用于涡轮机的涡轮环组件的制作方法

本发明涉及涡轮机的，尤其涉及用于飞行器的涡轮机的。更具体地，本发明涉及一种用于涡轮机的涡轮环组件，该涡轮环组件包括陶瓷基复合材料的多个环扇形件以及涡轮环的环形金属支撑件。

背景技术：

1、现有技术特别地包括文献ep-a1-3865682、fr-a1-3056632、ep-a1-3173583、us-a1-2018/051591、ep-a1-3115559和us-a1-2018/073391。

2、一般而言，涡轮机(特别是用于飞行器的涡轮机)从上游到下游包括风扇、低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮和低压涡轮。

3、涡轮机的高压涡轮包括至少一个级，至少一个级包括由一环形排固定矫直叶片形成的涡轮定子和在涡轮定子的下游可旋转地安装在环扇形件的圆筒形或截头圆锥形组件中的叶轮，环扇形件沿周向端部对端部地布置并且形成涡轮环。在所有金属的涡轮环组件的情况下，需要对环组件的所有元件进行冷却，特别是对经受最热气流的涡轮环进行冷却。由于所使用的冷却气流从发动机的主气流中收集，则这种冷却对发动机性能有重大影响。此外，用于涡轮环的金属的使用限制了在涡轮处增加温度的可能性，这将使得能够改进航空发动机的性能。

4、为了解决这些问题，决定由陶瓷基复合(cmc)材料制造涡轮环扇形件，并且不再需要使用金属材料。

5、cmc材料具有良好的机械性能，从而使得该陶瓷基复合材料适合用作结构元件，并且该陶瓷基复合材料在高温下保持这些性能。因此，cmc材料的使用能够减少在运行期间所需的冷却气流，从而提高涡轮机的性能。此外，cmc材料的使用具有减少涡轮机的重量和减少金属部件所遇到的热膨胀效应的优点。涡轮环的由cmc材料制成的每个扇形件装配有由环组件和涡轮环的环形支撑件的金属材料制成的附接元件，并且这些金属附接元件也经受热气流。结果，通过减少涡轮环的运行冷却气流，与涡轮环接触的金属附接元件更多地暴露于热气流下。在这种情况下，经受显著机械应力的是金属附接元件。

6、因此，需要使用由cmc材料制成的环扇形件来改进现有的涡轮环组件，特别是通过降低在涡轮运行期间与cmc环扇形件接触的金属部件所经受的机械应力来改进现有的涡轮环组件。

技术实现思路

1、为此，本发明提出了一种用于飞行器的涡轮机的涡轮环组件，该环组件围绕轴线a延伸并且包括：

2、-形成涡轮环的陶瓷基复合材料的环扇形件，每个环扇形件包括分别从环扇形件的上游端部和下游端部径向向外延伸的第一附接凸片和第二附接凸片，这些第一凸片和第二凸片在第一凸片和第二凸片之间限定了用于使冷却空气流f流通的空腔，

3、-用于涡轮环的环形金属支撑件，该环形金属支撑件包括分别位于上游和下游的第一环形凸缘和第二环形凸缘，该第一环形凸缘和第二环形凸缘径向向内延伸并且被构造成保持每个环扇形件的第一附接凸片和第二附接凸片，所述第二凸缘相对于旨在沿着所述轴线a穿过环组件的气体流g的取向朝向上游轴向地邻接抵靠第二附接凸片，以及

4、-被布置在涡轮环和第一凸缘的上游的第一环形金属护罩，所述第一护罩包括朝向下游轴向地邻接抵靠第一附接凸片的内周边和附接到第一凸缘的外周边。

5、根据本发明，环组件还包括形成在第一护罩的内周边和/或第二凸缘中的空气通道孔口，这些空气通道孔口被构造成提供来自所述空腔的空气出口。

6、这种构型使得能够有效地冷却环组件的暴露于热气流下的金属元件。根据本发明的冷却系统集成了第一护罩的内周边和/或第二凸缘中的孔口。更具体地，每个环扇形件的冷却空气流通空腔被供应有空气流(被称为通风和冷却空气)，该空气流来自涡轮机的环组件上游的压缩机。该空气流优选地通过第一护罩和/或第二凸缘的孔口从环扇形件中的每一个环扇形件的空腔中排出，从而吸收热量并因此冷却环组件的这些金属元件。因为在环组件的上游收集的空气流使得cmc涡轮环以及第一金属护罩和/或第二金属凸缘能够以最小流速冷却，这使得能够提高涡轮机的性能。

7、因此，本发明的优点是为涡轮机中的环组件提出了一种具有低成本且小总体尺寸的简单、高度可靠的设计。

8、根据本发明的涡轮环组件可以包括以下特征中的一个或多个，这些特征被彼此独立地采用或被彼此结合地采用：

9、-第一护罩的孔口从上游到下游径向向外定向，和/或第二凸缘的孔口从上游到下游径向向内定向；

10、-第一护罩的孔口还优选地在周向方向(相对于轴线a)上定向；

11、-第二凸缘的孔口还优选地在周向方向(相对于轴线a)上定向；

12、-第一护罩的内周边包括用于邻接在第一附接凸片上的径向环形表面，并且形成在该护罩上的孔口在下游径向地通向该表面的外部；

13、-第二凸缘包括具有用于邻接在第二附接凸片上的径向环形表面的内周边，并且形成在该第二凸缘上的孔口在上游径向地通向该表面的外部；

14、-空气通道孔口围绕所述轴线a规则地间隔开；

15、-空气通道孔口以多个系列的孔口组合在一起，同一系列的孔口中的孔口之间的围绕所述轴线a的周向间距小于两个连续系列的孔口之间的围绕所述轴线a的周向间距；

16、-每个系列的孔口包括三个至十个孔口；

17、-孔口是圆形的和/或椭圆形的；

18、-空气通道孔口形成在第一护罩和第二凸缘中；

19、-第二凸缘包括第一部分、第二部分和介于第一部分和第二部分之间的第三部分，第一部分和第三部分由肩部分开，其中，形成在第二凸缘上的孔口在上游开口并通向肩部。

20、本发明还涉及一种用于飞行器的涡轮机的涡轮，该涡轮包括至少一个涡轮定子和叶轮，至少一个涡轮定子由一环形排固定矫直叶片形成，叶轮被安装成在涡轮定子的下游和根据本发明的特性之一的环组件的涡轮环的内部旋转。

21、形成在第一护罩上的每个系列的孔口可以位于涡轮环上游的两个连续固定叶片的两个后缘之间，和/或形成在环形支撑件的第二凸缘上的每个系列的孔口可以位于涡轮环下游的两个连续固定叶片的两个前缘之间。

22、本发明还涉及一种特别是用于飞行器的涡轮机，该涡轮机包括至少一个根据本发明的特性之一的涡轮环扇形件组件，或者根据本发明的涡轮。

技术特征：

1.一种用于飞行器的涡轮机(10)的涡轮环组件(1)，所述环组件(1)围绕轴线(a)延伸并且包括：

2.根据权利要求1所述的环组件，其特征在于，所述第一护罩(56)的孔口(9a)从上游到下游径向向外定向，和/或所述第二凸缘(53)的孔口(9b)从上游到下游径向向内定向；所述孔口(9a，9b)还优选地在周向方向上定向。

3.根据权利要求1或2所述的环组件，其特征在于，所述第一护罩(56)的内周边(561)包括用于邻接在所述第一附接凸片(42)上的径向环形表面(566)，并且形成在该护罩(56)上的孔口(9a)在下游径向地通向该表面(566)的外部。

4.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述第二凸缘(53)包括具有用于邻接在所述第二附接凸片(43)上的径向环形表面(536)的内周边，并且形成在该第二凸缘(53)上的孔口(9b)在上游径向地通向该表面(536)的外部。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的环组件，其特征在于，所述空气通道孔口(9a，9b)围绕所述轴线(a)规则地间隔开。

6.根据权利要求1至4中任一项所述的环组件，其特征在于，所述空气通道孔口(9a，9b)通过多个系列的孔口组合在一起，同一系列的孔口中的孔口之间的围绕所述轴线(a)的周向间距小于两个连续系列的孔口之间的围绕所述轴线(a)的周向间距。

7.根据前一项权利要求所述的环组件，其特征在于，每个系列的孔口包括三个至十个孔口(9a，9b)。

8.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述孔口(9a，9b)的形状是圆形和/或椭圆形。

9.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述空气通道孔口(9a，9b)形成在所述第一护罩(56)和所述第二凸缘(53)中。

10.根据前述权利要求中任一项所述的环组件，其特征在于，所述第二凸缘(53)包括第一部分(531)、第二部分(532)和介于所述第一部分和所述第二部分(531，532)之间的第三部分(533)，所述第一部分和所述第三部分(531，533)由肩部(537)分开，其中，形成在所述第二凸缘(53)上的孔口(9b)在上游开口并通向所述肩部(537)。

11.一种用于飞行器的涡轮机(10)的涡轮(1b)，所述涡轮包括至少一个涡轮定子(2，2’)和叶轮(3)，所述至少一个涡轮定子由一环形排固定矫直叶片(20，20’)形成，所述叶轮被安装成在所述涡轮定子(2，2’)的下游和根据权利要求1至10中任一项所述的环组件(1)的所述涡轮环(4)的内部旋转。

12.根据从属于权利要求6至10中任一项的权利要求11所述的涡轮，其特征在于，形成在所述第一护罩(56)上的每个系列的孔口(9a)位于所述涡轮环(4)上游的两个连续固定叶片(20)的两个后缘(22)之间，和/或形成在所述环形支撑件(5)的所述第二凸缘(53)上的每个系列的孔口(9b)位于所述涡轮环(4)下游的两个连续固定叶片(20’)的两个前缘(21’)之间。

13.一种涡轮机(10)，所述涡轮机包括根据权利要求1至10中任一项所述的涡轮环组件(1)或者根据权利要求11或12所述的涡轮(1b)。

技术总结
本发明涉及一种涡轮环组件(1)，该涡轮环组件包括：由陶瓷基复合材料制成的环扇形件(40)，每个环扇形件包括第一附接凸片和第二附接凸片(42，43)以及用于使空气流流通的空腔(30)；金属支撑件(5)，该金属支撑件包括第一凸缘(52)和第二凸缘(53)，该第二凸缘在上游轴向地支承抵靠第二凸片(43)；被布置在第一凸缘的上游的第一金属护罩(56)，该第一金属护罩包括在下游轴向地支承抵靠第一凸片(42)的内周边(561)和附接到第一凸缘(52)的外周边(562)；以及形成在第一护罩(56)的内周边和/或第二凸缘中的空气通道孔口(9a，9b)，这些孔口被构造成确保空气流从所述腔穿过到组件(1)的外部。

技术研发人员：C·贾罗塞,奥勒列恩·盖拉德,帕斯卡尔·塞德里克·塔巴林,阿瑟·保罗·加布里埃尔·尼姆豪瑟尔,克莱门特·埃米尔·安德烈·卡森
受保护的技术使用者：赛峰飞机发动机公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16