专利名称：航空发动机整流罩及其方法
技术领域：
本发明大体涉及属于用于航空发动机的类型的整流罩。更具体而言，本发明涉及用于整流罩的结构，该整流罩适合于作为包围高旁通涡扇发动机的核心模块的核心整流罩使用，并且在无隔热材料的热保护的情况下发挥高温性能。
背景技术：
图I示意性地示出了属于本领域已知类型的高旁通润扇发动机10。发动机10示意性地示为包括短舱(nacelle) 12和核心发动机模块14。位于核心模块14前面的风扇组件16包括从风扇叶片18的阵列向前突出的旋转鼻状部(spinner nose)20。旋转鼻状部20和风扇叶片18两者均由风扇盘(未示出)支承。核心模块14被示为包括高压压缩器22、燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28。进入风扇组件16的空气中的大部分旁通到发动机10的后部，以生成额外发动机推力。旁通空气经过环形旁通管道30并经风扇喷嘴32 离开管道30。短舱12由限定短舱12的外部边界的三个主元件组成进口组件33、位于进口组件33后面的风扇整流罩34、以及位于风扇整流罩34后面的反推装置35。风扇整流罩34包围风扇叶片18。反推装置35由两个主构件组成移动外套管(未示出)和内核心整流罩36。移动整流罩和核心整流罩36的风扇管道流动表面在风扇出口喷嘴32处排出风扇空气。核心整流罩36限定旁通管道30的径向向内的边界，并且向从核心模块14向后延伸的主排出喷嘴38提供后核心整流罩过渡表面。核心整流罩36提供许多功能，包括但不限于用于通过风扇旁通管道30的空气流的气动外形、声学抑制、用于发动机核心14的火焰遏制、以及发动机气动系统失效遏制(破裂的管道)。高旁通燃气涡轮发动机的核心整流罩通常已构造成具有与铝或树脂核心(pitch core)粘附地结合的铝表层或纤维增强的复合材料表层。图2中示意性地示出了一个实例，图2被指定为图I中的区域“A”的详细截面图。整流罩36的结构被示为包括与相对较厚的核心44的对立侧结合的一对表层40和42。核心44被示为具有包含完全穿过核心44的厚度的连续六边形单元(cell)48的蜂巢状结构，但是其它轻质单元型结构也是已知的并被用于整流罩核心。由于单元48完全穿过核心44，所以能将蜂巢状核心44描述为具有开式单元或其它多孔结构，而其它核心结构通常具有闭式单元或其它非多孔结构。核心单元壁提供从发动机侧部到内壁的风扇管道侧部的导热路径。如从图I和图2显而易见，表层40面对旁通管道30以限定通过管道30的空气流的径向向内的边界。表层40被示为声学表层40，其原因在于它已通过形成有助于通过将与声音相关的压力波引入核心44内的单元48内而抑制噪音的大量小通孔46而进行了声学处理，其中波的能量通过摩擦(转化为热量)、压力损失和被来自其它表层42 (本文中称为垫衬表层(backing skin)42)的波的反射抵消而耗散。图2中示出的结构属于相当典型的用于高旁通燃气涡轮发动机的核心整流罩以及其它航空发动机短舱构件，诸如发动机进气口、反推装置和移动整流罩中的夹置型分层式结构类型。核心整流罩36的分层式结构使其能承受很大的结构载荷并且使在载荷下的结构变形最小化。不论核心整流罩36是否具有金属或复合材料结构，隔热层50都设置在垫衬表层42上，以通过限制核心44与表层40和42之间的粘附结合部在发动机操作期间承受的温度来保护这些结合部。用于隔热层50的典型材料和结构包括包围陶瓷纤维填充或喷涂隔热材料的金属箔和/或Kapton面层。如果超过结合缝温度，则隔热层50与核心整流罩36的其余部分之间热空气泄漏的可能性会创造危险。随着操作温度已随着更新的发动机设计而升高，发动机的核心整流罩的日益苛刻的热环境已使得更厚和更重的隔热层50成为必需，这在重量(燃料经济性)、与发动机核心14的周围构件的间隙以及核心整流罩36的检查和维护方面是不利的。
发明内容
本发明提供一种用于航空发动机的整流罩，以及用于将整流罩制造成具有分层式结构和高温性能的方法。根据本发明的第一方面，整流罩的分层式结构包括核心部件以及第一表层和第二表层，该核心部件具有对立地布置的第一表面和第二表面以及包括在第一表面和第二表面处限定单元壁边缘的内部中空单元的单元式结构，该第一表层和第二表层分别在核心部件 的第一表面和第二表面处附接到单元壁边缘上，使得核心部件在第一表层与第二表层之间。优选地，第一表层是经过声学处理的表层，其具有适合于通过将与声音相关的压力波引入核心部件内的内部中空单元内而抑制噪音的通孔。根据本发明的优选方面，第一表层和第二表层以及核心部件由钛合金形成，第一表层和第二表层被钎焊到核心部件上，以限定在核心部件的第一表面和第二表面处将第一表层和第二表层附接到单元壁边缘上的钎焊接合部，并且整流罩的分层式结构不具备能够热保护第二表层和在核心部件的第二表面处将第二表层附接到单元壁边缘上的钎焊接合部的隔热层。根据本发明的第二方面，一种发动机核心整流罩安装在高旁通燃气涡轮发动机上并包围该燃气涡轮发动机的核心模块的压缩器、燃烧器和/或涡轮区段。该整流罩具有分层式结构,该分层式结构包括核心部件以及声学表层和垫衬表层，该核心部件具有对立地布置的第一表面和第二表面以及包括在第一表面和第二表面处限定单元壁边缘的内部中空单兀的单兀式结构，该声学表层和垫衬表层分别在核心部件的第一表面和第二表面处附接到单元壁边缘上，使得核心部件在声学表层与垫衬表层之间。声学表层与垫衬表层具有约O. 30至约I. 8毫米的厚度，声学表层经过声学处理，以具有适合于通过将与声音相关的压力波引入核心部件内的内部中空单元内而抑制噪音的通孔，且垫衬表层未经穿孔以具有通孔。根据本发明的优选方面，声学表层、垫衬表层和核心部件由钛合金形成，声学表层和垫衬表层被钎焊到核心部件上，以限定将声学表层和垫衬表层附接到核心部件的单元壁边缘上的钎焊接合部，且核心模块不具备能够热保护垫衬表层和在核心部件的第二表面处将垫衬表层附接到单元壁边缘上的钎焊接合部的隔热层。根据本发明的另一方面，提供一种用于将航空发动机的整流罩制作成具有分层式结构的方法。该方法包括提供核心部件，该核心部件由钛合金形成为具有对立地布置的第一表面和第二表面以及单元式结构，该单元式结构包括在第一表面和第二表面处限定单元壁边缘的内部中空单元。然后分别在核心部件的第一表面和第二表面处将第一表层和第二表层钎焊到单兀壁边缘上，使得核心部件在第一表层与第二表层之间。第一表层是声学表层，其经过声学处理以具有适合于通过将与声音相关的压力波引入核心内的内部中空单元内而抑制噪音的通孔。第一表层和第二表层由钛合金形成并利用钎焊合金钎焊到核心部件上。然后将整流罩安装在航空发动机的核心模块上，使得整流罩的分层式结构不具备能够热保护第二表层以及在核心部件的第二表面处将第二表层附接到单元壁边缘上的钎焊接合部的隔热层，第一表层限定航空发动机的旁通管道的边界，且第二表层在核心模块的操作期间暴露于核心模块隔室空气温度。本发明的技术效果是能够消除对常规隔热层(诸如保护第二 /垫衬表层及其到核心部件上的附接部免受有助于核心模块操作、并且特别是发动机的燃烧器和涡轮区段的高温的隔热层或喷涂隔热层)的任何需要。对于其中温度控制要求将使额外的隔热层的使用成为必需的应用，消除对隔热层的需要允许减小发动机重量，改善耐久性，并改善系统可靠性。不存在隔热层还有利于在整流罩上执行的定期检查和维护操作，并且因此减小了整流罩寿命内的维护成本。
隔热层的消除所产生的额外潜在益处包括核心整流罩更紧密地包围核心模块的能力，从而减小核心整流罩的直径和表面积。这又允许减小包围核心模块的短舱的直径和表面积，这具有减小气动阻力和总体短舱重量的益处。隔热层的消除还避免了需要在检修门和其它内部安装结构周围设计和安装隔热层，这减小了零件数量。整流罩的钎焊钛结构还提供了对包括掉落的工具、操作等的各种因素导致的损坏的改善的耐受性。整流罩的高温性能容许其结构作为发动机的主喷嘴的一部分延伸和整合，导致进一步的重量和性能益处。还可以依靠焊接或钎焊将用于通风、发动机引气、预冷器等的隔室冷却进口凹部和排气特征结构整合到整流罩内，与现有技术结构通常要求的机械附接和密封技术相比，这也能导致重量和性能益处。本发明的其它方面和优点将从以下详细描述而变得更好理解。
图I示意性地示出了高旁通涡扇发动机的截面图。图2示意性地示出了用于高旁通燃气涡轮发动机中的常规核心整流罩的截面。图3示意性地示出了根据本发明的一个实施例构成的核心整流罩的截面。部件列表
10发动机
12短舱
14模块
16组件
18叶片
20鼻状部
22压缩器
24燃烧器
26涡轮
28涡轮
30管道32喷嘴
33组件
34整流罩
35反推器
36整流罩 38 喷嘴 40 表层 42 表层 44 核心 46 通孔 48 单元 50 层
136 整流罩 140 表层 142 表层 144 部件 146 孔 148 单元 150 接合部 152 边缘 154 壁。
具体实施例方式图3示出了适合于在属于例如图I中所示类型的高旁通燃气涡轮发动机中使用的核心整流罩136的截面。图3中所示的整流罩136能够被安装而代替图2的核心整流罩36，并且因此特别适合于包围核心模块14并限定图I中所示的发动机10的旁通管道30的内边界。与图2的现有技术整流罩36相似，图3中所示的整流罩136具有包括附接到核心部件144上的表层140和142的分层式结构。整流罩136意图被安装成使得表层140面对通过发动机10的旁通管道30的空气流，并且为此将表层140制作为声学表层140，其具有明确限定的模式，该模式由满足专用的声学性能的小且优选等距隔开的穿孔或孔146构成。孔146完全延伸通过可具有宽范围的厚度的声学表层140。典型厚度为约O. 012至约O. 072英寸(约O. 30至约I. 8 mm)，不过可以预见更小和更大的厚度。相比之下，表层142意图充当径向向内面朝核心模块14的内部的垫衬表层142。垫衬表层142也可具有宽范围的厚度，其中典型厚度同样为约O. 012至约O. 072英寸(约O. 30至约I. 8 mm),但是同样可以预见更小和更大的厚度。表层140和142的形状能通过热成型或超塑成型技术来定制，且表层140和142的厚度能通过加工铣削或化学铣削工艺来实现，以整体满足表层140和142以及整流罩140的结构载荷和刚度要求。正如图2的声学表层40那样，图3的声学表层140意图通过将与声音相关的压力波引入核心部件144内的内部中空单元148而抑制噪音，其中波的能量通过摩擦(转化为热量)、压力损失和通过来自垫衬表层42的波的反射的抵消而耗散。垫衬表层142不具有任何属于对声学表层140所示类型的通孔。核心部件144内的单元148被示为属于开式单元类型，例如，与常常用于航空发动机整流罩的核心部件的蜂巢状结构相关的六边形单元。核心部件144的开式单元结构产生其由限定单元148的壁154的边缘152限定的对立地布置的表面。因此，表层140和142附接到单元壁154的边缘152上。声学表层140和垫衬表层142附接到核心部件144上，以产生能耐受航空发动机短舱通常出现的载荷的整体结构。与图2中所示的整流罩36相比，表层140和142以及核心部件144并非由航空发动机短舱结构中通常存在的常规材料，例如铝合金和纤维增强聚合物复合材料形成。而是，表层140和142以及核心部件144由能够钎焊到彼此的钛合金形成，且钎焊过程随着表层140和142与核心部件144接合而产生图3中所示的钎焊接合部 150。为了提高整流罩136的分层式结构的刚性，核心部件144优选地具有约O. 5至约2 英寸(约10至约50 mm)的厚度，但是更小和更大的厚度也是可能的。能对与单元148的截面积和单元壁154的厚度相关的核心部件144的剪切载荷承载能力和密度进行定制，以满足特定应用的载荷和挠曲标准。能对单元148的尺寸进行定制，以实现声学目的，其中典型单元尺寸为约O. 375英寸(约9 mm)，但是更小和更大的单元尺寸也是可能的。图3中所示的整流罩136值得注意的方面是不具备任何隔热层，例如图2中所示类型的隔热层。根据本发明的优选方面，通过利用上述钎焊技术由钛合金制作整流罩136的分层式结构，整流罩136的高温性能扩展到不需要隔热层来减小将表层140和142与核心部件144冶金地接合的钎焊接合部150的温度的程度。具体而言，由钎焊过程制造的钎焊接合部150优选地能够耐受约350° F至约650° F(约175° C至约350° C)的温度，该温度大致对应于垫衬表层142在整流罩136的结构内不具备任何隔热材料的情况下所暴露于其中的核心模块隔室空气温度。应当注意，钎焊结构能够承受超过该温度范围的温度，在环境要求的情况下可能高达约1200° F(约650° C)。这种性能允许在不使用任何介于中间的隔热层的情况下将整流罩136安装成包围核心模块的燃烧器和涡轮区段(对应于图I的核心模块14的燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28)。相比之下，由诸如铝合金或聚合物复合材料的常规材料构成的图2的整流罩36通常由于其表层和核心结合缝对在较高温度下的机械特性退化的敏感性而受限于约300° F(约150° C)的最大温度。虽然已就特定实施例描述了本发明，但显而易见的是，本领域技术人员可以采取其它形式。例如，整流罩136的物理构型可以不同于图3中所示的构型，并且可以使用与所述方法不同的方法来制作整流罩136。因此，本发明的范围仅由所附权利要求限定。
权利要求
1.一种航空发动机(10)的整流罩(136)，所述整流罩(136)具有分层式结构，所述分层式结构包括具有对立地布置的第一表面和第二表面的核心部件(144)以及第一表层(140)和第二表层(142)，所述第一表层(140)和第二表层(142)分别附接到所述核心部件(144)的第一表面和第二表面上,使得所述核心部件(144)在所述第一表层(140)和第二表层(142)之间，所述核心部件(144)具有包括在所述第一表面和第二表面处限定单元壁边缘(152)的内部中空单元(148)的单元式结构，所述第一表层(140)和第二表层(142)分别在所述核心部件(144)的第一表面和第二表面处附接到所述单元壁边缘(152)上，所述第一表层(140)是声学表层(140)，其经过声学处理以具有适合于通过将与声音相关的压力波引入所述核心部件(144)内的内部中空单元(148)内而抑制噪音的通孔(146)，其特征在于 所述第一表层(140)和第二表层(142)以及所述核心部件(144)由钛合金形成，所述第一表层(140)和第二表层(142)被钎焊到所述核心部件(144)上，以限定在所述核心部件(144)的第一表面和第二表面处将所述第一表层(140)和第二表层(142)附接到所述单元壁边缘(152)上的钎焊接合部(150)，并且所述整流罩(136)的分层式结构不具备能够热保护所述第二表层(142)和在所述核心部件(144)的第二表面处将所述第二表层(142)附接到所述单元壁边缘(152)上的钎焊接合部(150)的隔热层。
2.根据权利要求I所述的整流罩(136)，其特征在于，所述第一表层(140)具有约0.30至约I. 8毫米的厚度，并且所述第一表层(140)通过热成型或超塑成型而定制形状并通过加工铣削或化学铣削工艺而定制厚度。
3.根据权利要求I或2所述的整流罩(136)，其特征在于，所述第二表层(142)具有约0.30至约I. 8毫米的厚度，并且所述第二表层(142)通过热成型或超塑成型而定制形状并通过加工铣削或化学铣削工艺而定制厚度。
4.根据权利要求I至3中的任一项所述的整流罩(136)，其特征在于，所述核心部件(144)是蜂巢状结构并且所述内部中空单元(148)具有六边形截面。
5.根据权利要求I至4中的任一项所述的整流罩(136)，其特征在于，所述航空发动机(10)是高旁通燃气涡轮发动机(10)，并且所述整流罩(136)安装在所述航空发动机(10)的核心模块(14)上并包围所述核心模块(14)的压缩器(22)、燃烧器(24)和/或涡轮区段(26，28)。
6.根据权利要求5所述的整流罩(136)，其特征在于，所述整流罩(136)被安装成使得所述第一表层(140)限定所述航空发动机(10)的旁通管道(30)的边界。
7.根据权利要求5或6所述的整流罩(136)，其特征在于，所述核心发动机(14)不具备在所述第二表层(142)与所述核心发动机(14)的燃烧器(24)和涡轮区段(26，28)之间的隔热层。
8.根据权利要求5至7中的任一项所述的整流罩(136)，其特征在于，所述第二表层(142)在所述核心发动机(14)的操作期间暴露于至少175° C的温度。
9.根据权利要求5至8中的任一项所述的整流罩(136)，其特征在于，所述第二表层(142)在所述核心发动机(14)的操作期间暴露于高达约650° C的温度。
10.一种将航空发动机(10)的整流罩(136)制作成具有分层式结构的方法，其特征在于提供核心部件(144)，所述核心部件(144)由钛合金形成为具有对立地布置的第一表面和第二表面以及包括在所述第一表面和第二表面处限定单元壁边缘(152)的内部中空单元(148)的单元式结构； 分别在所述核心部件(144)的第一表面和第二表面处将第一表层(140)和第二表层(142)钎焊到所述单元壁边缘(152)上，使得所述核心部件(144)在所述第一表层(140)和第二表层(142)之间,所述第一表层(140)是声学表层(140),其经过声学处理以具有适合于通过将与声音相关的压力波引入所述核心内的内部中空单元(148)内而抑制噪音的通孔(146)，所述第一表层(140)和第二表层(142)由钛合金形成并且利用钎焊合金钎焊到所述核心部件(144)上；并且 将所述整流罩(136)安装在所述航空发动机(10)的核心发动机(14)上，使得所述整流罩(136)的分层式结构不具备能够热保护所述第二表层(142)和在所述核心部件(144)的第二表面处将所述第二表层(142)附接到所述单元壁边缘(152)上的钎焊接合部(150)的隔热层，所述第一表层(140)限定所述航空发动机(10)的旁通管道( 30)的边界，并且所述第二表层(142)在所述核心发动机(14)的操作期间暴露于至少175° C的温度。
全文摘要
本发明涉及一种用于航空发动机(10)的整流罩(136)，以及用于将整流罩(136)制造成具有分层式结构和高温性能的方法。整流罩(136)的分层式结构包括核心部件(144)以及第一表层(140)和第二表层(142)，该核心部件(144)具有包括内部中空单元(148)的单元式结构，该第一表层(140)和第二表层(142)在核心部件(144)的对立表面处钎焊到单元(148)的边缘(152)上。第一表层(140)和第二表层(142)以及核心部件(144)由钛合金形成，第一表层(140)和第二表层(142)钎焊到核心部件(144)上，并且整流罩(136)的分层式结构不具备能够热保护第二表层(142)和在核心部件(144)的第二表面处将第二表层(142)附接到单元壁边缘(152)上的钎焊接合部(150)的隔热层。
文档编号F02C7/24GK102817719SQ201210175618
公开日2012年12月12日 申请日期2012年5月31日 优先权日2011年5月31日
发明者A.B.斯卡 申请人:Mra系统有限公司