CN113966432B - 具有带载荷传播的cmc喷嘴的涡轮机的涡轮 - Google Patents

Abstract

本发明涉及具有壳体和喷嘴(2)的涡轮(1)，包括，与壳体刚性地连接的金属外护罩(9)、金属内护罩(5)和形成在金属外护罩(9)和金属内护罩(5)之间延伸的环的CMC的多个喷嘴区段(20)，每个区段(20)包括支柱(6)、内平台(24)、外平台(26)以及至少一个叶片(28)，该叶片具有限定内凹部的中空轮廓，内平台(24)和外平台(26)中每个具有与内凹部连通的开口，并且支柱(6)穿过所述开口和内凹部，并且固定至壳体以及与喷嘴区段(20)连接。该支柱(6)包括至少一个紧固突出部，该紧固突出部具有在与该柱(6)的中心相反的方向上，并且在与径向方向(D_R)正交的平面中，从该支柱(6)的径向外端(6e)延伸的至少一部分。

Description

具有带载荷传播的CMC喷嘴的涡轮机的涡轮

技术领域

本发明涉及涡轮机，特别地涉及航空涡轮发动机或工业涡轮，其包括陶瓷基质复合材料或者具有至少部分陶瓷的基质(在下文中称为CMC材料)的喷嘴。

背景技术

本发明的应用领域特别地是航空燃气涡轮发动机的应用领域。然而，本发明可应用于其他涡轮机，例如工业涡轮。

涡轮机性能的改进以及它们污染排放的减少导致对越来越高的运转温度的设想。

因此，对于涡轮机的热部分的元件，已经提出了使用陶瓷基质复合材料，在下文中表示为CMC。

CMC材料通常由耐火纤维(例如，碳纤维或陶瓷纤维)的纤维增强形成，所述耐火纤维由陶瓷或至少部分陶瓷的基质致密化。

这些材料具有显著的热结构特性，即，使得它们能够构成结构元件的机械特性以及在高温下保持这些特性的能力。此外，CMC材料具有比传统地用于涡轮机的热部分的元件的金属材料低得多的密度。

因此，文献WO 2010/061140、WO 2010/116066和WO 2011/080443描述了CMC的涡轮机叶轮的叶片的制造，该涡轮机叶轮具有一体的平台和跟部件。特别地，在文献WO 2010/146288、FR 2 979 662和EP 2 443 318中也已经提出CMC材料用于涡轮喷嘴的用途。

传统的金属涡轮喷嘴具有环形形状，由组装在一起的几个区段构成该环形形状，每个区段包括内平台、外平台、以及在内平台与外平台之间延伸并且附接至它们的多个翼型。并排地设置的内平台形成内护罩，并排地设置的外平台形成外护罩。该内护罩和外护罩界定了喷嘴中的燃气流的流。

与金属喷嘴相比，引入喷嘴(例如，CMC的高压喷嘴)允许增加耐受的最大温度，并且因此减少所使用的冷却空气的量。这还允许提高该涡轮机的性能。

然而，CMC由于其与金属非常不同的特性而对某些机械应力更敏感。事实上，CMC具有较大的刚度和较低的膨胀。它在压缩方面表现更好，但其可允许的张力应力低于金属的张力应力。

此外，由于CMC和金属之间的差异热膨胀，CMC的一部分在金属环境中的一体化是易损的。这在涡轮机中，并且更特别地在涡轮机的高压部分中甚至是更易损的，因为环境非常热，这加剧了材料之间热膨胀系数的差异，高压喷嘴经受的气动学载荷在这个涡轮区域中也是非常高的。

CMC喷嘴是已知的，例如，涡轮喷嘴，其包括与壳体成一体的外支撑护罩、内支撑护罩和形成在外支撑护罩和内支撑护罩之间延伸的环的CMC的多个喷嘴区段。每个喷嘴区段被支撑在内支撑护罩和外支撑护罩上，并且包括内平台、外平台和至少一个翼型，该翼型在外平台和内平台之间延伸并且附接至它们。

然而，需要改进关于CMC喷嘴区段与内护罩的确定性保持(特别地，在传播气动载荷方面而言，在喷嘴区段的轴向保持方面)的已知解决方案。

此外，高压力差在径向方向和轴向方向上施加在喷嘴下方的壳体上。该壳体用于在转子和定子之间产生密封。该压力差是载荷的来源，如果它被施加在CMC上，考虑到材料的可允许性，该载荷将过高。

特别地，从文献FR3061928还已知的是如上所述的喷嘴，并且该喷嘴还包括在两个平台之间的叶片内部径向地延伸的加强支柱。

然而，这种类型的解决方案还经由支柱承受与喷嘴下方的压力差相关的载荷和CMC环上的气动载荷两者。

因此，需要改进该解决方案的CMC喷嘴的确定性保持。

发明内容

本发明寻求通过提出一种涡轮机的涡轮来减轻上述缺点和克服上述困难，该涡轮机的涡轮包括至少部分由CMC制成的涡轮喷嘴，该涡轮喷嘴的组件被简化，并且被适配成确定性地保持喷嘴区段，同时允许区段独立于接口的金属部件变形，并且同时确保令人满意的密封。

本发明的目的是提出一种涡轮机的涡轮，该涡轮机的涡轮包括壳体、限定轴向方向(D_A)和径向方向的环形喷嘴、与该壳体成一体的金属外支撑护罩、金属内支撑护罩。喷嘴包括陶瓷基质复合材料的多个喷嘴区段，其形成在外支撑护罩和内支撑护罩之间延伸的环。外支撑护罩限定轴向方向和径向方向。

此外，每个区段包括支柱、内平台、外平台以及至少一个翼型，该翼型在内平台与外平台之间径向地延伸，并且具有中空轮廓，该中空轮廓限定了在两个平台之间径向地延伸的内凹部。每个区段的内平台和外平台均具有与翼型的所述内凹部连通的开口。每个翼型的支柱一方面附接至所述壳体，另一方面与所述喷嘴区段连接。

根据本发明的总体特征，金属外护罩包括用于每个支柱的开口，并且对于每个区段，支柱穿过内平台和外平台的所述开口，所述内凹部和该金属外护罩的开口之一，并且包括至少一个紧固突出部，该紧固突出部具有至少一个部分，该至少一个部分从径向外端在与支柱的中心相反的方向上并且在其中，或者在与径向方向正交的平面上相切地的方向上延伸，所述至少一个紧固突出部与外支撑护罩的径向外面配合。

由此通过本发明在支柱和外支撑护罩之间实现的连接允许有力地增加由环形CMC喷嘴限定的流与该流径向外部的区域之间的密封，从而改进涡轮的性能。

这种具有改进的密封的连接还允许消除许多接口区域。

优选地，该支柱的所述至少一个紧固突出部包括在该支柱的整个圆周上，从该支柱的径向外端延伸的单个部分。

根据涡轮的第一实施例，外支撑护罩可以被制成单件，即，不被分成区段。这允许从外支撑护罩的外部径向地安装支柱，并且尽可能地限制在区段化护罩的情况下将存在的泄漏。

根据涡轮的第二实施例，每个翼型的支柱的所述至少一个紧固突出部可以在平面中延伸，并且外支撑护罩的径向外面可以包括用于接收每个翼型的紧固突出部的小平面，每个小平面是平的，即，在仅由两个非圆形方向限定的平面中延伸。

为翼型中的每个所制造的小平面允许支柱与护罩之间具有平面/平面接触，从而改进这两个元件之间的密封，并且方便支柱的定位。该护罩被机加工成具有与翼型一样多的“小平面”，并且因此具有与支柱一样多的“小平面”。

根据第三实施例，支柱是中空的。

因此，支柱允许将空腔中空气径向地带入内护罩内部，以便将其加压，并且因此避免在该喷嘴区段的内平台与外平台之间延伸的流中循环的空气被重新引入该流的外部，并且因此降低了性能，并且增加了部件过热的风险。

根据涡轮的第四实施例，外支撑护罩可以包括在轴向方向上的上游端和下游端，以及在径向方向上从外护罩的上游端或下游端之一在外支撑护罩的整个圆周上延伸的肩部，并且每个翼型的支柱可以包括相对于外支撑护罩的支柱的防旋转支撑件，该防旋转支撑件在轴向方向上从支柱的径向外端突出，直到其在轴向方向上被支撑抵靠外支撑护罩的肩部。

支柱在外支撑护罩的肩部上的支撑允许保持支柱，并且因此保持翼型，防止绕径向轴线的任何旋转。

根据该涡轮的第五实施例，对于每个支柱，外支撑护罩还可以包括从所述径向外面径向地突出的定心销，并且每个支柱的紧固突出部可以包括定心开口，该定心开口被构造成与相关联的定心销配合。

外支撑护罩上的定心销和设置在支柱上的定心开口(例如，在从支柱的径向外端延伸的定心突出部上或者直接地设置在紧固突出部中的一个或紧固突出部上)允许提供第一防旋转点。

优选地，相对于意图穿过由环形CMC喷嘴所限定的流的燃气流方向，定心销设置在外支撑护罩的下游部分上。

根据涡轮的第六实施例，对于每个支柱，外支撑护罩可以包括螺钉，并且每个支柱的紧固突出部可包括螺纹开口，每个螺纹开口被构造成与相关联的螺钉配合。

支柱可以包括在轴向方向上突出的至少一个部分，该部分与翼型连接以将翼型保持在合适的位置。

优选地，对于每个区段，螺钉被布置在支柱的下游，并且该定心销被布置在支柱的上游。

优选地，在紧固突出部中所设置的凸耳中制成螺纹开口。

本发明的目的还在于一种包括上述涡轮的涡轮机。

本发明的目的还在于一种包括至少一个上述涡轮机的飞行器。

附图说明

图1是根据本发明的一个实施例的涡轮的区段的示意性剖视图。

图2是图1的涡轮的外支撑护罩和支柱的组装示意图。

图3示出了图1的涡轮的外支撑护罩和支柱的分解示意图。

具体实施方式

图1中示例了根据本发明的一个实施例的涡轮的区段的示意性剖视图。

涡轮机(例如，航空涡轮发动机)的高压涡轮1(如图1中部分地示出的)包括多个固定的喷嘴2，这些喷嘴在涡轮1中燃气流F的流动方向(由图1中的箭头指示)上与叶轮交替，并且被组装在涡轮壳体中。

每个叶轮包括多个叶片，这些叶片具有内护罩，以及从该内护罩延伸并且连接到其上的至少一个翼型。在该内护罩的内部上，该叶片延续有接合在圆盘的凹部中的根部。在外部上，叶片的顶端面向由环承载的可磨损材料，以在叶片的顶端处提供密封。

在整个本文本中，参照相对于涡轮1的旋转轴线的位置或取向，使用术语“内的”或“内部的”以及“外的”或“外部的”，该位置或取向限定了涡轮1的轴向方向D_A。

叶轮的叶片可以是传统的金属叶片或者例如，如文献WO 2010/061140、WO 2010/116066、WO 2011/080443中所描述的获得的CNC材料的叶片。

通过组合CMC材料的几个环形喷嘴区段20以形成完整的环，而形成涡轮1的至少一个喷嘴2。箭头D_A表示喷嘴2的轴向，而箭头D_R表示喷嘴2的径向，并且标记D_C表示周向。

喷嘴2的每个喷嘴区段20包括内平台24、外平台26以及在内平台24与外平台26之间延伸并且附接至它们的翼型28。作为变体，几个翼型可以在相同的喷嘴区段的内平台与外平台之间延伸。一旦与涡轮1的壳体组装，区段形成单个喷嘴环2，该喷嘴环具有通过并排地设置区段20的内平台24而形成的内护罩和通过并排地设置区段20的外平台26而形成的外护罩。

内护罩和外护罩在它们之间形成流体流动的流45，在涡轮1的运转期间，燃气流F在该流体流动的流内流动。

在本文中，参照流45中的燃气流F的流动方向(由箭头表示)，使用术语“上游”和“下游”。

内平台24每个具有旨在与燃气流F接触的外表面24e，并且因此被径向地布置成面向形成外护罩的外平台26。内平台24还具有面向涡轮1的旋转轴线布置的内表面24i。

每个外平台26都具有外表面26e，该外表面被布置成面向壳体，并且由径向地向外定向的外平台26的第二部分262的表面形成。外平台26还具有外表面26i，该外表面旨在与燃气流F相接触，并且因此被布置成径向地面向形成内护罩的内平台24，并且面向涡轮1的旋转轴线。

喷嘴2被保持在金属内护罩5与金属外护罩9之间，环在它们之间延伸，由喷嘴2的这些环区段20的组装形成该环。金属外护罩9与壳体成一体，并且在径向方向D_R上具有内表面91和外表面92。

如图1中所示例的，每个翼型28具有中空轮廓，该中空轮廓具有在翼型28的整个高度上，即，在环形区段20的内平台24与外平台26之间延伸的内凹部280。每个喷嘴区段20的内平台24包括开口245，该开口的形状对应于内平台24在其中延伸的平面中的内凹部280的截面。同样地，每个喷嘴区段20的外平台26包括开口265，该开口的形状对应于内平台26在其中延伸的平面中的内凹部280的截面。内平台24和外平台26的开口245和265设置在翼型28的内凹部280的延续部中。

翼型28的内凹部280以及内平台24和外平台26的开口245和265可以连接到冷却系统，该冷却系统将冷却空气流从壳体递送到翼型28以及内平台24和外平台26中。

如图2和3所示例，其示出了该图的涡轮1的外支撑护罩9和支柱6的两个示意图，对于每个喷嘴区段20，涡轮1还包括在径向方向D_R上延伸的支柱6。在图2中，金属外护罩9和支柱6被组装，并且在图3中，金属外护罩9和支柱6被分解。

如图所示，支柱6包括：支柱头部61，其被支撑在金属外护罩9的外表面92上；以及柱杆62，其在径向方向D_R从头部61向内部突出，并且被构造成穿过金属外护罩9，翼型28的内凹部280以及内平台24和外平台26的开口245和265与翼型28的内凹部280对准。

换而言之，支柱6包括第一径向内端6i和第二径向外端6e，在支柱6的第一端6i和第二端6e之间基本上在径向方向D_R上延伸的主体62，以及在与径向方向D_R正交的平面中从支柱6的第二端6e突出的支柱头部61。支柱头部61形成在与径向方向D_R正交的平面中延伸的平面支撑件。

支柱6是中空的，以将空腔中空气径向地带入内护罩中，以便将其加压，并且因此避免在该喷嘴区段的内平台与外平台之间延伸的流中循环的空气被重新引入该流的外部，并且因此降低了性能，并且增加了部件过热的风险。因此，支柱6包括在支柱6的第一端6i与第二端6e之间在径向方向D_R上延伸的内凹部60。

金属外护罩9包括开口90和平的小平面93，该开口90用于接收为支柱6穿过它们而形成的支柱6，该的小平面93每个用于接收支撑支柱头部61。

金属外护罩9包括在轴向方向D_A上的上游端94和下游端95。在其下游端95，金属外护罩9包括在径向方向D_R上在金属外护罩9的整个圆周上延伸的肩部96。对于每个翼型28，并且因此对于每个支柱6，金属外护罩9还包括定心销97，该定心销被插入到设置在金属外护罩9中的开口98中。当定心销97插入到开口98中时，销97从金属外护罩9的径向外表面92在径向方向D_R突出。在该实施例中，定心销97布置在金属外护罩9的下游部分上，即，在金属外护罩9的下游端95附近，在肩部96与上游端94之间。

金属外护罩9的下游端95在下游方向上形成用于将金属外护罩9附接到壳体上的开放钩。

支柱头部61包括在圆周方向D_C上延伸的防旋转支撑件64，该防旋转支撑件在轴向方向D_A上抵靠金属外护罩9的肩部96被支撑，以保持支柱6以及因此保持翼型28，支柱6与该翼型28配合以防止绕径向轴线的任何旋转。每个支柱6还包括定心开口65，该定心开口被形成为与金属外护罩9的定心销97之一配合。

在所示实施例中，对于每个支柱6，金属外护罩9还包括在上游部分上的螺纹开口99，并且每个支柱6包括上游附接开口66，该上游附接开口66构造成当支柱6安装在金属外护罩9上时，自身叠置在金属外护罩9的螺纹开口99上。金属外护罩9包括螺钉990，每个螺钉穿过支柱6的上游附接开口66以及螺纹开口，用于将支柱6附接至金属外护罩9。螺钉990与保持在径向位置的装置相关联，以将支柱6的一部分保持在金属外护罩9的上游部分上。

为了保持翼型28在适当的位置，支柱6还包括在横向于径向方向D_R的平面中延伸的两个突出部63。在图1至图3所示例的实施例中，第一突出部63在第一径向位置处形成第一支撑件，并且第二突出部63在第二径向位置处形成第二支撑件。第一径向位置布置在第二径向位置的内部，即，在涡轮1的旋转中心与第二径向位置之间。

第一支撑件和第二支撑件形成基本上在轴向方向D_A上在支柱6的一部分上延伸的两个支撑部，旨在位于翼型28的内凹部280中。支柱6的这两个突出部63中每个形成隆起部，该隆起部的至少一部分与翼型28相接触，以将翼型28保持在适当的位置。

此外，内支撑护罩5包括被构造成接收支柱6的开口。支柱6允许提供CMC喷嘴区段20的向上附接装置，即，附接至壳体，同时，由于支柱6穿过喷嘴区段，而使弯曲长度大致减小一半，由此最小化弯曲力矩。因此，每个喷嘴区段20被确定性地保持，即，以避免喷嘴区段20振动，并且控制其定位，这同时仍然允许喷嘴区段20在温度和压力等影响下独立于接口的金属部件而变形。

在每个喷嘴区段包括几个翼型的情况下，涡轮将至多包括用于每个喷嘴区段的对应数量的支柱。

在变体中，支柱头部61可以包括从支柱6的第二端6e延伸的多个突出部，它们中的一些包括用于保持支柱6或使支柱6居中的元件中的至少一个。

根据本发明的涡轮机的涡轮包括至少部分地由CMC制成的涡轮喷嘴，该涡轮喷嘴的组件被简化，并且被适配成确定性地保持其喷嘴区段，同时允许该区段独立于接口的金属部件变形，并且同时改进支柱与金属外护罩之间的密封。

Claims (11)

1.一种涡轮机的涡轮，包括壳体、限定轴向方向和径向方向的环形喷嘴、连接壳体的金属的外支撑护罩和金属的内支撑护罩，喷嘴包括陶瓷基质复合材料的多个喷嘴区段，所述多个喷嘴区段形成在外支撑护罩与内支撑护罩之间延伸的环，

每个区段包括支柱、内平台、外平台以及至少一个翼型，所述翼型在内平台与外平台之间径向地延伸，并且具有中空轮廓，该中空轮廓限定径向地延伸的内凹部，内平台和外平台每个都具有与翼型的所述内凹部连通的开口，

其特征在于，金属外护罩包括用于每个支柱的开口，并且对于每个区段，所述支柱穿过内平台和外平台的所述开口，穿过所述内凹部和穿过金属外护罩的开口中的一个，并且包括用于紧固到外支撑护罩的至少一个突出部，所述突出部具有至少一个部分，所述至少一个部分从支柱的径向外端在背离支柱的中心的方向上和在与径向方向正交的平面中延伸，所述至少一个紧固突出部与外支撑护罩的径向外部面配合。

2.根据权利要求1所述的涡轮，其中，所述外支撑护罩是单件。

3.根据权利要求1所述的涡轮，其中，每个翼型的支柱的至少一个所述紧固突出部在平面中延伸，并且所述外支撑护罩的径向外面包括用于接收每个翼型的紧固突出部的小平面，每个小平面是平的。

4.根据权利要求1所述的涡轮，其中，所述支柱是中空的。

5.根据权利要求1所述的涡轮，其中，所述外支撑护罩在轴向方向上包括上游端和下游端，以及肩部，所述肩部在外支撑护罩的上游端或下游端之一处，在外支撑护罩的整个圆周上在径向方向上延伸，并且每个翼型的支柱包括相对于外支撑护罩的支柱的防旋转支撑件，所述防旋转支撑件在轴向方向上从支柱的径向外端突出，直到其在轴向方向上被支撑抵靠外支撑护罩的肩部。

6.根据权利要求1所述的涡轮，其中，对于每个支柱，外支撑护罩还包括从所述径向外面径向地突出的定心销，并且每个支柱的紧固突出部包括被构造成与相关联的定心销配合的定心开口。

7.根据权利要求1所述的涡轮，其中，对于每个支柱，外支撑护罩包括螺钉，并且每个支柱的紧固突出部包括螺纹开口，每个螺纹开口被构造为与相关联的螺钉配合。

8.根据权利要求6所述的涡轮，其中，对于每个支柱，外支撑护罩包括螺钉，并且每个支柱的紧固突出部包括螺纹开口，每个螺纹开口被构造为与相关联的螺钉配合，以及其中，对于每个区段，螺钉被布置在支柱的下游，并且定心销被布置在支柱的上游。

9.根据权利要求7所述的涡轮，其中，在设置于紧固突出部中的凸耳中制成螺纹开口。

10.一种涡轮机，包括根据权利要求1至9中任一项所述的涡轮。

11.一种飞行器，包括根据权利要求10所述的至少一个涡轮机。

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