用于翼型件的套环支撑组件的制作方法

本主题大体涉及燃气涡轮发动机，并且更特别地，涉及用于定子翼型件组件诸如出口导向叶片组件的翼型件的套环支撑组件。

背景技术：

燃气涡轮发动机大体包括安置成彼此流动连通的风扇和芯体。此外，燃气涡轮发动机的芯体大体以连续流动顺序包括压缩机部分、燃烧部分、涡轮部分和排放部分。操作时，将空气从风扇提供到压缩机部分的入口，在压缩机部分中，一个以上的轴向压缩机渐进地压缩空气，直到其到达燃烧部分为止。使燃料与压缩空气混合并且在燃烧部分内燃烧以提供燃烧气体。燃烧气体从燃烧部分输送到涡轮部分。燃烧气体流动经过涡轮部分，驱动涡轮部分，然后经过排放部分被输送到比如大气。

风扇一般包括已知为出口导向叶片(ogv)组件的定子翼型件组件。ogv组件包含在内毂与外壳体之间延伸的多个出口导向叶片或定子翼型件。可以在外壳体的外表面上设置一个以上的支架，比如，用于在燃气涡轮发动机的制造和组装期间对ogv组件的地面处理。施加在支架上的载荷以及施加到ogv组件的其他径向载荷可以增加翼型件的外圆角处的应力，特别是在通常具有构成外圆角的相对较大的弯曲区域的复合翼型件中。

由此，在翼型件外圆角处的改进翼型件支撑在该技术领域中将会是受欢迎的。特别地，支撑翼型件外圆角而不增加定子翼型件组件的重量、成本和安装复杂性的套环支撑组件将会是有益的。更特别地，这种为翼型件提供增加的支撑以处理压缩或屈曲载荷的套环支撑组件将会是有利的。

技术实现要素：

该发明的各方面和优点将会在以下描述中部分地阐述，或者，可以从描述中显而易见，或者可以经过实践该发明来了解。

在本主题的一个示范性实施例中，提供有一种用于翼型件的套环支撑组件。套环支撑组件包含套环，套环包括定形成与翼型件的圆角互补的第一表面和平坦的第二表面。第一表面布置成邻近翼型件的圆角。套环支撑组件进一步包含垫片材料，垫片材料布置在第二表面与翼型件支撑结构之间。套环支撑组件还包含填充材料，填充材料插入第一表面与翼型件的圆角之间，以在套环与翼型件之间提供紧密配合。

在本主题的另一示范性实施例中，提供有一种用于翼型件对子的套环支撑组件。翼型件对子的第一翼型件具有沿着第一翼型件的外边缘的第一圆角，翼型件对子的第二翼型件具有沿着第二翼型件的外边缘的第二圆角。套环支撑组件包含一对套环、垫片材料和填充材料。该一对套环的第一套环具有定形成与第一圆角互补的第一表面和平坦的第二表面。该一对套环的第二套环具有定形成与第二圆角互补的第一表面和平坦的第二表面。第一套环的第一表面布置成邻近第一圆角，第二套环的第一表面布置成邻近第二圆角。垫片材料布置在每个套环的第二表面与翼型件支撑结构之间。填充材料插入每个套环的第一表面与相应的圆角之间，以在套环与相应的翼型件之间提供紧密配合。

在本主题的进一步示范性实施例中，提供有一种用于组装燃气涡轮发动机的出口导向叶片组件的方法。该方法包含：将填充材料施加到第一套环的第一表面；将第一套环的第一表面定位成邻近第一圆角，第一圆角限定成沿着翼型件对子的第一翼型件的外表面；以及，将第一套环固定到出口导向叶片组件的壳体。第一套环的第一表面定形成与第一翼型件的第一圆角互补。

参考以下描述和所附权利要求，将会更好地理解本发明的这些及其他特征、方面和优点。并入并构成该说明书的一部分的附图图示该发明的实施例，并同描述一起用作说明该发明的原理。

附图说明

针对本领域普通技术人员，参考附图，在说明书中阐述本发明的包括其最佳模式的充分且能实现的公开内容，其中：

图1提供根据本主题的各种实施例的示范性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。

图2提供根据本主题的示范性实施例的定子翼型件组件的立体视图。

图3提供套环支撑组件的立体视图，套环支撑组件固定到邻近图2的定子翼型件组件的翼型件对子的外部分的定子翼型件组件的外壁。

图4提供图3的定子翼型件组件的外壁的一部分、套环支撑组件和翼型件对子的外部分的分解视图。

图5提供图3和图4的套环支撑组件的第一套环和第二套环的立体视图。

图6提供图3和图4的定子翼型件组件的外壁的一部分、套环支撑组件和翼型件对子的外部分的端部视图。

图7提供组装根据本主题的示范性实施例的套环支撑组件的方法的流程图。

具体实施方式

现在将会详细参考本发明的本实施例，其一个以上的示例图示在附图中。详细描述使用数字和字母标记来指代附图中的特征。附图和描述中类似或相似的标记已被用以指代该发明的类似或相似的零件。文中使用的术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换地使用，以将一个部件与另一部件区分开，而不意在指明单个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”指代相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”指代流体从该处流动的方向，“下游”指的是流体向该处流动的方向。进一步，相对于文中描述的发动机实施例，术语“前”或“向前”和“后”大体指代关于发动机的外围空气入口和排放喷嘴的位置。

文中描述的示范性设备和方法克服了用于燃气涡轮发动机的已知定子翼型件组件的至少一些缺点。另外，文中描述的套环支撑组件及组装方法使得能够支撑定子翼型件组件的一个以上的翼型件，特别是相对于压缩载荷施加到翼型件的情况。更具体地，文中描述的用于翼型件的套环支撑组件包含套环，套环包括定形成与翼型件的圆角互补的第一表面和平整的第二表面。第一表面布置成邻近翼型件的圆角。垫片材料布置在第二表面与翼型件支撑结构之间，并且填充材料插入第一表面与翼型件的圆角之间，以在套环与翼型件之间提供紧密配合。

文中描述的系统和方法的优点包括减少在定子翼型件诸如出口导向叶片的外圆角内的应力。文中描述的系统和方法向外圆角提供结构套环支撑，以满足翼型件的结构要求。在翼型件由复合材料形成的实施例中，套环支撑件可以由金属材料形成，以避免为外圆角应力提供复合支撑解决方案而付出的成本及技术开发努力。此外，文中描述的系统和方法提供相对较低重量的解决方案，对于涡扇喷气发动机应用，其可以减少整体发动机重量，转而转变为对于安装有发动机的飞行器而言的燃料范围的增加。

现在参考附图，其中，同一数字在所有附图中指示相同元件，图1是根据本公开的示范性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。更特别地，对于图1的实施例，燃气涡轮发动机是高旁通涡扇喷气发动机10，文中称之为“涡扇发动机10”。如图1所示，涡扇发动机10限定轴向方向a(平行于为参考所设的纵向中心线12延伸)和径向方向r。大体上，涡扇10包括风扇部分14和布置在风扇部分14下游的中心涡轮发动机16。

描绘的示范性中心涡轮发动机16大体包括大致筒状的外壳体18，外壳体18限定环形入口20。外壳体18以连续流动关系包围：压缩机部分，包括增压器或低压(lp)压缩机22和高压(hp)压缩机24；燃烧部分26；涡轮部分，包括高压(hp)涡轮28和低压(lp)涡轮30；以及喷气排放喷嘴部分32。高压(hp)轴或线轴34将hp涡轮28驱动地连接到hp压缩机24。低压(lp)轴或线轴36将lp涡轮30驱动地连接到lp压缩机22。在涡扇发动机10的其他实施例中，可以设置附加的线轴，使得发动机10可以被描述为多线轴发动机。

对于描绘的实施例，风扇部分14包括风扇38，风扇38具有以间隔开的方式联接到盘件42的多个风扇叶片40。如所描绘的，风扇叶片40大体沿着径向方向r从盘件42向外延伸。风扇叶片40和盘件42通过lp轴36能够绕着纵向轴线12一起旋转。在一些实施例中，可以包括具有多个齿轮的动力齿轮箱，用于将lp轴36的旋转速度逐级降低到更有效的旋转风扇速度。

仍参考图1的示范性实施例，盘件42由可旋转的前舱室48覆盖，前舱室48依空气动力学定轮廓，以促进经过多个风扇叶片40的气流。此外，示范性的风扇部分14包括环形风扇壳体或外舱室50，外舱室50周向上围绕风扇38和/或中心涡轮发动机16的至少一部分。应当理解，舱室50可以被构造成通过多个周向上间隔的出口导向叶片52而被相对中心涡轮发动机16支撑。另外，舱室50的下游部分54可以在中心涡轮发动机16的外部分上延伸，以便在其间限定旁通气流通道56。

在涡扇发动机10操作期间，一定体积的空气58经过舱室50和/或风扇部分14的相关入口60进入涡扇10。当该一定体积的空气58穿过风扇叶片40时，如箭头62所指示的空气58的第一部分被引导或输送到旁通气流通道56中，并且如箭头64所指示的空气58的第二部分被引导或输送到lp压缩机22中。空气的第一部分62与空气的第二部分64之间的比率普遍称之为旁通比。然后，随着空气的第二部分64经过高压(hp)压缩机24被输送并进到燃烧部分26中，其压力增加，在燃烧部分26中，其与燃料混合并被燃烧以提供燃烧气体66。

燃烧气体66途经hp涡轮28，在hp涡轮28中，来自燃烧气体66的热能和/或动能的一部分经由联接到外壳体18的hp涡轮定子叶片68和联接到hp轴或线轴34的hp涡轮转子叶片70的连续级段而被抽取，因而导致hp轴或线轴34旋转，由此支撑hp压缩机24的操作。然后，燃烧气体66途经lp涡轮30，在lp涡轮30中，热能和动能的第二部分经由联接到外壳体18的lp涡轮定子叶片72和联接到lp轴或线轴36的lp涡轮转子叶片74的连续级段而从燃烧气体66中被抽取，因而导致lp轴或线轴36旋转，由此支撑lp压缩机38的操作和/或风扇38的旋转。

随后，燃烧气体66途经中心涡轮发动机16的喷气排放喷嘴部分32，以提供推进力。同时，随着在空气的第一部分62被从涡扇10的风扇喷嘴排放部分76排放之前途经旁通气流通道56，空气的第一部分62的压力实质上被增加，这也提供推进力。hp涡轮28、lp涡轮30和喷气排放喷嘴部分32至少部分地限定热气路径78，用于使燃烧气体66途经中心涡轮发动机16。

将会理解到，尽管相对于具有中心涡轮发动机16的涡扇10进行描述，但是，本主题可以适用于其他类型的涡轮机械。例如，本主题可以适合于与涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮喷气发动机、工业及船用燃气涡轮发动机和/或辅助动力单元一起或者在其中使用。

图2提供根据本主题的示范性实施例的定子翼型件组件100的立体视图。如图所示，定子翼型件组件100形状上大体为环形，带有从内壁104向外壁106延伸的多个翼型件102。内壁104和外壁106形成翼型件支撑结构108。在图示实施例中，定子翼型件组件100是出口导向叶片(ogv)组件，从而翼型件102是出口导向叶片(ogv)并且翼型件支撑结构108的外壁106是风扇壳体，诸如图1中示出的风扇壳体50。当安装在燃气涡轮发动机诸如涡扇发动机10内时，ogv组件100绕着轴向中心线12周向上延伸。由此，每个翼型件或ogv102沿着径向方向r从内壁104向外壁106延伸。

参考图3，定子翼型件组件100的多个翼型件102可以被构建为翼型件对子101，每个翼型件对子101具有第一翼型件102a和第二翼型件102b。在特定实施例中，翼型件对子101由复合材料诸如聚合物基复合材料(pmc)或陶瓷基复合材料(cmc)形成。如图3所示，翼型件对子101的第一翼型件102a具有沿着第一翼型件102a的外边缘116a的第一圆角114a，翼型件对子101的第二翼型件102b具有沿着第二翼型件102b的外边缘116b的第二圆角114b。将会理解到，每个圆角114a，114b大体是沿着相应的翼型件102a，102b的外表面118的过渡部分，其中，翼型件从大体沿着径向方向r延伸过渡到大体沿着翼型件支撑结构108延伸，翼型件支撑结构108与翼型件102a，102b相切地延伸。因而，每个圆角114a，114b在相应的翼型件102a，102b下边并朝向翼型件支撑结构108弯曲，使得每个圆角114a，114b相对于其翼型件102的外表面118形状上大体是凸形的。

参考回到图2，一个以上的支架110可以从外壁106(即，从外壁106的外表面112)径向延伸。支架110可以被用于各种目的，诸如在发动机10的制造和组装期间对定子翼型件组件100的地面处理。沿着外壁106的外表面112在支架110处施加载荷可以导致翼型件102上较高的径向载荷，特别是在翼型件102与外壁106之间的翼型件圆角114处。这样，可以在每个圆角114处使用套环支撑组件120，以向翼型件102提供结构支撑。

示范性的套环支撑组件120图示在图3、图4、图5和图6中。如示范性实施例中所示出的，套环支撑组件120包括套环122，套环122具有定形成与翼型件圆角114互补的第一表面124和平坦的第二表面126，套环122布置成邻近翼型件圆角114。更特别地，套环第一表面124布置成邻近翼型件102的外表面118，并且套环第二表面126布置成邻近翼型件支撑结构108。垫片材料128可以布置在套环第二表面126与翼型件支撑结构108之间，以帮助将套环122与圆角114并齐，并且提供套环122与翼型件102之间的紧密配合。套环支撑组件120所需要的垫片材料128可以从翼型件102向翼型件102变化，即，与安装在另一翼型件102处的套环支撑组件120相比，安装在一个翼型102处的套环支撑组件120可以需要更多、更少或不需要垫片材料128。进一步，填充材料130(图6)可以插入第一表面124与翼型件圆角114之间，以在套环122与翼型件102之间提供紧密配合。在示范性实施例中，填充材料130是具有在约0.05msi至约3msi的范围内的弹性模量的环氧树脂、合成树脂等等。在特定实施例中，填充材料130具有在约0.1msi至约2msi的范围内的弹性模量。类似垫片材料128，所需要的填充材料130的量可以从一个套环支撑组件120向另一套环支撑组件120变化。例如，在填充材料130插入套环122与翼型件102之间之后，套环122可以被朝向翼型件102按压以挤压出任何多余的填充材料130。

如附图所图示的，并且如图6中最佳地示出的，套环122的第一表面124形状上大体是凹形的。如上所述，每个圆角114大体是凸形的。由此，套环122的第一表面124形状上与圆角114互补，套环122放置成抵靠圆角114。这样，套环122形成在圆角114处支撑翼型件102的楔形件。另外，多个肋132从套环122的第一表面124向第二表面126延伸。肋132加固套环122，使得套环122可以支撑翼型件102。将会理解到，肋132的数量和构造可以被优化以向套环122提供可接受的刚度，同时使套环122的重量最小化(如，通过在第一表面124与第二表面126之间移除尽可能多的材料而不损害套环122的所需刚度)并且提供相对简单的套环形状以简化制造(如，通过描画工具切割路径，允许对套环122相对容易和/或快速的加工)。进一步，如，与使用复合结构来支撑翼型件102相比，套环122可以由金属材料诸如铝等等形成，以简化制造。

此外，在示范性实施例中，至少一个孔口134通过套环122的第二表面126限定，用于将套环122固定到翼型件支撑结构108。更特别地，如图4所示，多个孔口134通过套环122限定，多个孔口136通过垫片材料128限定，多个孔口138通过翼型件支撑结构108限定。每个套环孔口134与垫片孔口136对齐，垫片孔口136转而与翼型件支撑结构孔口138对齐。如图3中所描绘的，紧固件140可以经过对齐的孔口134,136,138而被接收，以将套环122和垫片材料128紧固到翼型件支撑结构108，由此相对于翼型件102和翼型件支撑结构108将套环122固定就位。紧固件140可以是用于将套环122和垫片材料128固定到翼型件支撑结构108的任何合适的紧固件，诸如螺钉、螺栓等等。

如先前所描述的，在示范性实施例中，定子翼型件组件100是包含多个翼型件对子101的ogv组件，每个对子101具有第一翼型件102a和第二翼型件102b。对子101的每个翼型件102a，102b具有限定成沿着对子101的外表面119的圆角114。更特别地，对子101的第一翼型件102a具有沿着翼型件102a的外表面118a的第一圆角114a，并且对子101的第二翼型件102b具有沿着翼型件102b的外表面118b的第二圆角114b，其中，圆角114a，114b限定成沿着对子101的外表面119上的相应外表面118a，118b。翼型件102a，102b是ogv，从而翼型件对子101是出口导向叶片对子。进一步，在这种实施例中，翼型件支撑结构108的外壁106是风扇壳体，如风扇壳体50，并且多个对子101固定到风扇壳体和内壁或毂104以形成ogv组件100。

参考图3、图4和图5，用于对子101的套环支撑组件120包括一对套环122，即，用于支撑对子101的第一翼型件102a的第一套环122a和用于支撑对子101的第二翼型件102b的第二套环122b。套环支撑组件120的套环122a，122b如先前所描述地构造而成，如，每个套环122a，122b具有平坦的第二表面126，多个肋130在第一表面124与第二表面126之间延伸。如图3中最清楚地示出的，第一套环122a的第一表面124定形成与第一圆角114a互补，第二套环122b的第一表面124定形成与第二圆角114b互补。由此，第一套环122a的第一表面124形状上是凹形的，以与第一圆角114a的凸形形状互补，第二套环122b的第一表面124形状上是凹形的，以与第二圆角114b的凸形形状互补。因而，当第一套环122a的第一表面124布置成邻近第一翼型件102a的第一圆角114a(即，邻近对子101的外表面119)时，第一套环122a形成支撑第一翼型件102a的楔形件。类似地，当第二套环122b的第一表面124布置成邻近第二翼型件102b的第二圆角114b(即，对子101的外表面119)时，第二套环122b形成支撑第二翼型件102b的楔形件。

如上所述，垫片材料128可以布置在每个套环122a，122b的第二表面126与包含对子101的定子翼型件组件100的翼型件支撑结构108之间。进一步，填充材料130可以插入每个套环122a，122b的第一表面124和相应的圆角114a，114b之间，以在套环122a，122b与相应的翼型件102a，102b之间提供紧密配合。在一些实施例中，插入第一套环122a的第一表面124与第一圆角114a之间的填充材料130具有在约0.05msi至约3msi范围内的弹性模量，更特别地，在约0.1msi至约2msi范围内。相似地，插入第二套环122b的第一表面124与第二圆角114b之间的填充材料130具有在约0.05msi至约3msi范围内的弹性模量，更特别地，在约0.1msi至约2msi范围内。另外，至少一个孔口134通过每个套环122a，122b限定，至少一个孔口136通过邻近每个套环122a，122b的垫片材料128限定，并且至少一个孔口138通过邻近每个套环122a，122b的翼型件支撑结构108的外壁106限定。如先前所描述的，对于第一套环122a和第二套环122b中的每个套环，孔口134与孔口136对齐，孔口136与孔口138对齐，并且紧固件140经过对齐的孔口134,136,138插入以将套环122a，122b固定到翼型件支撑结构或风扇壳体108。

将会理解到，套环支撑组件120不需要设置在定子翼型件组件100的每个翼型件102处。而是，套环支撑组件120可以仅设置在经受相对较高的径向载荷的那些翼型件102或翼型件对子101处，径向载荷对复合翼型件102的复合纤维压缩性地加载且倾向于导致翼型件102屈曲，并且还可以导致在复合翼型件102内的层间应力。例如，邻近支架110的翼型件102或翼型件对子101可以利用套环支撑组件120支撑，以减少通过在支架110处施加的载荷引起的任何屈曲。这样，可以使通过使用套环支撑组件120而引入的燃气涡轮发动机的任何附加重量最小化，即，仅设置减少翼型件102上的不期望载荷所需要的套环支撑组件120，以使套环支撑组件120的附加重量最小化。进一步，套环122可以由轻质材料诸如铝等等形成，以进一步使套环支撑组件120的附加重量最小化。

本主题还提供用于组装具有一个以上的套环支撑组件120的定子翼型件或ogv组件100的方法。参考图7，根据本主题的示范性实施例提供有组装方法700。示范性的组装方法700旨在将套环支撑组件120与翼型件对子101组装，使得套环支撑组件120包括第一套环122a和第二套环122b。然而，将会理解到，可以容易地修改方法700，用于组装具有单个套环122的套环支撑组件120与翼型件102。

如在702处所示出的，方法700包括将填充材料130施加到套环支撑组件120的第一套环122a的第一表面124。接下来，如在704处所示出的，第一套环122a的第一表面124定位成邻近翼型件对子101的第一翼型件102a的第一圆角114a。如先前所描述的，第一套环122a的第一表面124定形成与第一圆角114a互补，以在第一套环122a与第一翼型件102a之间提供紧密配合。如在706处所示出的，任何需要的垫片材料128插入第一套环122a的第二表面126与翼型件支撑结构108(更特别地，ogv组件100的外壁或风扇壳体106)之间，以在第一套环122a与第一翼型件102a之间提供紧密配合。然后，如在图7中的708处所描绘的，组装辅助件绕着第一套环122a放置，以将第一套环122a的套环孔口134与邻近的垫片孔口136和翼型件支撑结构孔口138对齐，使得紧固件140可以通过孔口134,136,138插入以将第一套环122a固定到翼型件支撑结构108的外壁或壳体106。在710处，任何多余的填充材料130被挤压出第一套环122a的第一表面124与第一翼型件102a的第一圆角114a之间的交界处。最后，如在712处所示出的，使用一个以上的紧固件140将第一套环122a固定到出口导向叶片组件100的外壁或壳体106。

如在712处所指示的，可以相对于套环支撑组件120的第二套环122b重复步骤702至712。更具体地，如在702处所示出的，填充材料130被施加到套环支撑组件120的第二套环122b的第一表面124。接下来，如在704处所图示的，第二套环122b的第一表面124定位成邻近翼型件对子101的第二翼型件102b的第二圆角114b。如先前所描述的，第二套环122b的第一表面124定形成与第二圆角114b互补，以在第二套环122b与第二翼型件102b之间提供紧密配合。如在706处所示出的，任何需要的垫片材料128插入第二套环12b的第二表面126与翼型件支撑结构108(更特别地，ogv组件100的外壁或风扇壳体106)之间，以在第二套环122b与第二翼型件102b之间提供紧密配合。然后，如在图7中的708处所描绘的，组装辅助件绕着第二套环122b放置，以将第二套环122b的套环孔口134与邻近的垫片孔口136和翼型件支撑结构孔口138对齐，使得紧固件140可以通过孔口134,136,138插入以将第二套环122b固定到翼型件支撑结构108的外壁或壳体106。在710处，任何多余的填充材料130被挤压出第二套环122b的第一表面124与第二翼型件102b的第二圆角114b之间的交界处。最后，如在712处所示出的，使用一个以上的紧固件140将第二套环122b固定到出口导向叶片组件100的外壁或壳体106。进一步，可以针对与定子翼型件或ogv组件100安装在一起的每个套环支撑组件120重复方法700。

如文中所描述的，套环支撑组件120和组装方法700帮助使得能够减少在定子翼型件诸如出口导向叶片的外圆角内的应力。套环支撑组件120向翼型件外圆角114提供结构套环支撑，以满足翼型件102的结构要求。套环支撑组件120可以，以优化组件的刚度重量比(如，以此减少制造成本和复杂性)以及使定子翼型件或ogv组件100的重量最小化的方式，由金属材料形成。当然，本领域的普通技术人员也可以想到本主题的其他优点。

该书面描述使用示例来公开该发明，包括最佳模式，还使本领域的普通技术人员能够实践该发明，包括制造和使用任何装置或系统，并施行任何并入的方法。该发明的专利权范围由权利要求来限定，可以包括本领域的技术人员容易想到的其他示例。这种其他示例意在包括于权利要求书的范围内，如果该示例包括与权利要求书的文字语言并无不同的结构元件的话，或者，如果该示例包括与权利要求书的文字语言无实质不同的等同结构元件的话。