用于燃气涡轮发动机的护罩段和包括其的护罩设备的制作方法与工艺

用于燃气涡轮发动机的护罩段和包括其的护罩设备相关申请的交叉引用本申请是2011年12月15日提交的序列号为13/327，349的申请(目前未决)的部分继续。技术领域本发明大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体而言，涉及这种发动机的涡轮区段中的由低延展性材料制成的护罩。

背景技术：
典型的燃气涡轮发动机包括涡轮机核心，其具有处于串行流关系的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮。该核心可以以已知的方式操作而产生主气流。高压涡轮(也称为气体发生器涡轮)包括从主气流提取能量的一个或更多转子。每个转子包括由旋转盘承载的叶片或动叶的环形阵列。通过转子的流路部分地由护罩限定，护罩是限制叶片或动叶的顶端的静止结构。这些构件在非常高的温度环境中操作，并且必须被空气流冷却以确保足够的使用寿命。通常，用于冷却的空气从压缩机提取(汲取)。排出空气的使用不利地影响燃料比耗(“SFC”)并且通常应当减少。已提出利用具有更好的高温能力的材料(例如陶瓷基质复合材料(CMC))取代金属护罩结构。这些材料具有独特的机械性能，这是在诸如护罩段的物件的设计和应用期间必须考虑的。例如，CMC材料在与金属材料相比时具有相对较低的拉伸延展性或低失效应变。此外，CMC具有在约1.5-5微英寸/英寸/℉的范围内的热膨胀系数(“CTE”)，这与用作金属护罩的支撑物的商用金属合金显著不同。这样的金属合金通常具有在约7-10微英寸/英寸/℉的范围内的CTE。CMC材料由基质材料和增强纤维的层压物组成，并且正交各向异性(orthotropic)到至少一定程度。基质或非主纤维方向(本文中称为层间)通常比复合材料系统的纤维方向更弱(即，1/10或更小)，并且可为限制性设计因素。护罩结构经受施加在它们的壁之间的接合部的层间拉伸应力，该拉伸应力必须承载在较弱的基质材料中。这些层间拉伸应力可为护罩设计中的极限应力位置。因此，存在对于带有降低的层间应力的复合护罩结构的需要。

技术实现要素：
这种需要由本发明解决，本发明提供了一种配置成以便减小其中的层间应力的护罩段。根据本发明的一个方面，提供了一种用于燃气涡轮发动机的护罩段，护罩段由复合材料构成，复合材料包括嵌入基质中的增强纤维，并且护罩段具有由相对的前壁和后壁以及相对的内壁和外壁限定的截面形状，壁在相对的第一端面和第二端面之间延伸，其中，内壁限定弧形的内流路表面；并且其中，复合圆角(compoundfillet)设置在壁的第一壁和第二壁之间的接合部，复合圆角包括第一部分和第二部分，第二部分具有延伸到壁的第一壁中的凹曲度。根据本发明的另一方面，一种用于燃气涡轮发动机的护罩设备包括：环形金属悬架(hanger)；设置在悬架内侧的护罩段，该护罩段由复合材料构成，复合材料包括嵌入基质中的增强纤维，并且护罩段具有由相对的前壁和后壁以及相对的内壁和外壁限定的截面形状，壁在相对的第一端面和第二端面之间延伸，其中，内壁限定弧形的内流路表面，并且其中，复合圆角设置在壁的第一壁和第二壁之间的接合部，复合圆角包括第一部分和第二部分，第二部分具有延伸到壁的第一壁中的凹曲度；以及，机械地联接至悬架的保持件，该保持件接合护罩段以将护罩段保持至悬架，同时允许护罩段在径向方向上的移动。附图说明通过参考结合附图的以下描述，可最好地理解本发明，在附图中：图1是燃气涡轮发动机的涡轮区段的一部分的示意性截面图，该涡轮区段并入根据本发明的一方面构造的护罩安装设备；图2是图1中所示的护罩段的示意性透视图；图3是图2的护罩段的底视图；图4是图3的一部分的放大图；图5是图1中所示的涡轮区段的一部分的截面正视图；图6是图1中所示的护罩段的一部分的截面图；图7是图1中所示的备选护罩段的一部分的截面图；图8是图7中所示的护罩段的一部分的截面图。具体实施方式参照附图，其中相同的标号在所有各个视图中表示相同的元件，图1示出涡轮的一小部分，其是一种已知类型的燃气涡轮发动机的一部分。涡轮的作用是从来自上游燃烧器(未示出)的高温、加压的燃烧气体提取能量并以公知的方式将该能量转换成机械功。涡轮通过轴驱动上游压缩机(未示出)，以便向燃烧器供应加压空气。文中描述的原理同样适用于涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机，以及用于其它交通工具或静止应用中的涡轮发动机。此外，虽然涡轮护罩被用作示例，但本发明的原理可适用于至少部分暴露至燃气涡轮发动机的主燃烧气流路的任何低延展性流路构件。涡轮包括静止喷嘴10。它可为整体或组合的构造，并且包括由环形外带14限制的多个翼型形状的静止涡轮静叶12。外带14限定通过涡轮喷嘴10的气流的径向外边界。它可为连续的环形元件，或者它可为分段的。在喷嘴10的下游，存在转子盘(未示出)，其围绕发动机的中心轴线旋转，并且承载一列翼型形状的涡轮叶片16。包括多个弧形护罩段18的护罩设置成以便包围并紧紧围绕涡轮叶片16，且由此为流过涡轮叶片16的热气流限定外部径向流路边界。在涡轮叶片16的下游，存在下游静止喷嘴17。它可为整体或组合的结构，并且包括由环形外带21限制的多个翼型形状的静止涡轮静叶19。外带21限定通过涡轮喷嘴17的气流的径向外边界。它可为连续的环形元件，或者它可为分段的。如图2所示，每个护罩段18具有大体中空的截面形状，其由相对的内壁20和外壁22以及前壁24和后壁26限定。在壁的相交部可使用圆角的、尖锐的或方形边缘的过渡。护罩腔28被限定在壁20、22、24和26内。过渡壁29在前壁24和外壁22之间以一角度延伸，并且在截面中观察时关于发动机的中心纵向轴线成锐角。轴向伸展的安装槽27穿过外壁22、过渡壁29和前壁24。内壁20限定弧形的径向内流路表面30。内壁20轴向向前延伸越过前壁24以限定前凸缘或突出部32，并且它也轴向向后延伸越过后壁26以限定后凸缘或突出部34。流路表面30在正视图(例如，从前向后看或反之亦然)中顺着圆形弧。护罩段18由公知类型的陶瓷基质复合(CMC)材料构成。通常，商业上可得到的CMC材料包括陶瓷型纤维(例如SiC)，其形式涂覆有适应性材料，例如氮化硼(BN)。纤维被承载在陶瓷型基质中，其一种形式是碳化硅(SiC)。通常，CMC型材料具有不大于约1%的室温拉伸延展性，在此用于限定和意指低拉伸延展性材料。CMC型材料一般具有在约0.4%至约0.7%的范围内的室温拉伸延展性。这是与具有至少约5%(例如在约5%至约15%的范围内)的室温拉伸延展性的金属相比。护罩段18还可由其它低延展性、能够耐高温的材料构成。CMC材料正交各向异性到至少一定程度，即，材料的沿平行于纤维长度的方向(“纤维方向”)的拉伸强度比沿垂直方向(“基质”，“层间”，或者“二级”或“三级”纤维方向)的拉伸强度更强。诸如模量和泊松比的物理性能也在纤维和基质方向之间不同。护罩段18的流路表面30可并入一层环境屏障涂层(“EBC”)，该涂层可为可磨耗材料和/或适合与CMC材料一起使用的公知类型的耐磨材料。该层有时称为“摩擦涂层”，以38标注。如本文中使用的，用语“可磨耗”意味着摩擦涂层38能够在与涡轮叶片16的顶端接触期间(当它们在护罩段18内以高速旋转时)被磨耗、研磨或侵蚀掉，而对涡轮叶片顶端有很少损坏或不造成损坏。这种可磨耗性能可为摩擦涂层38的材料复合的结果，通过其物理配置，或者通过其一些组合。摩擦涂层38可包括陶瓷层，例如氧化钇稳定的氧化锆或钡锶硅铝酸盐。在美国专利No.7,749,565(Johnson等人)中描述了适用于制作摩擦涂层38的示例性组成和方法，该专利通过引用并入本文中。图3和图4更详细地示出摩擦涂层38。在所示示例中，摩擦涂层38带有图案。图案通过减少暴露至与涡轮叶片16的顶端的接触的表面积而增强摩擦涂层的耐磨性。具体而言，摩擦涂层38具有形成于其中的多个并排凹槽39。凹槽39的存在给予表面包括交替的峰41和谷43的形状。凹槽39大体沿前后方向行进，并且每个凹槽39具有前端45、中心部分47和后端49。在平面图中，凹槽39可为弯曲的。例如，如图3所示，每个凹槽39是弯曲的，使得其中心部分47相对于其前端45和后端49在横向或切向方向上偏置。护罩段18包括相对的端面42(通常也称为“切”面)。端面42可位于平行于发动机的中心轴线的平面(被称为“径向平面”)中，或者它们可从径向平面略微偏置，或者它们可定向成使得它们与这种径向平面成锐角。当组装成完整环时，在相邻护罩段18的端面42之间存在端部间隙。一个或更多密封件(未示出)可设在端面42处。类似的密封件通常被称为“槽接密封件”，并且采取金属或其它合适材料的薄条带的形式，这些薄条带被插入端面42中的槽中。槽接密封件跨过护罩段18之间的间隙。图6更详细地示出护罩段18的内部构造。在内壁22和后壁26之间存在凹形圆角19。该圆角19代表存在于四个相交部中的每一个处的接合部，四个侧壁中的两个在该接合部彼此相接。在操作中，这种类型的配置可在材料的表面下方(靠近圆角19的位置)经历峰值层间拉伸应力，该峰值层间拉伸应力必须承载在较弱的基质材料中。这可为护罩段18的设计中的极限应力位置。图7示出一种备选护罩段118。基本配置类似于护罩段18的配置，但护罩段118配置成减少复合材料中的层间应力。它具有由相对的内壁120和外壁122以及前壁124和后壁126限定的大体中空的截面形状。护罩腔128被限定在壁120、122、124和126内。复合圆角119存在于内壁122和后壁126之间。该圆角119代表存在于四个相交部中的每一个处的接合部，四个侧壁中的两个在该接合部彼此相接。如在图8中最佳示出的，复合圆角119包括第一部分119A，其具有设置成与后壁126的内表面和内壁120的内表面成锐角的表面。第一部分119A的表面可为大体平坦的。第一部分119A呈现相对于后壁126的标称厚度的材料增加，如通过虚线130的位置示出的。复合圆角119还包括第二部分119B，其为具有半径R的凹形曲面。第二部分119B的第一端132与第一部分119A相接，并且第二部分119B的第二端134与内壁120的内表面相接且过渡至内壁120的内表面。第二部分119B呈现相对于后壁126的标称厚度的材料减少，如通过虚线136的位置示出的。复合圆角119(尤其是第二部分119B)可被认为是集中的层间应力区域之前或邻近的“底切”或“打薄”。在第一部分119A和后壁126的内表面的接合部，存在第一过渡表面138，其被示出为平滑的凹形曲线。可产生类似结果的其它配置包括直线或键槽形状。第二过渡部分140设置在第二部分119B和内壁120的内表面的接合部，其被示出为平滑的凸形曲线。可产生类似结果的其它配置包括直线或键槽形状。复合圆角119的轮廓成形为以便与复合材料兼容。构件内的增强纤维通常顺着(即平行于)内壁120、复合圆角119和后壁126的边界表面的轮廓。这些表面成形为使得纤维在放置向外尖部(cusp)之处不会弯曲或起皱。虽然已在示例性二维截面图中示出复合圆角119的轮廓，但注意到，实际形状在不同截面处可不同。在所示示例中，内壁120的厚度在复合圆角119的第二部分119B的位置处最小。可改变复合圆角119的确切形状和尺寸以适应特定应用和所用的具体复合材料。复合圆角119已被示出为设置在后壁126和前壁120之间。注意到，在任何或所有壁120、122、124和126之间的接合部可实行相同或类似的配置。护罩段18被安装至静止的金属发动机结构，如图1中所示。在该示例中，静止结构是涡轮壳体44的一部分。护罩段18的环通过一列保持件48和螺栓50安装至一列弧形护罩悬架46。如在图1和图5中最佳示出的，每个悬架46包括沿大体轴向方向延伸的环形主体52。主体52成角度，使得其前端在其后端的径向内侧。它由径向对齐的螺栓孔54不时地穿透。环形前外腿部56设置在主体52的前端。它在主体52的外侧沿大体径向方向延伸，并且包括轴向向后延伸的前钩部58。环形后外腿部60设置在主体52的后端。它在主体52的外侧沿大体径向方向延伸，并且包括轴向向后延伸的后钩部62。环形前内腿部64设置在主体52的前端。它在主体52的内侧沿大体径向方向延伸，并且包括面朝后的环形前支承表面66。环形后内腿部68设置在主体52的后端。它在主体52的内侧沿大体径向方向延伸，并且包括面朝前的环形后支承表面70。如将在下文更详细说明的，后内腿部68配置成用作弹簧元件。主体52具有形成于其中的一个或更多冷却剂进给通道71，其用于从发动机内的源(例如压缩机排放空气)接收冷却剂并将冷却剂导引至主体52的内侧。悬架46如下被安装到涡轮壳体44中。前钩部58被壳体44的轴向面朝前的轨道72接纳。后钩部62被壳体44的轴向面朝后的轨道74接纳。防旋转销76或其它类似的防旋转特征被接纳在前轨道72中，并且延伸到前钩部58的匹配槽(未示出)中。在图5中更详细地示出保持件48的构造。每个保持件48具有中心部分78，该中心部分带有两个横向延伸的臂80。每个臂80的远端包括凹形弯曲的接触垫82，接触垫82相对于臂80的其余部分径向向外突出。中心部分78在径向方向上升到臂80上方并限定夹紧表面84。径向对齐的孔86延伸穿过中心部分78。大致管状的插入件88被模锻(swage)或以其它方式固定至孔86，并且包括带螺纹的紧固孔。可选地，孔86可带有螺纹且插入件88可排除。保持件48在中心部分78和夹紧表面84通过外壁22中的安装孔27暴露的情况下定位在护罩腔28中。保持件48由螺栓50或其它合适的紧固件夹持抵靠悬架46的凸台90，并且弹簧92被夹持在凸台90和夹紧表面之间。每个弹簧92包括带有安装孔的中心区段，以及相对的横向延伸的臂94。凸台90、保持件48和护罩段18的相对尺寸被选择成使得保持件48限制护罩段18的向内移动，但不在径向方向上夹持护罩段18抵靠悬架46。换言之，保持件48允许一定的间隙以用于在径向向外方向上的移动。在操作中，二级流路中的普遍气体压力负载迫使护罩段18径向向内抵靠保持件48，而保持件48偏转少量。弹簧92起作用以在组装期间保持护罩段18径向向内抵靠保持件48且用于初始研磨过程以使护罩段18的环成圆形。然而，弹簧92尺寸形成为使得它们不在护罩段18上施加显著的夹紧负载。在轴向方向上，悬架46的后内腿部68充当大悬臂弹簧以抵消操作中的空气压力负载。这种弹簧作用迫使护罩段18的前壁24抵靠前内腿部64的前支承表面66，导致金属悬架46和CMC护罩段之间的可靠密封，由此减少冷却流泄漏。在安装好的状况下，前突出部32和后突出部34设置成与护罩段18的前部或后部的构件成轴向紧密靠近或轴向重叠的关系。在所示示例中，在后突出部34和后喷嘴带21之间存在重叠配置，而前突出部32紧密靠近前外带14。这种配置减少了构件之间的泄漏，并且阻碍从主流路到二级流路的热气体摄取。如上所述，安装槽27穿过外壁22、过渡壁29和前壁24。护罩段18因而并入大量的开放区域。在悬架46和安装槽27的周边之间不存在空气密封，并且护罩段18不(在其中或其自身)用作气室。而是，护罩段18与悬架46一起形成气室，大体上在图1中的“P”处示出。具体而言，环形密封接触存在于护罩段18的前壁24和前支承表面66之间。此外，环形密封接触存在于护罩段18的后壁26和后支承表面70之间。密封接触通过如上所述的后内腿部68的弹簧作用来确保。护罩段18可被认为是气室的“内部部分”，并且悬架46可被认为是其“外部部分”。中空金属冲击挡板96设置在各个护罩段18内。冲击挡板96紧密适配至保持件48。冲击挡板的内壁具有形成于其中的一些冲击孔98，其引导段18处的冷却剂。冲击挡板96的内部通过形成于保持件48中的输送通道73与冷却剂供给通道71连通。在操作中，空气流过通道71、输送通道73、挡板96、冲击孔98并将气室P加压。来自气室P的用过的冷却空气通过形成于护罩段18的前壁24中的清除孔100离开。上述护罩安装设备对于在涡轮发动机中安装低延展性护罩而不直接向其施加夹紧负载是有效的，并且与现有技术相比具有若干优点。特别地，护罩的前侧上的渐缩边缘(或楔形)的形状允许护罩安装系统从护罩段18的前部传送负载到涡轮壳体44而不直接传输通过护罩段18。通过将护罩段18周围的负载重新定向，护罩段18中的应力保持相对较低。此外，通过使用护罩段18和轴向相邻喷嘴之间的重叠，突出部32和34允许护罩段18保护支撑结构靠近流路，同时阻碍热气体摄取。这种重叠配置需要较少的冷却流来清扫护罩到喷嘴的腔，由此提高整体发动机性能。由于护罩材料比相邻的喷嘴具有更好的高温性能和更低的应力，因而突出部32和34的使用提供了整体涡轮机寿命改善。最后，复合圆角119的并入允许护罩段壁相交部的层间应力在更大区域上分布，从而减少峰值层间拉伸应力值。分析已显示，上述配置可大量降低峰值层间拉伸应力，例如，与不带有复合圆角的配置相比降低约50%，而对主要面内(或纤维方向)应力没有重大改变。前文已描述了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮护罩设备。虽然已描述了本发明的具体实施例，但是，对本领域技术人员而言将显而易见的是，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可对其做出各种修改。因此，本发明的优选实施例的上述描述以及用于实施本发明的最佳模式仅仅为了说明的目的而提供，而不是为了限制的目的。