具有单独的翼型件、内带和外带的复合翼型组件的制作方法

本发明是在空军部授予的合同第fa8650-15-d-2501号下利用政府支持完成的。美国政府可拥有本发明的某些权利。

本主题大体上涉及燃气涡轮发动机。更具体而言，本主题涉及用于燃气涡轮发动机的复合翼型组件，如用于燃气涡轮发动机的复合涡轮喷嘴整流罩。

背景技术：

更普遍的是，非传统的高温复合材料，如陶瓷基质复合（cmc）材料，正在用于诸如燃气涡轮发动机的应用中。与典型的构件（例如，金属构件）相比，由这种材料制造的构件具有更高的温度能力，这可允许改进的构件性能和/或增加的发动机温度。复合构件也可提供其它优点，如改进的强度重量比。

通常，cmc涡轮喷嘴整流罩包括一体地形成为一个单个构件的翼型件、内带和外带，在翼型件与内带和外带中的各个之间具有弯曲的过渡区域。然而，在cmc涡轮喷嘴整流罩中从翼型件到带区段的过渡大体上包括在弯曲部附近的复杂形状，使得喷嘴整流罩难以层叠，导致制造周期时间长且产量低，并且也难以压实，经常导致压实不良。另外，翼型件和带之间的热差异（即热冲突）在喷嘴整流罩中产生高应力，这限制了零件缺陷的可接受性，并导致对零件的无损检测的更严格的检查限制。此外，已知的cmc喷嘴整流罩通常是单件并且可允许在各个单独的喷嘴整流罩之间泄漏。

因此，改进的翼型组件将是有用的。具体而言，包括与内带和外带中的各个分开的翼型件的翼型组件将是有利的。此外，将期望一种简单支撑的具有单独的翼型件、内带和外带的翼型组件，其具有正向定位的翼型件。

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明，或可从描述中清楚，或可通过实践本发明理解到。

在本主题的一个示例性实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型组件。翼型组件包括翼型件，翼型件具有与凸形吸力侧相对的凹形压力侧以及与外端沿径向间隔开的内端。压力侧和吸力侧从前缘沿轴向延伸至后缘。翼型组件还包括内带和外带，内带限定与翼型件的内端形状互补的内开口，外带限定与翼型件的外端形状互补的外开口。翼型件的内端利用内开口接收，并且翼型件的外端接收在外开口内。翼型组件还包括沿径向延伸穿过由翼型件限定的腔的支柱，以及在腔内限定在第一径向位置处的第一垫和在腔内限定在第二径向位置处的第二垫。第一径向位置与第二径向位置不同。

在本主题的另一示例性实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型组件。翼型组件包括翼型件，翼型件具有与凸形吸力侧相对的凹形压力侧以及与外端沿径向间隔开的内端。压力侧和吸力侧从前缘沿轴向延伸至后缘。翼型组件还包括内带和外带，内带限定与翼型件的内端形状互补的内开口，外带限定与翼型件的外端形状互补的外开口。翼型件的内端利用内开口接收，并且翼型件的外端接收在外开口内。内带包括第一流径表面、与第一流径表面相对的第一非流径表面、以及从第一非流径表面沿径向延伸的第一内凸缘。外带包括第二流径表面、与第二流径表面相对的第二非流径表面、以及从第二非流径表面沿径向延伸的第一外凸缘。内带通过延伸穿过第一内凸缘的第一内紧固件装固至内支撑结构，并且外带通过延伸穿过第一外凸缘的第一外紧固件装固至外支撑结构。

在本主题的另一示例性实施例中，提供了一种用于燃气涡轮发动机的翼型组件。翼型组件包括翼型件，翼型件具有与凸形吸力侧相对的凹形压力侧以及与外端沿径向间隔开的内端。压力侧和吸力侧从前缘沿轴向延伸至后缘。翼型组件还包括内带和外带，内带限定与翼型件的内端形状互补的内开口，外带限定与翼型件的外端形状互补的外开口。翼型件的内端利用内开口接收，并且翼型件的外端接收在外开口内。内带包括第一流径表面、与第一流径表面相对的第一非流径表面、以及从第一非流径表面沿径向延伸的第一内凸缘。外带包括第二流径表面、与第二流径表面相对的第二非流径表面、以及从第二非流径表面沿径向延伸的第一外凸缘。内带通过延伸穿过第一内凸缘的第一内紧固件装固至内支撑结构，并且外带通过延伸穿过第一外凸缘的第一外紧固件装固至外支撑结构。此外，支柱沿径向延伸穿过由翼型件限定的腔，并且第一垫在腔内限定在第一径向位置处，并且第二垫在腔内限定在第二径向位置处。第一径向位置与第二径向位置不同。内带、外带和翼型件中的各个由陶瓷基质复合材料形成。

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。

技术方案1.一种用于燃气涡轮发动机的翼型组件，包括：

翼型件，其具有与凸形吸力侧相对的凹形压力侧以及与外端沿径向间隔开的内端，所述压力侧和所述吸力侧从前缘沿轴向延伸至后缘；

内带，其限定与所述翼型件的所述内端形状互补的内开口；

外带，其限定与所述翼型件的所述外端形状互补的外开口；

支柱，其沿径向延伸穿过由所述翼型件限定的腔；以及

在所述腔内限定在第一径向位置处的第一垫以及在所述腔内限定在第二径向位置处的第二垫，所述第一径向位置与所述第二径向位置不同，

其中所述翼型件的所述内端利用所述内开口接收并且所述翼型件的所述外端接收在所述外开口内。

技术方案2.根据技术方案1所述的翼型组件，其中，所述翼型件包括限定其后缘的后缘部分，以及

其中沿径向延伸的第一槽口限定在所述后缘部分中以用于接收第一销。

技术方案3.根据技术方案2所述的翼型组件，其中，沿径向延伸的第二槽口限定在所述翼型件中以用于接收第二销。

技术方案4.根据技术方案3所述的翼型组件，其中，所述第一槽口限定在所述翼型件的所述外端中并且所述第二槽口限定在所述翼型件的所述内端中，

其中第一孔口限定在外支撑结构中使得所述第一销传递穿过所述第一孔口进入所述第一槽口，以及

其中第二孔口限定在内支撑结构中使得所述第二销传递穿过所述内带进入所述第二槽口。

技术方案5.根据技术方案1所述的翼型组件，其中，所述内带包括第一流径表面、与所述第一流径表面相对的第一非流径表面、以及从所述第一非流径表面沿径向延伸的第一内凸缘和第二内凸缘，以及

其中所述外带包括第二流径表面、与所述第二流径表面相对的第二非流径表面、以及从所述第二非流径表面沿径向延伸的第一外凸缘和第二外凸缘。

技术方案6.根据技术方案5所述的翼型组件，其中，所述内带通过延伸穿过所述第一内凸缘的第一内紧固件和延伸穿过所述第二内凸缘的第二内紧固件装固至内支撑结构，以及

其中所述外带通过延伸穿过所述第一外凸缘的第一外紧固件和延伸穿过所述第二外凸缘的第二外紧固件装固至外支撑结构。

技术方案7.根据技术方案6所述的翼型组件，其中，所述第一内凸缘和所述第二内凸缘从所述内带的所述第一非流径表面延伸，使得所述第一内凸缘和所述第二内凸缘跨骑所述内支撑结构，以及

其中所述第一外凸缘和所述第二外凸缘从所述外带的所述第二非流径表面延伸，使得所述第一外凸缘和所述第二外凸缘跨骑所述外支撑结构。

技术方案8.根据技术方案1所述的翼型组件，其中，所述内带、外带和翼型件中的各个由陶瓷基质复合材料形成。

技术方案9.一种用于燃气涡轮发动机的翼型组件，包括：

翼型件，其具有与凸形吸力侧相对的凹形压力侧以及与外端沿径向间隔开的内端，所述压力侧和所述吸力侧从前缘沿轴向延伸至后缘；

内带，其限定与所述翼型件的所述内端形状互补的内开口，所述内带包括

第一流径表面，

与所述第一流径表面相对的第一非流径表面，和

从所述第一非流径表面沿径向延伸的第一内凸缘；以及

限定与所述翼型件的所述外端形状互补的外开口的外带，所述外带包括

第二流径表面，

与所述第二流径表面相对的第二非流径表面，和

从所述第二非流径表面沿径向延伸的第一外凸缘，

其中所述翼型件的所述内端利用所述内开口接收并且所述翼型件的所述外端接收在所述外开口内，

其中所述内带通过延伸穿过所述第一内凸缘的第一内紧固件装固至内支撑结构并且所述外带通过延伸穿过所述第一外凸缘的第一外紧固件装固至外支撑结构。

技术方案10.根据技术方案9所述的翼型组件，其中，所述第一内凸缘在所述内带的中部附近从所述内带的所述第一非流径表面延伸，并且其中所述第一外凸缘在所述外带的后端附近从所述外带的所述第二非流径表面延伸。

技术方案11.根据技术方案9所述的翼型组件，其中，所述内带包括从所述第一非流径表面沿径向延伸的第二内凸缘，以及

其中所述外带包括从所述第二非流径表面沿径向延伸的第二外凸缘。

技术方案12.根据技术方案11所述的翼型组件，其中，所述内带通过延伸穿过所述第一内凸缘的第一内紧固件和延伸穿过所述第二内凸缘的第二内紧固件装固至所述内支撑结构，以及

其中所述外带通过延伸穿过所述第一外凸缘的第一外紧固件和延伸穿过所述第二外凸缘的第二外紧固件装固至所述外支撑结构。

技术方案13.根据技术方案11所述的翼型组件，其中，所述第一内凸缘在所述内带的中部附近从所述内带的所述第一非流径表面延伸，

其中所述第二内凸缘在所述内带的前端附近从所述内带的所述第一非流径表面延伸，

其中所述第一外凸缘在所述外带的后端附近从所述外带的所述第二非流径表面延伸，以及

其中所述第二外凸缘在所述外带的前端附近从所述外带的所述第二非流径表面延伸。

技术方案14.根据技术方案11所述的翼型组件，其中，所述第一内凸缘和所述第二内凸缘从所述内带的所述第一非流径表面延伸，使得所述第一内凸缘和所述第二内凸缘跨骑所述内支撑结构，以及

其中所述第一外凸缘和所述第二外凸缘从所述外带的所述第二非流径表面延伸，使得所述第一外凸缘和所述第二外凸缘跨骑所述外支撑结构。

技术方案15.根据技术方案9所述的翼型组件，还包括：

支柱，其沿径向延伸穿过由所述翼型件限定的腔；以及

在所述腔内限定在第一径向位置处的第一垫以及在所述腔内限定在第二径向位置处的第二垫，所述第一径向位置与所述第二径向位置不同，

其中所述翼型件包括限定其后缘的后缘部分，

其中沿径向延伸的第一槽口限定在所述后缘部分中以用于接收第一销，以及

沿径向延伸的第二槽口限定在所述翼型件中以用于接收第二销。

技术方案16.根据技术方案15所述的翼型组件，其中，所述第一槽口限定在所述翼型件的所述外端中并且所述第二槽口限定在所述翼型件的所述内端中，

其中第一孔口限定在所述外支撑结构中使得所述第一销传递穿过所述第一孔口进入所述第一槽口，以及

其中第二孔口限定在所述内支撑结构中使得所述第二销传递穿过所述内带进入所述第二槽口。

技术方案17.根据技术方案9所述的翼型组件，其中，所述内带、外带和翼型件中的各个由陶瓷基质复合材料形成。

技术方案18.一种用于燃气涡轮发动机的翼型组件，包括：

翼型件，其具有与凸形吸力侧相对的凹形压力侧以及与外端沿径向间隔开的内端，所述压力侧和所述吸力侧从前缘沿轴向延伸至后缘；

内带，其限定与所述翼型件的所述内端形状互补的内开口，所述内带包括

第一流径表面，

与所述第一流径表面相对的第一非流径表面，和

从所述第一非流径表面沿径向延伸的第一内凸缘；

限定与所述翼型件的所述外端形状互补的外开口的外带，所述外带包括

第二流径表面，

与所述第二流径表面相对的第二非流径表面，和

从所述第二非流径表面沿径向延伸的第一外凸缘；

支柱，其沿径向延伸穿过由所述翼型件限定的腔；以及

在所述腔内限定在第一径向位置处的第一垫以及在所述腔内限定在第二径向位置处的第二垫，所述第一径向位置与所述第二径向位置不同，

其中所述翼型件的所述内端利用所述内开口接收并且所述翼型件的所述外端接收在所述外开口内，

其中所述内带通过延伸穿过所述第一内凸缘的第一内紧固件装固至内支撑结构并且所述外带通过延伸穿过所述第一外凸缘的第一外紧固件装固至外支撑结构，以及

其中所述内带、外带和翼型件中的各个由陶瓷基质复合材料形成。

技术方案19.根据技术方案18所述的翼型组件，其中，所述翼型件通过沿径向延伸到所述翼型件中的一对销沿轴向约束。

技术方案20.根据技术方案18所述的翼型组件，其中，所述支柱由金属材料形成，以及

其中所述翼型件沿径向自由浮动。

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充分的公开内容在参照附图的说明书中阐明，在附图中：

图1提供了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性截面视图。

图2提供了根据本主题的示例性实施例的双翼型组件的透视图，其具有与内带和外带分开的两个翼型件。

图3提供了图2的示例性翼型组件的一个翼型件的轴向截面视图。

图4提供了根据本主题的示例性实施例的翼型组件的侧视示意图，该翼型组件在内带和外带中的各个上具有单销凸缘。

图5提供了根据本主题的示例性实施例的翼型组件的侧视示意图，该翼型组件在内带和外带中的各个上具有双销凸缘。

附图标记

参照标号构件

10涡扇喷气发动机

12纵向或轴向中心线

14风扇区段

16核心涡轮发动机

18外壳

19壳的内表面

20入口

22低压压缩机

24高压压缩机

26燃烧区段

28高压涡轮

30低压涡轮

32喷气排气区段

34高压轴/转轴

36低压轴/转轴

38风扇

40叶片

42盘

48机舱

50风扇壳或机舱

52出口导向导叶

54下游区段

56旁通空气流通路

58空气

60入口

62空气的第一部分

64空气的第二部分

66燃烧气体

68定子导叶

70涡轮转子叶片

72定子导叶

74涡轮转子叶片

76风扇喷嘴排气区段

78热气体路径

100翼型组件

102翼型件

104内带

106外带

108压力侧

110吸力侧

112内端

114外端

116前缘

118后缘

120外表面

122内栏杆

124外栏杆

126后缘部分

128腔

130内开口

132外开口

134内密封件

136外密封件

138翼型件的内表面

140支柱

142第一垫

144第二垫

146第一槽口

148第一销

150第二槽口

152第二销

154第一孔口

156第二孔口

160第一流径表面

162第一非流径表面

164第二流径表面

166第二非流径表面

168第一内凸缘

170第一外凸缘

172第一内紧固件

173第一内凸缘中的孔口

174内支撑结构

176第一外紧固件

177第一外凸缘中的孔口

178外支撑结构

180内带的中部

182外带的后端

184第二内凸缘

186第二外凸缘

188第二内紧固件

189第二内凸缘中的孔口

190第二外紧固件

191第二外凸缘中的孔口

192内带的前端

194外带的前端

196密封件

r径向方向

a轴向方向

s翼展

r1第一径向位置

r2第二径向位置。

具体实施方式

现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个实例在附图中示出。该详细描述使用了数字和字母标记来表示附图中的特征。附图和说明书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“前”和“后”是指燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且是指燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，关于燃气涡轮发动机，前指的是更靠近发动机入口的位置，且后指的是更靠近发动机喷嘴或排气口的位置。

用语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，且“下游”是指流体流至的方向。

用语“联接”，“固定”，“附接至”等指的是直接联接、固定或附接，以及通过一个或多个中间构件或特征的间接联接、固定或附接两者，除非本文另有规定。

单数形式“一个”、“一种”和“该”包括复数对象，除非上下文清楚地另外指出。

如本文在说明书和权利要求各处使用的近似语言用于修饰可允许在不导致其涉及的基本功能的变化的情况下改变的任何数量表达。因此，由一个或多个用语如“大约”、“近似”和“大致”修饰的值不限于指定的准确值。在至少一些情况下，近似语言可对应于测量值的仪器的精度，或构造或制造构件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可表示在10%的裕度内。

这里和说明书和权利要求各处，范围限制组合和互换，此范围是确定的且包括包含在其中的所有子范围，除非上下文或语言另外指示。例如，本文公开的所有范围都包含端点，且端点可与彼此独立地组合。

现在参照附图，其中相同的数字指示附图各处的相同元件，图1为根据本公开内容的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。更具体而言，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机为本文称为“涡扇发动机10”的高旁通涡扇喷气发动机10。如图1中所示，涡扇发动机10限定轴向方向a（平行于为了参照而提供的轴向中心线12延伸）和径向方向r。大体上，涡扇10包括风扇区段14和设置在风扇区段14下游的核心涡轮发动机16。

绘出的示例性核心涡轮发动机16大体上包括大致管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18以串流关系包围：包括增压或低压（lp）压缩机22和高压（hp）压缩机24的压缩机区段；燃烧区段26；包括高压（hp）涡轮28和低压（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传动地连接至hp压缩机24。低压（lp）轴或转轴36将lp涡轮30传动地连接至lp压缩机22。

对于所示实施例，风扇区段14包括风扇38，其具有以间隔开的方式联接至盘42的多个风扇叶片40。如图所示，风扇叶片40从盘42大体上沿径向方向r向外延伸。风扇叶片40和盘42可由lp轴36围绕轴向中心线12一起旋转。在一些实施例中，可包括具有多个齿轮的功率齿轮箱，以将lp轴36的旋转速度逐步降低到更高效的旋转风扇速度。

仍参照图1的示例性实施例，盘42由可旋转的前机舱48覆盖，其为空气动力轮廓，以促进空气流穿过多个风扇叶片40。另外，示例性风扇区段14包括环形风扇壳或外机舱50，其沿周向包绕风扇38和/或核心涡轮发动机16的至少一部分。应认识到的是，机舱50可构造成由多个沿周向间隔开的出口导向导叶52关于核心涡轮发动机16支撑。此外，机舱50的下游区段54可在核心涡轮发动机16的外部上延伸，以便限定其间的旁通空气流通路56。

在涡扇发动机10的操作期间，一定体积的空气58经由机舱50和/或风扇区段14的相关联的入口60进入涡扇10中。当该体积的空气58传递跨过风扇叶片40时，如由箭头62指示的空气58的第一部分引导或传送到旁通空气流通路56中，且如由箭头64指示的空气58的第二部分引导或传送到lp压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率通常称为旁通比。空气的第二部分64的压力然后在其传送穿过高压（hp）压缩机24且进入燃烧区段26中时增大，在那里其与燃料混合且燃烧以提供燃烧气体66。

燃烧气体66传送穿过hp涡轮28，在那里，来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接至外壳18的hp涡轮定子导叶68和联接至hp轴或转轴34的hp涡轮转子叶片70的连续级提取，因此引起hp轴或转轴34旋转，从而支持hp压缩机24的操作。燃烧气体66然后传送穿过lp涡轮30，在那里，热能和动能的第二部分从燃烧气体66经由联接至外壳18的lp涡轮定子导叶72和联接至lp轴或转轴36的lp涡轮转子叶片74的连续级提取，因此引起lp轴或转轴36旋转，从而支持lp压缩机22的操作和/或风扇38的旋转。

燃烧气体66随后传送穿过核心涡轮发动机16的喷气排气喷嘴区段32来提供推进推力。同时，空气的第一部分62的压力在空气的第一部分62在其从涡扇10的风扇喷嘴排气区段76排出之前传送穿过旁通空气流通路56时大致增大，也提供推进推力。hp涡轮28、lp涡轮30和喷气排气喷嘴区段32至少部分地限定热气体路径78，以用于将燃烧气体66传送穿过核心涡轮发动机16。

在一些实施例中，涡扇发动机10的构件，特别是热气体路径78内或限定热气体路径78的构件，可包括复合材料，如具有高温能力的陶瓷基质复合（cmc）材料。复合材料大体上包括嵌入基质材料中的纤维增强材料，例如陶瓷基质材料。增强材料用作复合材料的承载组分，而复合材料的基质用于将纤维粘合在一起并充当介质，外部施加的应力通过该介质传递并分配至纤维。

示例性cmc材料可包括碳化硅（sic）、硅、二氧化硅或氧化铝基质材料及其组合。陶瓷纤维可嵌入基质内，如，包括单丝如蓝宝石或碳化硅（例如，textron的scs-6）的氧化稳定增强纤维，以及包括碳化硅（例如，nipponcarbon的nicalon®、ubeindustries的tyranno®和dowcorning的sylramic®）、硅酸铝（例如，nextel的440和480），以及短切晶须和纤维（例如，nextel的440和saffil®），以及可选的陶瓷颗粒（例如，si、al、zr、y的氧化物和它们的组合），以及无机填料（例如，叶腊石、钙硅石、云母、滑石、蓝晶石和蒙脱土）的粗砂和纱。例如，在某些实施例中，可包括陶瓷耐火材料涂层的纤维束形成为增强带，如单向增强带。多个带可一起层叠（例如，作为板层）以形成预制构件。在形成预制件之前或在形成预制件之后，可用浆料组合物浸渍纤维束。然后预制件可经历热处理，如固化或烧尽，以在预制件中产生高焦炭残留物，以及随后的化学处理，如用硅熔融渗透，以达到由具有期望的化学成分的cmc材料形成的构件。在其它实施例中，cmc材料可形成为例如碳纤维布而不是带。

转到图2，示出了示例性翼型组件100，例如用于涡扇发动机10的喷嘴整流罩组件。翼型件组件100包括两个翼型件102、内带104和外带106。因为翼型组件100包括接收在单个内带104和单个外带106内的两个翼型件102，所以该组件可称为双翼型组件100。在所示的示例性实施例中，各个翼型件102、内带104和外带106由cmc材料形成。如图2所示，示例性cmc翼型件102各自包括与凸形吸力侧110相对的凹形压力侧108。翼型件102的相对的压力侧108和吸力侧110沿翼型件翼展s在内端112和外端114之间沿径向延伸。此外，翼型件102的压力侧108和吸力侧110在前缘116和相对的后缘118之间沿轴向延伸，并且压力侧108和吸力侧110限定翼型件102的外表面120。此外，各个示出的翼型件102包括内栏杆122和外栏杆124，内栏杆122在其内端112处围绕翼型件102延伸，外栏杆124在其外端114处围绕翼型件102延伸。另外，参照图3，各个翼型件102包括限定其后缘118的后缘部分126。后缘部分126位于由翼型件102限定的腔128的后部。腔128延伸翼型件102的径向长度，即翼展s。

如图2中进一步所示，内带104和外带106是相对薄的cmc结构，其与翼型件102分开。也就是说，翼型件102、内带104和外带106中的各个分别由cmc材料形成，使得各个构件是独立件。在所示的实施例中，翼型组件100是涡轮喷嘴整流罩组件，并且多个翼型组件100可沿周向彼此相邻地定位以形成环形涡轮喷嘴级，例如，围绕发动机10的轴向中心线12沿周向定位的多个涡轮喷嘴。因此，内带104和外带106中的各个沿热气体路径78形成衬套，从而保护金属构件等免受燃烧气体66的热。

如图2中所示，内带104限定两个内开口130，其形状与各个翼型件102的内端112互补。因此，各个翼型件102的内端112接收在相应的内开口130内。类似地，外带106限定两个外开口132，其形状与各个翼型件102的外端114互补，使得各个翼型件102的外端114接收在相应的外开口132内。内密封件134围绕各个翼型件102的内端112延伸，使得内密封件134定位在内端112和内带104之间，以密封通过内开口130的泄漏。同样地，外密封件136围绕各个翼型件102的外端114延伸，使得外密封件136定位在外端114和外带106之间，以密封通过外开口132的泄漏。此外，内密封件134和外密封件136定位成分别接合内带104和外带106。内密封件134和外密封件136仅针对图2中的一个翼型件102示出；为清楚起见，省略了图2中的用于另一个翼型件102的密封件134、136。

转到图3、4和5，将更详细地描述翼型组件100。图3提供了图2的示例性翼型组件100的一个翼型件102的轴向截面视图。图4提供了根据本主题的一个示例性实施例的翼型组件100的侧视示意图，翼型组件100在内带104和外带106中的各个上具有单销凸缘。图5提供了根据本主题的另一示例性实施例的翼型组件100的侧视示意图，翼型组件100在内带104和外带106中的各个上具有双销凸缘。

如图3和5中所示，支柱140沿径向延伸穿过翼型组件100的各个翼型件102、内带104和外带106。更具体地，支柱140在翼型件102中限定的腔128内延伸穿过各个翼型件102。支柱140包括在腔128内处于第一径向位置r1的第一垫142以及在腔128内处于第二径向位置r2的第二垫144。如图5中所示，第一径向位置r1与第二径向位置r2不同，并且第一径向位置r1和第二径向位置r2由发动机10的轴向中心线12确定。在其它实施例中，第一垫142和第二垫144可限定在翼型件102而不是支柱140上。尽管未在图4中示出，但是将认识到的是，支柱140可延伸穿过翼型件102，如图3和5中所示。

与图3和5保持一致，翼型件102也被轴向约束，使得翼型件102的轴向加载将负载传递到内支撑结构174和外支撑结构178。如图所示，沿径向延伸的第一槽口146限定在各个翼型件102的后缘部分126中。各个第一槽口146构造成用于接收第一销148。此外，沿径向延伸的第二槽口150限定在各个翼型件102中，以用于接收第二销152。所示的翼型组件100可构造为第一级或第二级涡轮喷嘴组件，即，当安装在燃气涡轮发动机内时。如果构造为第二级组件100，则第一槽口146限定在各个翼型件102的外端114中，并且第二槽口150限定在各个翼型件102的内端112中。第一孔口154邻近各个第一槽口146限定在外支撑结构178中，使得各个第一销148传递穿过第一孔口154进入第一槽口146，并且第二孔口156邻近各个第二槽口150限定在内支撑结构174中，使得各个第二销152传递穿过第二孔口156进入第二槽口150。因此，各个翼型件102由一对销148、152沿轴向约束，销148、152沿径向延伸到翼型件102中，第一销148处于后缘部分126的外端114处，且第二销152刚好在腔128的后方处于翼型件102的内端112处。此外，销148、152防止翼型件102在开口130、132内从底部伸出，以及从开口130、132拉出。

对于第二级喷嘴组件，所示的销构造支撑并定位相应的翼型件102，其中轴向负载传递进入内支撑结构174和外支撑结构178。然而，将认识到的是，在翼型组件100是第一级喷嘴组件的情况下（例如，如图4中所示），第一槽口146通常限定在翼型件102的内端112中，并且第二槽口150通常限定在翼型件102的外端114中。同样，在此实施例中，第一孔口154限定在内支撑结构174中，使得第一销148传递穿过第一孔口154进入各个翼型件102的后缘部分126的内端112处的第一槽口146，并且第二孔口156限定在外支撑结构178中，使得第二销152传递穿过外支撑结构178进入刚好在各个翼型件102的腔128的后方的第二槽口150。这种销构造适当地轴向约束第一级喷嘴组件100，从而支撑和定位组件100的各个翼型件102，使得轴向负载传递进入内支撑结构174和外支撑结构178。因此，第二级喷嘴从外壳18悬臂伸出，其中级间密封件附接至内支撑结构174。悬臂构造可应用于需要喷嘴为悬臂的任何涡轮级的喷嘴，例如，第三级、第四级等的喷嘴。相比而言，第一级喷嘴是非悬臂式的，其中内支撑结构174和外支撑结构178由发动机的静态结构支撑，例如外壳18。

此外，在翼型组件100的第一或第二级实施例中，第一销148和第二销152沿径向约束各个翼型件102。此外，参照图3，各个翼型件102构造成当沿切向加载翼型件102时接触延伸穿过翼型件102的支柱140的第一垫142和第二垫144并且将槽口146加载到销148中。更确切地说，当各个翼型件102经历切向负载时，翼型件102构造成加载到垫142、144中，使得翼型件102的内表面138（其限定翼型件102的腔128）接触第一垫142和第二垫144。更一般地，例如，对于其中垫142、144不是支柱140的一部分或附接至支柱140的实施例，第一垫142和第二垫144为翼型件102提供加载表面或止动件，以在沿切向加载翼型件140时加载到支柱140中。因此，第一垫142和第二垫144和第一销148将切向负载传递到支柱140和内支撑结构174。第一销148和第二销152支撑并定位各个翼型件102，同时将径向和轴向负载传递到内支撑结构174和外支撑结构178。

此外，在翼型组件100的示例性实施例中，支柱140由金属材料形成，如金属或金属合金。因此，cmc翼型件102和金属支柱140具有不同的热膨胀系数α。如前所述，各个翼型件102与内带104和外带106分开，并且不附接或紧固至支柱140，并因此，翼型件102可径向自由浮动以适应翼型件102和支柱140之间的热膨胀系数α的差异。也就是说，支柱140将在比各个翼型件102较低的温度下开始膨胀，并且翼型件102具有径向移动的自由度以适应支柱140的热膨胀。

现在转到图4和5，内带104包括第一流径表面160和与第一流径表面160相对的第一非流径表面162。类似地，外带106包括第二流径表面164和与第二流径表面164相对的第二非流径表面166。第一流径表面160和第二流径表面164有助于限定热气体路径78，而第一非流径表面162和第二非流径表面166定位在热气体路径78的外侧。

具体参照图4，在一个示例性实施例中，第一内凸缘168从第一非流径表面162沿径向延伸，并且第一外凸缘170从第二非流径表面166沿径向延伸。第一内紧固件172延伸穿过第一内凸缘168中的孔口173并进入内支撑结构174，以将内带104装固至内支撑结构174。同样地，第一外紧固件176延伸穿过第一外凸缘170中的孔口177并进入外支撑结构178，以将外带106装固至外支撑结构178。因此，图4的示例性实施例包括在内带104和外带106中的各个上的单销凸缘，以将带104、106附接至其相应的支撑结构174、178，例如金属挂钩等。将认识到的是，一个以上的内紧固件172和外紧固件176（例如，各个内紧固件172和各个外紧固件176彼此周向间隔开）可分别传递穿过内带104和外带106，以将内带和外带104、106装固至其相应的支撑结构174、178。在此实施例中，用于附加内紧固件172的孔口173和用于附加外紧固件176的孔口177在周向方向c上延伸，以解决支撑结构174、178（例如，金属挂钩）与cmc带104、106之间的热膨胀差异。

如图4中所示，第一内凸缘168在内带104的中部180附近从第一非流径表面162延伸，并且第一外凸缘170在外带106的后端182附近从第二非流径表面166延伸。优选地，第一内凸缘168和第一外凸缘170中的各个在相应的带104、106上限定为接近合成压力，以最小化进入第一内凸缘168和内支撑结构174以及第一外凸缘170和外支撑结构178之间的销接头的力矩。也就是说，由跨过带104、106的压力分布形成的各种力在各个销接头处产生力矩。选择各个凸缘168、178在其相应的带104、106上的位置，以最小化由通过各个销148、152获得的压力产生的力矩。

现在参照图5，在翼型组件100的另一示例性实施例中，内带104和外带106中的各个包括双销凸缘，其将带104、106附接至其相应的支撑结构174、178。更具体而言，除了第一内凸缘168之外，内带104包括从第一非流径表面162沿径向延伸的第二内凸缘184，并且除了第一外凸缘170之外，外带106包括从第二非流径表面166沿径向延伸的第二外凸缘186。第二内紧固件188延伸穿过第二内凸缘184中的孔口189（图2）并进入内支撑结构174，并且第二外紧固件190延伸穿过第二外凸缘186中的孔口191（图2）并且进入外支撑结构178。因此，第一内紧固件172和第二内紧固件188将内带104装固至内支撑结构174，并且第一外紧固件176和第二外紧固件190将外带106装固至外支撑结构178。如上文所述，一个以上的内紧固件188和外紧固件190（例如，各个内紧固件188和各个外紧固件190彼此周向间隔开）可分别传递穿过内带104和外带106，以将内带和外带104、106装固至其相应的支撑结构174、178。在此实施例中，用于附加内紧固件188的孔口189和用于附加外紧固件190的孔口191在周向方向c上延伸，以解决支撑结构174、178（例如，金属挂钩）与cmc带104、106之间的热膨胀差异。

如图5中进一步所示，在双销实施例中，第一内凸缘168在内带104的中部180附近从内带104的第一非流径表面162延伸。第二内凸缘184在内带104的前端192附近从第一非流径表面162延伸。此外，第一外凸缘170在外带106的后端182附近从外带106的第二非流径表面166延伸，而第二外凸缘186在外带106的前端194附近从第二非流径表面166延伸。结果，第一内凸缘168和第二内凸缘184从内带104的第一非流径表面162延伸，使得第一内凸缘168和第二内凸缘184跨骑内支撑结构174。类似地，第一外凸缘170和第二外凸缘186从外带106的第二非流径表面166延伸，使得第一外凸缘和第二外凸缘跨骑外支撑结构178。因此，第一内凸缘168和第二内凸缘184包绕内支撑结构174，并且第一外凸缘170和第二外凸缘186包绕外支撑结构178，从而在燃烧气体66的直接流径78外围绕第一支撑结构174和外支撑结构178中的各个形成cmc衬套。如前所述，支撑结构174、178可为由金属材料（例如金属或金属合金）形成的挂钩，使得cmc带104、106及其凸缘168、184、170、186有助于保护支撑结构174、178免受高温燃烧气体66。

另外，尽管示例性实施例中描绘的翼型组件100包括两个翼型件，但是本文所述的翼型件组件100可形成为单的，三个的等。更具体而言，对于单组件100，内带104限定一个内开口130，并且外带106限定一个外开口132。单个翼型件102从内带104延伸至外带106，其中翼型件102的内端112定位在内开口130中，并且翼型件102的外端114定位在对应的外开口132中。三翼型组件100将包括三个翼型件102，其中各个翼型件102在内开口130和外开口132之间延伸，使得三组件100包括三个内开口130和三个外开口132。可形成翼型组件100，该翼型组件100包括从内带104和外带106延伸的任何适当数量的翼型件102。将认识到的是，通过减少内带节段和外带节段的数量，可减少分裂线泄漏，即相邻内带节段和外带节段之间的泄漏。更确切地说，消除了分裂线泄漏，其中消除了内带104和外带106中的裂缝，以形成双、三等翼型组件100。然而，如图2、图4和图5所示，密封件196也可包括在相邻的内带104和外带106之间，以帮助最小化带节段之间的泄漏。

如本文所述，翼型件102、内带104和外带106可由cmc材料形成。在如前所述层叠cmc板层以形成用于翼型件102、内带104和外带106中的各个的叠层或预制件之后，将叠层压实，并且如果合适的话，在经受高压和高温的同时固化以产生固化的预制件，例如，叠层可在高压釜中固化以形成高压处理的本体。在示例性实施例中，然后在真空或惰性气氛中加热（烧制）高压处理的本体以分解粘合剂，除去溶剂，并将前体转化为所期望的陶瓷基质材料。由于粘合剂的分解，用于各个预制件的结果是多孔cmc烧制体，其可经历致密化，例如熔体渗透（mi），以填充孔隙并产生相应的cmc构件。

用于上述过程的具体处理技术和参数将取决于材料的具体成分。例如，硅cmc构件可由熔融硅渗透的纤维材料形成，例如通过通常称为silcomp过程的过程。制造cmc构件的另一种技术是称为浆料浇铸熔体渗透（mi）过程的方法。在使用浆料浇铸mi方法制造的一种方法中，通过首先提供包括含碳化硅（sic）的纤维的平衡二维（2d）编织布的板层来生产cmc，编织布具有与彼此大致成90°角的两个编织方向，其中大致相同数量的纤维在织物的两个方向上延伸。用语“含碳化硅的纤维”是指具有包含碳化硅的成分（并且优选大致是碳化硅）的纤维。例如，纤维可具有由碳包绕的碳化硅芯，或相反，纤维可具有由碳化硅包绕或由碳化硅包封的碳芯。

用于形成cmc构件的其它技术包括聚合物渗透和热解（pip）和氧化物/氧化物过程。在pip过程中，碳化硅纤维预制件渗透有预陶瓷聚合物，如聚硅氮烷，并然后进行热处理以形成sic基质。在氧化物/氧化物处理中，可预浸渍铝或铝硅酸盐纤维，并然后层压成预选的几何形状。构件也可由碳纤维增强碳化硅基质（c/sic）cmc制成。c/sic处理包括以预选几何形状层叠在工具上的碳纤维预制件。如在用于sic/sic的浆料浇铸方法中所使用，该工具由石墨材料制成。在大约1200℃的化学气相渗透过程中，纤维预制件由工具支撑，由此形成c/siccmc构件。在还有其它实施例中，2d、2.5d和/或3d预制件可用于mi、cvi、pip或其它过程。例如，2d织造织物的切割层可如上所述以交替的编织方向堆叠，或可缠绕或编织丝并与3d编织、缝合或针刺组合以形成具有多轴纤维架构的2.5d或3d预制件。也可使用形成2.5d或3d预制件的其它方式，例如，使用其它织造或编织方法或利用2d织物。

可选地，在处理之后，cmc构件（即，cmc翼型件102、cmc内带104和cmc外带106）可根据需要进行精加工，并且涂覆有一个或多个涂层，如环境隔离涂层（ebc）。此外，上述方法仅作为实例提供。举例来说，可使用用于固化复合板层以及用于使cmc构件致密化的其它已知的方法或技术。备选地，可使用这些或其它已知过程的任何组合。此外，尽管在本文描述的示例性实施例中，翼型组件100作为涡轮喷嘴整流罩组件，但将认识到的是，翼型组件100可为任何喷嘴整流罩组件。另外，虽然本文关于cmc翼型件102、cmc内带104和cmc外带106进行了描述，但是本主题可应用于由任何合适的材料形成的翼型组件100，如聚合物基质复合（pmc）材料或其它复合材料。此外，翼型组件100可包括任何适当的材料组合，例如，在一些实施例中，翼型件102、内带104或外带106中的至少一个可由与翼型组件的构件的其余部分不同的材料形成。

因此，如本文所述，可构造具有与内带和外带分开的翼型件的翼型组件。通过将翼型组件的各个构件形成为单独件，可避免复杂的cmc板层叠层，这可降低用于翼型组件的制造过程的复杂性，同时增加零件产量并保持翼型组件的各个构件部分的适当压实。此外，将组件的各个翼型件与内带和外带分开，消除了由于翼型件和带之间的热冲突而产生的应力。通过消除这种应力，本文所述的翼型组件比已知的一体翼型件和带设计更具缺陷耐受性，这打开了组件的非破坏性检查限制。翼型件和带的分开还允许双、三等翼型组件，其消除分裂线泄漏。因此，与已知的翼型组件设计相比，本文所述的翼型组件具有改进的可生产性和减小的应力，这减少了缺陷并提高了翼型组件的可接受性。本领域普通技术人员还可实现本文描述的主题的其它优点。

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。