CN102422027B - 用于带有机械叶片载荷转移裂隙的航空器涡轮发动机定子的壳体 - Google Patents

用于带有机械叶片载荷转移裂隙的航空器涡轮发动机定子的壳体 Download PDF

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Abstract

本发明涉及用于航空器涡轮发动机模块的定子的壳体(16a)，包括大量贯通开口(22)，每个贯通开口设计为容纳定子叶片(4)，每个开口形成架体(32)，架体(32)在设计为容纳叶片后缘(26)的第一端(25)和设计为容纳叶片前缘(28)的第二端(27)之间延伸。根据本发明，开口(22)中至少一个开口关联机械载荷转移裂隙(36)，该机械载荷转移裂隙(36)穿过壳体，并且设置为面对沿着所述架体(32)的方向的开口的第一端(25)和距离其一段距离。

Description

用于带有机械叶片载荷转移裂隙的航空器涡轮发动机定子的壳体
技术领域
这个发明一般地涉及航空器涡轮发动机，优选地涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机类型。
更特别地，本发明涉及用于这种涡轮发动机模块的定子的部件，该部件包括大量定子叶片和两个同心壳体，该两个同心壳体上固定叶片及径向地定界流经该涡轮发动机的核心发动机气流，一个壳体定界内部上的气流，另一个壳体定界外部上的气流。
本发明也涉及这些核心发动机气流定界壳体。
背景技术
外壳体正常地包括互相之间周向间隔和穿过通常金属壳体厚度的大量开口，以固定从该外壳径向地向内延伸的定子叶片。
每个开口容纳一个定子叶片的头部，该头部通过在相关开口中连续地围绕着叶片头部延伸的焊接固定于外壳体。
相似地，内壳体通常包括互相之间周向间隔和穿过壳体的大量开口，以固定从该内壳体向外径向地延伸的定子叶片。每个开口容纳一个定子叶片的根部，该根部通过在相关开口中连续地围绕着叶片根部延伸的焊接固定于外壳体。
尽管该设计在工业上非常普遍，但是它的缺点是在叶片头部的后缘和/或叶片根部的后缘头部经常出现裂缝。
对缩短定子叶片寿命的这种现象的解释是在叶片头部和/或叶片根部后缘存在非常高的静载荷，因此动态容限太小，有利于裂缝的发展。
建议通过加厚壳体以减少运行期间的变形，因此减少施加于叶片头部和根部的后缘的应力来克服该缺陷。然而，这个解决方案在花费和质量方面是极其昂贵的。
也建议加厚叶片，但是这不可避免地引起流经它们之间的气流的扰动，以及对涡轮发动机整体性能的负面直接影响。
发明内容
因此，本发明的目的是至少部分地克服用现有技术实施方式出现的上述问题。
为了达到该目的，本发明的目的是用于带有几个贯通开口的航空器涡轮发动机模块的定子的壳体，每个贯通开口将固定定子叶片，每个开口限定架体，该架体在叶片后缘将安装在其中的第一端与叶片前缘将安装在其中的第二端之间延伸。根据本发明，机械载荷转移裂隙经过壳体形成在所述至少一个开口中，并且设置为面向沿着所述架体方向的开口的所述第一端及距离其一段距离。
建议的发明可以整体地减少在叶片前缘部分的静载荷，该静载荷将与安装这种机械载荷转移裂隙的开口配合，提供动态容限，因此大大地减缓裂缝的出现。因此，在运行中壳体变形期间，高载荷区被转移到容易地能够支撑这种载荷的裂隙的端部，即，距离后缘一定距离处和壳体内。
所提供的方案是非常满意的，因为它在质量、花费或性能方面不会产生任何不利结果。它也延长了叶片的寿命，有利地意味着可以增加检查和维护运行之间的间隔。
自然地，根据所遇到的需要和限制条件，这个特定的特征可以应用于所有定子叶片或者它可以限定于一些特定的叶片。举例说明，在本发明壳体扇形分区的情况下，已经发现给在每个壳体扇区的端部的两个叶片关联这种机械载荷转移裂隙是明智的。然而，可以设想任何其它构型，而不会超出本发明的范围。
机械载荷转移裂隙的制造只是轻微地延长壳体制造过程，因为在制造开口的同时可以机械制造裂隙。而且，有利地，可以在现有壳体上制造这种裂隙。
最后，注意到本发明的壳体优选地应用于核心发动机气流的外径向定界壳体，换而言之，在涡轮发动机外壳的位移的影响下，运行期间其上出现了最大的变形的定子壳体。注意到，外壳体的主变形以及内壳体更小程度的变形表征为其直径朝向后端增加，整体地转换它的圆柱形为截短的锥形。
优选地，所述裂隙沿着曲线朝开口延伸，可能围绕着开口的一部分延伸。
优选地，所述开口具有在架体每侧上的内弧面部分和外弧面部分，它们在开口的所述第一和第二端会合在一起，所述裂隙也延伸面向内弧面和外弧面部分的一部分，该内弧面部分和外弧面部分的一部分在开口的所述第一端会合。裂隙可以绕着开口的后部，以距离其几乎恒定的距离延伸。
优选地，所述裂隙具有基本上U或V形的形状，并且所述开口的第一端位于U或V形中空的内部，以改善来自于叶片后缘的载荷转移。
优选地，用填充材料填实所述裂隙。放置这种材料所需用的主要作用是流经定子叶片的密封气流，也限制热损失。因此，这种裂隙可以保留空的，或者用所述填充材料填实它，尽管它应用了零或可以忽略的机械支持。
例如，它可以是耐磨类型的填充材料，例如，抵抗温度变化和包含球体的硅酮橡胶化合物。
优选地，壳体形成了连续的大约环形的结构，优选地由单件制成。可替代地，通过首尾相连地放置有角度的壳体扇区可以制造它。
本发明的另一个目的是用于航空器涡轮发动机模块的定子部件，包括上述至少一个壳体和多个定子叶片。
优选地，所述壳体是外壳体，并且每个贯通开口都包含所述叶片中一个叶片的头部，通过在其开口中所形成并且围绕着叶片头部继续延伸的焊接固定于外壳体。因此，这个方案提供了由于连续焊接，开口中叶片头部的满意支持，并且通过以距离该后缘一定距离放置本发明特定的机械载荷转移裂隙来避免该叶片头部后缘过载荷。
该特定的特征同时或交替地应用于定子部件的内壳体，该定子部件也包括提供有几个贯通开口的内壳体，每个贯通开口都包括所述叶片中一个叶片的根部，其通过它开口中所形成及围绕着叶片根部连续地延伸的焊接固定于内壳体。因此，机械载荷转移裂隙可以与内壳体中这些开口中一个或几个开口关联。
本发明的另一个目的是航空器涡轮发动机模块，其包括如上述的至少定子部件，模块优选地是压缩机，甚至更优选地是高压压缩机，但是可替代地可以是涡轮机，而不会超出本发明的范围。
最后，本发明的另一个目的是用于航空器的涡轮发动机，其包括如上述的至少一个模块，涡轮发动机优选地是涡轮喷气发动机。
在下面给出的非限制性详细描述中，本发明的其它优点和特征将变得清楚。
参考附图将进行这个描述，其中：
附图说明
图1表示根据本发明优选的实施方式，用于涡轮发动机的高压压缩机的部分示意的半剖面视图。
图2表示形成图1中所示的压缩机定子部件的成角度部分的组件的主视图。
图3表示图2中所示的组件的部分俯视图。
图3a和3b表示用于图3中所示的组件壳体上所形成的机械载荷转移裂隙的可替代的实施方式。
图4a和图4b表示图3中所示组件的壳体上所形成的另一个机械载荷转移裂隙的实施例。
具体实施方式
首先，图1表示根据本发明优选的实施方式，用于涡轮发动机的高压压缩机1的一部分。在已知的方式中，压缩机包括沿着平行于压缩机轴2的轴向的可替代的定子叶片4和转子叶片6。也根据本发明，定子叶片4围绕着轴2周向分布，并且组成定子部件13，还包括内壳体8，其形成流经涡轮发动机的环形核心发动机气流10的径向内界限，这个壳体8支持经过它的叶片根部4。它也包括外壳体16，形成环形核心发动机气流10的径向外界限，支持经过它的叶片头部4。
在这方面，注意到定子部件也包括加到壳体8上另外已知的元件，诸如通过带有旋转叶片6的转子台14所携带和设置在有关定子部件下游的密封装置12接触，形成环形密封路径的耐磨径向内覆层15。如上所述，旋转密封装置12是已知的迷宫式密封或唇形类型密封。
在描述的优选实施方式中，定子部件13形成了带有轴2的大约环形结构，并且优选地通过放置大量组件20构成，如图2中所示，每个组件形成了该定子部件的成角度或周向部分。如从这个图中可以看出，每个组件20包括成角度的内壳体扇区8a，带有大量定子叶片4，内壳体8由所有扇区8a首尾相连放置而产生。
因此，在所示的分段结构中，一起形成壳体8的成角度扇区8a(图2中只示出了1个)，优选地在它们之间不具有直接的刚性机械连接，它们相邻的端部简单地互相面对面地被放置在一起，有或无间隙。
制成壳体8的分段也可以通过精确地相同的方式被形成环形密封路径的耐磨径向内覆层15所采用，因此，该覆层中只有一个成角度扇区15a被支持和固定在壳体扇区8a上。
相似地，组件20包括支持多个定子叶片4的外壳体成角度扇区16a，因此通过放置所有扇区16a形成外壳体16。因此，再一次地，一起形成壳体16的成角度扇区16a(图2中只示出了1个)，优选地它们之间的连接不具有直接的刚性机械连接，它们相邻的端部简单地互相面对面地被放置在一起，有或无间隙。
因为它是由首尾相连放置的这些成角度部分20中的几个组成，定子部件13采用了所谓分段设计，不像也被设想说成连续的另一个设计，其中壳体8和16每个都是独特的，并且连续在360°以上。一个可能的替代方案是两个壳体8和16中之一可以由连续超过360°的单件制成，另一个壳体可以是分扇区的。
注意的信息是用于形成上述环形定子部件13的组件/扇区20的数量可以在6和14之间，每个组件20优选地具有相同的成角度/周向面积。
图3表示外壳体16a的成角度扇区安装有形成在该扇区16a的厚度内的开口22，这样它们是贯通开口。为了清楚说明，示出了在图3顶部可见的开口22，没有其相关的叶片，不像该图底部所示它的相关叶片4的头部安装在其中的开口22。该头部被开口22的侧壁和叶片头部的外表面之间所界限的围绕空间19中叶片头部的连续焊接21刚性地固定。
每个开口22具有侧壁，该侧壁包括内弧面23和外弧面24，它们在开口的前端和后端会合。这两端中的第一端25将容纳叶片头部的后缘26，而第二端27将容纳叶片头部的前缘28.
内弧面部分23和外弧面部分24限定架体32，通过该架体32，两个端部25、27经过以已知方式对应的内弧面部分23和外弧面部分24之间的中线。而且，如图3中底部开口上所示，开口22的架体32与通过焊接21在该开口中所固定的叶片头部的架体33重合，开口和叶片头部轮廓是同心和同位似的。
本发明的一个特别的特征是与至少开口22之一相关的机械载荷转移裂隙36的形成，它在向后方向上，以距离相关开口22一段距离经过壳体。更精确地，裂隙36沿着架体32的方向面向开口的第一端25设置，并且距离其一段距离，因此距离相关叶片后缘一段距离。在所示的实施方式中，裂隙36沿着曲线38朝向开口延伸，其绕着开口的后部分延伸。在图中，裂隙36和曲线38通常是U或V形，像马蹄铁形，其内部形成开口的后部分，第一端25面向该U形，并且距离该U形一段距离。在这方面，注意到沿着开口末端25和裂隙36之间架体32方向的距离“d”是沿着该架体的叶片头部4的总长度(未示出)的0.02和0.1倍之间，并且更优选地总长度的0.03和0.05倍之间。
在这个结构中，U形的两个分支也延伸分别地面向在第一端25会合在一起的内弧面23部分和外弧面24部分的一部分23a，24a，并且距离其一段距离。将U形两个分支与它们相关的开口部分23a，24a分开的距离可以与距离“d”相同或相似，表明裂隙36绕着开口22的后部分以距离其保持大约恒定的距离延伸。
注意到U形分支大约是相同的长度，并且架体32的后部分大约是该U形裂隙36的对称轴线。
沿着架体32方向穿入U形开放部分的开口22的长度“l”是0.03和0.4倍之间沿着该架体的叶片头部4的总长度(未标出)，并且优选地是0.05和0.2倍之间总长度。
第一种可能性是让机械载荷转移裂隙36打开，如图3顶部所示。可替代地，可以用填充材料40填充它，该填充材料设计为大块以密封核心发动机气流，即，防止通过裂隙36的泄露。这种填充材料如图3底部裂隙上附图标记40所示。例如，它可以是耐磨类型填充材料，例如，抗温度变化并且包含球体的硅酮橡胶化合物。
尽管优选地仅仅在位于组件20两个端部的相关叶片中提供这种机械载荷转移裂隙36，但是可以设置另外的，这不超出本发明范围。
而且，这种叶片机械载荷转移裂隙36也可以提供有在内壳体8中相关的贯通开口，该贯通孔中安装有叶片根部。那么，组件与图3中所示的外壳体相同或相似。
图3a表示裂隙36的第一个可替代的实施方式。它与上述的具有通常相似的整体形状，只是其两个端部36a已被加宽以减少在这些裂隙端部的壳体中压力。因此，不是具有与其整个长度大约相同的宽度，裂隙36包括加宽和圆形端36a，优选地这样设置以从开口22离开，以定向在相对于叶片方向的方向上的应力。
图3b表示另一个可替代的实施方式，其中裂隙36对应于图3a中所示的裂隙的大约一半，因此开口22的架体32经过其端部36a之一。
尽管由于该叶片部分中高静载荷，这种裂隙36与后缘相关，但是相似的机械载荷转移裂隙也可以与是高静载荷的叶片4的其它部件相关。例如，这可以应用于叶片的前缘，在叶片根部或头部。在这种情况下，可以形成穿过壳体的图4a中所示另一个机械载荷转移裂隙136，面向开口的第二端27，并且沿着架体32的方向距离其一段距离。这种裂隙136然后可以是与上述的裂隙136相似的形式，定向在开口22的方向上，并且该开口22的前部分穿过它。
在同时或可替代地，沿着开口内弧面部分23和/或外弧面部分24可以有几个机械载荷转移裂隙236，距离相关的部分23、24一段距离，如图4b所示。
显然地，本领域技术人员可以对如上所述仅仅作为非限制性实施例的本发明进行各种修改。

Claims (13)

1.用于航空器涡轮发动机模块的定子的壳体，包括多个贯通开口(22)，每个贯通开口(22)设计为容纳定子叶片(4)，每个贯通开口形成架体(32)，架体(32)在设计为容纳叶片后缘(26)的第一端(25)和设计为容纳叶片前缘(28)的第二端(27)之间延伸，其特征在于：所述贯通开口(22)中至少一个关联机械载荷转移裂隙(36)，该机械载荷转移裂隙(36)穿过壳体，并且设置为面对沿着所述架体(32)的方向的开口的所述第一端(25)和距离其一段距离；所述机械载荷转移裂隙(36)具有通常U或V形，并且所述开口的第一端(25)位于U或V的中空内部。
2.根据权利要求1所述的壳体，其特征在于所述裂隙(36)沿着朝向开口的曲线(38)延伸。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的壳体，其特征在于所述贯通开口(22)在架体(32)每侧上具有内弧面部分(23)和外弧面部分(24)，它们在贯通开口的所述第一和第二端(25，27)会合在一起，并且其中所述裂隙(36)也面向内弧面和外弧面部分(23，24)的一部分(23a，24a)延伸，并且距离其一段距离，该内弧面和外弧面部分(23，24)的一部分(23a，24a)在贯通开口(22)的第一端(25)会合在一起。
4.根据权利要求1或权利要求2所述的壳体，其特征在于用填充材料(40)填充所述裂隙(36)。
5.根据权利要求1所述的壳体，其特征在于它形成连续的大约环形的结构。
6.根据权利要求1所述的壳体，其特征在于它形成连续的大约环形的结构，该结构是通过放置首尾相连的成角度的壳体扇区(16a)制成。
7.用于航空器涡轮发动机模块的定子部件(13)，至少一个包括根据前述任一权利要求所述的壳体和大量定子叶片(4)。
8.根据权利要求7所述的定子部件，其特征在于：所述壳体是外壳体(16)，其中每个贯通开口(22)容纳所述叶片(4)中一个叶片的头部，该叶片的头部通过设置在外壳体的贯通开口中和围绕着叶片(4)的头部连续地延伸的焊接固定于外壳体。
9.根据权利要求8所述的定子部件，其特征在于：该定子部件也包括内壳体(8)，该内壳体(8)包括大量贯通开口，每个贯通开口容纳所述叶片(4)的一个叶片的根部，该叶片的根部通过在内壳体的贯通开口中形成并且围绕着叶片的根部连续地延伸的焊接固定于内壳体。
10.航空器涡轮发动机的模块(1)，至少包括根据权利要求7至9中任一权利要求所述的定子部件(13)。
11.根据权利要求10所述的模块，其特征在于它是压缩机。
12.根据权利要求11所述的模块，其特征在于它是高压压缩机。
13.用于航空器的涡轮发动机，至少包括根据权利要求10或11或12所述的一个模块(1)。
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