CN102144100A - 耐钛火的压缩机壳体、包括这种壳体的高压压缩机以及安装有这种压缩机的飞行器发动机 - Google Patents

耐钛火的压缩机壳体、包括这种壳体的高压压缩机以及安装有这种压缩机的飞行器发动机 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种新型的耐钛火(燃烧的钛)的压缩机壳体(10)。本发明包括形成一种混合的壳体(10)，其中，保持定子叶片的结构(2)包括：由钛或钛合金制成的单铸部分；以及由一个或多个耐火合金制成的、相对于钛火不可燃的至少一个护罩形成元件(12，120，121，122)，该护罩通过与护罩一起设置的连接装置(13，130)连接于单铸部分，以共同形成限定压缩机气流(4)的外轮廓(40)的内壁。

Description

耐钛火的压缩机壳体、包括这种壳体的高压压缩机以及安装有这种压缩机的飞行器发动机
技术领域
本发明涉及一种耐钛火的压缩机壳体的制造。
还涉及包括这种壳体的高压轴向压缩机以及飞行器发动机，例如安装有这种壳体的飞行器涡轮喷气发动机。
背景技术
在诸如飞行器涡轮喷气发动机的涡轮机中，高压压缩机壳体必须能够防止称为“钛火(titanium fire)”的火。
这种钛火是由压缩机的钛制成的活动部分(转子叶片)和钛制成的固定部分之间不希望有的摩擦造成的。所述不希望的摩擦可能会造成至少一个接触的部分的局部过热：转子叶片或固定部分，这样会引起钛合金的体积燃烧。燃烧的液体材料(钛或钛合金)的温度无论在摩擦区域的局部还是在来自摩擦区域的压缩机气流中发射的燃烧钛粒子内可能会达到2700摄氏度。因此，超过了与液体钛接触的周围材料的熔点，因此在结构中形成燃料。这种现象由出现在现代高压压缩机中的气流进口处的基本的压力和氧流量保持。因此，对于在高压轴向压缩机的进口处需要高压的新一代涡轮喷气发动机来说，例如在第一行定子叶片和由转子叶片下部分形成的喷嘴之间的钛，有摩擦引起燃烧的潜在风险。然后，燃烧的粒子可在压缩机气流中发射并到达外壳处。在过去，钛火会一直穿过壳体壁面，造成不利的后果。由于钛火在运行涡轮喷气发动机的操作过程中只能自己熄灭，因此，这些后果是非常不利的。
为了使压缩器壳体不受钛火的影响，已经提出了多种方案。
用于保护壳体的热技术不是非常严密(除去钛基合金并选用钢或镍基底或其他材料形成的基底来替换)，就是非常复杂(在基于钛或钛合金的壳体上安装特殊的衬里，通过等离子体形成热保护，对在发动机运行时可能会接触表面进行处理)。可以引用专利FR2560640和2560641中所述的热保护衬层的方案。但是，这些方案被证实是非常苛刻，麻烦，并且有时会受时间的限制，即，与诸如飞行器涡轮喷气发动机的涡轮机的使用寿命不兼容。
该文献还提到了不可燃的钛合金，但是，这些不可燃的钛合金比标准合金的密度高。这些不会形成燃烧的基于合金的方案在撰写的时候都还没有得到真正的证实。
因此，本发明的目的在于提出一种可使涡轮机压缩机壳体免受每次可能会出现的钛火影响的方案，同时，保留了钛或其常见合金大部分的优点(高机械抵抗和低密度)。
发明内容
为此，本发明的目的在于提供一种壳体，其包括至少一个形成保持多排定子叶片的结构和限定压缩机气流外轮廓的内壁的部分，以及用于防备燃烧的钛的热保护装置，其中在多排定子或可变螺距叶片之间装有多排分别层叠的旋转的转子叶片，其中，所述壳体在其长度的至少一部分上包括由钛或钛合金制成的用作承重结构的单铸部分(single-cast part)，以及至少一个用作热保护装置的元件，所述元件形成由耐火合金制成的并且在存在燃烧的钛的情况下不可燃的护罩，该护罩通过紧固件固定在单铸部分上，紧固件与护罩一起定位，以共同限定限定压缩机气流外轮廓的内壁。
从本发明的意义来说，该形成护罩的元件由一个或多个防护板组成。如现有技术那样，从本发明的意义来说，该护罩不是用于单铸部分的平面(粘附层)。不像平面，根据本发明所述的护罩对于壁面(承重结构)来说是独立分开的。
该形成护罩的元件可以有多种：尤其可以是层压板加工的成型板，剖面，套环，或采用拉伸轧焊接技术的元件。
因此，根据本发明，可用作在存在燃烧的钛的情况下不可燃的耐火合金，存在耐火钢或合金。这些耐火钢或合金与也已经存在的钛或钛基合金热兼容(热处理兼容性和相似的膨胀系数)，用于制造压缩机壳体，尤其是高压涡轮喷气发动机压缩机。可用作耐火合金，镍基合金或钴基合金。
根据本发明，为了制造该壳体，安装两种材料，以制作混合的结构(限定气流的由耐火钢或合金制成的内壁/钛或钛合金制成的承重结构)，由于紧固件以不会改变气流轮廓的方式固定，因此不会影响压缩机的操作，并且，优选包含在可变螺距叶片的导向套筒中。
根据本发明所述的方案能有效地对钛火进行响应，同时，保持用于承重结构的钛本身具有的大部分优点，即：低密度和高机械抵抗。
由钢或钢合金制成的护罩的优选材料选自17-4PH钢，Z12CNDV12钢，
Figure BDA0000048771850000031
909，
Figure BDA0000048771850000032
798或JETHETE M152合金。
用于承重结构的尤其优选的钛合金选自钛64，钛6242或钛6246。
根据一实施例，所述壳体包括至少一层在由耐火钢或合金制成的并且在存在燃烧的钛的情况下不可燃的护罩和由钛或钛合金制成的单铸部分之间层叠的耐腐蚀材料。优选地，这层耐腐蚀材料可通过对承重结构的钛进行阳极氧化来制作。这样，防止了接口处的摩擦造成钢腐蚀的风险。这层耐腐蚀材料也可由一层涂料形成，例如涂在由与钛或钛合金制成的承重结构接触的耐火钢或合金制成的护罩的一部分上的铝颜料涂料。
根据一种变型，护罩的长度可只与壳体的环形长度的一部分对应。
在护罩的内径或护罩附接的长度的下游，可附接或应用适于限定气流外轮廓的耐磨材料。该耐磨材料形成与转子叶片相对的可磨耗物，即：能通过与壳体相对的旋转叶片头的摩擦磨平或腐蚀的材料。
根据本发明所述的由耐火钢或合金制成的护罩根据壳体的轴向截面可为T形。
根据一优选实施例，所述紧固件包括一个或多个法兰凸台，所述一个或多个法兰凸台分别附接于形成在单铸钛或钛合金部分中的孔以及形成在护罩中的孔中，其中，每个凸台的紧固件被制造为给护罩提供表面连续性，以确保气流的外轮廓的连续性。换言之，凸台有利地被组装为使其边缘支撑在同直径的孔中，并在护罩材料的厚度中形成边缘。凸台边缘的厚度可以是护罩厚度的一半。
有利地，至少一部分的凸台由可变螺距叶片枢轴的导向套筒组成。因此，在安装有这种叶片的压缩机中并不一定要使用附加的紧固件。
该凸台优选地是分别压接(压接，crimped)在单铸部分的孔中的凸台。该凸台优选地是冷压接凸台。优选地也能通过现有的
Figure BDA0000048771850000041
方法冷压接，尤其是在可变螺距叶片枢轴的导向套筒的情况下。该凸台优选地能通过与形成护罩相同的合金制造。当凸台部分地由叶片导向套筒组成的时候，其能通过例如
Figure BDA0000048771850000042
X或加工硬化A286钢制成。
可想理解的是，具有用于防止附加护罩轴向平移的装置。有利地，这些用于防止轴向平移的附加装置可部分地由直接在另一定位为形成连续延伸的壳体中加工的附接法兰组成，护罩的一部分轴向抵靠附接法兰。因此，可优选地使用中间壳体下游的附接法兰，即：用于将壳体附接至涡轮喷气发动机的高压(HP)压缩机的壳体的附接法兰，或高压压缩机下游壳体上游的附接法兰。
本发明还涉及一种高压轴向压缩机，其包括如上所述的用作定子的壳体。
根据一优选实施例，该壳体的长度只形成压缩机上游的部分，其中，限定下移气流外轮廓的内壁由钛或钛合金制成。
最后，本发明涉及一种包括上述压缩机的飞行器发动机。
附图说明
通过下面的详细说明并参考附图，本发明的其他特征和优点将更加清楚，其中，
图1为根据本发明所述的飞行器涡轮喷气发动机的高压轴向压缩机的纵向剖面图；
图2A为在根据图1所述的压缩机中使用的外壳体的纵向剖面图；
图2B为用于根据图2A所述的壳体的紧固件的详细视图。
具体实施方式
图1示出了新一代涡轮喷气发动机的高压压缩机1，即：在进口E处具有高压。
这种压缩机1包括第一行转子叶片3上游的第一行气体扩散定子叶片2。所有的叶片2，3都由钛或钛合金制成。在涡轮喷气发动机的操作过程中，存在图1所示的区域Z中的定子叶片2的基座20与转子叶片3的基座30之间的摩擦形成剧烈接触的风险。
这种由摩擦形成剧烈接触的风险可能会点燃区域Z中的钛。则需要防止燃烧的钛粒子把燃烧传播到外壳体10。事实上，这种粒子可随气体4的气流排除并因此与外壳体10接触。接触的风险随着外壳体10的下游部分会变大，并且延伸的长度为L。该长度L为两个点之间的距离，一个点标记了壳体剖面中倾斜的倒置情况，另一个点为高压压缩机的下游结构的配合表面，并在气体流中用作超合金结构。
如果该外壳体10是仅由钛或钛合金制成的，则会形成钛火并因此蔓延到其它所有形成该涡轮喷气发动机的部分。
为了避免上述情况，根据本发明，外壳体10分为两部分11，12，一部分11为单铸钛或钛合金部分，另一部分12由多个由耐火钢或合金制成的轮廓120，121，122组成，以形成护罩，并且耐火钢或合金在存在燃烧的钛的情况下不可燃(图2A)。因此，所述多个由在存在燃烧的钛的情况下不可燃的耐火钢或合金制成的轮廓120，121，122形成了用于承重结构的在某种意义上是防火的护罩，以防备任何有可能进入壳体10的部分L的燃烧的钛粒子。
根据本发明，轮廓120，121，122通过紧固件13固定在单铸部分上。紧固件13与轮廓120，121，122一起定位，以限定限定压缩机气流4外轮廓40的内壁10。
在所示的实施例中，形成承重结构11的部分由锻制毛坯或钛合金形成的铸件制成。金属轮廓120，121，122由低膨胀系数的合金形成的板制成，比如：incone1909或783。
图2B示出了形成耐钛火保护罩的两个连续轮廓121，122的紧固件13。因此，通过下面的方法来附接在存在钛火的情况下不可燃的耐火钢或合金板121，122。
每个轮廓121，122具有大致为T形的轴向截面形状，并因此每个轮廓限定两个优选通过机加工形成的同心槽。两个轮廓121，122通过一行在环形圆周上具有均匀分布的边缘13A的凸台13同时被压接，并各自压接在钛或钛合金结构的锻制毛坯中的孔110中。每个凸台13通过压接套环130来压接，优选地通过
Figure BDA0000048771850000071
式冷膨胀方法。因此，紧靠近下游定位的其中一个轮廓121的其中一个同心槽1210和该轮廓122的其中一个同心槽1220通过同一行的凸台13来压接(图2B)。使用的法兰凸台13优选地由与护罩同样的合金制成，或者以用于可变螺距叶片的导向套筒的
Figure BDA0000048771850000072
X或A 286钢制成。如图所示，通过锚定具有朝向不同方向(一个朝向上游且另一个朝向下游)的两个裙部13A的T形的分支来附接护罩121(图2A)。有利地，护罩120或122也以轴向邻接的方式与直接在以连续方式延伸的另一壳体中加工的附接法兰13B的一部分附接。在该实施例中，用于附接护罩120的附接法兰的部分13B由高压压缩机1的中间壳体(未示出)的附接法兰组成。用于阻挡护罩122旋转平移的附接法兰的部分13C可由高压压缩机1下游的壳体14的附接法兰组成。
因此，根据本发明，凸台130与轮廓121，122的定位限定了压缩机气流4的外轮廓40。换言之，所选的紧固方式适当地不仅使得钛或钛合金承重结构11与通过热保护来防止钛火的护罩120，121，122附接在一起，而且准确限定了气流4的外轮廓40。
根据一有利的附接变型，当高压压缩机1包括一行可变螺距叶片5时，根据本发明所述的可使用的法兰凸台13由所述叶片5的枢轴套50组成。因此，在图1所示的外壳体10中，第三行叶片5由一行可变螺距定子叶片组成，可变螺距定子叶片的接头套筒也形成根据本发明所述的法兰凸台13，即：其用于附接护罩120，121，122。
根据本发明的一种变型，耐火钢或合金板120，121或122与钛或钛合金承重结构11之间的接口可通过进行钛的阳极氧化来处理以防止这些部分之间的相对摩擦引起腐蚀的风险。为了获得这样的耐腐蚀效果，形成护罩120，121或122的钢优选地可本身由涂料覆盖，例如朝向阳极氧化的钛的铝颜料涂料。
以这种方式形成的外壳体10使得由钛合金(例如钛64，6242或6246)制成的承重结构11通过板12来防止钛火的风险，板自身通过压接凸台13附接，从而简化了外部边缘120，121，122的安装和加工。
本发明使得：
A)高压压缩机的气流通过合金保护，该合金当暴露在钛火下时是不可燃的；
B)在可能会发生钛火的区域外，外侧部分或承重结构通过钛合金制造；
C)与完全由耐火钢或合金制成的方案相比，质量较低。例如，可考虑平均厚度为1.5mm的外壳体10，用作由
Figure BDA0000048771850000081
909制成的轮廓12板，构造为所示实施例的长度L，重量比完全由耐火钢或合金制成的同样形状和大小的壳体轻大约10kg。因此，根据本发明所述的壳体的“平均”密度与由从可耐火的钛的合金制成的壳体密度相等。

Claims (16)

1.一种壳体(10)，包括：至少一个部分，所述至少一个部分形成保持多排定子叶片的结构以及限定压缩机(1)气流(4)的外轮廓(40)的内壁，其中组装有分别介于多排定子(2)或可变螺距叶片之间的多排旋转的转子叶片(3)；以及用于耐抗燃烧的钛的热保护的装置，其中，所述壳体在其长度的至少一部分上包括由钛或钛合金制成的用作承重结构的单铸部分(11)、以及至少一个用作热保护装置的元件，所述元件形成由耐火合金制成的并且在存在燃烧的钛的情况下不可燃的护罩(12，120，121，122)，所述护罩通过紧固件(13，130)固定在所述单铸部分上，所述紧固件与所述护罩一起定位，以共同定义限定压缩机气流(4)的外轮廓(40)的内壁。
2.根据权利要求1所述的壳体(10)，其中，在存在燃烧的钛的情况下不可燃的耐火合金是选自17-4PH钢、Z 12 CNDV 12钢、909、
Figure FDA0000048771840000012
798或合金JETHETE M 152的钢合金。
3.根据权利要求1所述的壳体(10)，其中，所述钛合金选自钛64，钛6242或钛6246。
4.根据权利要求1所述的壳体(10)，其中，所述壳体包括介于由耐火钢或合金制成的并且在存在燃烧的钛的情况下不可燃的每个护罩与由钛或钛合金制成的单铸部分之间的至少一层耐腐蚀材料。
5.根据权利要求1所述的壳体(10)，其中，护罩的长度仅对应于所述壳体的环形长度的一部分。
6.根据权利要求1所述的壳体(10)，其中，在所述护罩附接的长度的下游或在所述护罩的内径上，可附接或施加有适于限定所述气流的外轮廓的耐磨材料。
7.根据权利要求1所述的壳体(10)，其中，根据所述壳体中的轴向截面，所述护罩(120，121，122)为T形。
8.根据权利要求7所述的壳体(10)，其中，所述紧固件包括一个或多个法兰凸台(13)，所述一个或多个法兰凸台分别附接于形成在单铸钛或钛合金部分(11)中的孔(110)以及形成在护罩中的孔中，其中，每个凸台的紧固件被制造为给所述护罩提供表面连续性，以确保所述气流(4)的外轮廓(40)的连续性。
9.根据权利要求8所述的壳体(10)，其中，至少一部分所述凸台由可变螺距叶片枢轴(5)的导向套筒(50)形成。
10.根据权利要求8或9所述的壳体(10)，其中，所述凸台为被分别压接在所述单铸部分(11)的孔(110)中的凸台。
11.根据权利要求10所述的壳体(10)，其中，所述凸台为冷压接凸台。
12.根据权利要求8所述的壳体(10)，其中，所述凸台由
Figure FDA0000048771840000021
X或A286钢制成或者由所述护罩的合金制成。
13.根据权利要求1所述的壳体(10)，其中，所述壳体包括用于通过紧固件阻挡附加护罩轴向平移的装置，所述装置由直接在以非间断方式延伸的另一壳体中加工的附接法兰的一部分组成，所述护罩的一部分轴向抵靠所述附接法兰的所述部分。
14.一种高压轴向压缩机(1)，包括用作定子的根据权利要求1所述的壳体(10)。
15.根据权利要求14所述的高压压缩机(1)，其中，所述壳体的长度(L)仅形成压缩机的上游部分(10)，并且，限定下游气流(4)的外轮廓(40)的内壁(14)由钛或钛合金制成。
16.一种飞行器发动机，包括根据权利要求14所述的压缩机。
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