CN114502832B - 具有柔性空气动力附接的喷射锥 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于飞行器的涡轮机的组件，其包括用于喷射气体的中心元件(1)，以及插入在上游的用于涡轮机的由金属制成的气体出口(22a)与下游末端处的中心元件(1)之间的连接凸缘(9)。所述连接凸缘包括环形部分(9a)和柔性突片(11)，所述柔性突片在轴向上具有：‑第一末端(111a)，其中突片连接到所述环形部分，以及‑第二自由末端(111b)，其相对于所述第一末端径向朝内突出，并且突片与所述中心元件(1)附接到所述第二自由末端。

Description

具有柔性空气动力附接的喷射锥
技术领域
本发明涉及位于飞行器的涡轮机的后部(下游)末端处的组件，其用于优化通过涡轮机排出的热气体的流动，并且有可能吸收至少一些由来自发动机内部部分(燃烧器、涡轮)的这些热气体与环境空气以及与通过涡轮机风扇排出的冷空气的流动的交互产生的噪声。
背景技术—发明内容
更具体地说，本发明涉及常常被称作为“喷射锥(ejection cone)”与仅位于上游的涡轮机的气体出口之间的连接。
通常，喷射锥由被称为“主喷嘴”的部分完成(包围)，其中术语“插塞”或“尾部锥”常用于表示喷射锥，并且术语“喷嘴”以及如“主喷嘴”常用于表示喷嘴。
“喷射锥”旨在定位于涡轮机的涡轮(部分)的下游，主喷嘴围绕其同心地放置。喷射锥和主喷嘴两者通过包括凸缘的附接系统附接到涡轮机外壳。
因此，本身已知用于飞行器的涡轮机的组件，其包括：
-用于气体喷射的中心元件，所述中心元件围绕轴(X)呈环形且适于使涡轮机在其周围从上游到下游喷射气体，以及
-连接凸缘，其插入在上游的涡轮机的气体出口与下游的中心元件之间，以将它们连接在一起。
上述X轴为涡轮机(确切地说，图1中所展示的涡轮机的风扇20和发动机12的移动叶片)的纵向轴或旋转轴。
用于气体喷射的中心元件可对应于上述喷射锥(下文标记为1)，或至少对应于下文的上游部分1a。
常规喷射锥1展示在图1中，其中沿着发动机轴(上文的X轴)的结构的上游(AM)和下游(AV)分别位于图的左边和右边。
更通常，图1中说明用于飞行器10的燃气涡轮机，在下文中还被称作涡轮喷气发动机，其中形成燃气涡轮机发动机12的中心部分安装在发动机短舱组件14内，如经设计以用于次声波操作的飞行器的典型。短舱组件14通常由被称为核心16的短舱发动机以及包围风扇20的风扇短舱18组成，所述风扇轴向地位于发动机12的上游。
术语“轴向”意谓沿着或平行于X轴。术语“圆周”是指围绕X轴延伸，并且术语“径向”是指相对于X轴径向，即沿着或平行于Z轴。术语“径向内部”为与“径向外部”相比径向上更接近X轴。
在轴向上的下游部分中，发动机12包括至少一个涡轮(其可为低压涡轮)，并且进一步在下游，包括排气外壳22，所述排气外壳包括内部环形护罩22a和外部环形护罩22b，在它们之间界定主流24的下游部分，来自发动机12的燃烧室的燃烧气体在所述主流中循环。
在轴向上，内部环形护罩22a连接到喷射锥1，所述喷射锥可包括大体上圆柱形形状的上游部分1a和圆锥形形状的下游部分1b。
将可为所述内部环形护罩22a的涡轮喷气发动机的上述出口以及可为喷射锥1的上游部分1a的中心元件连接(附接)在一起是困难的。实际上，如以横截面说明图1的区域II的放大的图2中所展示，在球状体7的水平处将可为所述内部环形护罩22a的涡轮喷气发动机的上述出口和中心元件(通常标记为3)轴向地附接在一起是复杂的，所述中心元件在本发明的以下实例中将被比作为喷射锥1，球状体7是径向朝外膨胀的区域，中心元件3可具有所述球状体。
确切地说，在此方面会产生问题：
-用于柔性支撑件的通过的中心元件的入口直径的管理，
-复杂的附接，尤其是结合不同材料的使用，
-球状体中的倾斜连接(不平行于X轴)，
-气体流的泄漏或偏差。
对于如上文所提及的飞行器的涡轮机械组件，为了解决这些问题中的至少一些，提出结合以下内容所组成的技术方案：
-气体出口(结构)，其由金属制成，以用于涡轮机，以及
-中心元件，其用于气体喷射，如上文所提及。
在此组件上，上文所呈现的连接凸缘将包括环形部分，并且沿圆周包括柔性突片，所述柔性突片在轴向上分别具有：
-第一末端，突片朝向所述第一末端连接到所述环形部分，以及
-第二自由末端，突片与中心元件紧固到所述第二自由末端，第二自由末端轴向地位于第一末端的上游，并且
在连接凸缘的柔性突片上，第二自由末端将相对于第一末端径向朝内延伸。
在本文中，术语“连接”意谓“通过机械方式保持在适当的位置”(例如，旋拧、焊接)或意谓“作为其一部分”。如果这样做产生了单件式连接，则也符合本文的描述。
确切地说，此类技术方案使得有可能承受所述中心元件与所述环形部分之间的差异膨胀，所述差异膨胀可分别属于或限定金属排气外壳和非金属喷射锥。
气体流的泄漏或偏差的风险受到限制，因为所述环形部分与柔性突片相比更径向外部，自然地形成网板，同时允许附接区域径向地偏移且组合组装的灵活性和简易性。
通过经由所述柔性突片确保附接件从下游到上游的柔性，还将有可能将中心元件/喷射锥的附接引导到上游，因此朝向连接凸缘，这有利于轴向地位于所述球状体外部的附接区域且为声处理区域的存在做好准备。
然而，事实证明同时处理以下问题很棘手：
相对的附接和定位：不同材料、差异膨胀、气体流的泄漏风险或偏差风险，
-不更改流动或进一步使附接件复杂化的声处理区域的有效实施方案。
考虑到这一点，提出结合所谓的金属涡轮机出口，中心元件应具有外围壁，所述外围壁：
-具备声衰减结构(也被称为声减弱结构)，其可具有蜂窝核心，并且
-具有在声衰减结构的上游的上游末端区段：
--相对于柔性突片径向朝内定位，并且
--其中，中心元件在其第二自由末端处与所述柔性突片附接，使得声衰减结构在上游末端部分的下游受限制(不向上游进一步突出)，其中通过所述上游末端部分发生与柔性突片的附接。
通过“声衰减”意谓相较于不具有所述声衰减结构的相同技术方案，声音吸收材料的使用和/或至少十个(几十个)dB的减少。
关于待在所述金属涡轮机出口与下游的中心元件之间促进的密封，还提出：
-凸缘的环形部分(也被称为护罩)限定实心壁，所述实心壁(轴向地和沿圆周)将均匀地占据金属涡轮机出口与所述中心元件之间的空间；和/或
-所述环形部分在下游末端处具有带有抵靠着中心元件的径向外部表面支承的柔性指形件的环形密封件，以确保空气动力连续性。
这将有效地抵消上述泄漏。另外，通过经由凸缘的环形部分的保护，将增强平滑空气动力流，并且因此增强喷射锥的性能。
优选地，将与所述中心元件同轴的环形部分将为圆柱形。以此方式，进一步增强气体流的空气动力连续性。
进一步提出，不论是否组合考虑：
a)中心元件与所述柔性突片之间的附接可包括穿过它们的螺钉，每一螺钉包括螺杆，其具有在上游末端部分和柔性突片径向朝内安置的头部。
这将允许螺钉头部从内部径向地拧入，很好地远离气体流。柔性突片与所述环形部分之间的小径向空间将足以放置螺纹，例如经由螺母；
b)柔性突片可相对于环形部分径向朝内延伸，所述环形部分将通过径向朝内定向的径向附接套环朝向上游延伸。
这将促进：
-对柔性突片和其附接件的机械构造和保护，包含附接声衰减结构(其可由CMC制成)的上游末端的情况，
-气体流的空气动力连续性。
声衰减结构甚至有可能轴向地延伸到突片。
因此，将有可能附接所述中心元件，包含因此由CMC(陶瓷基复合材料，如本身已知)制成的中心元件，而不会影响声处理且无需位于球状空气动力型廓中。连接凸缘则可接着毫不费力地由金属制成。并且，更是如此，这将使中心元件的以声学方式处理的表面最大化。
上文应优选地根据如下设置来完成：
-中心元件附接的上游末端部分平行于所述轴(X)延伸(因此避免上述的倾斜连接)，
-类似地对于朝向其所述第二末端的突片，使得这些突片和中心元件/喷射锥的上游末端部分通过穿过它们的螺钉而附接在一起。
通过所述柔性突片确保附接件从下游到上游的柔性，我们将能够：
-获得紧凑性，
-因此，相较于其它柔性支撑件，限制技术方案的质量，
-将具备装备有上游和下游加强件的与气体流(参见上述的主流24)有关的声处理件的中心元件/喷射锥(CMC或金属)的架构集成，包含与金属连接凸缘集成。
柔性突片与所述环形部分在其所述第一末端处的连接可通过焊接进行。
以此方式，有可能避免在环形部分中存在切口，所述切口产生其中气体可通过的开口。
还提出，为了在柔性突片处和在所述柔性突片与中心元件之间的径向附接处留下足够的径向空间，柔性指形件的支撑件朝向斜面的中断部定位，其中，中心元件朝向上游末端部分逐渐变尖。
以此方式，密封、附接、气体流质量、后续干预的附接和接入的问题将再次一起解决。
阅读借助于非限定性实例给出的以下描述的同时参考附图，如果需要则可更好地理解本发明，并且将了解本发明的其它细节、特性和优点，在所述附图中：
附图说明
[图1]为已知飞行器的涡轮机的示意性型廓截面(轴向截面)；
[图2]在不同于本发明版本的版本中对应于图1的框架II中的局部视图的轴向半截面；
[图3]为图2中所展示的连接凸缘(在下文中标记为9)的透视图；以及
[图4]对应于图2的视图的一部分，但在图2标记为IV的区域的放大处是根据本发明的版本。
具体实施方式
参考图1且因此针对涡轮喷气发动机10，图2展示发动机尾部组件12，其包括用于气体喷射的中心元件1(或喷射锥)以及插入在上游的涡轮喷气发动机的金属出口(在此情况下为排气外壳的内部环形护罩22a)与下游的中心元件1之间的连接凸缘9，以借助于可为螺钉的轴向附接件5将它们连接在一起。中心元件1由陶瓷基复合材料制成且围绕(X)轴呈环形。中心元件1适于通过涡轮喷气发动机在中心元件1周围从上游到下游喷射气体；参见图1、2的箭头F。
在此实施例中，不根据本发明且还如图3中所说明，连接凸缘9包括与中心元件1同轴的环形部分9a，并且沿圆周包括柔性突片11。
柔性突片11在环形部分9a上围绕X轴以规则序列沿圆周彼此跟随。突片11呈现为可大致为矩形的叶片。对于其相对于环形部分9a的柔性关节，其在轴向上分别具有：
-第一末端11a，突片在所述第一末端处整体地连接到所述环形部分9a，以及
-第二自由末端11b，其从第一末端11a朝外径向(Z轴)突出，并且突片11与中心元件1附接到所述第二自由末端。
因此，每一末端可在第一末端11a处弯曲。它们限定许多柔性支撑件。
在下文中系统地被称作“中心元件”的中心元件/喷射锥1由陶瓷基复合材料(CMC)制成，并且连接凸缘9由金属制成。其可为钛合金或任何其它耐高温合金。
确切地说，为了不将突片11附接到为了声衰减而处理的区域(细节见下文；区域13)中或球状体7中的中心元件1，其中存在与中心元件1的附接的(每一个)柔性突片11的第二自由末端11b轴向地位于此突片的第一末端11a的上游(AM)。
中心元件1具有外围壁15，该外围壁15：
-局部具备带有声吸收性核心的声衰减结构17，所述声吸收性核心可为蜂窝式的，并且
-在声衰减结构17的上游具有上游末端部分19，其中，中心元件1在其第二自由末端11b处与所述柔性突片11附接。
以此方式，声衰减结构17在其中发生与突片11的附接的部分19的下游受限制。为了使附接更可靠，上游末端部分19有利地形成沿圆周闭合的环，其相对于声衰减结构17向上游整体地延伸外围壁15，就像轴向件一样。此环形边缘19具有孔21，附接螺钉23穿过所述孔，所述附接螺钉还分别朝向其第二自由末端11b穿过柔性突片11中的其它孔25。
另外，为了有助于大径向间隙和附接件(例如螺钉23；参见图2)的装配，柔性突片11从形成在环形部分9a中的切口18径向朝外延伸；参见图3。
实际上，如参考图1所示的，中心元件1可包括上游部分1a(通常被称作“前部插塞”)以及轴向地(例如通过栓接)附接到其的下游部分1b(通常被称作“后部插塞”)。
因此此上游部分1a将装备有至少一个所谓的声衰减结构17，并且因此带有壁15和部分19。
不管此技术方案多么值得关注，其仍可得到改进；在图4中所示意的本发明的技术方案的情况下，其中对于彼此对应且在操作中相同或类似的部分和零件，附图标记为增加了一百的先前图的那些附图标记。
将图2和图4进行比较，容易看到两个技术方案之间的类似性和差异。此外，利用图3，其中连接凸缘9沿着其整个周边展示为其整体，容易将图4的横截面视图转置到本发明的连接凸缘109，所述连接凸缘以与连接凸缘9相同的方式沿圆周延伸。
在下文中，仅详述技术方案之间的差异。
因此，在本发明的“经修改的技术方案”中，在(优选地，每一)柔性突片111上径向地存在从第一末端111a径向朝内延伸的自由第二末端111b。
以此方式，气体流泄漏或偏差的风险受到限制，因为所述环形部分109a与柔性突片111相比更径向外部，自然地形成网板，同时使得有可能径向地偏移附接区域(参见附接件105和123)且组合组装的灵活性和简易性。
通过经由柔性突片111确保附接件从下游(AV)到上游(AM)的柔性，还将有可能将中心元件3/喷射器锥1的附接引导到上游，因此朝向连接凸缘109。
并非与环形部分109a成整体，柔性突片111可在其相应所述第一末端111a处焊接(在图4中标记为39)到此环形部分。
对于涡轮机10的金属出口22与下游的中心元件3之间的密封，还提出连接凸缘109的环形部分109a限定实心壁，所述实心壁(轴向和沿圆周)因此均匀地占据涡轮机的金属出口22与所述中心元件3之间的空间。
遵循相同目的，为了空气动力连续性，所述环形部分在自由下游末端109a1处具有带有抵靠着中心元件3/喷射锥1的径向外部表面(在实例中，外围壁15)支承的柔性指形件270的环形密封件27。
确切地说，支撑件可位于上游部分1a中，朝向斜面1a1的中断部，其中，中心元件3/喷射锥1在方向上逐渐变尖以在柔性突片111处和在径向附接件123处留下足够的径向空间29。
正如在图2中的技术方案中，图4中的技术方案提出中心元件1/3因此具有外围壁15：
-具备声衰减结构17，并且
-在声衰减结构的上游具有上游末端部分(19)：
--相对于柔性突片111径向朝内定位，并且
--其中，中心元件1/3在其所述第二自由末端111b处与所述柔性突片111附接。
这有助于在中心元件1/3与连接凸缘之间的组装：有可能在径向上很好地远离气体流F工作。
还提出中心元件1/3与所述柔性突片111之间的附接由将先验地径向穿过它们的螺钉123进行。
螺钉123将各自有利地包括具有相对于上游末端部分1a(且确切地说，其锥形部分1a1)且相对于柔性突片111径向朝内安置的经放大头部123b的螺杆123a。
这将允许螺钉头部123b从内部径向拧入。径向空间29可在柔性突片与所述环形部分109a之间保持减小，恰好足以将带螺纹孔放置在其中，例如经由与对应螺杆123a接合的螺母35。
并且为了附接到金属出口22a，不仅柔性突片111将有利地相对于环形部分109a径向朝内延伸，而且环形部分109a可接着通过径向朝内定向的径向附接套环37(并且不像在图2的技术方案中朝外定向：外部套环或边缘33)向上游延伸。
此外，将进一步促进空气动力连续性，在轴向上与径向套环37相对，用于附接金属出口22a的环形边缘31也径向朝内定向(并且不像在图2的技术方案中朝外定向)。
所有这些都适用于金属出口22与由CMC制成且经声处理的中心元件1/3之间的实际、可靠且空气动力连接。
连接凸缘109可因此为金属的，尤其在锥形部分1a1具有如下设置的情况下：
-在上游径向朝内延伸到柔性突片111，并且
-还具有声衰减结构17。
如已经说明的，上文将优选地实现：
-用于附接中心元件1/3的上游末端部分19平行于所述轴(X)延伸(因此避免上述的倾斜连接)，
-以与突片111朝向其所述第二末端111b相同的方式，使得这些突片和中心元件3/喷射锥1的上游末端部分19在径向减小的空间中附接在一起。

Claims (9)

1.用于飞行器的涡轮机的组件，所述组件包括：
-用于所述涡轮机的金属气体出口(22a)，
-用于喷射气体的中心元件(1)，所述中心元件围绕轴(X)呈环形且适于通过所述涡轮机从上游到下游喷射气体，以及
-连接凸缘(109)，其插入在上游的金属气体出口(22a)与下游的中心元件(1)之间，以将所述金属气体出口连接到所述中心元件，所述连接凸缘(109)包括环形部分(109a)，并且沿圆周包括柔性突片(111)，每个柔性突片在轴向上具有：第一末端(111a)和第二自由末端(111b)，所述第一末端连接到所述环形部分，以及所述第二自由末端与所述中心元件(1)附接，所述第二自由末端(111b)轴向地位于所述第一末端(111a)的上游，并且所述第二自由末端(111b)相对于所述第一末端(111a)径向朝内延伸，
其中：
-所述中心元件(1)具有外围壁(15)，
-所述外围壁(15)具备声衰减结构(17)，
-所述外围壁在所述声衰减结构的上游具有上游末端部分，
-所述上游末端部分(19)相对于所述柔性突片(111)径向朝内定位，
-所述上游末端部分(19)在所述第二自由末端(111b)处与所述柔性突片(111)附接，使得所述声衰减结构在所述上游末端部分(19)的下游受限制，
-所述外围壁(15)具有朝向所述上游末端部分(19)径向向内延伸的锥形部分，
-所述柔性突片(111)在所述连接凸缘(109)的环形部分(109a)和所述外围壁(15)之间从所述第一末端(111a)朝向所述第二自由末端(111b)延伸，所述柔性突片(111)从下游向上游向内且仅在上游方向上延伸。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述中心元件(1)与所述柔性突片(11)之间的附接包括穿过所述中心元件与所述柔性突片的螺钉(123)，每一螺钉包括螺杆(123a)，其具有相对于所述上游末端部分(19)和所述柔性突片(111)径向朝内安置的头部(123b)。
3.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述柔性突片(111)相对于所述环形部分(109a)径向朝内延伸，所述环形部分通过径向朝内定向的径向附接套环(37)朝向上游延伸。
4.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述声衰减结构(17)轴向地延伸到所述突片(111)。
5.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述中心元件(1)由陶瓷基复合材料制成，并且所述连接凸缘(109)由金属制成。
6.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述柔性突片(111)在所述第一末端(11a)处通过焊接(39)连接到所述环形部分(109a)。
7.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所述环形部分(109a)限定实心壁，所述实心壁均匀地占据金属气体出口(22a)与下游的中心元件(1)之间的空间。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的组件，其特征在于，所述环形部分(109a)在下游末端(109a1)处具有带有抵靠着所述中心元件(1)的径向外部表面支撑的柔性指形件(270)的环形密封件(27)，以确保空气动力连续性。
9.根据权利要求8所述的组件，其特征在于，所述柔性指形件(270)的支撑朝向锥形部分。
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