用于涡轮发动机的密封件的制作方法

涡轮发动机(并且更具体而言为燃气或燃烧涡轮发动机)为旋转式发动机，其从气体流抽取能量，该气体流在一系列压缩机级(包括成对的旋转叶片和静止导叶)中穿过发动机，穿过燃烧器，并且接着到多级涡轮叶片中。在压缩机级中，叶片由从转子突出的柱支承，而导叶安装至定子盘。涡轮发动机用于陆地和航海运动和发电，但最常用于航空应用(如飞机，包括直升机)。在飞机中，涡轮发动机用于推进飞行器。

用于飞行器的涡轮发动机设计成在高温下操作，以最大化发动机推力。外壳限定了用于涡轮发动机的流动路径。叶片组件和静止导叶组件在护罩节段处和利用吊架联接于外壳体。在相邻的壳体导轨和吊架缘边中，轴向和径向节段间隙产生流动路径，允许至外壳的不需要的泄漏。

技术实现要素：

在一个方面中，本公开涉及一种涡轮发动机，其包括涡轮区段、外壳体、对接部以及密封件，该涡轮区段具有带静止导叶组件和旋转叶片组件的至少一个涡轮级，并且燃烧气体沿前至后的方向流动穿过涡轮级，该外壳体包绕至少一个涡轮级，该对接部在外壳体的部分与至少一个涡轮级的部分之间，限定泄漏流动路径，该密封件联接于涡轮级和外壳体中的一个，以阻止泄漏流动路径。

在另一方面中，本公开涉及一种涡轮发动机，其包括涡轮区段、导叶组件、外壳体、对接部以及密封件，该涡轮区段具有至少一个涡轮级，该导叶组件具有多个周向布置的导叶节段并且终止于吊架，该外壳体包绕至少一个涡轮级并且在导轨处联接于导叶组件，该对接部在吊架与导轨之间，限定泄漏流动路径，该密封件联接于导叶组件和外壳体中的一个，以阻止泄漏流动路径。

技术方案1.一种涡轮发动机，其包括：

涡轮区段，其具有至少一个涡轮级，所述至少一个涡轮级具有静止导叶组件和旋转叶片组件，其中燃烧气体沿前至后的方向流动穿过所述至少一个涡轮级；

外壳体，其包绕所述至少一个涡轮级；

对接部，其在所述外壳体的部分与所述静止导叶组件的部分之间，限定泄漏流动路径；以及

密封件，其联接于所述静止导叶组件和所述外壳体中的一个，以阻止所述泄漏流动路径中的燃烧气体。

技术方案2.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述对接部包括后对接部和前对接部。

技术方案3.根据技术方案2所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件包括后密封件和前密封件。

技术方案4.根据技术方案3所述的涡轮发动机，其特征在于，所述前密封件以离散间隔件与所述外壳体沿径向向内间隔，以限定至少一个隔离空气间隙。

技术方案5.根据技术方案3所述的涡轮发动机，其特征在于，所述静止导叶组件终止于包括至少一个缘边的吊架。

技术方案6.根据技术方案5所述的涡轮发动机，其特征在于，所述后密封件邻接所述吊架的至少一部分和所述外壳体。

技术方案7.根据技术方案6所述的涡轮发动机，其特征在于，所述前密封件邻接所述至少一个缘边处的所述吊架的至少一部分和所述外壳体。

技术方案8.根据技术方案7所述的涡轮发动机，其特征在于，隔热罩在所述外壳体与所述吊架之间从所述至少一个缘边沿所述前至后的方向延伸。

技术方案9.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述静止导叶组件终止于包括至少一个缘边的吊架，并且所述外壳体包括邻近所述至少一个缘边的至少一个导轨，并且所述对接部限定在所述至少一个导轨与所述至少一个缘边之间。

技术方案10.根据技术方案9所述的涡轮发动机，其特征在于，所述对接部沿径向方向或轴向方向中的一个延伸。

技术方案11.根据技术方案10所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件邻接所述至少一个缘边和所述至少一个导轨中的一个。

技术方案12.根据技术方案11所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件围绕与所述至少一个导轨中的唇部重叠的所述至少一个缘边中的凸缘缠绕。

技术方案13.根据技术方案12所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件以离散间隔件与所述至少一个导轨间隔，以在所述吊架与所述至少一个导轨之间限定至少一个隔离空气间隙。

技术方案14.根据技术方案13所述的涡轮发动机，其特征在于，所述离散间隔件为从所述密封件延伸以维持所述至少一个隔离空气间隙的凹窝。

技术方案15.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件包括环形密封件，所述环形密封件具有将所述外壳体与所述静止导叶组件分开以限定至少一个隔离空气间隙的离散间隔件。

技术方案16.根据技术方案15所述的涡轮发动机，其特征在于，所述离散间隔件为从所述密封件延伸的凹窝。

技术方案17.根据技术方案16所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件包括后密封件和前密封件。

技术方案18.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述旋转叶片组件还包括沿径向向内联接于所述外壳体的多个周向布置的护罩节段，并且所述护罩节段经由环形夹具联接于所述外壳体，并且离散间隔件从所述密封件延伸，以将所述密封件与所述环形夹具间隔并且限定至少一个隔离空气间隙。

技术方案19.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述对接部包括外接所述至少一个涡轮级的多个环形对接部，并且所述密封件包括围绕所述至少一个涡轮级沿周向布置在所述多个环形对接部处的多个密封件节段。

技术方案20.根据技术方案19所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机还包括离散间隔件，其从所述多个密封件节段中的各个延伸，以将所述多个密封件节段与所述外壳体间隔，限定至少一个隔离空气间隙。

技术方案21.根据技术方案1所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件的至少一部分由耐磨材料制成。

技术方案22.一种涡轮发动机，其包括：

涡轮区段，其具有用于燃烧气体流的至少一个涡轮级；

翼型件组件，其具有多个周向布置的翼型件节段并且终止在周向布置的节段处；

外壳体，其包绕所述至少一个涡轮级并且在导轨处联接于所述翼型件组件；

对接部，其在所述周向布置的节段与所述导轨之间，限定泄漏流动路径；以及

密封件，其联接于所述翼型件组件和所述外壳体中的一个，以阻止所述泄漏流动路径中的燃烧气体。

技术方案23.根据技术方案22所述的涡轮发动机，其特征在于，所述对接部包括后对接部和前对接部。

技术方案24.根据技术方案23所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件包括后密封件和前密封件。

技术方案25.根据技术方案24所述的涡轮发动机，其特征在于，所述前密封件以离散间隔件与所述外壳体沿径向向内间隔，以限定至少一个隔离空气间隙。

技术方案26.根据技术方案25所述的涡轮发动机，其特征在于，所述后密封件邻接所述周向布置的节段的至少一部分和所述外壳体。

技术方案27.根据技术方案26所述的涡轮发动机，其特征在于，所述周向布置的节段包括至少一个缘边，并且所述前密封件邻接所述至少一个缘边处的所述周向布置的节段的至少一部分和所述外壳体。

技术方案28.根据技术方案27所述的涡轮发动机，其特征在于，所述隔热罩在所述外壳体与所述周向布置的节段之间从所述至少一个缘边沿前至后的方向延伸。

技术方案29.根据技术方案28所述的涡轮发动机，其特征在于，所述周向布置的节段为吊架，并且所述翼型件组件为静止导叶组件。

技术方案30.根据技术方案22所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件包括环形密封件，所述环形密封件具有将所述外壳体与所述翼型件组件分开以限定至少一个隔离空气间隙的离散间隔件。

技术方案31.根据技术方案30所述的涡轮发动机，其特征在于，所述离散间隔件为从所述密封件延伸的凹窝。

技术方案32.根据技术方案31所述的涡轮发动机，其特征在于，所述密封件包括后密封件和前密封件，并且所述后密封件或所述前密封件中的一个的至少一部分由耐磨材料制成。

附图说明

在附图中：

图1为涡轮发动机的部分的示意性截面视图。

图2为图1中标注为ii的涡轮发动机的涡轮区段的部分的放大截面视图。

图3为用于图2的涡轮区段部分的密封件的部分的等距视图。

图4为沿着标记为iv-iv的线截取的图3的密封部分的放大等距截面。

图5为图2中标注为v的涡轮区段的部分的静止导叶组件和外壳的放大截面视图。

图6为沿着图5的线vi的静止导叶组件的俯视图，其中外壳和密封件的部分被移除。

部件列表

10发动机

12中心线

14前

16后

18风扇区段

20风扇

22压缩机区段

24lp压缩机

26hp压缩机

28燃烧区段

30燃烧器

32涡轮区段

34hp涡轮

36lp涡轮

38排气区段

40风扇壳体

42风扇叶片

44芯部

46外壳体

48hp转轴

50lp转轴

51转子

52hp压缩机级

53盘

54hp压缩机级

56lp压缩机叶片

58hp压缩机叶片

60lp压缩机导叶

61盘

62hp压缩机导叶

64hp涡轮级

66lp涡轮级

68hp涡轮叶片

70lp涡轮叶片

71盘

72hp涡轮导叶

74lp涡轮导叶

76加压的环境空气

78气流

80出口导叶组件

82翼型导叶

84风扇排气侧

100(a,b)涡轮级

102静止导叶组件

104旋转叶片组件

106喷嘴节段

108前缘

110后缘

112吊架

114缘边

116护罩节段

118前缘

120后缘

122环形导轨

124唇部

126轴向唇部

128凹陷部分

129环形夹具

130对接部

132密封件

134后对接部

136前对接部

138前密封件

140后密封件

142隔热罩

144密封件节段

146环形密封件

148分段端部

150前轴向凸起

152前凹处

154前径向部分

158前密封唇部

160前离散间隔件

162圆形形状

164顶峰

170后轴向凸起

172后凹处

174后径向部分

176凹处壁

178一组后密封唇部

180后离散间隔件

182圆形形状

184顶峰

186第二后离散间隔件

188隔离空气间隙

190隔离空气间隙

191隔离空气间隙

192间隙

lfp泄漏流动路径

hf热燃烧气流。

具体实施方式

本发明的描述的实施例涉及密封外壳与发动机的涡轮区段中的涡轮级之间的对接部。出于图示的目的，本发明将关于飞行器燃气涡轮发动机来描述。然而，将理解的是，本发明不限于此，并且可在非飞行器应用(如其它移动应用和非移动工业、商业以及住宅应用)中具有普遍适用性。

如本文中使用的，用语“前”或“上游”是指沿朝向发动机入口，或与另一构件相比，相对更靠近发动机入口的构件的方向移动。与“前”或“上游”结合使用的用语“后”或“下游”是指朝向发动机的后部或出口或者与另一构件相比相对更靠近发动机出口的方向。

此外，如本文中使用的，用语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的维度。

所有方向引用(例如，径向、轴向、近端、远端、上、下、向上、向下、左、右、侧向、前、后、顶部、底部、上方、下方、垂直、水平、顺时针、逆时针、下游、上游、向前、向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本公开，并且不造成限制，特别是关于本文中描述的本公开的方面的位置、方位或使用。连接引用(例如，附接、联接、连接以及连结)被广义地解释，并且可包括元件的集合之间的中间部件和元件之间的相对移动，除非另外指出。就此而言，连接引用不一定暗示两个元件直接地连接并且呈彼此固定的关系。示例性附图仅用于图示目的，并且所附的图中反映的尺寸、位置、顺序以及相对大小可变化

图1为用于飞行器的燃气涡轮发动机10的部分的示意性截面视图。发动机10具有从前14延伸至后16的大体上沿纵向延伸的轴线或中心线12。发动机10包括成下游串流关系的包括风扇20的风扇区段18、包括增压器或低压(lp)压缩机24和高压(hp)压缩机26的压缩机区段22、包括燃烧器30的燃烧区段28、包括hp涡轮34和lp涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。

风扇区段18包括包绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括多个风扇叶片42，其绕着中心线12沿径向设置并且能够在风扇壳体40内旋转。hp压缩机26、燃烧器30以及hp涡轮34形成生成燃烧气体并且从燃烧气体抽取能量的发动机10的芯部44。芯部44由可与风扇壳体40联接的外壳体46包绕。

绕着发动机10的中心线12同轴地设置的hp轴或转轴48将hp涡轮34传动地连接于hp压缩机26。绕着发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径的环形hp转轴48内的lp轴或转轴50将lp涡轮36传动地连接于lp压缩机24和风扇20。转轴48,50能够绕着发动机中心线旋转并且联接于多个可旋转元件，其可共同地限定转子51。

lp压缩机24和hp压缩机26分别包括多个压缩机级52,54，其中一组压缩机叶片56,58关于对应的一组静止压缩机导叶60,62(也称为喷嘴)旋转，以压缩穿过级的流体流或使其加压。在单个压缩机级52,54中，多个压缩机叶片56,58可以以环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，而对应的静止压缩机导叶60,62定位在旋转叶片56,58上游并且邻近于其。注意的是，图1中示出的叶片、导叶和压缩机级的数量仅出于说明性目的选择，并且其它数量为可能的。

用于压缩机的级的叶片56,58可安装至盘61，盘61安装至hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中各个级具有其自己的盘61。用于压缩机的级的导叶60,62可以以周向布置安装至外壳体46。

hp涡轮34和lp涡轮36分别包括多个涡轮级64,66，其中一组涡轮叶片68,70关于对应的一组静止涡轮导叶72,74(也称为喷嘴)旋转，以从穿过级的流体流抽取能量。在单个涡轮级64,66中，多个涡轮叶片68,70可以以环提供，并且可关于中心线12从叶片平台沿径向向外延伸至叶片末端，而对应的静止涡轮导叶72,74定位在旋转叶片68,70上游并且邻近于其。注意的是，图1中示出的叶片、导叶和涡轮级的数量仅出于说明性目的选择，并且其它数量为可能的。

用于涡轮的级的叶片68,70可安装至盘71，盘71安装至hp转轴48和lp转轴50中的对应一个，其中各个级具有专用的盘71。用于压缩机的级的导叶72,74可以以周向布置安装至外壳体46。

与转子部分互补，发动机10的静止部分(如压缩机和涡轮区段22,32之中的静止导叶60,62,72,74)还单独地或共同地被称为定子63。就此而言，定子63可指遍及发动机10的非旋转元件的组合。

在操作中，离开风扇区段18的气流分开成使得气流的部分引导到lp压缩机24中，lp压缩机24接着将加压空气76供应至hp压缩机26，hp压缩机26进一步使空气加压。来自hp压缩机26的加压空气76在燃烧器30中与燃料混合并且点燃，由此生成燃烧气体。燃烧气体沿前至后的方向从燃烧器30流动穿过涡轮区段32。一些功由hp涡轮34从这些气体抽取，hp涡轮34驱动hp压缩机26。燃烧气体排放到lp涡轮36中，并且最终经由排气区段38从发动机10排放，lp涡轮36抽取附加的功以驱动lp压缩机24。lp涡轮36的驱动驱动了lp转轴50，以使风扇20和lp压缩机24旋转。

压缩机区段22中生成的加压气流76的部分可从压缩机区段22抽出作为放出气体77。放出气体77可从加压气流76抽出并且提供至需要冷却的发动机构件。进入燃烧器30的加压气流76的温度显著地增加。就此而言，由放出气体77提供的冷却对于此类发动机构件在升高的温度环境中的操作而言为必需的。

来自风扇区段18的气流78的其余部分绕过lp压缩机24和发动机芯部44，并且在风扇排气侧84处通过静止导叶排(并且更具体而言为包括多个翼型导叶82的出口导叶组件80)离开发动机组件10。更具体而言，径向延伸的翼型导叶82的周向排在风扇区段18附近用于施加气流78的一定方向控制。

气流78可用于发动机10的部分(尤其是热部分)的冷却，并且/或者用于冷却飞行器的其它方面或向其供能。在涡轮发动机的背景下，发动机的热部分通常在燃烧器30下游，尤其是涡轮区段32，其中hp涡轮34为最热部分，因为hp涡轮34直接在燃烧区段28下游。其它冷却流体源可为但不限于从lp压缩机24或hp压缩机26排放的流体。

图2描绘了包括至少一个涡轮级100的涡轮区段32的部分。在示出的示例性涡轮区段32中，两个涡轮级100a,100b示为由外壳体46包绕。外壳体46限定前至后的热燃烧气流hf。各个涡轮级100a,100b包括至少一个翼型件组件，特别是静止导叶组件102和旋转叶片组件104。静止导叶组件102包括多个周向布置的节段106(至少一对导叶)，导叶74固定至多个周向布置的节段106，并且热燃烧气流hf行进穿过多个周向布置的节段106。各个导叶74具有前缘108和后缘110。节段106可均包括吊架112，吊架112终止于至少一个缘边114，其示出为两对缘边114，一对用于各个吊架112。

旋转叶片组件104还包括多个周向布置的节段或护罩节段116，其围绕叶片70并且附于外壳体46(此处示出用于叶片70的一个护罩节段116)。各个叶片70具有前缘118和后缘120。

外壳体46还包括至少一个环形导轨122，其在外壳体46内侧沿径向延伸并且终止于唇部124。唇部124可为限定至少一个凹陷部分128的一对轴向唇部126。轴向唇部126中的至少一个与缘边114上的凸缘125重叠。在重叠唇部126和凸缘125的径向内侧的环形夹具129可围绕护罩节段116和环形导轨122中的另一唇部126延伸到唇部126之间的凹陷部分128中，以将护罩节段116固持至环形导轨122。

对接部130因此形成在外壳体46的部分与静止导叶组件102中的吊架112之间，以限定泄漏流动路径lfp。对接部130可为多个环形对接部，其包括形成在缘边114与唇部124之间的后对接部134以及形成在缘边114与轴向唇部126中的一个之间的前对接部136。对接部130可沿径向或轴向方向延伸。

密封件132设在对接部130处。密封件132可为包括前密封件138和后密封件140的多个密封件。后密封件140设在后对接部134处并且邻接吊架112的至少一部分和外壳体46。前密封件138在前对接部136处与外壳体46沿径向向内间隔，并且在轴向唇部126中的一个与缘边114之间延伸，邻接吊架112的至少一部分。前密封件138可围绕凸缘125缠绕。隔热罩142可从在外壳体46径向内侧的缘边114沿前至后的方向延伸，以将外壳体46与吊架112分开。虽然密封件132在涡轮级中的仅一个100b处示出，但是设想的是，密封件132可在多个涡轮级100处。还设想的是，密封件可定位在其它级(例如但不限于压缩机区段22内的级)中。

转到图3，示出了密封件132，其中前密封件138和后密封件140以成对分段部分144示出成限定环形密封件146。虽然示出了四对分段部分144，但是设想了更多或更少对分段部分144。各对分段部分144限定将分段部分144与彼此分开的分段端部148。

图4示出了在分段端部148处的前密封件138和后密封件140的部分。密封件138,140可由例如但不限于金属片形成。材料可为抗磨损材料(经由非限制性实例，l605或188钴片材)，密封件138,140由该材料形成。还设想的是，抗磨损材料为密封件138,140上的润滑剂涂层。抗磨损材料不限于本文中论述的实例，并且可为形成为在经由非限制性实例，研摩、硬钎焊、摩擦、摩削或刷洗条件下维持的任何材料。前密封件138包括限定前凹处152的前轴向凸起150。前径向部分154从前轴向凸起150沿径向向内延伸，并且终止于前密封唇部158。前离散间隔件160从前径向部分154沿轴向延伸。前离散间隔件160可具有圆形形状162并且终止于顶峰164。

后密封件140包括限定后凹处172的后轴向凸起170。凹处壁176限定后凹处172的部分。后离散间隔件180从凹处壁176沿轴向延伸到后凹处172中。后离散间隔件180可具有圆形形状182并且终止于顶峰184。后径向部分174从后轴向凸起176沿径向向内延伸。后密封件140在两个端部处终止于一组后密封唇部178。第二后离散间隔件186可从后径向部分174沿轴向延伸。在一个非限制性实例中，第二后离散间隔件186可在连续的后离散间隔件180之间且在其径向内侧沿周向定位，如示出的。

设想的是，离散间隔件160,180,186可为如示出的凹窝或者具有其它形状。圆形形状162,182和顶峰164,184产生离散间隔件160,180的非限制性示例性图示。离散间隔件160,180,186可为沿着密封件138,140延伸以形成环形的一组离散间隔件160,180,186的多个离散间隔件160,180,186。

在图5中，密封件132更详细地示出，并且可更清楚地看见，环形夹具129在由轴向唇部126形成的凹处128处将护罩节段116保持至外壳体46。前离散间隔件160可邻接环形夹具129，以形成前隔离空气间隙188。后离散间隔件180可邻接环形导轨122，以形成后隔离空气间隙190。虽然不可见，但是第二后离散间隔件186可在吊架112与护罩节段116之间形成第二后隔离空气间隙191。设想的是，离散隔离件160,180,186中的一个或全部可在外壳体46的任何部分和密封件138,140之间形成隔离空气间隙188,190,191。

隔离空气间隙188,190,191提供隔离屏障，以最小化由包绕的外壳体46与涡轮区段32中的热燃烧气流hf之间的对流的热传递。沿着前密封件138和后密封件140间歇地提供离散间隔件160,180,186防止了从密封件128,140至外壳体46的不必要的热传导。

隔热罩142在吊架112与外壳体46之间提供了屏障。前密封件138和后密封件140沿圆周方向延伸超过喷嘴节段106。隔热罩142、前密封件138以及后密封件140一起提供了屏障，以阻挡热燃烧气流hf至外壳体46的不需要泄漏。

图6为静止导叶组件102和旋转叶片组件104的俯视图，其中隔热罩142为了清楚而移除。间隙192存在于静止导叶组件102的喷嘴节段106与相邻喷嘴节段106会合的地方。前密封件138和后密封件140延伸横跨间隙192，以进一步阻止热燃烧气流hf沿着泄漏流动路径lfp(图2)的任何泄漏。在俯视透视图中，可看见，前密封件138沿周向覆盖间隙192，并且后密封件140在间隙192的正下方沿周向延伸。

与如本文中描述的密封件相关联的益处包括使沿着导轨的腐蚀、脱色以及裂纹最小化。外壳体材料已知为利用高温能力和不可修复的合金制造。使热传递的量减小减少了腐蚀和脱色，同时提供如本文中描述的对接部处的密封件使裂纹最小化，并且提供磨损保护，以免外壳体与连接硬件之间，例如但不限于导轨与缘边之间的对接部的磨损。密封件因此减小在发动机的检修期间的废料量，节省维护和材料成本。此外，密封件减少旁路泄漏，提供在发动机效率和冷却流减少两者方面的发动机性能的益处。

该书面的描述使用实例以公开本发明(包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实践本发明(包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何并入的方法)。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这些其它实例具有不与权利要求的字面语言不同的结构元件，或者如果这些其它实例包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构元件，则这些其它实例意图在权利要求的范围内。