CN106437867B - 涡轮带防弦化凸缘 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种涡轮带防弦化凸缘。燃气涡轮发动机弓形节段包括弓形凸缘，弓形凸缘具有延伸远离环形壁的防弦化器件。防弦化器件可包括插件，插件在凸缘中或结合到其上，并且由与环形壁不同α的材料制成。防弦化器件可为用于加热凸缘的加热器件。加热器件包括通往和来自嵌在凸缘中的沿周向延伸的加热流道的热空气入口和出口，并且可进一步包括通往加热流道的冷空气入口。加热流道可为具有波状加热流径的蛇形加热流道。涡轮喷嘴节段包括在内部和外部弓形带节段之间沿径向延伸的一个或多个翼型件，并且从外部弓形带节段沿径向延伸的前部和后外部凸缘包括防弦化器件。弓形涡轮护罩节段包括具有防弦化器件的前部和后部护罩轨节段。

Description

涡轮带防弦化凸缘
技术领域
本发明大体涉及燃气涡轮发动机涡轮节段(其具有附连到带上的凸缘)，诸如喷嘴节段和护罩节段，并且更特别地，涉及这样的涡轮节段护罩中的带的弦化(chording)。
背景技术
在典型的燃气涡轮发动机中，空气在压缩机中压缩且在燃烧器中与燃料混合并点燃，以产生热燃烧气体。气体向下游流过高压涡轮(HPT)，高压涡轮具有一个或多个级，所述级包括一个或多个HPT涡轮喷嘴、护罩和成排的HPT转子叶片。然后气体流到低压涡轮(LPT)，低压涡轮典型地包括多个级，所述级具有相应的LPT涡轮喷嘴、护罩和LPT转子叶片。HPT和LPT涡轮喷嘴包括多个沿周向间隔开的固定喷嘴导叶，它们在外带和内带之间沿径向延伸。典型地，各个喷嘴导叶是空心翼型件，冷却空气传送通过空心翼型件。用于各个导叶的冷却空气可馈送通过位于喷嘴的外带的径向外侧的单个卷轴(spoolie)。在经受较高温度的一些导叶中，诸如例如HPT导叶，可将冲击挡板插入各个空心翼型件中，以将冷却空气供应到翼型件。
涡轮转子级包括多个沿周向间隔开的转子叶片，它们从转子盘沿径向向外延伸。涡轮喷嘴位于涡轮转子级的轴向前部。涡轮护罩位于涡轮转子叶片的尖部的径向外侧，以便在转子叶片和护罩之间形成径向间隙。护罩由护罩吊架保持就位，护罩吊架由与环形壳凸缘接合的凸缘支承。
涡轮喷嘴、护罩和护罩吊架典型地形成于弓形节段中。各个喷嘴节段典型地具有在外带节段和内带节段之间连结的两个或更多个导叶。各个喷嘴节段和护罩吊架节段典型地在其径向外端处由附连到环形外壳和/或内壳上的凸缘支承。各个导叶具有冷却翼型件，其设置在径向内带板和外带板之间，内带板和外带板形成内带和外带。在一些设计中，将翼型件、内带和外带部分、凸缘部分和进口导管铸造在一起，使得导叶为单个铸件。在一些其它设计中，将导叶翼型件插入外带和内带中的对应的开口中，并且沿着接口对导叶翼型件进行硬钎焊，以形成喷嘴节段。
涡轮喷嘴在翼型件与带的接口处经受高应力，主要是在后边缘处。高应力导致这些位置处有裂纹。造成这个应力的最大原因之一是弦化，由于带流径处的高温对抗带的非流径侧(特别是凸缘)上的较冷的温度，所以在带上发生弦化。带的弦化为弯曲远离流径。与带相关联的弦化会在翼型件带接口处施加应力。
某些两级涡轮具有悬臂式第二级喷嘴，其安装成从外带悬垂。很难或无法接近第一和第二级转子盘之间，以在内带处固定节段。典型的第二级喷嘴节段构造有多个翼型件或导叶节段。二导叶设计(称为双联体)是普通设计。也在一些燃气涡轮发动机中使用三导叶设计(称为三联体)。双联体和三联体提供减少导叶节段之间的分离线泄漏流的性能优点。但是，带和安装结构的弦长较长可损害多个导叶喷嘴节段的耐久性。弦长较长会使弦化应力提高，因为通过带的径向热梯度使较长的弦长的移位增加。热应力提高可降低涡轮导叶节段的耐久性。类似地，在涡轮护罩节段和护罩吊架中存在热应力。
合乎需要的是具有一种涡轮弓形节段，其具有附连到带上的凸缘，凸缘降低弦化和与弦化相关联的应力。合乎需要的是具有一种涡轮发动机构件，诸如涡轮喷嘴弓形节段和护罩弓形节段，其具有附连到带上的凸缘，凸缘降低弦化和与弦化相关联的应力。合乎需要的是具有一种涡轮发动机构件，诸如涡轮喷嘴弓形节段和护罩弓形节段，其具有附连的凸缘，凸缘减少弦化。
发明内容
燃气涡轮发动机弓形节段包括沿径向延伸远离环形壁的弓形凸缘，并且凸缘包括用于抵抗弦化的防弦化器件。
防弦化器件可包括一个或多个弓形插件，弓形插件在凸缘中或结合到其上，并且由与环形壁不同α的材料制成，其中，α是热膨胀系数。一个或多个弓形插件可沿轴向一直延伸通过凸缘，并且可沿径向延伸到凸缘的周缘。一个或多个弓形插件可具有鸠尾形形状，其在凸缘中的一个或多个鸠尾形槽口中沿周向设置在凸缘的两个鸠尾形柱之间。
防弦化器件可包括用于加热弓形凸缘的加热器件。加热器件可包括嵌在弓形凸缘中的沿周向延伸的加热流道、通往加热流道的热空气入口，以及来自加热流道的出口。加热器件可包括通往加热流道的冷空气入口，热空气入口和冷空气入口可运行来使加热空气流过加热流道，并且热空气入口和冷空气入口可运行来调节加热流道中的加热空气的温度。
湍流器或销可从限制加热流道的上壁和下壁向下和向上延伸。
沿周向延伸的加热流道可为具有波状加热流径的蛇形加热流道，并且可包括相应地从限制蛇形加热流道的上壁和下壁向下和向上延伸的交替的上部肋和下部肋。
燃气涡轮发动机弓形节段可包括在前部翼型件和后部翼型件附近的涡轮喷嘴喉部，热空气入口位于后部翼型件的压力侧附近，在涡轮喷嘴喉部中的第一涡轮喷嘴喉部附近，并且出口位于前部翼型件的吸力侧附近，在涡轮喷嘴喉部中的第二涡轮喷嘴喉部附近。
涡轮喷嘴节段包括在涡轮喷嘴节段的内部和外部弓形带节段之间沿径向延伸的一个或多个翼型件，弓形前部和后外部凸缘相应地在外带节段的对应的前端和后端处从外部弓形带节段沿径向向外延伸，并且前部和后外部凸缘中的各个包括防弦化器件中的一个。涡轮喷嘴节段可进一步包括相应地在内带节段的对应的前端和后端处从内部弓形带节段沿径向向内延伸的弓形前部和后内部凸缘，并且前部和后内部凸缘中的至少一个包括防弦化器件中的对应的一个。
燃气涡轮发动机弓形节段可为弓形涡轮护罩节段，其包括从弓形护罩带节段沿径向向外延伸的前部和后部护罩轨节段，其中，前部和后部护罩轨节段包括凸缘、在前部和后部护罩轨节段上的前部和后部护罩钩，并且防弦化器件设置在前部和后部护罩轨节段中的至少一个中。
涡轮喷嘴包括多个燃气涡轮发动机弓形涡轮喷嘴节段，涡轮喷嘴节段中的各个包括沿径向延伸远离环形壁的弓形凸缘，凸缘包括用于抵抗弦化的防弦化器件，防弦化器件包括环节段，环节段在各个涡轮喷嘴节段的沿周向间隔开的第一和第二边缘之间沿周向延伸，并且结合或附连到各个涡轮喷嘴节段的环形壁或凸缘上，并且环节段由与环形壁不同α的材料制成，其中，α是热膨胀系数。
技术方案1. 一种燃气涡轮发动机弓形节段，包括沿径向延伸远离环形壁的弓形凸缘，并且所述凸缘包括用于抵抗弦化的防弦化器件。
技术方案2. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述防弦化器件包括在所述凸缘中或结合到其上的一个或多个弓形插件，并且所述一个或多个弓形插件由与所述环形壁不同α的材料制成，其中，α是热膨胀系数。
技术方案3. 根据技术方案2所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述一个或多个弓形插件沿轴向一直延伸通过所述凸缘。
技术方案4. 根据技术方案3所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述一个或多个弓形插件沿径向延伸到所述凸缘的周缘。
技术方案5. 根据技术方案3所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述一个或多个弓形插件具有鸠尾形形状，并且在所述凸缘中的一个或多个鸠尾形槽口中沿周向设置在所述凸缘的两个鸠尾形柱之间。
技术方案6. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述防弦化器件包括用于加热所述弓形凸缘的加热器件。
技术方案7. 根据技术方案6所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述加热器件包括嵌在所述弓形凸缘中的沿周向延伸的加热流道、通往所述沿周向延伸的加热流道的热空气入口，以及来自所述沿周向延伸的加热流道的出口。
技术方案8. 根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括：
通往所述沿周向延伸的加热流道的冷空气入口，
所述热空气入口和所述冷空气入口可运行来使加热空气流过所述加热流道，以及
所述热空气入口和所述冷空气入口可运行来调节所述加热流道中的加热空气的温度。
技术方案9. 根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述沿周向延伸的加热流道是具有波状加热流径的蛇形加热流道。
技术方案10. 根据技术方案8所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，交替的上部肋和下部肋从相应地限制所述蛇形加热流道的上壁和下壁向下和向上延伸。
技术方案11. 根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述加热器件包括从相应地限制所述加热流道的上壁和下壁向下和向上延伸的湍流器或销。
技术方案12. 根据技术方案7所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括：
在前部翼型件和后部翼型件附近的涡轮喷嘴喉部，
所述热空气入口位于所述后部翼型件的压力侧附近，在所述涡轮喷嘴喉部中的第一涡轮喷嘴喉部附近，以及
所述出口位于所述前部翼型件的吸力侧附近，在所述涡轮喷嘴喉部中的第二涡轮喷嘴喉部附近。
技术方案13. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括：
所述燃气涡轮发动机弓形节段是涡轮喷嘴节段，
一个或多个翼型件在所述涡轮喷嘴节段的内部和外部弓形带节段之间沿径向延伸，
弓形前部和后外部凸缘相应地在所述外带节段的对应的前端和后端处从所述外部弓形带节段沿径向向外延伸，其中，所述前部和后外部凸缘包括所述凸缘，以及
所述前部和后外部凸缘中的各个包括所述防弦化器件中的一个。
技术方案14. 根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，弓形前部和后内部凸缘相应地在所述内带节段的对应的前端和后端处从所述内部弓形带节段沿径向向内延伸，并且所述前部和后内部凸缘中的至少一个包括所述防弦化器件中的对应的一个。
技术方案15. 根据技术方案1所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括；
所述燃气涡轮发动机弓形节段是弓形涡轮护罩节段，其包括从所述弓形护罩带节段沿径向向外延伸的前部和后部护罩轨节段，其中，所述前部和后部护罩轨节段包括所述凸缘，
在所述前部和后部护罩轨节段上的前部和后部护罩钩，以及
所述防弦化器件设置在所述前部和后部护罩轨节段中的至少一个中。
技术方案16. 根据技术方案15所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述防弦化器件包括在所述前部和后部护罩轨节段中的所述至少一个中的弓形插件，并且所述弓形插件由与所述弓形护罩带节段不同α的材料制成，其中，α是热膨胀系数。
技术方案17. 根据技术方案16所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述弓形插件具有鸠尾形形状，并且在所述前部和后部护罩轨节段中的至少一个的鸠尾形槽口中沿周向设置在所述前部和后部护罩轨节段中的所述至少一个的两个鸠尾形柱之间。
技术方案18. 根据技术方案17所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述弓形插件包括所述前部和后部护罩钩中的至少一个。
技术方案19. 一种涡轮喷嘴，包括：
多个燃气涡轮发动机弓形涡轮喷嘴节段，
所述涡轮喷嘴节段中的各个包括沿径向延伸远离环形壁的弓形凸缘，
所述凸缘包括用于抵抗弦化的防弦化器件，
所述防弦化器件包括环节段，所述环节段在所述涡轮喷嘴节段中的各个的沿周向间隔开的第一边缘和第二边缘之间沿周向延伸，并且结合或附连到所述涡轮喷嘴节段中的各个的环形壁或凸缘上，
所述环节段至少部分地包括所述凸缘，以及
所述环节段由与所述环形壁不同α的材料制成，其中，α是热膨胀系数。
技术方案20. 根据技术方案19所述的涡轮喷嘴，其特征在于，所述涡轮喷嘴进一步包括：
在所述涡轮喷嘴节段的内部和外部弓形带节段之间沿径向延伸的一个或多个翼型件，
弓形前部和后外部凸缘相应地在所述外带节段的对应的前端和后端处从所述外部弓形带节段沿径向向外延伸，以及
所述前部和后外部凸缘中的各个包括所述防弦化器件中的一个。
技术方案21. 一种燃气涡轮发动机弓形节段(33)，包括沿径向延伸远离环形壁(38)的弓形凸缘(72)，并且所述凸缘(72)包括用于抵抗弦化的防弦化器件(60)。
技术方案22. 根据技术方案21所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括，所述防弦化器件(60)包括在所述凸缘(72)中或结合到其上的一个或多个弓形插件(110)，并且所述一个或多个弓形插件(110)由与所述环形壁(38)不同α的材料制成，其中，α是热膨胀系数。
技术方案23. 根据技术方案22所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括，所述一个或多个弓形插件(110)沿轴向一直延伸通过所述凸缘(72)，并且沿径向延伸到所述凸缘(72)的周缘(OD)。
技术方案24. 根据技术方案23所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括，所述一个或多个弓形插件(110)具有鸠尾形形状(114)，并且在所述凸缘(72)中的一个或多个鸠尾形槽口(117)中沿周向设置在所述凸缘(72)的两个鸠尾形柱(118)之间。
技术方案25. 根据技术方案21所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括，所述防弦化器件(60)包括用于加热所述弓形凸缘(72)的加热器件(112)。
技术方案26. 根据技术方案25所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括，所述加热器件(112)包括嵌在所述弓形凸缘(72)中的沿周向延伸的加热流道(116)、通往所述沿周向延伸的加热流道(116)的热空气入口(115)，以及来自所述沿周向延伸的加热流道(116)的出口(126)。
技术方案27. 根据技术方案26所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括：
通往所述沿周向延伸的加热流道(116)的冷空气入口(132)，
所述热空气入口和冷空气入口(115，132)可运行来使加热空气(120)流过所述加热流道(116)，
所述热空气入口(115)和所述冷空气入口(132)可运行来调节所述加热流道(116)中的加热空气(120)的温度。
技术方案28. 根据技术方案26所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括，所述沿周向延伸的加热流道(116)是具有波状加热流径(137)的蛇形加热流道(138)，所述波状加热流径(137)包括交替的上部肋和下部肋(140，142)，所述上部肋和所述下部肋相应地从限制所述蛇形加热流道(138)的上壁和下壁(150，152)向下和向上延伸。
技术方案29. 根据技术方案26所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括，所述加热器件(112)包括相应地从限制所述加热流道(116)的上壁和下壁(150，152)向下和向上延伸的湍流器(160)或销(162)。
技术方案30. 根据技术方案26所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括：
在前部翼型件和后部翼型件(130，128)附近的涡轮喷嘴喉部(122)，
所述热空气入口(115)位于所述后部翼型件(128)的压力侧(121)附近，在所述涡轮喷嘴喉部(122)中的第一涡轮喷嘴喉部附近，以及
所述出口(126)位于所述前部翼型件(130)的吸力侧(43)附近，在所述涡轮喷嘴喉部(122)中的第二涡轮喷嘴喉部附近。
技术方案31. 根据技术方案21所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括：
所述燃气涡轮发动机弓形节段(33)是涡轮喷嘴节段(32)，
一个或多个翼型件(34)在所述涡轮喷嘴节段(32)的内部和外部弓形带节段(37，38)之间沿径向延伸，
弓形前部和后外部凸缘(70，72)相应地在所述外带节段(38)的对应的前端和后端(105，107)处从所述外部弓形带节段(38)沿径向向外延伸，其中，所述前部和后外部凸缘(70，72)包括所述凸缘(72)，以及
所述前部和后外部凸缘(70，72)中的各个包括所述防弦化器件(60)中的一个。
技术方案32. 根据技术方案21所述的燃气涡轮发动机弓形节段(33)，其特征在于，进一步包括；
所述燃气涡轮发动机弓形节段(33)是弓形涡轮护罩节段(40)，它包括从所述弓形护罩带节段(78)沿径向向外延伸的前部和后部护罩轨节段(80，82)，其中，所述前部和后部护罩轨节段(80，82)包括所述凸缘(72)，
在所述前部和后部护罩轨节段(80，82)上的前部和后部护罩钩(84，86)，以及
所述防弦化器件(60)设置在所述前部和后部护罩轨节段(80，82)中的至少一个中。
附图说明
在说明书的结论部分中特别指出和明确声明了被视为本发明的主题。在结合附图得到的以下详细描述中，描述根据优选和示例性实施例的本发明及其另外的目标和优点，其中：
图1是示例性飞机涡扇燃气涡轮发动机的示意图。
图2是图1中示出的喷嘴节段和护罩节段的纵向横截面图，包括防弦化凸缘的第一示例性实施例。
图3是图2中示出的喷嘴节段的透视图。
图4是通过图2中的4-4的涡轮喷嘴节段的凸缘的、从前面看的后部横截面图。
图4A是防弦化环的从前面看的后部横截面图，防弦化环用以抵抗图2中示出的涡轮喷嘴节段中的弦化。
图5是图1中示出的涡轮喷嘴中的涡轮喷嘴节段的纵向横截面图，包括防弦化凸缘的第二示例性实施例。
图6是图5中示出的凸缘的部分地剖开的透视图。
图7是图5中示出的喷嘴节段的透视图。
图8是通过图6中的8-8的喷嘴节段的外带节段的热侧的示意性平面图。
图9是图5中示出的凸缘的部分地剖开的透视图，其具有蛇形加热流道。
图10是通往图4中示出的凸缘中的加热流道的热空气入口的横截面图。
图11是通往图4中示出的凸缘中的加热流道的热空气入口和冷却空气入口的横截面图。
图12是图5中示出的凸缘的部分地剖开的透视图，其在加热流道中具有湍流器。
图13是图5中示出的凸缘的部分地剖开的透视图，其在加热流道中具有销。
部件列表
8周围空气
10燃气涡轮发动机
12中心线轴线
14风扇
16高压压缩机
18环形燃烧器
20高压涡轮喷嘴
21第一轴
22高压涡轮转子
23涡轮叶片
24低压涡轮喷嘴
25同轴的第二轴
26低压涡轮转子
27流径
28压缩空气
29冷却空气
30气体
31硬钎焊线
32喷嘴节段
33弓形节段
34导叶或翼型件
35外带
36内带
37内部弓形带节段
38外部弓形带节段/环形壁
39翼型件
40护罩节段
41压力侧
42护罩吊架
43吸力侧
44外部壳
52冷表面
54外侧
56热表面
58内侧
60防弦化器件
62第一边缘
64第二边缘
70前外部凸缘
72后外部凸缘/弓形凸缘
78弓形护罩带节段
80前部护罩轨节段
82后部护罩轨节段
84前部护罩钩
86后部护罩钩
98护罩
100护罩组件
105前端
106前内部凸缘
107后端
108后内部凸缘
110弓形插件
112加热器件
114鸠尾形形状
115热空气入口
116加热流道
117鸠尾形槽口
118鸠尾形柱
119热流径空气
120加热空气
121压力侧
122喉部
126出口
127双热空气入口
128后部翼型件
130前部翼型件
132冷空气入口
134冷却空气
135内部表面
136外部表面
137加热流径
138蛇形加热流道
140上部肋
142下部肋
150上壁
152下壁
160湍流器
162销
200环形涡轮构件
214分段环
216环节段
LE前边缘
TE后边缘
OD周缘。
具体实施方式
在图1中示意性地示出围绕纵向或轴向中心线轴线12包围的示例性飞机涡扇燃气涡轮发动机10的一部分。发动机10包括处于连续流连通的风扇14、多级轴向高压压缩机16、环形燃烧器18、高压涡轮喷嘴20、单级高压涡轮转子22，以及一个或多个级的低压涡轮喷嘴24和低压涡轮转子26。高压涡轮转子22通过第一轴21连结到压缩机16上，并且低压涡轮转子26通过同轴的第二轴25连结到风扇14上。在运行期间，周围空气8向下游流过风扇14、压缩机16，周围空气8作为压缩空气28离开压缩机16，然后流到燃烧器18中。压缩空气28在燃烧器18中与燃料混合，并且点燃，从而产生热燃烧气体30，热燃烧气体30向下游流过涡轮级，涡轮级从热燃烧气体30中抽取能量，以对风扇14和压缩机16两者提供功率。
参照图1和2，在燃烧器18下游的涡轮的各种定子和转子环形涡轮构件200限定涡轮流径27，涡轮流径27引导热燃烧气体30通过其中，以从发动机中排出热燃烧气体30。在高压涡轮喷嘴20下游和附近的是高压涡轮转子22。转子22可采取任何传统的形式，具有多个沿周向间隔开的涡轮叶片23，它们从转子盘沿径向向外延伸，以从气体30中抽取能量，并且对压缩机16提供功率。压缩空气28的一部分从压缩机16放出，以提供放气，放气可用作冷却空气29，冷却空气29被引导到涡轮的各种部分，诸如高压喷嘴20，以对其提供冷却。冷却空气29在比在运行期间流过高压涡轮喷嘴20的燃烧气体30基本更高的压力下被引导围绕和通过高压涡轮喷嘴20。
诸如高压涡轮喷嘴20和护罩98的涡轮定子构件通常制造成弓形节段33，并且然后在发动机10中组装在一起，从而形成涡轮构件。在弓形节段33的环形组件之间提供各种接头或间隙，必须适当地密封接头或间隙，以防止高压冷却空气29泄漏到涡轮流径27中。
图2和3中示出的是环形高压涡轮喷嘴20的涡轮喷嘴节段32的示例性实施例和环形护罩98或固定护罩组件100的护罩节段40的示例性实施例，它们是固定涡轮弓形节段33的示例。沿周向邻接的喷嘴节段32栓接或以别的方式连结在一起，形成全环环形高压涡轮喷嘴20。涡轮喷嘴节段32可由一个、两个或更多个导叶或翼型件34制成，并且可通过诸如由硬钎焊线31示出的硬钎焊沿周向连结在一起，如图3中示出的那样。
高压涡轮喷嘴20包括环形分段式径向外带35和同轴的环形分段式径向内带36。外带35和内带36在高压涡轮喷嘴20中限制涡轮流径27。多个沿周向间隔开的定子翼型件34外带35和内带36之间沿径向延伸，并且不动地连结到外带35和内带36上。压力侧41和吸力侧43向下游从定子翼型件34中的各个的前边缘LE延伸到后边缘TE。
各个喷嘴节段32包括在内部和外部弓形带节段37、38之间沿径向延伸的一个或多个翼型件34。弓形前外部凸缘70和后外部凸缘72相应地在外带节段38的对应的前端105和后端107处从外部弓形带节段38沿径向向外延伸。弓形前外部凸缘70和后外部凸缘72在外部弓形带节段38的沿周向间隔开的第一边缘62和第二边缘64之间沿周向延伸。弓形前内部凸缘106和后内部凸缘108相应地在内带节段37的对应的前端105和后端107处从内部弓形带节段37沿径向向内延伸。弓形前内部凸缘106和后内部凸缘108在内部弓形带节段37的沿周向间隔开的第一边缘62和第二边缘64之间沿周向延伸。喷嘴节段32的径向内部弓形带节段37和外部弓形带节段38共同形成分段式环形径向外带35和内带36。外带35的内表面135和内带36的外表面136限定燃烧气体30的流径边界的一部分，燃烧气体30向下游被引导到涡轮转子22。
参照图2和3，冷却空气29被引导到喷嘴20，并且流过单独的翼型件39，以冷却它，并且围绕外带35的外表面136循环。冷却空气29比被引导通过喷嘴20的燃烧气体30处于更高的压力。较冷的冷却空气29沿着外带节段38的外侧54产生冷表面52。涡轮流径27中的较热的燃烧气体30沿着外带节段38的内侧58产生热表面56。内带节段37沿着内带节段37的内侧58具有冷表面52。流径27中的较热的燃烧气体30沿着内带节段37的外侧54产生热表面56。在带节段上发生弦化，因为与热燃烧气体30相关联的热梯度对外带内表面施加高温，并且冷却空气对外带的外表面施加低温。凸缘径向高度使温度梯度剧烈升高，从而引起较高的热梯度。
涡轮喷嘴20在翼型件39和带节段之间的接口处经历高应力，特别是在翼型件39的后边缘TE处。高应力会在这些位置处产生裂纹。造成这个应力的最大原因之一是弦化，由于带在沿着涡轮流径27处的高温对抗带的非流径侧(特别是凸缘)上的较冷的温度，所以在带上发生弦化。在带经受弦化(弯曲远离流径)时，翼型件被拉紧，从而引起高应力。
凸缘包括用于抵抗弦化或变平的防弦化器件60。本文示出的防弦化器件60的一个实施例是在图2和3中示出的高压涡轮喷嘴20的喷嘴节段32的外带节段38的后端107处的弓形后外部凸缘72。防弦化器件60的这个示例性实施例包括在凸缘(诸如弓形后外部凸缘72)中的材料，其具有与喷嘴节段的其余部分不同的热膨胀系数(α)，以抵抗带节段所经历的弦化。由不同α的材料制成的插件110可插入后外部凸缘72和其它凸缘(诸如前内部凸缘106和后内部凸缘108和前外部凸缘70)中或以另一种方式附连到其上。
参照图3和4，插件110可为弓形，并且由不同的更高α的材料制成，并且可具有鸠尾形形状114，而且设置在一个或多个凸缘中的鸠尾形槽口117中。示出了弓形插件110在后外部凸缘72中，沿轴向一直延伸通过其中。图3和4中示出的示例性弓形插件110在后外部凸缘72的两个鸠尾形柱118之间沿周向延伸。弓形插件110沿径向延伸通过后外部凸缘72到达后外部凸缘72的周缘OD。本文示出了单个弓形插件110，但可对各个凸缘使用两个或更多个弓形插件110。插件110可硬钎焊或以别的方式结合到鸠尾形槽口117中。凸缘中的不同α的金属使凸缘以与热外带35和内带36类似的量生长，从而减少带弦化。随着弦化减少，翼型件上的应力也显著降低。
参照图1和2，邻接且在沿轴向下游的外带35是固定护罩组件100，其将涡轮流径27限制和约束在涡轮叶片23的径向外侧。护罩组件100由多个沿周向邻接的弓形涡轮护罩节段40制成，弓形涡轮护罩节段40从多个沿周向邻接的护罩吊架42得到支承，护罩吊架42又使用前部和后部钩和固持夹从环形外部壳44得到支承。护罩节段40和吊架42设置成与涡轮喷嘴20同轴，以围绕涡轮叶片23限定径向外部流径边界，燃烧气体30沿着涡轮叶片23从喷嘴20中流出。
弓形前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82从护罩节段40沿径向向外延伸。弓形前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82在护罩节段40的沿周向间隔开的第一边缘62和第二边缘64之间沿周向延伸。前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82上的前部护罩钩84和后部护罩钩86将护罩节段40安装到护罩吊架42上。在备选实施例中，单独的护罩节段40可直接安装到外部壳44上，但在本文示出的示例性实施例中，护罩节段40安装到护罩吊架42上，护罩吊架42又安装到壳44上。
参照图2，流径27中的热燃烧气体30沿着护罩节段40的内侧58产生热表面56。护罩节段40具有沿着护罩节段40的径向外侧54的冷表面52。发生护罩节段40弦化是因为沿着护罩节段40的面向流径的内侧58的高径向热梯度对抗护罩节段40和前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82的外侧54或非流径侧上的较冷的温度。用于抵抗弦化的防弦化器件60可包括一个或多个弓形插件110，弓形插件110由不同α的材料(优选地较高的α的材料)制成，插入前部护罩轨节段80和/或后部护罩轨节段82中。
各个插件110可具有鸠尾形形状114，并且设置在前部护罩轨节段80和/或后部护罩轨节段82中的鸠尾形槽口117中，如图4中示出的那样。弓形插件110沿轴向一直延伸通过前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82，并且在前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82中的各个的两个鸠尾形柱118之间沿周向延伸。弓形插件110沿径向延伸通过前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82到达前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82的周缘OD。因而，弓形插件110包括前部护罩钩84和后部护罩钩86。
图4A示出由图2-4中公开和示出的不同α的材料制成的插件110的备选方案。图4A中示出的是360度分段环214，其包括环节段216，环节段216由不同α的材料制成，并且结合或以别的方式附连到涡轮喷嘴节段32或护罩节段40上。环节段216至少部分地形成凸缘和/或轨节段，并且对凸缘和/或轨节段提供防弦化器件60。弓形环节段216在弓形护罩节段40的沿周向间隔开的第一边缘62和第二边缘64之间沿周向延伸。防弦化环节段216可用于上面公开的凸缘和轨节段中的一个或多个。防弦化环节段216可焊接或以别的方式结合到涡轮喷嘴节段32或带节段37、38或护罩节段40上。
图5-11中示出的是防弦化器件60的示例性实施例，其包括用于加热较冷凸缘和轨节段的加热器件112，诸如以及图1-4中示出的前外部凸缘70和后外部凸缘72、前内部凸缘106和后内部凸缘108，前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82。图5-11中示出的是应用于后外部凸缘72的加热器件112的示例性实施例。加热器件112的目的是通过加热较冷的轨节段和凸缘来较好地平衡内带和外带温度。通过加热这些结构，带温度梯度减小，并且弦化最大程度地减少。随着弦化减少，翼型件上的应力也显著降低。
参照图5-11，加热器件112包括通往嵌在弓形后外部凸缘72中的沿周向延伸的加热流道116的热空气入口115。热空气入口115允许少量热流径空气119(如图10和11中示出的那样)流到通道116中，以使凸缘变暖且减小热梯度。热空气入口115优选定位成在后部翼型件128的压力侧121上，在涡轮喷嘴喉部122上游抽取或放出少量热流径空气119，以使其流到加热流道116中用作加热空气120。出口126允许加热空气120在喷嘴喉部122上游(可能是在前部翼型件130的吸力侧43上)离开加热流道116。出口126优选地定位成将加热空气120在前部翼型件130的吸力侧43上排到涡轮流径27中，优选靠近涡轮喷嘴喉部122，但可能在涡轮喷嘴喉部122后部。结果是凸缘变暖且弦化减少。排出的加热空气120可用于翼型件冷却供应和/或薄膜冷却两者。
参照图11，可通过使用通往加热流道116的冷空气入口132来调节加热空气120或降低其温度，以允许比热流径空气119更冷的冷却空气134与热流径空气119在加热流道116中混合而形成加热空气120。冷空气入口132和热空气入口115可运行来调节加热流道116中的加热空气120的温度。通过沿着外带节段38的内侧58的热表面56上的热空气入口115获得热流径空气119，如针对图10中的单个热空气入口115和图11中的双热空气入口127所示出的那样。较冷的冷却空气29产生沿着外带节段38的外侧54的冷表面52，并且提供图11中示出的冷却空气134。备选地，之前利用过或使用过的来自翼型件内部冷却回路的冷却空气(温度升高)可流到加热流道116中。用于使冷却空气流到流道中的一个备选源是使用过的涡轮喷嘴翼型件冷却。
蛇形加热流道138可用来加热流道116，如图9中示出的那样。蛇形加热流道138可为波状加热流径137，在本文示出的示例性实施例中，波状加热流径137在相应地从限制蛇形加热流道138的上壁150和下壁152向下和向上延伸的交替的上部肋140和下部肋142之间成波状。蛇形加热流道138对加热流道提供改进的热传递。蛇形加热流道138的备选实施例可包括销和备选湍流器等。
备选地，可在加热流道116中使用湍流器160，如图12中示出的那样。湍流器160相应地从限制加热流道116的上壁150和下壁152向下和向上延伸。湍流器160对加热流道116提供改进的热传递。加热流道116的另一个备选实施例包括延伸跨过加热流道116的销162，并且可在上壁150和下壁152之间延伸。
内部弓形带节段37和外部弓形带节段38和护罩节段40是环形壁。前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82在本专利的语境内是凸缘的特定实施例。因而，前部护罩轨节段80和后部护罩轨节段82可大体描述成或称为从环形壁沿径向向外延伸的凸缘。前外部凸缘70和后外部凸缘72可大体描述成或称为从环形壁沿径向向外延伸的凸缘。可描述本文公开的燃气涡轮发动机弓形节段33包括沿径向延伸远离环形壁的弓形凸缘72和用于抵抗弦化的、设置在凸缘中或结合到其上的防弦化器件60。
虽然已经在本文描述了被认为是本发明的优选和示例性实施例的内容，但根据本文的教导，本发明的其它修改对本领域技术人员应当是显而易见的，因此，期望在所附权利要求中包含落在本发明的真实精神和范围内的所有这样的修改。因此，本发明受美国专利证书保护，如所附权利要求中所限定和区分的那样。

Claims (8)

1.一种燃气涡轮发动机弓形节段，包括沿径向延伸远离环形壁的弓形凸缘，并且所述凸缘包括用于抵抗弦化的防弦化器件；
所述防弦化器件包括在所述凸缘中或结合到其上的一个或多个弓形插件，并且所述一个或多个弓形插件由与所述环形壁不同α的材料制成，其中，α是热膨胀系数；
所述一个或多个弓形插件沿轴向一直延伸通过所述凸缘。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述一个或多个弓形插件具有鸠尾形形状，并且在所述凸缘中的一个或多个鸠尾形槽口中沿周向设置在所述凸缘(72)的两个鸠尾形柱之间。
3.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述防弦化器件包括用于加热所述弓形凸缘的加热器件。
4.根据权利要求3所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述加热器件包括嵌在所述弓形凸缘中的沿周向延伸的加热流道、通往所述沿周向延伸的加热流道的热空气入口，以及来自所述沿周向延伸的加热流道的出口。
5.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括：
通往所述沿周向延伸的加热流道的冷空气入口，
所述热空气入口和冷空气入口可运行来使加热空气流过所述加热流道，
所述热空气入口和所述冷空气入口可运行来调节所述加热流道中的加热空气的温度。
6.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述沿周向延伸的加热流道是具有波状加热流径的蛇形加热流道，所述波状加热流径包括交替的上部肋和下部肋，所述上部肋和所述下部肋相应地从限制所述蛇形加热流道的上壁和下壁向下和向上延伸。
7.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括，所述加热器件包括相应地从限制所述加热流道的上壁和下壁向下和向上延伸的湍流器或销。
8.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机弓形节段，其特征在于，进一步包括：
在前部翼型件和后部翼型件附近的涡轮喷嘴喉部，
所述热空气入口位于所述后部翼型件的压力侧附近，在所述涡轮喷嘴喉部中的第一涡轮喷嘴喉部附近，以及
所述出口位于所述前部翼型件的吸力侧附近，在所述涡轮喷嘴喉部中的第二涡轮喷嘴喉部附近。
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