冷热时具有支承件的涡轮环组件的制作方法

本发明的应用领域具体是燃气轮机航空发动机的应用领域。但是，本发明适用于其它涡轮发动机，例如，工业涡轮机。

背景技术：

已知陶瓷基复合(CMC)材料用于在高温下保持其机械性能，这使得它们适于构成热结构元件。

对于完全由金属制成的涡轮环组件，有必要对组件的所有元件进行冷却，特别是对经受特别热的热流的涡轮环进行冷却。由于所使用的冷却流从流过发动机的主流中获得，这种冷却对发动机的性能具有显著影响。另外，尽管会改善航空发动机的性能，但涡轮环使用金属限制了提高涡轮机内温度的可能性。

此外，金属涡轮环组件会在热流的作用下变形，从而改变与流动通道相关联的间隙，并因此改变涡轮机的性能。

这就是为什么已提出将CMC用于发动机的各种热部分的原因，特别是因为CMC具有密度比常规使用的难熔金属密度低的额外优点。

使用由CMC制成的环扇区使得能够显著减少冷却涡轮环所需的通风量。但是，保持或维持环扇区就位仍然是个问题，特别是在金属支承结构与CMC环扇区之间可能发生不同膨胀。另外，另一个问题在于，在冷热时均控制通道的形状，而不会在环扇区中产生连续应力。

而且，由文献WO2015/191186可知，其公开了一种涡轮环组件。

因此，需要改善使用CMC材料的现有涡轮环组件，以确保即使有不同的膨胀，环扇区仍维持就位，同时还限制CMC环扇区在运行中所承受的机械应力的大小。

技术实现要素：

为此，在第一方面，本发明提供了一种涡轮环组件，包括：多个环扇区，多个所述环扇区由陶瓷基复合材料制成并形成涡轮环；以及环支承结构，所述环支承结构具有两个环状凸缘，每个环扇区具有形成环状基部的部分，所述环状基部具有内表面和外表面，所述内表面限定涡轮环内表面，从所述外表面突出至少两个突片，每个环扇区的突片保持在环支承结构的两个环状凸缘之间，

环组件的特征在于，环扇区的每个突片在其面向两个环状凸缘之一的面上包括突出部，该突出部与存在于环状凸缘中的外壳协配，并且

其中，环扇区的每个突片包括至少一个开口，在所述开口中接收有保持元件的一部分，所述保持元件固定到面向所述突片的环状凸缘，在所述突片的开口与保持元件存在于所述开口中的部分之间存在间隙，所述保持元件由具有比环扇区的陶瓷基复合材料的热膨胀系数大的热膨胀系数的材料制成。

在本发明的环组件中，由于突出部与存在于环凸缘中的面对外壳之间的协配，环扇区在冷时被保持。由于环状凸缘的膨胀，在热时显然无法再确保通过各部分之间的这种协配来保持环扇区。在冷时，由于在保持元件与位于环扇区的突片中的开口之间存在间隙，因此在热时，保持元件的膨胀吸收保持力，该膨胀不会在环扇区上引起显著应力。

在一实施例中，环状凸缘的外壳可以具有至少一个倾斜部，当在子午线截面中观察时，倾斜部相对于径向方向和轴向方向形成非零角度，并且抵靠与所述外壳协配的突出部。

径向方向相当于沿着涡轮环半径的方向(将涡轮环的中心连接到其周边的直线)。轴向方向相当于沿着涡轮环旋转轴线的方向，并且还相当于流过通道的气流的流动方向。

在环支承结构的环状凸缘中使用此种倾斜部有助于补偿环状凸缘与环扇区突片之间的膨胀差异，从而减小环扇区在运行中受到的机械应力。

在一实施例中，环状凸缘中的外壳可以具有至少第一倾斜部和第二倾斜部，其抵靠与所述外壳协配的突出部，当在子午线截面中观察时，所述第一倾斜部和第二倾斜部可以相对于径向方向和轴向方向各自形成非零角度。

具体而言，第一倾斜部可以抵靠突出部的径向内半部分，而第二倾斜部可以抵靠突出部的径向外半部分。

在一实施例中，所述至少一个倾斜部可以相对于径向方向形成30°至60°范围内的角度。

在一实施例中，保持元件的存在于所述开口中的部分的直径除以所述开口的直径的比率可以在(1+αCMC)/(1+αm)至1.1×(1+αCMC)/(1+αm)的范围内，其中αm表示保持元件的所述部分的热膨胀系数，而αCMC表示环扇区的陶瓷基复合材料的热膨胀系数，αm和αCMC在900℃测得，并且表达为10^-6×℃^-1。

由于存在于开口与保持元件之间的间隙因保持元件的膨胀而被完全或基本上完全吸收，保持元件的存在于所述开口中的部分的直径与所述开口的直径之间的此种比率值用于确保环扇区在热时被良好地保持。

在一实施例中，每个环扇区可以在轴向截面中呈π(Pi)形。

本发明还提供一种包括如上所述的涡轮环组件的涡轮发动机。

附图说明

本发明的其它特征和优点从以下参照附图给出的本发明的特定非限制性实施例的描述中显现，其中：

-图1是本发明的示例性涡轮环组件的径向剖视图；

-图2示出图1的细节；以及

-图3和图4是示出环扇区如何安装在图1环组件的环支承结构中的示意图。

具体实施方式

图1示出了高压涡轮环组件，其包括由陶瓷基复合(CMC)材料制成的涡轮环1和金属环支承结构3。涡轮环1包围一组旋转叶片5。涡轮环1由多个环扇区10构成，图1是在两个连续的环扇区之间穿过的平面上的径向剖视图。在所示示例中，环扇区10在轴向截面中呈π形。箭头DA表示相对于涡轮环1的轴向，而箭头DR表示相对于涡轮环1的径向。

每个环扇区10的横截面大致呈倒置的希腊字母π的形状，其具有环状基部12，该环状基部12的内表面涂覆有耐磨材料层13，该耐磨材料层13限定出供气流流过涡轮的流动通道。上游突片14和下游突片16沿径向方向DR从环状基部12的外表面延伸。本文使用的术语“上游”和“下游”相对于流过涡轮的气流的流动方向(箭头F)。

固定到涡轮壳体30的环支承结构3具有上游环状径向凸缘32和下游环状径向凸缘36。每个环扇区10的突片14、16保持在凸缘32、36之间。每个环状凸缘32、36限定对应的外壳320或360。这些外壳320、360与相应的突出部140或160协配，以便在冷时将环扇区10保持在环支承结构3上。术语“冷”在本发明中意指当涡轮不运行时环组件所处的温度，即，例如可以是约25℃的环境温度。突出部140位于突片14的面对凸缘32的表面14a上。突出部160位于突片16的面对凸缘36的表面16a上。在所示示例中，每个突片14、16具有形成突出部140或160的额外厚度的部分。

在所示示例中，每个外壳320、360具有两个倾斜部。因此，如图2所示，外壳360具有第一倾斜部360a和第二倾斜部360b，相对于径向方向DR和轴向方向DA各自形成非零角度。第一倾斜部360a和第二倾斜部360b抵靠与所述外壳360协配的突出部160。如图所示，第一倾斜部360a和第二倾斜部360b无需相互平行。外壳360还可以具有径向部360c，其沿着径向方向DR延伸并且位于第一倾斜部360a与第二倾斜部360b之间。在所示示例中，当在子午线截面中观察时，第一倾斜部360a和第二倾斜部360b相对于径向方向DR形成30°至60°范围内的对应角度。在图2中，α1表示第一倾斜部360a与径向方向DR之间形成的角度，α2表示第一倾斜部360a与轴向方向DA之间形成的角度，α3表示第二倾斜部360b与径向方向DR之间形成的角度，α4表示第二倾斜部360b与轴向方向DA之间形成的角度。第一倾斜部360a抵靠突出部160的径向内半部分Mi，而第二倾斜部360b抵靠突出部160的径向外半部分Me。位于上游凸缘32中的外壳320具有与如上所述的外壳360类似的结构。

此外，环扇区10也由保持元件保持，在本示例中，保持元件为保持器(keeper)40a、40b的形式，例如为销钉40a、40b的形式。第一组保持器40a接合于上游环状径向凸缘32和环扇区10的上游突片14两者。为此目的，每个保持器40a穿过形成于上游环状径向凸缘32的孔35和形成于每个上游突片14的孔15两者，当环扇区10在环支承结构3上时，孔35、15对齐。以相同的方式，第二组保持器40b接合于下游环状径向凸缘36和环扇区10的下游突片16两者。为此目的，每个保持器40b穿过形成于下游环状径向凸缘36的孔37和形成于每个下游突片16的孔17两者，当将环扇区10安装在环支承结构3上时，孔37、17对齐。

保持器40a、40b由具有比环扇区10的陶瓷基复合材料的热膨胀系数大的热膨胀系数的材料制成。举例而言，保持器40a、40b可以由例如为AM1或因科镍(Inconel)718合金的金属材料制成。当冷时，保持器40a、40b与突片14、16中相应的孔15、17之间存在间隙J。当热时，通过减小或实质上消除间隙J，保持器40a、40b在孔15、17中的膨胀有助于将环扇区10保持在环支承结构3上。在本文中使用的术语“热”意指涡轮运行时环扇区的突片所经受的温度，该温度可以在600℃至900℃的范围内。在所示示例中，保持器40b的存在于孔17中的部分的直径d1与所述孔17的直径d2的比率(即，d1/d2)可以在(1+αCMC)/(1+αm)与1.1×(1+αCMC)/(1+αm)的范围内，其中，αm表示保持器40b的所述部分的热膨胀系数，而αCMC表示环扇区10的陶瓷基复合材料的热膨胀系数。对于保持器40a的存在于孔15中的部分的直径除以所述孔15的直径的比率而言，该特性也可以成立。

另外，通过将接收在两个相邻环扇区的相对边缘中彼此面对的凹槽中的舌片密封，从而在扇区之间提供密封。在环状基部12的中间部分中，舌片22a几乎在环状基部12的整个长度上延伸。另一舌片22b沿着突片14在环状基部12的一部分上延伸。另一舌片22c沿着突片16延伸。在一端处，舌片22c邻接于舌片22a和舌片22b。举例而言，舌片22a、22b、22c由金属制成，当冷时在其外壳中具有间隙的方式安装，以便在运行中所遇到的温度下提供密封功能。

以常规的方式，形成于凸缘32的通风孔33允许从涡轮环1的外部输送冷却空气。

以下对如何组装图1所示的示例性涡轮环组件进行描述。

通过形成接近环扇区形状的纤维预制件形状，并通过用陶瓷基质使预制件致密化，从而由陶瓷基复合(CMC)材料制成每个上述环扇区10。为了制造纤维预制件，能够使用由陶瓷纤维制成的纱线，例如，由诸如日本供应商Nippon Carbon以“碳化硅”的名称销售的那些纱线之类的SiC纤维制成的纱线，或者由碳纤维制成的纱线。纤维预制件有利地通过三维编织或通过多层编织制成，同时留下非互连区域，使得预制件的相当于突片14、16的部分能够移动远离扇区10。如图所示，编织可以是互锁型编织。可以使用诸如多平纹或多缎纹编织之类的其它三维或多层编织。可以参照文献WO2006/136755。众所周知，在编织之后，坯件可以成形以获得环扇区预制件，然后将其固结，之后通过陶瓷基质致密化，特别是可以通过化学气相渗透(CVI)进行致密化。制造CMC环扇区的详细示例在文献US2012/0027572中具体描述。

环支承结构3由诸如镍基高温合金(Waspaloy)或因科镍718合金的金属材料制成。

然后通过将环形扇区10安装在环支承结构3上来继续组装涡轮环组件。所示环支承结构3具有沿环的轴向方向DA弹性可变形的至少一个凸缘，在本示例中为下游环状径向凸缘36。如图3所示，在安装环扇区10的同时，沿方向DA拉动下游环状径向凸缘36，以增大凸缘32、36之间的间距，从而使环扇区10能够插入在凸缘32、36之间，而不会有损坏环扇区10的风险。为了更容易地移离下游环状径向凸缘36，其包括多个钩部39，这些钩部39分布在所述下游环状径向凸缘36的面36b上，面36b面对远离凸缘36面对环扇区10的下游突片16的面36a。在本示例中，沿轴向方向DA施加在弹性可变形的凸缘36上的牵引力借助于具有至少一个臂51的工具50作用，其中，臂51具有包括钩部510的端部，钩部510接合于凸缘36外表面上存在的钩部39。分布在凸缘36的面36a上的钩部39的数量根据凸缘36上所需的牵引点的数量限定。该数量主要取决于凸缘的弹性性质。在本发明的范围内，自然可以设想能够将牵引力沿轴向方向DA施加在环支承结构的凸缘之一上的装置的其它形状和布置。

一旦环状凸缘36已经沿方向DA移离，则环扇区10就插入在环状凸缘32、36之间。当插入环扇区10时，突出部140接合在外壳120中，而孔15、35对齐。然后释放凸缘36，以便将突出部160引入外壳360中，并使孔17、37对齐。这产生了图4所示的结构，其中，当冷时，环扇区10通过突出部140、160与外壳320、360之间的协配而被保持。然后，保持器40a接合在对齐的孔35、15中，所述孔口35、15分别形成在上游环状径向凸缘32和上游突片14中。以相同的方式，保持器40b接合在对齐的孔37、17中，所述孔口37、17分别形成在下游环状径向凸缘36和下游突片16中。当冷时，保持器40a、40b通过力插入环状凸缘32、36以提供保持(例如，H6P6配合或一些其它紧密配合)。每个环扇区突片14或16可包括一个或多个用于供一个或多个保持器通过的孔。

当冷时，环扇区10被突出部140、160与外壳320、360之间的协配保持。当热时，环状凸缘32、36的膨胀可能意味着无法再经由外壳320、360保持环扇区10。当热时，通过孔15、17中的保持器40a、40b的膨胀来保持环扇区10，从而减少或消除间隙J。

术语“在…至…的范围内”应理解为包括边界。