用于飞行器涡轮机的入口锥部的制作方法

本发明的领域是涡轮机的领域，特别是气体涡轮发动机(例如并且不限于涡轮喷气发动机或飞行器涡轮螺旋桨发动机)的领域。本发明更具体地涉及一种用于涡轮机的空气入口锥部。

背景技术：

1、现有技术特别包括文献us-a1-2016/122034。

2、在现有技术中已知沿着纵向轴线延伸的涡轮机，该涡轮机在气体的流动方向上从上游到下游包括风扇、一个或多个压缩机(例如低压压缩机和高压压缩机)级、燃烧室、一个或多个涡轮(例如高压涡轮和低压涡轮)级以及气体排放喷嘴。

3、典型地，这种涡轮机在上游还包括空气入口锥部，空气入口锥部例如通过大致环形的上游壳体来安装在风扇上，大致环形的上游壳体自身连接到涡轮机的低压压缩机轴。入口锥部与上游壳体之间的连接通常通过螺栓连接组件进行。壳体的下游端部与风扇叶片的平台齐平，并且位于风扇叶片的前空气动力学连续部中。

4、这种入口锥部包括以入口锥部的旋转轴线为中心的具有锥形形状或椭圆形形状的上游端部，入口锥部的旋转轴线也对应于风扇的和整个涡轮机的纵向轴线。

5、已知特别地当涡轮机处于稳定速度时，该入口锥部已知是涡轮机上有利于产生冰积聚的点，如图2a所示。因此，特别地在涡轮机的加速阶段期间，形成在入口锥部上的冰在破裂成冰的大碎块之前可能达到大的尺寸，如图2b和图2c所示。当这些冰的大碎块最终从锥部破裂离开时，这些冰的大碎块存在损坏这些冰的大碎块所撞击的风扇叶片的风险或损坏位于风扇叶片下游的元件的风险。

6、堆积的冰还可能不均匀地聚集在入口锥部上，从而导致涡轮机的不期望的振动。

7、为了克服该问题，已经建议安装除冰系统，除冰系统的目的是确保聚集在锥部的尖端上的冰在该冰达到临界尺寸之前被排出。然而，这种类型的系统就质量和总体尺寸而言是昂贵的，并且由于所配备的入口锥部的旋转性质而特别难以安装。

8、还建议如图3所示制造如下的入口锥部10’，该入口锥部具有由柔性材料制成的上游尖端12’以及由刚性材料制成的下游主体14’。在运行期间，特别地在尖端与主体相接的连接部处聚集的冰层被消减以促使冰分离。然而，在涡轮机处于飞行运行的情况下，这种通过消减冰层并使得裂缝沿着该层扩展来使冰层分离的方法可能比预期更慢。冰层越大，在该层中形成裂缝就更慢并且更困难。此外，特别地在低温度(即在-30℃与15℃之间)下，由于冰与锥部的粘附力比通过离心力使冰分离的力更大，因此在与由柔性材料制成的锥部的部分与所积聚的冰之间直接产生裂缝是不够的。因此，这种解决方案不足以在不损坏涡轮机的锥部下游的部件的情况下将形成在入口锥部上的冰层快速分离成多个小的碎块。

9、在这种情况下，令人感兴趣的是提出一种如下的解决方案，该解决方案使得能够特别地通过为空气入口锥部引入新的几何形状来克服现有技术的缺点，该新的几何形状更有利于在运行期间使冰受控制地破裂。

技术实现思路

1、因此，本发明提出了一种用于飞行器涡轮机的入口锥部，该入口锥部被构造成被驱动围绕轴线x旋转，并且该入口锥部包括锥形形状或椭圆形形状的主体，冰能够形成在该主体上，所述主体具有由第一材料制成的至少一个第一部分以及由第二材料制成的至少一个第二部分，第一材料被称为刚性材料，第二材料的硬度小于所述第一材料的硬度并且第二材料被称为柔性材料。

2、根据本发明，所述第一部分是一体的并且由多个轴向部段形成，多个轴向部段通过在相对于轴线x的纵向方向上延伸的分隔部来彼此连接，所述部段和所述分隔部在部段与分隔部之间限定出容纳部，并且所述主体包括位于所述容纳部中的多个第二部分，这些第二部分被构造成当锥部被驱动旋转时在相对于轴线x的径向方向上弹性变形。

3、本发明的这种设计使得在运行期间更易于减小积聚在涡轮机的入口锥部上的冰的尺寸，以限制冰的去积聚现象对涡轮机的影响。

4、为了实现这一点，锥部包括多个第二部分和单个第一部分。第二部分由柔性的或弹性可变形的材料(例如弹性体)制成，以使得每个第二部分在锥部旋转时能够变形并且径向移动(相对于轴线x)，并且还在外部温度(例如介于-30℃至15℃的低温)变化时继续工作。这有助于使形成在锥部的外表面上的冰积聚破裂。第一部分由刚性材料(例如铝)制成，以形成用于保持第二部分的单个的、稳定的基座支撑部。

5、根据本发明的构型，第二部分通过第一部分的分隔部和/或轴向部段而彼此分开。这具有形成锥部的在第一部分的刚性材料与第二部分的柔性材料之间具有交替模式的主体的优点。

6、在运行期间(在地面上或当涡轮机处于飞行中时)以及当冰积聚到锥部上时，观察到第二部分在离心力的作用下相对于第一部分的变形(或移位)的偏差。这种偏差在刚性材料与柔性材料之间的交界处的冰中产生应力。这使得冰在锥部的主体的交替模式的交界中的每一个交界处破碎成多个碎块。通过这种方式，分离的冰的碎块的尺寸是被校准的，并且对于被抛射到锥部下游的部件(例如风扇叶片)上是可接受的而不会损坏这些部件。

7、此外，分离的冰的碎块会规则地以多次来释放。例如，在涡轮机的加速阶段期间，与位于锥部的尖端处的冰相比，位于锥部的最高半径处的冰首先分离。

8、因此，本发明的优点是基于简单的设计来提供非常高的可靠性和低的成本以及小的总体尺寸。

9、根据本发明的用于飞行器涡轮机的入口锥部可以包括被彼此独立地采用的或被彼此组合地采用的以下特征中的一个或多个：

10、-所述主体包括形成尖端的端部，尖端由所述第二材料制成；

11、-容纳部中的每一个容纳部具有围绕轴线的大致弧形的形状，并且第二部分被构造成完全填充这些容纳部；

12、-第二部分中的每一个第二部分的杨氏模量介于1mpa至10mpa之间，优选地介于1mpa至4mpa之间；

13、-第二部分中的每一个第二部分的最大厚度介于2mm至10mm之间，厚度是在相对于轴线x的纵向方向上测量的；

14、-第二部分中的每一个第二部分包括最大半径介于20mm至100mm之间(优选地介于40mm至80mm之间)的外表面，该半径是相对于轴线x来测量的。

15、-第二部分中的每一个第二部分的密度介于500kg/m3至1500kg/m3之间，优选地为1200kg/m3；

16、-每个轴向部段是介于10°至90°之间的角度(angulaire)扇区；

17、-每个柔性部分由弹性体、硅树脂、橡胶或聚四氟乙烯(ptfe)制成；

18、-所述刚性部分由复合材料或金属材料制成，例如由铝制成。

19、本发明还涉及一种飞行器涡轮机，该飞行器涡轮机包括根据本发明的入口锥部。

20、本发明还涉及一种用于使用根据本发明所述的涡轮机的方法，其中，所述锥部以第一速度v1或第二速度v2旋转，第一速度至少大于5000rpm，第二速度低于所述第一速度v1。

21、根据本发明，当所述锥部以第一速度v1旋转时，柔性部分相对于轴线x径向移动并且被构造成使沉积在锥部上的冰破碎，并且当所述锥部以第二速度旋转或处于停止旋转时，柔性部分是固定的。

22、所述柔性部分的径向移位可以大于0.02mm，优选地介于0.02mm至0.2mm之间。

23、本发明还涉及一种飞行器，该飞行器包括根据本发明的涡轮机。