CN104507677A - 用于航空器燃气涡轮发动机的陶瓷中心体及制造方法 - Google Patents

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Abstract

用于航空器燃气涡轮发动机的陶瓷中心体(120)。陶瓷中心体(120)包括具有沿基本横向方向定向的纤维的交织纤维结构和包围陶瓷纤维结构的陶瓷基质。陶瓷纤维和基质形成具有前端(128)和后端(126)的圆锥形。中心体包括机械附连器件(130)，其围绕中心体的前端沿周向定向。前端进一步包括沿预选的第三方向定向的额外的板层，从而提供额外的强度用于机械附连。

Description

用于航空器燃气涡轮发动机的陶瓷中心体及制造方法
与相关申请的交叉引用
本申请要求之前在2012年7月31日提交的美国临时专利申请61/677,533的益处。
技术领域
本发明涉及燃气涡轮发动机的领域，并且特别涉及对中心体使用陶瓷基质复合物，以降低航空器燃气涡轮发动机的重量。
背景技术
大体上，燃气涡轮发动机通过燃烧燃料和从燃烧的燃料中抽取能量而产生功率来运行。大气空气从环境抽到发动机中，其中，空气在多个级中压缩到以较高温度运行的显著更高的压力。在发动机的压缩机区段中实现压缩。可选的风扇区段可定位在压缩机区段之前或前面，也就是说，在某些发动机中在压缩机区段之前。另外，风扇区段可具有多个级。压缩空气的一部分然后在燃烧器中与燃料混合且点燃，以产生高能燃烧气体。高能燃烧气体然后流过发动机的涡轮区段，涡轮区段包括多个涡轮级，各个级包括涡轮导叶和安装在转子上的涡轮叶片。高能燃烧气体产生恶劣环境，导致下游硬件氧化、侵蚀和腐蚀。涡轮叶片从高能燃烧气体抽取能量，并且使涡轮轴转动，转子安装在涡轮轴上。涡轮轴旋转也导致压缩机区段和风扇区段的旋转，这些区段可直接安装在涡轮轴上，或更可能用齿轮和/或辅助轴连接到涡轮轴上。涡轮区段也可直接发电。压缩空气的一部分也用来冷却涡轮发动机的在压缩机下游的构件，诸如燃烧器构件、涡轮构件和排气构件。
航空器燃气涡轮发动机是子类燃气涡轮发动机。这些发动机大体使用射流燃料运行。此外，传送通过涡轮区段的排气用来推进航空器。另外，对于航空器燃气涡轮一直想要寻求的目标是改进运行效率，这可通过降低航空器发动机本身的重量和增加涡轮本身的耐温能力使得可从燃烧过程抽取额外的能量来实现。
降低航空器涡轮发动机的重量是改进运行效率的一个来源。改进运行效率的一个方式是在发动机中使用重量较轻的材料，特别是在发动机的热区段之后的区域。这些方式不仅带来了最大的机会，而且带来了最大的挑战。这种机会可在发动机的热区段中获得，因为发动机的热区段基本包括金属，诸如超合金，其往往比非金属材料具有更高的密度。压缩机之后的热区段构件此外可较大且因此较重。但是，对于这些热区段构件使用了超合金，因为它们提供在高温下的机械属性以及耐腐蚀性、耐氧化性和耐侵蚀性的独特的组合。
针对金属热区段构件用较轻的材料进行替代而产生的重量的任何降低是合乎需要的。但是，在热区段发动机构件中的材料的替代必须不会不利地影响热区段构件的工程性能。构件必须至少在高温下保持其机械属性，同时还提供耐腐蚀性、耐氧化性和耐侵蚀性。
发明内容
在这里阐述了一种用于中心体航空器燃气涡轮发动机的陶瓷基质复合物(CMC)。陶瓷中心体包括：交织陶瓷纤维结构，其具有沿基本横向方向交织的纤维；以及包围交织纤维结构的陶瓷基质。陶瓷纤维和基质形成具有前端和后端的圆锥形。中心体包括以机械的方式附连到发动机的前部部分上的器件，所述附连在与发动机的前部部分的周向交接部处围绕中心体的前端沿周向定向。中心体的前端可进一步包括额外的CMC材料板层(ply)，其沿预选的第三方向定向，从而提供额外的强度用于机械附连。
中心体具有超过其所处的航空器燃气涡轮排气口的正常运行温度的耐温能力。因为中心体为烧结的陶瓷基质复合材料，所以其不经历进一步氧化。CMC复合物具有足够的厚度，使得在发动机的寿命中，传送经过其外表面的热排气不显著侵蚀CMC中心体。
根据结合附图得到的优选实施例的以下更详细的描述，本发明的其它特征和优点将显而易见，附图以示例的方式示出本发明的原理。
附图说明
图1提供用于航空器发动机应用中的典型的高旁通燃气涡轮发动机的横截面。
图2描绘了航空器发动机的后中心体的侧视图。
图3是透视图，其显示将发动机后框架附连到CMC中心体上的Y形支架组件。
图4是附连到CMC中心体上的Y形支架的详细视图。
具体实施方式
图1描绘了高旁通燃气涡轮发动机10的局部横截面视图。横截面视图显示了在发动机的前部部分中的多级风扇区段20。在多级风扇区段20之后或后面的是压缩机区段30。通过风扇区段20抽入的空气流到压缩机区段30中，其在压缩机区段30中被压缩。抽送通过风扇区段20的空气的部分绕过压缩机区段30，这种空气称为旁通空气。来自压缩机区段30的压缩空气的大部分进入燃烧器区段40，在这里，其用来在多个燃烧器中点燃燃料。来自压缩机区段30的压缩空气的一部分还可用于热区段构件的主动或被动冷却、座舱压缩、座舱空气供应和其它目的。
从燃烧器区段40传送的热燃烧气体流过涡轮区段50，涡轮区段50可包括一个或多个涡轮级。涡轮区段包括在燃烧器部分40附近的前端处的高压涡轮(HP)和在排气口附近的后端处的低压(LP)涡轮。涡轮区段50从热燃烧气体抽取能量来转动风扇区段20、燃烧器区段40并且提供用于航空器辅助功能的功率，诸如用于驾驶舱、仪器和座舱的电力。排气在传送通过涡轮区段50之后传送经过中心体120且进入排气区段60中，在这里，排气与来自风扇区段20的旁通空气混合，以提供推力来推进航空器。来自风扇的旁通空气传送通过导管70，导管形成在包括导管的外壁的发动机壳体80和包括导管70的内壁的压缩机、燃烧器和涡轮区段的壳体90、100、110之间。
图2描绘了航空器发动机10的后中心体120的侧视图。排气从涡轮区段50流出且经过中心体120，其中，其与来自导管70的旁通空气在排气区段中混合。如参照图1所论述。在商用航空器发动机10中，中心体120由金属构成。图2中显示的中心体为圆锥形且通常为空心的。因为快速移动的热排气可导致氧化和侵蚀，所以中心体典型地为耐氧化、侵蚀和腐蚀的材料。如可从图1和2看到，空心中心体为基本大的成形构件，其作为金属构件(诸如镍基合金、钴基合金或镍钴基合金)可为重的。
本发明使用中心体120，其包括陶瓷基质复合材料。在功能上，用于中心体120的陶瓷基质复合材料必须能够在经历大约1800℉的排气温度时经受住较长时段。其必须还可经受住在其外表面上的热燃烧气体流，其可导致侵蚀。虽然陶瓷基质复合材料可由在陶瓷基质中的陶瓷纤维的任何组合构成，但是优选材料包括在铝矽酸盐基质中的多晶α氧化铝纤维，其具有二氧化硅添加剂。优选纤维基质组合提供了显著的耐蠕变性。任何铝矽酸盐基质材料可用于基质且与陶瓷纤维联接。虽然这描述了优选材料组合，但是可使用在陶瓷基质中的陶瓷材料纤维的任何其它组合。本发明不限于铝矽酸盐纤维和铝矽酸盐基质，因为可使用可经受住燃气涡轮发动机的排气环境同时保持机械属性的在陶瓷基质中的陶瓷纤维的任何组合。
CMC中心体附连到低压涡轮的金属后框架122上。在低压涡轮的金属后框架122和CMC中心体120之间存在显著的热膨胀系数(CTE)差，由于不同的膨胀速率，这可导致失配。虽然机械附连件可用来将中心体120附连到后框架122上，机械附连件必须有足够的韧性，以考虑CMC中心体120和金属框架122之间的在径向方向上的热膨胀差。虽然可使用任何机械连接件，Y形支架提供在切向方向上的约束，同时允许在径向方向上的动态生长(kinematic growth)。
图3和4示出优选机械连接件，用于将CMC中心体120附连到金属框架122上。多个Y形支架组件130在金属发动机后框架122和CMC中心体120之间延伸，并且将后框架122固定到中心体120上，同时在径向方向上提供动态生长能力。紧固件132通过中心体120和后框架122中的多个孔口将Y形支架组件130固定到中心体120和后框架122上。中心体中的各个孔口进一步包括插件131，以接纳紧固件132，插件优选地为耐高温金属，以减少紧固件132和中心体120之间的磨损。
图4更好地示出附连到CMC中心体120上的Y形支架组件130。CMC中心体120包括组装在其前缘上的边缘保护器134，以保护中心体以防由于后框架的金属膨胀和与金属发动机后框架122的振动接触而产生的损害，因为CMC中心体将有害地磨损。优选地为耐高温金属材料的边缘保护器134将防止后框架122与CMC中心体120的接触。在这个实施例中。边缘保护器134也利用Y形支架组件130紧固到中心体120上。各个Y形支架组件130包括延伸跨过中心体120的表面的臂，各个臂包括孔口用于接纳紧固件132。间隔件138定位在CMC中心体120和边缘保护器134(在被提供时)和各个臂136之间。锁定装置140定位在各个臂136上，以捕捉延伸通过插件、中心体孔口、间隔件138和臂136的各个紧固件132，以将Y形支架组件130锁定到CMC中心体120上。优选地，紧固件132为与Hi-Lok套环成对的Hi-Lok销。在其相对的端部处，Y形支架组件130具有另一个孔口和螺母板142，以捕捉延伸通过发动机后框架122中的孔口的紧固件132，紧固件132和螺母板142将发动机后框架固定到Y形支架组件130上。
CMC中心体120由交织陶瓷纤维结构构成，其具有沿基本(两个)横向方向交织的纤维。中心体120通过下者来制成：将交织的纤维结构浸入基质材料浆料中而形成板层且将板层以中心体120的形状缠绕在圆锥形心轴周围。在中心体120的前端中，机械连接件将中心体120连结到金属后框架122上所处的周边可利用以预选的第三方向(优选地±45°方向)定向的额外的板层增强，以围绕中心体120在接头附近提供额外的强度。而且，中心体120的后端124包括孔口或开口126，以用于制造目的。在该位置处的额外的强度可由额外的板层提供，诸如以±45°方向定向的板层。因为中心体120在这个位置处不经历高运行应力，所以敷层(layup)不是关键的，而是可使用任何可接受的板层敷层。如上所述，与应力有关的唯一区域为与金属后框架122的附连部。但是，中心体120将经历热循环产生的应力，因为在它和金属后框架122之间存在CTE差。其还必须经受住侵蚀，并且经受住在其表面上的热的高速排气流产生的氧化。对于陶瓷基质复合物，热的排气产生的腐蚀不会带来问题。
为了制造复合中心体，提供了具有中心体的大体形状的成型工具，并且板层敷设在成型工具上。工具尺寸略小，以容纳敷层的厚度。在板层已经设置在适当的成型工具上或中而形成绿色预型件之后，通过加热到大约350°的温度达足以使其固化的时间(大约一小时或更少)来固化绿色中心体。虽然这是上面阐述的系统的优选温度，但是这个系统的固化温度可在300-400℉之间改变，其中较高温度和/或较薄横截面需要较短的固化时间。其它陶瓷系统可能需要不同的固化时间和温度。中心体较薄，并且通过加热到大约350℉的温度达足以固化的时间来固化。虽然固化时间可改变，但是重要的功能结果是绿色中心体被固化。固化可花费大约5小时，并且固化时间将由绿色中心体的实际厚度来规定。
中心体可具有从大约0.020英寸(20密耳)到大约0.180英寸(180密耳)可变的厚度，这取决于发动机设计，并且预选厚度的固化可如前面提到的那样实现。中心体通常在容纳机械紧固装置的区域或周边中较厚。在固化之后，则可将中心体120从成型工具移除且进行检查。优选的是，中心体120通过使其温度升高到至少等于将在工作中经历的运行温度的范围而不超过使用的纤维的热稳定温度来烧结。这个温度范围大体介于1000℉(537℃)和2200℉(1005℃)之间。进一步优选的是，在组装到金属附连硬件上之前烧结中心体120。烧结可在空气中进行足够的时间，以将固化的中心体转化成陶瓷。这可通过任何方便的方法实现。例如，固化中心体120的烧结可通过下者来实现：将其置于加热炉中处于预定的烧结温度达预定时间量以实现完全烧结，或将其置于加热炉中和慢慢地加热到一温度和保持在该温度直到烧结，或通过使用石英灯来加热到烧结温度且保持在烧结温度达预定时段以实现完全烧结。可使用任何其它烧结方法。
在烧结之后，CMC复合物优选地具有多孔基质结构，其包括典型地具有0.1密耳(0.0001英寸)和更细的平均尺寸的细微孔性。多孔基质为在铝矽酸盐纤维和铝矽酸盐基质之间提供分离的重要因素。多孔基质防止在出现裂纹时裂纹传播穿过烧结结构。多孔基质用作裂纹限制器，同时在纤维/基质界面处提供足够的强度，以防止纤维拉出。
在烧结之后，烧结中心体外壳可通过传统的加工方法修剪。组装到附连硬件上所需要的任何加工出的特征(诸如孔或孔口)可通过传统的加工操作来添加。中心体120的前端以机械的方式紧固到发动机后框架的后端上。在中心体120和发动机后框架之间存在间隙或开口。参照图2，金属条带134可应用在中心体120的前缘上，以密封间隙。金属条带设置在中心体120的前缘上，以对陶瓷复合材料(包括中心体120)的前缘提供侵蚀保护。金属条带还占据本来为间隙的位置，并且提供与后框架的空气动力学交接。金属条带包括从涡轮后框架到面向前方的台阶的径向偏移，以便空气空力学流从后框架硬件平滑地到达中心体。金属条带可为可经受住涡轮的出口处的恶劣环境状况的任何高温合金，其包括耐氧化和腐蚀性。金属条带优选地可为不锈钢或超合金，诸如Inconel 718。金属条带优选地具有大约5-15密耳(0.005-0.015英寸)的厚度，并且在中心体的外直径上围绕其面向前方的边缘延伸到内直径。金属条带134可包括多个节段，各个节段部分地围绕中心体120的前周边延伸。例如，金属条带120的四个金属节段中的各个可围绕周边略微延伸超过90°，额外的延伸部在条带之间提供一些交迭。金属条带优选地分段，使得在加热和冷却时，额外的应力不传递到中心体，节段更容易沿着它们的周边而非沿径向或直径方向膨胀和收缩。优选地，其使用将中心体组装到后框架上的相同的机械紧固件以机械的方式紧固到中心体上，如图2中所显示。
相对于现有技术的金属超合金中心体，CMC中心体120减轻了4-5磅的重量，对于航空器涡轮发动机，这是显著减轻了重量。重量减轻的实际量将取决于发动机的尺寸和设计，较大的发动机大体比较小的发动机具有更大的中心体。CMC中心体120还有利地提供耐腐蚀性的改进，因为它们不像金属中心体那样经历腐蚀。此外，因为在烧结状态中的CMC中心体120已经氧化，所以氧化不是问题。此外，中心体120甚至适于在必须提供实际或被动冷却之前排气温度升高到大约1200℃(大约2200℉)时使用。
虽然参照了优选实施例来描述本发明，但本领域技术人员将理解，可在不偏离本发明的范围的情况下作出各种修改，而且等效物可代替本发明的元件。另外，可在不偏离本发明的实质范围的情况下作出许多改良，以使具体情况或内容适于本发明的教导。因此，意图的是本发明不限于被公开为为了执行本发明而构想的最佳模式的特定实施例，而是本发明将包括落在所附权利要求的范围内的所有实施例。

Claims (15)

1. 一种用于航空器燃气涡轮发动机的绿色陶瓷中心体(120)，包括：
交织纤维结构，其具有沿基本横向方向定向的纤维；
包围所述交织纤维结构的陶瓷基质；以及
其中，所述陶瓷纤维和包围纤维的陶瓷基质形成圆锥形，其具有前端(128)和后端(124)，并且具有围绕所述前端沿周向定向的机械附连器件(130)。
2. 根据权利要求1所述的陶瓷中心体(120)，其特征在于，所述前端(128)进一步包括沿预选的第三方向定向的额外的陶瓷材料板层。
3. 根据权利要求1所述的陶瓷中心体(120)，其特征在于，所述交织纤维结构的纤维进一步包括第一陶瓷材料，而所述陶瓷基质包括第二陶瓷材料。
4. 根据权利要求1所述的陶瓷中心体(120)，其特征在于，所述交织纤维结构的纤维进一步包括铝矽酸盐纤维。
5. 根据权利要求4所述的陶瓷中心体(120)，其特征在于，所述铝矽酸盐纤维包括多晶α-氧化铝纤维。
6. 根据权利要求1所述的陶瓷中心体(120)，其特征在于，所述陶瓷基质包括铝矽酸盐材料。
7. 根据权利要求1所述的陶瓷中心体(120)，其特征在于，所述交织纤维结构和基质进一步包括至少一个陶瓷材料板层，在所述板层内交织的纤维沿基本横向方向定向且被所述陶瓷基质包围。
8. 根据权利要求1所述的中心体(120)，其特征在于，进一步包括陶瓷基质复合材料板层，其增强所述中心体的前端(128)，所述板层沿预选的第三方向以在基本横向定向的板层之间的角度定向。
9. 根据权利要求8所述的中心体(120)，其特征在于，所述预选的第三方向为相对于所述基本横向定向的板层以±45°定向的角度。
10. 根据权利要求1所述的中心体(120)，其特征在于，进一步包括在所述后端处的孔口(126)，所述后端进一步包括陶瓷基质复合材料增强板层，所述板层沿预选的第三方向以在所述基本横向定向的板层之间的角度定向。
11. 根据权利要求1所述的中心体(120)，其特征在于，进一步包括耐腐蚀、耐氧化的金属条带(134)，其覆盖所述前端(128)的前缘。
12. 根据权利要求1所述的中心体(120)，其特征在于，所述金属条带(134)选自由不锈钢和超合金组成的组。
13. 一种高旁通燃气涡轮发动机(10)，包括：
前发动机区段，其包括
　　多级风扇区段(20)；
　　压缩机区段(30)，其在所述风扇区段之后且与所述风扇区段处于流体连通；
　　燃烧器区段(40)，其在所述压缩机区段之后且与所述压缩机区段处于流体连通；
　　涡轮区段(50)，其所述燃烧器区段之后且与所述燃烧器区段处于流体连通，所述涡轮区段具有前高压涡轮，以及具有向后延伸的金属后框架的后低压涡轮；
后发动机区段，其包括
　　排气区段(60)，其后所述涡轮区段(50)和与处于流体连通所述涡轮区段；
　　旁通导管(70)，其与所述风扇区段(20)和所述排气区段(60)处于流体连通；以及
在所述涡轮区段(50)和所述排气区段(60)的中间的CMC中心体(120)，所述CMC中心体与所述涡轮区段、所述旁通导管(70)和所述排气区段处于流体连通，来自所述涡轮区段的排气和来自所述旁通导管的空气传送经过所述中心体且到达所述排气区段；
所述中心体(120)进一步包括在陶瓷基质中的耐高温、耐腐蚀、耐氧化、耐侵蚀的烧结陶瓷纤维复合物；
所述中心体的前端(128)利用机械连接件连结到所述低压涡轮的金属后框架(122)上，所述机械连接件沿切向方向提供约束，同时允许在径向方向上的动态生长。
14. 一种处理用于高旁通涡轮发动机的CMC中心体(120)的方法，包括以下步骤：
提供成型工具；
提供板层，其包括在陶瓷基质中的交织陶瓷纤维结构；
使所述板层敷设在所述成型工具上以形成绿色预型件；
通过将所述绿色预型件加热到大约350°的温度达足以固化所述绿色预型件的时间来固化所述绿色预型件；
从所述成型工具移除固化的预型件；
在所述发动机中的中心体的最高运行温度和所述板层的热稳定温度之间的温度下烧结所述固化的预型件；
将烧结的中心体加工成最终形状；
以机械的方式将所述中心体的前端紧固到涡轮后框架的后端上；以及
将金属条带附连在所述中心体的前缘和所述涡轮后框架上。
15. 根据权利要求18所述的方法，其特征在于，进一步包括额外的步骤：在所述中心体的前端处将额外的板层敷设在之前敷设的板层上，其中纤维以不同于之前的板层敷层的方向定向。
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