CN107407206A - 包括配备有结合了风扇壳体加强件的声学衬板的风扇壳体的、用于飞行器涡轮发动机的组件 - Google Patents

包括配备有结合了风扇壳体加强件的声学衬板的风扇壳体的、用于飞行器涡轮发动机的组件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机的组件(20)，该组件包括具有内表面(14b)的风扇壳体(14)、使用紧固构件(48，54)紧固到所述风扇壳体的所述内表面的至少一个声学面板(26)、以及所述风扇壳体(14)的至少一个周向加强件(40)。根据本发明，所述紧固构件(48，54)将所述风扇壳体(14)连接到与所述声学面板(26)结合的所述加强件(40)。

Description

包括配备有结合了风扇壳体加强件的声学衬板的风扇壳体 的、用于飞行器涡轮发动机的组件
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮发动机领域，更具体地涉及风扇壳体及其环境。
本发明特别地适用于飞行器涡轮喷气发动机，优选地双路双转子式涡轮喷气发动机。
背景技术
在飞行器涡轮发动机上，风扇壳体限定进气口流动路径并且布置成与风扇的叶片的顶点相对，例如在文献WO2012/164204中已知的。
风扇壳体在其内表面上通常支撑有设计成吸收声波的声学面板。壳体在其外表面上支撑有各种装备，比如管道、配线和外壳等。该装备将被围绕涡轮发动机的短舱覆盖。
此外，为了改善模态特性并防止出现不想要的振动模式，风扇壳体通常设置有周向加强件，即在壳体的整个圆周或圆周的一部分上纵向延伸的加强件。这些周向加强件被紧固到风扇壳体的外表面或与风扇壳体一体地制成。因此，其布局受到布置在所述外表面上的装备的存在的限制。换言之，装备的存在影响加强件在壳体上的轴向定位，并且还影响用于这些加强件的紧固件在壳体上的轴向和周向定位。周向加强件的布局也受到用于位于壳体端部处的凸缘的固定螺钉的限制，其中凸缘用于将该壳体连接到涡轮发动机的相邻元件。在一些情况下，加强件的布局也会受到用于将声学面板紧固到壳体的构件的限制。总体来说，产生在周向加强件上的这些布局限制不允许风扇壳体的模态特性被完美地优化。
此外，壳体凸缘的存在防止加强件在360°的范围内一体地实施。由于凸缘的径向向外突出的位置，这将实际上使得加强件在壳体的外表面上的组装是不可能的。
最后，考虑到风扇壳体的位置，周向加强件具有大直径，这会直接影响组件的整体质量。
因此，需要优化包括风扇壳体、风扇壳体的声学面板和风扇壳体的周向加强件以及用于壳体装备的紧固件的组件。
发明内容
为了至少部分地满足这种需要，本发明提出了一种根据权利要求1的特征的用于飞行器涡轮发动机的组件。
因此，本发明的优点在于使得加强件的使用不仅执行风扇壳体的加强功能，而且有助于将声学面板紧固到所述壳体。通过组合这两个功能，不再需要用于将声学面板紧固到壳体的附加构件，因为这种紧固通过将加强件固定到所述壳体而直接获得。这有利地导致根据本发明的组件的质量减小。
此外，加强件在壳体内的定位并且不再被定位在壳体的外表面上，导致加强件的直径减小，这进一步有助于减小组件的整体质量。加强件的内部定位进一步克服了现有技术中遇到的布局问题，因为加强件的轴向位置不受壳体的装备的限制或不受用于紧固壳体凸缘的固定螺钉的限制。这些加强件的紧固件的轴向和周向定位也更灵活。这有助于整体改善风扇壳体的模态特性。
此外，由于加强件布置在最靠近风扇壳体的内表面的一侧，因此可以考虑将加强件在360°的范围内一体地制造，而这不会导致安装问题。
本发明优选地具有以单独或任意组合的方式采用的以下可选特征中的至少一个。
所述声学面板包括外表层和/或内表层，以及面板芯部，所述面板芯部优选地为蜂窝状的形式。
所述面板芯部包括被所述周向加强件彼此轴向间隔开的第一部分和第二部分。替代性地，加强件可以位于面板的一个轴向端部处，并不脱离本发明的范围。在这种情况下，面板芯部因此可以优选地被夹紧在布置在声学面板的两个轴向端部处的两个加强件之间，或者该芯部可以被夹紧在加强件和表层之间。
所述周向加强件被紧固到所述声学面板的外表层和/或内表层，和/或所述周向加强件与所述声学面板的外表层和/或内表层一体地制成。这两种替代方案可以组合，例如通过将加强件紧固到外表层以及通过使加强件与内表层一体地制成，或者通过将加强件紧固到内表层以及通过使加强件与外表层一体地制成。在一体制成的情况下，加强件的底部或跟部形成所涉及的表层的一部分。因此，该解决方案被称为具有“一体式加强件”，与被称为具有“安装的加强件”的另一种解决方案相反，其中加强件例如通过粘接和/或通过螺钉，铆钉等被紧固到一个或多个表层。
在这方面，要指出的是所述周向加强件更具体地包括底部、加强件芯部并且优选地包括跟部。
优选地，所述紧固构件穿过所述周向加强件的跟部，和/或所述紧固构件包括容纳在所述加强件芯部中的插入件。
根据所遇到的需要并且为了尽可能有效地避免有害振动模式，所述紧固构件可以沿着所述加强件以均匀方式或不匀匀方式周向分布。
为了说明的目的，加强件具有总体上I形、U形、L形、T形、S形、Z形或Ω形的横截面。然而，可以考虑其它形状而不脱离本发明的范围。
优选地，所述组件包括使用所述紧固构件紧固到所述风扇壳体的至少一个装备件。有利地，不再需要用于将一个或多个装备件集成到风扇壳体上的特定/附加紧固构件。这导致组件的整体质量的降低。
最后，所述加强件和该加强件所结合于的所述声学面板基本上沿着相同的角形区段延伸，所述角形区段优选地介于30°到360°之间。替代性地，一个结合到另一个中的这两个元件可以沿着不同的角形区段延伸。
本发明还涉及一种包括上文公开的组件的飞行器涡轮发动机，其中，所述涡轮发动机优选地为涡轮喷气发动机。
本发明的其他优点和特征将在阅读下面的并非旨在限制本发明的详细描述之后变得明显。
附图说明
将参考附图对本发明进行描述，在附图中：
图1为包括根据本发明的组件的涡轮发动机的立体示意图；
图2为根据本发明的一个优选实施例的组件的轴向半剖视图；
图3为图2中示出的组件的一部分的放大视图；
图4为根据另一优选实施例的与图3类似的视图；
图5为根据另一优选实施例的与图3类似的视图；
图6为根据另一优选实施例的与图3类似的视图；
图7a为图5中示出的组件的加强件的底部的详细视图；以及
图7b为根据另一实施例的与图7a类似的视图。
具体实施方式
首先参考图1，其中示出了用于涵道式双转子涡轮喷气发动机类型的飞行器的涡轮发动机1。涡轮喷气发动机1关于由涡轮喷气发动机产生的推力2的方向从前到后包括风扇4、压缩机组6、燃烧室8和涡轮组10。涡轮喷气发动机的这些标准元件以纵向轴线12为中心并且被壳体围绕，特别地，风扇壳体14围绕能够绕轴线12旋转地运动的风扇4。
位于涡轮喷气发动机的前部的风扇壳体14形成本文公开的组件20的一部分，现在将参考图2和图3描述该组件的一个优选实施例。
壳体14可以是金属的或由纤维基体复合材料(一般为有机纤维基体复合材料)制成。该壳体是涡轮喷气发动机的结构元件，以轴线12为中心并且呈环形的总体形状。壳体14在其前端包括第一连接凸缘22，该凸缘用于例如组装进气口结构。以类似的方式，风扇壳体14包括第二连接凸缘24，该凸缘用于组装中间壳体的外环。两个凸缘22、24径向向外突出。
一般地，例如管道、配线、或外壳式装备等的装备(在图2和图3中未示出)将被布置在风扇壳体的外表面14a上。在内表面14b上，风扇壳体14支撑一个或多个被设计成吸收声波的声学面板。在示出的示例中，第一声学面板26将被定位在壳体的前部，而第二声学面板26将被定位在所述壳体的后部。这两个面板中的每一个例如以连续方式延伸360°，以形成声学保护环。替代性地，每个面板可以通过沿圆周方向28首尾衔接地引入多个角形的面板区段而延伸360°。根据另一替代性方案，通过提供沿圆周方向彼此间隔开的多个角形的面板区段，内表面沿着圆周方向可以仅被部分地覆盖。尽管本发明可以以上文中描述的所有构型实施，但为了简化本说明书，在下文中每个声学面板26将被理解为以连续方式延伸360°。
在彼此轴向间隔开的两个声学面板26之间，内表面14b衬有耐磨层30，该耐磨层位于与风扇4的叶片32的顶点径向相对的位置。
两个声学面板26以相同或类似方式制成。因此，将参考图3仅描述其中的一个。
面板26包括外表层34，外表层压靠壳体14的内表面14b。面板还包括内表层36，内表层相对于外表层34位于径向向内的位置。在两个同心的表层之间，面板26包括优选地使用蜂窝结构制成的面板芯部38。两个表层34、36优选地由有机纤维基体复合材料制成，例如使用玻璃纤维和/或碳纤维制成。
本发明的特征之一在于在声学面板26中结合有一个或多个周向加强件40，加强件被设计成强化风扇壳体以改善其模态特性并防止出现不想要的振动模式。为了简化描述，在下文中每个面板26将被认为包括单个加强件40，该单个加强件沿着与其结合的面板的角形区段相同的角形区段延伸，即在本实例中延伸360°。
在图2和图3的优选实施例中，周向加强件40以壳体14的轴线为中心在组件20的横向平面中延伸。然而，除了沿着周向方向28延伸以外，加强件40也可以以轴向分量延伸从而离开横向平面，并且例如形成螺旋或甚至限定出锯齿形。加强件40的这种沿着轴向方向的可能的延伸根据所遇到的需要而被选择。
在本实例中，加强件40以与面板的芯部38相同的方式被夹紧在两个表层34、36之间，使得芯部被分成了彼此轴向间隔开的两个分离的部分38a，38b。优选地，芯部38的第一部分38a和第二部分38b各自与加强件40接触，由此加强件40被该芯部38保护。蜂窝状芯部38的边缘的特定切口产生了与加强件40的形状互补的形状，该加强件包括底部42，加强件芯部44和跟部46。更具体地，加强件40具有大致为I形的横截面，其端部分别形成底部42和跟部46。
底部42靠在面板的外表层34上，并且通过粘合剂和/或螺钉或类似元件紧固到外表层。以类似的方式，跟部46靠在面板的内表层36上，并且通过粘合剂和/或螺钉或类似元件紧固到内表层。
加强件40巧妙地用于将声学面板26连接到风扇壳体14的内表面14b。由于加强件40被结合在面板26中，将该加强件紧固到壳体14同时将面板26紧固到所述壳体。为此，提供有例如元件48的紧固构件，比如螺钉、螺母或类似元件。这些紧固元件48被基本径向地定向并且各自穿过风扇壳体14、外表层34和加强件的底部42。作为示例，沿着加强件提供有多个用于加强件40的紧固点，由此每个紧固点50通过使用位于加强件芯部44两侧的两个元件48来获得。
在图4中示出的可以与刚刚描述的实施例结合的一个替代方案中，紧固构件包括容纳在加强件的芯部44中的插入件54。芯部44可以局部加厚以允许容纳每个插入件54，该插入件与螺钉类型的紧固元件48接合，螺钉类型的紧固元件的头靠在风扇外壳的外表面14a上。
在图5所示的替代方案中，只有周向加强件40的形状发生改变，即它具有Z形横截面，其中“Z”的两个分支基本上垂直于芯部44。该横截面形状也被称为“双L形”。“Z”的两个上述分支因此分别构成加强件40的底部42和跟部46，底部42保留了该加强件的与紧固元件48接合的部分。
仍然参考该图5，注意到紧固元件48还可以同时用于紧固布置在壳体14的外表面14a上的一个或多个装备件60。为此，紧固元件48穿过装备紧固板62，从而使装备不需要额外的紧固构件。本发明提供的这种功能允许在组件20的成本和形成组件20的部件数量方面获得增益，从而也减小组件的质量。
在图2到图5的实施例中，由于底部42和跟部46被分别紧固到表层34、36，因此加强件40被称为安装到面板26上。然而，可以考虑另一种类型的设计，其中加强件40与面板的表层34、36一体地制成。对于金属元件，可以考虑被称为“一体的”并且在图6中示出的这种构造，但是当表层34、36和加强件40由复合材料制成时，这种构造是特别有利的。在这种情况下，加强件40的底部42形成面板的外表层34的一体部分，而跟部46形成所述面板的内表层36的一体部分。换句话说，对于复合材料制成的这些元件34、40、36，可以考虑共同烧制操作(ocuisson)。
特别地，在该实施例中，紧固元件48可以由被设计成将外表层34连接到壳体14的内表面14b的粘合剂代替。也可以考虑使用粘合剂和螺钉式紧固元件48的组合方案。此外，要指出的是，无论考虑何种实施例，声学面板都可以初始地粘接到风扇壳体14的内表面14b。
在所有优选实施例中，用于将加强件40紧固到壳体14的紧固构件48可以以均匀的方式周向分布，如图7a中示意性所示，图7a对应于加强件40在一个平面中的详细视图。在以涡轮喷气发动机的纵向轴线为中心的钟面坐标系中，紧固点50间隔开两小时，并且例如位于12、2和4点钟的位置等处。
然而，在有益于改善壳体14的振动模态特性的情况下，紧固点50的定位的灵活性使得能够以非均匀的方式分布紧固点。此外，在图7b的示意图中，紧固点50以非均匀方式布置，例如在12、2、4、7、9和10点钟的位置处。
当然，本领域技术人员可以通过上文描述的非限制性示例对本发明进行各种修改。

Claims (10)

1.用于飞行器涡轮发动机(1)的组件(20)，包括具有内表面(14b)的风扇壳体(14)、使用紧固构件(48，54)紧固到所述风扇壳体的所述内表面的至少一个声学面板(26)、以及所述风扇壳体(14)的至少一个周向加强件(40)，其特征在于，所述紧固构件(48，54)将所述风扇壳体(14)连接到与所述声学面板(26)结合的所述加强件(40)，所述紧固构件(48，54)限定出沿着所述加强件(40)周向地分布的多个紧固点(50)，所述加强件在其所结合于的所述面板(26)的整个周向长度上一体地延伸。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述声学面板(26)包括外表层(34)和/或内表层(36)，以及面板芯部(38)，所述面板芯部优选地为蜂窝状的形式。
3.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，所述面板芯部(38)包括被所述周向加强件(40)彼此轴向间隔开的第一部分(38a)和第二部分(38b)。
4.根据权利要求2或权利要求3所述的组件，其特征在于，所述周向加强件(40)被紧固到所述声学面板的外表层(34)和/或内表层(36)，和/或所述周向加强件(40)与所述声学面板的外表层(34)和/或内表层(36)一体地制成。
5.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述周向加强件(40)包括底部(42)、加强件芯部(44)并且优选地包括跟部(46)。
6.根据权利要求5所述的组件，其特征在于，所述紧固构件(48，54)穿过所述周向加强件(40)的跟部(42)，和/或所述紧固构件(48，54)包括容纳在所述加强件芯部(44)中的插入件(54)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述紧固构件(48，54)沿着所述周向加强件(40)以均匀方式周向分布。
8.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述组件包括使用所述紧固构件(48，54)紧固到所述风扇壳体(14)的至少一个装备件(60)。
9.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述周向加强件(40)和该加强件所结合于的所述声学面板(26)基本上沿着相同的角形区段延伸，所述角形区段优选地介于30°到360°之间。
10.飞行器涡轮发动机(1)，包括根据前述权利要求中任一项所述的组件(20)。
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