CN106065786B - 用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法 - Google Patents

用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法 Download PDF

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Abstract

提供了一种用于定位燃气涡轮发动机(16)的相邻喷嘴(102)的方法。方法包括组装第一喷嘴组件(200)。第一喷嘴组件(200)包括第一喷嘴(210)和第一喷嘴支承结构(220)。该方法还包括组装第二喷嘴组件(202)。第二喷嘴组件(202)包括第二喷嘴(212)和第二喷嘴支承结构(222)。该方法还包括调整第一喷嘴组件(200)和第二喷嘴组件(202)，使得第一喷嘴(210)与第二喷嘴(212)之间的工程尺寸(240)在预定工程容限内，且将第一喷嘴支承结构(220)和第二喷嘴支承结构(222)连结在一起。

Description

用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法
技术领域
本主题大体上涉及燃气涡轮发动机的喷嘴，并且更具体地涉及用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴，使得喷嘴之间的特定工程尺寸在预定容限内的方法。
背景技术
燃气涡轮发动机以依次流过的顺序大体上包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气进入压缩机区段的入口，在此，一个或更多个轴向压缩机逐渐压缩空气，直到其到达燃烧区段。燃料在燃烧区段内与压缩空气混合且焚烧，以提供燃烧气体。燃烧气体被从燃烧区段发送穿过在涡轮区段内限定的热气体路径，且然后经由排气区段从涡轮区段排出。
在特定构造中，涡轮区段以依次流过的顺序包括高压(HP)涡轮和低压(LP)涡轮。HP涡轮和LP涡轮各自包括各种可旋转的涡轮构件，诸如涡轮转子叶片、转子盘和固持件，以及各种静止涡轮构件，诸如定子导叶或喷嘴、涡轮护罩和发动机框架。可旋转和静止的涡轮构件至少部分地限定穿过涡轮区段的热气体路径。在燃烧气体流过热气体路径时，热能从燃烧气体传递至可旋转涡轮构件和静止涡轮构件。
在燃气涡轮发动机中使用的喷嘴且特别是HP涡轮喷嘴通常布置为在环形内带与外带之间延伸的翼形件形导叶阵列，环形内带与外带限定穿过喷嘴的主流动路径。此外，以环形阵列的形成布置的相邻喷嘴的构件之间的间距和定向对于最佳燃气涡轮发动机性能而言是特别关注的。测量和评估相邻喷嘴且特别是其翼型件的特征之间的各种工程尺寸。一般期望这些工程尺寸在最佳燃气涡轮发动机性能的期望预定容限内。特别关注的一个工程尺寸为喷嘴翼型件的后缘与相邻喷嘴的翼型件的吸力侧上的高隆起位置(high camberlocation)之间的尺寸。该工程尺寸有时称为“A41”尺寸。如果该尺寸小于预定最佳尺寸范围，则燃气涡轮发动机压缩机可失速。如果该尺寸大于预定最佳尺寸范围，则燃气涡轮发动机的效率可降低。
因此，期望用于定位相邻喷嘴的改善的方法。具体而言，提供定位以使得相邻喷嘴之间的特定工程尺寸在预定容限内的方法将是有利的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可从描述中清楚，或可通过本发明的时间而习得。
根据本公开的一个实施例，提供了一种用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法。该方法包括组装第一喷嘴组件。第一喷嘴组件包括第一喷嘴和第一喷嘴支承结构。第一喷嘴包括翼型件、配置在翼型件的径向外侧的外带，和配置在翼型件的径向内侧的内带。第一喷嘴支承结构包括延伸穿过喷嘴的支柱、配置在翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。该方法还包括组装第二喷嘴组件。第二喷嘴组件包括第二喷嘴和第二喷嘴支承结构。第二喷嘴包括翼型件、配置在翼型件的径向外侧的外带，和配置在翼型件的径向内侧的内带。第二喷嘴支承结构包括延伸穿过喷嘴的支柱、配置在翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。该方法还包括调整第一喷嘴组件和第二喷嘴组件，使得第一喷嘴与第二喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内，且将第一喷嘴支承结构和第二喷嘴支承结构连结在一起。
根据本公开的另一个实施例，提供了一种用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法。该方法包括组装第一喷嘴组件。第一喷嘴组件包括第一喷嘴和第一喷嘴支承结构。第一喷嘴包括翼型件、配置在翼型件的径向外侧的外带，和配置在翼型件的径向内侧的内带。第一喷嘴支承结构包括延伸穿过喷嘴的支柱、配置在翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。该方法还包括组装第二喷嘴组件。第二喷嘴组件包括第二喷嘴和第二喷嘴支承结构。第二喷嘴包括翼型件、配置在翼型件的径向外侧的外带，和配置在翼型件的径向内侧的内带。第二喷嘴支承结构包括延伸穿过喷嘴的支柱、配置在翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。该方法还包括在组装第一喷嘴组件和第二喷嘴组件之后调整第一喷嘴组件和第二喷嘴组件，使得第一喷嘴与第二喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内。该方法还包括在调整第一喷嘴组件和第二喷嘴组件之后将第一喷嘴支承结构和第二喷嘴支承结构连结在一起。
根据本公开的另一实施例，提供了一种用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法。该方法包括将第一喷嘴支承结构的内悬架和第二喷嘴支承结构的内悬架连结在一起，和将第一喷嘴支承结构的外悬架和第二喷嘴支承结构的外悬架连结在一起。该方法还包括在将内悬架和外悬架连结在一起之后组装第一喷嘴组件。第一喷嘴组件包括第一喷嘴和第一喷嘴支承结构。第一喷嘴包括翼型件、配置在翼型件的径向外侧的外带，和配置在翼型件的径向内侧的内带。第一喷嘴支承结构包括延伸穿过喷嘴的支柱、配置在翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。该方法还包括在将内悬架和外悬架连结在一起之后组装第二喷嘴组件。第二喷嘴组件包括第二喷嘴和第二喷嘴支承结构。第二喷嘴包括翼型件、配置在翼型件的径向外侧的外带，和配置在翼型件的径向内侧的内带。第二喷嘴支承结构包括延伸穿过喷嘴的支柱、配置在翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。该方法还包括调整第一喷嘴组件和第二喷嘴组件，使得第一喷嘴与第二喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内。
根据本发明的另一实施例，提供了一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴成对组件。喷嘴成对组件包括第一喷嘴组件。第一喷嘴组件包括喷嘴和喷嘴支承结构，喷嘴包括：翼型件，其具有外表面，该外表面限定在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸力侧；配置在翼型件的径向外侧的外带；和配置在翼型件的径向内侧的内带，喷嘴支承结构包括：支柱，其延伸穿过翼型件、喷嘴的外带和喷嘴的内带；配置在翼型件的径向外侧的外悬架；和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。喷嘴成对组件还包括第二喷嘴组件。第二喷嘴组件包括喷嘴和喷嘴支承结构，喷嘴包括：翼型件，其具有外表面，该外表面限定在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸力侧；配置在翼型件的径向外侧的外带；和配置在翼型件的径向内侧的内带，喷嘴支承结构包括：支柱，其延伸穿过翼型件、喷嘴的外带和喷嘴的内带；配置在翼型件的径向外侧的外悬架；和配置在翼型件的径向内侧的内悬架。将第一喷嘴组件和第二喷嘴组件的内悬架连结在一起，且将第一喷嘴组件和第二喷嘴组件的外悬架连结在一起。
在一些实施例中，将第一喷嘴组件的支柱连结到第一喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者，且将第二喷嘴组件的支柱连结到第二喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者。在一些实施例中，将第一喷嘴组件的支柱连接到第一喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者，且将第二喷嘴组件的支柱连接到第二喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者。
在一些实施例中，第一喷组组件的喷嘴与第二喷嘴组件的喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内。例如，预定工程容限可为加或减4%、加或减3%、加或减2%等。
技术方案1：一种用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法，所述方法包括：
组装第一喷嘴组件，所述第一喷嘴组件包括第一喷嘴和第一喷嘴支承结构，所述第一喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内带，所述第一喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架；
组装第二喷嘴组件，所述第二喷嘴组件包括第二喷嘴和第二喷嘴支承结构，所述第二喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内带，所述第二喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架；
调整所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件，使得所述第一喷嘴与所述第二喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内；和
将所述第一喷嘴支承结构与所述第二喷嘴支承结构连结在一起。
技术方案2：根据技术方案1所述的方法，其中，所述工程尺寸为所述第一喷嘴的翼型件的后缘与所述第二喷嘴的翼型件的吸力侧上的高隆起位置之间的尺寸。
技术方案3：根据技术方案1所述的方法，其中，所述连结步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构的内悬架连结在一起；和
将所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构的外悬架连结在一起。
技术方案4：根据技术方案3所述的方法，其中，连结所述内悬架的步骤包括将所述第一喷嘴支承结构的内悬架的吸力侧斜面和所述第二喷嘴支承结构的内悬架的压力侧斜面连结在一起，且其中，连结所述外悬架的步骤包括将所述第一喷嘴支承结构的外悬架的吸力侧斜面和所述第二喷嘴支承结构的外悬架的压力侧斜面连结在一起。
技术方案5：根据技术方案1所述的方法，其中，所述连结步骤包括将所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构硬焊在一起。
技术方案6：根据技术方案1所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件和组装所述第二喷嘴组件的步骤在所述调整步骤和所述连结步骤之前执行。
技术方案7：根据技术方案1所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件的步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构的支柱插入穿过所述第一喷嘴；和
将所述第一喷嘴支承结构的支柱连结到所述第一喷嘴支承结构的内悬架或所述第一喷嘴支承结构的外悬架中的一者。
技术方案8：根据技术方案7所述的方法，其中，将所述支柱连结到所述第一喷嘴支承结构的内悬架。
技术方案9：根据技术方案1所述的方法，其中，所述连结步骤在组装所述第一喷嘴组件和组装所述第二喷嘴组件的步骤之前执行。
技术方案10：根据技术方案1所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件的步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构的支柱插入穿过所述第一喷嘴；和
将所述第一喷嘴支承结构的支柱连接到所述第一喷嘴支承结构的内悬架或所述第一喷嘴支承结构的外悬架中的一者。
技术方案11：根据技术方案1所述的方法，其中，所述第一喷嘴和所述第二喷嘴由陶瓷基质复合材料形成。
技术方案12：根据技术方案1所述的方法，其中，所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构由金属形成。
技术方案13：一种用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法，所述方法包括：
将第一喷嘴支承结构的内悬架和第二喷嘴支承结构的内悬架连结在一起；和
将所述第一喷嘴支承结构的外悬架和所述第二喷嘴支承结构的外悬架连结在一起；
在将内悬架和外悬架连结到一起之后，组装第一喷嘴组件，所述第一喷嘴组件包括第一喷嘴和所述第一喷嘴支承结构，所述第一喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内带，所述第一喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的所述外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的所述内悬架；
在将内悬架和外悬架连结在一起之后，组装第二喷嘴组件，所述第二喷嘴组件包括第二喷嘴和所述第二喷嘴支承结构，所述第二喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内带，所述第二喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的所述外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的所述内悬架；和
调整所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件，使得所述第一喷嘴与所述第二喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内。
技术方案14：根据技术方案13所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件的步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构的支柱插入穿过所述第一喷嘴；和
将所述第一喷嘴支承结构的支柱连接到所述第一喷嘴支承结构的内悬架或所述第一喷嘴支承结构的外悬架中的一者。
技术方案15：根据技术方案13所述的方法，其中，连结内悬架的步骤包括将内悬架硬焊在一起，且连结外悬架的步骤包括将外悬架硬焊在一起。
技术方案16：一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴成对组件，所述喷嘴成对组件包括：
第一喷嘴组件，所述第一喷嘴组件包括喷嘴和喷嘴支承结构，所述喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外带、和配置在所述翼型件的径向内侧的内带，所述翼型件具有外表面，所述外表面限定在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸力侧，所述喷嘴支承结构包括支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架，所述支柱延伸穿过所述翼型件、所述喷嘴的外带和所述喷嘴的内带；和
第二喷嘴组件，所述第二喷嘴组件包括喷嘴和喷嘴支承结构，所述喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外带、和配置在所述翼型件的径向内侧的内带，所述翼型件具有外表面，所述外表面限定在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸力侧，所述喷嘴支承结构包括支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架，所述支柱延伸穿过所述翼型件、所述喷嘴的外带和所述喷嘴的内带，
其中，所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件的内悬架连结在一起，且所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件的外悬架连结在一起。
技术方案17：根据技术方案16所述的喷嘴成对组件，其中，所述第一喷嘴组件的支柱连结到所述第一喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者，且所述第二喷嘴组件的支柱连结到所述第二喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者。
技术方案18：根据技术方案16所述的喷嘴成对组件，其中，所述第一喷嘴组件的支柱连接到所述第一喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者，且所述第二喷嘴组件的支柱连接到所述第二喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者。
技术方案19：根据技术方案16所述的喷嘴成对组件，其中，所述第一喷嘴组件的喷嘴与所述第二喷嘴组件的喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内，所述预定工程容限为加或减4%。
通过参照下列描述和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。并入本说明书中并组成其一部分的附图例示了本发明的实施例，并与说明一起用来解释本发明的原理。
附图说明
本发明的完整且可实现的公开，包括对于本领域技术人员而言的其最佳实施方式，在参照附图作出的说明书中示出，在附图中：
图1为根据本公开的一个实施例的燃气涡轮发动机的示意截面图；
图2为根据本公开的一个实施例的燃气涡轮发动机的高压涡轮部分的放大周向截面侧视图；
图3为根据本公开的一个实施例的组装喷嘴组件的透视图；
图4为例示根据本公开的一个实施例的工程尺寸的测量结果的相邻喷嘴的翼型件的透视图；
图5为根据本公开的一个实施例的连结的相邻喷嘴组件的透视图；
图6为根据本公开的一个实施例的与相邻喷嘴组装来形成相邻喷嘴组件的相邻喷嘴支承结构的连结的内悬架和外悬架的透视图；
图7为根据本公开的一个实施例的用于连接喷嘴组件的构件的器件的截面图；
图8为根据本公开的另一实施例的用于连接喷嘴组件的构件的器件的截面图；且
图9为根据本公开的另一实施例的用于连接喷嘴组件的构件的器件的截面图。
具体实施方式
现在将详细地参照本发明的实施例，其一个或更多个实例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来参照附图中的特征。附图和说明中的类似或相似的标号用于指本发明的相似或类似的部分。如在本文中所使用的，用语“第一”、“第二”、和“第三”可以可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，且不意图表示单独构件的场所或重要性。用语“上游”和“下游”意指关于流体通路中流体流的相对流动方向。例如，“上游”意指流体从其流动的流动方向，且“下游”意指该流体流向其的流动方向。
此外，如在本文中所使用的，用语“轴向”或“轴向地”意指沿发动机纵向轴线的尺寸。与“轴向”或“轴向地”结合地使用的用语“前部”意指朝向发动机入口的方向，或与另一构件相比离发动机入口相对更近的构件。与“轴向”或“轴向地”结合地使用的用语“后部”意指朝向发动机喷嘴的方向，或与另一构件相比离发动机喷嘴相对更近的构件。用语“径向”或“径向地”意指在发动机的中心纵向轴线与外发动机圆周之间延伸的尺寸。
现在参照附图，图1为示范高旁通涡轮风扇类型发动机10的示意截面图，该发动机10在本文中称作“涡轮风扇10”，其可包括本公开的各种实施例。如图1所示，涡轮风扇10具有纵向或轴向中心轴线12，轴线12出于参照目的而延伸穿过其。大体而言，涡轮风扇10可包括配置在风扇区段16下游的核心涡轮或燃气涡轮发动机14。
燃气涡轮发动机14可大体上包括限定环形入口20的基本上管状的外壳体18。外壳体18可由多个壳体形成。外壳体18以依次流动的关系包围压缩机区段、燃烧区段26、涡轮区段和喷气式排出喷嘴区段32，该压缩机区段具有增压机或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24，该涡轮区段包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30。高压(HP)轴或转轴(spool)34将HP涡轮28驱动地连接至HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30驱动地连接至LP压缩机22。(LP)转轴36还可连接至风扇区段16的风扇转轴或轴38。在具体实施例中，(LP)转轴36可诸如以直接驱动的构造直接地连接至风扇转轴38。在备选构造中，(LP)转轴36可经由速度降低装置37(诸如，减速齿轮齿轮箱)以间接驱动或齿轮驱动的构造连接至风扇转轴38。根据期望或要求，此种速度降低装置可包括在发动机10内的任何合适的轴/转轴之间。
如图1所示，风扇区段16包括多个风扇叶片40，该多个风扇叶片40联接至风扇转轴38且从该风扇转轴38径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱42周向地环绕风扇区段16和/或燃气涡轮发动机14的至少一部分。本领域技术人员应理解的是，机舱42可构造成通过多个周向地间隔的出口导向导叶44而相对于燃气涡轮发动机14得到支承。而且，机舱42的下游区段46(在导向导叶44的下游)可延伸越过燃气涡轮发动机14的外部分，以便在其间限定旁通空气流通道48。
图2提供如图1所示的燃气涡轮发动机14的HP涡轮28部分的放大截面图，其可包括本发明的各种实施例。如图2所示，HP涡轮28以依次流动的关系包括第一级50，该第一级50包括定子导叶(还称为喷嘴)54的环形阵列52(仅示出一个)，环形阵列52与涡轮转子叶片58的环形阵列56(仅示出一个)轴向地间隔。HP涡轮28还包括第二级60，该第二级60包括定子导叶(还称为喷嘴)64的环形阵列62(仅示出一个)，环形阵列62与涡轮转子叶片68的环形阵列66(仅示出一个)轴向地间隔。涡轮转子叶片58、68从HP转轴34(图1)径向向外延伸且联接至其。如图2所示，定子导叶54、56和涡轮转子叶片58、68至少部分地限定热气体路径70，以用于将燃烧气体从燃烧区段26(图1)发送穿过HP涡轮28。
如图2还示出的，HP涡轮可包括一个或更多个护罩组件，护罩组件中的各个形成围绕转子叶片环形阵列的环形圈。例如，护罩组件72可形成围绕第一级50的转子叶片58的环形阵列56的环形圈，且护罩组件74可形成围绕第二级60的涡轮转子叶片68的环形阵列66的环形圈。大体而言，护罩组件72、74的护罩与转子叶片68中的各个的叶片末梢76、78径向地间隔。径向或间隔间隙CL限定在叶片末梢76、78与护罩之间。护罩和护罩组件全面地减少来自热气体路径70的泄漏。
应注意的是，护罩和护罩组件还可以以类似的方式用在低压压缩机22、高压压缩机24、和/或低压涡轮30中。此外，如本文中所公开的护罩和护罩组件不限于HP涡轮中的使用，而是可用在燃气涡轮发动机的任何合适区段中。
如所论述的，发动机10中的喷嘴的间距和定向是特别关心的。因此，且现在参看图3至9，本公开还涉及用于定位燃气涡轮发动机10的相邻喷嘴102的方法。根据本公开的相邻喷嘴102是在发动机10的环形阵列中邻接彼此或将邻接彼此的喷嘴。本文中公开的喷嘴102可替代定子导叶54、定子导叶64、或发动机中的任何其他适合的基于静止翼型件的组件来使用。
例如如图3中所示，根据本公开的喷嘴102包括翼型件110，该翼型件110具有外表面，该外表面限定压力侧112、吸力侧114、前缘116和后缘118。如一般所理解的，压力侧112和吸力侧114在前缘116与后缘118之间延伸。在典型的实施例中，翼型件110是大体上中空的，因此允许冷却流体流过其且将结构增强构件设置在其中。
喷嘴102还可包括内带120和外带130，它们中的各个大体上沿径向方向104在翼型件110的径向外端处连接到翼型件110。喷嘴102的阵列中的相邻喷嘴102可沿周向方向106并排定位，如图所示，其中内带120的相邻表面接触且外带130的相邻表面接触。内带120可配置在翼型件110的径向内侧，而外带130可配置在翼型件110的径向外侧。例如，内带120可包括与彼此径向地间隔开的径向面向内的端表面121和径向面向外的端表面122。内带120还可包括各种侧表面，包括压力侧斜面(slash face)124、吸力侧斜面125、前缘面126和后缘面127。类似地，例如，外带130可包括与彼此径向地间隔开的径向面向内的端表面131和径向面向外的端表面132。外带130还可包括各种侧表面，包括压力侧斜面134、吸力侧斜面135、前缘面136和后缘面137。
在示范实施例中，翼型件110、内带110和外带120可由陶瓷基质复合(“CMC”)材料形成。然而，备选地，可使用其他适合的材料，诸如适合的塑料、复合材料、金属等。
如图3中进一步例示的，喷嘴102可为喷嘴组件100的构件，其还可包括喷嘴支承结构108。各支承结构108可联接到喷嘴102以在发动机10中支承喷嘴102。另一支承结构108可将负载从喷嘴102传送至发动机10内的各种其他构件。
例如，支承结构108可包括支柱140。支柱140可大体上延伸穿过翼型件110，诸如大体上径向地穿过翼型件110的内部。支柱140还可延伸穿过内带120和外带130，诸如穿过其中的钻孔(未标出)。大体上，支柱208可在喷嘴102的径向端部之间将负载传送至支承结构108的其他构件。负载可穿过这些构件传递至发动机10的其他构件，诸如发动机壳体等。
例如，支承结构108可包括内悬架150和外悬架160，它们中的各个大体上沿径向方向104在支柱140径向外端处连接到支柱140。支承结构108的阵列中的相邻的支承结构108可沿周向方向106并排定位，如图所示，其中内悬架150的相邻表面接触且外悬架150的相邻表面接触。内悬架150可配置在支柱140的径向内侧，而外悬架160可配置在支柱140的径向外侧。此外，内悬架150可大体上定位在翼型件110和内带120的径向内侧。外悬架160可大体上定位在翼型件110和外带130的径向外侧。例如，内悬架150可包括与彼此径向地间隔开的径向面向内的端表面151和径向面向外的端表面152。内悬架150还可包括各种侧表面，包括压力侧斜面154、吸力侧斜面155、前缘面156和后缘面157。类似地，例如，外悬架160可包括与彼此径向地间隔开的径向面向内的端表面161和径向面向外的端表面162。外悬架160还可包括各种侧表面，包括压力侧斜面164、吸力侧斜面165、前缘面166和后缘面167。
在示范实施例中，支柱140、内悬架150和外悬架160由金属形成。然而，备选地，可使用其他适合的材料，诸如适合的塑料、复合材料等。
如所论述的，本公开涉及用于定位相邻喷嘴102的方法，大体上形成喷嘴成对组件。出于本公开的目的，相邻喷嘴102将分别称为第一喷嘴210和第二喷嘴212。相邻喷嘴组件100将分别称为第一喷嘴组件200和第二喷嘴组件202。相邻喷嘴支承结构108将分别称为第一喷嘴支承结构220和第二喷嘴支承结构212。第一喷嘴组件200包括第一喷嘴210和第一喷嘴支承结构220，且第二喷嘴组件202包括第二喷嘴212和第二喷嘴支承结构222。应当理解的是，第一和第二喷嘴组件200,202、喷嘴210,212、和喷嘴支承结构220,222可分别为在发动机10内的或在发动机10内使用的任何两个相邻的喷嘴组件100、喷嘴102、和喷嘴支承结构108。
现在参看图3至9，根据本公开的方法例如可包括组装第一喷嘴组件200和第二喷嘴组件202。图3例示了喷嘴组件的一个实施例，其可为已根据本公开内容组装的第一喷嘴组件200或第二喷嘴组件202。在图3的实施例中，组装第一和第二喷嘴组件200,202的步骤在本方法的其他步骤之前执行，包括如本文中所述的调整步骤和连结步骤。
组装的第一或第二喷嘴组件200,202包括喷嘴210,212和喷嘴支承结构220,222。喷嘴支承结构220,222的支柱140大体上延伸穿过喷嘴210,212，诸如穿过其翼型件110、内带120和外带130。在示范实施例中，组装第一喷嘴组件200和/或第二喷嘴组件202的步骤例如包括将第一或第二喷嘴支承结构220,222的支柱140插入穿过第一或第二喷嘴210,222的步骤，诸如穿过其翼型件110、内带120和外带130。组装第一喷嘴组件200和/或第二喷嘴组件202的步骤例如还可包括将第一或第二喷嘴支承结构220,222的支柱140连结到第一或第二喷嘴支承结构220,222的内悬架150或外悬架160中的一者或两者的步骤。在一些实施例中，支柱140可与内悬架150或外悬架160中的一者整体结合，且因此不需要连结到该悬架。在其他实施例中，支柱140可能需要连结到两个悬架150,160。例如，在图3的实施例中，支柱140与外悬架160整体结合，且连结到内悬架150。
根据本公开的构件的连结可形成构件之间的接头230。在实施例中，连结是通过将构件(诸如支柱140和内和/或外悬架150,160)硬焊在一起来实现的。备选地，连结可通过焊接或另一适合的连结技术来实现。根据本公开的连结技术大体上使用了熔化且然后凝固的填料材料和/或熔化且然后凝固的构件表面，以将本构件固定在一起。
图6至9例示了根据本公开组装的第一和第二喷嘴组件200,202的另一实施例。在图6至9的实施例中，方法的其他步骤，诸如本文中所述的连结步骤，在组装第一和第二喷嘴组件200,202的步骤之前执行。图6例示了第一和第二喷嘴支承结构150,160的支柱140被插入穿过相应的第一或第二喷嘴210,222，诸如穿过其翼型件110、内带120和外带130。然而，在这些实施例中，组装第一喷嘴组件200和/或第二喷嘴组件202的步骤还可包括将支柱140连接到内悬架150或外悬架160中的一者或两者，而非将支柱140连结到内悬架150和/或外悬架160。如所论述的，在一些实施例中，支柱140可与内悬架150或外悬架160中的一者整体结合，且因此不需要连结到该悬架。在其他实施例中，支柱140可需要连接到两个悬架150,160。例如，在图7到的实施例中，支柱140与内悬架150整体结合且连接到外悬架160。
根据本公开的构件的连接例如可通过通常导致可移除连接的适合的机械紧固件或另一适合的技术来实现。例如，图7例示了一个实施例，其中支柱140限定螺纹内开孔250，且内悬架150或外悬架160限定钻孔252。螺纹螺栓254可延伸穿过钻孔252，且螺栓254的外螺纹可接合螺纹内开孔250的内螺纹，以连接支柱140和内悬架150或外悬架160。图8例示了另一实施例，其中支柱140包括螺纹凸起260(其可与支柱140整体结合)，该螺纹凸起260延伸穿过在内悬架150或外悬架160中限定的钻孔262。螺纹螺母264的内螺纹可接合螺纹凸起260的外螺纹，以连接支柱140和内悬架150或外悬架160。图9例示了另一实施例，其中，钻孔270限定在支柱140中，且匹配的钻孔272限定在内悬架150或外悬架160中。销274可延伸穿过钻孔270,272来连接支柱140和内悬架150或外悬架160。
例如，根据本公开的方法还可包括以下步骤：调整第一喷嘴组件200和第二喷嘴组件202，使得第一喷嘴210与第二喷嘴212之间的工程尺寸在预定工程容限内。如所论述的，该工程尺寸在示范实施例中为第一喷嘴210的翼型件110的后缘118与第二喷嘴212的翼型件110的吸力侧114上的高隆起位置之间的尺寸，诸如面积。该尺寸在图4中标为参考标号240。然而，备选地，工程尺寸可为第一喷嘴210与第二喷嘴212之间的任何适合的尺寸，诸如长度、宽度、高度、面积等，期望其在用于优选发动机10性能的指定的预定容限内。
根据本公开的方法的使用有利地允许了使预定容限最小化，因此便于如在本文中所述的改善的发动机10性能。例如，在一些实施例中，特别是其中工程尺寸为尺寸240，预定容限可有利地为加或减4%、加或减3%、加或减2%等。
例如，调整步骤可包括测量第一喷嘴210与第二喷嘴22之间的工程尺寸，且还可包括在需要的情况下改变第一喷嘴组件200或第二喷嘴组件202中的一者或两者，使得工程尺寸在该工程尺寸的预定工程容限内。仅出于例示目的，图4提供了定位成用于测量工程尺寸(在此情况下是尺寸240)的喷嘴210,212的翼型件110的视图。
在一些实施例中，调整步骤可在组装步骤之后，且在如本文中所述的连结步骤之前发生。在其他实施例中，调整步骤可在组装步骤期间发生，诸如在如上文参照图6所述的插入步骤之后，但在如上文参照图7至9所述的连接步骤之前。为了在测量工程尺寸之后改变喷嘴组件200,202，喷嘴支承结构220,222的内悬架150和/或外悬架160例如可改变成使得工程尺寸在预定容限内。例如，斜面154,155,164,165可被修整或相对于彼此重新定位，使得工程尺寸在预定容限内。
例如，根据本公开的方法还可包括例如将第一喷嘴支承结构220和第二喷嘴支承结构222连结在一起的步骤。例如，连结步骤可包括将第一喷嘴支承结构220和第二喷嘴支承结构222的内悬架150连结在一起，和将第一喷嘴支承结构220和第二喷嘴支承结构222的外悬架160连结在一起。具体而言，且例如如图5和6中所示，第一喷嘴支承结构220的内悬架150的吸力侧斜面155和第二喷嘴支承结构222的内悬架150的压力侧斜面154可连结在一起，且第一喷嘴支承结构220的外悬架160的吸力侧斜面165和第二喷嘴支承结构222的外悬架160的压力侧斜面164可连结在一起。
如上所述，此种连结步骤可在本文中论述的组装步骤之前或之后发生。例如，在一些实施例中，如图5中所例示的，连结步骤可在组装步骤以及调整步骤之后发生。图5例示了因喷嘴支承结构220,222的连结而导致的接头230。这些实施例中的此类连结大体上将喷嘴组件200,202联接在一起，使得有利地减少或消除工程尺寸的进一步调整的可能。
在其他实施例中，如图6中所例示的，连结步骤可在组装步骤之前发生。如图所示，内悬架150和外悬架160在组装喷嘴组件200,202之前连结在一起。在这些实施例中，在连结步骤之后，喷嘴支承结构220,220的支柱140与相应内悬架150和/或外悬架160的连接大体上将喷嘴组件200,202联接在一起，使得有利地减少或消除工程尺寸的进一步调整的可能性。
本书面说明使用示例以公开本发明，包括最佳实施方式，并且还使任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并且使用任何装置或系统，并执行任何合并的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，并且可包括由本领域技术人员想到的其他示例。如果此种其他示例包括不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果此种其他示例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则此种其他示例意图在权利要求的范围内。

Claims (19)

1.一种用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法，所述方法包括：
组装第一喷嘴组件，所述第一喷嘴组件包括第一喷嘴和第一喷嘴支承结构，所述第一喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外环带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内环带，所述第一喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架；
组装第二喷嘴组件，所述第二喷嘴组件包括第二喷嘴和第二喷嘴支承结构，所述第二喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外环带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内环带，所述第二喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架；
调整所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件，使得所述第一喷嘴与所述第二喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内；和
将所述第一喷嘴支承结构与所述第二喷嘴支承结构连结在一起。
2.根据权利要求1所述的方法，其中，所述工程尺寸为所述第一喷嘴的翼型件的后缘与所述第二喷嘴的翼型件的吸力侧上的高隆起位置之间的尺寸。
3.根据权利要求1所述的方法，其中，所述连结步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构的内悬架连结在一起；和
将所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构的外悬架连结在一起。
4.根据权利要求3所述的方法，其中，连结所述内悬架的步骤包括将所述第一喷嘴支承结构的内悬架的吸力侧斜面和所述第二喷嘴支承结构的内悬架的压力侧斜面连结在一起，且其中，连结所述外悬架的步骤包括将所述第一喷嘴支承结构的外悬架的吸力侧斜面和所述第二喷嘴支承结构的外悬架的压力侧斜面连结在一起。
5.根据权利要求1所述的方法，其中，所述连结步骤包括将所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构硬焊在一起。
6.根据权利要求1所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件和组装所述第二喷嘴组件的步骤在所述调整步骤和所述连结步骤之前执行。
7.根据权利要求1所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件的步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构的支柱插入穿过所述第一喷嘴；和
将所述第一喷嘴支承结构的支柱连结到所述第一喷嘴支承结构的内悬架或所述第一喷嘴支承结构的外悬架中的一者。
8.根据权利要求7所述的方法，其中，将所述支柱连结到所述第一喷嘴支承结构的内悬架。
9.根据权利要求1所述的方法，其中，所述连结步骤在组装所述第一喷嘴组件和组装所述第二喷嘴组件的步骤之前执行。
10.根据权利要求1所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件的步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构的支柱插入穿过所述第一喷嘴；和
将所述第一喷嘴支承结构的支柱连接到所述第一喷嘴支承结构的内悬架或所述第一喷嘴支承结构的外悬架中的一者。
11.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一喷嘴和所述第二喷嘴由陶瓷基质复合材料形成。
12.根据权利要求1所述的方法，其中，所述第一喷嘴支承结构和所述第二喷嘴支承结构由金属形成。
13.一种用于定位燃气涡轮发动机的相邻喷嘴的方法，所述方法包括：
将第一喷嘴支承结构的内悬架和第二喷嘴支承结构的内悬架连结在一起；和
将所述第一喷嘴支承结构的外悬架和所述第二喷嘴支承结构的外悬架连结在一起；
在将内悬架和外悬架连结到一起之后，组装第一喷嘴组件，所述第一喷嘴组件包括第一喷嘴和所述第一喷嘴支承结构，所述第一喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外环带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内环带，所述第一喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的所述外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的所述内悬架；
在将内悬架和外悬架连结在一起之后，组装第二喷嘴组件，所述第二喷嘴组件包括第二喷嘴和所述第二喷嘴支承结构，所述第二喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外环带，和配置在所述翼型件的径向内侧的内环带，所述第二喷嘴支承结构包括延伸穿过所述喷嘴的支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的所述外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的所述内悬架；和
调整所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件，使得所述第一喷嘴与所述第二喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内。
14.根据权利要求13所述的方法，其中，组装所述第一喷嘴组件的步骤包括：
将所述第一喷嘴支承结构的支柱插入穿过所述第一喷嘴；和
将所述第一喷嘴支承结构的支柱连接到所述第一喷嘴支承结构的内悬架或所述第一喷嘴支承结构的外悬架中的一者。
15.根据权利要求13所述的方法，其中，连结内悬架的步骤包括将内悬架硬焊在一起，且连结外悬架的步骤包括将外悬架硬焊在一起。
16.一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴成对组件，所述喷嘴成对组件包括：
第一喷嘴组件，所述第一喷嘴组件包括喷嘴和喷嘴支承结构，所述喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外环带、和配置在所述翼型件的径向内侧的内环带，所述翼型件具有外表面，所述外表面限定在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸力侧，所述喷嘴支承结构包括支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架，所述支柱延伸穿过所述翼型件、所述喷嘴的外环带和所述喷嘴的内环带；和
第二喷嘴组件，所述第二喷嘴组件包括喷嘴和喷嘴支承结构，所述喷嘴包括翼型件、配置在所述翼型件的径向外侧的外环带、和配置在所述翼型件的径向内侧的内环带，所述翼型件具有外表面，所述外表面限定在前缘与后缘之间延伸的压力侧和吸力侧，所述喷嘴支承结构包括支柱、配置在所述翼型件的径向外侧的外悬架，和配置在所述翼型件的径向内侧的内悬架，所述支柱延伸穿过所述翼型件、所述喷嘴的外环带和所述喷嘴的内环带，
其中，所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件的内悬架连结在一起，且所述第一喷嘴组件和所述第二喷嘴组件的外悬架连结在一起。
17.根据权利要求16所述的喷嘴成对组件，其中，所述第一喷嘴组件的支柱连结到所述第一喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者，且所述第二喷嘴组件的支柱连结到所述第二喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者。
18.根据权利要求16所述的喷嘴成对组件，其中，所述第一喷嘴组件的支柱连接到所述第一喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者，且所述第二喷嘴组件的支柱连接到所述第二喷嘴组件的内悬架或外悬架中的至少一者。
19.根据权利要求16所述的喷嘴成对组件，其中，所述第一喷嘴组件的喷嘴与所述第二喷嘴组件的喷嘴之间的工程尺寸在预定工程容限内，所述预定工程容限为加或减4％。
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Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP5717904B1 (ja) * 2014-08-04 2015-05-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 静翼、ガスタービン、分割環、静翼の改造方法、および、分割環の改造方法
US20170051619A1 (en) * 2015-08-18 2017-02-23 General Electric Company Cmc nozzles with split endwalls for gas turbine engines
KR101937586B1 (ko) * 2017-09-12 2019-01-10 두산중공업 주식회사 베인 조립체, 터빈 및 이를 포함하는 가스터빈
US10927677B2 (en) 2018-03-15 2021-02-23 General Electric Company Composite airfoil assembly with separate airfoil, inner band, and outer band
US11454128B2 (en) 2018-08-06 2022-09-27 General Electric Company Fairing assembly
CN109372599B (zh) * 2018-11-26 2021-03-16 东方电气集团东方汽轮机有限公司 一种用于组装汽轮机静子部件的六向调节支撑装置
US10961857B2 (en) 2018-12-21 2021-03-30 Rolls-Royce Plc Turbine section of a gas turbine engine with ceramic matrix composite vanes
EP3805525A1 (en) * 2019-10-09 2021-04-14 Rolls-Royce plc Turbine vane assembly incorporating ceramic matric composite materials
FR3119862B1 (fr) * 2021-02-12 2023-08-25 Safran Aircraft Engines Dispositif de maintien en position d’un aubage de turbomachine
FR3121707B1 (fr) * 2021-04-12 2024-01-05 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec reprise d’effort et ajustement de position
FR3122697B1 (fr) * 2021-05-06 2024-04-05 Safran Aircraft Engines Turbine de turbomachine à distributeur en CMC avec maintien en position radiale

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1607581A1 (en) * 2004-06-02 2005-12-21 General Electric Company Method and apparatus for fabricating a turbine nozzle assembly
EP1731716A2 (en) * 2005-06-06 2006-12-13 The General Electric Company Forward tilted turbine nozzle
EP1767895A1 (en) * 2005-09-22 2007-03-28 General Electric Company Method and apparatus for inspecting turbine nozzle segments
EP2113636A2 (en) * 2008-05-02 2009-11-04 United Technologies Corporation Coated Turbine-Stage Nozzle Segments

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2524250A1 (de) * 1975-05-31 1976-12-02 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Laufschaufelkranz grosser umfangsgeschwindigkeit fuer thermische, axial durchstroemte turbomaschinen
US4720236A (en) 1984-12-21 1988-01-19 United Technologies Corporation Coolable stator assembly for a gas turbine engine
US4688992A (en) 1985-01-25 1987-08-25 General Electric Company Blade platform
US4815933A (en) 1987-11-13 1989-03-28 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Nozzle flange attachment and sealing arrangement
US5176496A (en) 1991-09-27 1993-01-05 General Electric Company Mounting arrangements for turbine nozzles
US5332360A (en) 1993-09-08 1994-07-26 General Electric Company Stator vane having reinforced braze joint
DE29715180U1 (de) 1997-08-23 1997-10-16 Mtu Muenchen Gmbh Leitschaufel für eine Gasturbine
US5931636A (en) * 1997-08-28 1999-08-03 General Electric Company Variable area turbine nozzle
JPH1193609A (ja) 1997-09-17 1999-04-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼
JPH11125102A (ja) 1997-10-22 1999-05-11 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン静翼
US6309177B1 (en) 1999-06-08 2001-10-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Concentricity ring
US6354797B1 (en) 2000-07-27 2002-03-12 General Electric Company Brazeless fillet turbine nozzle
US6579061B1 (en) 2001-07-27 2003-06-17 General Electric Company Selective step turbine nozzle
US6702550B2 (en) 2002-01-16 2004-03-09 General Electric Company Turbine shroud segment and shroud assembly
US7093359B2 (en) * 2002-09-17 2006-08-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by CMC-on-insulation process
US7752755B2 (en) 2005-10-14 2010-07-13 General Electric Company Methods and apparatus for manufacturing components
US8007229B2 (en) * 2007-05-24 2011-08-30 United Technologies Corporation Variable area turbine vane arrangement
EP2196629B1 (fr) 2008-12-11 2018-05-16 Safran Aero Boosters SA Virole interne composite segmentée de redresseur de compresseur axial
US8834109B2 (en) 2011-08-03 2014-09-16 United Technologies Corporation Vane assembly for a gas turbine engine
FR2981602B1 (fr) 2011-10-25 2017-02-17 Snecma Propulsion Solide Procede de fabrication d'un secteur de distributeur de turbine ou redresseur de compresseur en materiau composite pour turbomachine et turbine ou compresseur incorporant un distributeur ou un redresseur forme de tels secteurs
US8998577B2 (en) * 2011-11-03 2015-04-07 General Electric Company Turbine last stage flow path

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1607581A1 (en) * 2004-06-02 2005-12-21 General Electric Company Method and apparatus for fabricating a turbine nozzle assembly
EP1731716A2 (en) * 2005-06-06 2006-12-13 The General Electric Company Forward tilted turbine nozzle
EP1767895A1 (en) * 2005-09-22 2007-03-28 General Electric Company Method and apparatus for inspecting turbine nozzle segments
EP2113636A2 (en) * 2008-05-02 2009-11-04 United Technologies Corporation Coated Turbine-Stage Nozzle Segments

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