CN103890366B - 用于附接中空部件的设备 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种附接设备（240），所述附接设备（240）用于将由两个相对的壁组成的中空部件附接至至少一个结构部件。所述设备包括单一件主体（241），所述单一件主体（241）由金属材料制成并且具有两个主面（242、243），所述主面（242、243）在所述主体的第一与第二端部（244、245）之间沿纵向延伸。每个主面（242、243）包括邻近所述主体的所述第一端部（244）的承载部分（2420、2430），所述承载部分旨在挤压所述中空部件的所述两个壁中的一者的内表面，每个承载部分（2420、2430）包括附接口（2421）用于接收附接构件。所述承载部分（2420、2430）通过狭槽（246）彼此分离，所述狭槽（246）从所述主体（241）的第一端部（244）延伸至所述主体中的预定深度。
Description
背景技术
本发明涉及在包括一个或多个部件的组件内紧固和整合中空部件，特别是但不限于由复合材料制成的中空部件，所述中空部件待紧固至所述一个或多个部件，例如飞机发动机。
图1显示了直升飞机发动机的喷嘴100，所述喷嘴100具有排气椎体110，在所述排气椎体110上通过三个臂部130来同轴安装渐缩喷嘴120，每个臂部130通过中空主体131形成，所述臂部在椎体110和喷嘴120之间均匀分布。排气椎体110、喷嘴120和臂部130均由复合材料制成，例如陶瓷基质复合（CMC）材料。每个臂部130首先在其一个端部处经由与臂部的主体131整体形成的两个拐角耳片132紧固至排气椎体110的外壁，其次在其另一个端部处经由同样与臂部的主体131整体形成的拐角耳片133紧固至喷嘴120的内壁。成对的拐角耳片132和拐角耳片133分别通过螺栓140和150而固定在椎体110和喷嘴120上。
然而，以这种方式引入复合材料的臂部存在缺点。经由拐角耳片的连接显著增加了每个臂部的整体尺寸，并且难以相对于椎体和喷嘴的曲率半径来确定拐角耳片的尺寸，对于每个臂部，需要考虑椎体和喷嘴中的每一个。此外，拐角耳片和螺栓头部突出到流动通道中，因此造成连接设备干扰空气动力学流动。最后，尽管拐角耳片善于承受结构力，它们不太能够适应形状方面的公差，使得组装困难。
在用于将复合材料部件紧固至一个或多个金属部件同时适应这些材料之间的不同膨胀的设备中，已知使用通常由耐火金属材料制成的弹性柔性紧固耳片，如在文献US2008/115484中描述的那些。然而，尽管这些柔性紧固耳片非常适合将较大尺寸的部件紧固在一起，但它们难以用于紧固更小尺寸的中空部件。
需要将中空部件紧固至一个或多个结构部件的装置，所述装置用于良好承受结构力并且提供良好的形状公差，同时具有极低的空气动力学干扰。
发明内容
为此，本发明提出一种组件，所述组件包括至少一个中空部件，所述中空部件紧固在至少一个结构部件上，所述组件的特征在于其进一步包括至少一个紧固设备，所述紧固设备放置在每个中空部件内，所述紧固设备包括单一件主体，所述单一件主体由金属材料制成并且具有两个主面，所述主面在所述主体的第一和第二端部之间沿纵向延伸，每个主面包括邻近所述主体的所述第一端部的承载部分（les portions d’appui），每个承载部分包括紧固孔用于接收紧固构件，所述承载部分通过狭槽彼此分离，所述狭槽从所述主体的第一端部并且沿着所述主体内的预定深度延伸，所述第二端部包括至少一个紧固孔用于接收紧固构件。本发明的组件的特征还在于每个紧固设备的所述两个承载部分通过设置在所述承载部分的所述紧固孔中的紧固构件来挤压所述中空部件的所述两个壁的相应者的所述内表面，所述紧固设备的所述第二端部通过设置在存在于所述第二端部中的所述紧固孔中的紧固构件而紧固在所述结构部件上。
本发明的紧固设备具有紧凑结构，所述紧凑结构能够使其插入中空部件内并且远离紧固构件的端部（例如螺栓头），紧固设备作为整体不影响组件的空气动力学性能。
此外，由于其部分狭槽结构，可以抵消紧固设备在其所紧固至的中空部件的两个壁之间的任何膨胀同时仍有效地承受其他方向上的力。由狭槽赋予的柔性还使得紧固设备能够以不受拘束的制造公差进行制造。
在本发明的组件的第一方面，紧固设备的承载部分的紧固孔相对于彼此横向偏移，从而能够承受可能施加至中空部件的任何倾斜扭矩。
在本发明的组件的第二方面，每个承载部分在其所形成的主面上形成额外的厚度，因此有可能通过使设备的面回退（除了其承载部分之外）从而不受中空部件的任何形状缺陷的影响。此外，每个承载部分中的额外的厚度形成材料的保留部，所述材料的保留部可以切削（在必要时）从而相对于中空主体的壁的内表面达到精确匹配（修整接触表面）。
在本发明的组件的第三方面，紧固设备进一步包括预定直径的孔，所述孔在紧固设备的单一件主体中横向延伸并且所述狭槽通往该孔。在不同膨胀的情况下和/或当进行设备安装时，该孔使得能够增加和调节在两个承载部分之间移动的柔性。
根据一个具体特征，紧固设备由耐火金属材料制成，所述耐火金属材料至少选自：或
根据另一个具体特征，中空部件由复合材料制成。
在本发明的一个实施方案中，所述组件包括两个结构部件，所述结构部件分别对应于飞机发动机的排气椎体和喷嘴，所述喷嘴通过多个臂部而同轴固定在所述椎体上，每个臂部由复合材料的中空部件形成，每个臂部通过第一紧固设备连接至所述椎体并且通过第二紧固设备连接至所述喷嘴。特别地，排气椎体和喷嘴可以由复合材料制成。
在本发明的另一个实施方案中，所述紧固组件包括金属材料的结构部件，所述结构部件对应于具有后燃器（post combustion）的涡轮喷气飞机的圆柱形再热通道，所述再热通道具有多个稳焰器臂部，每个稳焰器臂部为由复合材料制成的中空部件形成，所述中空部件在沿径向设置在所述圆柱形再热通道的所述内表面上，每个稳焰器臂部通过各自的紧固设备连接至所述圆柱形再热通道。
附图说明
本发明的其它特征和优点通过本发明的具体实施方案的如下描述并且参考附图而浮现，本发明的具体实施方案以非限制性实施例的形式给出，其中：
·图1为现有技术的直升飞机发动机的排气组件的立体图；
·图2为根据本发明的一个实施方案的直升飞机发动机的排气组件的立体图；
·图3A和3B为根据本发明的一个实施方案的紧固设备的立体图；
·图4为图2中所示的组件的臂部的截面图；
·图5A和5B为图4中所示的臂部的截面图；和
·图6为具有后燃器的涡轮喷气飞机的再热通道的截面图，所述后燃器包括通过根据本发明的紧固设备紧固的稳焰器臂部。
具体实施方式
本发明提出一种组件，所述组件包括至少一个紧固设备，一个或多个中空部件，以及一个或多个结构部件，中空部件和结构部件由金属材料或复合材料制成。
图2显示了直升飞机发动机的排气组件200，所述排气组件200包括排气椎体210和渐缩喷嘴220，所述渐缩喷嘴220通过三个臂部230而同轴固定在排气椎体210上。排气椎体210和喷嘴220由复合材料制成。然而，这两个部件中的一者或甚至两者都可以由金属材料制成。臂部230由热结构复合材料，特别是CMC材料制成。
以公知的方式，CMC材料部件由纤维增强件组成，所述纤维增强件由耐火纤维（碳纤维或陶瓷纤维）制成并且通过陶瓷基质致密化，所述陶瓷基质特别由碳化物、氮化物、耐火氧化物等制成。CMC材料的典型实例为C-SiC材料（具有碳化硅基质的碳纤维增强件）、SiC-SiC材料，和C-C/SiC材料（包含碳和碳化硅的基质）。CMC复合部件的制造是公知的。纤维增强件可以通过液相技术（用陶瓷基质前体树脂浸渍并且通过固化和热解而将树脂转化成陶瓷，固化和热解过程可以重复）致密化或者通过气相技术（化学气相渗透（CVI））致密化。
每个臂部230为流线型轮廓的中空主体231的形式，所述流线型轮廓具有两个在前缘231a和后缘231b之间延伸的彼此面对的壁232和234。每个臂部的内端部235通过根据本发明的紧固设备240而紧固至排气椎体210的外壁210a，所述设备设置在中空主体231的内部。每个臂部的外端部236通过根据本发明的紧固设备250紧固至喷嘴220的内壁220a，所述设备设置在中空主体231的内部。
更精确地，在图3A和3B中所示的目前描述的实施方案中，紧固设备240包括由金属材料制成的单一件主体241，在该实施例中，所述单一件主体241基本上为具有两个主面242和243的长方体形式，所述两个主面242和243在主体241的第一端部244和第二端部245之间沿纵向延伸。每个主面242、243包括邻近所述主体的第一端部244的各自的承载部分2420、2430，用于分别挤压由复合材料制成的中空主体231的壁232的内表面232a或由复合材料制成的中空主体231的壁244的内表面234a。每个承载部分2420、2430具有各自的紧固孔2421、2431用于接收紧固构件。在目前描述的实施方案中，每个紧固孔2421、2431具有攻丝，所述攻丝能够将承载部分2420、2430分别固定至臂部230的中空主体231的壁232、234，用于将分别经由在壁232和234中形成的通孔2321、2341而插入到紧固孔2421、2431中的螺栓260拧紧（图4和5A）。
紧固设备240还具有狭槽246，所述狭槽246从主体241的端部244沿着预定的深度延伸进入所述主体中从而将承载部分2420和2430分离。狭槽246赋予承载部分2420和2430柔性，使承载部分2420和2430能够相对于彼此在方向D上移动，从而抵消每个紧固设备相对于其所紧固的臂部230的任何膨胀。由狭槽赋予的柔性还用于适应在制造过程中的一定量的离差，因此增加紧固设备的形状公差。然而，狭槽的存在不会阻碍在方向R和A上的力的良好传递，所述方向R和A上的力分别对应于排气组件200中的径向力和轴向力。
在目前描述的实施方案中，紧固设备的主体241还具有圆柱形孔247，狭槽246通往所述圆柱形孔247。通过从孔247中除去更大量的材料，孔247用于增加如由狭槽246赋予的在承载部分2420与2430之间的沿方向D的柔性。孔247的直径D247随着在承载部分之间所期望具有的柔性程度的变化而确定。因此能够调节本发明的每个紧固设备的变形能力，特别是随着紧固设备的膨胀幅度的变化。
端部245形成用于将设备240紧固在排气椎体210的外壁210a上的部分。端部245具有用于接收紧固构件的紧固孔2450。在目前描述的实施方案中，紧固孔2450包括攻丝，所述攻丝通过将经由在椎体210中形成的通孔2101而插入紧固孔2450中的螺栓270拧紧，从而将每个紧固设备240的端部245固定至椎体210的外壁210a（图4）。
每个承载部分2420和2430优选具有在主面242或主面243上的各自的额外的厚度，因此有可能通过从面242和243回退（除了紧靠面242和243的地方）从而忽略中空主体231可能的缺陷形状。此外，每个承载部分2420、2430的额外的厚度中形成额外的材料，所述额外的材料可以切削从而精确匹配中空主体的壁的内部表面（修整接触表面）。
如图5A中所示，紧固孔2421和2431相对于彼此横向偏移（沿着椎体210和喷嘴220的轴线）从而承受可能施加至臂部230的任何倾斜扭矩。
同样地，用于将每个臂部230的外端部236连接至喷嘴220的内壁220a的紧固设备250通过金属材料的单一件主体251构成，所述金属材料的单一件主体251具有两个主面252和253，所述两个主面252和253在所述主体的第一端部254与第二端部255之间沿纵向延伸。
每个主面252、253包括邻近所述主体的第一端部254的各自的承载部分2520、2530，所述承载部分在相应的主面上形成额外的厚度，所述相应的主面待挤压由复合材料制成的中空主体231的壁232的内部表面232a或壁234的内表面234a。
每个承载部分2520、2530具有各自的用于接收紧固构件的紧固孔2521、2531，并且在目前描述的实施方案中，其包括攻丝，所述攻丝能够通过将分别经由在壁232和234中形成的通孔2322和2342而插入紧固孔2521和2531中的螺栓280拧紧，从而使承载部分2520和2530分别固定至臂部230的中空主体231的壁232和234（图4和5B）。紧固孔2521和2531横向偏移从而承受倾斜扭矩。
与紧固设备240相同，紧固设备250还具有狭槽256，所述狭槽256从体251的端部254延伸至在所述主体内预定的深度从而将承载部分2520和2530分离。狭槽256用于赋予承载部分2520和2530柔性，能够使承载部分2520和2530在方向D上相对于彼此移动，因此能够适应紧固设备相对于复合材料的臂部230的任何膨胀。狭槽256还用于增加设备的形状公差，因此在制造过程中可以适应一定量的离差。紧固设备的主体251还具有圆柱形孔257，狭槽256通往所述圆柱形孔257，因此能够增加方向D上的柔性。孔257的直径D257根据所需的柔性程度而调节。
端部255形成用于将设备250紧固至喷嘴220的外壁220a的部分，其包括用于接收紧固构件的紧固孔2550，所述紧固构件特别为经由在喷嘴220中形成的通孔2201而插入紧固孔2550中的螺栓290（图4）。
在上述实施例中，中空部件紧固在两个端部处，每个端部借助于各自的本发明的紧固设备紧固。然而，本发明还应用于仅经由其一个端部来紧固由复合材料制成的中空部件。图6显示了具有后燃器的涡轮喷气飞机的圆柱形再热通道300的一部分。以公知的方式，再热通道300由金属材料制成并且在其内圆周301上包括多个稳焰器臂部330（图6中仅示出一个臂部），所述臂部围绕通道的内圆周301均匀分布。每个臂部330在第一端部331与第二端部332之间在通道中径向延伸，所述第一端部331连接至通道的内表面301，所述第二端部332为自由端。根据本发明，每个稳焰器臂部330由复合材料（例如CMC材料）制成，并且通过与上述紧固设备240和250相似的紧固设备340紧固至圆柱形再热通道300的内表面301。
在本发明中，紧固设备由耐热金属材料制成，特别是例如或
本发明的紧固设备可以通过非螺栓紧固构件（例如通过铆钉）而紧固至中空部件和/或其他结构部件。
Claims (9)
1.一种用于飞机发动机的组件(200)，所述组件(200)包括至少一个中空部件(230)，所述中空部件(230)紧固在至少一个结构部件(210)上，其中所述组件进一步包括至少一个紧固设备(240)，所述紧固设备(240)放置在每个中空部件(230)内，所述紧固设备(240)包括单一件主体(241)，所述单一件主体(241)由金属材料制成并且具有两个主面(242、243)，所述主面(242、243)在所述主体的第一端部(244)和第二端部(245)之间沿纵向延伸，每个主面(242、243)包括邻近所述主体的所述第一端部(244)的承载部分(2420、2430)，每个承载部分(2420、2430)包括紧固孔(2421、2431)用于接收紧固构件(260)，所述承载部分(2420、2430)通过狭槽(246)彼此分离，所述狭槽(246)从所述主体(241)的第一端部(244)延伸并且沿着所述主体内的预定深度，所述第二端部(245)包括至少一个紧固孔(2450)用于接收紧固构件(270)，并且其中每个紧固设备(240)的所述承载部分(2420、2430)通过设置在所述承载部分的所述紧固孔(2421、2431)中的紧固构件(260)挤压所述中空部件的两个壁(232、234)的相应者的内表面(232a、234a)，所述紧固设备(240)的所述第二端部(245)通过设置在存在于所述第二端部(245)中的所述紧固孔(2450)中的紧固构件(270)而紧固在所述结构部件(210)上。
2.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的组件，其中所述承载部分(2420、2430)的所述紧固孔(2421、2431)相对于彼此横向偏移。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的用于飞机发动机的组件，其中每个承载部分(2420、2430)在所述主面(242、243)上形成额外的厚度，所述每个承载部分(2420、2430)形成在所述主面(242、243)上。
4.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的组件，其中该组件进一步包括具有预定直径的孔(247)，具有预定直径的孔(247)在所述紧固设备(240)的所述单一件主体(241)中横向延伸并且所述狭槽(246)通往具有预定直径的孔(247)。
5.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的组件，其中所述组件由耐火金属材料制成，所述耐火金属材料至少选自： 或
6.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的组件，其中所述中空部件(230)由复合材料制成。
7.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的组件，其中所述组件包括两个结构部件(210、220)，所述结构部件(210、220)分别对应于飞机发动机的排气椎体和渐缩喷嘴，所述喷嘴通过多个臂部而同轴固定在所述椎体上，每个臂部由复合材料的中空部件(230)形成，每个臂部通过第一紧固设备(240)连接至所述椎体并且通过第二紧固设备(250)连接至所述喷嘴。
8.根据权利要求7所述的用于飞机发动机的组件，其中分别对应于所述排气椎体和所述渐缩喷嘴的所述结构部件(210、220)由复合材料制成。
9.根据权利要求1所述的用于飞机发动机的组件，其中该组件包括金属材料的结构部件(300)，所述结构部件(300)对应于具有后燃器的涡轮喷气飞机的圆柱形再热通道，所述再热通道具有多个稳焰器臂部，每个稳焰器臂部由为复合材料制成的中空部件(330)形成，所述中空部件(330)径向设置在所述圆柱形再热通道的所述内表面(301)上，每个稳焰器臂部通过各自的紧固设备(340)而连接至所述圆柱形再热通道。
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