v形叶片和v形沟槽接头模制复合耐磨边缘防护
技术领域
1.本发明主要涉及航空器燃气涡轮发动机罩盖（cowl)，并且更具体地涉及用于帮助保持罩盖关闭的v形叶片和v形沟槽。
背景技术：
2.航空器旁通燃气涡轮发动机典型地采用推力反向器来地面减速。推力反向器可定位在风扇旁通管道中，该管道径向地位于外机舱和发动机核心罩盖之间且轴向地位于风扇和风扇喷嘴之间。一种类型的推力反向器在反向器的长度上围绕发动机的圆周将其包封。就维护而言，为了进入发动机由推力反向器所包封的部分，推力反向器可定位在构造为双蛤壳结构的外整流罩（cowling)内，该双蛤壳结构从挂架枢转并且可在发动机不在使用时打开。
3.蛤壳铰接在航空器挂架上，其中蛤壳的前端具有对于主发动机的舌槽配合，其在发动机操作时达到两种目的。第一目的是密封从风扇旁路进入推力反向器或风扇喷嘴中的流动。第二目的是在推力反向器的前端对其提供支承。通常，仅是与蛤壳铰链相对的闩锁将蛤壳的两个半部（half）保持在一起。这种闩锁在发动机操作期间提供了对于这两个蛤壳的环形完整性，然而在别的方面却并不另外将推力反向器榫舌（常常称为v形叶片)限制在发动机沟槽（常常称为v形沟槽)中。榫舌常常称为v形叶片并且通常位于罩盖上并装配到发动机风扇壳体上的常常称为v形沟槽的发动机沟槽中。结合了锋利边缘和匹配沟槽（类似于v形叶片和对应v形沟槽)的夹持设备已被用来固定和夹持罩盖。
4.由于推力反向器蛤壳半部的固有柔性、因蛤壳半部仅具有两个周边约束点而缺乏刚度、以及因颤震空气负载所引起的高振动环境（尤其是在推力反向器展开期间)，在v形叶片和v形沟槽之间的对接面处常常存在许多相对运动。在这些v形叶片和v形沟槽结构之间的高接触应力和相对运动在这二者之间的接触表面处需要耐磨涂层以保持这两个部件免于彼此过度磨损（或微振磨损)，这种磨损可在尺寸上折损接头的负载承载能力和/或使得接头暴露以通过腐蚀进一步地劣化。
5.在这种接头处的一些耐磨涂层包括某一类别的金属化涂层，例如，通常施用至v形沟槽和v形叶片上的cu-ni-in或硬质阳极氧化处理。期望的是，更为牢固的耐磨保护提供更长的寿命和更好的持久性。
技术实现要素：
6.一种夹持组件（22)包括环状模制复合耐磨套筒（40)，其利用环氧化物或其它粘合剂而结合在沟槽环（64)中的环状v形沟槽（34)中。耐磨套筒（40)可包括分别以前和后套筒钝角（50，52)远离套筒底部（44)延伸的前和后套筒壁（46，48)，并且环状前和后套筒圆角（54，56)可位于套筒底部（44)和前和后套筒壁（46，48)之间。后套筒壁（48)可包括后翼片（60)，其适形于位于容纳（或包含）v形沟槽（34)的环状沟槽环（64)上的环状后锥体（taper，62)。
7.一种用于将蛤壳罩盖（20)夹持至风扇壳体（26)的航空器燃气涡轮发动机罩盖夹持机构（22)包括位于风扇壳体（26)上的沟槽环（64)以及利用环氧化物或其它粘合剂而结合在沟槽环（64)中的环状v形沟槽（34)中的环状模制复合耐磨套筒（40)。环状v形叶片（30)可附接至蛤壳核心发动机罩盖（20)，其能够旋转以将环状v形叶片（30)插入环状v形沟槽（34)中。
8.一种航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机（10)包括反向器（80)和安装至蛤壳核心发动机罩盖（20)的旁通管道延伸部（84)，以及径向地间隔开的内和外罩盖夹持机构（90，92)，该内和外罩盖夹持机构将旁通管道延伸部（84)的径向地间隔开的环状内和外管道壁（94，96)分别夹持至发动机（10)的径向地间隔开的环状内和外风扇壳体（100，102)。内和外罩盖夹持机构（90，92)分别包括位于内和外管道壁（94，96)的前端上的内和外v形叶片（106，108)和位于内和外风扇壳体（100，102)的后端上的内和外沟槽环（120，122)中的内和外v形沟槽（112，114)。环状内和外模制复合耐磨套筒（40)分别利用环氧化物或其它粘合剂而结合在内和外v形沟槽（112，114)中。蛤壳核心发动机罩盖（20)可旋转以便将内和外v形叶片（106，108)分别插入内和外v形沟槽（112，114)中。
9.一种用于防止在沟槽环（64)中的环状v形叶片（30)和匹配环状v形沟槽（34)之间过度磨损的方法包括利用环氧化物或其它粘合剂将环状模制复合耐磨套筒（40)结合在沟槽环（64)中的环状v形沟槽（34)中或可匹配的v形叶片（30)上。该方法可包括在将耐磨套筒（40)结合在v形沟槽（34)之前对环状v形沟槽（34)的v形沟槽表面（72)喷砂处理或以其它方式从该v形沟槽表面移除旧的且可能被腐蚀的材料。该方法可包括向下喷砂处理至v形沟槽表面（72)的裸金属，然后利用耐腐蚀的结构粘合剂（74)涂覆整个裸v形沟槽表面（72)。
[0010] 该方法还可包括提供（laying on)环状模制复合耐磨套筒（40)并且将耐磨套筒（40)装配至v形沟槽（34)的三维轮廓，使得在整个裸v形沟槽表面（72)涂覆有结构粘合剂（74)之后形成在v形叶片（30)和v形沟槽（34)之间用于负载传递的基本接触点。该方法可利用安装在航空器上的发动机予以实施。
[0011]
具体地，本发明至少提供了以下实施方案。
[0012]
实施方案1. 一种夹持组件（22)，包括环状模制复合耐磨套筒（40)，所述耐磨套筒利用环氧化物或其它粘合剂而结合在沟槽环（64)中的环状v形沟槽（34)中。
[0013]
实施方案2. 根据实施方案1所述的组件（22)，其特征在于，所述组件还包括：所述耐磨套筒（40)包括分别以前和后套筒钝角（50，52)远离套筒底部（44)延伸的前和后套筒壁（46，48)。
[0014]
实施方案3. 根据实施方案2所述的组件（22)，其特征在于，所述组件还包括位于所述套筒底部（44)和所述前和后套筒壁（46，48)之间的环状前和后套筒圆角（54，56)。
[0015]
实施方案4. 根据实施方案3所述的组件（22)，其特征在于，所述组件还包括：所述后套筒壁（48)包括后翼片（60)，所述后翼片适形于位于容纳所述v形沟槽（34)的环状沟槽环（64)上的环状后锥体（62)。
[0016]
实施方案5. 一种用于将蛤壳罩盖（20)夹持至风扇壳体（26)的航空器燃气涡轮发动机罩盖夹持机构（22)，所述机构包括位于风扇壳体（26)上的沟槽环（64)以及利用环氧化物或其它粘合剂而结合在所述沟槽环（64)中的环状v形沟槽（34)中的环状模制复合耐磨套筒（40)。
[0017]
实施方案6. 根据实施方案5所述的机构（22)，其特征在于，所述机构还包括：所述耐磨套筒（40)包括分别以前和后套筒钝角（50，52)远离套筒底部（44)延伸的前和后套筒壁（46，48)以及位于所述套筒底部（44)和所述前和后套筒壁（46，48)之间的环状前和后套筒圆角（54，56)。
[0018]
实施方案7. 根据实施方案6所述的机构（22)，其特征在于，所述机构还包括：所述后套筒壁（48)包括后翼片（60)，所述后翼片适形于位于容纳所述v形沟槽（34)的环状沟槽环（64)上的环状后锥体（62)。
[0019]
实施方案8. 根据实施方案7所述的机构（22)，其特征在于，所述机构还包括位于蛤壳核心发动机罩盖（20)上的环状v形叶片（30)，以及所述蛤壳罩盖（20)能够旋转以将所述环状v形叶片（30)插入所述环状v形沟槽（34)中。
[0020]
实施方案9. 一种航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机（10)，包括：反向器（80)和安装至蛤壳核心发动机罩盖（20)的旁通管道延伸部（84)；径向地间隔开的内和外罩盖夹持机构(90，92)，所述内和外罩盖夹持机构将所述旁通管道延伸部(84)的径向地间隔开的环状内和外管道壁(94，96)分别地夹持至所述发动机(10)的径向地间隔开的环状内和外风扇壳体(100，102)；所述内和外罩盖夹持机构（90，92)分别包括位于所述内和外管道壁（94，96)的前端(110)上的内和外v形叶片（106，108)和位于所述内和外风扇壳体（100，102)的后端(116)上的内和外沟槽环（120，122)中的内和外v形沟槽（112，114)；以及环状内和外模制复合耐磨套筒（40)，所述内和外耐磨套筒分别利用环氧化物或其它粘合剂而结合在所述内和外v形沟槽（112，114)中。
[0021]
实施方案10.根据实施方案9所述的发动机（10)，其特征在于，所述发动机还包括：所述内和外耐磨套筒（40)中的每个均包括分别以前和后套筒钝角（50，52)远离套筒底部（44)延伸的前和后套筒壁（46，48)以及位于所述套筒底部（44)和所述前和后套筒壁（46，48)之间的环状前和后套筒圆角（54，56)。
[0022]
实施方案11.根据实施方案10所述的发动机（10)，其特征在于，所述发动机还包括：所述后套筒壁（48)包括后翼片（60)，所述后翼片适形于分别位于容纳所述内和外v形沟槽（112，114)的内和外沟槽环（120，122)中的每个上的环状后锥体（62)。
[0023]
实施方案12.根据实施方案11所述的发动机（10)，其特征在于，所述发动机还包括：所述蛤壳核心发动机罩盖（20)能够旋转以分别将所述内和外v形叶片（106，108)插入所述内和外v形沟槽（112，114)中。
[0024]
实施方案13.一种用于防止在沟槽环（64)中的环状v形叶片（30)和匹配环状v形沟槽（34)之间过度磨损的方法，所述方法包括利用环氧化物或其它粘合剂将环状模制复合耐磨套筒（40)结合在位于沟槽环（64)中的环状v形沟槽（34)中或可匹配的v形叶片（30)上。
[0025]
实施方案14.根据实施方案13所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在将所述耐磨套筒（40)结合在所述v形沟槽（34)之前对所述环状v形沟槽（34)的v形沟槽表面（72)喷砂处理或以其它方式从所述v形沟槽表面移除旧的且可能被腐蚀的材料。
[0026]
实施方案15.根据实施方案14所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：所述喷砂处理包括向下喷砂处理至所述v形沟槽表面（72)的裸金属，然后利用耐腐蚀的结构粘合剂（74)涂覆整个裸v形沟槽表面（72)。
[0027]
实施方案16.根据实施方案13所述的方法，其特征在于，所述方法还包括提供所述环状模制复合耐磨套筒（40)并且将所述耐磨套筒（40)装配至所述v形沟槽（34)的三维轮廓，使得在整个裸v形沟槽表面（72)涂覆有所述结构粘合剂（74)之后形成在所述v形叶片（30)和所述v形沟槽（34)之间用于负载传递的基本接触点。
[0028]
实施方案17.根据实施方案13所述的方法，其特征在于，所述方法还包括利用安装在航空器上的发动机来执行所述方法。
[0029]
实施方案18.根据实施方案17所述的方法，其特征在于，所述方法还包括在将所述耐磨套筒（40)结合在所述v形沟槽（34)之前对所述环状v形沟槽（34)的v形沟槽表面（72)喷砂处理或以其它方式从所述v形沟槽表面移除旧的且可能被腐蚀的材料。
[0030]
实施方案19.根据实施方案18所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：所述喷砂处理包括向下喷砂处理至所述v形沟槽表面（72)的裸金属，然后利用耐腐蚀的结构粘合剂（74)涂覆整个裸v形沟槽表面（72)。
[0031]
实施方案20.根据实施方案19所述的方法，其特征在于，所述方法还包括提供所述环状模制复合耐磨套筒（40)并且将所述耐磨套筒（40)装配至所述v形沟槽（34)的三维轮廓，使得在整个裸v形沟槽表面（72)涂覆有所述结构粘合剂（74)之后形成在所述v形叶片（30)和所述v形沟槽（34)之间用于负载传递的基本接触点。
附图说明
[0032]
根据优选的和示例性的实施例，本发明在结合附图的以下详细描述中更为具体地描述，附图中：图1为具有罩盖和用于v形叶片和v形沟槽罩盖夹持机构的耐磨边缘防护的示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机的透视图。
[0033]
图2为图1中所示示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机v形叶片和v形沟槽夹持机构的放大透视图。
[0034]
图3为在发动机的风扇壳体上包括图2中所示v形沟槽的示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机的截面示意图。
[0035]
图4为定位在图3中所示的v形叶片和v形沟槽之间的耐磨套筒的截面示意图。
[0036]
图5为图4中所示的耐磨套筒的透视图。
[0037]
图6为具有罩盖安装式反向器和用于内和外v形叶片和v形沟槽罩盖夹持机构的径向内和外耐磨套筒的示例性航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机的截面示意图。
[0038]
图7为用于图6中所示的内和外v形叶片和v形沟槽罩盖夹持机构的径向内和外耐磨套筒的放大截面示意图。
具体实施方式
[0039]
图1至图3显示用于安装在支承部件或挂架上的示例性航空器燃气涡轮发动机10，以及总体上围绕纵向中心线轴线12外接（或界定)燃气涡轮发动机10的部分的机舱16。机舱16包括入口17，后面是蛤壳风扇罩盖18。机舱16还包括在风扇罩盖18后方和下游的蛤壳核心发动机罩盖20并且在图1中显示没有推力反向器或旁通管道延伸部（extension)。用于夹持蛤壳罩盖20至发动机10的风扇壳体26的罩盖夹持机构22包括位于蛤壳核心发动机罩盖
20上的环状v形叶片30和位于风扇壳体26上的沟槽环64中的环状v形沟槽34，在图2中更为详细地显示。备选地，v形叶片30可位于风扇壳体26上而v形沟槽34可位于蛤壳罩盖20上的沟槽环64中。沟槽环还可由非金属复合材料制成。
[0040] v形叶片30和v形沟槽34为环状的，并且当蛤壳核心发动机罩盖20如罩盖领域中所熟知那样围绕铰链（文中未示出)旋转和关闭时v形叶片30匹配或装配到v形沟槽34中。当蛤壳罩盖20关闭并且v形叶片30接收在v形沟槽34中时，由于蛤壳罩盖20或在航空器发动机机舱中使用的其它类型罩盖的固有柔性而在这种v形叶片至v形沟槽对接面38处常常有许多相对运动。由于蛤壳罩盖半部仅具有两个周边约束点，故缺乏刚度。这也是因颤震空气负载所引起的高振动环境，尤其是在推力反向器展开期间。
[0041]
在v形沟槽34中的v形叶片30之间的高接触应力和相对运动先前已导致在v形叶片至v形沟槽对接面38的接触面上采用金属化耐磨涂层，例如cu-ni-in或硬质阳极氧化处理，以便使这两个部件保持避免彼此过度磨损。这种磨损可在尺寸上折损夹持接头的负载承载能力和/或使得接头暴露以通过腐蚀进一步地劣化。然而，这些金属化耐磨涂层仍没有足够的持久性克服这种磨损和/或腐蚀并且必须在发动机的正常寿命周期期间整修很多次。
[0042]
文中披露和在图4和图5中所示的是一种环状模制复合耐磨套筒40，其可利用环氧化物或其它粘合剂结合或者以其它方式附接到v形沟槽34中以用作耐磨材料系统来保护v形叶片至v形沟槽对接面38免受磨损和保护其免受腐蚀。耐磨套筒40相比于现有技术的涂层提供更长的寿命。耐磨套筒40相对于v形叶片30上的相对的耐磨涂层是牺牲性的，以便不危害其耐磨持久性。备选地，复合耐磨套筒也可结合至v形叶片30而v形沟槽34可涂覆有金属化涂层。蛤壳核心发动机罩盖20可旋转以便将环状v形叶片30插入环状v形沟槽34中。
[0043]
图4至图5中所示的模制复合耐磨套筒40为环状的，具有套筒底部44和分别以前和后套筒钝角50、52远离套筒底部44延伸的前和后套筒壁46、48。环状前和后套筒圆角54、56将套筒底部44分别连接至前和后套筒壁46、48。后套筒壁48包括后翼片60，其适形于容纳v形沟槽34的沟槽环64的后锥体62。后锥体62帮助将v形叶片30安置于v形沟槽34中。耐磨套筒40利用粘合剂结合至基底63，例如沟槽环64，该粘合剂在文中显示为在图4中位于耐磨套筒40和沟槽环64之间的结合层70。
[0044] 耐磨套筒40可为复合材料，包括凯夫拉尔（kevlar)/特氟隆（teflon)编织物、玻璃纤维/特氟隆编织物，或者其它的耐磨性编织物涂层。此类材料的实例有dupont（杜邦)cp-0664、kamatics karon v、kamatics p54以及ultem 4001。耐磨套筒40可由所熟知的耐磨条带制成并且由诸如dupont和kamatics corporation的公司来制造。dupont的vespel耐磨条带提供用于耐磨套筒40的适合耐磨条带材料。vespel耐磨条带可由片材模制和织物加强的聚酰胺树脂复合材料制成。kamatics corporation采用通过karon v衬里系统将各种厚度的玻璃纤维/环氧化物背衬施加至玻璃纤维的一侧或两侧的形式制作称为karon耐磨条带材料的耐磨条带材料。karon衬里系统采用片材或条带形式利用并且熟知在涉及无意摩擦、擦伤或磨损的问题区域中使用。
[0045]
在新品制造期间或作为修复或检修处理，耐磨套筒40可结合至基底63例如沟槽环64。适用于修复或整修沟槽环64的一种示例性方法包括喷砂处理或以其它方式从v形沟槽表面72移除旧的且可能被腐蚀的材料。基底63向下喷砂处理至v形沟槽表面72的裸金属，然后利用耐腐蚀的结构粘合剂74涂覆整个裸v形沟槽表面72。然后，将模制耐磨套筒40置于适
合v形沟槽34的三维（3d)轮廓的粘合剂74上，以此种方式使得它们形成用于在v形叶片30和v形沟槽34之间传递负载的基本接触点。粘合剂相对于v形叶片30传输至v形沟槽34的压缩和剪切负载应是耐用的。
[0046] 适合的粘合剂包括呈液体、糊剂或膜的环氧化物，或者其它类型的胶粘剂类型，其在室温或升高温度下固化并且充分地将耐磨套筒结合就位以便耐受v形沟槽/叶片的加载和腐蚀环境。此类粘合剂的实例包括hysol ea9394、hysol ea9396、3m af3901膜状胶粘剂、3m af163膜状胶粘剂、rtv/硅橡胶胶粘剂、hysol 9309、hysol ea9460、3m scotchweld 460，以及araldite 2011。修复或整修方法可利用仍安装在航空器上例如机翼上或航空器的机身上的发动机来实行。
[0047]
图6和图7显示示例性的航空器涡轮风扇燃气涡轮发动机10，其具有护罩安装式反向器80和安装至蛤壳核心发动机罩盖20的旁通管道延伸部84。径向地间隔开的内和外罩盖夹持机构90、92将旁通管道延伸部84的径向地间隔开的环状内和外管道壁94、96分别地夹持至发动机10的径向地间隔开的环状内和外风扇壳体100、102。内和外罩盖夹持机构90、92包括位于内和外管道壁94、96的前端110上的内和外v形叶片106、108和分别位于发动机10的内和外风扇壳体100、102的后端116上的内和外沟槽环120、122中的内和外v形沟槽112、114。
[0048]
图4和图5中所示且在上文所述的模制复合耐磨套筒40可结合在内和外v形沟槽112、114中。模制复合耐磨套筒40利用环氧化物或其它粘合剂结合或以其它方式附接到v形沟槽中以用作耐磨材料系统来保护v形叶片至v形沟槽对接面38免受磨损。沟槽环64附接至风扇壳体26，这二者都由金属制成或者它们都可由复合材料制成。v形叶片30和容纳v形沟槽34的沟槽环64可由复合材料例如利用织造复合基体材料制成的那些复合材料制成。
[0049]
尽管已在文中描述了认作为本发明的优选和示例性的实施例，但本领域技术人员根据文中的教导内容将清楚本发明的其它修正形式，且因此期望的是落入本发明真实的实质和范围内的所有此类修正形式确保在所附权利要求中。
[0050] 因此，期望由美国的专利证书所确保的是在下列权利要求所限定和区分的发明。
[0051]
零件标号列表10.燃气涡轮发动机12.纵向中心线轴线16.机舱17.入口18.蛤壳风扇罩盖20.蛤壳罩盖/蛤壳核心发动机罩盖22.夹持组件/罩盖夹持机构26.风扇壳体30.v形叶片34.v形沟槽38.对接面40.耐磨套筒44.套筒底部
46.前套筒壁48.后套筒壁50.前套筒钝角52.后套筒钝角54.前套筒圆角56.后套筒圆角60.后翼片62.后锥体63.基底64.沟槽环70.结合层72.v形沟槽表面74.粘合剂80.反向器84.旁通导管延伸部90.内罩盖夹持机构92.外罩盖夹持机构94.内管道壁96.外管道壁100.内风扇壳体102.外风扇壳体106.内v形叶片108.外v形叶片110.前端112.内v形沟槽114.外v形沟槽116.后端120.内沟槽环122.外沟槽环。