压缩机系统和翼型件组件的制作方法

涡轮发动机，且具体而言，燃气或燃烧涡轮发动机，是旋转发动机，其从行进穿过发动机到多个涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量。在操作期间，空气可在压缩机中加压。被引导穿过压缩机的空气可在燃烧器中与燃料混合并被点燃，从而生成热燃烧气体，热燃烧气体流过涡轮级，涡轮级从其提取能量，以用于对风扇和压缩机转子供能，且产生发动机推力以在飞行中推进飞行器，或是对负载(诸如发电机)供能。

背景技术：

压缩机包括转子组件和定子组件。定子组件包括多个周向地间隔开的定子导叶或翼型件件，它们将进入压缩机的压缩气体引导到转子叶片。定子导叶在内带(inner band)和外带之间径向地延伸。穿过定子组件的气体流动路径由内带在内径向地界定，且由外带在外径向地界定。定子导叶节段安装在压缩机壳体内。导叶级包括多个周向地布置的导叶节段，其中各节段具有在弧形内带和弧形外带之间延伸的多个翼型件。

在一些设计中，导叶节段仅在其外带处得到支撑，因为常规的环形密封部件配置在转子级之间，从而也阻碍内带的静止支撑。因此，这些导叶节段中的翼型件从外带支撑件悬伸，该外带支撑件因为在导叶之间流动的流体而形成弯矩，该弯矩必须通过外带而被合适地作用或适应。这些翼型件中的一些中的弯矩可能很大，因为它们仅在它们的外带处得到支撑，其中它们的内带不受支撑。

在发动机操作期间，穿过流动路径的气体流在翼型件上引起机械、热、和空气动力负载。这些负载中的一些通过外带由翼型件传送到发动机中的支撑结构，外带联接于翼型件且由支撑结构作用。在一些设计中，内带也可类似地将由气体流施加在翼型件上的负载中的一部分，且被其他支撑结构作用。在至少一些常规燃气涡轮发动机内，在翼型件中的在与外带的界面附近和在支撑结构附近的应力可变得足够大以导致翼型件中的损坏。在足够大的应力下，可在支撑结构位置附近在翼型件组件内的翼型件中发生开裂，其对由气流施加到翼型件组件中的翼型件的负载起作用。由于若干原因，在这些高的位置处具有额外厚度的设计可能是不可能的，诸如空气动力考虑、流动修改、额外的重量、和导叶的变化的动态特征和/或翼型件组件中的过量泄漏。

技术实现要素：

在一个方面中，本发明的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件组件，其包括：至少一个翼型件，其具有前缘和后缘；带，其具有内侧和外侧，且沿带与至少一个翼型件之间的界面的一部分刚性地联接于该至少一个翼型件，以用于对该至少一个翼型件提供至少一部分支撑；凹口(relief)，其在至少一个翼型件的前缘或后缘处位于带中，且限定在带与前缘或后缘之间的应力消除间隙；和横流封闭件(cross-flow closure)，其封闭凹口，以阻止在内侧和外侧之间穿过槽道的空气流。

技术方案1：一种用于涡轮发动机的翼型件组件，包括：

至少一个翼型件，其具有前缘和后缘；

带，其具有内侧和外侧，且沿所述带与所述至少一个翼型件之间的界面的一部分刚性地联接于所述至少一个翼型件，以用于对所述至少一个翼型件提供至少一部分支撑；

凹口，其在所述至少一个翼型件的前缘或后缘处位于所述带中，且限定在所述带与所述前缘或所述后缘之间的应力消除间隙；和

横流封闭件，其封闭所述凹口以防止在所述内侧和外侧之间穿过所述凹口的空气流。

技术方案2：根据技术方案1所述的翼型件组件，其中，所述凹口是槽道，所述槽道从所述带的内侧延伸穿过所述带的外侧。

技术方案3：根据技术方案2所述的翼型件组件，其中，所述横流封闭件是盖，所述盖安装到所述带的外侧且封闭所述槽道。

技术方案4：根据技术方案2所述的翼型件组件，其中，所述槽道具有与所述至少一个翼型件的在所述后缘附近的翼型件轮廓形状基本上对应的形状。

技术方案5：根据技术方案1所述的翼型件组件，其中，所述凹口位于所述至少一个翼型件的后缘附近，且在所述后缘与所述带之间形成间隙。

技术方案6：根据技术方案5所述的翼型件组件，其中，包括多个翼型件，且凹口在所述多个翼型件中的各个的后缘附近形成在所述带中，以限定多个凹口。

技术方案7：根据技术方案6所述的翼型件组件，其中，所述横流封闭件同时覆盖多个凹口。

技术方案8：根据技术方案1所述的翼型件组件，其中，所述凹口包括通往所述带的内侧的凹陷，且所述封闭件由所述带的形成所述凹口的一部分形成。

技术方案9：根据技术方案8所述的翼型件组件，其中，所述至少一个翼型件的后缘包括切口，使得所述至少一个翼型件的在所述切口处的部分不延伸到所述带。

技术方案10：根据技术方案1的翼型件组件，其中，所述至少一个翼型件通过硬焊而刚性地联接于所述带。

技术方案11：根据技术方案1所述的翼型件组件，其中，所述带是外带。

技术方案12：根据技术方案11所述的翼型件组件，还包括可操作地联接于所述至少一个翼型件的内带。

技术方案13：一种压缩机系统，其包括：

定子组件，其具有用于流过其的流体的流动路径，其中，所述定子组件包括围绕纵轴线周向地布置的多个弧形翼型件组件，各翼型件组件包括：

至少一个翼型件，其具有前缘和后缘；

弧形内带，其可操作地联接于所述至少一个翼型件；

弧形外带，其具有内侧和外侧且沿所述外带和所述至少一个翼型件之间的界面的一部分刚性地联接于所述至少一个翼型件，以用于对所述至少一个翼型件提供至少一部分支撑；

凹口，其在所述至少一个翼型件的前缘或后缘处位于所述带中，且限定在所述带与所述前缘或所述后缘之间的应力消除间隙；和

横流封闭件，其封闭所述凹口，以防止在所述内侧和外侧之间穿过所述凹口的空气流。

技术方案14：根据技术方案13所述的压缩机系统，其中，所述凹口在所述至少一个翼型件的后缘附近位于所述外带中。

技术方案15：根据技术方案14所述的压缩机系统，其中，所述凹口是槽道，所述槽道从所述外带的内侧延伸穿过所述外带的外侧。

技术方案16：根据技术方案15所述的压缩机系统，其中，所述横流封闭件是盖，所述盖安装到所述带的外侧且封闭所述槽道。

技术方案17：根据技术方案15所述的压缩机系统，其中，包括多个翼型件，且槽道在所述多个翼型件中的各个的各后缘附近形成在所述外带中，以限定多个槽道。

技术方案18：根据技术方案17所述的压缩机系统，其中，所述横流封闭件同时覆盖多个槽道。

技术方案19：根据技术方案14所述的压缩机系统，其中，所述凹口包括通往所述外带的内侧的凹陷，且所述封闭件由所述外带的一部分形成。

技术方案20：根据技术方案19所述的压缩机系统，其中，所述至少一个翼型件的后缘包括切口，使得所述至少一个翼型件的在所述切口处的部分不延伸到所述外带。

附图说明

在附图中：

图1是包含压缩机系统的，用于飞行器的燃气涡轮发动机的示意截面图。

图2是图1的压缩机系统的一部分的放大轴向截面图，且其具有根据本发明实施例的多个翼型件组件。

图3是图2的翼型件组件中的一个的一部分的透视图。

图4是图3中所示的翼型件组件的径向向内观察的透视图。

图5是图3中所示的翼型件组件的一部分的特写图。

图6是图3的翼型件组件的一部分的截面图。

图7是具有备选的横流封闭件的翼型件组件的一部分的截面图。

部件列表

10 燃气涡轮发动机组件

11 纵轴线

12 核心燃气涡轮发动机

14 高压压缩机

16 燃烧器

17 环形流动路径

18 高压涡轮

20 低压涡轮

21 低压压缩机

22 风扇组件

23 压缩机转子

24 风扇叶片

25 外壳体

26 转子盘

27 转子叶片

28 进气侧

30 排气侧

31 第一转子轴

32 第二转子轴

34 突出部(lug)

35 突出部

36 突出部

40 压缩级

42 定子组件

44 定子翼型件组件

50 翼型件

51 前缘

52 后缘

56 端部

60 外带

62 弧形前轨道

64 弧形后轨道

66 内侧

67 孔口

68 外侧

70 界面

72 凹口

74 消除间隙

76 横流封闭件

77 槽道

78 切口(cutback)

80 弧形内带

81 密封件

83 环形密封件

90 压缩机系统

92 抵接接头

144 翼型件组件

150 翼型件

152 后缘

156 端部

160 外带

166 内侧

167 孔口

168 外侧

172 凹口

174 消除间隙

176 横流封闭件

177 凹陷

178 切口

192 抵接接头。

具体实施方式

图1示出了具有纵轴线11的燃气涡轮发动机组件10的截面图。燃气涡轮发动机组件10包括核心燃气涡轮发动机12，核心燃气涡轮发动机12包括高压压缩机14、燃烧器16、高压涡轮18、低压涡轮20和低压压缩机21。具有从转子盘26径向向外延伸的风扇叶片24阵列的风扇组件22可联接在核心燃气涡轮发动机12的轴向上游。燃气涡轮发动机组件10已例示为具有进气侧28和排气侧30。第一转子轴31将核心燃气涡轮发动机12、风扇组件22、低压涡轮20、和低压压缩机21联接在一起。第二转子轴32将高压压缩机14和高压涡轮18联接在一起。

在操作中，空气流过风扇组件叶片24，且压缩空气被供应给压缩机系统80，压缩机系统80包括高压压缩机14。从风扇组件22排出的空气被引导到高压压缩机14，在高压压缩机14中，空气流被进一步压缩且被引导到燃烧器16。来自燃烧器16的燃烧产物被用于驱动高压涡轮18和低压涡轮20。低压涡轮20经由第一转子轴31驱动风扇组件22。燃气涡轮发动机组件10能够在设计操作条件与非设计操作条件之间的操作条件范围下操作。

在图2中示为项目15的核心空气流在压缩机系统90的环形流动路径17中流动。压缩机系统90包括多个压缩级40，其中，各级40包括一排周向地间隔的转子叶片27和静止的定子组件42。定子组件42包括围绕纵轴线11周向地布置的一排周向地间隔的弧形定子翼型件组件44。各定子翼型件组件44包括联接于带的翼型件50，该带支撑翼型件50。在图2所示的示范实施例中，翼型件50联接于置于翼型件50的径向外部分附近的弧形外带60、和置于翼型件50的径向内部分附近的弧形内带80。以此方式，翼型件在内带80与外带60之间延伸。

压缩机系统90的效率主要由空气流的平滑性决定。在设计期间，作出一切可能的尝试来保持空气平滑地流过压缩机系统90，以使因摩擦和湍流引起的空气流损失最小化。该任务是困难的任务，因为空气被迫使流入更高压力的区域中。空气具有朝低压区域流动的自然趋势。如果空气被允许流入更低压力的区域中，则压缩机系统90的效率将严重地降低，因为浪费了用于增大空气压力的能量。为了防止其发生，并入密封件以防止空气泄漏。

内带80支撑密封件81，密封件81与位于两个相邻转子之间的常规环形密封件83对接。常规的密封护罩或节段密封件81被合适地附接到翼型件组件44的径向内带180，以与从压缩机转子的环形密封件83伸延伸的迷宫式齿协作，以用于实现级间密封。在该构造中，单独的翼型件组件44仅通过它们的外带而安装到外壳体25，其中翼型件50和内带80从外带悬垂。压缩机系统90还可包括压缩机转子23，该压缩机转子23具有转子叶片27，转子叶片27通常由转子盘26支撑且联接于转子轴32。

壳体25围绕压缩机14且支撑定子组件42中的翼型件组件44。各翼型件组件44包括置于翼型件50的轴向前方的弧形前轨道62和置于翼型件50的轴向后方的弧形后轨道64，它们与相邻的构件或壳体25中的对应轨道接合。由各翼型件组件44经历的负载通过置于各翼型件组件44上的突出部34，35，36(参见图3)而与壳体25中的支撑结构起作用。

图3例示了具有多个翼型件50的翼型件组件44，多个翼型件50以周向排的形式布置，且由弧形外带60和弧形内带80支撑。图3中所示的弧形翼型件组件44具有36度的扇形角。在备选的实施例中，翼型件组件可具有不同数量的翼型件，且可在翼型件50的仅一端处由外带60或内带80支撑。

来自翼型件组件44的机械、热、和空气动力负载和力矩被传送到外带60，且这些负载通过支撑突出部34，35和36而与支撑结构，诸如例如壳体25(见图2)起作用。这些支撑突出部34，35，36与支撑结构如壳体25接合，并对来自翼型件组件44的负载和力矩起作用。(多个)翼型件50、外带60和内带80可由已知材料制成，包括但不限于钛合金、镍和钴基合金。(多个)翼型件50、外带60和内带80可通过由已知的工艺制成，包括但不限于铸造、锻造或成形。

翼型件组件44中的单独的翼型件50经历的机械、空气动力、和热负载在翼型件50中形成应力。翼型件组件44中的单独的翼型件50经历的峰应力通常不是相同的。采用已知分析方法的常规分析已示出，取决于翼型件50阵列的周向位置及其相对于支撑突出部34，35，36的位置，各翼型件50中的峰应力变化。翼型件中的峰应力变化可高达25％。当翼型件50的径向端部嵌入内和外带80和60中时，振动应力变得集中在翼型件50中，且高动态应力通常出现在嵌入翼型件50的位置附近。例如，已发现，峰应力在各翼型件50中出现在后缘52处，在与外带60的界面附近。为了满足压缩机系统中的空气动力要求，翼型件50在前缘51和后缘52处相对薄，且优选地在这些位置处提供峰应力，以防止开裂。

如图4中更清楚地例示的，外带60具有内侧66和外侧68。外带60沿外带60与(多个)翼型件50之间的界面70的一部分被刚性地联接于(多个)翼型件50，以用于对(多个)翼型件50提供至少一部分的支撑。更具体而言，翼型件50已例示为其中翼型件50的端部56延伸穿过外带60中的孔口67。孔口67大体上对应于翼型件50在其端部56处的形状。翼型件50可以以任何合适的方式刚性地联接于外带60，包括但不限于硬焊。例如，在孔口67与翼型件50之间可存在小的硬焊间隙(未示出)，该小的硬焊间隙稍后由硬焊材料填充。

在图4所示的示范实施例中，在与外带60的界面处在翼型件50后缘52处的峰应力被消除，因为穿过后缘52进入外带60中的负载路径被消除。这通过在外带60中在后缘52附近具有凹口72而实现。凹口72限定后缘52和外带60之间的应力消除间隙74。移除翼型件50的薄后缘52处的负载路径迫使翼型件负载和力矩朝翼型件50的翼型件厚度更大的中部向前进一步移动，从而降低峰应力。通过在翼型件50的非后缘52的区域且在比后缘52厚的部分处开始翼型件50对外带60的接合，在该连接处产生的应力与当翼型件50于后缘52始终连接到外带60时相比更低。(多个)翼型件50中的峰应力的降低显著地降低后缘52处的任何开裂的可能性，且改善(多个)翼型件50的耐久性。本领域技术人员明白，在其他实施例中，具有凹口的类似途径也可用在翼型件50的前缘51附近，且凹口可位于外带60上、内带80上、或二者上。

图5是翼型件组件44的一部分的特写图，且例示凹口72为限定应力消除间隙74的槽道77。槽道77从外带60的内侧66延伸穿过外侧68，且可作为孔口67的一部分形成。槽道77可具有任意合适的形状、轮廓、或外形，包括但不限于槽道77可具有与至少一个翼型件50的在后缘52附近的翼型件轮廓形状基本上对应的形状。

将明白的是，流过流动路径17的流体具有相对更高的压力，且包括凹口72允许流体穿过应力消除间隙74泄漏。在一些情况下，此种泄漏是可容忍的，诸如当不是各翼型件组件44中的所有翼型件都需要应力消除间隙74，或者还包括泄放孔的涡轮级不需要应力消除间隙74时。本发明的实施例包括横流封闭件76，该横流封闭件76封闭凹口72以防止在外带60的内侧66与外侧68之间穿过应力消除间隙74的空气流。在额外的泄漏不可容忍时，这可能是特别有利的。在图4中，为了清晰，横流封闭件76的一部分已示为从翼型件组件44的其余部分分解开。

横流封闭件76已例示为安装于外带60外侧68的盖，该盖封闭槽道77。横流封闭件76可以以任意合适的方式形成，包括但不限于横流封闭件76可能包括带，该带位于非流动路径侧上，其附接在槽道77上方，以防止穿过槽道77的副流。横流封闭件76可以以任意合适的方式安装于外带60，包括但不限于其可机械地接合于外带60的外侧68。图6更清楚地例示了翼型件50的后缘52包括切口(cutback)78，切口78允许横流封闭件76在比后缘52厚的部分处抵接翼型件。如图所示，与凹口72组合的切口78可允许应力消除间隙74既在翼型件50的背后又在翼型件50一部分的上方形成在后缘52和外带60之间。

还将明白的是，多个翼型件50可被包含在翼型件组件44中，且凹口72可在多个翼型件50的后缘52附近形成在外带60中，以限定多个凹口72。在此种情况下，横流封闭件76可同时覆盖多个凹口72。备选地，可使用多个横流封闭件，且各自可覆盖任意数量的多个凹口72。

图7是翼型件组件144的另一示范部分的透视图。翼型件组件144类似于之前描述的翼型件组件44，且因此类似的部分将用加100的类似的数字来表示，而且应当明白对翼型件44的相同部件的描述适用于翼型件144，除非另外指出。一个不同是翼型件组件144具有切口172，该切口172包括通往外带160内侧(未示出)的凹陷177，且横流封闭件176由外带160的形成凹口172的一部分形成。凹陷177已例示为外带160中的凹穴，该凹穴将翼型件150的后缘152与外带160隔离。以此方式，凹陷177不穿过外带160的外侧168；相反，凹陷177在距离外带160外侧168较短处停止。这允许外带160的其余部分形成横流封闭件176。与之前例示的实施例一样，翼型件150的后缘152包括切口178，使得翼型件150的在切口178处的部分不延伸到外带160。在切口178与横流封闭件176之间形成的径向间隙可阻碍硬焊流。

与横流封闭件76，176如何形成无关，横流封闭件76，176可防止额外的副流进入在翼型件组件44与其支撑结构之间存在的非流动路径腔。通过密封凹口特征，不引入到该外腔的任何额外的泄漏流；因此，消除对压缩机可操作性的影响。另外，与横流封闭件76，176是如何形成无关，抵接接头92，192都可形成在翼型件50，150与横流封闭件76，176之间。抵接接头92，192可被硬焊以形成密封件。虽然这种密封件将阻止任何泄漏，但其不会承载应力负载。

上述实施例提供多种好处，包括但不限于，对为常见的高应力区域的翼型件边缘提供应力消除，而不引起额外的泄漏。因此，这种实施例可用于发动机的压缩机区段中，且压缩机可操作性不会收到负面的影响。

尽管本文中描述的方法和构件，诸如翼型件、外带、内带、和翼型件节段是在用于涡轮发动机中的压缩机的背景下描述的，但应当明白，本文中所描述的翼型件和翼型件组件以及它们的制造或维修方法不限于压缩机或涡轮发动机。本文中包括的在附图中例示的翼型件和翼型件组件不限于在本文中描述的特定实施例，相反，它们可与本文中描述的其他构件独立地且分开地使用。

本书面说明使用示例来公开本发明，包括最佳实施方式，且使本领域技术人员能实践本发明，包括制造和使用任意装置或系统和执行任何并入的方法。本发明的可申请专利的范围由权利要求限定，且可包括本领域技术人员能想到的其他实例。只要此种其他实施例具有不与权利要求的文字语言不同的结构要素，或者如果它们包含与权利要求的文字语言具有非实质区别的等同结构要素，则它们预期在权利要求的范围内。