航空器发动机艉部的部件集成的制作方法
【专利摘要】本发明涉及一种航空器发动机的艉部组件(400)，其包括由金属材料制成的排气外壳(100)，所述排气外壳(100)包括在内护罩(110)和外护罩(120)之间径向延伸的多个臂(130)。所述组件包括由复合材料制成的至少一个轴对称部件(200)，所述至少一个轴对称部件(200)在固定至所述排气外壳(100)的上游端部(201)与自由的下游端部(202)之间延伸。根据本发明，所述轴对称部件(200)在其上游端部(201)处包括环形部分(210)，所述环形部分包括多个狭槽(211)，所述多个狭槽(211)一起限定了多个弹性紧固耳片(212)。每个狭槽与排气外壳的臂(130)接合，所述排气外壳的臂进一步包括附接部件(131)，弹性紧固耳片(212)固定至所述附接部件(131)。
【专利说明】航空器发动机艉部的部件集成
【技术领域】
[0001] 本发明涉及使用在例如涡轮喷气飞机的航空发动机的艉部的由复合材料制成的 紧固部件。
【背景技术】
[0002] 为了减轻艉部重量，公知将艉部的例如排气圆锥管和/或主喷嘴的一个或多个部 件由复合材料代替金属而制成。这些部件表现出比发动机的金属排气外壳更低的热膨胀系 数，这些部件将被安装在发动机的金属排气外壳上。为了弥补这些元件之间的膨胀差异，复 合材料部件通过弹性的挠性的紧固耳片安装在金属外壳上，所述弹性的挠性的紧固耳片通 常由耐热金属制成。
[0003] 图5显示了文献US2011/203255中描述的涡轮喷气飞机艉部。所述艉部包括喷 射喷嘴或主喷嘴10以及中心体或排气圆锥管20 (也公知为"喷管"）。主喷嘴10和排气圆 锥管20是由CMC复合材料制成，该CMC复合材料以公知的方式由通过（碳或陶瓷）耐热纤 维制成的纤维增强件制成并且通过陶瓷基质致密化，特别是耐热碳化物、氮化物或氧化物 的基质。
[0004] 主喷嘴10固定在第一金属紧固环40上，该第一金属紧固环40通过弹性的挠性的 紧固耳片50形成发动机排气外壳（图未示）的一部分或被设计为固定至发动机排气外壳。 排气圆锥管20被固定至第二金属紧固环60,该第二金属紧固环60类似地通过弹性的可变 形的紧固耳片70而形成排气外壳的一部分。紧固耳片由例如特别是Inconel?,Hastelloy?， 或者Waspalloy?的耐热材料制成。根据CMC部件的尺寸和重量，紧固耳片的尺寸被调整为 提供经受正常载荷和极限载荷的机械强度从而有可能补偿膨胀差异并缓冲振动，所述正常 载荷和极限载荷对应于维持CMC部件和金属部件之间的径向和轴向间隙。
[0005] 然而，以这种方式的在金属部件上的复合材料紧固部件表现出特定的缺陷。首先， 金属紧固耳片占用了部件全部重量的很大一部分，特别是大约30%。这种类型的紧固耳片 的使用还使得与外壳的密封更加复杂。最后，制造这种紧固耳片的费用相对较高。
【发明内容】
[0006] 本发明的一个目的在于提供一种由复合材料制成的集成轴对称艉部部件（例如 排气外壳中的排气圆锥管或主喷嘴）的新颖设计，该设计使得有可能避免使用由金属制成 的弹性紧固耳片。
[0007] 为此，本发明提供了一种航空发动机艉部组件，该组件包括由金属制成的排气外 壳，所述排气外壳具有在内护罩和外护罩之间径向延伸的多个臂，所述组件进一步包括由 复合材料制成的至少一个轴对称部件，所述至少一个轴对称部件在固定至所述排气外壳的 上游端部与自由的下游端部之间延伸，
[0008] 所述组件的特征在于，所述轴对称部件在其上游端部处具有环形部分，所述环形 部分包括多个狭槽，所述多个狭槽在它们之间限定了多个弹性紧固耳片，每个狭槽与排气 外壳的臂协作，所述排气外壳进一步包括紧固部件，弹性紧固耳片附接至所述紧固部件。
[0009] 借助于本发明对于艉部组件的设计，不再需要使用由金属材料制成的弹性紧固耳 片用于适应在由复合材料制成的每个轴对称部件与金属排气外壳之间的热膨胀差异。这是 因为每个轴对称部件具有限定挠性紧固耳片的狭槽，所述挠性紧固耳片直接结合到部件中 并且用来补偿相对于排气外壳的热膨胀差异。因此，每个轴对称部件可以直接附接至排气 外壳，从而使得有可能不仅减轻重量，而且简化了艉部组件的组装，并且降低了成本。
[0010] 在本发明的第一方面，所述艉部组件包括包括由复合材料制成的排气圆锥管，所 述排气圆锥管在所述外壳的内护罩和外护罩之间的中间位置处固定在排气外壳的臂上，所 述臂的每一个包括在所述中间位置的水平高度处的紧固部件，位于排气圆锥管的上游端部 处的环形部分的弹性紧固耳片附接至所述紧固部件。
[0011] 在本发明的第二方面，所述艉部包括由复合材料制成的排气喷嘴，所述排气喷嘴 在靠近所述外壳的外护罩的位置固定在排气外壳的臂上，所述外护罩具有附接至环形部分 的弹性紧固耳片的紧固部件，所述环形部分的弹性紧固耳片位于排气喷嘴的上游端部处。
[0012] 在本发明的第三方面，每个狭槽包括第一部分，所述第一部分从每个轴对称部件 的上游端部延伸并且呈现的尺寸对应于所述臂的与所述狭槽协作的部分。每个狭槽还可以 包括第二部分，所述第二部分从第一部分向下游延伸，从而增加弹性紧固耳片的柔韧性。
[0013] 在本发明的第四方面，每个轴对称部件由包括耐热纤维制成的纤维增强件的复合 材料制成，该耐热纤维通过至少部分为陶瓷的基质致密化。在这种情况下，所述基质为选自 至少：氧化物、氮化物、碳化物和硅化物的陶瓷基质。特别地，每个轴对称部件可以由包括碳 化硅纤维制成的纤维增强件的复合材料制成，该碳化硅纤维通过包括一个或多个自修复相 的碳化硅基质致密化。
[0014] 本发明还提供了一种包括本发明的艉部组件的航空发动机和包括至少一个这种 航空发动机的航空器。
【专利附图】
【附图说明】
[0015] 本发明的其它特性和优点将从下面作为非限制性实例并且参考附图给出的本发 明的特定实施方案的描述中得以显现，其中：
[0016] ?图1为根据本发明的实施方案的涡轮喷气飞机艉部的示意性分解立体图；
[0017] ?图2为图1中的艉部在部分组装时的示意性立体图；
[0018] ?图3为图1中的艉部在完全组装时的示意性立体图；
[0019] ?图4为图1中的艉部的外壳的示意性立体图；以及
[0020] ?图5为现有技术的涡轮喷气飞机艉部的示意性立体图。
【具体实施方式】
[0021] 图1至3显示了构成涡轮喷气飞机的排气系统的涡轮喷气飞机艉部组件400。该 艉部包括排气外壳100和与中心体或排气圆锥管200 (也称之为"喷管"）对应的两个轴对 称部件和喷射喷嘴或主喷嘴300。
[0022] 排气外壳100由例如Inconel? 718的金属制成，且其包括内护罩110和外护罩 120,臂130在所述内护罩110和外护罩120之间延伸。如图4所示，每个臂130具有紧固 部件131，所述紧固部件131位于介于内护罩110和外护罩120中间的位置处，其目的是使 得排气圆锥管200能够被固定在排气外壳100上。在这里详细描述的实例中，外护罩120 还具有位于靠近臂130的外端的一系列紧固部件132。
[0023] 排气圆锥管200从上游到下游在上游端部201和下游端部202之间延伸，该下游 端部202为自由端。在其上游端部201处，圆锥管具有环形部件210,该环形部件210在其 中形成向外打开到上游端部201中的狭槽211。该狭槽211在与排气外壳的臂130的与它 们的紧固部件131齐平的位置对齐的位置处围绕环形部件210分布。狭槽211在环形部件 210中限定了弹性紧固耳片212。
[0024] 每个狭槽211具有第一部分2110,该第一部分2110具有适合于接收臂130的相应 部分的长度和宽度（图1)。在目前描述的实例中，狭槽211还包括各自从它们的第一部分 2110向下游延伸的第二部分2111。每个第二部分2111用来增加相应的弹性紧固耳片212 的柔韧性。然而，根据柔韧性的要求，紧固耳片中的狭槽有可能仅包括用于接收排气外壳的 相应的臂的第一部分。
[0025] 排气圆锥管200通过螺母螺栓类型的紧固构件205固定在排气外壳100上，所述 螺母螺栓类型的紧固构件205被布置并夹紧在弹性紧固耳片212和第一紧固部件131中分 别形成的孔2120和1310中（图1和图4)。诸如钎焊或粘合剂的其它类型的紧固可以被用 来将排气圆锥管固定至排气外壳。
[0026] 主喷嘴300从上游到下游在上游端部301和下游端部302之间延伸，该下游端部 302为自由端。喷嘴在其上游端部301处设置有环形部分310,该环形部分310在其中形成 向外打开到上游端部201中的狭槽311。狭槽311在与排气外壳的臂130处于它们的紧固 部件132的水平高度处的位置对齐的位置（即靠近排气外壳100的外护罩120的位置）围 绕环形部分310分布。狭槽311限定环形部分310中的弹性紧固耳片312。
[0027] 每个狭槽311具有第一部分3110,该第一部分3110具有适合于接收臂130的相 应部分的长度和宽度。在目前描述的实例中，狭槽311进一步包括各自从它们的第一部分 3110向下游延伸的第二部分3111 (图1和2)。每个第二部分3111用来增加相应的弹性紧 固耳片312的柔韧性。然而，紧固耳片中的狭槽有可能仅包括用于接收排气外壳的臂的第 一部分，只要第一部分的柔韧性足够即可。
[0028] 主喷嘴通过螺母螺栓类型的紧固构件305固定在排气外壳100上，所述螺母螺栓 类型的紧固构件305被布置并夹紧在弹性紧固耳片312和紧固部件132中分别形成的孔 3120和1320中（图1和图4)。诸如钎焊或粘合剂的其它类型的紧固可以被用来将排气圆 锥管固定至排气外壳。
[0029] 根据本发明，排气圆锥管200和主喷嘴300由热结构复合材料制成，S卩，适合于形 成具有良好机械特性的结构部件的材料和适合于在高温下保存的材料。
[0030] 在目前描述的实例中，排气圆锥管200由三部分构成，每个由热结构复合材料（即 环形部件210)、截头圆锥内护罩220和端部圆锥管230制成，这些部分通过铆钉240连接在 一起。然而，本发明的排气圆锥管可以用一些其它部件制成。该圆锥管特别地可以以上述 的排气圆锥管200的大致形式而作为单一件而制成。
[0031] 目前描述的主喷嘴300作为单一件制成，但是同样也可以为组装在一起的多个元 件制成。
[0032] 构成排气圆锥管200和主喷嘴300的部件至少部分地特别由碳/碳（C/C)复合材 料或CMC复合材料制成，所述碳/碳（C/C)复合材料以已知的方式为由碳纤维增强件制成 的材料，所述碳纤维增强件通过碳制成的基质进行致密化；所述CMC复合材料以已知的方 式为由碳或陶瓷纤维增强件形成的材料，所述碳或陶瓷纤维增强件通过陶瓷基质进行致密 化。诸如C/C或CMC材料的热结构复合材料的特征在于使得它们适合于构成结构部件的良 好机械性能以及它们在可大于1300°C的高温下保持C/C或CMC材料的这些机械性能的能 力。构成排气圆锥管200和主喷嘴300的部件优选由CMC材料制成，例如Cerasep?A40C 材料，其由碳化硅（SiC)纤维增强件和自修复陶瓷基质（例如由SiC制成）制成。
[0033] 复合材料部件（特别是由C/C或CMC制成的部件）的制造是众所周知的。其一般 包括制造纤维预制体和用基质致密化该预制体。纤维预制体的形状类似于其待被制造的部 件的形状，并且其例如由耐热纤维（即陶瓷纤维，例如由碳化硅（SiC)制成）、碳纤维或甚至 由耐热氧化物（例如氧化铝（A1203))制成的纤维制成。
[0034] 纤维预制体构成部件的增强件并且在机械性质方面具有重要作用。该预制体从 由耐热纤维制成的纤维组织中获取。所使用的纤维组织可以是各种性质和形状，例如特别 是：
[0035] ?二维（2D)织物；
[0036] ?三维（3D)织物，所述三维（3D)织物通过3D或多层编织获得，特别如文献TO 2010/061140中所描述的，其内容通过引用合并于此；
[0037] ?交错编织物；
[0038] ?针织品；
[0039] ?毡类；和/或
[0040] ?纱线或丝束的单向（UD)薄片或通过将多个UD薄片以不同方向重叠并将UD薄片 结合（例如通过缝合、化学结合剂或针缝）在一起而获得的多向（nD)薄片。
[0041] 还有可能使用如下纤维结构，该纤维结构例如由织物、交错编织物、针织品、毛毡 类、薄片、丝束等的多个重叠的层通过缝合、嵌入纱线或刚性元件或针缝而结合在一起来制 成。
[0042] 通过缠绕长丝、在心轴上缠绕UD薄片、编织、堆叠、针缝二维/三维合股纱或丝束 薄片等进行成形。
[0043] 在致密化之前，纤维预制体可以固结从而给予其足够的机械强度以在被处理的同 时能够使其保持形状。
[0044] 使用C/C材料，纤维预制体可以使用液体技术进行致密化，所述预制体使用用于 碳基质的前体树脂（例如酚类型树脂）进行浸渍。
[0045] 在被浸渍之后，将要构成待制成的部件的纤维增强件并且具有基本上与该部件的 形状对应的形状的纤维预制体在支撑工具的帮助下进行最后成形。然后树脂通过热处理 (聚合/碳化）进行变形。如果有必要的话，浸渍以及聚合/碳化的操作可以重复若干次， 从而获得确定的机械特性。
[0046] 纤维预制体也可以公知的方式通过使用气体技术（涉及碳基质的化学气相渗透 (CVI))进行致密化。
[0047] 有时使用结合了液体技术和气体技术的致密化，从而便于加工、限制成本并且缩 短制造周期，同时获得目标应用满意的特性。
[0048] 能够用于制造本发明的轴对称艉部部件的CMC材料是通过如下纤维增强件形成 的，该纤维增强件由已经用基质致密化的碳或陶瓷纤维制成，所述基质至少部分由陶瓷制 成，特别由碳化物、氮化物、耐热氧化物等制成，例如诸如：
[0049] ?碳/碳-碳化硅（C/C-SiC)复合材料，其为由碳纤维增强件构成的材料，所述碳 纤维增强件已经用包括碳相和碳化硅相的基质进行致密化。
[0050] ?碳/碳化硅（C/SiC)复合材料，其为由碳纤维增强件构成的材料，所述碳纤维增 强件已经用碳化硅基质致密化；和/或
[0051] ?碳化娃_/碳化娃（(SiC/SiC)复合材料，其为由碳化娃纤维增强件构成的材料， 所述碳化硅纤维增强件已经用碳化硅基质致密化。
[0052] 使用C-C/SiC材料，基质的第一碳相为待被沉积从而呈现为尽可能地靠近纤维并 且以便随后被由SiC制成的第二相覆盖的第一碳相，因此使得有可能在由碳制成的第一相 上形成SIC氧化保护层。
[0053] 当使用液体技术致密化时，基质（或其陶瓷相）由陶瓷前体树脂制成，所述陶瓷前 体树脂例如可以是为碳化硅（SiC)前体的聚碳硅烷树脂、或为SiCO的前体的聚硅氧烷树 月旨、或为SiCNB前体的聚硼碳硅氮烷树脂，或聚硅氮烷树脂（SiCN)。使用C-C/SiC材料，纤 维预制体最初用用于基质的碳相的前体树脂（例如酚类型树脂）进行浸渍。
[0054] 当使用气体技术通过化学气相渗透（CVI)致密化基质时，基质（或其陶瓷相）使 用SiC的气态前体制成，当制造C-SiC材料时，所述SiC的气态前体例如可以是甲基三氯甲 硅烷（MTS)，通过MTS的分解产生SiC。当制造C-C/SiC材料时，碳第一相可以利用碳氢化合 物气体来制备，例如通过裂化产生碳的甲烷和/或丙烷，然后SiC第二相例如通过分解MTS 而被沉积在碳第一相上。
[0055] 将利用液体技术致密化和利用气体技术致密化结合自然是有可能的。
[0056] 在目前描述的实例中，环形部分210、截头圆锥形中间护罩220、端部圆锥管230以 及主喷嘴300各自地由Cerasep?A40C类型的CMC复合材料制成。对于这些部件中的每一 个，纤维组织最初由SiC纤维制成。一旦已经被制成，纤维组织通过用包含陶瓷前体固结树 脂的液体组合物进行浸渍而成形和固结。
[0057] 为此目的，纤维组织被浸入包含树脂并且通常还包含用于树脂的溶剂的浴中。在 脱干之后，纤维组织在炉中干燥。干燥可能伴随着树脂的预固化或部分固化。由于这种预 固化赋予了额外的刚度，如果确实被使用的话，必须受到限制，从而为纤维组织保留足够的 可变形性。
[0058] 还有可能使用其它已知的浸渍技术，例如通过将纤维组织通过连续浸渍机、通过 灌输浸渍或甚至通过树脂传递模塑（RTM)来制备预浸渍部件。
[0059] 固结树脂被选择使得在热解之后，其留下足以确保随后制造的纤维预制体的固结 的陶瓷残留。
[0060] 陶瓷前体树脂可以例如是为碳化硅（SiC)前体的聚碳硅烷树脂、或为SiCO的前体 的聚硅氧烷树脂、或为SiCNB前体的聚硼碳硅氮烷树脂，或聚硅氮烷树脂（SiCN)。
[0061] 在被浸渍之后，将要构成待制成的部件的纤维增强件并且具有基本上与该部件的 形状对应的形状的纤维预制体在支撑工具的帮助下通过对纤维组织成形而进行最后成形。
[0062] 纤维预制体的成形优选伴随着压实纤维结构从而增加纤维在待制造的部件的复 合材料中的体积密度。
[0063] 在预制体已经被成形之后，树脂被固化同时预制体被工具加工，或者如果已经有 某些预固化时其固化完成。
[0064] 之后，通过热解树脂的热处理来完成固结。作为示例，热解在处于大约900°C至 1000°C的范围内的温度下进行。
[0065] 固结也可以通过化学气相渗透（CVI)来进行。
[0066] 在这种固结之后，继续用陶瓷基质对纤维预制体的致密化。
[0067] 致密化有利地通过化学气相渗透（CVI)进行，CVI工艺的参数和反应气体的性质 适配待形成的基质的性质。因此有可能在同样的炉中热解树脂操作、固结操作、以及致密化 操作相继进行。
[0068] 通过CVI制成的陶瓷基质是至少部分自动加热的SiC基质，例如硅-硼-碳 (Si-B-C)基质、或碳化硼（B4C)基质、或甚至非修复陶瓷的基质相与自修复陶瓷的基质相 交替的序列基质。特别是可以参考文献FR2401888、US5246736、US5965266、US6068930 和US6291058。
[0069] 陶瓷基质可以在多个连续的渗透周期中进行沉积，在每个周期之间进行机械加工 操作用于打开材料表面中的气孔以便于在纤维增强件中沉积基质。
[0070] 如图1所示，其提供了两个轴对称部件，即通过将环形部分210、截头圆锥形中间 护罩220和端部圆锥管230以及还有主喷嘴300组装在一起形成的排气圆锥管200。
【权利要求】
1. 一种航空发动机艉部组件（400)，包括由金属制成的排气外壳（100)，所述排气外壳 (100)具有在内护罩（110)和外护罩（120)之间径向延伸的多个臂（130)，所述组件进一步 包括由复合材料制成的至少一个轴对称部件（200、300)，所述至少一个轴对称部件（200、 300)在固定至所述排气外壳（100)的上游端部（201、301)与自由的下游端部（202、302)之 间延伸， 所述组件的特征在于，所述轴对称部件在其上游端部（201、301)处具有环形部分 (210、310)，所述环形部分包括多个狭槽（211、311)，所述多个狭槽（211、311)在它们之间 限定了多个弹性紧固耳片（212、312)，每个狭槽与排气外壳的臂协作，所述排气外壳（100) 进一步包括紧固部件（131、132)，弹性紧固耳片（212、312)附接至所述紧固部件（131、 132)。
2. 根据权利要求1所述的艉部组件，其特征在于，所述组件包括由复合材料制成的排 气圆锥管（200)，所述排气圆锥管（200)在所述外壳的内护罩（110)和外护罩（120)之间 的中间位置处固定在排气外壳（100)的臂（130)上，所述臂的每一个包括在所述中间位置 的水平高度处的紧固部件（131)，位于排气圆锥管（200)的上游端部（201)处的环形部分 (210)的弹性紧固耳片（212)附接至所述紧固部件（131)。
3. 根据权利要求1或2所述的艉部组件，其特征在于，所述组件包括由复合材料制成 的排气喷嘴（300)，所述排气喷嘴（300)在靠近所述外壳的外护罩（120)的位置固定在排 气外壳（100)的臂（130)上，所述外护罩（120)具有附接至环形部分（310)的弹性紧固耳 片（312)的紧固部件（132)并被附接，所述环形部分（310)的弹性紧固耳片（312)位于排 气喷嘴（300)的上游端部（310)处。
4. 根据权利要求1至3中任一项所述的艉部组件，其特征在于，每个狭槽（211、311)包 括第一部分（2110、3110)，所述第一部分（2110、3110)从每个轴对称部件（200、300)的上游 端部（210、310)延伸并且呈现的尺寸对应于所述臂（130)的与所述狭槽协作的部分。
5. 根据权利要求4所述的艉部组件，其特征在于，每个狭槽（211、311)进一步包括第二 部分（2111、3111)，所述第二部分（2111、3111)从第一部分（2110、3110)向下游延伸。
6. 根据权利要求1至5中任一项所述的艉部组件，其特征在于，每个轴对称部件（200、 300)由包括耐热纤维制成的纤维增强件的复合材料制成，该耐热纤维通过至少部分为陶瓷 的基质致密化。
7. 根据权利要求6所述的艉部组件，其特征在于，所述基质为至少选自氧化物、氮化 物、碳化物和硅化物的陶瓷基质。
8. 根据权利要求6所述的艉部组件，其特征在于，每个轴对称部件（200、300)由包括碳 化硅纤维制成的纤维增强件的复合材料制成，该碳化硅纤维通过包括一个或多个自修复相 的碳化硅基质致密化。
9. 一种航空发动机，其包括根据权利要求1至8任一项所述的艉部组件。
10. -种航空器，其装配有至少一个根据权利要求9的航空发动机。
【文档编号】F01D25/24GK104271894SQ201380023914
【公开日】2015年1月7日 申请日期:2013年3月28日 优先权日:2012年3月29日
【发明者】G·梅库松, E·孔纳特, B·卡雷尔, E·菲利普 申请人:赫拉克勒斯公司