专利名称：包括用于抓握锁定件的轴向通道的、将环形部锁定在涡轮机壳体上的锁定件的制作方法
技术领域：
本发明总体上涉及一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机(turbomachine)(例如，涡轮壳体)上的固定装置的锁定件。本发明还涉及装配有这类锁定件的飞行器涡轮机，该涡轮机能够采用涡轮螺旋 桨发动机或涡轮喷气发动机的形式。
背景技术：
在现有技术中已知这样的环形部，它们沿圆周固定在环绕涡轮喷气发动机的涡 轮移动叶片的壳体上并且共同形成界定涡轮中气体路径的外部边界的连续圆柱形包罩。 这些环形部通过一些壳体元件(所谓的壳体中间元件或衬套)安装在涡轮的内壳上，它 们在其前端处被悬挂于壳体中间元件或衬套上并且在其后端处通过C形或水平U形锁定 件保持于适当位置中。这些锁定件的后端轴向地/纵向地接合在环形部后端的圆周边缘 (circumferential rim)和壳体中间元件上，从而将它们保持彼此径向接触。这样将环形部固定到涡轮壳体的中间元件上允许它们可以跟随涡轮壳体的热膨 胀和收缩，其中注入热气体或冷气体以控制其热膨胀和收缩，以便在环形部的内表面与 涡轮移动叶片端之间保持可能最小的径向间隙，且因此提高涡轮的效率。在已知方式中，这些锁定件共同形成中心在涡轮机轴线上的环形锁定装置，因 此每个锁定件仅形成该装置的一个角形部(secteunmgulaire)。每个锁定件包括两个纵向 夹紧臂，该夹紧臂沿向后方向轴向地/纵向地延伸并在它们的后端处通过连接臂连接， 同时它们的前端用于在它们之间按压至少一个环形部与至少一个壳体元件接触。彼此被 迫接触的环形部和壳体元件被设计成容纳在两个纵向臂之间形成的空间中，并沿向前方 向纵向开放。选择锁定件的两个纵向臂之间的弹性和间隔，以便施加的径向夹持是有效的。 在这样的情形中，例如在涡轮维护操作期间必须拔出这些锁定件极其困难，这是由于纵 向臂对圆周边缘上施加的大的径向夹持力。因此，为了能够拔出，操作员通常需要使用 不适合形状的工具，该工具可能会破坏锁定件和周围的元件。例如，在操作员试图在锁 定件的一个纵向臂与接触该臂的圆周边缘之间滑动螺丝刀时发生这种情形。然后将螺丝 刀用作杠杆臂，这可能会破坏相关的纵向臂和圆周边缘，或者甚至伤害操作员。结果，现有锁定件的设计不能快速和轻易拔出，并在拔出期间产生破坏夹持臂 的严重风险。
发明内容
因此本发明旨在至少部分地解决与现有技术实施方式相关的上述缺点。为此，本发明的第一目的是提供一种用于将环形部固定至飞行器涡轮机壳体上 的固定装置的锁定件，所述锁定件沿圆周方向在第一圆周端和第二圆周端之间延伸，所述锁定件的位于与所述圆周方向正交的平面中的横截面包含两个夹持臂，这两个夹持臂 在它们的后端由一连接臂彼此连接，该连接臂大致平行于两个夹持臂之间的总体间隔方 向延伸，两个夹持臂的前端被设计成在它们之间将至少一个环形部按压于至少一个壳体 元件上。根据本发明，所述锁 定件在与所述圆周方向正交的虚拟正中面的两侧上设置有 通道，该通道用于所述锁定件的抓握，每个通道形成为所述连接臂中的贯穿通道并通向 在所属夹持臂之间限定的臂间空间。因此，根据本发明的锁定件创新地提供了允许其抓握的装置，从而例如通过使 用合适的工具在将其安置在环形部上后易于拔出。通道在连接臂上的特殊位置，即与挤压环形部的夹持臂的前端相距一定距离， 意味着通道可易于与拔出工具配合，而没有损坏锁定件功能的风险，特别是因为工具与 上述前端之间不存在直接接触。换句话说，用工具抓握这些通道的事实不会对夹持臂产 生任何直接的机械力，夹持臂将因此不会被工具施加的压力破坏，因为施加的负载基本 集中在连接臂上，该连接臂从敏感区域在向后的方向上偏移。该优点也存在于下面的优 选情形中，即工具通过通道以进入臂间空间，以使工具的端部在这些通道附近而抵靠连 接臂的内表面。因此，考虑使工具与通道的壁配合，和/或与连接臂的内表面配合。优选地，每个通道沿着基本与圆周方向和间隔方向正交的方向线延伸。优选， 该方向线是直线，例如基本轴向延伸，因此前述间隔方向与径向方向对应。换句话说，每个直线优选地平行于装配有多个这类锁定件的涡轮的轴线，以确 保环形部按压在壳元件上。当然，通道的方向线的定向可与轴向/径向方向不同，这不 超出本发明的范围。优选地，两个通道分别布置在所述第一圆周端和所述第二圆周端上或布置在所 述第一圆周端和所述第二圆周端附近。这些端部对应于当锁定件处于环形部夹持条件下 时锁定件中的最小应力部分，以便在这些位置存在的通道对锁定件的弱化作用可忽略， 而无需对周围区域的尺寸放大。优选地，每个通道基本是圆柱形的，且具有与所述方向线对应的轴线。根据一个优选实施例，每个通道均采用沿着方向线延伸的凹槽的形式，即，所 述凹槽的底部基本平行于径向方向延伸。优选地，使每个凹槽形成为在所述圆周方向上 开放。优选地，从相对于锁定件的外侧并沿着所述方向线看，每个凹槽均具有基本半 圆或基本半椭圆的形状。无论考虑什么样的情形，每个凹槽均允许工具通过连接臂，工具的端部随之可 靠近凹槽与所述臂的内表面配合。前述内表面因此构成工具的止挡表面，该止挡表面基 本向着其限定的臂间空间定向。该止挡表面实际上可用作拆除工具的支承表面，然后其 可朝后在纵向方向上被压迫，以便引起所需的拆除。根据本发明另一个优选实施例，从相对于锁定件的外侧并沿着所述方向线看， 每个通道均具有闭合的限定线。为此，限定线具有钻孔形式的整体椭圆形或圆形形状。优选地，锁定件形成环形锁定装置的角形部，锁定件被定中心在与装配有该装置的涡轮的轴线上。本发 明另一个目的是提供一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机壳体上的固定 装置，其包括形成有第一后圆周边缘的壳体元件，环形部的第二后圆周边缘应用于第一 后圆周边缘上，固定装置还包括多个如上所述的锁定件，其在所述第一和第二圆周边缘 上接合以将它们保持彼此接触。因此在该情形中，第一和第二圆周边缘在纵向方向上向 后延伸，穿过限定在夹持臂之间的锁定件前开口，以便保持彼此径向按压。本发明另一个目的是提供一种飞行器涡轮机的涡轮，其包括如上所述的环形部 的固定装置，和/或至少一个如上所述的锁定件。可替换地，其可以是涡轮机的压缩 机，而不超出本发明范畴。最后，本发明的另一个目的是提供一种飞行器涡轮机，其包括如上所述的涡 轮，和/或如上所述的环形部的固定装置，和/或至少一个如上所述的锁定件，此涡轮机 一般是涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。在阅读下面给出的详细非限制性描述之后，本发明的其他优点和特征将变得清
林 疋。
将参照附图进行此描述，在附图中图1示出了根据本发明的一个优选实施例的固定装置的局部纵向截面图，该固 定装置用于将环形部固定在飞行器涡轮机的涡轮壳体上，此视图也对应于沿图3的平面 Pl剖开的截面图，该平面Pl与圆周方向正交并穿过一个通道，该通道允许锁定件的抓 握；图2示出了类似于图1所示的局部放大视图，此视图还对应于沿图3中平面P2 剖开的截面图，该平面P2形成与轴向方向正交的虚拟正中面；图3示出了锁定件的透视图，该锁定件形成图1和图2中所示的环形部的固定装 置的一部分；图4示出了图1中所示的锁定件的放大视图；图5示出了图3和图4中所示的锁定件的通过两个夹持臂并与两个通道的方向线 正交的横截面；图6a到6c示出了拆除图1至图5中所示的锁定件的方法，其中，图6b对应于 沿图6a的线VIb-VIb截取的视图；图7示出了与图3所示的类似的视图，锁定件分别采用可替换实施例的形式。
具体实施例方式图1和图2示出了根据本发明一个优选实施例的将环形部固定至飞行器涡轮机的 涡轮壳体上的固定装置的示意图。在图中，方向A对应于平行于涡轮和涡轮机的纵向轴线2的纵向或轴向方向。 方向B对应于涡轮的径向方向，而方向C对应于圆周方向。箭头4也示意性地示出了 涡轮机内的主气流方向，其平行于方向A，以下描述中使用的术语“前”、“上游”、
“后”、“下游”是相对于在涡轮机推力作用下飞行器前进方向，该前进方向与箭头4的方向相反。图1中的参考标号10表示涡轮喷气发动机的高压涡轮级(Stage)的移动叶片， 其在涡轮壳体12内旋转，被称作衬套或壳体中间元件的壳体元件14固定在涡轮壳体内。 这些元件14支撑沿方向C环绕涡轮的旋转轴线2圆周设置的环形部16，这些环形部的内 表面形成连续圆柱形表面，该表面限定经过涡轮内的气流路径的外侧。这些环形部16环绕涡轮轴线沿方向C延伸约10到20°的角度，且它们可以例 如有约30个。每个环形部16的上游端或前端包括一个圆柱形的圆周边缘18，通过该圆周边缘将环形部附接或固定至衬套14，并且每个环形部16的下游端或后端还包括圆柱形的圆周 边缘20，该圆周边缘20应用于对应衬套14的圆周边缘22的圆柱形部分。在下面，圆周 边缘22被称为第一圆周边缘，而圆周边缘20被称为第二圆周边缘。沿方向A延伸的两个圆周边缘20和22沿方向B彼此保持接触，其中它们通过 C形或水平U形锁定件而重叠，该锁定件通过后部接合到圆周边缘20和22上，将它们保 持彼此径向夹持。这些锁定件24共同地形成定中心于轴线2上的环形锁定装置，环形锁定装置形 成环形部的固定装置的组成部件。因此，每个锁定件24采用环形锁定装置的角形部的形 式，例如沿方向C延伸约10到20°。为了形成完整且优选连续的环，它们被制成沿方 向C彼此相邻，例如它们约三十个且可定中心于轴线2上。为此，应当注意，如果这些锁定件24环绕涡轮轴线2的角度范围可与这些环形 部16的角度范围具有相同的量级，该范围也可更大，而不超出本发明的范围。因此，根 据该情形，可以为每个环形部16或者为多个环形部16提供一个锁定件24。环形部16、衬套14和锁定件24是金属的，或者由金属基复合材料(MMC)或其 他材料形成，且锁定件24以夹紧的方式弹性地安装在圆周边缘20和22上，从而以一定 预应力沿径向B按压它们，如下面所述。如图2中示意性示出的，环形部16的第二圆周边缘20的后端终止于向外定向的 径向齿26，并且该径向齿接合在衬套14的第一圆周边缘22中的对应凹口中，以便将每个 环形部16绕涡轮的轴线2旋转固定在衬套14上。通常，如图2所示，如在与方向C正交的平面中的截面所看到的，每个锁定件 24包括两个夹持臂28和30，分别称为径向外纵臂和径向内纵臂，它们在其后端通过一个 连接臂32彼此刚性连接，且其前端应用于衬套14的第一圆周边缘22的外圆柱面上和环 形部16的第二圆周边缘20的内圆柱面上。总的看，圆周臂28、30沿方向A纵向延伸， 沿总体的间隔方向彼此隔开，这里间隔方向优选对应于径向方向B。圆周臂32大致沿此 间隔方向延伸，即沿径向方向B延伸，从而连接两个臂28、30的后端。因此，这两个臂 共同地形成臂间空间40，该空间沿方向A朝前开放(边缘20、22可经过其中)，并沿此 方向A在其后端由连接臂32封闭，更确切地由连接臂的内部表面封闭。虽然图2示出了在与方向C正交的截面中，锁定件24为C形或水平U形，但必 须理解，该锁定件在第一圆周端24a和第二圆周端24b之间以该形状沿方向C在给定的角 形部上延伸，如图3所示。更具体地，参照此图，本发明的一个特定特性在于存在优选地位于或靠近圆周端24a、 24b的装置，该装置允许锁定件24的抓握，整体上朝向锁定件后端布置，即设置 在连接臂32上。这些装置采用两个通道的形式，每个都为凹槽形式，位于形成与方向C正交的 虚拟正中面的平面P2两侧上。更确切地且如上所述，两个凹槽42分别布置在端部24a、 24b处，并且每个都沿直的方向线44延伸，优选地，该方向线轴向地布置成平行于臂 28、30并与连接臂32正交。作为说明，两个直线44因此基本上彼此平行并彼此沿圆周 隔开。参照图3至图5，可以看到每个凹槽42沿其直线方向线44以圆柱形延伸，并且 以贯穿地形式形成在连接臂32中，从而在内表面33处通向臂间空间40中。在所示的优选实施例中，每个凹槽42仅穿过连接臂32而形成，并与两个臂28、 30间隔一定距离。然而，每个凹槽可更大程度地在径向方向B上延伸，例如延伸到两个 夹持臂28、30，这不超出本发明的范围。每个凹槽42在圆周方向C上开放，即凹槽42的底部46在该圆周方向上朝向锁 定件外侧定向。优选地，相对于锁定件向外并沿方向线44看，如图5所示，凹槽42基 本呈现半椭圆形，其中，圆形半径对应于凹槽46底部。该底部46形成用于拆除工具的抓握表面。然而，以工具抓握锁定件优选地通过 臂32的内表面33实现，内表面33形成用于通过为此而设置的凹槽42穿过该臂32的工 具端部的止挡表面。该止挡表面33实际上用作拆除工具24的支承表面，然后可在纵向 方向上向后对该止挡表面施加应力以引起所需的拆除。这些凹槽在锁定件32上向后偏移 的特殊定位意味着拆除工具可易于与锁定件配合，而不会有损坏锁定件功能的风险，特 别是因为工具与臂28、30的前端之间没有直接接触。图6a和图6c示意性示出了旨在拔出初始位于夹持环形部16的位置中的锁定件 24的方法，在前面的图中已示出。为此，使用合适形状的工具，总体上，该工具具有马 镫形头部，该马镫形头部具有两个臂，这两个臂分别设置有两个彼此相对的端部52，上 述端部52能够在方向C上移动。两个相对端部52分别插入到两个凹槽42中，直到其 进入臂间空间40，例如这通过相对于锁定件24在方向A上移动工具来实现。然后，如 图6b示意性示出的，两个端部52沿方向C彼此靠近，以便在两个凹槽42附近分别与臂 32的内表面33相对。此时，马镫形头部的两个臂分别通过两个凹槽42。然后在纵向方 向A上手动或自动向后压迫工具50，这导致端部52与内止挡表面33相接触，如图6a所 示。如图6c中箭头56所示，对工具50持续该动作，通过朝向周缘20、22上的臂28、 30的后面滑动，从而在方向A上逐渐移动锁定件24，直到完全拆除锁定件24，并释放环 形部为止。根据本发明，也可为锁定件提供其他设计，如图7中所示的设计，其中通道42 基本集中在中心位置，即与圆周端24a、24b隔开，同时保持在虚拟中平面P2的两侧上。这里所示的实施例与前面的实施例还有不同，不同在于两个通道42不再采用凹 槽的形式，而是类似钻孔的形式。实际上，从相对于锁定件向外并沿着方向线44的视图 (未示出)看，每个通道42均具有例如圆形或椭圆形的闭合限定线60。在臂32中形成 的通道42是自然的贯穿通道，如第一优选实施例中所示的，特别允许将拆除工具的端部 插入到臂间空间中，以便拆除工具的端部与夹持臂32的内止挡表面配合。
当然，本领域技术人员可对仅作为非限制性实例描述的本发明做出 各种的修改。
权利要求
1.一种用于将环形部固定至飞行器涡轮机壳体上的固定装置的锁定件(24)，所述锁 定件沿圆周方向(C)在第一圆周端(24a)与第二圆周端(24b)之间延伸，所述锁定件在位 于与所述圆周方向正交的平面中的横截面中包括两个夹持臂(28，30)，所述两个夹持臂 在其后端由连接臂(32)彼此连接，所述连接臂大致平行于所述两个夹持臂之间的总体间 隔方向延伸，所述两个夹持臂的前端被设计成在它们之间将至少一个环形部按压于至少 一个壳体元件上，其特征在于，所述锁定件在与所述圆周方向正交的虚拟正中面(P2)的每一侧上均设 置有用于抓握所述锁定件的通道(42)，每个通道形成为所述连接臂(32)中的贯穿通道， 且通向在所述夹持臂(28，30)之间限定的臂间空间(40)。
2.根据权利要求1所述的锁定件，其特征在于，每个通道(42)沿基本与所述圆周方 向和所述间隔方向正交的方向线(44)延伸。
3.根据权利要求2所述的锁定件，其特征在于，每个方向线(44)均是直线。
4.根据上述权利要求中任一项所述的锁定件，其特征在于，两个所述通道(42)分别 布置在所述第一圆周端(24a)和所述第二圆周端(24b)上或布置在所述第一圆周端(24a) 和所述第二圆周端(24b)附近。
5.根据结合权利要求3或4的权利要求2所述的锁定件，其特征在于，每个通道(42) 基本为圆柱形，且具有对应于所述方向线(44)的轴线。
6.根据结合权利要求3至5中任一项的权利要求2所述的锁定件，其特征在于，每个 方向线(14)基本轴向地延伸。
7.根据结合权利要求3至6中任一项的权利要求2所述的锁定件，其特征在于，每个 通道(42)采用沿方向线延伸的凹槽的形式。
8.根据权利要求7所述的锁定件，其特征在于，每个凹槽(42)形成为在所述圆周方 向(C)上开放。
9.根据权利要求8所述的锁定件，其特征在于，从相对于所述锁定件在外侧并沿所述 方向线(44)看，每个凹槽(42)均具有基本半圆或基本半椭圆的形状。
10.根据结合权利要求3至6中任一项的权利要求2所述的锁定件，其特征在于，从 相对于所述锁定件在外侧并沿所述方向线(44)看，每个通道(42)均具有闭合的限定线 (60)。
11.根据权利要求10所述的锁定件，其特征在于，每个限定线(60)均具有整体椭圆 或圆形的形状。
12.根据上述权利要求中任一项所述的锁定件，其特征在于，所述锁定件形成环形锁 定装置的角形部。
13.一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机壳体上的固定装置，其包括形成有第一后 圆周边缘(22)的壳体元件(14)，所述环形部(16)的第二后圆周边缘(20)应用于所述第 一后圆周边缘上，其特征在于，所述固定装置还包括多个根据上述权利要求中任一项所 述的锁定件(24)，所述锁定件接合在所述第一和第二圆周边缘(22，20)上以保持它们彼 此按压。
14.一种飞行器涡轮机的涡轮，包括根据权利要求13所述的环形部的固定装置、和/ 或至少一个根据权利要求1至12中任一项所述的锁定件。
15.一种飞行器涡轮机，包括根据权利要求14所述的涡轮和/或根据权利要求13所 述的环形部的固定装置、和/或至少一个根据权利要求1至12中任一项所述的锁定件。
16.根据权利要求15所述的涡轮机，其特征在于，所述涡轮机是涡轮喷气发动机或涡 轮螺旋桨发动机。
全文摘要
本发明涉及一种用于将环形部固定在飞行器涡轮机壳体上的装置的锁定件(24)，该锁定件具有两个夹持臂(28，30)，所述两个夹持臂在其后端通过连接臂(32)彼此连接，该连接臂大致平行于两个夹持臂之间的总体间隔方向延伸。根据本发明，所述锁定件在与圆周方向正交的虚拟正中面(P2)的两侧上具有通道(42)，该通道允许该锁定件的抓握，每个通道形成为所述连接臂(32)中的贯穿通道，并且通向臂间空间(40)。
文档编号F01D25/24GK102027200SQ200980122083
公开日2011年4月20日 申请日期2009年5月14日 优先权日2008年5月16日
发明者埃尔万·丹尼尔·博特雷尔, 阿兰·多米尼克·根德劳德 申请人:斯奈克玛公司