CN101646842A - 首尾相连地组装两个具有不同热膨胀系数的部件的方法和由此获得的组件 - Google Patents

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Abstract

根据本发明，为了将由具有不同热膨胀系数的材料制成的两个部件(154、162)在他们的边缘部分(154a、162a)上组装起来并且相互接合，方法包括沿着一个所述部件的薄边缘，形成耳片(170)，所述耳片(170)被狭槽(172)所分隔开的并且通过切削或机械加工所述部件的材料而获得，并且通过将他们(174)连接到耳片上而将所述部件组装起来。边缘部分相互接合从而形成在工作过程中遇到的高温下大体上的相互的紧密接触。本发明能够特别地用于组装分别由金属和陶瓷基复合材料制成的部件，特别是例如在航空燃气涡轮机中的上游和下游第二管嘴。

Description

首尾相连地组装两个具有不同热膨胀系数的部件的方法和由此获得的组件
背景技术
本发明涉及通过各自的边缘部分而重叠起来的两个部件的首尾相连的组件，所述的部件由具有各自不同的热膨胀系数的材料制成。
本发明的应用领域在于将燃气涡轮机(特别是航空燃气涡轮机)的组件中的部件组装在一起，更特别但非排他地，所述的两个部件分别由金属和陶瓷基复合(CMC)材料制成。这种组件的实例为：由航空发动机中的上游第二管嘴和下游第二管嘴构成的组件，或者由燃气涡轮机的燃烧室中的端壁和内壁或外壁构成的组件。
为了将由具有显著不同的膨胀系数的材料制成的部件组装在一起，已知的方法是利用柔韧的且能够发生弹性变形以吸收尺寸变化之间的差异的连接件。因此，已知的是使用柔韧的连接件，用以将燃气涡轮机中的CMC燃烧室壁和金属外壳连接在一起。可以特别地参考文件US 2006/0032237。
图1是局部的概略性的视图，其示出了将金属上游第二管嘴1和CMC下游第二管嘴2在离开燃气涡轮航空发动机的出口处组装起来的这样的连接件的使用(此处，参考燃气流通过发动机的流动方向而使用术语“上游”和“下游”)。
所述的柔韧的连接件具体表现为金属连接耳片(tab)3，其是弯曲的从而是可弹性变形的。在耳片3的一端上，每一连接耳片3通过例如螺栓连接而固定到凸缘4上，该凸缘4形成了上游第二管嘴1的一部分，该部分位于上游第二管嘴1的下游端部边缘附近。在耳片3的另一端上，每一耳片3通过例如螺栓连接而在下游第二管嘴2的上游端部边缘附近固定到下游第二管嘴2的壁上。因为在管嘴1和2的相邻的环形边缘部分之间存在间隙，所以通过例如具有瓣的拼合金属垫片(split metal gasket)的密封装置5来提供密封，该拼合金属垫片固定到管嘴1的下游端部上。
连接耳片的使用在组装过程中引入了一定数量的处理和调整。此外，所述的连接耳片和凸缘的存在以及对于密封装置的需求导致了重量和生产成本的增加。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种组装方法，其能够克服所述的缺点，并且为了这个目的，本发明提供一种将第一部件和第二部件通过各自的基本上是环形的边缘部分而首尾相连地组装在一起的方法，所述部件分别由具有不同的热膨胀系数的材料所制成，所述的方法包括以下步骤：
·使得所述的第一部件的边缘部分的厚度小于该部件的其余部分的厚度；
·在所述的第一部件的较小厚度的边缘部分形成一系列柔韧的舌部，所述舌部彼此间被狭槽所分隔开，所述的狭槽直接通过切削或机械加工而获得；
·将所述的两个部件的边缘部分中的一个在一段距离上接合到另一个中，这段距离不小于所述的狭槽的总长度；以及
·通过固定元件将所述的两个部件组装在一起，每一固定元件将所述的第一部件的边缘部分的舌部连接于所述的第二部件的边缘部分；
所述的两个部件的边缘部分中的一个以这样的方式接合到另一个中：所述的边缘部分基本上在工作时通常遇到的高温下相互接触。
因此，本发明的卓越之处在于，所述的柔韧的连接件的功能直接地结合在所述部件的一个之中；本发明的卓越之处还在于，所述的部件之间的相互接合能够直接获得在工作中遇到的高温下基本上密封的连接，因此显著地简化了组件。
舌部的另一优点是，他们使得组装在一起的边缘部分中的外形的可能的缺陷或者不规则被补偿，特别是当所述的边缘部分为环形并且具有相对大的直径的时候。
有利地，所述的舌部在由具有较大膨胀系数且表现出弹性变形能力的材料制成的所述部件的边缘部分中形成。
所述的第一部件可以由金属制成，所述的第二部件由陶瓷基复合材料制成。
在实施例中，所述的第一部件的边缘部分可以在低温下无间隙地且产生预应力地接合在所述的第二部件的边缘部分上。
在另一优选的实施例中，所述的第二部件的边缘部分在低温下有间隙地接合在所述的第一部件的边缘部分上。在这种环境下，并且优选地，所述的第一部件的边缘部分的舌部和所述的第二部件的边缘部分之间的连接设置成在低温下通过所述的舌部的弹性变形而局部地按压该舌部抵靠所述的第二部件的边缘部分。
本发明还提供一种能够通过实施所述的方法而获得的类型的组件，换言之，提供一种组件，其包括首尾相连地布置并且通过各自的基本上为环形的边缘部分而连接在一起的第一部件和第二部件，所述的部件分别由具有不同的热膨胀系数的材料制成，在该组件中：
·所述的第一部件具有厚度小于该第一部件的其余部分的厚度的边缘部分，并且该边缘部分表现出一系列柔韧的舌部，所述舌部被狭槽所分隔开并且与所述的第一部件一体地形成；
·所述部件的边缘部分中的一个在一段距离上接合到另一个中，该距离不小于所述的狭槽的总长度；并且
·每一个固定元件将所述的第一部件的边缘部分的舌部连接于所述的第二部件的边缘部分；
所述部件的边缘部分中的一个以这样的方式接合在另一个中：所述的边缘部分在工作中通常遇到的高温下基本上相互接触。
这种组件可以构成用于燃气涡轮机的组件的壁结构。特别地，所述的第一部件和第二部件可以分别构成燃气涡轮航空发动机的第二管嘴的上游壁部分和下游壁部分。
附图说明
本发明通过阅读下述描述能够更好地获得理解，下述的描述是通过非限定性的表示并且参考附图给出的，其中：
·图1是局部剖面，如上文所述，其高度概略性地示出了一种已知的通过柔韧的连接件制成组件的方法；
·图2是燃气涡轮航空发动机的元件的高度概略性的轴向半剖视图；
·图3是根据本发明的实施例的上游部分和下游部分组装在一起的燃气涡轮航空发动机的第二管嘴的概略性视图；
·图4是示出了图3的细节的更大比例的视图；
·图5是图4的V-V平面上的剖视图；
·图6是根据本发明的另一实施例的上游部分和下游部分组装在一起的燃气涡轮航空发动机的第二管嘴的概略性视图；
·图7是图6的细节的更大比例的视图；
·图8是图7的VIII-VIII平面上的剖视图。
具体实施方式
本发明的应用的具体领域为燃气涡轮机领域，特别是航空发动机，特别地例如图2中部分地且以高度概略性的方式所示的发动机。
在燃气流动的方向上，图2示出了燃烧室10、高压(HP)涡轮机20、低压(LP)涡轮机30和管嘴，其中所述的高压(HP)涡轮机20具有插置于所述的燃烧室10和所述的HP涡轮机20之间的入口管嘴22。
所述的燃烧室具有：端壁12，其中容纳有注射器14；内壁16和外壁18，所述的端壁12与这两个壁相连接。在内壁16和外壁18的下游端部上，他们连接于所述管嘴的内平台和外平台。
用于将来自所述的LP涡轮机的气流引向下游的管嘴包括主管嘴40和第二管嘴，该第二管嘴由上游部分或上游第二管嘴50以及下游部分或下游第二管嘴60构成，所述的下游部分或下游第二管嘴60在下游的方向上延伸了主管嘴40和上游第二管嘴50。
主管嘴40具有环状截面，其被内壁42和外壁44所限定。内壁42的端部为锥形出口或锥形排气口41。主管嘴40引导来自LP涡轮机30的主气流或“热”气流。
上游第二管嘴50由刚性外壁54所限定，该外壁54包围所述的壁44并且在其中与所述的壁44共同限定出环形空间，来自发动机入口处的风扇(未示出)的第二气流或“冷”气流在所述的环形空间中流动，所述的第二气流或“冷”气流包围燃烧室并且特别地用作冷却气流。因此，主管嘴的外壁44被在上游第二管嘴中流动的空气所冷却。上游第二管嘴的外壁54在其下游端部部分连接于限定了下游第二管嘴60的刚性环形壁62。
主管嘴40的外壁44由耐火金属制成，例如“铬镍铁合金”，而上游第二管嘴50的外壁54则典型地由钛或钛合金制成。
下游第二管嘴60的壁62可以有利地由陶瓷基复合(CMC)材料制成，这种材料具有的高温性能使得其能够承受排气管嘴位置处的热燃气流的温度而不发生损坏，并且不需要对其外部进行主动冷却。需注意的是从壁44和54之间的空间漏出的“冷”空气可能会导致在壁62的内表面的上游部分上形成冷却空气的保护膜。
因此，将CMC复合材料用于下游第二管嘴60作用于限制了对于冷却空气的总的需求并且使得下游第二管嘴能够在结构上简单，同时与金属相比却大大减轻了重量。
CMC材料的显著特性在于他们的热结构特性以及他们在高温下保持这些特性的能力。他们由纤维强化物构成，该纤维强化物由耐火纤维(碳或陶瓷)制成，该强化物由陶瓷基所密化，特别是由碳化物、氮化物、耐火氧化物等的陶瓷基所密化。CMC材料的典型实例为C-SiC材料(碳纤维强化物和碳化硅基体)、SiC-SiC材料和C-C/SiC材料(包括碳和碳化硅的基体)。制造CMC复合部件的方法已成为公知技术。所述的纤维强化物能够由液体技术(使用树脂浸渍，该树脂是陶瓷基的前体并且通过熟化和高温分解将该树脂转变为陶瓷，该工艺可以反复进行)或由气体技术(化学气相渗透)来密化。
因为CMC材料具有不同于金属的膨胀系数，其膨胀系数一般显著地较小，所以在壁54和62之间的连接需要表现出足够的柔韧性，以弥补相互连接的部件之间的热源的尺寸变化中的差异，从而不损坏所述的部件或所述的连接，同时还提供在第二管嘴的上游部分和下游部分之间的大体上的密封。
在图3至图5的实施例中，上游第二管嘴壁54的下游环形边缘部分54a和下游第二管嘴壁62的上游环形边缘部分62a相互接合，边缘部分54a包围边缘部分62a。
边缘部分54a比壁54的保持结构性功能的其余部分的厚度薄，并且舌部70在边缘部分54a中形成，所述舌部被狭槽72所分隔开。所述的舌部直接通过在壁54的金属中切削或者机械加工狭槽72而获得。舌部70和狭槽72基本上从边缘部分54a的下游端部轴向延伸，所述的狭槽的终端形成圆形内凹，以避免在所述狭槽的端部发生应力集中。
壁54和62通过螺栓连接而组装在一起，螺栓74的头部抵靠在壁62的内表面上。螺栓固定是通过舌部70的中心部分由每一舌部70实现的，或者至少是由部分的舌部实现的。还能通过铆钉来实现固定。
在图3至图5所示的实施例中，环形边缘部分62a和54a中的一个在低温下无间隙地且有预应力地接合在另一个中，从而在工作中通常遇到的高温下保持相互接触。具有预应力的组件能够以已知的方式来实施，即在将边缘部分54a接合在边缘部分62a上之前加热金属壁54。通过确保环形边缘部分62a在不小于狭槽72的长度的距离上接合到环形边缘部分54a上，基本上保证上游和下游第二管嘴之间的连接处在工作中的密封。
为边缘部分54a选择较小的厚度，从而获得与狭槽72结合的舌部70，舌部70是柔韧的，具有足以使得组件能够获得预应力并且使得组装在一起的部件之间的有差别的膨胀被“跟踪(tracked)”的弹性变形的范围。舌部70还用于补偿组装在一起的边缘部分之间的形状的缺陷或不规则。因为金属的弹性变形的能力一般要强于CMC材料的弹性变形的能力，优选的是所述的舌部在金属中形成。然而，在CMC材料部件中形成舌部在材料表现出足够弹性变形的能力的情况下并非是被排除的。
在图6至图8的优选的实施例中，上游第二管嘴壁154的下游环形边缘部分154a和下游第二管嘴162的上游环形边缘部分162a相互接合，边缘部分162a包围边缘部分154a。
如同图3至图5中的实施例，边缘部分154a的厚度小于壁154的其余部分的厚度，并且舌部170在边缘部分154a中形成。舌部170直接通过在壁154的金属中切削或机械加工狭槽172而获得。舌部170和狭槽172从边缘部分154a的下游端部基本上在轴向方向上延伸。边缘部分154a的较小厚度使得柔韧的舌部170能够形成，该舌部表现出良好的弹性变形的能力。
环形边缘部分154a和162a中的一个在低温下形成间隙J(图8)而接合在另一个中。选择间隙J从而在工作中通常遇到的高温下，边缘部分154a可能通过较小的压力而压抵在边缘部分162a上。在计划的应用中，间隙J典型的为几十毫米。通过确保边缘部分162a在至少等于狭槽172的长度的距离上接合在边缘部分154a上，于是基本上能够保证在上游第二管嘴和下游第二管嘴之间的连接在工作中的密封。间隙J和狭槽172的存在使得能够弥补在热源的尺寸变化中的差别。
壁154和162通过螺栓连接而组装在一起，螺栓174的头部抵靠在壁154的内表面上。螺栓固定在舌部170中心部分处通过每一舌部170而实现，或者至少通过一部分舌部而实现。还能够通过铆钉来实现固定。如图8所示，如果舌部170能够进行弹性变形，则螺栓连接的充分紧固使得舌部170局部地压抵在边缘部分162a的内表面上。因此，没有必要在高温下紧固螺栓，所述的螺栓有利地与自锁螺母相配合。
可见的是，弹性变形的能力还用于弥补组装在一起的边缘部分之间的形状的缺陷或不规则。
上述的用于将上游和下游第二管嘴组装在一起的技术可以用于将如图2所示的燃气涡轮发动机中的其它部件组装在一起。
例如，这种组件可以被用于由金属制成的燃烧室端壁12和由CMC材料制成的燃烧室内壁16和燃烧室外壁18中的一个和/或另一个之间。

Claims (14)

1、一种将第一部件和第二部件通过各自的基本上是环形的边缘部分而首尾相连地组装在一起的方法，所述部件分别由具有不同的热膨胀系数的材料所制成，所述的方法包括以下步骤：
·使得所述的第一部件的边缘部分的厚度小于该部件的其余部分的厚度；
·在所述的第一部件的较小厚度的边缘部分形成一系列柔韧的舌部，所述舌部彼此间被狭槽所分隔开，所述的狭槽直接通过切削或机械加工而获得；
·将所述的两个部件的边缘部分中的一个在一段距离上接合到另一个中，这段距离不小于所述的狭槽的总长度；以及
·通过固定元件将所述的两个部件组装在一起，每一固定元件将所述的第一部件的边缘部分的舌部连接于所述的第二部件的边缘部分；
所述的两个部件的边缘部分中的一个以这样的方式接合到另一个中：所述的边缘部分基本上在工作时通常遇到的高温下相互接触。
2、如权利要求1所述的方法，其中所述的舌部在由具有较大热膨胀系数且表现出弹性变形能力的材料制成的所述部件的边缘部分中形成。
3、如权利要求1所述的方法，其中所述的第一部件由金属制成，所述的第二部件由陶瓷基复合材料制成。
4、如权利要求1至3的任一项所述的方法，其中所述的第一部件的边缘部分在低温下无间隙地且产生预应力地接合在所述的第二部件的边缘部分上。
5、如权利要求1至3的任一项所述的方法，其中所述的第二部件的边缘部分在低温下有间隙地接合在所述的第一部件的边缘部分上。
6、如权利要求5所述的方法，其中所述的第一部件的边缘部分的舌部和所述的第二部件的边缘部分之间的连接设置成在低温下通过所述的舌部的弹性变形而局部地按压该舌部抵靠所述的第二部件的边缘部分。
7、一种组件，其包括首尾相连地布置并且通过各自的基本上为环形的边缘部分而连接在一起的第一部件和第二部件，所述的部件分别由具有不同的热膨胀系数的材料制成，在该组件中：
·所述的第一部件具有厚度小于该第一部件的其余部分的厚度的边缘部分，并且该边缘部分表现出一系列柔韧的舌部，所述舌部被狭槽所分隔开并且与所述的第一部件一体地形成；
·所述部件的边缘部分中的一个在一段距离上接合到另一个中，该距离不小于所述的狭槽的总长度；并且
·每一个固定元件将所述的第一部件的边缘部分的舌部连接于所述的第二部件的边缘部分；
所述部件的边缘部分中的一个以这样的方式接合在另一个中：所述的边缘部分在工作中通常遇到的高温下基本上相互接触。
8、如权利要求7所述的组件，其中所述的舌部在由具有较大热膨胀系数且表现出弹性变形能力的材料制成的部件的边缘部分中形成。
9、如权利要求7所述的组件，其中所述的第一部件由金属制成，所述的第二部件由陶瓷基复合材料制成。
10、如权利要求7至9的任一项所述的组件，其中所述的第一部件的边缘部分在低温下无间隙地且产生预应力地接合在所述的第二部件的边缘部分上。
11、如权利要求7至9任一项所述的组件，其中所述的第二部件的边缘部分在低温下有间隙地接合在所述的第一部件的边缘部分上。
12、如权利要求11所述的组件，其中每一固定元件通过局部地按压所述舌部抵靠所述的第二部分的边缘部分而将该舌部连接于所述的第二部件的边缘部分。
13、如权利要求7至12的任一项所述的组件，其中所述的第一部件和第二部件构成燃气涡轮机的组件的壁结构。
14、如权利要求7至12的任一项所述的组件，其中所述的第一部件和第二部件分别构成燃气涡轮航空发动机的第二管嘴的上游壁部分和下游壁部分。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104428496A (zh) * 2012-06-28 2015-03-18 斯奈克玛 包括由柔性固定装置连接的复合部件和金属部件的燃气涡轮发动机
CN107614948A (zh) * 2015-06-03 2018-01-19 三菱日立电力系统株式会社 密封装置以及旋转机械
CN116105177A (zh) * 2023-03-10 2023-05-12 中国航发湖南动力机械研究所 一种陶瓷基火焰筒

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009058504B4 (de) * 2009-12-16 2023-07-13 Dr. Ing. H.C. F. Porsche Aktiengesellschaft Schwellerverkleidung
US8079807B2 (en) * 2010-01-29 2011-12-20 General Electric Company Mounting apparatus for low-ductility turbine shroud
FR2988777B1 (fr) * 2012-03-29 2014-04-25 Snecma Propulsion Solide Integration de pieces d'arriere-corps de moteur aeronautique
WO2014189589A2 (en) * 2013-03-06 2014-11-27 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine with soft mounted pre-swirl nozzle
CA2897519A1 (en) 2013-03-13 2014-10-09 Aaron D. SIPPEL Compliant composite component and method of manufacture
US10215418B2 (en) * 2014-10-13 2019-02-26 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Sealing device for a gas turbine combustor
US10801729B2 (en) * 2015-07-06 2020-10-13 General Electric Company Thermally coupled CMC combustor liner
US10907508B2 (en) * 2015-11-12 2021-02-02 Rohr, Inc. Turbine engine and exhaust system connection
US10041377B2 (en) * 2015-11-24 2018-08-07 General Electric Company System and method for turbine diffuser
US10041365B2 (en) * 2015-11-24 2018-08-07 General Electric Company System of supporting turbine diffuser
DE102016213813A1 (de) * 2016-07-27 2018-02-01 MTU Aero Engines AG Verkleidungselement einer Strömungsmaschine und entsprechende Verbindungsanordnung
FR3059301B1 (fr) * 2016-11-29 2018-12-07 Safran Power Units Systeme d'echappement d'un moteur auxiliaire de puissance
US20180223691A1 (en) * 2017-02-03 2018-08-09 United Technologies Corporation Case flange with stress reducing features
US11280295B2 (en) 2019-03-12 2022-03-22 Rohr, Inc. Beaded finger attachment
US11459980B2 (en) * 2019-12-02 2022-10-04 Rohr, Inc. Compression ring for exhaust nozzle and center body attachment
CN114151150B (zh) * 2020-09-07 2023-07-25 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮外环连接组件、燃气涡轮发动机以及连接方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB584820A (en) * 1944-12-22 1947-01-23 Lucas Ltd Joseph Improvements relating to internal combustion prime movers
US3990231A (en) * 1974-10-24 1976-11-09 General Motors Corporation Interconnections between ceramic rings permitting relative radial movement
US4413477A (en) * 1980-12-29 1983-11-08 General Electric Company Liner assembly for gas turbine combustor
DE4223733C2 (de) * 1992-07-18 1995-05-18 Gutehoffnungshuette Man Verbindung von Mischrohr und Flammrohr einer Gasturbine
US5327727A (en) * 1993-04-05 1994-07-12 General Electric Company Micro-grooved heat transfer combustor wall
US6397603B1 (en) * 2000-05-05 2002-06-04 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Conbustor having a ceramic matrix composite liner
FR2840974B1 (fr) * 2002-06-13 2005-12-30 Snecma Propulsion Solide Anneau d'etancheite pour cahmbre de combustion et chambre de combustion comportant un tel anneau
FR2855557B1 (fr) * 2003-05-26 2007-03-02 Snecma Moteurs Volet de tuyere a duree de vie augmentee pour turbomoteurs d'avion.
FR2871845B1 (fr) * 2004-06-17 2009-06-26 Snecma Moteurs Sa Montage de chambre de combustion de turbine a gaz avec distributeur integre de turbine haute pression
US7647779B2 (en) * 2005-04-27 2010-01-19 United Technologies Corporation Compliant metal support for ceramic combustor liner in a gas turbine engine
US7546743B2 (en) * 2005-10-12 2009-06-16 General Electric Company Bolting configuration for joining ceramic combustor liner to metal mounting attachments
US7805946B2 (en) * 2005-12-08 2010-10-05 Siemens Energy, Inc. Combustor flow sleeve attachment system

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104428496A (zh) * 2012-06-28 2015-03-18 斯奈克玛 包括由柔性固定装置连接的复合部件和金属部件的燃气涡轮发动机
CN104428496B (zh) * 2012-06-28 2016-06-22 斯奈克玛 包括由柔性固定装置连接的复合部件和金属部件的燃气涡轮发动机
CN107614948A (zh) * 2015-06-03 2018-01-19 三菱日立电力系统株式会社 密封装置以及旋转机械
CN107614948B (zh) * 2015-06-03 2020-04-07 三菱日立电力系统株式会社 密封装置以及旋转机械
US10954808B2 (en) 2015-06-03 2021-03-23 Mitsubishi Power, Ltd. Sealing device and rotary machine
CN116105177A (zh) * 2023-03-10 2023-05-12 中国航发湖南动力机械研究所 一种陶瓷基火焰筒

Also Published As

Publication number Publication date
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