用于飞行器发动机的支柱的制作方法

本发明是在美国空军的合同号fa8650-09-d-2922下利用政府支持来作出的。政府可以拥有本发明中的某些权利。

本主题大体上涉及用于飞行器发动机的支柱。

背景技术：

燃气涡轮发动机包括风扇区段和核心发动机。核心发动机按轴向串流关系包括：高压压缩机，以压缩进入核心发动机的空气流；燃烧器，其中燃料和压缩的空气的混合物焚烧，以生成推进气流；以及高压涡轮，其通过推进气流而旋转，并且其通过轴而连接以驱动高压压缩机。典型的旁通涡扇发动机将低压涡轮添加于高压涡轮的后部，低压涡轮驱动位于高压压缩机的前部的风扇区段的风扇。风扇后部的分流器将退出风扇的风扇流分成核心发动机流和围绕核心发动机的旁通流。

风扇区段包括一级或多级风扇转子叶片和支柱组件。支柱组件包括在径向内端处安装到毂且在径向外端处安装到组件外壳体的周向地隔开的支柱。外壳体限定圆形形状，使得对于穿过风扇区段的流路，限定圆形流路表面。

支柱组件的支柱必须能够承受在燃气涡轮发动机的操作期间生成的相对大的力。这些力可以包括来自燃气涡轮发动机的各种构件的重量的静态力以及在例如包括燃气涡轮发动机的飞行器的某些机动动作期间生成的动态力。在燃气涡轮发动机的操作期间，这些力能够促使支柱屈曲。支柱典型地以厚且相对稳健的方式形成，以便承受静态力和动态力。然而，这样可能导致支柱组件的相对重的支柱。

因此，能够更好承受静态力和动态力的支柱将为有用的。此外，在减轻支柱的总体重量的同时，能够更好承受静态力和动态力的支柱将为特别地有益的。

技术实现要素：

本发明的方面和优点将在下文的描述中部分地阐明，或可以从描述显而易见，或可以通过实践本发明而得知。

在本公开的一个示例性实施例中，提供了一种用于限定周向方向的燃气涡轮发动机的支柱。支柱限定翼展，且包括限定第一侧面和相对的第二侧面的主体。第一侧面沿着周向方向与第二侧面间隔开。主体包括沿着支柱的翼展按串联顺序布置的内部区段、中间区段以及外部区段。内部区段、中间区段以及外部区段各自限定第一侧面与第二侧面之间的厚度。中间区段的厚度大于内部区段和外部区段的厚度。

在本公开的另一示例性实施例中，提供了一种用于限定周向方向的燃气涡轮发动机的支柱组件。支柱组件包括内毂和外结构壳体。支柱组件另外地包括在内毂与外结构壳体之间延伸的支柱。支柱限定翼展和沿着翼展延伸穿过支柱的最厚部分的中线。支柱还限定第一侧面和相对的第二侧面，第一侧面沿着周向方向与第二侧面间隔开。支柱包括沿着支柱的翼展按串联顺序布置的内部区段、中间区段以及外部区段。内部区段、中间区段以及外部区段各自限定延伸穿过中线的第一侧面与第二侧面之间的厚度。中间区段的厚度大于内部区段和中间区段的厚度。

参考下文的描述和所附权利要求，将更清楚地理解本发明的这些及其它特征、方面以及优点。并入于本说明书中且组成本说明书的一部分的附图图示本发明的实施例，并且附图连同描述一起用来解释本发明的原理。

附图说明

在说明书中阐明针对本领域普通技术人员的本发明的详尽且开放的公开(包括本发明的最佳模式)，参考附图而进行该阐明，在附图中：

图1是根据本主题的各种实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意横截面图。

图2是图1的示例性燃气涡轮发动机的前支柱组件(也被称为前部框架组件)的特写示意横截面图。

图3是图2的示例性前支柱组件的孤立轴向图。

图4是按照本公开的示例性方面的附接到图2的示例性前支柱组件的外结构壳体的支柱的特写图。

图5是按照本公开的示例性方面的图2的示例性前支柱组件的支柱的侧视图。

图6是沿着图5的线6-6截取的图5的示例性支柱的翼展方向横截面图。

图7是沿着图5的线7-7截取的图5的示例性支柱的翼展方向横截面图。

图8是沿着图5的线8-8截取的图5的示例性支柱的翼展方向横截面图。

图9是以图表绘制沿着图5的示例性支柱的中线的图5的示例性支柱的厚度的图解。

具体实施方式

现在将详细地参考本发明的本实施例，在附图中图示本发明的一个或多个示例。详细描述使用数字标示和字母标示来指附图中的特征。附图和描述中的相同或类似的标示已用于指本发明的相同或类似的零件。如本文中所使用的，术语“第一”、“第二”以及“第三”可以能互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，且不旨在表明个别的构件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”指流体流自的方向，并且，“下游”指流体流至的方向。

图1是按照本公开的一个实施例的飞行器燃气涡轮发动机10的示意表示。燃气涡轮发动机10限定轴向方向a、径向方向r以及周向方向c(即，参见图3，围绕轴向方向a延伸的方向)。燃气涡轮发动机10包括沿着轴向方向a延伸的发动机中心线12(其以影线描绘，以供参考)，且以串流关系具有风扇区段14、高压压缩机16、燃烧区段18、高压涡轮20以及低压涡轮22。高压压缩机16、燃烧区段18以及高压涡轮20通常被称为核心发动机24。

风扇区段14图示为具有分别配置于环形风扇导管28内的第一级风扇叶片26a、第二级风扇叶片26b以及第三级风扇叶片26c的多级风扇区段。风扇区段14另外地包括至少部分地支撑风扇区段14的支柱组件。具体地，对于所描绘的实施例，风扇区段14包括位于第一级风扇叶片26a的前部的前支柱组件30。另外地，风扇区段14包括邻近于第一级风扇叶片26a、第二级风扇叶片26b以及第三级风扇叶片26c中的每个配置的导向导叶的级。具体地，所描绘的示例性风扇区段14包括位于第一级风扇叶片26a的后部的第一级导向导叶32a、位于第二级风扇叶片26b的后部的第二级导向导叶32b以及位于第三级风扇叶片26c的后部的第三级导向导叶32c。第一级导向导叶32a、第二级导向导叶32b以及第三级导向导叶32c各自沿着周向方向c围绕发动机中心线12配置。在某些实施例中，第三级导向导叶32c可以进一步构造为支柱。

风扇空气34退出风扇区段14，并且，环形分流器36使风扇空气34分流成穿过旁通导管40绕过核心发动机24周围的旁通空气部分38，和穿过扩散导管44而传递到核心发动机24中的核心发动机空气部分42。风扇框架46位于风扇区段14的后端处，风扇框架46包括周向地配置的多个结构支柱48。支柱48跨过旁通导管40的风扇旁通入口50和扩散导管44的核心发动机入口52而径向地延伸。分流器36分段且附接到支柱48，并且，分流器36在风扇旁通入口50与核心发动机入口52之间轴向地延伸。

在核心发动机24内，高压转子轴54以驱动关系使高压涡轮20连接到高压压缩机16，并且，低压转子轴56使低压涡轮22驱动地连接到风扇区段14。燃料在燃烧区段18中焚烧，产生热气流58(其分别被指引穿过高压涡轮20和低压涡轮22)，以给发动机10提供动力。热气流58排放到发动机10的排气区段60中，在该处，热气流58与来自旁通导管40的旁通空气部分38混合，且穿过在发动机10的后端处的可变喷嘴62而排出。后燃器64可以用于推力增强。图1中所图示的示例性发动机10为军用燃气涡轮飞行器发动机10的典型(诸如，通用电气公司的f-110)。

然而，应当意识到，图1中所描绘的示例性燃气涡轮发动机10仅经由示例而提供，且在本公开的其它实施例中，燃气涡轮发动机10可以具有任何其它合适的形式或构造。例如，在其它示例性实施例中，燃气涡轮发动机10可以另外地包括低压压缩机，其位于hp压缩机16的前部和风扇区段14的后部。而且，在还有其它一些实施例中，燃气涡轮发动机可以改为构造为任何其它合适的涡扇发动机、涡轴发动机、涡桨发动机等等。

现在参考图2和图3，提供风扇区段14(或更具体地，图1的示例性发动机10的风扇区段14的前支柱组件30)的图。具体地，图2提供装配于发动机10中的在图1中描绘的示例性风扇区段14的前支柱组件30的特写侧视横截面图，并且，图3提供图1中所描绘的示例性风扇区段14的前支柱组件30的孤立轴向图。

如在图2中最清楚地描绘的，前支柱组件30支撑示例性风扇区段14的多级风扇叶片26a、26b、26c的旋转。更具体地，前支柱组件30包括在外结构壳体72与内毂74之间大体上沿着径向方向r延伸的多个支柱66。对于所描绘的实施例，每个支柱66大体上包括在内端78与外端80之间延伸的主体76、在主体76的内端78处与主体76一体地形成的内安装凸缘82、以及在主体76的外端80处与主体76一体地形成的外安装凸缘84。内安装凸缘82构造成用于附接到内毂74，并且，外安装凸缘84构造成用于附接到外结构壳体72。另外地，前支柱组件30的外结构壳体72继而构造成用于附接到发动机10的框架或机舱(未描绘)。值得注意地，所描绘的示例性发动机10还包括用于形成与发动机10的框架或机舱的密封的前密封部件86。

特别地仍然参考图2，前支柱组件30的内毂74附接到轴承外壳88。对于所描绘的实施例，内毂74通过多个螺栓90而螺栓连接到轴承外壳88。轴承外壳88包封用于支撑风扇区段14的转子组件94的前风扇轴承92。如上文中所讨论的，风扇区段14的转子组件94可以附接到发动机10的lp轴56，或可以是发动机10的lp轴56的延伸部。在某些实施例中，前风扇轴承92可以构造为滚珠轴承、滚柱轴承或任何其它合适的轴承。

此外，前支柱组件30的多个支柱66中的每个构造有导向导叶96。导向导叶96中的每个定位于相应的支柱66的正后部，且可与可变导向导叶系统98一起操作。可变导向导叶系统98构造成使多个导向导叶96中的每个围绕导向导叶轴线100旋转，使得多个导向导叶96可以以期望的方式在前支柱组件30之上指引进入风扇区段14中的空气流。

现在特别地参考图3，且如将在下文中更详细地讨论的，所描绘的示例性前支柱组件30包括以一方式形成的多个支柱66，以具有对于屈曲的增大的抗力。因此，示例性前支柱组件30可能要求较少的支柱66来支撑预期的量的力。例如，示例性前支柱组件30包括沿着周向方向c间隔开的十三(13)个与二十一(21)个之间的个数的支柱66。具体地对于所描绘的实施例，前支柱组件30包括十三(13)个支柱66。然而，在其它实施例中，前支柱组件30可以改为包括任何其它合适的数量的支柱66。在某些实施例中，多个支柱66可以沿着周向方向c基本上均匀地间隔开，或在其它实施例中，多个支柱66可以沿着周向方向c不对称地间隔开。

而且，内毂74限定内毂半径102，并且，外结构壳体72类似地限定外结构壳体半径104。内毂半径102和外结构壳体半径104各自被限定为从轴向中心线12沿着径向方向r到相应的安装表面。更具体地，内毂半径102被限定为从轴向中心线12沿着径向方向r到内毂74的安装表面106。值得注意地，对于所描绘的实施例，内毂74的安装表面106限定相对于轴向中心线12的角(参见图2)。因此，毂半径102对于所描绘的实施例被更具体地限定为从轴向中心线12沿着径向方向r到内毂74的安装表面106的后端。类似地，外结构壳体半径104被限定为从轴向中心线12沿着径向方向r限定到外结构壳体72的安装表面108。

考虑到示例性前支柱组件30的支柱66能够承受增大的量的力，可能要求较少的支柱，这意味着内毂74的尺寸可以减小(因为，要求安装表面106上的较小的表面面积来安装支柱66)。因此，内毂半径102与外结构壳体半径104的比也可以减小。例如，对于所描绘的实施例，内毂半径102与外结构壳体半径104的比小于大约1:4。应当意识到，近似术语(诸如，“大约”或“近似地”)指属于10%的误差容限内。

对于所描绘的实施例，前支柱组件30的内毂74限定基本上圆形的形状，且因此，安装表面106同样地为基本上圆形的。外结构壳体72包括多个安装垫110和多个壳体联结部112。多个壳体联结部112中的每个在相邻的安装垫110之间延伸，使相邻的安装垫110连接。对于所描绘的实施例，多个安装垫110和壳体联结部112中的每个沿基本上笔直的方向延伸，使得外结构壳体72大体上限定多边形的形状。因此，安装表面108同样地为基本上笔直的。然而，应当意识到，在其它示例性实施例中，外结构壳体72可以改为构造成限定基本上圆形的形状。

如本文中所使用的，参考多个壳体联结部112的术语“基本上笔直的”指限定比前支柱组件30的多个支柱66中的一个或多个的径向长度大至少两倍的曲率半径的特定的壳体联结部112。而且，术语“基本上笔直的”还可以指限定在完全地包封于壳体联结部112内的相邻的安装垫110(壳体联结部112延伸于其间)之间沿笔直方向延伸的笔直参考线的壳体联结部112。

如在上文中简略地讨论的，多个支柱66中的每个包括将相应的支柱66附接到内毂74的内安装凸缘82和将相应的支柱66附接到外结构壳体72的外安装凸缘84。更具体地，每个相应的支柱66的外安装凸缘84将支柱66附接到外结构壳体72的相应的安装垫110。

现在同样简略地参考图4，提供附接到外结构壳体72的安装垫110的多个支柱66中的一支柱66的外安装凸缘84的特写图。对于所描绘的实施例，多个支柱66的外安装凸缘84构造为t形凸缘。如所注意到的，外安装凸缘84(其对于所描绘的实施例而构造为t形凸缘)在支柱66的外端80处与支柱66的主体76一体地形成。t形安装凸缘包括用于安装支柱66的相对地延伸的突出部114。具体地，支柱组件30包括定位成与t形凸缘的相应的安装垫110相对的安装托架/板116和定位于相对地延伸的突出部114的内表面上的安装板118。对于所描绘的实施例，螺栓120从安装托架116延伸、穿过相应的安装垫110、穿过相对地延伸的突出部114、且到安装板118。应当意识到，对于所描绘的实施例，向外延伸的突出部114各自限定厚度tp。厚度tp大体上沿着径向方向r限定。另外地，对于本文中所描述的示例性支柱组件30，多个支柱66中的每个包括外安装凸缘84(其构造为将支柱66附接到相应的安装垫110的t形凸缘)以及类似方式。

再次参考图3，对于所描绘的实施例，多个安装垫110和壳体联结部112由复合材料一体地形成。例如，在某些实施例中，多个安装垫110和壳体联结部112中的每个可以由碳纤维增强的复合材料或任何其它合适的复合材料形成。

另外地，多个壳体联结部112中的每个沿着径向方向r限定内表面122(即，径向内表面)，其将如在下文中讨论的，也轴向地且周向地延伸。考虑到对于所描绘的实施例，多个壳体联结部112中的每个在相邻的安装垫110之间沿基本上笔直的方向延伸，当沿着轴向方向a观察时，壳体联结部112的径向内表面106一起限定非圆形形状(即，多边形形状)。为了允许外结构壳体72限定出于空气动力的目的而更接近地与圆相似的流路表面124(即，作为整体的外结构壳体72的内径向表面，其限定穿过风扇区段14的流路)，前支柱组件30还包括沿着壳体联结部112的内表面106邻近于安装垫110定位的多个楔形部件126。对于某些示例性实施例，多个楔形部件126中的每个可以延伸达各种各样的长度(诸如，在楔形部件126邻近于其定位的壳体联结部112的长度(即，相邻的安装垫110之间的距离)的百分之三十与百分之五十之间)。值得注意地，楔形部件126的长度可以随着支柱66的间距的变化而变化，支柱66可以间隔开达24°或30°之间，且可以在支柱66之间具有两个或更多个不同间距角。

现在参考图5，提供在上文中参考图2至图4而描述的示例性前支柱组件30的单个支柱66的孤立侧视图。如图所示，支柱66限定沿着支柱66的长度延伸的翼展s。另外地，如先前所讨论的，支柱66包括限定内端78和外端80的主体76、在主体76的外端80处与主体76一体地形成的外安装凸缘84、以及在主体76的内端78处与主体76一体地形成的内安装凸缘82。如同样地所描绘的，支柱66的主体76限定前端128和后端130。所描绘的示例性支柱66可在后端130处与导向导叶96一起操作(参见图2)。

此外，支柱66的主体76包括沿着支柱66的翼展s按串联顺序布置的内部区段132、中间区段134以及外部区段136。对于所描绘的实施例，内部区段132包括支柱66的翼展s的近似地内部百分之三十(30%)，中间区段134包括支柱66的翼展s的近似地中间百分之四十(40%)，并且，外部区段136包括支柱66的翼展s的近似地外部百分之三十(30%)。

现在还将参考图6至图8。图6提供沿着图5中的线6-6的支柱66的主体76的翼展方向横截面图；图7提供沿着图5中的线7-7的支柱66的主体76的翼展方向横截面图；并且，图8提供沿着图5中的线8-8的支柱66的主体76的翼展方向横截面图。更具体地，图6提供支柱66的主体76的外部区段136的翼展方向横截面图，图7提供支柱66的主体76的中间区段134的翼展方向横截面图，并且，图8提供支柱66的主体76的内部区段132的翼展方向横截面图。

如图6至图8中所描绘的，支柱66的主体76进一步限定第一侧面138和相对的第二侧面140，第一侧面138沿着燃气涡轮发动机10的周向方向c(参见图3)与第二侧面140间隔开。另外地，外部区段136限定第一侧面138与第二侧面140之间的外部厚度to，中间区段134限定第一侧面138与第二侧面140之间的中间厚度tm，并且，内部区段132限定第一侧面138与第二侧面140之间的内部厚度ti。中间区段134的中间厚度tm大于外部区段136的外部厚度to和内部区段132的内部厚度ti，以提高支柱66的承载能力。因此，图5至图8中所描绘的支柱66包括更大的中间翼展厚度。

而且，对于所描绘的实施例，内部厚度ti、中间厚度tm以及外部厚度to是接近支柱66的主体76的后端130(即，比前端128更靠近后端130)而测量的。更具体地，主体76限定从内端78到外端80且沿着翼展s延伸的中线142。中线142延伸穿过支柱66的主体76的最厚部分。对于所描绘的实施例，内部区段132的内部厚度ti、中间区段134的中间厚度tm、以及外部区段136的外部厚度to分别穿过中线142而测量。

在某些实施例中，中间区段134的中间厚度tm可以比内部区段132的内部厚度ti和外部区段136的外部厚度to大至少大约10%。例如，在某些实施例中，中间区段134的中间厚度tm可以比内部区段132的内部厚度ti和外部区段136的外部厚度to大至少大约15%。然而，在其它实施例中，中间厚度tm可以改为比内部厚度ti和外部厚度to大小于10%。

现在同样简略地参考图9，提供以图解绘制穿过中线142且沿着支柱66的翼展s的支柱66的主体76的厚度的图表。如所描绘的，内部区段132的内部厚度ti是穿过中线142而测量的内部区段132的最小厚度，外部区段136的外部厚度to类似地是穿过中线142而测量的外部区段136的最小厚度，并且，中间区段134的厚度是穿过中线142而测量的中间区段134的最大厚度。如同样地由图9中的图表示出的，对于所描绘的实施例，支柱66的主体76的穿过中线142的厚度在内端78处从内部厚度ti增大，且在外端80处从外部厚度to增大。这样的厚度增大可以用于分别在内安装凸缘82和外安装凸缘84处提供更大的强度和稳定性。

再次参考图6至图8的翼展方向横截面图，对于所描绘的实施例，支柱66的主体76对于所描绘的实施例而在第一侧面138与第二侧面140之间限定空心腔144。空心腔144在主体76内基本上从主体76的内端78延伸到主体76的外端80。空心腔144定位于中线142的前部，使得空心腔144可以减轻支柱66的重量，而未显著地降低支柱66的强度，或更特别地，而未显著地减小支柱66对于屈曲力的抗力。然而，应当意识到，在其它实施例中，支柱66可能未限定腔144。

值得注意地，正如外结构壳体72那样，支柱66可以由复合材料形成。例如，支柱66可以由碳纤维增强材料形成。然而，备选地，在其它实施例中，支柱66可以由任何其它合适的复合材料形成。由于支柱66可以由复合材料形成，因而形成支柱66的板层或层可以在主体76的内端78和外端80处分离，以形成内安装凸缘82和外安装凸缘84。因此，如在上文中参考图4而注意到的，外安装凸缘84(即，构造为t形安装凸缘)的相对地延伸的突出部114限定厚度tp。相对地延伸的突出部114的厚度tp对于所描绘的实施例而小于或等于主体76的外部区段136的外部厚度to的大约一半。然而，在其它示例性实施例中，外安装凸缘84可以以任何其它合适的方式形成来包括具有任何其它合适的厚度to的突出部114。

包括具有按照一个或多个本实施例而形成的支柱的支柱组件可以允许更加抵抗屈曲力的更牢固的支柱。具体地，如将意识到的，包括更大的中间翼展厚度增大支柱对于屈曲的抗力。同时，按照复合材料的本实施例中的一个或多个而形成支柱还可以减轻支柱和对应的支柱组件的重量。

本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，且还使本领域任何技术人员能够实践本发明，包括制作并使用任何装置或系统和执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，且可以包括本领域技术人员所想到的其它示例。如果这样的其它示例包括并非与权利要求的字面语言不同的结构元件，或如果这些示例包括带有与权利要求的字面语言的非实质性差异的等同的结构元件，则这些示例旨在属于权利要求的范围内。