CN114439554A - 用于燃气涡轮发动机的制造的cmc喷嘴组件 - Google Patents

用于燃气涡轮发动机的制造的cmc喷嘴组件 Download PDF

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CN114439554A CN202111265763.5A CN202111265763A CN114439554A CN 114439554 A CN114439554 A CN 114439554A CN 202111265763 A CN202111265763 A CN 202111265763A CN 114439554 A CN114439554 A CN 114439554A
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亚历山大·马丁·塞纳
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Abstract

用于燃气涡轮发动机(10)的喷嘴段组件(100)，喷嘴段组件(100)包括外带(110)、内带(160)以及外带(110)和内带(160)之间的至少一个翼型件本体(200)。翼型件本体(200)包括：外端(220)，其延伸通过外带(110)并具有与外带(110)接合的外端加强壁部分(224)；以及内端(240)，其延伸通过内带(160)并具有与内带(160)接合的内端加强壁部分(244)。外端加强壁部分(224)和内端加强壁部分(244)的厚度均大于翼型件本体(200)的中心壁部分(208)的厚度，以减小翼型件本体(200)中的应力。外带(110)、内带(160)和翼型件本体(200)是陶瓷基复合物(CMC)材料。将翼型件本体(200)直接安装到喷嘴(50)的内吊架(350)和外吊架(300)进一步降低了应力。

Description

用于燃气涡轮发动机的制造的CMC喷嘴组件
技术领域
本说明书大体涉及用于燃气涡轮发动机的喷嘴组件，特别涉及包括陶瓷基复合物(CMC)部件和用于将CMC部件彼此接合并接合到金属部件的架构的翼型件组件。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机包括核心，该核心以串行流动关系具有高压压缩机、燃烧器和高压涡轮(HPT)。核心发动机可操作以生成主要气流。高压涡轮包括静止轮叶或喷嘴的环形阵列(“排”)，其将离开燃烧器的气体引导到旋转叶片或动叶中。一排喷嘴和一排叶片共同构成“级”。通常，两个或更多个级用于串行流动关系。这些部件在极高温度环境中操作，并且可通过气流冷却以确保足够的使用寿命。
HPT喷嘴通常被构造为在环形内带和外带之间延伸的翼型件形轮叶阵列，其限定通过喷嘴的主要流动路径。由于燃气涡轮发动机内的操作温度，使用具有低热膨胀系数的材料。例如，为了在这种不利的温度和压力条件下有效操作，可以使用陶瓷基复合物(CMC)材料。这些低热膨胀系数的材料比类似的金属零件具有更高的温度能力，因此，当在更高的操作温度下操作时，发动机能够以更高的发动机效率操作。然而，此类CMC材料具有在CMC的设计和应用期间必须考虑的机械特性。与金属材料相比，CMC材料具有相对较低的拉伸延展性或较低的失效应变。此外，CMC材料的热膨胀系数与用作CMC型材料的约束支撑件或吊架的金属合金显著不同。因此，如果CMC部件在操作期间在一个表面上被约束并冷却，则可能会产生应力集中，从而导致段的寿命缩短。
迄今为止，由CMC材料形成的喷嘴经历了超出CMC材料能力的局部应力，导致喷嘴的寿命缩短。已经发现应力是由于施加到喷嘴和相关联的附接特征的力矩应力、不同材料类型的零件之间的不同热生长、以及喷嘴和相关联的附接特征之间的接合部(interface)处的集中路径中的负载造成的。
发明内容
CMC喷嘴部件的制造已被证明是昂贵的，这可能部分是由于难以铺设和紧凑的复杂几何形状，导致高接触时间和低产量。更简单的预制件设计可以缓解这个问题；然而，必须保留喷嘴的复杂几何形状。对此的一种解决方案是分别形成翼型件本体和带部分(例如，外带和内带)，并且然后在结合操作中将翼型件本体和带部分接合以形成翼型件组件。当翼型件本体、外带和内带分别形成并组装在一起以形成翼型件组件时，翼型件本体和外带之间以及翼型件本体和内带之间的接合部成为主要的负载承载特征，以保持翼型件组件的配合和功能。在喷嘴的操作期间，翼型件本体与外带和内带之间的接合部处的局部应力会超过CMC材料的应力能力，这可能导致翼型件组件的寿命缩短。因此，对翼型件组件和喷嘴段组件的设计存在持续需求，以最小化与外带和内带的接合部处的翼型件本体上的局部应力并提高翼型件组件的寿命。
本公开通过提供一种具有外带、内带以及一个或多个翼型件本体的翼型件组件来满足这些需求，其中每个翼型件本体包括外端加强壁部分、内端加强壁部分或两者。外端加强壁部分和内端加强壁部分可以分别定位在翼型件本体与外带和内带的接合部处，并且与翼型件本体的其余部分相比，可以各自具有更大厚度或壁厚度。外端加强壁部分和内端加强壁部分的更大厚度可降低翼型件本体与外带和内带之间的接合部处的应力，并可通过将应力集中转移远离接合部来防止在接合部处形成裂纹。
翼型件本体的外端和内端从外带和内带的突出可以使翼型件本体能够通过与外吊架和内吊架的接合而直接安装到涡轮结构构件。在操作期间，大部分应力由翼型件本体承担。因此，与通过外带和内带分别与外吊架和内吊架的接合将翼型件组件安装到涡轮结构构件相比，将翼型件本体直接安装到内吊架和外吊架可以进一步减少翼型件本体与外带和内带之间的接合部处的局部应力。
根据本文公开的一个或多个方面，一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴段组件，该喷嘴段组件包括翼型件组件，翼型件组件具有外带、内带以及在外带和内带之间延伸的至少一个翼型件本体。至少一个翼型件本体可以包括延伸通过外带并且具有从至少一个翼型件本体的外表面突出以与外带接合的外端加强壁部分的外端。至少一个翼型件本体还可以包括延伸通过内带并且具有从至少一个翼型件本体的外表面突出以与内带接合的内端加强壁部分的内端。外端加强壁部分的厚度和内端加强壁部分的厚度可均大于至少一个翼型件本体的中心壁部分的厚度。外带、内带和至少一个翼型件本体可包括陶瓷基复合物(CMC)材料。
根据本文公开的一个或多个附加方面，一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴段组件，该喷嘴段组件可包括内吊架、外吊架和翼型件组件。翼型件组件可以包括：外带，其包括径向向外面向的表面；内带，其包括径向向内面向的表面；以及至少一个翼型件本体，其在外带和内带之间延伸。至少一个翼型件本体可以包括延伸通过外带并从外带的径向向外面向的表面向外突出的外端。所述至少一个翼型件本体还可以包括延伸通过内带并从内带的径向向内面向的表面径向向内突出的内端。外吊架可从外带径向向外设置，并且内吊架可从内带径向向内设置。至少一个翼型件本体的外端可以与外吊架接合并且至少一个翼型件本体的内端可以与内吊架接合，以定位和约束翼型件组件。外带、内带和至少一个翼型件本体可包括陶瓷基复合物(CMC)材料。
应当理解，前面的一般描述和下面的详细描述都描述了各种实施例，并且旨在提供用于理解要求保护的主题的性质和特性的概述或框架。
附图说明
附图被包括以提供各种实施例的进一步理解，并且被并入并构成本说明书的一部分。附图示出了本文描述的各种实施例，并且与描述一起用于解释要求保护的主题的原理和操作。
图1示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的燃气涡轮发动机；
图2示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图1的燃气涡轮发动机的喷嘴环；
图3示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图2的喷嘴环的翼型件组件的立体图；
图4示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图2的喷嘴环的翼型件组件的另一个实施例的立体图；
图5示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图2的喷嘴环的喷嘴段组件的分解立体图；
图6A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的一部分的横截面视图；
图6B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的具有穿过喷嘴段组件的翼型件本体的支柱的图5的喷嘴段组件的一部分的横截面视图；
图7A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件本体与外带之间的接合部的一部分的横截面视图；
图7B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件本体与内带之间的接合部的一部分的横截面视图；
图8A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件本体与外带之间的接合部的另一个实施例的一部分的横截面视图；
图8B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件本体与内带之间的接合部的另一个实施例的一部分的横截面视图；
图9A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件本体的顶视图；
图9B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件本体的另一个实施例的顶视图；
图10A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的实施例的立体横截面视图；
图10B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图10A的喷嘴段组件的实施例的顶部横截面视图；
图11A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的另一个实施例的立体横截面视图；
图11B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图11A的喷嘴段组件的实施例的顶部横截面视图；
图11C示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的沿图11B中的参考平面11C-11C截取的图11B的喷嘴段组件的实施例的侧面横截面视图；
图12A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的又一实施例的立体横截面视图；
图12B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图12A的喷嘴段组件的实施例的顶部横截面视图；
图13A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的又一实施例的立体横截面视图；
图13B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图13A的喷嘴段组件的实施例的顶部横截面视图；
图13C示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的沿图13B中的参考平面13C-13C截取的图13B的喷嘴段组件的实施例的侧面横截面视图；
图14A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的又一实施例的立体横截面视图；
图14B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图14A的喷嘴段组件的实施例的顶部横截面视图；
图14C示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的沿图14B中的参考平面14C-14C截取的图14B的喷嘴段组件的实施例的侧面横截面视图；
图15A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的又一实施例的立体横截面视图；
图15B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图15A的喷嘴段组件的实施例的顶部横截面视图；
图15C示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的沿图15B中的参考平面15C-15C截取的图15B的喷嘴段组件的实施例的侧面横截面视图；
图16A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的又一实施例的立体横截面视图；
图16B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图16A的喷嘴段组件的实施例的顶部横截面视图；
图17示意性地描绘了示出根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件组件的径向安装的侧面立体图；
图18A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图5的喷嘴段组件的翼型件组件的另一个实施例，其中翼型件本体与外带和内带分离；
图18B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图18A的翼型件组件的分解立体图；
图19A示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图18A的翼型件组件的外带的立体图；和
图19B示意性地描绘了根据本文示出和描述的实施例的图19A的外带的另一个立体图。
附图并非旨在是比例图，并且为了说明的目的，附图中的某些尺寸和比例可能被夸大。
具体实施方式
现在将详细参考根据本公开的用于燃气涡轮发动机的喷嘴环的喷嘴段组件的实施例。只要可能，在整个附图和详细描述中将使用相同的附图标记来指代相同或相似的部分。参考图5和6A，示意性地描绘了用于燃气涡轮发动机的喷嘴环的喷嘴段组件100的实施例。喷嘴段组件100可以包括翼型件组件102，翼型件组件102具有：外带110，其具有径向向外面向的表面112；内带160，其具有径向向内面向的表面164；以及至少一个翼型件本体200，其在外带110和内带160之间延伸。至少一个翼型件本体200可以包括外端220，外端220延伸通过外带110并且具有从翼型件本体200的外表面202突出以与外带110接合的外端加强壁部分224。翼型件本体200还可以包括内端240，内端240延伸通过内带160并具有从翼型件本体200的外表面202突出以与内带160接合的内端加强壁部分244。外端加强壁部分224的厚度和内端加强壁部分244的厚度可均大于翼型件本体200的中心壁部分208的厚度。外带110、内带160和翼型件本体200可由陶瓷基复合物(CMC)材料制成。加强壁部分可以减少翼型件本体200与外带110和内带160之间的接合部223、243处的局部应力，这可以增加由CMC材料制成的翼型件本体200的应力容量并且可以改善中空翼型件本体200的使用寿命。
喷嘴段组件100可另外包括外吊架300和内吊架350，它们中的每一个可包括一个或多个安装特征310。安装特征310可以使得能够将翼型件本体200直接安装到外吊架300和内吊架350。与将外带110和内带160分别联接到外吊架300和内吊架350，并且然后通过与外带110的接合部223、与内带160的接合部243或两者在发动机和翼型件本体200之间传递力相比，将翼型件本体200直接安装到外吊架300和内吊架350可以进一步减少翼型件本体200中的局部应力。对于正在考虑包含在本公开中的信息的本领域普通技术人员而言，其他益处可能是显而易见的。
除非另有明确说明，否则本文中阐述的任何方法绝不旨在被解释为要求其步骤以特定顺序进行，也绝不意味着任何设备都需要特定取向。因此，如果方法权利要求实际上没有叙述其步骤所遵循的顺序，或者任何设备权利要求实际上没有叙述单个部件的顺序或取向，或者在权利要求或说明书中没有另外具体说明步骤仅限于特定顺序，或者没有叙述设备部件的特定顺序或取向，则决不打算在任何方面推断出顺序或取向。这适用于任何可能的非明确解释基础，包括：与步骤布置、操作流程、部件顺序或部件取向有关的逻辑问题；源自语法组织或标点符号的简单含义；以及说明书中描述的实施例的数量或类型。
如本文所用的方向术语(例如上、下、右、左、前、后、顶部、底部)仅参考所绘制的图和随其提供的坐标轴而做出，并不旨在暗示绝对取向。
如本文所用，除非上下文另有明确规定，否则单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数指代。因此，例如，对“一”部件的引用包括具有两个或更多个此类部件的方面，除非上下文另有明确指示。
除非另有限制，否则术语“连接”、“联接”和“安装”及其变体在本文中被广泛使用并且包括直接和间接连接、联接和安装。此外，术语“连接”和“联接”及其变体不限于物理或机械连接或联接。当用作名词时，术语“安装”可以指可操作以在组件内定位和/或约束一个或多个部件的结构。
如本文所用，术语“轴向”或“轴向地”是指沿发动机的纵向轴线的尺寸。与“轴向”或“轴向地”结合使用的术语“前”是指在朝向发动机入口的方向上移动，或者与另一部件相比部件相对更靠近发动机入口。与“轴向”或“轴向地”结合使用的术语“后”是指在朝向发动机后部的方向上移动。
如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线(即，图1中的发动机10的中心轴线A)和外发动机圆周之间延伸的尺寸。术语“向内”可以指径向朝向发动机10的中心轴线A(图1)的方向，其是图中圆柱坐标轴的-r方向上的方向。术语“向外”可以指径向远离发动机10的中心轴线A的方向，其是图中圆柱坐标轴的+r方向上的方向。
如本文所用，术语“成角度的”或“成角度地”是指沿着以发动机10(图1)的中心轴线A(即，纵向轴线或中心线)为中心并且以增加或减少角度为特征的圆的圆周延伸的尺寸。如本文所用，术语“切向的”可指沿着与以发动机的中心轴线A为中心的圆的圆周相切的线延伸并穿过喷嘴段组件的一部分的尺寸。在由单个喷嘴段组件100表示的角宽度上，切向方向和角方向之间的差异可能很小，使得“切向的”和“成角度的”在描述单个喷嘴段组件100或翼型件组件102的上下文中可以互换使用。
下面的描述参考附图，其中，在没有相反表示的情况下，不同附图中的相同数字表示相似的元件。
图1是示例性燃气涡轮发动机10的示意图。发动机10包括低压压缩机12、高压压缩机14和燃烧器组件16。发动机10还包括以串行轴向流动关系布置在相应的转子22和24上的高压涡轮18和低压涡轮20。压缩机12和涡轮20可以通过第一轴26联接，而压缩机14和涡轮18可以通过第二轴28联接。
在操作期间，空气沿着发动机10的中心轴线A流动，并且压缩空气被供应到高压压缩机14。高度压缩空气被输送到燃烧器16。来自燃烧器16的排气流(图1中未示出)驱动涡轮18和20，并且涡轮20通过轴26驱动风扇或低压压缩机12。燃气涡轮发动机10还包括风扇或低压压缩机容纳壳40。
图2是根据本公开的示例实施例的喷嘴环50的立体图。在示例性实施例中，喷嘴环50可位于高压涡轮18和/或低压涡轮20(图1中所示)内。喷嘴环50由一个或多个喷嘴段组件100形成。喷嘴段组件100引导燃烧气体向下游通过从支撑转子22或24(图1中所示)径向向外延伸的后续转子叶片排(未示出)。喷嘴环50和限定喷嘴环50的多个喷嘴段组件100有助于通过转子22或24(图1中所示)提取能量。此外，喷嘴环50可用于高压压缩机14，其可为高压或低压压缩机。
喷嘴环50由多个喷嘴段组件100形成。每个喷嘴段组件100可包括至少一个翼型件组件102、外吊架300和内吊架350。在实施例中，外吊架300、内吊架或两者可以是连续环。在一些实施例中，喷嘴环50可以包括用于多个喷嘴段组件100中的每一个的外吊架300，并且多个喷嘴段组件100的多个外吊架300可以协作以形成喷嘴环50的外环52。类似地，在实施例中，喷嘴环50可以包括用于每个喷嘴段组件100的内吊架350，并且多个喷嘴段组件100的多个内吊架350可以协作以形成喷嘴环50的内环54。外环52和内环54绕燃气涡轮发动机10的中心轴线A周向延伸360度。多个翼型件组件102可以径向设置在外环52的外吊架300和内环54的内吊架350之间。
参考图3，示意性地描绘了根据本公开的翼型件组件102的立体图。翼型件组件102可以包括：外带110，其具有径向向外面向的表面112；内带160，其具有径向向内面向的表面164；以及至少一个翼型件本体200，其在外带110和内带160之间延伸。翼型件组件102可以包括一个或多个翼型件本体200，例如1个、2个、3个、4个或多于4个翼型件本体200。参考图2，在一些实施例中，多个翼型件组件102中的每一个可以是包括在外带110和内带160之间延伸的单个翼型件本体200的单体。如图3所示，在实施例中，多个翼型件组件102中的每一个可以是包括在外带110和内带160之间延伸的2个翼型件本体200的双联体。参考图4，在实施例中，多个翼型件组件102中的每一个可以是包括在外带110和内带160之间延伸的3个翼型件本体200的三联体。尽管图中未示出，但在实施例中，每个翼型件组件102可包括4个或多于4个翼型件本体200。本文将在具有两个翼型件本体200的翼型件组件102的上下文中描述本公开的各种特征，然而，应当理解的是，在不偏离本公开的范围的情况下，翼型件组件102可以具有多于或少于两个翼型件本体200。
再次参考图3，外带110、内带160和至少一个翼型件本体200可以包括具有低热膨胀系数的材料。在实施例中，外带110、内带160和至少一个翼型件本体200可以包括陶瓷基复合物(CMC)材料。也可以考虑具有低热膨胀系数的其他材料。
现在参考图5，示意性地描绘了喷嘴段组件100的分解图。外带110可以包括：径向向外面向的表面112；径向向内面向的表面114；以及一个或多个开口116，其从径向向外面向的表面112延伸通过外带110的厚度到径向向内面向的表面114。径向向外面向的表面112可以是外带110的远离发动机10的中心轴线A(图2)径向向外(即，在图5中的圆柱坐标轴的+r方向上)面向的表面。径向向内面向的表面114可以是外带110的朝向发动机10的中心轴线A径向向内(即，在图5的圆柱坐标轴的-r方向上)面向的表面。径向向外面向的表面112和径向向内面向的表面114可以在角方向上(即，在图5中的圆柱坐标轴的+/-Theta(θ)方向上)弯曲。每个开口116可成形为接收翼型件本体200中的一个的外端220，使得翼型件本体200的外端220的至少一部分穿过开口116并从外带110的径向向外面向的表面112径向向外突出。
外带110还可以具有前缘120和后缘122。前缘120可以是外带110的在轴向方向上朝向发动机入口(即，在图5中的圆柱坐标轴的+X方向上)面向的边缘。后缘122可以是外带110的在轴向方向上朝向发动机出口(即，在图5中的圆柱坐标轴的-X方向上)面向的边缘。
再次参考图5，内带160可以包括：径向向外面向的表面162；径向向内面向的表面164；以及一个或多个开口166，其从径向向外面向的表面162延伸通过内带160的厚度到径向向内面向的表面164。径向向外面向的表面162可以是内带160的远离发动机10的中心轴线A(图2)径向向外(即，在图5中的圆柱坐标轴的+r方向上)面向的表面。径向向内面向的表面164可以是内带160的朝向发动机10的中心轴线A径向向内(即，在图5的圆柱坐标轴的-r方向上)面向的表面。径向向外面向的表面162和径向向内面向的表面164可以在角方向上(即，在图5中的圆柱坐标轴的+/-Theta(θ)方向上)弯曲。内带160中的每个开口166可成形为接收翼型件本体200中的一个的内端240，使得翼型件本体200的内端240的至少一部分穿过开口166并从内带160的径向向内面向的表面164径向向内突出。
内带160还可以具有前缘170和后缘172。前缘170可以是内带160的在轴向方向上朝向发动机入口(即，在图5中的圆柱坐标轴的+X方向上)面向的边缘。后缘172可以是内带160的在轴向方向上朝向发动机出口(即，在图5中的圆柱坐标轴的-X方向上)面向的边缘。
再次参考图5，翼型件本体200可以是中空翼型件本体或实心翼型件本体。当翼型件本体200是中空翼型件本体时，翼型件本体200中的每一个可包括外表面202和内表面204。翼型件本体200的外表面202可以是翼型件本体200的远离翼型件本体200面向的表面并且可以具有翼型件形状。翼型件本体200的外表面202的一般翼型件形状没有特别限制，只要每个翼型件本体200包括吸力侧218和压力侧219即可。翼型件本体200的内表面204可以向内面向定向并且可以限定从翼型件本体200的外端220延伸通过翼型件本体200到内端240的腔206。将在翼型件本体200为中空翼型件本体的上下文中描述本公开的实施例；然而，应当理解，翼型件组件102的各种特征也可以应用于实心翼型件本体。
每个翼型件本体200可具有：前缘210，其在轴向方向上朝向发动机10的入口(即，在图5中的圆柱坐标轴的+X方向上)定向；以及后缘212，其在轴向方向上朝向发动机10的出口(即，在图5中的圆柱坐标轴的-X方向上)定向。每个翼型件本体200包括外端220和内端240。翼型件本体200的外端220可以成形为与外带110接合。特别地，翼型件本体200的外端220可以成形为使得翼型件本体200的外端220延伸通过外带110中的开口116中的一个，并且从外带110的径向向外面向的表面112径向向外突出。在实施例中，翼型件本体200的外端220的至少一部分可提供接触外带110的径向向内面向的表面114的邻接表面，以相对于外带110适当地定位翼型件本体200。翼型件本体200的内端240可以成形为与内带160接合。特别地，翼型件本体200的内端240可以成形为使得翼型件本体200的内端240延伸通过内带160中的开口166中的一个，并且从内带160的径向向内面向的表面164径向向内突出。在实施例中，翼型件本体200的内端240的至少一部分可提供接触内带160的径向向外面向的表面162的邻接表面，以相对于内带160适当地定位翼型件本体200。
现在参考图6A，示意性地描绘了喷嘴段组件100的横截面视图。图6A不是按比例绘制的，并且为了说明的目的可能夸大了相对尺寸。如图6A中示意性地描绘的，翼型件本体200的外端220可以延伸通过外带110中的开口116中的一个，使得外端220的至少一部分从外带110的径向向外面向的表面112径向向外突出，并且翼型件本体200的内端240可以延伸通过内带160中的开口166中的一个，使得内端240的至少一部分从内带160的径向向内面向的表面164径向向内突出。因此，翼型件本体200的外端220可用于与外吊架300接合，并且翼型件本体200的内端240可用于与内吊架350接合。
翼型件本体200可以在外带110和外端220之间的接合部223处刚性地且机械地联接到外带110，并且在内带160和内端240之间的接合部243处刚性地且机械地联接到内带160。翼型件本体200可以通过在开口116处将翼型件本体200的外表面202结合或粘附到外带110来刚性地联接到外带110。翼型件本体200可通过烧结或钎焊，或通过在接合部223处将接合剂施加到翼型件本体200、外带110或两者并固化接合剂来结合至外带110。翼型件本体200可以通过在接合部223处将粘合剂或胶水施加到翼型件本体200的外表面202，然后在开口116处将外表面202上的粘合剂与外带110的表面接触来粘附到外带110。将翼型件本体200的外端220刚性地联接到外带110可以防止翼型件本体200相对于外带110的轴向、径向和/或角移动。翼型件本体200还可以在内带160和翼型件本体200的内端240之间的接合部243处刚性地且机械地联接到内带160。根据上述用于将外带110联接到翼型件本体200的方法，翼型件本体200可以通过在开口166处将翼型件本体200的外表面202结合或粘附到内带160来刚性地联接到内带160。将翼型件本体200的内端240刚性地且机械地联接到内带160可以防止翼型件本体200相对于内带160的轴向、径向和角移动。
在实施例中，在组装到喷嘴段组件100之前，翼型件本体200可以与外带110、内带160或两者机械地分离，这可以使翼型件本体200能够在轴向、径向和/或角方向上相对于外带110、内带160或两者移动。将翼型件本体200与外带110和/或内带160机械地分离可以打开翼型件本体200与外带110和/或内带160之间的泄漏路径。泄漏路径可被密封以防止翼型件本体200与外带110和/或内带160之间的气体泄漏。密封可以使用已知的密封化合物或采用机械密封技术来完成。当翼型件本体200与外带110和/或内带160机械分离时，翼型件本体200、外带110和内带160都可以单独安装到喷嘴段组件100，例如安装到外吊架300和/或内吊架350。
不管翼型件本体200是否刚性地且机械地联接到外带110、内带160或两者，外带110和翼型件本体200之间的外接合部223处的局部应力和/或内带160和翼型件本体200之间的内接合部243处的局部应力可能超过翼型件本体200的CMC材料的应力能力，这可能缩短翼型件本体200的寿命。如前所述，翼型件本体200和外带110之间的接合部223处的局部应力以及翼型件本体200和内带160之间的接合部243处的局部应力可以通过在与外带110的接合部223处和与内带160的接合部243处为翼型件本体200提供加强壁部分来减小。
现在参考图7A，示意性地描绘了在与外带110的接合部223处的翼型件本体200的一部分的横截面。翼型件本体200可以具有在翼型件本体200和外带110之间的接合部223处靠近翼型件本体200的外端220设置的外端加强壁部分224。外端加强壁部分224可以从至少一个翼型件本体200的外表面202突出以与外带110接合。外端加强壁部分224可以在角方向(例如，图7A的坐标轴的+/-Theta方向)、轴向方向(例如，图7A的坐标轴的+/-X方向)或两者上从外表面202向外突出。外端加强壁部分224的厚度t1可以大于翼型件本体200的中心壁区域208的厚度tc。中心壁区域208可以是翼型件本体200的一部分，其径向设置在翼型件本体200的外端220处的外端加强壁部分224和翼型件本体200的内端240处的内端加强壁部分244(图7B)之间。再次参考图7A，与中心壁区域208相比，外端加强壁部分224的更大厚度t1可以增加翼型件本体200在与外带110的接合部223的区域中的应力能力。外端加强壁部分224可以另外包括圆角225，其中翼型件本体200的壁的厚度可以从外端加强壁部分224的厚度t1减小到中心壁区域208的较小厚度tc。圆角225可以操作以在更大的区域上进一步分布应力集中，从而有效地将至少一些应力从接合部223和外端220与外带110之间的接头移开。
翼型件本体200的内端240也可以具有加强壁部分。现在参考图7B，示意性地描绘了在与内带160的接合部243处的翼型件本体200的一部分的横截面。翼型件本体200可以具有在翼型件本体200和内带160之间的接合部243处靠近翼型件本体200的内端240设置的内端加强壁部分244。内端加强壁部分244可以从至少一个翼型件本体200的外表面202突出以与内带160接合。内端加强壁部分244可以在角方向(例如，图7B的坐标轴的+/-Theta方向)、轴向方向(例如，图7B的坐标轴的+/-X方向)或两者上从外表面202向外突出。内端加强壁部分244的厚度t2可以大于翼型件本体200的中心壁区域208的厚度tc。与中心壁区域208相比，内端加强壁部分244的更大厚度t2可以增加翼型件本体200在与内带160的接合部243的区域中的应力能力。内端加强壁部分244的厚度t2可以与外端加强壁部分224的厚度t1相同或不同。内端加强壁部分244可以另外包括圆角225，其中翼型件本体200的壁的厚度从内端加强壁部分244的厚度t2减小到中心壁区域208的较小厚度tc。圆角225可以操作以进一步将应力集中分布在更宽的区域上，从而有效地将至少一些应力从接合部243移开。
现在参考图8A，示意性地描绘了外端加强壁部分224的另一个实施例。如图8A所示，在实施例中，外端加强壁部分224可以包括阶梯构造，该阶梯构造包括在翼型件本体200的外端加强壁部分224处从外表面202延伸出的外端凸缘226。外端加强壁部分224可以另外包括在外端凸缘226和中心壁区域208之间延伸的圆角225。如前所述，外端加强壁部分224处的圆角225的特征可以在于在图8A的坐标轴的–r方向上减小壁厚，从外端凸缘226处的最大厚度开始并终止于中心壁区域208的厚度tc。圆角225可操作以将局部应力分布在更宽的表面区域上，从而将应力从接合部223移开。外端凸缘226可以包括径向外表面228，其可抵靠外带110的径向向内面向的表面114的一部分。外端凸缘226的阶梯构造以及外端凸缘226的径向外表面228和外带110的径向向内面向的表面114之间的邻接可以减少翼型件本体200和外带110之间的气体泄漏。此外，阶梯构造可有助于在组装和/或结合期间相对于翼型件本体200适当地定位外带110。在一些实施例中，外带110的径向向内面向的表面114可以包括可提供径向接合表面126的凹部124，当组装翼型件组件102时(例如当外带110与翼型件本体200接合时)，该径向接合表面126可抵靠外端凸缘226的径向面向表面228。外端凸缘226的径向外表面228抵靠外带110的径向向内面向的表面114或抵靠凹部124的径向接合表面126可以限制外带110在径向向内的方向上相对于翼型件本体200的位置的径向移动。
现在参考图8B，内端加强壁部分244也可以具有阶梯构造，该阶梯构造包括在翼型件本体200的内端加强壁部分244处从外表面202延伸出的内端凸缘246。内端加强壁部分244可以另外包括在内端凸缘246和中心壁区域208之间延伸的圆角225。如前所述，内端加强壁部分244处的圆角225的特征可以在于在图8B的坐标轴的+r方向上减小壁厚，从内端凸缘246处的最大厚度开始并终止于中心壁区域208的厚度tc。圆角225可以操作以将局部应力分布在更宽的表面区域上，从而将应力从接合部243移开。内端凸缘246可以包括径向面向的表面248，其可抵靠内带160的径向向外面向的表面162的一部分。内端凸缘246的阶梯构造以及内端凸缘246的径向面向的表面248与内带160的径向向外面向的表面162之间的邻接可以减少或防止翼型件本体200与内带160之间的气体泄漏。此外，阶梯构造可有助于在组装和/或结合期间相对于翼型件本体200适当地定位内带160。在实施例中，内带160的径向向外面向的表面162可以包括可提供径向接合表面176的凹部174，当组装翼型件组件102时(例如当内带160与翼型件本体200接合时)，该径向接合表面176可抵靠内端凸缘246的径向面向的表面248。外端凸缘226的径向面向的表面248抵靠内带160的径向向外面向的表面162或抵靠凹部174的径向接合表面176可以限制内带160在径向向外的方向上相对于翼型件本体200的位置的径向移动。
外端加强壁部分224、内端加强壁部分244或两者可分别至少部分地或完全围绕至少一个翼型件本体200的外表面202靠近翼型件本体200与外带110、内带160或两者之间的接合部223、243延伸。现在参考图9A和9B，描绘了相对于平行于穿过外端加强壁部分224的发动机10的中心轴线A(图2)的平面(例如，平行于图9A中的坐标轴的+/-X方向并与+/-Theta方向相切的平面)截取的翼型件本体200的实施例的顶部横截面视图。如图9A所示，在实施例中，外端加强壁部分224可以一直围绕翼型件本体200的外表面202的圆周延伸。类似于外端加强壁部分224，内端加强壁部分244也可以一直围绕翼型件本体200的外表面202的圆周延伸。
如图9B所示，在其他实施例中，外端加强壁部分224可以仅围绕翼型件本体200的外表面202的圆周的一部分延伸。在外表面202的圆周的剩余部分中，翼型件本体200的壁厚度可以小于外端加强壁部分224的厚度t1。在一些实施例中，外表面202的圆周的剩余部分的厚度可以等于翼型件本体200的中心壁部分208的厚度tc。类似于图9B中的外端加强壁部分224，内端加强壁部分244也可以仅围绕翼型件本体200的外表面202的圆周的一部分延伸。
附加地或替代地，可以通过将翼型件本体200直接安装到喷嘴段组件100而不是将外带110和内带160安装到喷嘴段组件100并且通过与外带110和内带160的接合部223、243将力传递到翼型件本体200或从翼型件本体200传递力来进一步减小接合部223和接合部243处的局部应力。通过将翼型件本体200直接安装到喷嘴段组件100，力可以在发动机和翼型件本体200之间直接反作用，而不是通过接合部223和接合部243与外带110、内带160或两者反作用力，这会导致增加翼型件本体200中的局部应力。
再次参考图5和6A，喷嘴段组件100可以包括外吊架300和内吊架350，它们可以操作以将翼型件组件102定位并且至少部分地约束在喷嘴段组件100内。外吊架300、内吊架350或两者均可以是以发动机10的中心轴线A为中心的连续环的一部分。替代地或附加地，外吊架300、内吊架350或两者都可以是环的段，使得当多个喷嘴段组件100组装在一起时，多个外吊架300形成外环52并且多个内吊架350形成内环54(图2)。
再次参考图5和图6A，如前所述，翼型件本体200的外端220可以穿过外带110中的开口116，使得外端220可以从外带110的径向向外面向的表面112径向向外(即，在图5和6A中的坐标轴的+r方向上)突出。类似地，翼型件本体200的内端240可以穿过内带160的开口166，使得内端240可以从内带160的径向向内面向的表面164径向向内(即，在图5和6A中的坐标轴的-r方向上)突出。外吊架300可被构造为至少与翼型件本体200的外端220可接合，并且内吊架350可被构造为至少与翼型件本体200的内端240可接合，以将翼型件本体200安装在喷嘴段组件100中。翼型件本体200的外端220和内端240分别与外吊架300和内吊架350的接合可以使得力能够在发动机10和翼型件本体200之间直接传递，而不是通过外带110和内带160反作用力。在实施例中，例如当翼型件本体200与外带110机械分离时，外吊架300可与至少一个翼型件本体200的外端220和外带110的径向向外面向的表面112接合。在实施例中，例如当翼型件本体200与内带160机械分离时，内吊架350可与至少一个翼型件本体200的内端240和内带160的径向向内面向的表面164接合。
再次参考图5和图6A，外吊架300可具有向外面向的表面302和向内面向的表面304。外吊架300可以从外带110和翼型件本体200的外端220径向向外(即，在图5和6A的坐标轴的+r方向上)设置，使得外吊架300的向内面向的表面304朝向翼型件本体200的外端220和外带110的径向向外面向的表面112径向向内面向。内吊架350可具有向外面向的表面352和向内面向的表面354。内吊架350可以从内带160和翼型件本体200的内端240径向向内(即，在图5和6A的坐标轴的-r方向上)设置，使得内吊架350的向外面向的表面352朝向翼型件本体200的内端240和内带160的径向向内面向的表面164径向向外面向。外吊架300和内吊架350可以是与外带110、内带160和翼型件本体200的CMC材料不同的材料。例如，与外带110、内带160和翼型件本体200的CMC材料相比，外吊架300、内吊架350或两者可以是具有不同热膨胀系数的金属。
外吊架300可以具有一个或多个安装特征310，该一个或多个安装特征310在径向向内的方向上朝向翼型件本体200的外端220和外带110的径向向外面向的表面112从向内面向的表面304突出。类似地，内吊架350可以包括一个或多个安装特征310，该一个或多个安装特征310在径向向外的方向上朝向翼型件本体200的内端240和内带160的径向向内面向的表面164从向外面向的表面352突出。参考图6A，安装特征310中的每一个可以包括安装表面312，该安装表面312可以定向为接触翼型件本体200的外表面202、或者外带110或内带160的表面的一部分。安装表面312和翼型件本体200的外表面202之间的接触可以操作以定位翼型件组件102，并且至少部分地限制翼型件本体200、外带110、内带160或这些的组合在轴向方向、角方向或两者上(即，在图5和6A中的坐标轴的+/-X方向、+/-Theta方向或两者上)相对于外吊架300、内吊架350或两者的移动，同时还在外吊架300、内吊架350或两者与翼型件本体200之间传递力。外吊架300的向内面向的表面304和内吊架350的向外面向的表面352可以至少部分地限制翼型件组件102在径向方向(即，图5和6A的坐标轴的+/-r方向)上的移动。
现在参考图6B，喷嘴段组件100可另外包括在外吊架300和内吊架350之间延伸的一个或多个支柱360。支柱360中的每一个可以延伸通过翼型件本体200中的一个的腔206，并且可以机械地联接到外吊架300、内吊架350或两者。
现在将参考图10A至16B更详细地描述用于将翼型件组件102安装在喷嘴段组件100中的安装特征310的各种构造。图10A、10B、11A、11B、12A、12B、13A、13B、14A、14B、15A、15B、16A和16B是沿图6A中的参考线10-10截取的横截面视图。为了便于说明，横截面视图从视图中移除了外吊架300的本体以更好地说明安装特征310相对于翼型件本体200的定位。然而，应当理解，各种安装特征310机械地且刚性地联接到外吊架300。将在翼型件本体200的外端220和外吊架300之间的接合的上下文中描述各种安装构造。然而，应当理解，任何描述的安装构造都可以适用于将翼型件本体200的内端240与内吊架350接合。
现在参考图10A和10B，喷嘴段组件100的实施例以横截面视图示出。外吊架300、内吊架350或两者(图6A)可具有多个安装特征310。安装特征310可以包括一个或多个轴向安装件320。参考图6A，联接到外吊架300的轴向安装件320可以从外吊架300的向内面向的表面304径向向内(即，在图6A的坐标轴的-r方向上)延伸。联接到内吊架350的轴向安装件320可以从内吊架350的向外面向的表面352径向向外(即，在图6A的坐标轴的+r方向上)延伸。再次参考图10A和10B，每个轴向安装件320可以包括轴向接合表面322，轴向接合表面322与翼型件本体200的外表面202的至少一部分或内表面204的至少一部分接合。轴向接合表面322与翼型件本体200的外表面202或内表面204的接合可以至少部分地限制翼型件本体200相对于外吊架300或内吊架350的轴向移动。轴向接合表面322与翼型件本体200的外表面202或内表面204的接合可以至少部分地限制翼型件本体200相对于外吊架300或内吊架350的轴向移动，同时仍允许轴向膨胀以适应翼型件本体200的CMC材料与外吊架300和内吊架350的金属或其他非CMC材料之间的热膨胀差异。
如前所述，喷嘴段组件100可包括多个翼型件本体200。当喷嘴段组件100包括多个翼型件本体200时，外吊架300、内吊架350或两者可以各自包括多个轴向安装件320，并且多个轴向安装件320中的每一个的轴向接合表面322可以与翼型件本体200中的一个的外表面202或内表面204接合。在实施例中，外吊架300、内吊架350或两者可以包括用于翼型件本体200中的每一个的至少一个轴向安装件320。
参考图10B，每个轴向安装件320的轴向接合表面322可以至少部分地面向轴向方向(即，至少部分地面向图10B中的坐标轴的+/-X方向)。垂直于轴向安装件320的轴向接合表面322的平面的线不垂直于轴向方向(例如，垂直于轴向接合表面322的线在+/-X方向上具有非零矢量分量)。换言之，垂直于轴向接合表面322的平面的线不垂直于穿过点的轴向线(即，平行于发动机10的中心轴线A的线)，垂直于轴向接合表面322的平面的线在该点处穿过轴向接合表面322的平面。在实施例中，轴向安装件320可定向成使得至少一个轴向安装件320的轴向接合表面322可与翼型件本体200的外表面202的一部分的轮廓对准。在实施例中，垂直于轴向安装件320的轴向接合表面322的线可以不平行于轴向方向(即，平行于发动机10的中心轴线A的线)，使得轴向接合表面322与轴向方向形成夹角。换句话说，垂直于轴向接合表面322的平面的线可以在径向方向(+/-r方向)和/或切向方向(即，沿着与以发动机10的中心轴线A为中心并穿过法线与轴向接合表面322的平面相交的点的圆相切的线)上包括非零矢量分量。参考图10A和10B，在实施例中，轴向安装件320可以定位成在翼型件本体200的吸力侧218处接合翼型件本体200的外表面202。
再次参考图10A和10B，安装特征310可以包括一个或多个切向安装件330。如图10A和10B所示，外吊架300、内吊架350或两者可包括至少一个切向安装件330。联接到外吊架300的切向安装件330可以从外吊架300的向内面向的表面304径向向内(即，在图10A和10B的坐标轴的-r方向上)延伸。联接到内吊架350的切向安装件330可以从内吊架350的向外面向的表面352径向向外(即，在图10A和10B的坐标轴的+r方向上)延伸。每个切向安装件330可以包括切向接合表面332，该切向接合表面332可以与翼型件本体200中的至少一个的外表面202或内表面204的至少一部分接合。切向安装件330的切向接合表面332与翼型件本体200的外表面202或内表面204的接合可至少部分地限制翼型件本体200相对于外吊架300或内吊架350的切向或角移动。切向接合表面332与翼型件本体200的外表面202或内表面204的接合可至少部分地限制翼型件本体200相对于外吊架300或内吊架350的切向或角移动，同时仍允许轴向膨胀以适应翼型件本体200的CMC材料与外吊架300和内吊架350的金属或其他非CMC材料之间的热膨胀差异。
在实施例中，每个喷嘴段组件100可以包括联接到外吊架300的单个切向安装件330和联接到内吊架350的单个切向安装件330。当喷嘴段组件100包括多个翼型件本体200时，外吊架300上的单个330和内吊架350上的单个330可足以约束翼型件组件102分别相对于外吊架300和内吊架350的切向或角移动。当每个喷嘴段组件100包括多个翼型件本体200时，包括用于外吊架300和内吊架350上的每个翼型件本体200的切向安装件330可能过度约束翼型件组件102。
切向安装件330的切向接合表面332可以至少部分地在切向方向上(例如，在图10A和10B中的坐标轴的+/-Theta方向上)面向。切向方向可以是沿着以发动机10(图1)的中心轴线A为中心并穿过切向接合表面332的圆的切线的方向。换言之，垂直于切向接合表面332的线可在切向和/或角方向上具有非零矢量分量。在实施例中，至少一个切向安装件330可以定位成在至少一个翼型件本体200的吸力侧218处靠近前缘210接合至少一个翼型件本体200的外表面202。
在实施例中，外吊架300可以包括从外吊架300的向内面向的表面304径向向内延伸的至少一个切向安装件330。在实施例中，内吊架350可以包括从内吊架350的向外面向的表面352径向向外延伸的至少一个切向安装件330。如图10A和10B所示，轴向安装件320和切向安装件330的组合可以协作以在轴向和角方向上相对于外吊架300和内吊架350约束翼型件组件102。
现在参考图11A和11B，外吊架300、内吊架350或两者可以不包括切向安装件330。相反，喷嘴段组件100可以包括可插入通过钻孔342的销340，钻孔342延伸通过轴向安装件320中的一个并通过翼型件本体200中的一个的至少一部分。销340可操作以与翼型件本体200和轴向安装件320接合，从而在角方向上(即，在图11A和11B的圆柱坐标轴的+/-Theta方向上)至少部分地约束翼型件本体200和翼型件本体200是其一部分的翼型件组件102。换句话说，销340与一个翼型件本体200和一个轴向安装件320的接合可以限制一个翼型件本体200和翼型件组件102在角或切向方向上相对于外吊架300或内吊架350的移动。
当销340用于在角/切向方向上约束翼型件组件102时，销340插入通过的轴向安装件320可具有相对于轴向方向(即，图11A中的圆柱坐标轴的+/-X方向)成角度的轴向接合表面322。换言之，轴向安装件320可相对于轴向方向成角度，使得垂直于轴向安装件320的轴向接合表面322的线可不平行于轴向方向(即，平行于发动机10的中心轴线A的线)。在实施例中，垂直于轴向接合表面322的平面的线可以在至少切向方向上(即，沿着与以发动机10的中心轴线A为中心并穿过法线与轴向接合表面322的平面相交的点的圆相切的线)包括非零矢量分量。
现在参考图11C，图11B的喷嘴段组件100的横截面是沿图11B中的参考线11C-11C截取的。如图11C所示，销340可以延伸通过钻孔342，钻孔342延伸通过翼型件本体200的一部分和轴向安装件320，从而在切向/角方向上相对于图11C中的外吊架300至少部分地约束翼型件本体200。尽管未示出，但销340可通过本领域中已知的用于此类目的的任何方式固定或保持在钻孔342内，并且将销340固定在钻孔342中的方法不受特别限制。非限制性示例可包括在销340的一端或两端上结合凸缘，如在销340的一端或两端利用铆钉或使用紧固件，例如卡环、开口销、夹子等。在实施例中，销340的一端可以压配合或摩擦配合到轴向安装件320中的钻孔342的部分中，并且销340的另一端可以插入翼型件本体200中的钻孔的其它部分中，但不是机械地且刚性地联接到翼型件本体200。将销340固定在钻孔342中的其他方法对于本领域的普通技术人员将是显而易见的。
当喷嘴段组件100包括多个翼型件本体200时，喷嘴段组件100可仅包括用于外吊架300的单个销340，单个销340接合单个翼型件本体200和单个轴向安装件320。外吊架300可包括多个轴向安装件320，但可仅包含一个销340。同样地，内吊架350也可以包括单个销340，单个销340接合单个翼型件本体200和联接到内吊架350的单个轴向安装件320。在外吊架300或内吊架350上使用的多个销340可导致翼型件组件102相对于外吊架300和/或内吊架350的过度约束。
现在参考图12A和12B，示意性地描绘了用于将翼型件本体200直接安装到外吊架300和/或内吊架350的另一种安装构造。如图12A和12B所示，在实施例中，轴向安装件320中的一个或多个可以定向成使得轴向接合表面322在轴向方向上(即，在图12A和12B的圆柱坐标轴的+/-X方向上)面向。在实施例中，轴向接合表面322的平面可以垂直于轴向方向。在实施例中，垂直于轴向接合表面322的线可以平行于由轴向方向(+/-X方向)和径向方向(+/-r方向)在轴向接合表面322处形成的平面。在实施例中，轴向接合表面322可以平行于切向方向(即，平行于与以发动机的中心轴线A为中心并穿过轴向接合表面322的圆相切的线)。在实施例中，垂直于轴向接合表面322的线可以在切向方向上具有基本上为零的矢量分量。然而，在实施例中，垂直于轴向接合表面322的线可以在径向方向上具有非零矢量分量。
翼型件本体200中的至少一个可在翼型件本体200的外端220、内端240或两者处包括轴向面向的外表面230。轴向面向的外表面230可定向为与轴向安装件320的轴向接合表面322接合。轴向面向的外表面230与轴向安装件320的轴向接合表面322的接合可在轴向方向上至少部分地约束翼型件本体200。与具有相对于轴向方向成角度的轴向接合表面322的轴向安装件320(例如图10A和10B所示的实施例)相比，轴向面向的外表面230和轴向接合表面322之间的接合可提供对翼型件本体200的更决定性和稳定的轴向约束。
再次参考图12A和12B，翼型件本体200的轴向面向的外表面230可以是在外端220、内端240或两者处从翼型件本体200的外表面202延伸的突出部232的表面。突出部232可以一体地形成为翼型件本体200的一部分或者可以单独形成并结合到翼型件本体200。在实施例中，突出部232可靠近翼型件本体200的后缘212形成在翼型件本体200上或结合到翼型件本体200。突出部232可另外提供径向面向的表面，该径向面向的表面可提供次要保持特征，其可用于在径向向外的方向上至少部分地约束翼型件本体200。
在实施例中，喷嘴段组件100可包括多个翼型件本体200，每个翼型件本体200具有轴向面向的外表面230，并且外吊架300、内吊架350或两者可各自包括多个轴向安装件320，多个轴向安装件320可以定向成使得轴向接合表面322在轴向方向上(即，在图12A和12B的圆柱坐标轴的+/-X方向上)面向，并且与翼型件本体200中的一个的轴向面向的外表面230接合。外吊架300、内吊架350或两者可另外包括至少一个切向安装件330，该切向安装件330可操作以在切向/角方向上(例如，在图12A和12B中的坐标轴的+/-Theta方向上)约束翼型件组件102。
现在参考图13A和13B，在实施例中，外吊架300和/或内吊架350的切向安装件330可以与从外带110、内带160或两者延伸的脊400的切向面向的表面402接合。脊400的切向面向的表面402与切向安装件330之间的接合可在切向和/或角方向上相对于外吊架300、内吊架350或两者至少部分地约束翼型件组件102。在这些实施例中，翼型件组件102可通过切向安装件330与外带110、内带160或两者之间的接合而不是切向安装件330直接与翼型件本体200中的一个的接合而在切向和/或角方向上受到约束。
外带110可具有从外带110的径向向外面向的表面112径向向外延伸的脊400。脊400可以包括切向面向的表面402，其可以大致在切向方向上(例如，在图13A和13B的圆柱坐标的+/-Theta方向上)面向。脊400可以与外带110一体地形成，或可以单独形成并结合到外带110的径向向外面向的表面112。外吊架300可以包括具有切向接合表面332的切向安装件330，该切向接合表面332可以大致平行于轴向方向(例如，平行于图1中的发动机10的中心轴线A)。切向安装件330可定位在外吊架300上，使得当组装喷嘴段组件100时切向接合表面332可与脊400的切向面向的表面402接合。图13C示意性地描绘了沿图13B中的参考线13C-13C截取的喷嘴段组件100的一部分的横截面视图。图13C示意性地示出了切向安装件330和脊400之间的相互作用，以在切向和/或角方向上约束翼型件组件102。
尽管在图13A-13C中没有描绘，但替代地或另外地，内带160的径向向内面向的表面164还可以包括从内带160的径向向内面向的表面164径向向内延伸的脊400。脊400可包括切向面向的表面402，其可大致面向切向方向。脊400可与内带160一体地形成，或可单独形成并结合到内带160的径向向内面向的表面164。内吊架350可包括具有切向接合表面332的切向安装件330，该切向接合表面332大致平行于轴向方向(例如，平行于图1中的发动机10的中心轴线A)。切向安装件330可定位在内吊架350上，使得当组装喷嘴段组件100时，切向接合表面332可与内带160上的脊400的切向面向的表面402接合。图13A和13B中表示的实施例可具有本文公开的任何轴向安装构造。
现在参考图14A至14C，在实施例中，翼型件本体200可以是具有由翼型件本体200的内表面204限定的腔206的中空翼型件本体。一个或多个安装特征310可以定位成延伸到由翼型件本体200的内表面204限定的腔206中，使得至少一个安装特征310的安装表面312可以与翼型件本体200的内表面204的至少一部分接合。安装特征310的安装表面312与翼型件本体200的内表面204的接合可以至少在轴向方向上至少部分地约束翼型件本体200和翼型件组件102。取决于安装特征310在翼型件本体200的腔206内的定位，安装特征310可以附加地在切向和/或角方向上约束翼型件本体200和翼型件组件102。安装特征310可以是轴向安装件320、切向安装件330或两者，这取决于安装表面312相对于翼型件本体200的内表面204的取向。在一些实施例中，安装特征310可以是一直延伸通过腔206并且联接到外吊架300和内吊架350的支柱(例如图6B中描绘的支柱360)。再次参考图14A-14C，外吊架300、内吊架350或两者可各自包括延伸到翼型件本体200中的一个的腔206中的一个或多个安装特征310。结合本文公开的任何切向和/或角约束方法(例如但不限于将切向安装件330与翼型件本体200中的一个的外表面202或与外带110、内带160或两者上的脊接合)，可以使用通过结合延伸到翼型件本体200的腔206中以与翼型件本体200的内表面204接合的安装特征310来相对于外吊架300、内吊架350或两者轴向地约束翼型件组件102。
现在参考图15A-15C，在实施例中，外吊架300、内吊架350或两者的切向安装件330可定位成分别在翼型件本体的外端220或内端240处与翼型件本体200的后缘212接合。外吊架300、内吊架350或两者可包括至少一个切向安装件330，该切向安装件330包括切向接合表面332，该切向接合表面332在翼型件本体200中的至少一个的后缘212处与外表面202的至少一部分接合。切向安装件330在翼型件本体200的后缘212处与外表面202的接合可以至少部分地约束至少一个翼型件本体200和翼型件组件102在切向和/或角方向上相对于外吊架300、内吊架350或两者的移动。
翼型件本体200中的至少一个可包括靠近翼型件本体200的后缘212设置的切向面向的表面234。切向面向的表面234可以至少部分地在切向方向上(例如，通常在图15A-15C的圆柱坐标轴的+/-Theta方向上)面向。然而，在实施例中，垂直于翼型件本体200的切向面向的表面234的线可以在径向方向(+/-r方向)、轴向方向(+/-X方向)或两者上具有非零矢量分量。翼型件本体200的外端220、内端240或两者均可包括切向面向的表面234，该切向面向的表面234定位成分别接合外吊架300、内吊架350或两者上的切向安装件330的切向接合表面332。切向安装件330在前缘210或后缘212处与翼型件本体200的外表面202接合的定位可由翼型件本体200的外表面202的形状确定，这可以影响推动翼型件本体200的负载的方向。
现在参考图16A和16B，示意性地描绘了用于在喷嘴段组件100中安装和/或约束翼型件组件102的另一种构造。如图16A和16B所示，在实施例中，喷嘴段组件100可以包括多个翼型件本体200。喷嘴段组件100可以另外包括安装杆410，该安装杆410可以机械地联接和/或结合到喷嘴段组件100的多个翼型件本体200中的所有翼型件本体200的外端220或喷嘴段组件100的多个翼型件本体200中的所有翼型件本体200的内端220。喷嘴段组件100可具有两个安装杆410：一个安装杆410联接到翼型件本体200的外端220，第二安装杆410联接到翼型件本体200的内端240。替代地或附加地，在实施例中，安装杆410可以结合到外带110的径向向外面向的表面112或内带160的径向向内面向的表面164。在实施例中，每个安装杆410可符合外带110的径向向外面向的表面112或内带160的径向向内面向的表面164的略微弯曲的轮廓。安装杆410可以延伸喷嘴段组件100的整个角长度，使得安装杆410可以在带部件(外带110或内带160)和相邻吊架(分别为外吊架300或内吊架350)之间形成密封。
每个安装杆410可以包括安装杆轴向表面412，该安装杆轴向表面412可以至少部分地面向轴向方向。在实施例中，安装杆轴向表面412可以直接面向轴向方向(例如，垂直于安装杆轴向表面412的线可以在图16A和16B中的圆柱坐标轴的至少+/-Theta方向上具有零矢量)。安装杆轴向表面412可与一个或多个轴向安装件320的轴向接合表面322接合。安装杆轴向表面412与一个或多个轴向安装件320的轴向接合表面322的接合可以至少部分地约束翼型件本体200和翼型件组件102至少在轴向方向(即，图16A和16B中的坐标轴的+/-X方向，其平行于发动机10的中心轴线A)上的移动。
现在参考图17，多个翼型件本体200中的每一个可以附加地在径向方向上(即，在图17中的圆柱坐标的+/-r方向上)受到约束。在实施例中，翼型件本体200可通过翼型件本体200的外端表面214与外吊架300的向内面向的表面304之间和/或翼型件本体200的内端表面216与内吊架350的向外面向的表面352之间的接触而在径向方向上受到约束。外端表面214可以是翼型件本体200的外端220处的径向向外面向的表面。内端表面216可以是翼型件本体200的内端240处的径向向内面向的表面。
再次参考图17，在实施例中，翼型件本体200中的至少一个可包括翼型件本体200的外表面202中的靠近外端220或内端240中的一个的销孔420和翼型件本体200的外表面202中的靠近外端220或内端240中的另一个的槽422。销孔420和槽422中的每一个都可以成形为接收联接到外吊架300或内吊架350的定位销(未示出)。定位销(未示出)与销孔420和槽422的接合可操作以相对于外吊架300和内吊架350适当地定位翼型件组件102，并且可以在至少径向方向上至少部分地约束翼型件组件102。槽422可以使翼型件本体200的一端能够在轴向和/或角方向上移动，以防止过度约束翼型件组件102。图17示出了具有销孔420的翼型件本体200的外端220和具有槽422的内端240。然而，可以理解的是，翼型件本体200的内端240可以具有销孔420，翼型件本体200的外端220可以具有槽422。在一些实施例中，每个喷嘴段组件100可以包括多个翼型件本体200。在这些实施例中，翼型件本体200中的仅一个可以包括销孔420和槽422。这些安装构造中的任何一个都可用于安装具有1个、2个、3个、4个或多于4个翼型件本体200的翼型件组件102。
如前所述，翼型件本体200中的每一个可以机械地且刚性地联接到外带110和内带160。当翼型件本体200机械地且刚性地联接到外带110和内带160时，通过外端220和内端240分别与外吊架300和内吊架350的相互作用来安装和约束翼型件本体200，可足以约束外带110和内带160。换言之，外吊架300与翼型件本体200的外端220以及内吊架350与翼型件本体200的内端240的接合可以使得力能够在发动机10和翼型件本体200之间传递，在这种情况下，外带110和内带160通过机械地联接到翼型件本体200而与翼型件本体200一起定位和承载。
然而，当翼型件本体200与外带110和内带160机械地分离时，可以采用附加结构以相对于翼型件本体200、外吊架300和内吊架350适当地定位和约束外带110和内带160。
现在参考图18A和18B，翼型件本体200可以与外带110、内带160或两者机械地分离。换言之，至少在将翼型件组件102安装到外吊架300和内吊架350以形成喷嘴段组件100之前，外带110、内带160或两者可以能够在径向方向、轴向方向或角方向中的至少一个方向上相对于翼型件本体200移动。外带110可包括从径向向外面向的表面112径向向外突出的至少一个外带凸缘130。外带凸缘130中的至少一个可定位成接合联接到外吊架300的至少一个轴向安装件320。外带凸缘130和联接到外吊架300的轴向安装件320之间的接合可以至少部分地约束外带110相对于外吊架300的轴向移动。此外，内带160可包括从内带160的径向向内面向的表面164径向向内突出的至少一个内带凸缘180。内带凸缘180中的至少一个可定位成接合联接到内吊架350的至少一个轴向安装件320。内带凸缘180和联接到内吊架350的轴向安装件320之间的接合可以至少部分地约束内带160相对于内吊架350的轴向移动。
现在参考图19A和19B，示意性地描绘了外带110的两个立体图。参考图19A，在实施例中，外带凸缘130可具有可与外吊架300的向内面向的表面304接合的径向面向的表面132。外带凸缘130的径向面向的表面132与外吊架300的向内面向的表面304的接合可至少部分地约束外带110在径向向外的方向上相对于外吊架300的移动。参考图19B，替代地或附加地，在实施例中，外带凸缘130可以包括至少部分地延伸通过外带凸缘130的一个或多个外带凸缘销孔134。外带凸缘销孔134可以成形为接收金属销(未示出)。金属销可以联接到安装特征310(图6A)(例如但不限于轴向安装件320)，并且金属销的一部分可以被接收在外带凸缘130的外带凸缘销孔134中。金属销在外带凸缘130的外带凸缘销孔134中的接合可至少部分地约束外带110在径向方向上相对于外吊架300的移动。金属销在外带凸缘130的销孔134中的接合还可以至少部分地约束外带110在切向/角方向上(例如，在图19B中的坐标轴的+/-Theta方向上)相对于外吊架300的移动。
尽管图中未描绘，但应理解，内带160的内带凸缘180还可以包括径向面向的表面，该径向面向的表面可接合内吊架350的向外面向的表面352，以至少部分地约束内带160在径向向内的方向上相对于内吊架350的移动。内带凸缘180还可以包括至少部分地延伸通过内带凸缘180中的一个或多个的一个或多个内带凸缘销孔(未示出)。内带凸缘销孔可以成形为接收金属销(未示出)。金属销可以联接到安装特征310(图6A)(例如但不限于轴向安装件320)，并且金属销的一部分可以被接收在内带凸缘180的内带凸缘销孔中。金属销在内带凸缘180的内带凸缘销孔中的接合可以至少部分地约束内带160在径向方向上相对于内吊架350的移动。金属销在内带凸缘180的内带凸缘销孔中的接合还可以至少部分地约束内带160在切向/角方向上相对于内吊架350的移动。
可结合用于将翼型件本体200安装到本文先前描述的外吊架300、内吊架350或两者的任何一个或多个构造使用当外带110、内带160或两者与翼型件本体200分离时用于将外带110、内带160或两者安装在喷嘴段组件100中的方法和结构。
本公开的第一方面可包括用于燃气涡轮发动机的喷嘴段组件。喷嘴段组件可包括翼型件组件，翼型件组件具有外带、内带以及在外带和内带之间延伸的至少一个翼型件本体。至少一个翼型件本体可以包括延伸通过外带并且具有从至少一个翼型件本体的外表面突出以与外带接合的外端加强壁部分的外端。至少一个翼型件本体还可以包括延伸通过内带并且具有从至少一个翼型件本体的外表面突出以与内带接合的内端加强壁部分的内端。外端加强壁部分的厚度和内端加强壁部分的厚度可均大于至少一个翼型件本体的中心壁部分的厚度，并且外带、内带和至少一个翼型件本体可包括陶瓷基复合物(CMC)材料。
本公开的第二方面可包括第一方面，其中至少一个翼型件本体可以包括多个翼型件本体。
本公开的第三方面可以包括第一或第二方面中的任一方面，其中外端加强壁部分、内端加强壁部分或两者可分别在至少一个翼型件本体与外带、内带或两者之间的接合部处一直围绕至少一个翼型件本体的外表面延伸。
本公开的第四方面可包括第一至第三方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的外端加强壁部分可以包括在外端加强壁部分处从外表面延伸出的外端凸缘，外端凸缘包括抵靠外带的径向向内面向的表面的一部分的径向外表面，或至少一个翼型件本体的内端加强壁部分可以包括在内端加强壁部分处从外表面延伸出的内端凸缘，内端凸缘包括抵靠内带的径向向外面向的表面的一部分的径向内表面。
本公开的第五方面可包括第四方面，其中外带的径向向内面向的表面可以包括提供径向接合表面的凹部，该径向接合表面抵靠至少一个翼型件本体的外端凸缘的径向外表面，或内带的径向向外面向的表面包括提供径向接合表面的凹部，该径向接合表面抵靠至少一个翼型件本体的内端凸缘的径向内表面。
本公开的第六方面可包括第四至第五方面中的任一方面，其中外端凸缘的径向外表面抵靠外带的径向向内面向的表面可限制外带在径向向内的方向上相对于至少一个翼型件本体的位置的径向移动，或内端凸缘的径向内表面抵靠内带的径向向外面向的表面可以限制内带在径向向外的方向上相对于至少一个翼型件本体的位置的径向移动。
本公开的第七方面可包括第一至第六方面中的任一方面，其中外带可以在外端加强壁部分处直接机械地联接到至少一个翼型件本体的外表面，并且内带可以在内端加强壁部分处直接机械地联接到至少一个翼型件本体的外表面。
本公开的第八方面可包括第一至第六方面中的任一方面，进一步包括内吊架、外吊架或两者，其中内吊架可与至少一个翼型件本体的至少内端接合，并且外吊架可与至少一个翼型件本体的至少外端接合。
本公开的第九方面可包括第一至第八方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的外端的至少一部分可从外带的径向向外面向的表面径向向外突出，和/或至少一个翼型件本体的内端的至少一部分可从内带的径向向内面向的表面径向向内突出。
本公开的第十方面可包括第八或第九方面中的任一方面，其中内吊架可与至少一个翼型件本体的内端和内带的径向向内面向的表面接合，和/或外吊架可与至少一个翼型件本体的外端和外带的径向向外面向的表面接合。
本公开的第十一方面可包括第八至第十方面中的任一方面，其中内吊架、外吊架或两者可包括具有轴向接合表面的至少一个轴向安装件，该轴向接合表面与至少一个翼型件本体的外表面的至少一部分或内表面的至少一部分接合，该接合限制至少一个翼型件本体相对于内吊架、外吊架或两者的轴向移动。
本公开的第十二方面可包括第十一方面，其中外吊架可包括从外吊架的径向向内面向的表面径向向内延伸的至少一个轴向安装件。
本公开的第十三方面可包括第十一方面或第十二方面中的任一方面，其中内吊架可包括从内吊架的径向向外面向的表面径向向外延伸的至少一个轴向安装件。
本公开的第十四方面可包括第十一至第十三方面中的任一方面，其中至少一个轴向安装件的轴向接合表面可至少部分地面向轴向方向，或垂直于轴向安装件的轴向接合表面的平面的线不垂直于轴向方向。
本公开的第十五方面可包括第十一至第十四方面中的任一方面，包括多个翼型件本体，其中内吊架、外吊架或两者可包括多个轴向安装件，并且多个轴向安装件中的每一个的轴向接合表面与多个翼型件本体中的一个的外表面或内表面接合。
本公开的第十六方面可包括第十一至第十五方面中的任一方面，其中至少一个轴向安装件可定向为使得至少一个轴向安装件的轴向接合表面可在外端或内端处与至少一个翼型件本体的外表面的一部分或内表面的一部分的轮廓对准。
本公开的第十七方面可包括第十一至第十六方面中的任一方面，其中垂直于至少一个轴向安装件的轴向接合表面的线可不平行于轴向方向。
本公开的第十八方面可包括第十一至第十六方面中的任一方面，其中垂直于至少一个轴向安装件的轴向接合表面的线可平行于由径向方向和轴向方向形成的平面。
本公开的第十九方面可包括第十八方面，其中至少一个翼型件本体可在至少一个翼型件本体的外端、内端或两者处包括轴向面向的外表面，轴向面向的外表面定向为与至少一个轴向安装件的轴向接合表面接合。
本公开的第二十方面可包括第十九方面，其中轴向面向的外表面可包括在外端、内端或两者处从至少一个翼型件本体的外表面延伸的突出部的表面。
本公开的第二十一方面可包括第十八方面，包括多个翼型件本体和机械地联接到多个翼型件本体中的所有翼型件本体的外端或联接到多个翼型件本体中的所有翼型件本体的内端的至少一个安装杆。安装杆可包括定位成与至少一个轴向安装件的轴向接合表面接合的安装杆轴向表面，安装杆轴向表面与至少一个轴向安装件的轴向接合表面的接合至少部分地约束多个翼型件本体相对于外吊架或内吊架的轴向移动。
本公开的第二十二方面可包括第十一至第十七方面中的任一方面，其中轴向安装件中的至少一个可延伸到由至少一个翼型件本体的内表面限定的腔中，使得至少一个轴向安装件的轴向接合表面可以与至少一个翼型件本体的内表面的至少一部分接合。
本公开的第二十三方面可包括第十一至第二十二方面中的任一方面，进一步包括延伸通过至少一个翼型件本体的外端或内端的至少一部分和至少一个轴向安装件的至少一个销。至少一个销与至少一个翼型件本体的外端或内端的一部分以及至少一个轴向安装件的接合可以至少部分地约束至少一个翼型件本体在切向方向上分别相对于外吊架或内吊架的移动。
本公开的第二十四方面可包括第八至第二十三方面中的任一方面，其中外吊架、内吊架或两者可以进一步包括至少一个切向安装件，至少一个切向安装件包括与至少一个翼型件本体的外表面的至少一部分或内表面的至少一部分接合的切向接合表面，该接合至少部分地约束至少一个翼型件本体分别相对于外吊架、内吊架或两者的切向移动。
本公开的第二十五方面可包括第二十四方面，其中外吊架可包括从外吊架的径向向内面向的表面径向向内延伸的至少一个切向安装件。
本公开的第二十六方面可包括第二十四或第二十五方面中的任一方面，其中内吊架可包括从内吊架的径向向外面向的表面径向向外延伸的至少一个切向安装件。
本公开的第二十七方面可包括第二十四至第二十六方面中的任一方面，其中至少一个切向安装件可定位成靠近至少一个翼型件本体的前缘接合至少一个翼型件本体的外表面。
本公开的第二十八方面可包括第二十四至第二十六方面中的任一方面，其中至少一个切向安装件可定位成靠近至少一个翼型件本体的后缘接合至少一个翼型件本体的外表面。
本公开的第二十九方面可包括第二十八方面，其中至少一个翼型件本体包括靠近至少一个翼型件本体的后缘的切向面向的表面，切向接合表面与切向面向的表面接合以至少部分地约束至少一个翼型件本体相对于外吊架、内吊架或两者的切向移动。
本公开的第三十方面可包括第十一至二十三方面中的任一方面，其中外带可包括从径向向外面向的表面径向向外延伸的脊，该脊包括切向面向的表面。外吊架可包括从外吊架的径向向内面向的表面径向向内延伸的至少一个切向安装件，其中切向安装件可包括切向接合表面。切向安装件的切向接合表面可与脊的切向面向的表面接合以限制外带相对于外吊架的切向移动。
本公开的第三十一方面可包括第一至第二十三或第三十方面中的任一方面，其中内带可包括从径向向内面向的表面径向向内延伸的脊，该脊包括切向面向的表面。内吊架可包括从内吊架的径向向外面向的表面径向向外延伸的至少一个切向安装件，其中切向安装件可包括切向接合表面。切向安装件的切向接合表面可与脊的切向面向的表面接合以限制内带相对于内吊架的切向移动。
本公开的第三十二方面可包括第八至第三十一方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的内端或外端中的一个可包括定位销孔，内端或外端中的另一个可包括定位槽，并且定位销孔和定位槽可操作以将至少一个翼型件本体定位在喷嘴段组件内、在径向方向上约束至少一个翼型件本体或两者。
本公开的第三十三方面可包括第八至第三十二方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的外端表面和内端表面可分别与外吊架和内吊架接合，以在径向方向上约束至少一个翼型件本体。
本公开的第三十四方面可包括第一至第六方面或第八至第三十三方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的外表面可分别在外端加强壁部分、内端加强壁部分或两者处直接机械地联接到外带、内带或两者。
本公开的第三十五方面可包括第一至第六方面或第八至第三十三方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体可与外带、内带或两者机械地分离，或其中外带、内带或两者能够相对于至少一个翼型件本体在径向方向、轴向方向或角方向中的至少一个方向上移动。
本公开的第三十六方面可包括第三十四方面，其中外带可包括从径向向外面向的表面径向向外突出的至少一个外带凸缘，至少一个外带凸缘定位成接合联接到外吊架的轴向安装件、切向安装件或两者中的至少一个，和/或内带可包括从径向向内面向的表面径向向内突出的至少一个内带凸缘，至少一个内带凸缘定位成接合联接到内吊架的轴向安装件、切向安装件或两者中的至少一个。
本公开的第三十七方面可包括第一至第二十一方面或第二十三至第三十六方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体可以是中空翼型件本体。
本公开的第三十八方面可包括第一至第三十六方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体可以是实心翼型件本体。
本公开的第三十九方面可包括用于燃气涡轮发动机的喷嘴段组件。喷嘴段组件可包括内吊架、外吊架和翼型件组件。翼型件组件可包括：外带，其包括径向向外面向的表面；内带，其包括径向向内面向的表面；以及至少一个翼型件本体，其在外带和内带之间延伸。至少一个翼型件本体可包括延伸通过外带并从外带的径向向外面向的表面向外突出的外端和延伸通过内带并从内带的径向向内面向的表面径向向内突出的内端。外吊架可从外带径向向外设置，并且内吊架可从内带径向向内设置。至少一个翼型件本体的外端可与外吊架接合并且至少一个翼型件本体的内端可与内吊架接合，以定位和约束翼型件组件。外带、内带和至少一个翼型件本体可包括陶瓷基复合物(CMC)材料。
本公开的第四十方面可包括第三十九方面，其中内吊架、外吊架或两者可以包括至少一个轴向安装件，至少一个轴向安装件具有与至少一个翼型件本体的外表面的至少一部分或内表面的至少一部分接合的轴向接合表面。接合可以限制至少一个翼型件本体相对于内吊架、外吊架或两者的轴向移动。
本公开的第四十一方面可包括第三十九或第四十方面中的任一方面，其中外吊架可以包括从外吊架的径向向内面向的表面径向向内延伸的至少一个轴向安装件。
本公开的第四十二方面可包括第三十九或第四十方面中的任一方面，其中内吊架可包括从内吊架的径向向外面向的表面径向向外延伸的至少一个轴向安装件。
本公开的第四十三方面可包括第四十至第四十二方面中的任一方面，其中至少一个轴向安装件的轴向接合表面可至少部分地面向轴向方向，或垂直于轴向安装件的轴向接合表面的平面的线不垂直于轴向方向。
本公开的第四十四方面可包括第三十九至第四十三方面中的任一方面，包括多个翼型件本体，其中内吊架、外吊架或两者可包括多个轴向安装件，并且多个轴向安装件中的每一个的轴向接合表面可以与多个翼型件本体中的一个的外表面或内表面接合。
本公开的第四十五方面可包括第四十至第四十四方面中的任一方面，其中至少一个轴向安装件可定向为使得至少一个轴向安装件的轴向接合表面可在外端或内端处与至少一个翼型件本体的外表面的一部分的轮廓对准。
本公开的第四十六方面可包括第四十至第四十五方面中的任一方面，其中垂直于至少一个轴向安装件的轴向接合表面的线可不平行于轴向方向。
本公开的第四十七方面可包括第四十至第四十五方面中的任一方面，其中垂直于至少一个轴向安装件的轴向接合表面的线平行于由径向方向和轴向方向形成的平面。
本公开的第四十八方面可包括第四十七方面，其中至少一个翼型件本体可在至少一个翼型件本体的外端、内端或两者处包括轴向面向的外表面，轴向面向的外表面定向为与至少一个轴向安装件的轴向接合表面接合。
本公开的第四十九方面可包括第四十八方面，其中轴向面向的外表面可包括在外端、内端或两者处从至少一个翼型件本体的外表面延伸的突出部的表面。
本公开的第五十方面可包括第四十至第四十七方面中的任一方面，包括多个翼型件本体和至少一个安装杆，至少一个安装杆机械地联接到多个翼型件本体中的所有翼型件本体的外端或联接到多个翼型件本体中的所有翼型件本体的内端。安装杆可包括定位成与至少一个轴向安装件的轴向接合表面接合的安装杆轴向表面。安装杆轴向表面与至少一个轴向安装件的轴向接合表面的接合可至少部分地约束多个翼型件本体相对于外吊架或内吊架的轴向移动。
本公开的第五十一方面可包括第四十至第四十七方面中的任一方面，其中轴向安装件中的至少一个可以延伸到由至少一个翼型件本体中的一个的内表面限定的腔中，使得至少一个轴向安装件的轴向接合表面可以与至少一个翼型件本体的内表面的至少一部分接合。
本公开的第五十二方面可包括第四十至五十一方面中的任一方面，进一步包括延伸通过至少一个翼型件本体的外端或内端的至少一部分和至少一个轴向安装件的至少一个销，其中至少一个销与至少一个翼型件本体的外端或内端的一部分和至少一个轴向安装件的接合可以限制至少一个翼型件本体在角方向上分别相对于外吊架或内吊架的移动。
本公开的第五十三方面可包括第三十九到第五十二方面中的任一方面，其中外吊架、内吊架或两者可以进一步包括至少一个切向安装件，至少一个切向安装件包括可以与至少一个翼型件本体的外表面的至少一部分或内表面的至少一部分接合的切向接合表面，该接合限制至少一个翼型件本体相对于外吊架、内吊架或两者的角移动。
本公开的第五十四方面可包括第三十九至第五十二方面，其中外吊架可包括从外吊架的径向向内面向的表面径向向内延伸的至少一个切向安装件。
本公开的第五十五方面可包括第三十九至第五十二方面，其中内吊架可包括从内吊架的径向向外面向的表面径向向外延伸的至少一个切向安装件。
本公开的第五十六方面可包括第五十三至第五十五方面中的任一方面，其中至少一个切向安装件可定位成靠近至少一个翼型件本体的前缘接合至少一个翼型件本体的外表面。
本公开的第五十七方面可包括第五十三至第五十五方面中的任一方面，其中至少一个切向安装件可定位成靠近至少一个翼型件本体的后缘接合至少一个翼型件本体的外表面。
本公开的第五十八方面可包括第五十七方面，其中至少一个翼型件本体可包括靠近至少一个翼型件本体的后缘的切向面向的表面，切向接合表面与切向面向的表面接合以限制至少一个翼型件本体相对于外吊架或内吊架的切向移动。
本公开的第五十九方面可包括第四十至第五十五方面中的任一方面，其中外带可包括从径向向外面向的表面径向向外延伸的脊，该脊包括切向面向的表面。外吊架还可以包括从外吊架的径向向内面向的表面径向向内延伸的至少一个切向安装件，其中切向安装件可包括切向接合表面。切向安装件的切向接合表面可与脊的切向面向的表面接合以限制外带相对于外吊架的切向移动。
本公开的第六十方面可包括第四十至第五十五方面或第五十九方面中的任一方面，其中内带可包括从径向向内面向的表面径向向内延伸的脊，该脊包括切向面向的表面。内吊架可包括从内吊架的径向向外面向的表面径向向外延伸的至少一个切向安装件，其中切向安装件可包括切向接合表面。切向安装件的切向接合表面可以与脊的切向面向的表面接合以限制内带相对于内吊架的切向移动。
本公开的第六十一方面可包括第三十九至六十方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的内端或外端中的一个可包括定位销孔，内端或外端中的另一个可包括定位槽，并且定位销孔和定位槽可操作以将至少一个翼型件本体定位在喷嘴段组件内、在径向方向上约束至少一个翼型件本体或两者。
本公开的第六十二方面可包括第三十九至第六十一方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的外端表面和内端表面可分别与外吊架和内吊架接合，以在径向方向上约束至少一个翼型件本体。
本公开的第六十三方面可包括第三十九至第六十二方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体的外表面可分别在外端加强壁部分、内端加强壁部分或两者处直接机械地联接到外带、内带或两者。
本公开的第六十四方面可包括第三十九至第六十二方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体可与外带、内带或两者机械地分离，或者其中至少一个翼型件本体能够相对于外带、内带或两者在径向方向、轴向方向或角方向中的至少一个方向上移动。
本公开的第六十五方面可包括第六十四方面，其中外带可包括从径向向外面向的表面径向向外突出的至少一个外带凸缘，至少一个外带凸缘定位成接合联接到外吊架的轴向安装件、切向安装件或两者中的至少一个，和/或内带可以包括从径向向内面向的表面径向向内突出的至少一个内带凸缘，至少一个内带凸缘定位成接合联接到内吊架的轴向安装件、切向安装件或两者中的至少一个。
本公开的第六十六方面可包括第三十九至第六十五方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体可以是中空翼型件本体。
本公开的第六十七方面可包括第三十九至第五十方面或第五十二至第六十五方面中的任一方面，其中至少一个翼型件本体可以是实心翼型件本体。
虽然本文已经描述了稀释装置和包括稀释装置的清洁器系统的各种实施例，但应当理解的是，可以设想这些实施例和技术中的每一个都可以单独使用或与一个或多个实施例和技术结合使用。对本领域技术人员显而易见的是，在不脱离所要求保护的主题的精神和范围的情况下，可以对本文描述的实施例进行各种修改和变化。因此，本说明书旨在涵盖本文描述的各种实施例的修改和变化，前提是这些修改和变化落入所附权利要求及其等同物的范围内。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机(10)的喷嘴段组件(100)，所述喷嘴段组件(100)包括翼型件组件(102)，其特征在于，所述翼型件组件(102)具有：
外带(110)；
内带(160)；以及
至少一个翼型件本体(200)，所述至少一个翼型件本体(200)在所述外带(110)和所述内带(160)之间延伸，所述至少一个翼型件本体(200)包括：
外端(220)，所述外端(220)延伸通过所述外带(110)并且具有从所述至少一个翼型件本体(200)的外表面(202)突出以与所述外带(110)接合的外端加强壁部分(224)；和
内端(240)，所述内端(240)延伸通过所述内带(160)并且具有从所述至少一个翼型件本体(200)的所述外表面(202)突出以与所述内带(160)接合的内端加强壁部分(244)；
其中：
所述外端加强壁部分(224)的厚度与所述内端加强壁部分(244)的厚度均大于所述至少一个翼型件本体(200)的中心壁部分(208)的厚度；并且
所述外带(110)、所述内带(160)和所述至少一个翼型件本体(200)包括陶瓷基复合物(CMC)材料。
2.根据权利要求1所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，其中：
所述至少一个翼型件本体(200)的所述外端加强壁部分(224)包括在所述外端加强壁部分(224)处从所述外表面(202)延伸出的外端凸缘(226)，所述外端凸缘(226)包括径向外表面(228)，所述径向外表面(228)抵靠所述外带(110)的径向向内面向的表面(114)的一部分，以限制所述外带(110)在径向向内的方向上相对于所述至少一个翼型件本体(200)的位置的径向移动；或
所述至少一个翼型件本体(200)的所述内端加强壁部分(244)包括在所述内端加强壁部分(244)处从所述外表面(202)延伸出的内端凸缘(246)，所述内端凸缘(246)包括径向面向的表面(248)，所述径向面向的表面(248)抵靠所述内带(160)的径向向外面向的表面(162)的一部分，以限制所述内带(160)在径向向外的方向上相对于所述至少一个翼型件本体(200)的所述位置的径向移动。
3.一种用于燃气涡轮发动机(10)的喷嘴段组件(100)，所述喷嘴段组件(100)包括内吊架(350)、外吊架(300)和翼型件组件(102)，其特征在于，所述翼型件组件(102)包括：
外带(110)，所述外带(110)包括径向向外面向的表面(112)；
内带(160)，所述内带(160)包括径向向内面向的表面(164)；
至少一个翼型件本体(200)，所述至少一个翼型件本体(200)在所述外带(110)和所述内带(160)之间延伸，所述至少一个翼型件本体(200)包括：
外端(220)，所述外端(220)延伸通过所述外带(110)并从所述外带(110)的所述径向向外面向的表面(112)向外突出；和
内端(240)，所述内端(240)延伸通过所述内带(160)并从所述内带(160)的所述径向向内面向的表面(164)径向向内突出；
其中：
所述外吊架(300)从所述外带(110)径向向外设置，并且所述内吊架(350)从所述内带(160)径向向内设置；
所述至少一个翼型件本体(200)的所述外端(220)与所述外吊架(300)接合并且所述至少一个翼型件本体(200)的所述内端(240)与所述内吊架(350)接合，以定位和约束所述翼型件组件(102)；并且
所述外带(110)、所述内带(160)和所述至少一个翼型件本体(200)包括陶瓷基复合物(CMC)材料。
4.根据权利要求3所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，其中：
所述内吊架(350)、所述外吊架(300)或两者包括具有轴向接合表面(322)的至少一个轴向安装件(320)，所述轴向接合表面(322)与所述至少一个翼型件本体(200)的外表面(202)的至少一部分或内表面(204)的至少一部分接合，所述接合限制所述至少一个翼型件本体(200)相对于所述内吊架(350)、所述外吊架(300)或两者的轴向移动；并且
所述至少一个轴向安装件(320)的所述轴向接合表面(322)至少部分地面向所述轴向方向，或垂直于所述轴向安装件(320)的所述轴向接合表面(322)的平面的线不垂直于所述轴向方向。
5.根据权利要求4所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，其中：
垂直于所述至少一个轴向安装件(320)的所述轴向接合表面(322)的线平行于由所述径向方向和所述轴向方向形成的平面；并且
所述至少一个翼型件本体(200)在所述至少一个翼型件本体(200)的所述外端(220)、所述内端(240)或两者处包括轴向面向的外表面(230)，所述轴向面向的外表面(230)定向成与所述至少一个轴向安装件(320)的所述轴向接合表面(322)接合。
6.根据权利要求4所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，包括：
多个翼型件本体(200)；以及
至少一个安装杆(410)，所述至少一个安装杆(410)机械地联接到所述多个翼型件本体(200)中的所有翼型件本体的所述外端(220)或联接到所述多个翼型件本体(200)中的所有翼型件本体的所述内端(240)，其中所述安装杆(410)包括安装杆轴向表面(412)，所述安装杆轴向表面(412)定位成与所述至少一个轴向安装件(320)的所述轴向接合表面(322)接合，以至少部分地约束所述多个翼型件本体(200)相对于所述外吊架(300)或所述内吊架(350)的轴向移动。
7.根据权利要求4所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，其中所述轴向安装件(320)中的至少一个延伸到由所述至少一个翼型件本体(200)中的一个的所述内表面(204)限定的腔(206)中，使得所述至少一个轴向安装件(320)的所述轴向接合表面(322)与所述至少一个翼型件本体(200)的所述内表面(204)的至少一部分接合。
8.根据权利要求4所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，进一步包括至少一个销(340)，所述至少一个销(340)延伸通过所述至少一个翼型件本体(200)的所述外端(220)或所述内端(240)的至少一部分和所述至少一个轴向安装件(320)，以限制所述至少一个翼型件本体(200)在角方向上分别相对于所述外吊架(300)或所述内吊架(350)的移动。
9.根据权利要求4所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，其中所述外吊架(300)、所述内吊架(350)或两者进一步包括至少一个切向安装件(330)，所述至少一个切向安装件(330)包括与所述至少一个翼型件本体(200)的所述外表面(202)的至少一部分或所述内表面(204)的至少一部分接合的切向接合表面(332)，所述接合限制所述至少一个翼型件本体(200)相对于所述外吊架(300)、所述内吊架(350)或两者的角移动。
10.根据权利要求3所述的喷嘴段组件(100)，其特征在于，其中所述至少一个翼型件本体(200)的外端表面(214)和内端表面(216)分别与所述外吊架(300)和所述内吊架(350)接合，以在径向方向上约束所述至少一个翼型件本体(200)。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11519280B1 (en) * 2021-09-30 2022-12-06 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite vane assembly with compliance features
US11952918B2 (en) 2022-07-20 2024-04-09 Ge Infrastructure Technology Llc Cooling circuit for a stator vane braze joint

Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1126135A2 (en) * 2000-02-18 2001-08-22 General Electric Company Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks
US20110008156A1 (en) * 2009-07-08 2011-01-13 Ian Francis Prentice Composite turbine nozzle
FR2964427A1 (fr) * 2010-09-06 2012-03-09 Messier Dowty Sa Carter de turboreacteur et turboreacteur recevant de tels carters
US20160153299A1 (en) * 2013-07-19 2016-06-02 General Electric Company Turbine nozzle with impingement baffle
CA2935369A1 (en) * 2015-07-24 2017-01-24 General Electric Company Method and system for interfacing a ceramic matrix composite component to a metallic component
CA2936666A1 (en) * 2015-07-24 2017-01-24 General Electric Company Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine
CA2938196A1 (en) * 2015-08-18 2017-02-18 General Electric Company Cmc nozzles with split endwalls for gas turbine engines
CN106870017A (zh) * 2015-09-23 2017-06-20 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的喷嘴及喷嘴组件
US20170268345A1 (en) * 2016-03-16 2017-09-21 General Electric Company Radial cmc wall thickness variation for stress response
US20180238185A1 (en) * 2017-02-23 2018-08-23 General Electric Company Methods and Assemblies for Attaching Airfoils within a Flow Path
US10072516B2 (en) * 2014-09-24 2018-09-11 United Technologies Corporation Clamped vane arc segment having load-transmitting features
US20180298767A1 (en) * 2017-04-13 2018-10-18 General Electric Company Turbine Nozzle with CMC Aft Band
CN110273713A (zh) * 2018-03-15 2019-09-24 通用电气公司 具有单独的翼型件、内带和外带的复合翼型组件
US20190368363A1 (en) * 2018-06-01 2019-12-05 Rolls-Royce Corporation Cmc airfoil joint
US20200088050A1 (en) * 2018-09-17 2020-03-19 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly with reinforced end wall joints
US20200182076A1 (en) * 2016-06-21 2020-06-11 General Electric Technology Gmbh Static blade for a turbine diaphragm and associated turbine diaphragm

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5732468A (en) 1996-12-05 1998-03-31 General Electric Company Method for bonding a turbine engine vane segment
US6409472B1 (en) 1999-08-09 2002-06-25 United Technologies Corporation Stator assembly for a rotary machine and clip member for a stator assembly
US6464456B2 (en) 2001-03-07 2002-10-15 General Electric Company Turbine vane assembly including a low ductility vane
FR2833197B1 (fr) 2001-12-06 2004-02-27 Snecma Moteurs Procede de fabrication d'un anneau aubage
US6648597B1 (en) * 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
WO2008094221A1 (en) 2006-09-26 2008-08-07 Pas Technologies Inc. Method of repairing a stationary airfoil array directing three-dimensional flow
US8987629B2 (en) 2009-07-29 2015-03-24 General Electric Company Process of closing an opening in a component
US9212566B2 (en) * 2012-06-15 2015-12-15 General Electric Company Tripod buckle for split fairing of a gas turbine engine
WO2014149094A1 (en) 2013-03-15 2014-09-25 Xu Raymond R Braze materials and method for joining of ceramic matrix composites
US9206700B2 (en) 2013-10-25 2015-12-08 Siemens Aktiengesellschaft Outer vane support ring including a strong back plate in a compressor section of a gas turbine engine
FR3018308B1 (fr) * 2014-03-06 2016-04-08 Herakles Secteur de stator pour turbomachine et son procede de fabrication
US10890076B1 (en) * 2019-06-28 2021-01-12 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly having ceramic matrix composite components with expandable spar support
US11255204B2 (en) * 2019-11-05 2022-02-22 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly having ceramic matrix composite airfoils and metallic support spar
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

Patent Citations (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1126135A2 (en) * 2000-02-18 2001-08-22 General Electric Company Ceramic turbine airfoils with cooled trailing edge blocks
US20110008156A1 (en) * 2009-07-08 2011-01-13 Ian Francis Prentice Composite turbine nozzle
FR2964427A1 (fr) * 2010-09-06 2012-03-09 Messier Dowty Sa Carter de turboreacteur et turboreacteur recevant de tels carters
US20130251519A1 (en) * 2010-09-06 2013-09-26 Aircelle Turbojet casing and turbojet receiving such casings
US20160153299A1 (en) * 2013-07-19 2016-06-02 General Electric Company Turbine nozzle with impingement baffle
US10072516B2 (en) * 2014-09-24 2018-09-11 United Technologies Corporation Clamped vane arc segment having load-transmitting features
CN108457705A (zh) * 2015-07-24 2018-08-28 通用电气公司 用于对接陶瓷基复合材料构件至金属构件的方法和系统
CA2936666A1 (en) * 2015-07-24 2017-01-24 General Electric Company Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine
CN106368742A (zh) * 2015-07-24 2017-02-01 通用电气公司 用于对接陶瓷基复合材料构件至金属构件的方法和系统
CN106368743A (zh) * 2015-07-24 2017-02-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的喷嘴及喷嘴组件
US20170022833A1 (en) * 2015-07-24 2017-01-26 General Electric Company Method and system for interfacing a ceramic matrix composite component to a metallic component
CA2935369A1 (en) * 2015-07-24 2017-01-24 General Electric Company Method and system for interfacing a ceramic matrix composite component to a metallic component
CA2938196A1 (en) * 2015-08-18 2017-02-18 General Electric Company Cmc nozzles with split endwalls for gas turbine engines
CN106468182A (zh) * 2015-08-18 2017-03-01 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的具有分离端壁的cmc喷嘴
CN106870017A (zh) * 2015-09-23 2017-06-20 通用电气公司 用于燃气涡轮发动机的喷嘴及喷嘴组件
US20170268345A1 (en) * 2016-03-16 2017-09-21 General Electric Company Radial cmc wall thickness variation for stress response
US20200182076A1 (en) * 2016-06-21 2020-06-11 General Electric Technology Gmbh Static blade for a turbine diaphragm and associated turbine diaphragm
US20180238185A1 (en) * 2017-02-23 2018-08-23 General Electric Company Methods and Assemblies for Attaching Airfoils within a Flow Path
US20180298767A1 (en) * 2017-04-13 2018-10-18 General Electric Company Turbine Nozzle with CMC Aft Band
CN110273713A (zh) * 2018-03-15 2019-09-24 通用电气公司 具有单独的翼型件、内带和外带的复合翼型组件
US20190368363A1 (en) * 2018-06-01 2019-12-05 Rolls-Royce Corporation Cmc airfoil joint
US20200088050A1 (en) * 2018-09-17 2020-03-19 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly with reinforced end wall joints

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