CN116583657A - 用于飞行器涡轮发动机的导向轮叶组件 - Google Patents

用于飞行器涡轮发动机的导向轮叶组件 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机的导向轮叶组件(300)，导向轮叶组件被分成围绕轴线在周向上彼此相邻布置的多个部段(301)。导向轮叶组件包括通过叶片(302)连接在一起的两个环形壳体(304，303)，内壳体的几何形状被修改为降低导向轮叶组件的振动响应。

Description

用于飞行器涡轮发动机的导向轮叶组件
技术领域
本发明涉及飞行器涡轮发动机的导向轮叶组件的领域。
背景技术
现有技术特别地包括文献FR-A1-3 082 233、FR-A1-3 055 145、FR-A1-3 001761和EP-A1-3 540 180。
在飞行器涡轮发动机中，并且特别是在双本体涡轮喷气发动机中，压缩机的每个级通常一方面包括具有可移动叶片的转子部分，另一方面包括与转子部分邻接的定子部分，该转子部分围绕涡轮发动机的轴线的旋转导致压缩机的管道中的流的加速，该定子部分的作用是对来自转子的叶片的流进行整流。该定子部分也被称为导向轮叶组件，并且由多个部段构成，这些部段一起形成完整的环形导向轮叶组件。换言之，导向轮叶组件是分段的，并且包括在周向上彼此相邻布置并且围绕共用轴线延伸的多个部段。
图1和图2分别示出了根据现有技术的导向轮叶组件部段和导向轮叶组件的多个组装部段的示例。特别地，图1中仅示出了一个部段101，图2中示出了三个部段101。
图2中部分示出的导向轮叶组件100包括分别为内环形壳体和外环形壳体的两个环形壳体104和103，这两个环形壳体围绕共用轴线X延伸，并且通过叶片102连接在一起。此外，如图1中更清楚地示出，部段101的所有叶片102是相同的，并且这些叶片连接到的所有部段延伸部也是相同的。
相同的延伸部沿着部段101的整个长度重复使得该部段容易受到与振动相关的共振现象的影响。更准确地，由于所有延伸部是相同的，这些延伸部对同一频率做出响应，并且由于这些延伸部的连接是通过非常坚硬的壳体进行的，则存在振动现象的累积，并且因此存在对整个导向轮叶组件的振动的响应的放大。
此外，连接叶片的壳体越坚硬，能量(振动的能量)从叶片传递到叶片的效果就越好。
在该实例下，内壳体104的轴向横截面为I形。更具体地，内壳体包括通过环形芯部106彼此连接的内圆柱形壁105和外圆柱形壁107。经验表明，这种几何形状导致非常高的振动水平和非常密集的模态基底。特别地，这种几何形状具有非常密集的模态基底有利于模态的累积，并因此导致高的振动水平(即振动的振幅)。
总之，对飞行器涡轮发动机中的导向轮叶组件的振动的响应问题是主要问题。特别地，由于这种导向轮叶组件旨在被集成到高压本体的高压压缩机中，因此这种导向轮叶组件必须能够承受产生大量模态和高振动水平的恶劣环境条件(即，就转子的压力、温度和高速而言)。
发明内容
本发明提出了一种使得能够降低导向轮叶组件的振动响应的解决方案。此外，所提出的解决方案不影响部段的与该部段的空气动力学特性(即叶片的形状)或该部段在导向轮叶组件中的集成(即部段之间的界面)相关的设计。
为此，根据第一方面，本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机的导向轮叶组件，该导向轮叶组件包括分别为内环形壳体和外环形壳体的两个环形壳体，这两个环形壳体围绕共用轴线延伸，并且通过叶片连接在一起，所述内壳体的轴向横截面大致为I形，所述内壳体包括分别为内圆柱形壁和外圆柱形壁的两个圆柱形壁，这两个圆柱形壁通过环形芯部彼此连接，该导向轮叶组件是分段的，并且包括围绕所述轴线在周向上彼此相邻布置的多个部段，其特征在于，部段中的每一个部段包括芯部区段，该芯部区段包括沿轴向方向定向的至少一个凹部。
通过修改导向轮叶组件的内壳体的几何形状，该导向轮叶组件对振动的响应被修改。特别地，内壳体的芯部在壳体的某些区段上的轴向移位导致所述壳体的刚度的变化，这使得能够降低该壳体的振动响应。
根据本发明的导向轮叶组件可以包括以下特征中的一个或多个特征，一个或多个特征单独采用或彼此组合采用：
-部段中的每一个部段包括芯部区段，该芯部区段包括至少一个凹部，至少一个凹部被定向成相对于运行中穿过导向轮叶组件的气体的流动方向朝向上游。
-部段中的每一个部段包括芯部区段，该芯部区段包括至少一个凹部，至少一个凹部被定向成相对于运行中穿过导向轮叶组件的气体的流动方向朝向下游。
-部段中的每一个部段包括芯部区段，该芯部区段包括沿同一方向轴向定向的至少两个凹部。
-导向轮叶组件的部段是相同的。
-芯部在轴向方向上延伸如下尺寸，该尺寸至少为芯部的轴向厚度的200％。
-芯部具有围绕所述轴线的大致正弦形状。
-每个部段的芯部区段包括周向端部，周向端部在垂直于轴线的平面中延伸，或者在相对于该轴线倾斜的平面中延伸。
-内圆柱形壁带有可磨损材料的环形涂层。
根据第二方面，本发明还涉及一种飞行器涡轮发动机，该飞行器涡轮发动机包括至少一个根据第一方面的导向轮叶组件。
附图说明
在以下以非限制性示例的方式做出的描述中并且参照附图，本发明将被更好的理解，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
[图1]图1是根据现有技术的导向轮叶组件部段的透视图；
[图2]图2是根据现有技术的导向轮叶组件的透视图；
[图3a]图3a是根据本发明的第一实施例的导向轮叶组件部段的透视图；
[图3b]图3b是根据本发明的第一实施例的导向轮叶组件部段的透视图；
[图4a]图4a是根据本发明的第二实施例的导向轮叶组件部段的透视图；
[图4b]图4b是根据本发明的第二实施例的导向轮叶组件部段的透视图；
[图5a]图5a是根据本发明的第三实施例的导向轮叶组件部段的内壳体的形状的示意图；
[图5b]图5b是根据本发明的第四实施例的导向轮叶组件部段的内壳体的形状的示意图；
[图6a]图6a是根据本发明的第五实施例的导向轮叶组件部段的内壳体的形状的示意图；以及
[图6b]图6b是根据本发明的第六实施例的导向轮叶组件部段的内壳体的形状的示意图。
在不同实施例中具有相同功能的元件在图中具有相同的附图标记。
具体实施方式
上面已经描述了图1和图2。
参照图3a和图3b，我们现在将描述根据第一实施例的飞行器涡轮发动机(未示出)的导向轮叶组件300。出于可读性的原因，仅示出了导向轮叶组件300的部段301，而其他部段由图3a中的虚线表示。因此，导向轮叶组件300包括围绕轴线X在周向上彼此相邻布置的多个部段301。因此，整个导向轮叶组件300具有环形的形状。
图3a和图3b是从两个不同的角度，即分别从下方(即从部段的内部部分)和从侧面(tranche)(即从部段的纵向端部之一)观察的导向轮叶组件部段301的两个透视图。在这两种情况下，部段301的最内部部分305以透明方式示出，以使下文描述的部段的一部分的特定形状更加明显。
导向轮叶组件300包括分别为内环形壳体和外环形壳体的两个环形壳体304和303，这两个环形壳体围绕共用轴线X延伸，并且通过叶片302连接在一起。如图3b中可以更清楚地看到，内壳体的轴向横截面大致为I形。特别地，内壳体包括分别为内圆柱形壁和外圆柱形壁的两个圆柱形壁305和307，这两个圆柱形壁通过环形芯部306彼此连接。本领域技术人员将理解，本发明也适用于内圆柱形壁带有可磨损材料的环形涂层的壳体。
此外，内壳体304包括芯部区段，该芯部区段包括轴向定向的凹部。在图3a和图3b所示的示例中，部段301的芯部306大致为U形。因此，在该示例中，芯部的凹部被定向成相对于运行中穿过导向轮叶组件的气体的流动方向朝向上游。换言之，当导向轮叶组件被安装在涡轮发动机中时，U形的端部被定向成朝向上游。
图4a和图4b示出了另一实施例，在另一实施例中，部段301的芯部306大致为倒U形，即芯部的凹部被定向成相对于运行中穿过导向轮叶组件的气体的流动方向朝向下游。
在本发明的各种实施例中，导向轮叶组件的不同部段可以全部相同或彼此不同。此外，在一个特定实施例中，导向轮叶组件中的面对部段的端部是相同的。有利地，至少导向轮叶组件的部段的端部相同使得能够避免流再流通现象的发生，即避免流可以在两个不同部段之间的每个连接部处在内壳体处流通。
图5a和图5b示出了导向轮叶组件的两个实施例，在这两个实施例中，部段中的每一个包括芯部区段，该芯部区段包括沿同一方向轴向定向的至少两个凹部。例如，如图5b所示，芯部502大致为彼此相邻的两个相同U形的形状，或者如图5a所示，芯部501大致为彼此相邻的两个相同倒U形的形状。
在其他实施例中，内壳体的芯部可以具有大致正弦形状。在又一些实施例中，如图6a和图6b所示，芯部601或602大致为U形，该U形的端部由平行于内壳体的纵向范围延伸的芯部区段延伸。
有利地，芯部的轴向位置沿导向轮叶组件部段的纵向范围的变化导致内壳体的刚度的局部变化，并因此导致导向轮叶组件的振动响应的变化。在这种情况下，内壳体的刚度局部地降低，这导致部段的振动响应降低。
本领域技术人员将知道，如何在给定的导向轮叶组件中调整芯部的形状以获得这些效果。特别地，可以修改芯部的形状，以减小对特定振动频率范围的振动响应。
此外，为了实现这种效果，芯部可以在轴向方向上延伸如下尺寸，该尺寸足以降低该芯部的刚度，例如，该尺寸至少为芯部的轴向厚度的200％。因此，芯部的轴向位置的局部变化必然会对部段的振动响应产生影响。此外，在所有情况下，芯部在内壳体的轴向边缘之间延伸。换言之，芯部在轴向方向上不会从壳体的其余部分突出。
在导向轮叶组件的各种实施例中，根据部段的几何形状，部段的内壳体的芯部可以与所述部段的该侧面形成直角(例如在图6a和图6b的实施例中)，或者相对于该侧面倾斜(例如在图5a和图5b的实施例中)。换句话说，每个部段的包括至少一个凹部的芯部区段包括周向端部，这些周向端部在垂直于如下的轴线的平面中延伸或者在相对于该轴线倾斜的平面中延伸：导向轮叶组件围绕该轴线延伸。
有利地，使用根据本发明的导向轮叶组件部段几何形状制造导向轮叶组件可以通过机械加工以及增材制造获得。
最后，在导向轮叶组件的所有实施例中，仅改变导向轮叶组件的部段的内壳体的形状。因此，对所述导向轮叶组件的空气动力学设计或集成没有影响。

Claims (10)

1.一种用于飞行器涡轮发动机的导向轮叶组件(300)，该导向轮叶组件包括分别为内环形壳体和外环形壳体的两个环形壳体(304，303)，所述两个环形壳体围绕共用轴线(X)延伸，并且所述两个环形壳体通过叶片(302)连接在一起，所述内壳体的轴向横截面大致为I形，所述内壳体包括分别为内圆柱形壁和外圆柱形壁的两个圆柱形壁(305，307)，所述两个圆柱形壁通过环形芯部(306)彼此连接，所述导向轮叶组件是分段的，并且所述导向轮叶组件包括围绕所述轴线(X)在周向上彼此相邻布置的多个部段(301)，其特征在于，所述部段(301)中的每一个部段包括芯部区段，所述芯部区段包括沿轴向方向定向的至少一个凹部。
2.根据权利要求1所述的导向轮叶组件，其中，所述部段中的每一个部段包括芯部区段，所述芯部区段包括至少一个凹部，所述至少一个凹部被定向成相对于运行中穿过所述导向轮叶组件的气体的流动方向朝向上游。
3.根据权利要求1所述的导向轮叶组件，其中，所述部段中的每一个部段包括芯部区段，所述芯部区段包括至少一个凹部，所述至少一个凹部被定向成相对于运行中穿过所述导向轮叶组件的气体的流动方向朝向下游。
4.根据前述权利要求中任一项所述的导向轮叶组件，其中，所述部段中的每一个部段包括芯部区段，所述芯部区段包括沿同一方向轴向定向的至少两个凹部。
5.根据前述权利要求中任一项所述的导向轮叶组件，其中，所述导向轮叶组件的部段是相同的。
6.根据前述权利要求中任一项所述的导向轮叶组件，其中，所述芯部在轴向方向上延伸如下尺寸，所述尺寸至少为所述芯部的轴向厚度的200％。
7.根据前述权利要求中任一项所述的导向轮叶组件，其中，所述芯部具有围绕所述轴线的大致正弦形状。
8.根据前述权利要求中任一项所述的导向轮叶组件，其中，每个部段的所述芯部区段包括周向端部，所述周向端部在垂直于所述轴线的平面中延伸，或者在相对于该轴线倾斜的平面中延伸。
9.根据前述权利要求中任一项所述的导向轮叶组件，其中，所述内圆柱形壁带有可磨损材料的环形涂层。
10.一种飞行器涡轮发动机，所述飞行器涡轮发动机包括至少一个根据前述权利要求中任一项所述的导向轮叶组件。
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