CN108730039B - 用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段和系统 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段和系统 Download PDF

Info

Publication number
CN108730039B
CN108730039B CN201810332024.5A CN201810332024A CN108730039B CN 108730039 B CN108730039 B CN 108730039B CN 201810332024 A CN201810332024 A CN 201810332024A CN 108730039 B CN108730039 B CN 108730039B
Authority
CN
China
Prior art keywords
airfoil
trailing edge
turbine nozzle
edge portion
band
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201810332024.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108730039A (zh
Inventor
V.H.S.科雷亚
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN108730039A publication Critical patent/CN108730039A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108730039B publication Critical patent/CN108730039B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/22—Fuel supply systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/50—Building or constructing in particular ways
    • F05D2230/53—Building or constructing in particular ways by integrally manufacturing a component, e.g. by milling from a billet or one piece construction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/128—Nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本公开提供了用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴段和系统。举例来说，一种涡轮喷嘴段包括：在前边缘与后边缘之间轴向延伸的翼型件；界定流径内部边界的部分的内部带；以及界定流径外部边界的部分的外部带。翼型件后边缘部分界定所述后边缘，并轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，使得所述后边缘轴向地界定于所述内部带和外部带后端后面。一种示范性涡轮喷嘴系统包括：所述涡轮喷嘴段；外部部件，所述外部部件在所述后边缘部分外端处定位于所述外部带后面以沿着所述后边缘部分界定所述流径外部边界；以及内部部件，所述内部部件在所述后边缘部分内端处定位于所述内部带后面以沿着所述后边缘部分界定所述流径内部边界。

Description

用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段和系统
技术领域
本公开主题大体上涉及燃气涡轮发动机。更确切地说，本公开主题涉及燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括布置成彼此流动连通的风扇和核心。另外，燃气涡轮发动机的核心大体上包括呈串流次序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气从风扇提供到压缩机区段的入口，在所述压缩机区段中，一个或多个轴向压缩机渐进地压缩空气，直到空气到达燃烧区段为止。燃料与压缩空气混合并在燃烧部段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段被传送到涡轮区段。通过涡轮机区段的燃烧气体流驱动涡轮机区段，并接着被传送通过排气区段，例如传送到大气环境。
更具体地说，燃烧段包括燃烧器，其具有由燃烧器衬里界定的燃烧腔室。在燃烧器下游，涡轮段包括一个或多个级，例如，每个级可含有布置于涡轮喷嘴组合件中的多个静止的喷嘴翼型件，以及附接到由燃烧气体流驱动远离叶片翼型件的转子的多个叶片翼型件。涡轮段还可具有其它配置。在任何情况下，典型涡轮喷嘴组合件包括大体上被称作内部带的内部边界和大体上被称作外部带的外部边界，且多个喷嘴翼型件从内部带延伸到外部带。
典型的涡轮喷嘴内部带和外部带的后端，即，内部带和外部带的接近每个喷嘴翼型件的后边缘的部分，会经历压迫力并降低所述带的耐久性的高温。举例来说，用于冷却空气的膜的孔必须界定于翼型件之间的喉部上游，以最小化空气动力学效率损失。因此，大部分冷却膜在到达带的后区域之前耗散，使得冷却膜很大程度上不会有益于内部带和外部带的后区域。作为另一实例，施加到内部带和外部带的热屏障涂层（TBC）易于散裂，这会降低TBC的有效性，且TBC通常在相对表面的冷却最小的区域中，例如在内部和外部涡轮喷嘴带中的后区域中，具有有限的效果。
因此，改善型涡轮喷嘴后带部分将合乎需要。举例来说，在涡轮喷嘴内部带的后区域和涡轮喷嘴外部带的后区域中利用例如陶瓷基质复合（ceramic matrix composite，CMC）材料等高温材料的涡轮喷嘴组合件将是有益的。作为特定实例，包括以下各项的涡轮喷嘴系统将是有利的：具有轴向裁剪的内部带和外部带的涡轮喷嘴段、形成内部带的后部分的CMC内部部件、和形成外部带的后部分的CMC外部部件。此外，具有包括CMC外部部件的CMC防护罩的涡轮喷嘴系统将是有用的。
发明内容
本公开的各方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或可从所述描述显而易见，或可通过本公开的实践得知。
在本公开主题的一个示范性实施例中，提供一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段。所述涡轮喷嘴段包括：在前边缘与后边缘之间轴向延伸的翼型件；界定流径的内部边界的部分的内部带；以及界定所述流径的外部边界的部分的外部带。所述翼型件包括界定所述后边缘的后边缘部分，且所述翼型件的所述后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，使得所述后边缘轴向地界定于所述内部带的后端和所述外部带的后端后面。
在本公开主题的另一示范性实施例中，提供一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴系统。所述涡轮喷嘴系统包括具有以下各项的涡轮喷嘴段：界定流径的内部边界的部分的内部带、界定所述流径的外部边界的部分的外部带、以及翼型件。所述翼型件的后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，且所述后边缘部分具有与外端径向相对的内端。所述涡轮喷嘴系统进一步包括外部部件，所述外部部件在所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端处定位于所述外部带后面，使得所述外部部件沿着所述后边缘部分界定所述流径的所述外部边界。所述涡轮喷嘴系统还包括内部部件，所述内部部件在所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端处定位于所述内部带后面，使得所述内部部件沿着所述后边缘部分界定所述流径的所述内部边界。
在本公开主题的另一示范性实施例中，提供一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴系统。所述涡轮喷嘴系统包括具有内部带、外部带和翼型件的涡轮喷嘴段。所述翼型件的后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，且所述后边缘部分具有与外端径向相对的内端。所述涡轮喷嘴系统进一步包括外部部件和内部部件，所述外部部件在所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端处定位于所述外部带后面，所述内部部件在所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端处定位于所述内部带后面。所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端界定用于净化所述翼型件与所述内部部件、所述内部部件或外部和内部部件两者之间的交接面的至少一个内部净化孔隙。
具体地，本申请技术方案1涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段，包括：翼型件，在前边缘与后边缘之间轴向延伸，所述翼型件包括界定所述后边缘的后边缘部分；内部带，界定流径的内部边界的部分；以及外部带，界定所述流径的外部边界的部分，其中所述翼型件的所述后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，使得所述后边缘轴向地界定于所述内部带的后端和所述外部带的后端后面。
本申请技术方案2涉及根据技术方案1所述的涡轮喷嘴段，其中：所述翼型件在所述流径内从所述内部带径向地延伸到所述外部带。
本申请技术方案3涉及根据技术方案1所述的涡轮喷嘴段，其中：所述内部带和所述外部带相对于所述翼型件的轴长具有裁剪后的轴长。
本申请技术方案4涉及根据技术方案1所述的涡轮喷嘴段，其中：所述内部带不在所述翼型件的所述后边缘部分处界定所述流径的所述内部边界，且所述外部带不在所述翼型件的所述后边缘部分处界定所述流径的所述外部边界。
本申请技术方案5涉及根据技术方案1所述的涡轮喷嘴段，其中：所述内部带在所述后边缘前面结束，且所述外部带在所述后边缘前面结束。
本申请技术方案6涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴系统，包括：涡轮喷嘴段，具包括：内部带，界定流径的内部边界的部分，外部带，界定所述流径的外部边界的部分，和翼型件，所述翼型件的后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，所述后边缘部分具有与外端径向相对的内端；外部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端处定位于所述外部带后面，使得所述外部部件沿着所述后边缘部分界定所述流径的所述外部边界；以及内部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端处定位于所述内部带后面，使得所述内部部件沿着所述后边缘部分界定所述流径的所述内部边界。
本申请技术方案7涉及根据技术方案6所述的涡轮喷嘴系统，其中：防护罩邻近于所述外部带轴向地定位于所述涡轮喷嘴段后面，且所述防护罩的前向部分包括所述外部部件。
本申请技术方案8涉及根技术方案6所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述外部部件界定用于收纳所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端的凹槽，且所述内部部件界定用于收纳所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端的凹槽。
本申请技术方案9涉及根据技术方案6所述的涡轮喷嘴系统，其中：喷嘴支撑部件从所述内部部件朝内径向定位，且附接机构延伸穿过所述喷嘴支撑部件、所述内部部件和所述内部带，以相对于所述涡轮喷嘴段紧固所述喷嘴支撑部件和所述内部部件。
本申请技术方案10涉及根据技术方案9所述的涡轮喷嘴系统，其中：防漏器密封件横跨所述喷嘴支撑部件与所述内部部件之间的交接面，其中所述内部部件界定用于收纳所述附接机构的第一狭槽，且所述内部部件界定用于收纳所述防漏器密封件的一端的第二狭槽。
本申请技术方案11涉及根据技术方案6所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述外部部件和所述内部部件由陶瓷基质复合CMC材料形成。
本申请技术方案12涉及根据技术方案6所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端界定用于净化所述翼型件与所述内部部件之间的交接面的至少一个内部净化孔隙。
本申请技术方案13涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴系统，包括：涡轮喷嘴段，其包括：内部带，外部带，和翼型件，所述翼型件的后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，所述后边缘部分具有与外端径向相对的内端；外部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端处定位于所述外部带后面；以及内部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端处定位于所述内部带后面，其中所述翼型件的所述后边缘部分界定用于净化所述翼型件与所述外部部件、所述内部部件或所述外部和内部部件两者之间的交接面的至少一个净化孔隙。
本申请技术方案14涉及根据技术方案13所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端界定用于净化所述翼型件与所述内部部件之间的交接面的至少一个内部净化孔隙。
本申请技术方案15涉及根技术方案14所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述翼型件界定用于向至少一个外部净化孔隙和所述至少一个内部净化孔隙提供流体流动的内腔。
本申请技术方案16涉及根据技术方案13所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端界定外部表面，且多个外部净化孔隙出口沿着所述外部表面界定。
本申请技术方案17涉及根据技术方案13所述的涡轮喷嘴系统，其中：防护罩邻近于所述外部带轴向地定位于所述涡轮喷嘴段后面，且所述防护罩的前向部分包括所述外部部件。
本申请技术方案18涉及根据技术方案13所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述外部部件是单件环形结构。
本申请技术方案19涉及根据技术方案13所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述内部部件是单件环形结构。
本申请技术方案20涉及根据技术方案13所述的涡轮喷嘴系统，其中：所述涡轮喷嘴段的所述翼型件、所述外部带和所述内部带是由金属材料形成的单件一体化结构，且所述外部部件和所述内部部件由陶瓷基质复合CMC材料形成。
参考以下描述和所附权利要求书，本公开的这些和其它特征、方面和优点将变得更好了解。并入于本说明书中并构成本说明书的部分的附图说明了本公开的实施例，并与所述描述一起用以阐释本公开的原理。
附图说明
本公开的完整且启发性公开内容，包括其对于所属领域的技术人员来说的最佳模式，在参考附图的说明书中被阐述，在所述附图中：
图1提供根据本公开的各种实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意性横截面图。
图2提供根据本公开的示范性实施例的涡轮喷嘴段的侧视图。
图3提供图2的涡轮喷嘴段的部分的内端透视图。
图4提供根据本公开的示范性实施例的涡轮喷嘴系统的横截面图。
图5A提供图4的涡轮喷嘴系统的防护罩的部分的透视图，其中防护罩包括涡轮喷嘴系统的外部部件。
图5B提供图4的涡轮喷嘴系统的内部部件的部分的透视图。
具体实施方式
现将详细参考本公开的当前实施例，在附图中说明所述实施例一个或多个实例。详细描述中使用数字和字母标示来指代图中的特征。已在图中和描述中使用相同或类似的标记来指代本公开的相同或类似部分。如本说明书所用，术语“第一”、“第二”与“第三”可互换使用以区分开一个部件与另一部件，而并非意图表示个别部件的位置或重要性。属于“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。举例来说，“上游”是指流体流出的方向，而“下游”是指流体流向的方向。
现参考附图，其中相同的标记贯穿附图指示相同的元件，图1是根据本公开的示范性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面图。更确切地说，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高涵道比涡扇喷气发动机10，高涵道比涡扇喷气发动机10在本文中被称作“涡扇发动机10”。如图1中展示，涡扇发动机10界定轴向方向A（平行于出于参考目的而提供的纵向中心线12延伸）和径向方向R。一般来说，涡扇发动机10包括风扇区段14和安置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。
所描绘的示范性核心涡轮发动机16通常包括界定环形入口20的大体上管状的外部壳体18。外部壳体18以串联流关系包覆：压缩机区段，其包括增压器或低压（lowpressure，LP）压缩机22和高压（high pressure，HP）压缩机24；燃烧区段26；涡轮机区段，其包括高压（HP）涡轮机28和低压（LP）涡轮机30；以及喷气排气喷嘴区段32。高压（HP）轴或转轴34将HP涡轮机28传动地连接到HP压缩机24。低压（LP）轴或转轴36将LP涡轮机30传动地连接到LP压缩机22。在涡扇发动机10的其它实施例中，可提供额外转轴，使得发动机10可被描述为多转轴发动机。
对于所描绘的实施例，风扇区段14包括风扇38，风扇38具有以间隔开的方式联接到盘42的多个风扇叶片40。如所描绘，风扇叶片40从盘42大体沿着径向方向R朝外延伸。风扇叶片40和盘42可通过LP轴36围绕纵向轴线12一起旋转。在一些实施例中，可包括具有多个齿轮的动力齿轮箱，以用于将LP轴36的旋转速度逐步降低到更高效的旋转风扇速度。
仍参考图1的示范性实施例，盘42由可旋转的前舱体48覆盖，前舱体48具有空气动力学轮廓以促进气流穿过所述多个风扇叶片40。另外，示范性风扇区段14包括环形风扇壳体或外部舱体50，其沿圆周包围风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。应了解，舱体50可配置成相对于核心涡轮发动机16由多个沿圆周间隔开的出口导流板52支撑。此外，舱体50的下游区段54可遍及核心涡轮发动机16的外部部分而延伸，以便在其间界定旁路空气流通道56。
在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58穿过舱体50和/或风扇区段14的相关联入口60进入涡扇10。当所述体积的空气58横穿风扇叶片40时，如由箭头62指示的空气58的第一部分被引导或传送到旁路气流通道56中，且如由箭头64指示的空气58的第二部分被引导或传送到LP压缩机22中。空气的第一部分62和空气的第二部分64之间的比率通常称为涵道比。在空气的第二部分64被传送通过高压（HP）压缩机24并进入燃烧区段26时，空气的第二部分64的压力接着增加，在燃烧区段26处，空气与燃料混合并燃烧以提供燃烧气体66。
燃烧气体66被传送通过HP涡轮机28，在HP涡轮机28处经由联接到外部壳体18的HP涡轮定子轮叶68和联接到HP轴或转轴34的HP涡轮转子叶片70的顺序级提取来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分，因此导致HP轴或转轴34旋转，从而支持HP压缩机24的操作。燃烧气体66接着被传送通过LP涡轮机30，在LP涡轮机30处经由联接到外部壳体18的LP涡轮定子轮叶72和联接到LP轴或转轴36的LP涡轮转子叶片74的顺序级提取来自燃烧气体66的热能和动能的第二部分，由此导致LP轴或转轴36旋转，从而支持LP压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。
燃烧气体66随后被传送通过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32以提供推进力。同时，当空气的第一部分62在从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前被传送通过旁路空气流通道56时，空气的第一部分62的压力大体上增大，从而还提供推进力。HP涡轮机28、LP涡轮机30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地界定热气体路径78，以用于将燃烧气体66传送通过核心涡轮发动机16。
应了解，虽然相对于具有核心涡轮发动机16的涡扇10予以描述，但是本公开主题可适用于其它类型的涡轮机械。举例来说，本公开主题可适合与涡轮螺桨、涡轮轴、涡轮喷气发动机、工业和海洋燃气涡轮发动机和/或辅助动力单元一起使用或用于以上各项中。
图2和3说明根据本公开主题的示范性实施例的涡轮喷嘴段。图2提供示范性涡轮喷嘴段100的侧视图，且图3提供涡轮喷嘴段100的部分的内端透视图。如所描绘实施例中展示，涡轮喷嘴段100包括翼型件102、内部带104和外部带106。内部带104界定于涡轮喷嘴段100的内端100a处，且外部带106界定于涡轮喷嘴段100的外端100b处。内部带104界定流径101的内部边界的部分，流径101部分地由涡轮喷嘴段100界定；外部带106界定流径101的外部边界的部分。翼型件102从内部带104径向地延伸到外部带106，以及在内部带104与外部带106之间轴向地延伸。翼型件102还包括轴向地延伸超出内部带104和外部带106的后边缘部分108。后边缘部分108具有与外端108b径向地相对的内端108a。在一些实施例中，涡轮喷嘴段100中的多个一起形成HP涡轮机28或LP涡轮机30的环形涡轮喷嘴组合件，或涡轮喷嘴组合件可以是具有延伸于内部带104与外部带106之间的多个翼型件102的单件环形结构，所述多个翼型件各自在单件结构中延伸超过360°。因此，虽然早本文中相对于涡轮喷嘴段100予以描述，但是应理解，本公开主题还适用于单件涡轮喷嘴组合件。
另外，涡轮喷嘴段100的翼型件102具有与凸面吸力侧112相对的凹面压力侧110。翼型件102的相对的压力侧110与吸力侧112在内部带104与外部带106之间径向地延伸。此外，翼型件102的压力侧110和吸力侧112在前边缘114与相对的后边缘116之间轴向地延伸，并沿着翼型件跨度S径向地延伸。另外，压力侧110和吸力侧112界定翼型件102的外部表面118。应了解，翼型件102的后边缘部分108界定翼型件102的后边缘116。
如图2和3中说明，涡轮喷嘴段100的内部带104和外部带106并不沿着翼型件102的后边缘部分108延伸。实际上，翼型件102的后边缘部分108突出或延伸超出内部带104和外部带106两者。换句话说，内部带104和外部带106相对于涡轮喷嘴段100的翼型件102轴向地截断或裁剪（truncated or cropped）。因而，内部带104和外部带106各自在后边缘116前面结束，且内部带104并不在后边缘部分108处界定流径101的内部边界，且外部带106并不在后边缘部分108处界定流径101的外部边界。
图4提供根据本公开主题的示范性实施例的涡轮喷嘴系统的横截面图。如图4中展示，示范性涡轮喷嘴系统120包括涡轮喷嘴段100、内部部件124和外部部件126。内部部件124在涡轮喷嘴翼型件102的后边缘部分108的内端108a处定位于内部带104后面，使得内部部件124沿着后边缘部分108界定流径101的内部边界。外部部件126在涡轮喷嘴翼型件102的后边缘部分108的外端108b处定位于外部带106后面，使得外部部件126沿着后边缘部分108界定流径101的外部边界。也就是说，涡轮喷嘴系统120界定流径101的部分。内部带104界定内部边界的部分，且内部部件124通过涡轮喷嘴系统120界定流径101的内部边界的剩余部分。类似地，外部带106界定外部边界的部分，且外部部件126通过涡轮喷嘴系统120界定流径101的外部边界的剩余部分。定位在涡轮喷嘴系统120前面和/或后面的其它结构可通过燃气涡轮发动机16界定流径101的内部和外部边界的其它部分。
在图4的所描绘实施例中，外部部件126是离涡轮叶片70或74朝外径向定位的防护罩128的部分。更确切地说，如先前描述，HP涡轮机28和LP涡轮机30至少部分地界定热气体路径78，以用于将燃烧气体66传送通过核心涡轮发动机16。每个涡轮部分28、30包括定位于燃烧气体流66内的涡轮转子叶片70、74的级，且涡轮转子叶片从燃烧气体66提取动能，并由此致使HP轴34和LP轴36旋转，从而支持涡扇发动机10的其它部件的操作。离涡轮转子叶片的级朝外径向定位的防护罩128通过涡轮转子叶片的级至少部分地界定热气路径78的外部边界。另外，如图4中展示，防护罩128轴向地邻近于涡轮喷嘴段100的外部带106而定位在涡轮喷嘴段100后面，且防护罩128的前向部分128a包括外部部件126。密封件125，例如图4中说明的W密封件125，可定位于防护罩128与外部带106之间，或外部部件126与外部带106之间，其中外部部件126独立于防护罩128形成。
在一些实施例中，防护罩128可形成为单件环形结构，即，360°防护罩环，且在其它实施例中，防护罩128可由一起形成环形360°环结构的两个或更多个部分形成。此外，在一些实施例中，外部部件126可独立于防护罩128形成，使得防护罩128不包括外部部件126。在此类实施例中，外部部件126可形成为单件环形结构，或外部部件126可由一起形成环形360°环结构的两个或更多个部分或段形成。类似地，内部部件124可形成为单件环形结构，或内部部件124可由一起形成环形360°环结构的两个或更多个部分或段形成。
图5A提供包括外部部件126的防护罩128的部分的透视图，且图5B提供内部部件124的部分的透视图。如图4、5A和5B中展示，内部部件124和外部部件126中的每一个界定用于收纳涡轮喷嘴翼型件102的后边缘部分108的一端的凹槽130。尤其参看图4和5B，内部部件124具有流径表面124a，流径表面124a界定用于收纳翼型件102的后边缘部分108的内端108a的凹槽130a。图4和5A说明外部部件126具有流径表面126a，流径表面126a界定用于收纳翼型件102的后边缘部分108的外端108b的凹槽130b。在其它实施例中，可省略一个或这两个凹槽130a、130b，使得后边缘部分内端108a与内部部件124的流径表面124a大体上齐平，和/或后边缘部分外端108b与外部部件126的流径表面126a大体上齐平。在任何情况下，应理解，内部部件124和外部部件126，不管是防护罩128的个别部件或零件，都相对于涡轮喷嘴翼型件102大体上浮动。也就是说，不同于内部带104和外部带106，内部部件124或外部部件126都不附接到翼型件102。因而，消除了由于将内部部件124和外部部件126附接到翼型件102而将产生的任何应力。
如图4中描绘，涡轮喷嘴段100的翼型件102可界定用于收纳流体的流动F的一个或多个内腔132，流体的流动F例如从HP压缩机24转向的加压空气的流动。更确切地说，流经热气路径78的流体，例如燃烧气体66，可具有流径压力，且流体的流动F可被加压到高于流径压力。每个内腔132又可将流体的流动F提供给翼型件102的一个或多个部分，以及提供给凹槽130a、130b。举例来说，如图4中展示，翼型件102的后边缘部分108的内端108a界定至少一个内部净化孔隙134，内部净化孔隙134用于净化翼型件102与内部部件124之间的交接面，例如用于将流体的流动F提供给其中收纳内端108a的凹槽130a。类似地，翼型件102的后边缘部分108的外端108b界定至少一个外部净化孔隙136，外部净化孔隙136用于净化翼型件102与外部部件126之间的交接面，例如用于将流体的流动F提供给其中收纳外端108b的凹槽130b。到凹槽130a、130b的流体的流动F可有助于冷却翼型件102与内部部件124和外部部件126之间的交接面，以及阻止热燃烧气体66流入凹槽130a、130b中。此外，从内腔132到凹槽130a、130b的净化流体流动可有助于阻止从翼型件102的压力侧110到吸力侧112的交叉泄漏，即，净化翼型件102与内部部件124和外部部件126之间的交接面可提供抵挡燃烧气体66的跨翼型件的旁通流的流体密封。
如图4中展示，每个内部净化孔隙134在内腔132处的入口134a与后边缘部分108的内端108a处界定的出口134b之间延伸。同样地，每个外部净化孔隙136在内腔132处的入口136a与后边缘部分108的外端108b处界定的出口136b之间延伸。更具体地说，如图3中展示，翼型件后边缘部分108的内端108a界定交接面表面138a，且多个内部净化孔隙出口134b沿着交接面表面138a界定。应了解，多个外部净化孔隙出口136b可类似地沿着翼型件后边缘部分108的外端108b的交接面表面138b界定。
图4还说明用于内部部件124的支撑结构。举例来说，在描绘的实施例中，喷嘴支撑部件140从内部部件124朝内径向地定位。附接机构142，例如螺钉或其它合适的附接机构，延伸穿过喷嘴支撑部件140、内部部件124和内部带104，以相对于涡轮喷嘴段100紧固喷嘴支撑部件140和内部部件124。更确切地说，喷嘴支撑部件界定穿过其用于收纳附接机构142的孔隙144。如在图5B中最明确地说明，内部部件124界定穿过其用于收纳附接机构142的第一狭槽146。在例如内部部件124由多个段形成而非形成为单件环形结构的其它实施例中，第一狭槽146可配置成孔隙而非狭槽。另外，如在图图2和3中最明显地展示，涡轮喷嘴段100的内部带104界定穿过其用于收纳附接机构142的孔隙148。因此，附接机构142可延伸穿过孔隙144、第一狭槽146和孔隙148，以将喷嘴支撑部件140、内部部件124与内部带104彼此附接。
此外，图4中描绘的示范性实施例包括防漏器密封件150。举例来说，防漏器密封件150有助于防止例如热燃烧气体66等热气泄漏到喷嘴支撑部件140与内部部件124之间的空间中，例如其中W密封件152如图4中展示而定位和/或穿过喷嘴支撑部件140中的孔隙144。因此，防漏器密封件150可提供抵抗穿过涡轮喷嘴系统120的后端的热气泄漏的密封益处。防漏器密封件150可以是例如单件环或裂环，或可具有任何其它合适的配置。
如图4中展示，防漏器密封件150横跨喷嘴支撑部件140与内部部件124之间的后交接面。内部部件124界定收纳防漏器密封件150的端150a的第二狭槽154。在图5B中最明确地展示第二狭槽154。因此，在图4和5B中说明的实施例中，内部部件124界定用于收纳附接机构142的第一狭槽146和用于收纳防漏器密封件150的端150a的第二狭槽154。在其它实施例中，内部部件124、喷嘴支撑部件140和/或涡轮喷嘴内部带104可界定用于收纳一个或多个附接部件142和/或密封件150、152的其它特征。
仍参考图4，翼型件102的后边缘部分108还可界定多个喷射器孔隙156，可穿过喷射器孔隙156从翼型件102喷射出内腔132中收纳的流体的流动F。如图4中展示，喷射器孔隙156可沿着后边缘部分108彼此径向地间隔开，并可大体上沿着翼型件102的整个跨度界定。应了解，每个喷射器孔隙156包括内腔132处的入口156a和翼型件后边缘116处或附近界定的出口156b。穿过喷射器孔隙156的流体的流动F可有助于冷却翼型件102的后边缘部分108，并还可向流径中的下游部件提供一些冷却。
在一些实施例中，涡轮喷嘴段100的翼型件102、内部带104和外部带106是单件一体化结构。在其它实施例中，翼型件102、内部带104和外部带106可单独地形成，并通过任何合适的工艺附接到一起以形成涡轮喷嘴100。另外，HP涡轮机28或LP涡轮机30内的涡轮喷嘴组合件的每个涡轮喷嘴段100可包括单个翼型件102，即，涡轮喷嘴段100可以是单重态（singlet），或涡轮喷嘴段100可包括两个或更多个翼型件102，例如涡轮喷嘴段100可以是二重态（包括两个翼型件102）、三重态（包括三个翼型件102）等。如先前描述，HP涡轮机28或LP涡轮机30的级的涡轮喷嘴段100并列定位（side by side），以形成围绕轴向中心线12（图1）延伸360°的环形涡轮喷嘴结构。替代地，涡轮喷嘴组合件可以是单件结构而非由多个涡轮喷嘴段100形成。
在防护罩128包括外部部件126的实施例，例如图4的实施例中，涡轮喷嘴段100和防护罩128可被称作流径组合件。更确切地说，包括多个涡轮喷嘴段100的涡轮喷嘴组合件和防护罩128可形成穿过燃气涡轮发动机16的流径组合件的部分。流径组合件还可包括燃烧区段26和HP涡轮机28和/或LP涡轮机30的其它部分。因此，如图4中展示，流径组合件至少包括具有翼型件102的涡轮喷嘴段100，翼型件102在前边缘114与后边缘116之间轴向地延伸并包括界定后边缘116的后边缘部分108。流径组合件的涡轮喷嘴段100还包括界定流径101的内部边界的部分的内部带104、和界定流径101的外部边界的部分的外部带106。如图4中描绘，翼型件102的后边缘部分108轴向地延伸超出内部带104和外部带106，使得后边缘116在内部带104的后端104b和外部带106的后端106b后面轴向地界定。流径组合件还包括具有前向部分128a的防护罩128，前向部分128a沿着翼型件102的后边缘部分108轴向地延伸，使得防护罩128的前向部分128a在后边缘部分108处界定流径101的外部边界。
如在图4中进一步展示，包括外部部件126的防护罩128的前向部分128a界定凹槽130b，凹槽130b用于收纳翼型件102的后边缘部分108的外端108b。内部部件124定位于涡轮喷嘴部分108的内端108a处，且内部部件124界定用于收纳后边缘部分108的内端108a的凹槽130a。此外，防护罩128的在前向部分128a后面的部分离例如上文所描述的涡轮转子叶片70或74等多个涡轮转子叶片朝外径向定位。可形成为单件大体上环形结构或由一起形成大体上环形结构的多个防护罩段形成的防护罩128可由CMC材料形成。另外，应了解，流径组合件的涡轮喷嘴段100和内部部件124各自可如先前描述而配置。
因此，可提供装配例如燃气涡轮发动机16等燃气涡轮发动机的流径组合件的方法。如上文所描述的流径组合件界定流径101并包括涡轮喷嘴组合件，涡轮喷嘴组合件具有：界定流径101的内部边界的部分的内部带104；界定流径101外部边界外部边界的部分的外部带106；以及具有后边缘部分108的翼型件102，后边缘部分108轴向地延伸超出内部带104和外部带106并具有与外端108b径向地相对的内端108a。装配方法可包括在翼型件102的后边缘部分108的内端108a处定位于内部带104后面定位内部部件124，使得内部部件124沿着后边缘部分108界定流径101的内部边界。所述方法还可包括在后边缘部分108的外端108b处在外部带106后面定位外部部件126，使得外部部件126沿着后边缘部分108界定流径101的外部边界。在一些实施例中，防护罩128的前向部分128a包括外部部件126，使得在外部带106后面定位外部部件126包括在涡轮喷嘴组合件后面定位防护罩128。此外，在内部带104后面定位内部部件124可包括在界定于内部部件124中的凹槽130a内定位后边缘部分108的内端108a，且在外部带106后面定位外部部件126可包括在界定于外部部件126中的130b内定位后边缘部分108的外端108b。
所述方法还可包括从内部部件124朝内径向定位喷嘴支撑部件140，并穿过喷嘴支撑部件140、内部部件124和内部带104插入附接机构142以相对于涡轮喷嘴组合件紧固喷嘴支撑部件140和内部部件140。另外，所述方法可包括插入防漏器密封件150，使得防漏器密封件150横跨喷嘴支撑部件140与内部部件124之间的交接面。此外，所述方法可包括在燃气涡轮发动机中安装流径组合件。
在示范性实施例中，涡轮喷嘴段100由金属材料形成，例如金属或金属合金，且内部部件124和外部部件126各自由陶瓷基质复合（CMC）材料形成，CMC材料是具有高温能力的非金属材料。针对热气路径78内的部件利用CMC材料可以是特别有用的，但涡扇发动机10的其它部件，例如HP压缩机24的部件，也可包括CMC材料。另外，在其它实施例中，内部部件124和外部部件126可由其它合适的材料形成，例如其它复合材料、单块陶瓷材料、金属材料等等。
用于此类部件的示范性CMC材料可以包括碳化硅（SiC）、硅、氮化硅、或氧化铝基质材料和其组合。陶瓷纤维可嵌入基体内，例如氧化稳定的增强纤维，包括如蓝宝石和碳化硅（例如Textron的SCS-6）的单丝；以及粗纱和纱线，包括碳化硅（例如Nippon Carbon的NICALON®、UbeIndustries的TYRANNO®和Dow Corning的SYLRAMIC®）、硅酸铝（例如Nextel的440和480）；以及短切的晶须和纤维（例如Nextel的440和SAFFIL®）和任选地陶瓷颗粒（例如Si、Al、Zr、Y以及它们的组合的氧化物）和无机填充剂（例如叶蜡石、硅灰石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱石）。举例来说，在某些实施例中，将纤维束形成为增强带，例如单向增强带，所述纤维束可以包括陶瓷耐火材料涂层。多个带可铺设在一起（例如作为板层）以形成预成型部件。纤维束在形成预成型件之前或在形成预成型件之后可浸渍有浆料组合物。预成型件可随后经受热处理，例如固化或烧穿，以在预成型件中产生高焦化残余物，并随后经受化学处理，例如利用硅的熔融浸渗或化学蒸汽浸渗，以获得由具有期望化学组合物的CMC材料形成的部件。在其它实施例中，CMC材料可形成为例如碳纤维织物而不是形成为带。
更具体地说，CMC材料，且确切地说SiC/SiC/Si-SiC（纤维/基质）连续纤维增强陶瓷复合物（continuous fiber-reinforced ceramic composite，CFCC）材料和工艺，的实例描述于美国专利第5,015,540；5,330,854；5,336,350；5,628,938；6,024,898；6,258,737；6,403,158和6,503,441号以及美国专利申请公开第2004/0067316号中。此类工艺一般需要使用多个预浸体（预浸材料）层来制造CMC，例如板层材料可包括由陶瓷纤维、纺织或编织陶瓷纤维织物或已浸渍有基质材料的堆叠式陶瓷纤维丝束组成的预浸材料。在一些实施例中，每个预浸材料层呈“带”形式，所述带包括期望陶瓷纤维强化材料、CMC基质材料的一个或多个前驱体和有机树脂粘合剂。可通过以含有陶瓷前驱体和粘合剂的浆液浸渍加强材料来形成预浸材料带。用于前驱体的优选材料将取决于对于CMC部件的陶瓷基质期望的特定组成，举例来说，如果期望基质材料是SiC，那么优选材料是SiC粉末和/或一种或多种含碳材料。著名的含碳材料包括碳黑、酚树脂和呋喃树脂，包括糠醇（C4H3OCH2OH）。其它典型的浆液成分包括促进预浸材料带的灵活性的有机粘合剂（例如聚乙烯醇缩丁醛（PVB））、和促进浆液的流动性以实现对纤维增强材料的浸渍的粘合剂（例如甲苯和/或甲基异丁基酮（MIBK））的溶剂。浆液可进一步含有意图存在于CMC部件的陶瓷基质中的一个或多个颗粒填充剂，在Si-SiC基质的状况下，填充剂例如是硅和/或SiC粉末。短切的纤维或触须或其它材料也可嵌入于如先前描述的基质内。还可以使用用于产生复合材料物品，且更确切地说，其它浆液和预浸材料带组成物的其它组成物和工艺，例如美国专利申请公开第2013/0157037号中描述的工艺和组成物。
所得预浸材料带可与其它带叠置，使得由带形成的CMC部件包括多个薄层，每个薄层从个别预浸材料带衍生。每个薄层含有包覆于陶瓷基质中的陶瓷纤维加强材料，例如在如下文更全面描述的焙烧和致密化循环期间完全或部分地通过转化陶瓷基质前驱体来形成所述陶瓷基质。在一些实施例中，加强材料呈单向丝束阵列形式，每个丝束含有连续的纤维或长丝。还可以使用单向丝束阵列的替代方案。另外，合适的纤维直径、丝束直径和中心间丝束间隔将取决于特定应用、特定薄层和其形成的带的厚度、以及其它因素。如上文所描述，还可以使用其它预浸材料或非预浸材料。
在叠置带或板层以形成叠层之后，叠层被压实，并适当时固化，同时经受高压和高温以产生预成型件。预成型件接着在真空或惰性氛围中得到加热（焙烧），以分解粘合剂、移除溶剂，并将前驱体转化成期望陶瓷基质材料。由于粘合剂的分解，结果是可经历致密化，例如熔融浸润（melt infiltration，MI）以填充孔隙度并产生CMC部件的多孔CMC主体。以上工艺的专有处理技术和参数将取决于材料的特定组成。举例来说，硅CMC部件可由例如通过通常被称作Silcomp工艺的工艺以熔化的硅浸润的纤维材料形成。制造CMC部件的另一技术是被称为浆液铸造熔融浸润（MI）工艺的方法。在使用浆液铸造MI方法进行制造的一个方法中，通过首先提供包括含碳化矽（SiC）纤维的平衡二维（2D）纺织织物的板层来产生CMC，所述板层具有彼此大体呈90°角度的两个纺织方向，具有在纺织的两个方向上延行的大体上相同数目个纤维。术语“含碳化矽纤维”指具有包括碳化矽并优选地大体上是碳化矽的组成的纤维。举例来说，纤维可具有以碳包围的碳化矽核心，或相反，纤维可具有由碳化矽包围或以碳化矽囊封的碳核心。
用于形成CMC部件的其它技术包括聚合物浸润和裂解（polymer infiltrationand pyrolysis，PIP）和氧化物/氧化物工艺。在PIP工艺中，碳化矽纤维预成型件以例如聚硅氮烷等预陶瓷聚合物浸润，并接着进行热处理以形成SiC基质。在氧化物/氧化物处理中，铝或硅铝酸盐纤维可预浸并接着层压成预选的几何形状。部件还可由碳纤维加强碳化矽基质（carbon fiber reinforced silicon carbide matrix，C/SiC）CMC构造。C/SiC处理包括以预选几何形状在工具上叠置的碳纤维预成型。如在SiC/SiC的浆液铸造方法中利用，所述工具由石墨材料组成。在约1200°C下在化学蒸汽浸润工艺期间通过工具来支持纤维预成型，由此形成C/SiC CMC部件。在其它实施例中，2D、2.5D和/或3D预成型件可用于MI、CVI、PIP或其它工艺中。举例来说，2D纺织织物的切割层可在如上文所描述的交替纺织方向上堆叠，或长丝可卷绕或编织并与3D纺织、缝合或针刺法组合以形成具有多轴向纤维体系结构的2.5D或3D预成型件。还可以使用形成2.5D或3D预成型件的其它方式，例如使用其它纺织或编织方法或利用2D织品。
因此，多种工艺可用以形成CMC内部部件124和CMC外部部件126。另外，应了解，当防护罩128包括外部部件126时，防护罩128可由CMC材料形成。此外，虽然相对于示范性实施例描述为以单独部件，即内部部件124和外部部件126，替换内部带104的后部分和外部带106的后部分，但是应理解，在其它实施例中，所述后部分中的仅一个或另一个可由单独部件替换。也就是说，在一些实施例中，内部带104可轴向地延伸到或超出翼型件102的后边缘116，使得内部部件124被省略。在其它实施例中，外部带106可轴向地延伸到或超出翼型件后边缘116，使得外部部件126被省略。
通过利用分别形成涡轮喷嘴内部带和外部带的后部分的CMC内部部件124和/或CMC外部部件126，可降低或消除涡轮喷嘴段100的后端处的高温的影响。更确切地说，由例如金属或金属合金等金属材料形成的典型的涡轮喷嘴内部和外部带由于高温而在喷嘴的后端处（即，邻近于涡轮喷嘴翼型件的后边缘部分）经历压迫力，这会负面地影响零件寿命和/或发动机性能。以可比金属部件耐受更高温度的CMC部件替换内部带104和/或外部带106的后部分降低所述的后部分上的压迫力。另外，如在本文中相对于示范性实施例描述，CMC内部部件124和CMC外部部件126可相对于涡轮喷嘴翼型件102“浮动”以减小CMC部件124、126上的应力。此外，从翼型件102内到翼型件102的后边缘部分108的内端108a和外端108b的净化流动可向翼型件102与CMC部件124、126之间的交接面提供冷却，以及有助于防止交接面处的交叉泄漏。当然，还可从以CMC内部带部件124和外部带部件126替换涡轮喷嘴内部带104和外部带106的后端来实现其它优点和益处。此外，如上文所描述，内部部件124和外部部件126还可由其它高温材料或由任何其它适合的材料形成。
本书面描述用实例来公开包括最佳模式的本公开，并且还使所属领域的技术人员能实践本公开，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入方法。本公开的可获专利的范围由权利要求书界定，并可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例的结构要素与权利要求书的字面意义相同，或如果此类实例的等效结构要素与权利要求书的字面意义无显著差别，那么此类实例意图处于权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段，包括：
翼型件，在前边缘与后边缘之间轴向延伸，所述翼型件包括界定所述后边缘的后边缘部分；
内部带，界定流径的内部边界的部分；以及
外部带，界定所述流径的外部边界的部分，
其中所述翼型件的所述后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，使得所述后边缘轴向地界定于所述内部带的后端和所述外部带的后端后面。
2.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴段，其特征在于：所述翼型件在所述流径内从所述内部带径向地延伸到所述外部带。
3.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴段，其特征在于：所述内部带和所述外部带相对于所述翼型件的轴长具有裁剪后的轴长。
4.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴段，其特征在于：所述内部带不在所述翼型件的所述后边缘部分处界定所述流径的所述内部边界，且其中所述外部带不在所述翼型件的所述后边缘部分处界定所述流径的所述外部边界。
5.根据权利要求1所述的涡轮喷嘴段，其特征在于：所述内部带在所述后边缘前面结束，且其中所述外部带在所述后边缘前面结束。
6.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴系统，包括：
涡轮喷嘴段，该涡轮喷嘴段包括：
内部带，界定流径的内部边界的部分，
外部带，界定所述流径的外部边界的部分，和
翼型件，所述翼型件的后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，所述后边缘部分具有与外端径向相对的内端；
外部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端处定位于所述外部带后面，使得所述外部部件沿着所述后边缘部分界定所述流径的所述外部边界；以及
内部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端处定位于所述内部带后面，使得所述内部部件沿着所述后边缘部分界定所述流径的所述内部边界。
7.根据权利要求6所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：防护罩邻近于所述外部带轴向地定位于所述涡轮喷嘴段后面，且其中所述防护罩的前向部分包括所述外部部件。
8.根据权利要求6所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述外部部件界定用于收纳所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端的凹槽，且其中所述内部部件界定用于收纳所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端的凹槽。
9.根据权利要求6所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：喷嘴支撑部件从所述内部部件朝内径向定位，且其中附接机构延伸穿过所述喷嘴支撑部件、所述内部部件和所述内部带，以相对于所述涡轮喷嘴段紧固所述喷嘴支撑部件和所述内部部件。
10.根据权利要求9所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：防漏器密封件横跨所述喷嘴支撑部件与所述内部部件之间的交接面，其中所述内部部件界定用于收纳所述附接机构的第一狭槽，且其中所述内部部件界定用于收纳所述防漏器密封件的一端的第二狭槽。
11.根据权利要求6所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述外部部件和所述内部部件由陶瓷基质复合(CMC)材料形成。
12.根据权利要求6所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端界定用于净化所述翼型件与所述内部部件之间的交接面的至少一个内部净化孔隙。
13.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴系统，包括：
涡轮喷嘴段，其包括：
内部带，
外部带，和
翼型件，所述翼型件的后边缘部分轴向地延伸超出所述内部带和所述外部带，所述后边缘部分具有与外端径向相对的内端；
外部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端处定位于所述外部带后面；以及
内部部件，在所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端处定位于所述内部带后面，
其中所述翼型件的所述后边缘部分界定用于净化所述翼型件与要么所述外部部件、要么所述内部部件或要么所述外部和内部部件两者之间的交接面的至少一个净化孔隙。
14.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述翼型件的所述后边缘部分的所述内端界定用于净化所述翼型件与所述内部部件之间的交接面的至少一个内部净化孔隙。
15.根据权利要求14所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述翼型件界定用于向至少一个外部净化孔隙和所述至少一个内部净化孔隙提供流体流的内腔。
16.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述翼型件的所述后边缘部分的所述外端界定外部表面，且其中多个外部净化孔隙出口沿着所述外部表面界定。
17.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：防护罩邻近于所述外部带轴向地定位于所述涡轮喷嘴段后面，且其中所述防护罩的前向部分包括所述外部部件。
18.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述外部部件是单件环形结构。
19.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述内部部件是单件环形结构。
20.根据权利要求13所述的涡轮喷嘴系统，其特征在于：所述涡轮喷嘴段的所述翼型件、所述外部带和所述内部带是由金属材料形成的单件一体化结构，且其中所述外部部件和所述内部部件由陶瓷基质复合(CMC)材料形成。
CN201810332024.5A 2017-04-13 2018-04-13 用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段和系统 Active CN108730039B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/486,350 US10301953B2 (en) 2017-04-13 2017-04-13 Turbine nozzle with CMC aft Band
US15/486350 2017-04-13

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108730039A CN108730039A (zh) 2018-11-02
CN108730039B true CN108730039B (zh) 2020-12-15

Family

ID=63791672

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810332024.5A Active CN108730039B (zh) 2017-04-13 2018-04-13 用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段和系统

Country Status (2)

Country Link
US (2) US10301953B2 (zh)
CN (1) CN108730039B (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10570760B2 (en) * 2017-04-13 2020-02-25 General Electric Company Turbine nozzle with CMC aft band
US11181005B2 (en) * 2018-05-18 2021-11-23 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine assembly with mid-vane outer platform gap
US11073039B1 (en) 2020-01-24 2021-07-27 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite heat shield for use in a turbine vane and a turbine shroud ring
US11879360B2 (en) * 2020-10-30 2024-01-23 General Electric Company Fabricated CMC nozzle assemblies for gas turbine engines
US11674400B2 (en) 2021-03-12 2023-06-13 Ge Avio S.R.L. Gas turbine engine nozzles
US20230383667A1 (en) * 2022-05-31 2023-11-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Joint between gas turbine engine components with bonded fastener(s)

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1530528A (zh) * 2002-12-31 2004-09-22 通用电气公司 通过光反射来降低温度的改进高温涡轮喷嘴及其制造工艺
CN1538039A (zh) * 2003-04-15 2004-10-20 通用电气公司 补充冷却的涡轮喷嘴
CN203744300U (zh) * 2012-12-05 2014-07-30 通用电气公司 用于燃气涡轮的燃料喷嘴及燃气涡轮

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3807891A (en) 1972-09-15 1974-04-30 United Aircraft Corp Thermal response turbine shroud
US4309145A (en) 1978-10-30 1982-01-05 General Electric Company Cooling air seal
US5634766A (en) * 1994-08-23 1997-06-03 General Electric Co. Turbine stator vane segments having combined air and steam cooling circuits
US6164903A (en) 1998-12-22 2000-12-26 United Technologies Corporation Turbine vane mounting arrangement
US6200092B1 (en) * 1999-09-24 2001-03-13 General Electric Company Ceramic turbine nozzle
US6227798B1 (en) * 1999-11-30 2001-05-08 General Electric Company Turbine nozzle segment band cooling
US8177492B2 (en) 2008-03-04 2012-05-15 United Technologies Corporation Passage obstruction for improved inlet coolant filling
FR2946999B1 (fr) * 2009-06-18 2019-08-09 Safran Aircraft Engines Element de distributeur de turbine en cmc, procede pour sa fabrication, et distributeur et turbine a gaz l'incorporant.
US8303245B2 (en) 2009-10-09 2012-11-06 General Electric Company Shroud assembly with discourager
US8690527B2 (en) 2010-06-30 2014-04-08 Honeywell International Inc. Flow discouraging systems and gas turbine engines
FR2978197B1 (fr) * 2011-07-22 2015-12-25 Snecma Distributeur de turbine de turbomachine et turbine comportant un tel distributeur
US9879558B2 (en) 2013-02-07 2018-01-30 United Technologies Corporation Low leakage multi-directional interface for a gas turbine engine
US9017014B2 (en) 2013-06-28 2015-04-28 Siemens Energy, Inc. Aft outer rim seal arrangement
JP6392342B2 (ja) * 2013-07-19 2018-09-19 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ インピンジメントバッフルを有するタービンノズル
WO2015047485A2 (en) * 2013-07-29 2015-04-02 United Technologies Corporation Gas turbine engine cmc airfoil assembly
US9835038B2 (en) * 2013-08-07 2017-12-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut and vane arrangements
US20170051619A1 (en) * 2015-08-18 2017-02-23 General Electric Company Cmc nozzles with split endwalls for gas turbine engines
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1530528A (zh) * 2002-12-31 2004-09-22 通用电气公司 通过光反射来降低温度的改进高温涡轮喷嘴及其制造工艺
CN1538039A (zh) * 2003-04-15 2004-10-20 通用电气公司 补充冷却的涡轮喷嘴
CN203744300U (zh) * 2012-12-05 2014-07-30 通用电气公司 用于燃气涡轮的燃料喷嘴及燃气涡轮

Also Published As

Publication number Publication date
US20180298767A1 (en) 2018-10-18
US10822974B2 (en) 2020-11-03
US20200024994A1 (en) 2020-01-23
US10301953B2 (en) 2019-05-28
CN108730039A (zh) 2018-11-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108930556B (zh) 从流径边界去耦和附接于流径边界外的喷嘴翼型件
US11149569B2 (en) Flow path assembly with airfoils inserted through flow path boundary
US11828199B2 (en) Methods and assemblies for attaching airfoils within a flow path
US11143402B2 (en) Unitary flow path structure
EP3574263B1 (en) Flow path assembly for a gas turbine engine
US10385776B2 (en) Methods for assembling a unitary flow path structure
CN108730039B (zh) 用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴段和系统
EP3574190B1 (en) Unitary flow path structure
US11149575B2 (en) Airfoil fluid curtain to mitigate or prevent flow path leakage
US10247019B2 (en) Methods and features for positioning a flow path inner boundary within a flow path assembly
US10370990B2 (en) Flow path assembly with pin supported nozzle airfoils
CN108730035B (zh) 用于燃气涡轮发动机的流径组件和装配该组件的方法
US10669874B2 (en) Discourager for discouraging flow through flow path gaps

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant