用于燃气涡轮发动机的喷嘴及喷嘴组件的制作方法

本主题大体上涉及用于燃气涡轮发动机的喷嘴及喷嘴组件。更具体而言，本主题涉及具有改善的负载传递特征的喷嘴。

背景技术：

燃气涡轮发动机大体上包括成串流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段和排气区段。在操作中，空气进入压缩机区段的入口，在该处，一个或更多个轴向压缩机逐渐压缩空气，直到其达到燃烧区段。燃料与压缩的空气混合且在燃烧区段内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧区段传送至限定在涡轮区段内的热气体通路，且然后经由排气区段从涡轮区段排出。

在特定构造中，涡轮区段包括成串流顺序的高压(HP)涡轮和低压(LP)涡轮。HP涡轮和LP涡轮分别包括各种可旋转的涡轮构件，诸如涡轮转子叶片、转子盘和固持件，以及各种静止涡轮构件，诸如定子导叶或喷嘴、涡轮护罩和发动机框架。可旋转涡轮构件和静止涡轮构件至少部分地限定穿过涡轮区段的热气体通路。当燃烧气体流过热气体通路时，热能从燃烧气体传递至可旋转涡轮构件和静止涡轮构件。

用于燃气涡轮发动机中的喷嘴且特别是HP涡轮喷嘴通常布置为在限定穿过喷嘴的主流动通路的环形内带与外带之间延伸的翼形导叶的阵列。由于燃气涡轮发动机内的操作温度，故大体上期望使用具有低热膨胀系数和高抗压强度的材料。最近，例如，陶瓷基质复合物("CMC")材料用于在此不利的温度和压力条件下有效地操作。这些低热膨胀系数材料具有高于类似的金属部分的温度能力，以便在较高操作温度下操作时，发动机能够在较高发动机效率下操作。

然而，CMC材料具有在CMC的设计和应用期间必须考虑的机械性质。例如，在相比于金属材料时，CMC材料具有相对较低的拉伸延性或对失效的低应变。

典型的导叶使用穿过导叶带或发动机支撑件设置的径向销来保持在涡轮发动机内。在操作期间，这些销可对喷嘴和相关的附接特征创建高切向负载和应力集中。另外，现有的销可创建对CMC材料有害的高拉伸负载。因此，如果CMC构件使用某些销结构来约束，则应力集中可形成，导致节段的缩短的寿命。

迄今，由CMC材料形成的喷嘴经历超过了CMC材料的能力的局部应力，导致喷嘴的缩短的寿命。已经发现应力归因于给予喷嘴和相关联的附接特征的瞬时应力、不同材料类型的部分之间的不同热增长，以及喷嘴与相关联的附接特征之间的对接处的集中通路中的加载。

因此，改善的喷嘴和喷嘴组件是本领域中期望的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可从该描述清楚，或可通过实施本发明学习到。

按照本公开内容的一个实施例，提供了一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴。喷嘴可包括沿径向轴线设置的翼型件。翼型件可包括限定在前缘和后缘之间延伸的压力侧和吸力侧的外表面。翼型件还可包括与外表面接合沿轴向延伸的凸缘，以及以非正交于发动机的中心线的接合角限定在凸缘上的沿径向有压力的接触面。有压力的接触面构造成垂直于接合角传递压力。喷嘴还可包括沿径向包围翼型件的翼型件支撑框架，翼型件支撑框架包括与有压力的接触面接合来定位的匹配面。

按照本公开内容的另一个实施例，提供了一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴组件。喷嘴可包括沿径向轴线设置的翼型件。翼型件可包括限定在前缘和后缘之间延伸的压力侧和吸力侧的外表面。翼型件还可包括与外表面接合沿轴向延伸的凸缘，以及远离外表面沿径向定位的沿径向有压力的接触面。喷嘴还可包括沿径向包围翼型件的翼型件支撑框架，翼型件支撑框架包括支撑主体，以及以非正交于中心线的接合角限定在支撑主体上的匹配面，匹配面沿着接合角与有压力的接触面接合来定位。

本发明的第一技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴，所述喷嘴包括：沿径向轴线设置的翼型件，所述翼型件包括限定在前缘和后缘之间延伸的压力侧和吸力侧的外表面，与所述外表面接合沿轴向延伸的凸缘，以及以非正交于所述发动机的中心线的接合角限定在所述凸缘上的沿径向有压力的接触面，所述有压力的接触面构造成垂直于所述接合角传递压力；以及沿径向包围所述翼型件的翼型件支撑框架，所述翼型件支撑框架包括与所述有压力的接触面接合来定位的匹配面。

本发明的第二技术方案是在第一技术方案中，所述接触面包括从所述凸缘延伸的突出片。

本发明的第三技术方案是在第一技术方案中，所述接触面包括限定在所述凸缘内的圆角。

本发明的第四技术方案是在第一技术方案中，第一平面垂直于所述径向轴线且平行于所述中心线限定，并且其中所述接合角相对于所述第一平面在90°和20°之间。

本发明的第五技术方案是在第一技术方案中，第二平面沿所述发动机中心线和所述径向轴线限定，并且其中所述接合角相对于所述第二平面在90°和20°之间。

本发明的第六技术方案是在第四技术方案中，所述接合角相对于所述第一平面在50°和40°之间。

本发明的第七技术方案是在第五技术方案中，所述接合角相对于所述第二平面在50°和40°之间。

本发明的第八技术方案是在第一技术方案中，所述翼型件支撑框架包括设置在所述翼型件上方且限定所述匹配面的外支撑框架。

本发明的第九技术方案是在第一技术方案中，所述翼型件支撑框架包括设置在所述翼型件下方且限定所述匹配面的内支撑框架。

本发明的第十技术方案是在第一技术方案中，所述翼型件由陶瓷基质复合物材料形成。

本发明的第十一技术方案提供了一种用于燃气涡轮发动机的喷嘴，所述喷嘴包括：沿径向轴线设置的翼型件，所述翼型件包括限定在前缘和后缘之间延伸的压力侧和吸力侧的外表面，与所述外表面接合沿轴向延伸的凸缘，以及远离所述外表面沿径向定位的有压力的接触面；以及沿径向包围所述翼型件的翼型件支撑框架，所述翼型件支撑框架包括支撑主体，以及以非正交于所述中心线的接合角限定在所述支撑主体上的匹配面，所述匹配面沿着所述接合角与所述有压力的接触面接合来定位。

本发明的第十二技术方案是在第十一技术方案中，所述匹配面包括从所述支撑框架延伸的偏置根部。

本发明的第十三技术方案是在第十一技术方案中，所述匹配面包括限定在所述支撑框架内的凹槽。

本发明的第十四技术方案是在第十一技术方案中，第一平面垂直于所述径向轴线且平行于所述中心线限定，并且其中所述接合角相对于所述第一平面在90°和20°之间。

本发明的第十五技术方案是在第十一技术方案中，第二平面沿所述发动机中心线和所述径向轴线限定，并且其中所述接合角相对于所述第二平面在90°和20°之间。

本发明的第十六技术方案是在第十四技术方案中，所述接合角相对于所述第一平面在50°和40°之间。

本发明的第十七技术方案是在第十五技术方案中，所述接合角相对于所述第二平面在50°和40°之间。

本发明的第十八技术方案是在第十一技术方案中，所述翼型件支撑框架包括设置在所述翼型件上方且限定所述匹配面的外支撑框架。

本发明的第十九技术方案是在第十一技术方案中，所述翼型件支撑框架包括设置在所述翼型件下方且限定所述匹配面的内支撑框架。

本发明的第二十技术方案是在第十一技术方案中，所述翼型件包括陶瓷基质复合物材料。

本发明的这些及其它特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求变得更好理解。并入且构成本说明书的一部分的附图示出了本发明的实施例，且连同描述用于阐释本发明的原理。

附图说明

包括针对本领域的普通技术人员的其最佳模式的本发明的完整且开放的公开内容在参照附图的说明书中阐述，在附图中：

图1为按照本公开内容的一个实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图；

图2为按照本公开内容的一个实施例的燃气涡轮发动机的高压涡轮部分的放大的周向截面侧视图；

图3为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴的一部分的顶部后部透视图，其中凸缘包括外成角的接触面；

图4为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴的顶部后部透视图，其中外凸缘包括外成角的接触面且内凸缘包括内成角的接触面；

图5为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴组件的示意局部分解的侧视截面视图；

图6为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴组件的示意局部分解的侧视截面视图；

图7为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴的一部分的顶部前部透视图，其中接触面包括圆角；

图8为包括外偏置根部的按照本公开内容的一个实施例的喷嘴的一部分的顶部后部透视图；

图9为包括突出片的按照本公开内容的一个实施例的喷嘴的顶部后部透视图；

图10为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴的顶部后部透视图，其中内接触面包括内圆角且外面包括外圆角；

图11为包括突出片的按照本公开内容的一个实施例的放大的顶部后部透视图；

图12为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴组件的示意局部分解的前部截面视图；以及

图13为按照本公开内容的一个实施例的喷嘴组件的示意局部分解的前部截面视图。

零件列表

10 高旁通涡扇发动机

12 中心线轴线

14 核心涡轮

162 风扇区段

181 基本管状的外壳

20 环形入口

22 低压(LP)压缩机

24 高压(HP)压缩机

26 燃烧区段

28 高压(HP)涡轮

30 低压(LP)涡轮

32 喷气排气喷嘴区段

34 高压(HP)轴或转轴

36 低压(LP)轴或转轴

38 风扇转轴或风扇区段的轴

40 多个风扇叶片

42 环形风扇壳或机舱

44 周向间隔开的出口导叶

46 下游区段

48 限定旁通气流通道

50 HP涡轮的第一级

52 定子导叶的第一级环形阵列

54 第一级定子导叶

56 涡轮转子叶片的第一级环形阵列

58 第一级涡轮转子叶片

60 HP涡轮的第二级

62 定子导叶的第二级环形阵列

64 第二级定子导叶

66 涡轮转子叶片的第二级环形阵列

68 第二级涡轮转子叶片

70 热气体通路

72 第一级护罩组件

74 第二级护罩组件

76 第一级转子叶片末梢

78 第二级转子叶片末梢

88 外支撑框架

90 内支撑框架

100 喷嘴组件

102 喷嘴

104 径向轴线

106 支撑结构

108 支撑框架

110 翼型件

112 压力侧

114 吸力侧

1165 前缘

1182 后缘

120 内凸缘

122 外凸缘

124 有压力的接触面

126 匹配面

128 突出片

130 压力

132 圆角

136 偏置根部

140 凹槽

142 第一平面

144 第二平面

θA 凸缘外接合角

θB 凸缘内接合角

γA 外框架接合角

γB 内框架接合角。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或更多个示例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标号来表示附图中的特征。附图和描述中相似或类似的标记用于表示本发明的相似或类似的部分。如本文使用的用语"第一"、"第二"和"第三"可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语"上游"和"下游"是指相对于流体通路中的流体流的相对流动方向。例如，"上游"是指流体流自的流动方向，且"下游"是指流体流至的流动方向。

此外，如本文使用的用语"轴向"或"轴向地"是指沿发动机的纵轴线的维度。连同"轴向"或"轴向地"使用的用语"前"是指朝发动机入口的方向，或构件相比于另一个构件相对较接近发动机入口。连同"轴向"或"轴向地"使用的用语"后"是指朝发动机喷嘴的方向，或构件相比于另一个构件相对较接近发动机喷嘴。用语"径向"或"径向地"是指发动机的中心纵轴线与发动机外周之间延伸的维度。

现在参看附图，图1为可结合本公开内容的各种实施例的本文称为"涡扇10"的示例性高旁通涡扇类型的发动机10的示意性截面视图。如图1中所示，出于参照目的，涡扇10具有延伸穿过其间的纵向或轴向中心轴线12。大体上，涡扇10可包括设置在风扇区段16下游的核心发动机或燃气涡轮发动机14。

燃气涡轮发动机14大体上可包括限定环形入口20的基本管状的外壳18。外壳18可由多个壳形成。外壳18包围成串流关系的具有增压器或低压(LP)压缩机22、高压(HP)压缩机24的压缩机区段，包括高压(HP)涡轮28、低压(LP)涡轮30的涡轮区段，以及喷气排气喷嘴区段32。高压(HP)轴或转轴34将HP涡轮28传动地连接到HP压缩机24。低压(LP)轴或转轴36将LP涡轮30传动地连接到LP压缩机22。(LP)转轴36还可连接到风扇区段16的风扇转轴或轴38。在特定实施例中，(LP)转轴36可直接地连接到风扇转轴38，诸如成直接驱动构造。在备选实施例中，(LP)转轴36可经由减速装置37(诸如间接传动或齿轮传动构造中的减速齿轮变速箱)连接到风扇转轴38。如期望或需要的那样，此减速装置可包括在发动机10内的任何适合的轴/转轴之间。

如图1中所示，风扇区段16包括多个风扇叶片40，其联接到风扇转轴38且从风扇转轴38沿径向向外延伸。环形风扇壳或机舱42沿周向包绕风扇区段16和/或燃气涡轮发动机14的至少一部分。本领域的普通技术人员将认识到的是，机舱42可构造成通过多个沿周向间隔开的出口导叶44相对于燃气涡轮发动机14被支撑。此外，机舱42的下游区段46(导叶44的下游)可越过燃气涡轮发动机14的外部延伸，以便限定其间的旁通气流通道48。

图2提供了如可包括本发明的各种实施例的如图1中所示的燃气涡轮发动机14的HP涡轮28部分的放大截面视图。如图2中所示，HP涡轮28包括成串流关系的第一级50，其包括与涡轮转子叶片58(仅示出一个)的环形阵列56沿轴向间隔开的定子导叶54(仅示出一个)的环形阵列52。HP涡轮28还包括第二级60，其包括与涡轮转子叶片68(仅示出一个)的环形阵列66沿轴向间隔开的定子导叶64(仅示出一个)的环形阵列62。涡轮转子叶片58、68从HP转轴34(图1)沿径向向外延伸，且联接到HP转轴34(图1)。如图2中所示，定子导叶54、64和涡轮转子叶片58、68至少部分地限定热气体通路70以用于将燃烧气体从燃烧区段26(图1)传送通过HP涡轮28。

如图2中进一步所示，HP涡轮可包括一个或更多个护罩组件，其中各个护罩组件形成围绕转子叶片的环形阵列的环形环。例如，护罩组件72可形成围绕第一级50的转子叶片58的环形阵列56的环形环，且护罩组件74可形成围绕第二级60的涡轮转子叶片68的环形阵列66的环形环。大体上，护罩组件72、74的护罩沿径向与各个转子叶片58、68的叶片末梢76、78间隔开。径向或空隙间隙CL限定在叶片末梢76、78与护罩之间。护罩和护罩组件大体上减少从热气体通路70的泄漏。

应注意的是，护罩和护罩组件还可在低压压缩机22、高压压缩机24和/或低压涡轮30中以类似方式使用。因此，如本文公开的护罩和护罩组件不限于在HP涡轮中使用，且反而可用于燃气涡轮发动机的任何适合的区段中。

现在参看图3至13，为此公开了喷嘴组件100和喷嘴102的各种实施例。如本文中公开的喷嘴102可替代定子导叶54、定子导叶64或发动机中的任何其它适合的基于静止翼型件的组件使用。

如图所示，喷嘴102包括翼型件110，其具有限定压力侧112、吸力侧114、前缘116和后缘118的外表面。如大体上理解的那样，压力侧112和吸力侧114在前缘116与后缘118之间延伸。在典型实施例中，翼型件110大体上为中空的，以允许冷却流体流过其间以及结构增强构件设置在其中。

图3-13中所示的实施例包括具有内凸缘120和外凸缘122的喷嘴102，其中的每一个大体上沿径向轴线104的方向在其径向外端处连接到翼型件110。内凸缘120和外凸缘122还沿翼型件110与翼型件的外表面轴向接合地延伸。内凸缘120和外凸缘122由此提供允许翼型件连结至护罩组件72、74的安装表面。如图3-13中所示，凸缘120、122包括沿接合角θ限定的一个或更多个径向地有压力的接触面124。

如图6、9、11、以及13中所示出的，一些实施例的接触面124包括朝向护罩组件延伸的突出片128。在外凸缘122的某些实施例中，外突出片128A沿径向向外朝向外护罩组件72延伸，而内突出片128B朝向中心线12延伸。在这样的实施例中，突出片128大体上垂直于接合角θ延伸。突出片128的接合角θ由此将压力130指引穿过片128且至翼型件。任选地，突出片128可与凸缘120、122整体结合形成。备选地，突出片128可经由粘合剂或机械紧固件来分别地附接。

尽管图6和13示出了具有外突出片128A和内突出片128B两者的实施例，但其它实施例可仅包括外突出片128A和内突出片128B中的一个。例如，图9示出了从外凸缘122的顶表面延伸的突出片128。此外，在包括外突出片128A和内突出片128B两者的实施例中，外接触面124A的接合角θA可与内接触面124B的接合角θB相同，或可以不同。

在图5、7、及12中示出的某些实施例中，接触面124包括构造成以限定的接合角θ接收偏置部件的圆角132。图3、4、8和10进一步示出了这样的实施例。如图所示，一些实施例包括面向外支撑框架108A的外圆角132A。另外的或备选的实施例可包括面向内支撑框架108B的内圆角132B。尽管图12和13示出了具有外圆角132A和内圆角132B两者的实施例，但其它实施例可仅包括外圆角132A和内圆角132B中的一个。此外，在包括外圆角132A和内圆角132B两者的实施例中，外接触面124A的接合角θA可与内接触面124B的接合角θB相同，或可以不同。在另一实施例中，有压力的接触面124可形成为平行于中心线12的基本平坦的表面。

在示例性实施例中，翼型件110、内凸缘110和外凸缘120可由陶瓷基质复合物("CMC")材料形成。然而，作为备选，可使用其它适合的材料，诸如适合的塑料、复合物、金属等。

如图2、5-6和12-3的示例性实施例中所示，护罩组件72、74包括翼型件支撑结构106，其附接至凸缘120、122且沿径向包围喷嘴102。这些实施例的支撑结构106包括设置在喷嘴102的相对径向端处的外框架108A和内框架108B。外框架108A和内框架108B中的每一个还可包括支撑主体98，其限定朝向喷嘴102指引来以接合角γ接合有压力的接触面124的匹配面126。

如图5、8、9和12中所示出的，某些实施例的匹配面126包括朝向喷嘴102设置来接合凸缘120、122的偏置根部(biasing foot)136。偏置根部136可与凸缘支撑主体98整体结合形成，或可经由粘合剂或机械紧固件来分别地附接。尽管图5和12示出了具有外偏置根部136A和内偏置根部136B两者的实施例，但其它实施例可仅包括外偏置根部136A和内偏置根部136B中的一个，类似于图8和9。在包括外偏置根部136A和内偏置根部136B两者的实施例中，外匹配面126A的接合角γA可与内匹配面126B的接合角γB相同，或可以不同。在某些实施例中，偏置根部136包括匹配于有压力的接触面124的接合角θ，从而允许偏置根部136在由接触面124限定的圆角132内延伸的形状。在任选的实施例中，偏置根部136可与有压力的接触面124的接合角θ分离且不连续地限定其自身的接合角γ。在某些实施例中，匹配面126包括凸缘120、122的基本平坦的表面。

在另外或备选的实施例中，诸如图13中所示，匹配面126包括由支撑主体98限定的凹槽140。在这样的实施例中，匹配凹槽140可选择地接收接触面124，使得接触面124沿径向延伸到由凹槽140限定的腔中。尽管图13仅示出了单个外凹槽140，但一些实施例可包括外凹槽和内凹槽两者。此外，在包括外凹槽和内凹槽两者的实施例中，外匹配面126A的接合角γA可与内匹配面126B的接合角γB相同，或可以不同。在任选的实施例中，凹槽140可与有压力的接触面124的接合角θ分离且不连续地限定其自身的接合角γ。

在示例性实施例中，外支撑框架108A和内支撑框架108B由金属形成。然而，作为备选，可使用其它适合的材料，诸如适合的塑料、复合物等。

如所论述的那样，喷嘴102可在发动机10的操作期间经历各种负载，包括沿轴向方向的负载(如沿中心线12限定的)。此外，如所论述的那样，用于形成喷嘴102和相关联的支撑结构108的材料(即，在示例性实施例中，分别是CMC和金属)上的差异可在发动机操作期间引起喷嘴102和/或支撑结构106的非期望相对移动，特别是沿径向轴线104。大体上期望的是改善相关联的喷嘴102与支撑结构106之间的负载传递，且减小对由于此负载和相对移动引起的与支撑框架108A、108B对接的喷嘴102的构件破坏的风险。

当组装时，接触面124和匹配面126以限定的接合角θ、γ抵接。通过该布置，径向压力130可传递至喷嘴102。大体上，压力130将以垂直于接合角θ、γ中的一个的角度传递至喷嘴102。在某些实施例中，该压力130能够以刚性压缩来保持组装的喷嘴102。刚性压缩可有利地限制拉伸应变且防止喷嘴102在支撑框架108A、108B之间摇摆。在一些实施例中，压缩将足以将支撑框架108A、108B和喷嘴102紧固在一起，从而消除对分离的固持销或特征的需求。另外，压缩可有利地有助于喷嘴102的径向维持的径向定向。在操作期间，发动机10内生成的热可引起支撑框架108A、108B处的膨胀和应变偏移。在接触面124和匹配面126处生成的压缩可构造成阻遏膨胀且限制应变。

如图所示，一个或更多个平面142、144限定在发动机10内。切向或第一平面142可从沿喷嘴凸缘120、122或支撑框架108A、108B的切向线限定。更具体地，第一平面142可垂直于径向轴线104且平行于发动机中心线12限定。径向或第二平面144可通过喷嘴102自身限定。此外，第二平面144可沿(且平行于)中心线12和径向轴线104限定。

大体上，接合角θ、γ将非正交(即，非垂直或平行)于发动机中心线12。接合角θ、γ的示例性实施例将相对于第一平面142和第二平面144形成。例如，在一些实施例中，接合角θ、γ相对于第一平面142在90°和20°之间。在另一实施例中，接合角θ、γ相对于第一平面142在50°和40°之间。在其它实施例中，接合角θ、γ相对于第二平面144在90°和20°之间。在又一实施例中，接合角θ、γ相对于第二平面144在50°和40°之间。接合角θ、γ的任选的实施例将相对于第一平面142和第二平面144两者而形成。任一接合角θ、γ可根据待传递至翼型件110的期望的压缩负载来选择和形成。

还大体上提供了用于组装喷嘴组件100的方法。示例性方法包括喷嘴支撑结构106联接至喷嘴102。例如，此联接可包括将翼型件有压力的接触面124B定位在内支撑框架匹配面126B的顶部上，且与内支撑框架匹配面126B接合。随后或之前，面向外的有压力的接触面124A可定位在外支撑框架匹配面126A下面，且与外支撑框架匹配面126A接合。双重接合可将翼型件110沿径向基本保持在支撑框架108A、108B之间。在某些实施例中，将排除其它的安装销或片，从而允许翼型件110通过最初地压力130保持在预定的径向位置。

本书面描述使用了实例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制作和使用任何装置或系统，以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可包括本领域的技术人员想到的其它实例。如果此类其它实施例包括并非不同于权利要求的书面语言的结构元件，或如果它们包括与权利要求的书面语言无实质差别的等同结构元件，则期望此类其它实例在权利要求的范围内。