CN102144084B

CN102144084B - 用于连接cmc制成的部件的挠性对接连接件

Info

Publication number: CN102144084B
Application number: CN200980134533.6A
Authority: CN
Inventors: E·科内特
Original assignee: Herakles SA
Current assignee: Safran Ceramics SA
Priority date: 2008-09-08
Filing date: 2009-09-08
Publication date: 2014-04-16
Anticipated expiration: 2029-09-08
Also published as: US20110203255A1; WO2010026354A4; WO2010026354A2; FR2935753B1; RU2493395C2; CN102144084A; CA2733572A1; UA100438C2; CA2733572C; FR2935753A1; US8919136B2; WO2010026354A3; EP2375045A1; EP2321514B1; EP2321514A2; EP2375045B1; RU2011110340A

Abstract

本发明涉及一种用于航空发动机的后部组件，包括环形部件(60)和后部部件(20)，环形部件(60)由金属材料制成并且刚性连接至航空发动机，后部部件(20)由陶瓷基体复合材料制成，该后部部件(20)通过有弹性的挠性安装耳片(70)安装于环形部件(60)上，并且具有第一端(71)和第二端(72)，第一端(71)连接于环形部件(60)上，第二端(72)连接于后部部件(20)的上游部分上。每一安装耳片(70)包括轴向对接元件(720)，其径向地从耳片的第二端(72)延伸，并且至少局部地面对第一端(71)。安装耳片(70)还包括在安装耳片的第二端(72)上的径向对接元件(721)，该径向对接元件(721)至少局部地在第一端(71)之上。

Description

用于连接CMC制成的部件的挠性对接连接件

技术领域

本发明涉及紧固复合材料部件，这些复合材料部件用于航空发动机的后部中，所述航空发动机例如为涡轮喷气发动机。为了减小后部的重量，已知的是用陶瓷基体复合(CMC)材料而非金属材料制造出一个或多个后部部件，例如排气锥、主喷嘴和/或混合器。这些部件具有的热膨胀系数比它们需要安装于其上的发动机的金属外壳的热膨胀系数小。为了补偿这些元件之间有差异的膨胀，所述CMC部件通过有弹性的挠性紧固件耳片而安装到由金属材料制成的外壳上，所述紧固件耳片一般由耐高温的金属材料制成。

背景技术

用于安装CMC混合器的挠性紧固件耳片的使用特别地在下列文件中进行了描述：US 2008/115484、WO 2008/139114和FR 2912469。文件WO 2008/148999描述了使用挠性紧固件耳片，用于将排气喷嘴紧固于燃气轮机中。文件FR 1873385公开了包括排气锥的后部组件，所述排气锥通过挠性紧固件耳片而保持面对环形部件。

除了补偿具有差异的膨胀，紧固件耳片必须还使得组件能够承受发动机遇到的常规和极限负载，即，它们必须确保所述部件在这样的负载下彼此支持。所述“负载”(或负载因子)相当于与发动机受到的加速度相关联的力，并且它们以多个g来表示。极限负载相当于最大的负载，该最大的负载会在工作状态下(气穴或非常困难的降落)遇到。然而，航空领域中的安全规则还限定了更高水平的负载，其称为“终极(ultimate)”负载或“极端(extreme)”负载。在没有任何特殊规定时，所述极端负载一般通过将所述极限负载乘以安全因子而限定。例如，所述终极负载的阀值可以是所述极限负载的阀值的1.5倍。

证明挠性紧固件耳片能够承受终极负载是困难的。为了承受终极负载，挠性紧固件需要具有非常大的厚度，这种厚度既包括在两个部件之间形成有弹性的挠性连接件的耳片主体的厚度，也包括所述耳片紧固于CMC部件的部分的厚度。紧固件耳片的这种增强将导致总重量的过度的增加，与由于使用CMC部件而希望的重量减轻产生矛盾，并且也使得连接刚性更大。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于航空发动机后部中的CMC部件与金属材料制成的部件之间的连接的新的设计，该设计确保了所述CMC部件能够承受终极负载，并且是在没有降低所述连接的挠性的情况下能够承受终极负载，同时符合重量减轻的目标。

在第一实施例中，该目的是通过用于航空发动机的后部组件而实现的，所述组件包括环形部件和后部部件，所述环形部件由金属材料制成，该环形部件固定于所述航空发动机上，所述后部部件由CMC制成，该后部部件通过有弹性的挠性紧固件耳片安装于所述环形部件上，所述组件的特征在于，每一紧固件耳片包括轴向对接元件和径向对接元件，所述轴向对接元件径向地从所述耳片的第二端延伸，所述轴向对接元件的至少一部分面对第一端，所述径向对接元件在所述耳片的第二端处，所述径向对接元件至少部分地叠在所述第一端上。

因此，通过结合在紧固件耳片中的这些轴向和径向对接元件，能够承受终极负载，并且是在没有特别地增强耳片的结构的情况下(即在没有使它们更重的情况下)能够承受终极负载。所述紧固件耳片的尺寸使其只有在承受常规和极限负载时在两个部件之间提供预定的间隙，因为紧固件耳片所结合的对接元件，所述紧固件耳片还使得CMC后部部件能够在更大负载下与固定于发动机的环形部件对接，并且特别地在终极负载下与固定于发动机的环形部件对接。因此在这种负载下，这避免了CMC部件变得与固定于发动机的环形部件分离。

此外，径向和/或轴向接触起到的作用是提供多个力传递路径，从而起到减小CMC部件中的应力的作用。

在本发明的另一实施例中，CMC后部部件与金属环形部件之间的挠性连接的问题可以通过将后部部件安装在环形部件的下游而解决，所述金属环形部件固定于航空发动机的外壳，所述航空发动机的外壳承受终极负载，所述后部部件的上游部分的边缘保持在轴向方向上面对环形部件，并且至少部分地叠在紧固件耳片的第一端上。

因此，通过以这种方式相对于环形部件定位CMC后部部件的上游部分的边缘，可以确保在例如终极负载这样的大负载的情况下在CMC部件与金属环之间建立径向和/或轴向接触，并且是通过挠性连接耳片建立径向和/或轴向接触的，所述耳片的尺寸使其仅仅用于确保在常规和极限负载下在两个部件之间的预定间隙。

根据本发明的一个方面，每一紧固件耳片的第一端还包括突出部，该突出部轴向地在远离所述环形部件的方向上延伸，从而更加容易建立抵靠所述端部的接触。

本发明还涉及一种航空发动机，所述航空发动机包括本发明的后部组件。

附图说明

参考附图，本发明的其它特征和优点从通过非限定性的例子给出的本发明具体实施例的如下描述中表现出来，在附图中：

·图1是根据本发明的实施例的航空发动机后部的立体图；

·图2至图5是不完整的截面图，图中示出了在不同负载下的图1的后部的排气锥的紧固件耳片；

·图6至图9是不完整的截面图，图中示出了在不同负载下的图1的后部的主喷嘴的紧固件耳片；

·图10是根据本发明的实施例的航空发动机混合器的立体图；以及

·图11至图14是不完整的截面图，图中示出了在不同负载下的图10的混合器的叶片状结构的紧固件耳片。

具体实施方式

图1示出了涡轮喷气发动机的后部，该后部构成了所述涡轮喷气发动机的排气系统。所述后部包括喷射喷嘴或主喷嘴10，以及中心主体或排气锥20(也称为“塞体”)，二者至少部分地位于发动机舱30的内部。主喷嘴10和排气锥20由CMC材料制成。

通过已知的方式，CMC材料部件由纤维增强物构成，所述纤维增强物由耐高温纤维(碳或陶瓷纤维)制成并且通过陶瓷基体进行致密化，所述陶瓷基体特别地为碳化物、氮化物、耐高温氧化物……。CMC材料的典型例子是C-SiC材料(碳纤维增强物和碳化硅基体)、SiC-SiC材料和C-C/SiC材料(具有包括碳和碳化硅的混合基体)。CMC材料部件的制造是已知的。所述纤维增强物可以通过液体技术(使用陶瓷基体前体树脂注入，并且通过固化和热解转变为陶瓷，这一过程可以重复进行)或通过气体技术(化学气相渗透)进行致密化。

主喷嘴10通过有弹性的挠性紧固件耳片50而紧固于第一金属紧固件环40，该第一金属紧固件环40构成发动机(未示出)的外壳的一部分或者被设计成紧固于发动机(未示出)的外壳。这些元件构成本发明的第一后部组件。

排气锥20通过有可弹性变形的紧固件耳片70而紧固于第二金属紧固件环60，该第二金属紧固件环60也构成发动机外壳的一部分或者被设计成紧固于发动机外壳。这些元件构成本发明的第二后部组件。

在本发明中，所述的紧固件耳片由耐高温的金属材料制成，这些材料特别地例如：

(因科镍合

)、 (哈斯特洛伊 )或

(瓦斯帕洛

)。依据CMC部件的尺寸和重量，所述紧固件耳片的尺寸使其能够以机械方式承受常规和极限负载，所述负载对应于保持CMC部件和金属部件之间的径向和轴向间隙，从而能够容纳有差异的膨胀并且能够抑制振动。

此外，紧固件耳片在受到最大负载(特别地为终极负载)的作用的时候的机械特性对应于保持CMC部件到金属部件的紧固的完整性(无紧固件耳片的断裂)，并且对应于限制施加到CMC部件上的力。

本发明的第一实施例在图2至图5中示出。图2示出了紧固件耳片70，该紧固件耳片70包括在第一端71和第二端72之间延伸的主体73。主体73表现出弯曲的形状，该弯曲的形状赋予耳片其有弹性的挠性。第一端71通过螺母和螺栓型紧固件构件61而紧固于金属环60。类似地，第二端72通过螺母和螺栓型紧固件构件21而紧固于排气锥20的上游部分。在图2中，紧固件耳片70在基于常规或极限径向负载CR_N/L以及基于常规或极限轴向负载CA_N/L的工作状态下示出。在这些状态下，在耳片70的两端71和72之间保持径向间隙J_RC和轴向间隙 J_AC，从而在CMC锥20和金属环60之间保持径向间隙J_RC和轴向间隙J_AC。施加在锥20上的力经由路径P₁而传递到环60上，所述路径P₁由耳片紧固于锥20的第二端72和耳片紧固于环60的第一端71之间的耳片的主体73构成。

紧固件耳片70还包括轴向对接元件720和径向对接元件721，所述轴向对接元件720径向地从第二端72延伸，面对第一端71，所述径向对接元件721轴向地从第二端72延伸并且叠在第一端71上。在这里描述的实施例中，径向对接元件721对应于第二端72的延伸部分。

在图3中，紧固件耳片70受到轴向负载CA_ULT的作用，所述轴向负载CA_ULT显著地大于极限负载，即大于终极负载。在这种状态下，轴向对接元件720与耳片70的第一元件71相接触(轴向间隙J_AC＝0)。这种对接结构的作用是形成除路径P₁之外的另一路径P₂，以用于传递施加于锥20上的力，从而减小锥20中的应力。

在图4中，紧固件耳片70受到径向负载CR_ULT的作用，所述径向负载CR_ULT显著地大于极限负载，即大于终极负载。在这种状态下，径向对接元件721与耳片70的第一端71相接触(径向间隙J_RC＝0)。这种对接结构的作用是形成除路径P₁之外的另一路径P₂，以用于传递施加于锥20上的力，从而减小其中的应力。

在图5中，紧固件耳片70既受到轴向负载CA_ULT的作用又受到径向负载CR_ULT的作用，所述轴向负载CA_ULT和所述径向负载CR_ULT显著地大于极限负载(例如终极负载)。在这种状态下，轴向对接元件720和径向对接元件721均与耳片70的第一端71相接触(轴向间隙J_AC＝0，径向间隙J_RC＝0)。力传递路径P₁和P₂都保持存在。

在这里描述的实施例中，第一端71具有突出部710，该突出部710使径向对接元件721和第一端71之间的接触变得容易。然而，如果径向对接元件721叠在第一端71上的话，则第一端71并不需要包括这一突出部。

图6至图9示出了本发明的另一实施例，该实施例与图2至图5中所示的实施例的不同之处在于，轴向和径向对接直接通过与部件和/或紧固件耳片端部接触的CMC部件而形成。为此，主喷嘴10通过紧固件耳片50安装在金属环40的下游。更确切地说，如图6所示，喷嘴10的上游部分的边缘10a保持为既在轴向方向面对环40又叠在紧固件耳片50的第一端51上。每一紧固件耳片50包括在第一端51和第二端52之间延伸的主体53。主体53具有弯曲的外形，该弯曲的外形将其有弹性的挠性赋予耳片。第一端51通过螺母和螺栓型紧固件构件41紧固于金属环40。类似地，第二端52通过螺母和螺栓型紧固件构件11紧固于喷嘴10的上游部分。

在图6中，示出了在基于常规或极限径向负载CR_N/L以及常规或极限轴向负载CA_N/L的工作状态下的紧固件耳片50。在这些状态下，在喷嘴10的端部的边缘10a与耳片50的第一端51之间保持径向间隙J_RT，在喷嘴10的端部的边缘10a与环40之间保持轴向间隙J_AT。施加在喷嘴10上的力经由路径P₁而传递到环40上，所述路径P₁由耳片紧固于喷嘴10的第二端52和耳片紧固于环40的第一端51之间的耳片的主体53构成。

在图7中，紧固件耳片50受到轴向负载CA_ULT的作用，所述轴向负载CA_ULT显著地大于极限负载，即大于终极负载。在这种状态下，喷嘴10的上游部分的边缘10a与环40相接触(轴向间隙J_AT＝0)。这种接触结构的作用是形成另外的路径P₂，以用于传递施加于喷嘴10上的力，从而减小其上的应力。

在图8中，紧固件耳片50受到径向负载CR_ULT的作用，所述径向负载CR_ULT显著地大于极限负载(例如终极负载)。在这种状态下，喷嘴10的上游部分的边缘10a与耳片50的第一端51相接触(径向间隙J_RT＝0)。这种接触结构的作用也是形成另外的路径P₂，以用于传递施加于喷嘴10上的力。

在图9中，紧固件耳片50同时受到轴向负载CA_ULT和径向负载CR_ULT的作用，所述负载显著地大于极限负载(例如终极负载)。在这种状态下，上游部分10的边缘10a既与耳片50的第一端51相接触(径向间隙J_RT＝0)，又与环40相接触(轴向间隙J_AT＝0)。力传递路径P₁和P₂都保持存在。

在这里描述的实施例中，第一端51具有突出部510，用于使喷嘴10的端部与耳片50的端部51之间的接触变得容易。然而，如果喷嘴的边缘10a叠在第一端51上的话，则第一端51并不需要包括这一突出部。

图10示出了混合器100，该混合器100用于具有分离气流(主气流和次气流)的涡轮机喷嘴，所述混合器构成根据本发明的实施例的后部组件。所述混合器包括紧固件护罩110、叶片状结构120和外盖101，所述紧固件护罩110由金属材料制成，用于将混合器连接于涡轮喷气发动机的排气外壳(未示出)，所述叶片状结构120由CMC制成，紧固件护罩110和叶片状结构120的实施例特别地在文件WO

2008/104692和WO 2008/139114中进行描述，其内容通过引用而结合于此。叶片状结构120具有上游部分121和下游部分，所述上游部分121构成回转的主体，所述下游部分具有波浪起伏的外形，该波浪起伏的外形限定出多个叶片122。通过已知的方式，在具有主气流和次气流混合器的喷嘴中这种叶片状结构的使用起到控制所述两种气流之间的混合的作用，从而改进涡轮喷气发动机的性能以及减小其发出的噪音。

根据本发明，叶片状结构120通过有弹性的挠性紧固件耳片130紧固于紧固件护罩110。更确切地说，如图11所示，每一紧固件耳片包括主体133，该主体133在第一端131和第二端132之间延伸。主体133具有弯曲的外形，该弯曲的外形将其有弹性的挠性赋予所述耳片。第一端131通过螺母和螺栓型紧固件构件111紧固于金属紧固件护罩110的紧固件凸缘112。类似地，第二端132通过螺母和螺栓型紧固件构件123紧固于叶片状结构120的上游部分121。紧固件耳片130还包括轴向对接元件1320，该轴向对接原件1320径向地从第二部分132延伸，从而既面对紧固件凸缘112又面对第一端131。在这里描述的实施例中，径向对接元件由第二端132的叠在第一端131上的部分构成。

在图11中，紧固件耳片130在基于常规或极限径向负载CR_N/L以及基于常规或极限轴向负载CA_N/L的工作状态下示出。在这些状态下，在耳片130的两端131和132之间保持径向间隙J_RM，从而在叶片状结构120和紧固件护罩110之间保持径向间隙J_RM。在轴向对接元件1320和紧固件凸缘112之间也保持轴向间隙J_AM。施加到叶片状结构120上的力经由路径P₁传递到护罩110上，所述路径P1由耳片紧固于叶片状结构120的第二端132和耳片紧固于护罩110的第一端131之间的耳片的主体133构成。

在图12中，紧固件耳片130受到径向负载CR_ULT的作用，该径向负载CR_ULT显著地大于极限负载(例如终极负载)。在这种状态下，耳片130的第二端132与耳片130的第一端131相接触(径向间隙J_RM＝0)。这一接触状态的作用是形成除路径P₁之外的另一路径P₂，以用于传递施加于叶片状结构120上的力，并因此减小其中的应力。

在图13中，紧固件耳片130受到轴向负载CA_ULT的作用，该轴向负载CA_ULT显著地大于极限负载(例如终极负载)。在这种状态下，轴向对接元件132与紧固件凸缘112相接触，紧固件凸缘112本身与耳片130的第一端131相接触(轴向间隙J_AM＝0)。这些接触状态的作用是形成除路径P₁之外的另一路径P₂，以用于传递由叶片状结构120施加的力，并因此减小其上的应力。

在图14中，紧固件耳片130既受到轴向负载CA_ULT的作用又受到径向负载CR_ULT的作用，这些负载显著地大于极限负载(例如终极负载)。在该情况下，轴向对接元件1320与紧固件凸缘112相接触，紧固件凸缘112本身与耳片130的第一端131相接触(轴向间隙J_AM＝0)，耳片130的第二端132与耳片130的第一端131相接触(轴向间隙J_RM＝0)。力传递路径P₁和P₂都继续存在。

Claims

1.一种用于航空发动机的后部组件，所述组件在轴向方向上包括环形部件（60）和后部部件（20），所述环形部件（60）由金属材料制成，该环形部件（60）固定于所述航空发动机上，所述后部部件（20）由陶瓷基体复合材料制成，该后部部件（20）至少在其上游部分表现为回转体的形式，该后部部件（20）通过有弹性的挠性紧固件耳片（70）安装于所述环形部件（60）上，每一紧固件耳片（70）具有第一端（71）和第二端（72），所述第一端（71）紧固于所述环形部件（60），所述第二端（72）紧固于所述后部部件（20）的上游部分，所述组件的特征在于，每一紧固件耳片（70）包括轴向对接元件（720）和径向对接元件（721），所述轴向对接元件（720）径向地从所述耳片的第二端（72）延伸，所述轴向对接元件（720）面对所述第一端（71），所述径向对接元件（721）在所述耳片的第二端（72）处，所述径向对接元件（721）在径向方向上叠在所述第一端（71）上。

2.根据权利要求1所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，每一紧固件耳片（70）的所述第一端（71）还包括突出部（710），所述突出部（710）轴向地在远离所述环形部件（60）的方向上延伸。

3.根据权利要求1或2所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，有弹性的紧固件耳片（70）由耐高温的金属材料制成，该材料选自：

或

4.根据权利要求1或2所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，所述径向对接元件（721）对应于在所述第二端（72）的轴向方向上超过所述轴向对接元件（720）的延伸部分。

5.根据权利要求4所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，所述后部部件（20）是排气锥。

6.根据权利要求1或2所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，所述径向对接元件对应于所述第二端（132）的叠在所述耳片（130）的第一端上的部分。

7.根据权利要求6所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，所述后部部件是叶片状结构（120）。

8.一种用于航空发动机的后部组件，所述组件在轴向方向上包括环形部件（40）和后部部件（10），所述环形部件（40）由金属材料制成，该环形部件（40）固定于所述航空发动机上，所述后部部件（10）由陶瓷基体复合材料制成，该后部部件（10）至少在其上游部分表现为回转体的形式，该后部部件（10）通过有弹性的挠性紧固件耳片（50）安装于所述环形部件（40）上，每一紧固件耳片具有第一端（51）和第二端（52），所述第一端（51）紧固于所述环形部件（40），所述第二端（52）紧固于所述后部部件（10）的上游部分，所述后部部件（10）安装在所述环形部件（40）的下游，所述后部部件（10）的上游部分的边缘（10a）保持在轴向方向上面对所述环形部件（40）的外径向表面，所述边缘还保持在径向方向上叠在所述紧固件耳片（50）的第一端（51）上，所述组件的特征在于，每一紧固件耳片（50）的所述第一端（51）还包括突出部（510），所述突出部（510）轴向地在远离所述环形部件的方向上延伸。

9.根据权利要求8所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，有弹性的紧固件耳片（50）由耐高温的金属材料制成，该材料选自：

或

10.根据权利要求8或权利要求9所述的用于航空发动机的后部组件，其特征在于，所述后部部件（10）是排气喷嘴。

11.一种航空发动机，其特征在于，所述航空发动机包括根据权利要求1至10任一项所述的后部组件。