CN112689701B - 具有改进隔热性能的涡轮发动机内壳 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种以纵向中心轴线为中心的用于涡轮发动机的内壳套圈(50)，包括：以所述轴线为中心的主体(51)，其两个端部由相对于所述轴线在径向内部和外部的表面界定；体积孔隙率≥50％的多孔结构隔热套(52)，其包括：完全覆盖两个端部的侧向部分；当沿横向于所述轴线的截面观察时，外部部分(52a)和内部部分(52b)分别完全覆盖主体的径向外表面和内表面；和保护套(53)，其至少部分地覆盖隔热套(52)，并且当从横向于所述轴线的截面观察时，其包括分别至少部分地覆盖外部部分(52a)和内部部分(52b)的径向外部保护部分(53a)和内部保护部分(53b)。

Description

具有改进隔热性能的涡轮发动机内壳

说明书

技术领域

本发明涉及涡轮发动机内壳(尤其是飞行器涡轮发动机的内壳)的隔热。

背景技术

涡轮发动机的压缩机和涡轮机通常包括至少一个旋转组件或转子，该旋转组件或转子通常包括多个盘。每个转子盘上装有多个动叶片，并相对于周向环绕每个盘的固定套圈旋转。面向叶片的套圈组构成了涡轮发动机的内壳。

定叶片(对于压缩机，也称为“整流器”，对于涡轮机，称为“分配器”)可插入两个转子盘之间，并形成与内壳一体的定子。

有必要在转子盘的叶片尖端和内壳的套圈之间保持间隙。理想情况下，应尽可能减少此类间隙，以提高涡轮发动机的性能。但是，必须考虑到这些间隙在涡轮发动机运行期间的变化。

这些间隙变化主要是机械现象(尤其是由于离心力下转子的变形、转子和定子上气体流道压力的影响、轴向位移等)和热现象(在压缩机中，特别是在高压压缩机中，形成转子和定子的部件通常具有不同的热膨胀系数，特别是由于不同的环境而具有不同的变形速度；一般来说，定子的通风量较大，质量更小，其反应速度比转子盘更快，而转子盘的惯性主要与盘根部的质量有关，通常通风量很小，这种“热响应时间”的差异会导致运行过程中间隙的显著变化。)

减小运行间隙是提高涡轮发动机性能的一个重要途径。

现有技术中提出的解决方案通常需要能够减少内壳的“热响应时间”的技术。大多数情况下，所提出的解决方案包括在内壳的内壁上配备与定子成直线布置的环形部件，以形成一个或多个气隙，从而为内壳提供隔热。回顾一下，气隙是一个封闭而狭窄的环形空间，其中有空气。该解决方案例如在文件[1]中描述并且在图3和图4中示出，其将在下文中详细描述。

然而，作为隔热手段的气隙解决方案需要使用许多部件(后者的环形部件和紧固部件)，这会影响质量和成本。还存在安装限制和空间方面的问题。

此外，有必要通过使用诸如环、密封片之类的密封装置对气隙进行良好的隔热，因为密封件的劣化实际上意味着间隙的劣化。

此外，气隙解决方案可以使内壳的与定子局部成直线的内壁隔热成为可能，但不能完全隔热内壳的表皮。特别是，根据所选择的配置，有可能朝向转子的内壁没有隔热；与管道取样开口相对应的内壳的侧壁没有隔热；内壳的外壁没有隔热。

最后，由于缺乏空间或进入困难，有时不可能在现有涡轮发动机中通过气隙建立这样的隔热系统。

因此，需要优化涡轮发动机内壳表皮的隔热。

发明内容

为了满足该需求，本发明的目的是提供一种用于涡轮发动机的内壳套圈，所述套圈以纵向中心轴线为中心，其特征在于包括：

-以纵向中心轴线为中心的主体，所述主体包括两个纵向端部，并由相对于纵向中心轴线的径向内表面和径向外表面界定；

-隔热套，包括：

· 完全覆盖所述主体的两个纵向端部的侧向覆盖部分；

· 沿着横向于纵向中心轴线的截面，完全覆盖所述主体的径向外表面的外部覆盖部分；

·沿着横向于纵向中心轴线的截面，完全覆盖所述主体的径向内表面的内部覆盖部分；

连接所述内部部分和外部部分的侧向部分；和

-防护套，其至少部分地覆盖所述隔热套，并且沿着横向于纵向中心轴线的截面包括：

· 径向外部保护部分，其至少部分地覆盖所述外部覆盖部分；和

· 径向内部保护部分，其至少部分地覆盖所述内部覆盖部分；

并且在于，所述隔热套具有多孔结构，其体积孔隙率大于或等于50％。

优选地，套圈是整体部件。

根据本发明，具有多孔结构的隔热套完全覆盖主体，以使其隔热，并且保护套至少部分地覆盖隔热套。实际上，所述保护套至少在所述隔热套的将与涡轮发动机的流体流接触的部分上覆盖所述隔热套。

在本发明的上下文中，所考虑的区域中包含的空白空间(孔隙，即连接在一起或不连接在一起的间隙孔隙)的比例以体积孔隙率表示。因此，区域(例如，隔热套)的体积孔隙率是该区域的孔隙体积与区域总体积(结构+孔隙，即固体结构)之间的比率。这可能是开放和/或封闭的孔隙。

分析孔隙率的方法有很多种。最常用的是显微断层扫描法、超声法和图像分析法。

显微断层扫描法是一种非破坏性的三维分析技术，可以提供X射线线性吸收系数分布的体积图像。可以获得材料中孔隙率的3D图，然后计算间隙的体积百分比。

超声法是一种无损检测技术，通过比较输入信号和输出信号之间的幅值差，可以在孔隙率强烈干扰超声波传播的情况下估计孔隙率。

图像分析法包括在例如使用光学显微镜或扫描电子显微镜获得的图像上列举孔隙率。

在本发明的上下文中，这需要多孔结构，即由固体材料和位于固体材料内部的一个或多个空腔(通常充满空气)形成的结构。多孔结构的示例如图7所示：这里有一个固体材料54的体积，空腔55分散在其中。空腔具有最小体积，该最小体积将允许多孔结构具有尽可能高的空气密度并且至少大于50％，从而提供主体的良好隔热。

根据第一替代方案，主体以及外部覆盖部分和内部覆盖部分均围绕纵向中心轴线24在360°上延伸。因此有一个环形套圈，如图5所示。

根据第二替代方案，主体以及外部覆盖部分和内部覆盖部分均围绕纵向中心轴线在小于360°的相同角扇区上延伸。因此，存在带有角段的套圈，如图6所示。有利地，根据该第二替代方案，主体具有两个相对的周向端部，并且所述隔热套还包括中间覆盖部分，所述中间覆盖部分连接所述外部覆盖部分和内部覆盖部分并且完全覆盖所述主体的每个相对的周向端部。优选地，保护套还包括中间保护部分，该中间保护部分连接径向外部保护部分和内部保护部分并且完全覆盖中间覆盖部分。

根据替代方案，保护套的径向外部保护部分和内部保护部分分别完全覆盖隔热套的外部覆盖部分和内部覆盖部分。优选地，保护套完全覆盖隔热套。

优选地，保护套具有小于5％的体积孔隙率。因此，保护套具有致密的结构，其几乎没有孔隙。套圈中该保护套的存在使得可以在粗糙度方面保持发动机可接受的表面状态，从而防止了风道和非风道空气回路中的过多负荷损失。

有利地，隔热套具有微孔结构，优选蜂窝微孔结构或晶格结构。

微孔结构包括由壁界定的多个空腔(单元)。单元可以具有各种形状，例如六边形，立方体等。

晶格结构是包括单个空腔的三维结构，其壁通过具有晶格形状的框架(例如，支柱)连接。

在一种情况下，微孔结构和晶格结构的孔隙率主要归因于单元，而在另一种情况下，归因于单个空腔。微孔结构和晶格结构的壁也可以是多孔的(例如通过粉末烧结制成)；优选地，这些壁致密，体积孔隙率小于5％，以确保多孔结构具有足够的机械阻力。

根据一种实施方式，主体、隔热套和保护套通过增材制造制成单件，以形成单块且整体的部件。

根据一种实施方式，套圈包括可磨耗材料条，该材料条通过直接在保护套中制造而集成到套圈中。

本发明的目的还提供一种涡轮发动机内壳，包括至少两个如上所述的，彼此轴向相邻布置的套圈。优选地，所述内壳的至少一个套圈用于支撑固定叶片。

最后，本发明的目的是提供一种配备有这种内壳的涡轮发动机。

根据一种实施方式，涡轮发动机包括动叶片，至少一个套圈包括可磨耗材料条，该材料条与动叶片成直线地添加到所述至少一个套圈上。

本发明具有许多优点。

本发明提出的解决方案使得在其所有面上对内壳的表皮进行完全隔热成为可能，并且无论是一方面在安装带有角段的套圈以形成环形套圈，还是在安装多个纵向相邻的套圈以形成内壳，以及另一方面在制造套圈的情况下，实施起来都很简单。

特别地，相对于现有技术优化了内壳的隔热，其表皮(即，其内壁，其外壁和其侧壁(对应于空气流的采样区域))是隔热的。特别地，尽管在仅将气隙设置成与定子成直线(且不与转子成直线)的配置中现有技术的带有气隙的解决方案无法实现使两个气隙之间的区域(其中热流通过传导流过的区域)隔热，但是在本发明的上下文中提出的解决方案使得这种隔热成为可能。

此外，虽然在根据现有技术的气隙隔热系统的情况下，在构成气隙的元件之间的交界处(例如定子与壳体内壁的交界处)的泄漏会产生对间隙变化具有高度不利影响的气流，但根据发明的内壳的这种泄漏的影响不再对间隙产生干扰。事实上，这些泄漏的不利影响是增加内壳的响应时间，由于隔热套是多孔的，这种影响不再存在，其影响是内壳的核心(即主体)与外部完全隔热；换句话说，内壳的表皮完全隔热。

最终，内壳获得了更好的隔热效果，从而减少了运行期间的间隙，从而降低了涡轮发动机的单位消耗。涡轮发动机的性能及其可操作性因此得以改善。

此外，内壳的隔热层的尺寸可以小于气隙解决方案产生的尺寸(例如，在整流器与壳体的内表皮为一体的配置中(图4))，这使得它更容易安装在涡轮发动机上。

附图说明

本发明的其他方面、目的、优点和特征，在阅读以下作为非限制性示例并参考附图给出的优选实施方式的详细描述时，应显得更好，其中：

图1示出了飞行器涡轮发动机的轴向截面的示意图；

图2是图1的高压压缩机的放大图；

图3和图4分别是图2的压缩机的定子的上游部分(图3)和下游部分(图4)的放大图，根据现有技术，其内壳采用气隙隔热；

图5是根据本发明的套圈的实施方式的横截面示意图；

图6是根据本发明的套圈的另一实施方式的横截面示意图；

图7以剖视图示出了用于隔热套的多孔结构的示例；

图8a和8b示出了晶格结构的示例；

图9示出了微孔结构的示例；

图10a是根据本发明的具有隔热内壳的压缩机定子的上游部分的视图；

图10b是图10a的多个部件的分解图；

图11a是根据本发明的具有隔热内壳的压缩机定子的下游部分的视图；

图11b是图11a的多个部件的分解图。

具体实施方式

首先参考图1，所示为旁路涡轮发动机类型的飞行器的涡轮发动机1。该涡轮发动机1沿箭头11所示气体的主要流动方向从上游到下游包括低压压缩机12、高压压缩机14、燃烧室16、高压涡轮18和低压涡轮20，这些元件限定了主气流22通过的主风道21。风扇28通过短舱30被整流，以产生通过辅管道31的次级流32。

图2是图1的高压压缩机14的总图。压缩机14包括中心转子26，其由一系列轴2驱动，并由一组流线形的模型(shape)3组成，该流线形的模型由环4组成，所述环并置并由与多个动叶片6级成直线的多个盘5隔开。定子7包围转子26，并包括外壳8和内壳10，内壳10由轴向并置的环形套圈40构成，转向转子1。内壳10用于限定主气流22在其中流动的气流的环形管道15，多个动叶片6级在其中延伸，用于引导气流的多个定叶片13级在其中延伸，这些定叶片级连接到环形套圈40，并与上述动叶片级交替。

图3和图4分别是图2示出的压缩机的定子的上游部分(图3)和下游部分(图4)的放大图，这些视图显示了根据现有技术通过气隙对内壳10的内壁进行隔热的解决方案。

在图3中，内壳10由环形套圈40组成，通过夹紧凸缘41的螺栓42连接在一起，螺栓终止在凸缘中。这些环形套圈40包括径向向内的突起43，这些突起通向管道15以用于空气流动，因此暴露在其温度下。

定叶片13的支撑环44使得可以将定叶片13附接至环形套圈40并形成气隙45。一层可磨耗材料46与转子6成直线地设置在套圈40上。

在图4中，内壳10包括环形套圈40，环形套圈40特别是由具有U形部分的分开的密封件37连接。元件8'，47连接到环形套圈40以形成气隙45。

可以观察到，现有技术的这些解决方案不允许内壳的最佳隔热(图3)和/或需要许多装配部件(图4)。

根据本发明，用更有效的系统取代了通过气隙获得的内壳的传统隔热系统。根据本发明，内壳100由多个环形部件400构成，这些环形部件400沿部件的纵向轴线24(与涡轮发动机的纵向轴线重合)轴向相邻布置。环形部件400可以是环形套圈50(如图5所示)，也可以是由两个或两个以上带有角段的套圈50周向组合而成。举例来说，在图6中，将两个具有180°角段的套圈按其周向组装，以形成环形套圈。

每个套圈都是一个部件，优选是整体式的，具有按区域变化的孔隙率。因此，套圈50包括主体51，主体51的表面被形成隔热套52的层完全覆盖，隔热套52具有多孔结构，其功能是使主体51隔热。因此，该隔热套52在主体51周围形成与外部环境热绝缘的多孔界面。

如图5和图6所示，显示了横向于套圈的纵向中心轴线24的截面图，隔热套52包括完全覆盖主体51的径向外表面的外部覆盖部分52a，以及完全覆盖主体51的径向内表面的内部覆盖部分52b。侧向覆盖部分(在该横截面视图中不可见)完全覆盖主体51的纵向两个端部并连接内部和外部部分。

套圈50还包括保护套53，其至少部分地覆盖隔热套。

如图5和6所示，保护套53包括覆盖外部覆盖部分52a的径向外部保护部分53a，以及覆盖内部覆盖部分52b的径向内部保护部分53b。保护套可以是沉积在隔热套上的涂层。

当套圈是具有角段的套圈时，如图6所示，套圈包括两个相对的周向端部49；隔热套52还包括中间覆盖部分52c，其完全覆盖主体51的两个周向端部49，并连接外部覆盖部分52a和内部覆盖部分52b。如图6所示，覆盖套53包括中间保护部分53c，其连接径向外部保护部分53a和内部保护部分53b，并且完全覆盖隔热套52的中间覆盖部分52c。

保护套53优选是致密的，具有最多5％的体积孔隙率(不包括极限)。

优选地，隔热套52位于靠近与空气的接口处，因此靠近套圈的表皮。

隔热套52必须在体积孔隙率、机械阻力和膨胀系数之间有良好的折衷。发明人已经观察到晶格结构和微孔结构能够提供所有这些功能。

因此，隔热套52可以具有晶格结构，即由开放的骨架或框架组成的刚性结构，其由连接构件形成，例如杆、梁或类似类型的连接构件，连接构件可以是直的或弯曲的，并且在三维空间中按照重复的图案接触、相交或重叠。重复图案例如可以是立方体、六边形、金字塔、球体等，然后晶格将由相互连接的立方体、相互连接的六边形、相互连接的金字塔、相互连接的球体等形成。

图8a和8b显示了可能的晶格结构的示例：具有立方体图案(图8a)和具有六边形图案(图8b)。

隔热套52还可以具有微孔结构，其中重复图案可以具有多边形形状，例如三角形、正方形、矩形、六边形等。图9示出了具有六边形单元的蜂窝结构的示例。这些单元形成空腔55，这些单元的壁54形成多孔结构的固体材料。

在热力学中，主体51的作用是向内壳的表皮提供热惯性，使其在管道中的热条件变化时反应更慢。在力学中，它的作用是在压力(特别是管道)和热力学力的作用下，保证内壳所有表皮的刚性，以确保低位移。

在热力学中，隔热套52的功能是将主体51与内壳的外表面热绝缘。因此，其孔隙率小于主体的孔隙率。优选地，主体具有致密结构，即具有很少或没有孔隙率，优选具有小于5％的体积孔隙率。

在力学中，隔热套52的作用是使套圈的各种元件成为整体，即内部(主体51)和外部(即，可由保护套53形成的表皮)。因此，它必须遵守某些刚度限制(过度变形将对间隙不利)。因此，隔热套52的类型和孔隙率范围的选择是热性能和机械性能之间的折衷。

隔热套52至少部分地通过保护套53与内壳的外表面(即表皮)物理分离，至少在隔热套的将与涡轮发动机的流体流接触的部分上。因此，该保护套53用作隔热套52和套圈外表面之间的物理屏障；优选地，该保护套53具有很少或没有孔隙率(优选小于5％的体积孔隙率)。实际上，多孔表面是粗糙的，这对空气动力学(和屈服)是不利的，特别是在与管道的接口方面，而且对于壳体空腔中的负载损失也是不利的，在压缩机的情况下，空气经常被用于向发动机和飞行器的其余部分进行取样(涡轮的冷却，飞行器机舱的增压等)。

保护套53的一部分可以通过可磨耗的表面朝向上叶片平台。

主体51、(完全覆盖主体表面的)隔热套52和(部分或全部覆盖隔热套的)保护套53可以制成一体，以获得单块和整体部件，其优点是避免装配步骤。这可以通过使用增材制造技术来实现。这使得用一种简单、更有效、安装更简单、所需部件数量更少、尺寸可能更小的解决方案来代替通过气隙对内壳表皮进行隔热的复杂解决方案成为可能。

增材制造技术使人们能够用耐磨材料制造具有复杂几何形状的三维部件，同时还可以建立孔隙区域，该区域经过优化，以寻求最佳的机械性能。制造技术是众所周知的，将不详细描述。它主要包括立体光刻、选择性激光烧结、熔丝沉积、激光熔融等方法。

选择性激光烧结是利用高功率激光烧结塑料、金属或陶瓷的小颗粒，直到获得要成形的三维部件。在本发明的范围内，将使用金属材料(金属或合金)或陶瓷材料。

熔丝沉积利用从固态材料到液态的临时过渡，一般是通过加热；通常使用挤压喷嘴将材料应用到所需位置。

根据本发明的套圈50的不同区域可以由与增材制造兼容的任何材料制成，该材料能够在相关区域提供足够的刚性并且与套圈的预期用途兼容(特别是在机械阻力和热方面)。因此，套圈的这些不同区域(主体、隔热套和保护套)可以由金属和/或陶瓷材料制成。例如，可以使用不锈钢、镍合金、钛合金等。这些区域可以由不同或相同的材料制成。

图10a和11a中示出了根据本发明对其表皮进行隔热的内壳的两个示例。如图10b和11b(图10a和11a的分解图)所示，环形部件(环形套圈50或带角段的套圈50)通过密封件37相互连接，或配备凸缘并通过螺栓42相互连接。套圈可以由单个部件(环形套圈，如图6所示)形成，或由多个带有周向连接角段的套圈组装而成(图7)。

在图10a和10b中，圆形可磨耗材料条46与动叶片6成直线地添加到套圈50上。该条带46可通过直接在保护套53中制造而添加到套圈上或集成到套圈中。

在图11a和11b中，在套圈50的整个内表面上的保护套53上添加了密封片48，以确保密封。

根据在图10a和10b中所示的附图标记为56的替代方案，保护套53可以部分覆盖隔热套52。当打算将隔热套52的未覆盖的表面用另一部件(这里是由用作定叶片13的附件的钩44)覆盖时，这是可能的，这使得隔热套52能够发挥主体51的隔热功能。

参考文件

[1]EP 1 059 420。

Claims (14)

1.一种用于涡轮发动机的内壳（100）套圈（50），所述套圈以纵向中心轴线（24）为中心，其特征在于，所述内壳套圈为具有不同区域的整体式部件，其中：

-第一区域形成以所述纵向中心轴线为中心的主体（51），所述主体包括两个纵向端部，并由相对于所述纵向中心轴线的径向内表面和径向外表面界定；

-第二区域形成隔热套（52），包括：

完全覆盖所述主体的纵向端部的侧向覆盖部分；

沿着横向于所述纵向中心轴线（24）的截面，完全覆盖所述主体的径向外表面的外部覆盖部分（52a）；

沿着横向于所述纵向中心轴线（24）的截面，完全覆盖所述主体的径向内表面的内部覆盖部分（52b）；

连接所述内部覆盖部分和外部覆盖部分的侧向覆盖部分；和

-第三区域形成保护套（53），其至少部分地覆盖所述隔热套（52），并且沿着横向于所述纵向中心轴线（24）的截面包括：

径向外部保护部分（53a），其至少部分地覆盖所述外部覆盖部分（52a）；和

径向内部保护部分（53b），其至少部分地覆盖所述内部覆盖部分（52b）；

并且，所述隔热套具有多孔结构，其体积孔隙率大于或等于50％。

2.根据权利要求1所述的套圈，其中所述主体（51）以及外部覆盖部分（52a）和内部覆盖部分（52b）均围绕所述纵向中心轴线（24）在360°上延伸。

3.根据权利要求1所述的套圈，其中所述主体以及外部覆盖部分（52a）和内部覆盖部分（52b）均围绕所述纵向中心轴线（24）在小于360°的相同角扇区上延伸。

4.根据权利要求3所述的套圈，其中所述主体（51）具有两个相对的周向端部（49），并且所述隔热套（52）还包括中间覆盖部分（52c），所述中间覆盖部分连接所述外部覆盖部分（52a）和内部覆盖部分（52b）并且完全覆盖所述主体的每个相对的周向端部。

5.根据权利要求4所述的套圈，其中所述保护套（53）还包括中间保护部分（53c），所述中间保护部分连接所述径向外部保护部分（53a）和内部保护部分（53b）并且完全覆盖所述中间覆盖部分（52c）。

6.根据权利要求1所述的套圈，其中所述保护套的径向外部保护部分（53a）和内部保护部分（53b）分别完全覆盖所述隔热套的外部覆盖部分（52a）和内部覆盖部分（52b）。

7.根据权利要求1所述的套圈，其中所述保护套的体积孔隙率小于5％。

8.根据权利要求1所述的套圈，其中所述隔热套（52）具有微孔结构。

9.根据权利要求1所述的套圈，其中所述隔热套（52）具有蜂窝微孔结构或晶格结构。

10.根据权利要求1所述的套圈，其中所述主体（51）、隔热套（52）和保护套（53）通过增材制造制成单件，以形成整体式部件。

11.根据权利要求1至10中任一项所述的套圈，其中所述套圈包括可磨耗材料条（46），所述材料条通过直接在所述保护套（53）中制造而集成到所述套圈中。

12.一种涡轮发动机内壳（100），其包括至少两个根据权利要求1至11中任一项所述的套圈，所述套圈在轴向上彼此相邻地布置。

13.一种涡轮发动机，其配备有根据权利要求12所述的内壳。

14.根据权利要求13所述的涡轮发动机，包括动叶片（6），并且其中至少一个套圈包括可磨耗材料条（46），所述材料条与所述动叶片（6）成直线地添加到所述至少一个套圈上。