示)和出口66。燃烧室62容纳在发动机外部壳体18(图1)内，并由环形燃烧器衬套68限定，更具体地，由环形燃烧器外衬套69和径向向内定位的环形燃烧器内衬套70限定。衬套69和70可以包括由CMC(陶瓷基质复合材料)制造和在用于CMC的工艺中制造的那些衬套。如上所述，燃烧器26经由高压压缩机排气出口(未示出)接收加压空气的环形流，并且更具体地接收高压(P_高)空气流59。该高压(P_高)空气气流59流入燃烧器26，在燃烧器处燃料也从燃料喷嘴(未示出)喷射并与来自压缩机的高压(P_高)空气流59混合，以形成提供给燃烧室62用于燃烧的燃料-空气混合物。燃料-空气混合物的点燃通过合适的点火器72完成，并且所产生的燃烧气体61在轴向方向上流向并进入位于环形燃烧器外衬套69和环形燃烧器内衬套70的下游端处的环形第一级涡轮喷嘴78。第一级涡轮喷嘴78由环形流动通道限定，所述环形流动通道包括多个径向延伸的圆形间隔的喷嘴轮叶80，所述喷嘴轮叶转动燃烧气体61使得它们成角度地流动并撞击第一涡轮的第一级涡轮叶片28。第一级涡轮喷嘴78包括一对凸缘82和84，环形燃烧器外衬套69和环形燃烧器内衬套70的下游端分别安装在该对凸缘上。如图所示，高压(P高)压缩机空气流58的一部分从压缩机24(图1)在燃烧衬套68外部沿下游方向流动，在本文中被称为高压(P高)旁路空气流60。这种高压(P高)旁路空气流60特意意图绕过燃烧器26(图1)以供给活塞组件86(如图2中虚线所示并且如现在所述)和环形的第一级涡轮喷嘴78，并提供叶片冷却。更具体地，如图2最佳地示出，高压(P高)旁路空气流60的一部分作为内部流60a流动并且作用在活塞密封组件86上。另外，高压(P_高)旁路空气流60的另一部分围绕活塞密封组件86、在流60a的径向外部、作为外部流60b流动，以供给涡轮冷却。

在此公开和描述了密封组件86由用于增强环形燃烧器外衬套69、环形燃烧器内衬套70和下游第一级涡轮喷嘴78的密封的整体加压活塞密封件组成。

现在参考图3和图4，示出了已知的燃气涡轮发动机的放大部分，每个标记为现有技术，大致类似于燃气涡轮10，并且包括燃烧器衬套88、第一级涡轮喷嘴90和形成在它们之间的密封件86，所述密封件与燃烧器衬套88和第一级涡轮喷嘴90密封接合。更具体地，图3示出了在第一飞行状态92期间的密封组件86，并且在图4中示出了在第二飞行状态94期间的密封组件86，例如在起飞状态期间。应该理解的是，仅示出和描述了密封组件的外部径向部分。如图所示，加压密封组件86由第一级涡轮喷嘴90的一部分限定，并且更具体地由凸缘96限定，所述凸缘形成悬挂式活塞环密封壳体98。活塞环密封壳体98在活塞环密封壳体98的前壁104和活塞环密封壳体98的后壁106之间限定腔体102。活塞环100设置在腔体102内并且通过悬挂式活塞环密封壳体98径向和轴向地被限制。活塞环密封壳体98，并且更具体地腔体102，包括大于活塞环100的轴向尺寸“b”的轴向尺寸“a”。活塞环100通常由单个密封区段或多个弧形密封区段构成，并且更具体地构成为360度圆形环，所述圆形环包围燃烧器衬套88的外表面108并在燃烧器衬套88的下游端处限定密封件86。如本文所使用的，术语“弧形”可以指具有弯曲或部分弯曲形状的构件、部件、零件等。

在第一飞行状态92期间，类似于图2的高压(P_高)旁路空气流60a的压缩机空气的高压(P_高)旁路空气流110，将活塞环100推靠在活塞环密封壳体98的后壁106上。如图所示，由于活塞环密封壳体98比活塞环100宽，所以当活塞环100被推靠活塞环密封壳体98的后壁106时，在活塞环密封壳体98的前壁104与活塞环100之间形成前间隙112。随着高压(P_高)旁路空气流110经由前间隙112进入活塞环密封壳体98，其导致活塞环100两侧在径向方向上的压降。活塞环100上的该径向压降确保活塞环100与燃烧器衬套88的外表面108之间的泄漏路径116(如虚线所示)的密封。另外，高压(P_高)旁路空气流110将活塞环100推靠后壁106，以密封活塞环100和活塞环密封壳体98的后壁106之间的接触，从而确保如虚线所示的泄漏路径114的密封。

在第二飞行状态94期间，例如在起飞阶段的操作期间，由于在径向方向上活塞环密封壳体98两侧的高热梯度，而使得活塞环密封壳体98相对于纵向轴线12(图1)旋转并且更具体地相对于燃烧器衬套88旋转。在图4所示的实施例中，活塞环密封壳体98以“θ”度旋转，其中θ≠0度。活塞环密封壳体98的旋转导致间隙112的阻塞，从而导致在径向方向上活塞环100两侧没有压降。活塞密封失效的主要原因是由于活塞环100和活塞环密封壳体98的前壁104之间的间隙112的这种阻塞，导致高压(P_高)旁路空气流110不存在于活塞环100的顶部上并且没有足够的径向向内的力来将活塞环100接合在燃烧器衬套88的外表面108上。如图所示，活塞环密封壳体98的旋转以及由此导致的间隙112的闭合将导致活塞环100不再与燃烧器衬套88接合，导致密封失效。在一个实施例中，在倾斜度最小的情况下，活塞环100将不会阻塞间隙112并且不会阻塞高压(P_高)旁路空气流110进入腔体102的上部部分118。

现在参考图5-31，示出了根据本公开的压力调节活塞密封组件的实施例。再次指出，在整个实施例中相同的数字表示相同的元件。如所描述的那样，密封组件将在所有飞行状态下并且特别是在起飞飞行状态期间提供密封接合，由此活塞环密封壳体和活塞环相对于彼此旋转。在所示实施例中，示出了每个压力调节密封组件的构造，其中活塞环密封壳体相对于纵向轴线旋转，并且其中活塞环相对于纵向轴线旋转。

此外，在图5-31的实施例中，压力调节活塞密封组件由第一级涡轮喷嘴78的一部分、悬挂式活塞环密封壳体122和活塞环124限定。活塞环密封壳体122在活塞环密封壳体122的前壁126和活塞环密封壳体122的后壁128之间限定腔体132。活塞环124设置在腔体132内并且通过悬挂式活塞环密封壳体122径向和轴向地被限制。如之前关于图3和4所描述的，在一个实施例中，活塞环密封壳体122并且更具体地腔体132，包括大于活塞环124的轴向尺寸“b”的轴向尺寸“a”。在一些实施例中，腔体132具有大约1毫米至大约10毫米的轴向尺寸“a”。在一些实施例中，活塞环124具有大约1毫米至大约10毫米的轴向尺寸“b”。活塞环124通常构造为单个部件或区段或者多个弧形区段，并且更具体地构造为360度圆形环，所述圆形环包围燃烧器衬套68的外表面136并在燃烧器衬套68的下游端处限定密封件。如本文所使用的，术语“弧形”可以指具有弯曲或部分弯曲形状的构件、部件、零件等。如本文所公开的，在优选实施例中，燃烧器衬套68由陶瓷基质复合材料(CMC)制成。

如前所述，在用于燃气涡轮发动机的先进气路(AGP)热传递设计中，弧形部件特别是护罩、喷嘴和类似物由陶瓷基质复合材料(CMC)制成。类似于常规设计中使用的密封组件，AGP部件利用各种类型结构(例如实心、层压、成形等)的静态密封件。静态密封件通常由高温金属材料(例如镍合金)制成。与由高温金属形成的静态密封件相比，形成许多AGP部件的CMC材料具有较低的热膨胀系数(CTE)。

具体参考图5-8，示出了压力调节密封组件的实施例，总体标记为120。密封组件120通常由第一级喷嘴78的一部分(如先前在图2中所介绍的)、活塞环密封壳体122和活塞环124限定。类似于之前描述的图3和4的已知技术，活塞环密封壳体122比活塞环124宽，并且当活塞环124被推靠在活塞环密封壳体122的后壁128上时，在活塞环密封壳体122的前壁126和活塞环124之间限定前间隙(未示出)。

在第一飞行状态(未示出)期间，作为来自压缩机24(图1)的高压(P高)压缩机空气流58的一部分，并且更具体地高压(P高)旁路空气流60a的内部流经由间隙(大致类似于图3和图4的间隙112)进入活塞环密封壳体122，导致活塞环124两侧在径向方向上的压降，由此使活塞环124与燃烧器衬套68和活塞环密封壳体122接合，如上所述。相反，在第二操作状态期间，如图5中最佳地示出，例如在起飞状态期间，由于在径向方向上活塞环密封壳体98两侧的高热梯度，而使得活塞环密封壳体122相对于活塞环124并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“β₁”旋转。在一个实施例中，β₁≠0度。在这种情况下，活塞环124阻塞间隙(未示出)，并且因此该通路允许高压(P高)旁路空气流60a的内部流进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。由于缺乏高压(P高)旁路空气流60a进入腔体132的内部流，活塞环124不再与燃烧器衬套68接合，并且密封失效。为了在第二飞行状态期间解决活塞环密封壳体122的这种旋转，沿着360度圆形轮廓在活塞环密封壳体122的前壁126中设置一个或多个分段通槽134。所述一个或多个分段通槽134可以被构造成单个连续的通槽134，如在图9中最佳示出的，或者被构造成多个通槽134，如在图10中最佳示出的。所述一个或多个分段通槽134为腔体132的上部部分130提供开口。所述一个或多个分段通槽134将高压(P_高)旁路空气流60a的内部流直接引导至活塞环124的顶部并确保活塞环124与燃烧器衬套68的外表面136的接合，而与活塞环密封壳体122的旋转程度无关。在一个实施例中，所述一个或多个分段通槽134可以与活塞环密封壳体122的前壁104一起制造，并且不需要对零件组件进行进一步的改变。

现在参考图6，在一个实施例中，例如在第二操作状态期间，活塞环124可以相对于活塞环密封壳体122旋转并且更具体地相对于纵向轴线12旋转。在该特定实施例中，由于热应力，活塞环124相对于活塞环密封壳体122并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“α”旋转。在一个实施例中，α≠0度。类似于图6的实施例，在这种情况下，活塞环124将阻塞高压(P_高)旁路空气流60a的内部流的通路进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。高压(P_高)旁路空气流60a的内部流没有进入腔体132导致活塞环124不再与燃烧器衬套68接合并且密封失效。为了在第二飞行状态期间解决活塞环124的这种旋转，类似于图5的实施例，按照360度圆形轮廓并如上所述地构造，提供设置在活塞环密封壳体122的前壁126中的一个或多个分段通槽134。所述一个或多个分段通槽134为腔体132的上部部分130提供开口。所述一个或多个分段通槽134将高压(P高)旁路空气流60a的内部流直接引导至活塞环124的顶部并确保活塞环124与燃烧器衬套68的外表面136的接合，而与活塞环124的旋转程度无关。

现在参考图7和图8，在一个实施例中，如前所述，高压(P_高)旁路空气流60的一部分流过支撑腿中的窗口(未示出)，所述支撑腿支撑活塞环密封壳体122。结果，高压(P_高)旁路空气流60b的外部流通过形成在活塞环密封壳体122的后表面或后壁128上的一个或多个分段通槽134，如在图7中最佳示出的。在图8的实施例中，高压(P_高)旁路空气流60b的外部流通过形成在活塞环密封壳体122的最外径向面129上的一个或多个分段通槽134。要注意的是，图7和8的构造可能比图5和图6的实施例有利，其中在前面126上的一个或多个分段通槽134的空间有限。

现在参考图11-18，示出了总体标记为140的压力调节密封组件的第二实施例。密封组件140通常由第一级喷嘴78的一部分(如先前在图2中所介绍的)、活塞环密封壳体122和活塞环124限定。类似于之前描述的图3和4的已知技术，活塞环密封壳体122比活塞环124宽，并且当活塞环124被推靠在活塞环密封壳体122的后壁128上时，在活塞环密封壳体122的前壁126和活塞环124之间限定前间隙(未示出)。

在第一飞行状态(未示出)期间，随着高压(P_高)旁路空气流60a的内部流经由间隙进入活塞环密封壳体122，其导致在径向方向上活塞环124两侧的压降，由此使活塞环124与燃烧器衬套68和活塞环密封壳体122接合，如前所述。相反，在第二操作状态期间，如图11、13和15中最佳地示出，例如在起飞状态期间，由于在径向方向上活塞环密封壳体98两侧的高热梯度，而使得活塞环密封壳体122相对于活塞环124并且更具体地相对于纵向轴线12以某个角度旋转。如图11最佳地示出，活塞环密封壳体122相对于活塞环124并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“β₂”旋转。在该特定实施例中，应注意到，活塞环密封壳体122大致沿与前一实施例相反的方向旋转。在一个实施例中，β₂≠0度。在图13和15的实施例中，活塞环密封壳体122相对于活塞环124并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“β₁”旋转。另外注意到，在每个公开的实施例中，活塞环壳体122可以具有β₁或者β₂的旋转方向。

如图所示，活塞环124将阻止来自压缩机24(图1)的高压(P_高)旁路空气流60a的内部流进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。高压(P_高)旁路空气流60a的内部流没有进入腔体132导致活塞环124不再与燃烧器衬套68接合并且密封失效。为了在第二飞行状态期间解决活塞环密封壳体122的这种旋转，多个局部凸块142设置在活塞环密封壳体122的前壁126上，如图11-14中最佳所示，或者设置在活塞环124的上游表面144上，如图15-18中最佳地示出。如图11-14所示，多个局部凸块142从活塞环密封壳体122的前壁126延伸或突出。所述多个局部凸块142在其间向腔体132的上部部分130提供流动开口。多个局部凸块142因此将高压(P_高)旁路空气流60a的内部流直接引导到活塞环124的顶部，并确保活塞环124与燃烧器衬套68的外表面136的接合，而与活塞环密封壳体122的旋转程度无关。在一个实施例中，所述一个或多个局部凸块142可以被构造成多个列和行，如在图13和17中最佳地示出。在一个实施例中，所述一个或多个局部凸块142可以被构造成多个列和偏移行，如图14和18中最佳地示出。在一个实施例中，多个局部凸块142可以与活塞环密封壳体122的前壁104和/或活塞环124的上游表面144一起制造，并且不需要对部件组件进行进一步的改变。

更具体地参考图12、14和16，在一个实施例中，例如在第二操作状态期间，活塞环124可以相对于活塞环密封壳体122并且更具体地相对于纵向轴线12旋转。在该特定实施例中，由于热应力，活塞环124相对于活塞环密封壳体122并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“α”旋转。如前所述，α≠0度。类似于图6的实施例，在这种情况下，活塞环124将阻止高压(P_高)旁路空气流60a的内部流进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。高压(P_高)旁路空气流60a的内部流没有进入腔体132导致活塞环124不再与燃烧器衬套68接合并且密封失效。为了在第二飞行状态期间解决活塞环124的这种旋转，多个局部凸块142被构造成从活塞环124的上游表面144延伸。所述多个局部凸块142向腔体132的上部部分130提供流动开口。所述多个局部凸块142将高压(P_高)旁路空气流60a的内部流直接引导到活塞环124的顶部，并确保活塞环124与燃烧器衬套68的外表面136的接合，而与活塞环124的旋转程度无关。

现在参考图19-29，示出了了压力调节密封组件的第三实施例，总体标记为150。密封组件150通常由第一级喷嘴78的一部分(如先前在图2中所介绍的)、活塞环密封壳体122和活塞环124限定。类似于之前描述的图3和4的已知技术，活塞环密封壳体122比活塞环124宽，并且当活塞环124被推靠在活塞环密封壳体122的后壁128上时，在活塞环密封壳体122的前壁126和活塞环124之间限定前间隙(未示出)。

在第一飞行状态(未示出)期间，随着高压(P_高)旁路空气流60a的内部流经由间隙进入活塞环密封壳体122，其导致在径向方向上活塞环124两侧的压降，由此使活塞环124与燃烧器衬套68和活塞环密封壳体122接合，如前所述。相反，在第二操作状态期间，如图19、23和27中最佳地示出，例如在起飞状态期间，由于在径向方向上活塞环密封壳体98两侧的高热梯度，而使得活塞环密封壳体122相对于活塞环124并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“β₁”旋转。如前所述，在一个实施例中，β₁≠0度。在这种情况下，活塞环124将阻止高压(P_高)旁路空气流60a的内部流进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。高压(P_高)旁路空气流60a的内部流没有进入腔体132导致活塞环124不再与活塞密封衬套124接合并且密封失效。在该特定实施例中，为了解决在第二飞行状态期间活塞环密封壳体122的这种旋转，多个通道152设置在活塞环密封壳体122的前壁126上，如在图19-22中最佳地示出，设置在活塞环124的上游表面144上，如图23-26中最佳地示出，或者设置在活塞环密封壳体122的前壁126和活塞环124的上游表面144两者上，如图27-29中最佳地示出。如图19-22所示，所述多个通道152被构造成延伸到活塞环密封壳体122的前壁126的表面125中。所述多个通道152提供多个高压气流通过管道到达腔体132的上部部分130。更具体地，多个通道152将高压(P_高)旁路空气流60a的内部流直接引导至活塞环124的顶部，并确保活塞环124与燃烧器衬套68的外表面136的接合，而与活塞环密封壳体122的旋转程度无关。在一个实施例中，多个通道152可以与活塞环密封壳体122的前壁104一起制造，并且不需要对部件组件进行进一步的改变。

现在参考图20-22、24-26、28和29，在一个实施例中，例如在第二操作状态期间，活塞环124可以相对于活塞环密封壳体122并且更具体地相对于纵向轴线12旋转。在该特定实施例中，由于热应力，活塞环124相对于活塞环密封壳体122并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“α”旋转。如前所述，在一个实施例中，α≠0度。类似于图6的实施例，在这种情况下，活塞环124将阻止来自压缩机24(图1)的高压(P_高)旁路空气流60a的内部流的通路进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。高压(P_高)旁路空气流60a的内部流没有进入腔体132导致活塞环124不再与燃烧器衬套68接合并且密封失效。为了在第二飞行状态期间解决活塞环124的这种旋转，多个通道152被构造成延伸到活塞环124的上游表面144中。所述多个通道152提供多个高压气流通过管道到达腔体132的上部部分130。更具体地说，多个通道152将高压(P_高)旁路空气流60a的内部流直接引导至活塞环124的顶部，并确保活塞环124与燃烧器衬套68的外表面136的接合，而与活塞环124的旋转程度无关。在一个实施例中，多个通道152可以与活塞环124的上游表面144一起制造，并且不需要对部件组件进行进一步的改变。如图29中最佳地示出，在一个实施例中，多个通道152可被构造成既延伸到活塞环密封壳体122的前壁126中又延伸到活塞环124的上游表面144中。

现在参考图30-33，示出了总体标记为160的压力调节密封组件的又一个实施例。密封组件160通常由第一级喷嘴78的一部分(如先前在图2中所介绍的)、活塞环密封壳体122和活塞环124限定。类似于之前描述的图3和4的已知技术，活塞环密封壳体122比活塞环124宽，并且当活塞环124被推靠在活塞环密封壳体122的后壁128上时，在活塞环密封壳体122的前壁126和活塞环124之间限定前间隙(未示出)。

在第一飞行状态期间，如图30中最佳地示出，随着来自压缩机24(图1)的高压(P_高)旁路空气流60a的内部流经由间隙112进入活塞环密封壳体122，其导致在径向方向上活塞环124两侧的压降，由此使活塞环124与燃烧器衬套68和活塞环密封壳体122接合，如前所述。在该特定实施例中，提供了褶皱弹簧162，所述褶皱弹簧的内圆周尺寸“D”小于燃烧器衬套26的下游端的外圆周尺寸“d”，如图31所示。如图30中的箭头所示，褶皱弹簧162在活塞环124上施加径向向内的力，以增强活塞环124与燃烧器衬套68的接合。

相反，在第二操作状态期间，如图32中最佳地示出，例如在起飞状态期间，由于在径向方向上活塞环密封壳体98两侧的高热梯度，而使得活塞环密封壳体122相对于活塞环124并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“β₁”旋转。如前所述，β₁≠0度。在这种情况下，活塞环124将阻止高压(P_高)旁路空气流60a的内部流进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。高压(P_高)旁路空气流60a的内部流没有进入腔体132导致活塞环124不再与活塞密封衬套124接合并且密封失效。在该特定实施例中，除了包括一个或多个分段通槽134之外，通过增强活塞环124上的径向向内的力，如图32中的箭头所示，以增强活塞环124与燃烧器衬套68的接合，褶皱弹簧162解决了在第二飞行状态期间活塞环密封壳体122的这种旋转。

现在参考图33，在另一个实施例中，例如在第二操作状态期间，活塞环124可以相对于活塞环密封壳体122旋转并且更具体地相对于纵向轴线12旋转。在该特定实施例中，由于热应力，活塞环124相对于活塞环密封壳体122并且更具体地相对于纵向轴线12以角度“α”旋转。如前所述，在一个实施例中，α≠0度。类似于图32的实施例，在这种情况下，活塞环124的旋转将使其阻止高压(P高)旁路空气流60a的内部流进入限定在活塞环密封壳体122的前壁126和后壁128之间的腔体132的上部部分130。高压(P_高)旁路空气流60a的内部流没有进入腔体132导致活塞环124不再与燃烧器衬套68接合并且密封失效。在该特定实施例中，为了解决在第二飞行状态期间活塞环124的这种旋转，除了在活塞环密封壳体122的前壁126上包括多个局部凸块142之外，褶皱弹簧162进一步解决活塞环124的这种旋转。如前所述，褶皱弹簧162在活塞环124上提供径向向内的力，如图33中的箭头所示，以确保活塞环124与燃烧器衬套68的接合，而与活塞环124的旋转程度无关。

如本文所述，在已知的活塞密封组件中，活塞密封失效的主要原因是由于活塞环与活塞环密封壳体的前壁之间存在的间隙的阻塞，使得离开压缩机的上游高压(P_高)流不存在于活塞环的顶部上，并且缺乏足够的径向向内的力来将活塞环接合在燃烧器衬套的外表面上。在一个实施例中，在存在活塞环密封壳体或活塞环的倾斜的情况下，活塞环将阻塞间隙并且更具体地阻止离开压缩机的高压(P_高)旁路空气流进入腔体的上部部分。间隙的阻塞导致活塞环两侧在径向方向上没有压降。如图所示，活塞环密封壳体的相对旋转和间隙的闭合将导致活塞环不再与燃烧器衬套接合，导致密封失效。

因此，公开了用于密封燃烧器衬套和下游第一级涡轮喷嘴之间的压力调节活塞密封件。通过密封件的冷却流量在沿流动路径冷却机械部件中起着重要作用。需要充足的冷却流来确保密封件的可接受的使用寿命，而过多的冷却流会导致压缩机空气的浪费。同时，通过活塞密封件的额外冷却流量会影响燃烧器衬套的出口温度并进一步降低涡轮效率。

通常施加在金属燃烧器衬套上的常规活塞密封件对热梯度不敏感，因为活塞环密封壳体和燃烧器衬套均由金属形成并且同时旋转。CMC燃烧器衬套在活塞环密封壳体和燃烧器衬套之间经历较大的相对旋转，并导致密封失效。本文公开的密封组件提供了用于CMC燃烧器衬套和相关密封组件的解决方案。所提出的密封组件确保活塞密封件在所有飞行状态下良好地起作用，并因此确保通过燃烧器衬套和第一级涡轮喷嘴的界面的可控冷却流动。所提出的密封组件的制造不增加成本，并且这里公开的压力调节密封件的组装过程基本上与常规活塞密封件的组装过程相同。

以上详细描述了压力调节密封组件的示例性实施例。系统和方法不限于本文中所描述的特定实施例，相反，方法的操作和系统的部件可独立地且与本文中所描述的其它操作或部件分开地使用。举例来说，本文中所描述的系统、方法和设备可具有其它工业或消费者应用且不限于本文中所描述的实践。相反地，一个或多个实施例可结合其它工业一起实施和利用。

尽管可能在一些附图中展示本发明的各种实施例的具体特征，而在其它附图中未展示，但这仅是为方便起见。根据本发明的原理，可结合任何其它图式的任何特征参考和/或主张图式的任何特征。

本书面描述使用实例来公开包括最佳模式的实施例，并且使所属领域的任何技术人员能够实践所述实施例，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书所界定，且可包括所属领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么此类其它实例希望在权利要求书的范围内。