TW200538633A - Divergent flap for a gas turbine engine - Google Patents
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Description
200538633 九、發明說明： 【發明所屬之技術領域】 本發明係有關於燃氣渦輪發動機，且尤其有關於該等燃 氣渦輪發動機之一發散襟翼。 【先前技術】 一典型之燃氣渦輪發動機係在一溫度甚高且振動甚大之 極度嚴峻環境下操作。一傳統之燃氣渦輪發動機包含一用 以壓縮進入空氣之壓縮機、一用以將釋出自該壓縮機之經 壓縮氣體與燃料相混合並予燃燒之燃燒室、一用以膨脹該 等熱氣體以產生推力並推進該發動機之渦輪、及一允許熱 氣體離開該發動機之排氣喷嘴。因此，該排氣喷嘴必須能 適應離開該發動機之極度熱氣體。 在軍事用途中，避免飛機為雷達所偵測到之設計已成為 一項重要之問題。飛機擁有不被偵測到之能力（亦謂之為一 飛機之一識別標記）係取決於該飛機之整體幾何形態及其 製造材料。為使偵測降至最低，其宜消除發動機零件間之 間隙且宜在該發動機外部形狀上達到某一平滑度。除此之 外，亦宜避免在該發動機之外部表面上使用金屬。 其他對發動機設計甚為重要之因素係避免空氣洩漏及隔 絕發動機之某些元件以避免其曝露於熱氣體中。一可承受 高溫之材料類型係陶瓷基複合材料（CMC)。然而，很難將 ϋ亥陶竟基複合材料（CMC)元件連接至金屬元件上。將該陶 曼基複合材料（CMC)連接至該金屬上之一障礙在於該材料 之不同熱膨脹。一般而言，由於不同之熱膨脹性質，將报 100358.doc 200538633 難在燃氣渦輪發動機中附著或連接不同之材料。 【發明内容】 根據本發明，一被設置於一燃氣渦輪發動機之一排氣喷 鳴中之發散襟翼總成包含··一呈軸向延伸之熱板，其具有 一熱板内側及一熱板外側；一用於支撐該熱板之脊骨結 構，其被徑向地设置於該熱板之外並大致相鄰於該熱板外 側；及一犁部，其被固定於該脊骨結構以便填補一介於該 熱板與一外部襟翼間之間隙。該犁部係由CMC材料所製 成，並具有可用於補償且實質地延續該外部襟翼之幾何形 態以便將飛機受偵測到之可能性減至最低之外部幾何形 態。該犁部被連接至該脊骨結構，以致使得當該脊骨結構 熱膨脹時，該犁部可被移動以便將該熱板之一後緣及該犁 部間之偏位減至最小。 根據本發明之一特徵，該脊骨結構包括複數個孔，並使 得=等複數個孔中之一些孔具有一細長形狀，以允許在該 φ 脊月、Ό構及"亥熱板間可相對地運動，以致使在當該脊骨結 構熱膨脹時，該犁部可被軸向地移動。 根據本發明之另_特徵，該犁部藉由複數個繫結件而被 繫固於该脊骨結構上，而該等複數個繫結件被配置以將熱 應力減至最小。 °' 根據本發明之再-特徵，該襟翼總成亦包括一尾支座， ,、攸忒脊結構軸向延伸至該襟翼總成之一後緣，以便可 將該熱板之彎曲減至最小。 本^月之別述及其他優點在參照以下遠十對該等被顯示於 100358.doc 200538633 附圖中之例示性實施例的詳細說明後將會變得顯而易知。 【實施方式】 參照圖1，一燃氣渦輪發動機10包括一壓縮機12、一燃燒 室14、及一環繞在一中心轴線17周圍之渦輪16。空氣18轴 向地流經該發動機10。如同在本藝中所熟知的，空氣18被 壓縮於該壓縮機12中。隨後，該經壓縮之空氣被混合以燃 料並於該燃燒室14中被予燃燒。該熱氣體膨脹而產生推力 以推動該發動機10並驅動該渦輪16，其依序地驅動該壓縮 機12。來自該渦輪16之廢氣從該排氣喷嘴20排出。 參照圖2，該排氣喷嘴20包括複數個沿著圓周地被配置在 該軸線17周圍之外部襟翼24，及複數個從該等外部襟翼處 被徑向向内配置之發散襟翼26。每一外部襟翼24包含一具 有一特別幾何形態之外部襟翼表面28。每一發散襟翼26包 括一前部30及一尾部32。該前部30包括一鉸鏈總成36以供 將該發散襟翼26固定至該燃氣渦輪發動機。該發散襟翼26 另包括：一熱板38，其延伸該襟翼26之長度從該前部30至 该尾部32處；一脊骨結構40，其被徑向地配置在該熱板38 外側並藉由連接裝置42而被固定於其上；以及一犁部46， 其被設置在該發散襟翼26之尾部32中並藉由一犁繫結件總 成48而被固定於該脊骨結構4〇上，如圖3至1〇所示。 參照圖3及4，在本發明之較佳實施例中，該熱板3 8包括 一由陶曼基複合材料（CMC)所構成且大致呈扁平狀之基 底’該熱板38具有一被曝露在廢氣18中之熱板内側5〇及一 面朝該脊骨結構40之熱板外側52。該熱板内側50及該熱板 100358.doc 200538633 外側52從該前部30延伸至該尾部32並包含一鉸鏈緣56及一 後緣58。在該較佳實施例中，該後緣係由一斜面6〇所界定。 該熱板38亦包括複數個連接孔61，此最佳可見圖4中所示。 該等孔61亦包括一形成於該熱板内側5〇中之埋頭孔62，此 最佳可見圖11中所示。 該脊骨結構40延伸該熱板3 8之長度並提供其結構。在該 較佳實施例中，該脊骨結構40由金屬所製成。此外，在本 _ 發明之一實施例中，該脊骨結構4〇包括一尾支座63，其延 伸入5亥發散襟翼26之該尾部32内，此最佳可見圖3中所示。 該脊骨結構40亦包括複數個脊骨孔64。 參照圖5及6，該犁部46包含一犁本體66，其具有一犁外 側表面68及一犁内側表面7〇，以及一犁外緣72及一犁内緣 74 °該㈣㈣及内側表面68、70具有-可使飛機之識別 標記減為最小且提供最佳空氣動力學特性之輪廊。在該發 動機之非操作狀態中，該犁部46並未與該熱板之後緣Μ • 對齊，如圖5中所示。倒是該犁部46係從該斜面60處被徑向 向内地配置亚形成一偏位75於該犁外側表面68及該斜面 門 間隙76亦被形成於該熱板外側表面52及該犁内緣 74之間。纟该較佳具體實施例中，該擎部係由陶竟基複 合材料（CMC)所製成。 參照圖6至1〇,該舉部46藉由該举繫結件總成以而被連接 至該脊骨結構上。在該較佳具體實施例中，該舉料具有 用以將該犁部連接至該脊骨結構上之連接特徵77,其包括 一被形成於其中之鸿尾隙孔8〇及一亦被形成於該舉部内之 100358.doc 200538633 凹槽82，此最佳可見圖8及9中所示。該凹槽82包含一大體 上平坦之凹槽表面83及一凹槽壁84。該鳩尾隙孔80包含一 底部隙孔表面85及一楔形隙孔表面86。 參照圖7及8，該犁繫結件總成48包括一犁繫結件94、一 螺帽96、及一托架98。該犁繫結件94包含一底部1〇4及一延 伸自該底部之突出部106。該突出部106包含一遠端1〇8及一 座端110，並在該遠端108上形成螺紋114。該底部1〇4係概 略呈一梯形，其適於配合入該犁部46之鳩尾隙孔80内。該 I 繫結件包含一形成於該繫結件94之突出部1〇6的座端11〇處 之半徑116 ’此最佳可見圖9及10所示。該螺帽96適於被繫 固至5亥繫結件9 4之突出部1 〇 6的螺紋114上。該托架9 8含有 一第一側11 8及一具有肋部124形成於上之第二側120。該等 肋部124被形成以配合入該犁部46之凹槽82内，此最佳可見 圖8至9所示’且在該較佳具體實施例中，該等肋部ι24係被 形成於一孔126之相對側邊上，而該孔126則係形成於該托 φ 架98中。該孔I26適於允許該繫結件94之突出部106安裝貫 穿其中。一 Belleville墊圈128可視需要地被置於該托架98 及該螺帽96之間。 參照圖8至10，當該犁繫結件94被插入該鳩尾隙孔8〇時， 一間隙130於是形成在該繫結件94之底部1〇4及該鳩尾隙孔 80之間，此最佳可見圖9及10中所示。該間隙13〇及該半徑 116允許該繫結件94之熱膨脹，且將使該犁部之CMC材料的 負荷減至最小。當該犁繫結件94配合入該犁部之該等連接 特徵77中時，該等肋部124配合入該凹槽以内。該凹槽以 100358.doc -9- 200538633 包含該大體上平坦之凹槽表面83以容納該等肋部124。該凹 槽82及該等肋部ι24確保該犁繫結件94保留在該犁部46 中。若是諸組件熱膨脹，該Belleville墊圈128則可維持該預 置負荷。雖然圖中僅顯示一 Belleville墊圈128，但亦可使用 複數個墊圈。 參照圖3，4，11及12，用於將該CMC熱板38連接至該脊 骨結構40上之連接裝置42包含一繫結件134、一墊圈136、 一分隔件138、至少一Belleville墊圈140、及一螺帽142。該 繫結件134包含一頭部146及一具有複數個螺紋15〇之本體 部148。該繫結件134穿過該連接孔61及形成於該CMC熱板 3 8中之埋頭孔62。該繫結件頭部146配合入該埋頭孔61中。 該墊圈136被夾置在該熱板38及該脊骨結構40之間並支撐 該分隔件138。該分隔件138包含一圓柱部分154及一自該圓 柱部分處向外伸展之環狀部分丨56。該分隔件之圓柱部分 154大致與該繫結件本體部ι48鄰接，且該環狀部分156自該 脊骨結構40處徑向向外伸展，藉以在其間界定一分隔件間 隙158，此最佳可見圖6至12所示。該分隔件138之圓柱部分 1 54之長度大於被配置於其中之該脊骨結構4〇的長度以界 定該間隙158。至少一 Belleville墊圈140自該分隔件138處被 徑向向外配置，並使該螺帽142被旋緊以便將所有組件抵住 該熱板3 8而夾緊在一起至一相當緊配合之預設負荷狀態， 使得該熱板3 8與其他組件間不會有任何之鬆脫。 參照圖4 ’該脊骨結構4〇具有複數個脊骨孔64可供將該脊 骨結構40連接至該熱板38上。鄰近該鉸鏈總成36之該等脊 100358.doc -10- 200538633 骨孔64大體上為圓形且尺寸被設定成可容納該繫結件i34 之本體部148，如圖u所示。其餘之脊骨孔被成形為長形隙 孔，可供該脊骨結構40相對於該熱板38而移動，如圖12所 不。因此，該脊骨結構40在該襟翼26之前部30處被固定地 連接至δ亥熱板上。然而，該脊骨結構4 〇由於朝向該襟翼2 & 之尾部32的熱膨脹而能夠自由的軸向移動。 操作時，一旦該發動機10開始運轉後，該發動機之溫度 快速自周遭大氣溫度上升至相當高之溫度。通過該發動機 之氣體18的溫度亦上升至相當高的溫度，且對大多數該等 燃氣滿輪組件形成嚴峻之環境。特別是在該發動機1〇開始 運轉時’熱氣體18經由該排氣喷嘴20而被釋出，此使得該 發散襟翼26被加熱至很高之溫度。該熱板38與離開該發動 機之排出氣體18接觸。該熱板38係特別設計以承受該高 °儘管該CMC熱板承受極高之溫度，但該熱板由於cMc 之材料性質而不會大量的膨脹。然而，該金屬脊骨結構40 承受較大之熱膨脹。因此，當該脊骨結構4〇膨脹時，被固 疋至該脊骨結構上之犁部46向後移向該熱板3 8之後緣。當 該犁部46相對於該熱板38之後緣58移動時，該偏位75受到 填補且被實質地消除。當該脊骨結構膨脹時，該犁外側表 面68大體上與該斜面6〇及外部襟翼之外表面28齊平，此最 佳可見圖2及6所示。該相當高之溫度亦使該熱板38之尾部 32變形並彎曲。該脊骨結構40之尾支座63將該熱板38之後 緣58的彎曲減至最小。藉將彎曲變形減至最小，該犁内緣 74及該熱板38間之接觸亦被減至最少。 100358.doc 200538633 在該#繫結件總成48巾，㈣尾隙孔嶋該繫結件叫固 持於其中。該凹槽82提供-鎖定特徵以防止該繫結件料相 對於該CMC薄板轉動及移動。該繫結件叫之底部與該鳩尾 隙孔80間之該間隙可供該金屬繫結件熱膨脹而不致對該 CMC材料產生負荷。該Bellevme塾圈可被置於該螺帽及該 特徵之間以便可在該零件熱膨脹時維持預負荷，且可降低 該繫結件總成之剛性，以使CMC應力減至最小且小於因加 熱V致该總成之束緊所產生之應力。 該犁繫結件總成48可供將一 CMC薄板連接至一金屬結構 上，而不會在該CMC薄板中形成一貫穿孔。此特徵在隱形 飛機設計中特別地重要，其中該飛機之外側表面必須由特 殊材料製成且在該表面上不能有金屬繫結件。此外，因為 無孔或開口之需求，此一特殊之連接在該CMC材料及金屬 結構之間提供一無洩漏之連接。除此之外，該繫結件料與 ”亥CMC薄板3 8之熱側50相隔離，藉而可維持該繫結件之完 正性。该犁繫結件總成48可被用以連接任何CMC材料與金 屬結構。在本發明之一實施例中，該犁部46經由該托架％ 而被連接至該脊骨結構，如圖5至8所示。該托架％係由金 屬製成且易於隨後藉由各種傳統繫固裝置160,例如鉚釘或 螺栓，而被連接至該脊骨結構40上，如圖5及6所示。因此， 邊托架98提供一於該CMC薄板與其他組件間之一橋接件， 而该托架可藉傳統之繫結技術而被連接至該等其他組件 上。然而，在此特定情況中，該犁部可被直接地連接至該 脊骨結構40上。 100358.doc -12- 200538633 雖然在-較佳具體實施例中該托架98係包含於該犁部及 該脊骨結構之間，但該犁部46可被直接地連接至該脊骨結 構46上。然而，該托架98在該犁部及該脊骨結構之間提供 一跨接，藉而使該犁部經由該托架而利用一傳統連接方式 而被連接至任何結構上。此外，在一較佳具體實施例中， 該單繫結件總成48被配置於- +δ中以順應熱膨脹並將熱 應力減至最小。將該托架98連接至該脊骨結構4〇上之該繫 m裝置160亦被配置在此—平面中以便將任何熱應力減至 最小。被構形成為長形隙孔狀且被配置在該脊骨結構中之 該等脊骨孔64亦可供該脊骨結構40相對於該熱板38而熱膨 脹’藉而驅使該犁部46朝向該熱板之後緣56移動。 該連接裝置42可供在施加較大之束緊作用力至該總成 時，在不使該CMC材料受損的情況下，將該CMC材料連接 至其他類型之材料上。當該螺帽142被旋緊至該繫結件134 件上之時，該脊骨結構46之金屬被困置於該分隔件Π8及該 _ 墊圈I34之間，且所有組件被一起夾制抵住該熱板38至一經 設定之預負荷，以利在該CMC材料與其他組件之間形成一 緊配合而無鬆脫之情況。形成於該脊骨結構40中之該長形 隙孔64可供該脊骨結構相對於該熱板移動而不會造成該連 接總成42之鬆脫。該Belleville墊圈140維持預負荷且降低該 繫結件總成之剛性，以便使CMC應力減至最小且小於因加 熱導致該總成束緊所產生之應力。該分隔件允許該脊骨結 構在維持該總成之一緊密連接時熱膨脹。 本發明之一優點在於該犁部46填補該熱板38及外部襟翼 100358.doc 200538633 24間之間隙。此一特徵確保發動機有一平滑之整體輪廓， 以致使偵測到該飛機之可能性降至最低。本發明之另一優 點在於該舉部在高溫情況下相對於該熱板38移動以補償該 偏位75 ’以致可進一步地降低該飛機被偵測到之可能性。 本叙明之另外一項優點在於該犁部46係由該CMC材料製 成。由該CMC材料製成之犁部使該飛機之識別標記減至最 小。本發明之該等特徵亦適應於CMC；及金屬組件之不同熱 膨脹率。例如，該脊骨孔64允許在該脊骨結構4〇及該熱板 38間之相對移動，藉以適應金屬及cmc材料之不同熱膨脹 率，且亦可供該犁部46朝向該熱板38之後緣％而移動，以 致可使甚至是細小之間隙亦減至最小，藉而進一步地改良 骯機之識別標記。本發明之另一優點在於該尾支座〇將 使該熱板38之彎曲變形減至最小。本發明之又一優點在於 該托架98可供將該CMC薄板連接至任何材料上。 此外，本發明克服了將一 CMC犁部繫固至金屬組件上之 困難。該犁繫結件總成48消除了在該發動機外側表面中形 成貝牙孔之需求，且亦補償了金屬與CMC間之不同熱膨脹 率 〇 連接裝置4 2之一優點在於該c M c板能夠以較大之力予以 束緊，且仍可在該CMC板與該金屬結構之間滑動。除此之 二，在該孔中之該等組件的任何聲響皆被消除，故藉而可 取小化4材料之劣4匕且延長該#組件之使用♦命。此繫固 方式不僅將該CMC組件連接至一不同材料組件，亦可適應 任何非相配之熱膨脹，並可在正壓及負壓之情況下鎖定該 100358.doc -14- 200538633 CMC組件。該繫固方式允許該結構相對於該cmc板而滑 動，以便可消除因熱所導致之應力。 雖然本發明以其一特定具體實施例加以展示及說明，惟 热習此項技藝者瞭解本發明之各種變更皆不脫離本發明之 範疇及精神。 【圖式簡單說明】 圖1係一燃氣渦輪發動機之示意圖；
圖2係圖1之該燃氣渦輪發動機之一發散襟翼及一外部襟 翼之一示意側視平面圖； 圖3係圖2之該發散襟翼之一示意側視平面圖，其具有一 以剖面顯示之犁部； 圖4係圖3之該發散襟翼之一示意俯視圖； 圖5係圖3之該發散襟翼之一放大的部分視圖，其以剖面 顯示在非操作狀態期間之該犁部； 圖6係圖3之該發散襟翼之一放大的部分視圖，其以剖面 顯示在操作狀態期間之該犁部； 圖7係一將該發散襟翼之一熱板連接至一托架上之舉部 繫結件總成之一示意立體截斷視圖； 圖8係圖7之將該熱板及該托架連結之該犁部繫結件紳 之一分解圖； ^成 圖9係圖8中沿著線9-9所取之該犁部繫結件總成之一八 意剖面視圖； 示 圖1〇係圖8中沿著線10_10所取之該犁部繫結件總成之一 示意剖面視圖； 100358.doc -15- 200538633 圖u係一連接繫結件總成之剖面視圖， 及4中之該發散襟翼的一熱板及一脊骨結構 繫結件總成穿過一大致呈圓形之孔；及 圖12係一連接繫結件總成之剖面視圖， 及4中之該發散襟翼的該熱板及該脊骨結構 繫結件總成穿過一細長隙孔。 【主要元件符號說明】 該總成連接圖3 ’並使得該連接 該總成連接圖3 ，並使得該連接
10 燃氣渦輪發動機 12 壓縮機 14 燃燒室 16 滿輪 17 中心軸線 18 空氣 20 排氣噴嘴 24 外部襟翼 26 發散襟翼 28 外部襟翼表面 30 前部 32 尾部 36 鉸鏈總成 38 熱板 40 脊骨結構 42 連接裝置 46 犁部 100358.doc -16 - 200538633
48 犁繫結件總成 50 熱板内側 52 熱板外側 56 鉸鏈緣 58 後緣 60 斜面 61 連接孔 62 埋頭？L 63 尾支座 64 脊骨孔 66 犁本體 68 犁外側表面 70 犁内側表面 72 犁外緣 74 犁内緣 75 偏位 76 間隙 77 連接特徵 80 鳩尾隙孔 82 凹槽 83 凹槽表面 84 凹槽壁 85 底部隙孔表面 86 楔形隙孔表面 100358.doc -17- 200538633
94 犁繫結件 96 螺帽 98 托架 104 底部 106 突出部 108 遠端 110 座端 114 螺紋 116 半徑 118 第一側 120 第二側 124 肋部 126 孔 128 墊圈 130 間隙 134 繫結件 136 墊圈 138 分隔件 140 墊圈 142 螺帽 146 頭部 148 本體部 150 螺紋 154 圓柱部分 100358.doc -18 200538633 156 環狀部分 158 間隙 160 繫固裝置 CMC 陶瓷基複合材料 100358.doc -19
Claims (1)
- 200538633 十、申請專利範圍： 1. :種襟翼總成，其被設置於—燃氣渦輪發動機之一排氣 喷嘴内，該襟翼總成包括： 一呈軸向延伸於該燃氣渦輪發動機内之熱板，其具有 一熱板内側及一熱板外側； 八 一用於支撐該熱板之脊骨結構，其被徑向地設置於該 熱板之外並大致相鄰於該熱板外側；及 入-被固定於該脊骨結構上之犁部，其中該#部橋接一 介於该熱板與一外部襟翼間之間隙。 2. =請求項i之襟翼總成，其中該犁部具有可用於補強且實 質地延續該外部襟翼之幾何形態之外部幾何形態。、 3. 如請求们之襟翼總成’其中該犁部係由cmc材料所製 成，以便可將飛機受偵測到之可能減至最低。 4. 如請求们之襟翼總成，其中該犁部及該熱板由⑽材料 所製成，且該脊骨結構由金屬所製成。 5·如請求们之襟翼總成’其中該苹部被連接至該脊骨結 構’以致使得當該脊骨結構熱膨脹時，該犁部可被移動 以便將4熱板之—後緣及該犁部間之偏位減至最小。 6.如4求項1之襟翼總成，其中該脊骨結構包括複數個孔， 錢得該等複數個孔中之—些孔具有—細長形狀，以允 命在该脊骨結構及該熱板間可相對地運動，以致使在當 該脊骨結構熱膨脹時，該苹部可被轴向地移動。 7·如請求項6之襟翼總成，其中該翠部被軸向移動以便將該 熱板之-後緣及該犁部間之偏位減至最小。 100358.doc 200538633 8. 如明求項1之襟翼總成，其中該犁部藉由複數個繫結件而 被繫固於該脊骨結構上。 9. 如明求項8之襟翼總成，其中該複數個繫結件被配置成可 將熱應力減至最小。 月求項8之襟翼總成，其中該複數個繫結件經配置而被 定位在~平面上。 U•如請求項1之襟翼總成，其另包括： 毛支座，其彳之該脊骨結構轴向延伸至該襟翼總成之 一後緣，以便可將該熱板之彎曲減至最小。 12.如叫求項i之襟翼總成，其中該尾支座係從該脊骨結構懸 臂構成。 13·如請求項丨之襟翼總成，其另包括： 複數個繫結件，其將該舉部連接至該脊骨結構上，以 致使該複數個繫結件可不需在該襟翼之該犁部中形成一 貫穿孔。 φ μ.如請求項13之襟翼總成’其中該等複數個繫結件中之每 一者均由金屬所製成。 15·如請求項13之襟翼總成，其另包括： 一托架’其被插置於該複數個繫結件與該脊骨結構之 間。 1 6. —種發散襟翼總成，1赫砖番 取/、被°又置於一燃氣渦輪發動機之一 排氣喷嘴内，該發散襟翼總成包括·· -呈軸向延伸之熱板，其具有—熱板内側及一執板外 側； 100358.doc 200538633 一用於支撐該熱板之脊骨結構，其被徑向地設置於該 熱板之外並大致相鄰於該熱板外側；及 一翠部’其被固定於該脊骨結構上，其中該犁部係由 CMC材料所製成。 17. —種發散襟翼總成，其被設置於一燃氣渦輪發動機之一 排氣噴嘴内，該發散襟翼總成包括： 一呈軸向延伸之熱板，其具有一熱板内侧及一熱板外 側； 一用於支撐該熱板之脊骨結構，其被徑向地設置於該 熱板之外並大致相鄰於該熱板外側；及 一犁部，其被固定於該脊骨結構上，其中該犁部與該 熱板相分隔，且該犁部橋接一介於該熱板及一外部襟翼 間之間隙。 18·如請求項17之發散襟翼，其中該犁部被連接至該脊骨結 構上，以致使得無任何貫穿孔被形成於其中。100358.doc
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