包括用于补偿膨胀差的装置的子组件的制作方法

1.本发明涉及涡轮机的子组件，特别是涡轮螺旋桨发动机的子组件，该子组件包括由不同材料制成的两个元件，这两个元件能够保持紧密连接，而不管这两个元件在膨胀方面的差异。
2.更具体地，本发明涉及一种子组件，该子组件包括连接部件以及形成燃烧室的壁的一部分的元件。


背景技术：

3.涡轮机的，特别是涡轮发动机的燃烧室限定了如下空间，在该空间中，空气和燃料混合在一起并被消耗以产生能够驱动涡轮发动机的能量。燃烧室内的温度可以达到大约2500k(开氏温度)。
4.为了使燃烧室的壁能够承受这样的温度，冷却空气流通过这些壁，并且对壁的材料已经进行了调整，使得其至少一部分由已知为cmc(代表陶瓷基复合材料)的材料制成。
5.燃烧室的其它部件，特别是用于将燃烧室的壁与涡轮发动机的结构元件连接的元件，由钢制成。
6.燃烧室可以包括由不同材料(即，钢和cmc)制成的两个部件，这两个部件以紧密的方式连接在一起。
7.例如，这种紧密性通过两个彼此相对的环形径向壁的轴向支承来实现，每个环形径向壁属于两个部件中的一个。
8.钢和cmc的膨胀系数不同。这造成了两个元件的相对运动的问题，从而破坏了这两个元件之间的连接的紧密性。
9.弥补这种相对运动的解决方案包括插入柔性凸缘，以将由cmc制成的燃烧室的壁连接到结构元件，并在相对彼此运动的部分之间插入唇密封件。
10.本发明旨在提供一种用于由钢和cmc制成的两个元件之间的紧密连接的替代解决方案。


技术实现要素：

11.本发明提供了一种涡轮机子组件，该涡轮机子组件包括第一部件和第二部件，该第一部件形成涡轮机的燃烧室壁部分，该第二部件形成用于将第一部件连接到燃烧室的结构元件的构件，其中，这两个部件由具有不同膨胀系数的材料制成，并且其中，这两个部件是与子组件的主轴线a同轴的轴对称元件，并且这两个部件中的每个部件都包括环形的径向壁，径向壁彼此面对，同时沿第一方向轴向支承，
12.其特征在于，第二部件包括多个夹紧突耳，所述夹紧突耳与第一部件配合以施加轴向力，该轴向力将径向壁压靠在彼此上。
13.夹紧突耳与第一部件的配合允许保持径向壁抵靠彼此的轴向支承，而与每个部件的膨胀幅度无关。
14.优选地，第一部件包括径向肋，夹紧突耳在与所述第一方向相反的方向上沿轴向支承抵靠所述径向肋。
15.优选地，夹紧突耳通过与径向肋配合而根据轴向方向弹性变形。
16.优选地，第一部件和第二部件中的每一个都包括圆柱形本体，第一部件和第二部件的圆柱形本体是同轴的并且具有不同的直径，并且其中，每个部件的径向壁从与其相关的圆柱形本体沿另一部件的圆柱形本体的方向径向延伸，并且径向肋从第一部件的圆柱形本体沿第二部件的方向径向延伸并且相对于第一部件的径向壁轴向偏移。
17.优选地，根据第二部件相对于第一部件沿下述方向的轴向平移运动，将第一部件和第二部件组装在一起：沿所述方向，第二部件的径向壁根据第二部件相对于第一部件围绕主轴线a的旋转运动而支承抵靠第一部件的径向壁。
18.优选地，径向肋包括以交替方式沿周向分布的凹部和实心部分，每个夹紧突耳沿轴向支承抵靠径向肋的实心部分。
19.优选地，径向肋的每个凹部的周向范围至少等于与其相关的夹紧突耳的周向范围。
20.优选地，径向肋的每个实心部分的周向范围至少等于与其相关的夹紧突耳的周向范围。
21.优选地，每个夹紧突耳从第二部件的径向壁的端部径向边缘沿第一部件的圆柱形本体的方向径向延伸。
22.本发明还涉及一种包括燃烧室的飞行器涡轮机，飞行器涡轮机的燃烧室的一个壁由根据本发明的子组件固定。
附图说明
23.[图1]是形成根据本发明的子组件的两个部件的示意性透视图。
[0024]
[图2]是根据经组装的子组件的轴向平面的截面。
[0025]
[图3]是子组件的示意性透视图，其中部件处于中间组装位置。
[0026]
[图4]是与图3类似的视图，示出了第二部件相对于第一部件旋转后，这两个部件处于组装位置。
具体实施方式
[0027]
图1中示出了形成涡轮机的(优选是涡轮发动机的)燃烧室的子组件的两个部件10、12。
[0028]
在以下描述中，根据附图，从上游到下游的方向将被任意且不受限制地采用作为从左到右的轴向方向。
[0029]
第一部件10形成燃烧室的壁的一部分。
[0030]
该第一部件10是以燃烧室的主轴线a为中心的轴对称元件。该第一部件是由一种能够抵抗燃烧室中普遍存在的高温的材料制成的。
[0031]
优选地，第一部件10由陶瓷基质复合材料(或cmc)制成。
[0032]
第一部件包括与主轴线a同轴的圆柱形本体14和由本体承载的径向壁16，径向壁16相对于主轴线a从圆柱形本体14的径向外表面径向向外延伸。
[0033]
优选地，径向壁16位于圆柱形本体14的第一轴向端部20处，此处为圆柱形本体14的下游轴向端部。此外，径向壁16沿轴向位于与圆柱形本体14的该下游端部20的自由下游边缘向上游相距一距离处。
[0034]
在这种情况下，第一部件10适用于所谓的“返回”燃烧室，即，用于涡轮发动机，在“返回”燃烧室中，热气流的流动管道形成弯管以偏转气流的流动，而不像所谓的“直”燃烧室那样，在“直”燃烧室中，气流的流动管道基本上是直的并且平行于涡轮发动机的主轴线。
[0035]
为此，第一部件10包括具有c形弯曲截面的部分18，该部分18与流动管道的弯管相关联且由圆柱本体14的上游端部承载。
[0036]
应当理解，本发明不限于第一部件10的这种形状，该第一部件10可以不具有这种c形弯曲部分18，和/或可以包括允许界定燃烧室的另一个互补部分。
[0037]
类似地，第二部件12是与主轴线a同轴的轴对称元件。
[0038]
第二部件不受与第一部件相同的温度约束，第二部件由基于镍或钴的合金制成，例如nck20d、nc22fed或kcn22w。
[0039]
第二部件12包括本体22，该本体22的直径大于第一部件10的圆柱形本体14的直径，并且因此该本体22部分地围绕第一部件的圆柱形本体14的下游端部20延伸并与该下游端部20相距一距离。
[0040]
第二部件12还包括径向壁24，径向壁24沿主轴线a在第一部件10的圆柱形本体14的方向上径向向内延伸。
[0041]
优选地，如图2中更详细地所示，该径向壁24连接到本体22的上游端部边缘26，该上游端部边缘轴向地位于第一部件10的圆柱形本体14的下游端部20处。
[0042]
两个部件10、12的两个径向壁16、24是平行的并且轴向地支承抵靠彼此。
[0043]
两个径向壁16、24都是环形的，径向壁16和24的这种抵靠彼此的轴向支承使得能够确保两个部件10、12之间的连接对气体的密闭性。
[0044]
在这种情况下，第二部件12的径向壁24沿轴向向上游支承抵靠第一部件10的径向壁16。
[0045]
第一部件10和第二部件12由具有不同膨胀系数的两种不同材料制成。
[0046]
在这种情况下，第一部件10的膨胀比第二部件12小两倍到六倍。
[0047]
为了保持径向壁16、24彼此支承抵靠，第二部件包括多个径向夹紧突耳28，多个径向夹紧突耳沿轴向向下游(即在与第二部件12的径向壁24支承抵靠第一部件10的径向壁16所沿的方向相反的方向上)支承抵靠由第一部件10的本体14承载的径向肋30。
[0048]
径向肋30相对于第一部件10的径向壁16向下游轴向偏移。
[0049]
因此，径向突耳28轴向地位于径向壁16和径向肋30之间。
[0050]
此外，当两个部件10、12组装在一起时，径向突耳28通过轴向压缩抵靠径向肋30而经受弹性变形。作为径向突耳28的这种弹性变形的回应，第二部件12的径向壁24支承抵靠第二部件12的径向壁16。
[0051]
根据优选实施例，径向突耳28由第二部件12的径向壁24承载。径向突耳28径向向内延伸，从而延长第二部件12的径向壁24的径向内边缘32。
[0052]
每个径向突耳28的自由内部径向端部轴向支承抵靠径向肋30。每个径向突耳28的该自由端部向下游弯曲以与径向肋30发生接触。
[0053]
根据图中所示的实施例，每个径向突耳28的自由端部弯曲成具有圆柱形形状。
[0054]
应当理解，本发明不限于该实施例，并且在不脱离本发明的范围的情况下，每个径向突耳的自由端部可以是不同的。
[0055]
根据部件10、12相对于彼此的轴向运动直到它们的径向壁16、24彼此发生接触来执行两个部件10、12的组装。在这种情况下，第二部件12相对于第一部件10沿轴向向上游移动
[0056]
如前所述，径向突耳28用于沿轴向向下游支承抵靠径向肋30。
[0057]
为了使径向突耳28不沿轴向向上游邻接抵靠径向肋30，径向肋30是雉堞状的，并且包括交替连续的凹部34和实心部分36。
[0058]
凹部34的径向高度小于径向突耳28的自由径向端部与第一部件10的圆柱形本体14的外壁之间的距离。此外，凹部34的周向范围至少等于径向突耳28的周向范围。
[0059]
实心部分36的径向高度大于径向突耳28的自由径向端部与第一部件10的圆柱形本体14的外壁之间的距离。
[0060]
优选地，实心部分36的周向范围也基本上等于径向突耳28的周向范围。
[0061]
因此，根据优选实施例，实心部分36和凹部34具有基本上等于径向突耳28的周向范围的相同周向范围。
[0062]
根据另一个实施例，凹部34的周向范围基本上等于径向突耳28的周向范围，并且实心部分36的周向范围大于径向突耳28的周向范围。
[0063]
这些凹部34和这些实心部分36的存在使得径向突耳28能够在第二部件12相对于第一部件10向上游的轴向运动期间轴向贯穿径向肋30。
[0064]
因此，两个部件10、12的组装是卡口式的，即包括轴向平移，随后是部件10、12相对于彼此旋转。
[0065]
为了能够执行第二部件12的轴向运动，通过将径向突耳28设置为与径向肋30的凹部相对，部件10、12围绕主轴线a成角度地定位。
[0066]
在第二部件12相对于第一部件10向上游的轴向运动结束时，两个部件10、12的径向壁16、24轴向地支承抵靠彼此。
[0067]
然后，第二部件12相对于第一部件10绕主轴线a旋转，以将径向突耳28设置为与径向肋30的实心部分36相对。
[0068]
如前所述，当两个部件10、12组装在一起时，径向突耳28弹性变形。
[0069]
因此，在第二部件12相对于第一部件10旋转之前，径向突耳28的自由端部相对于径向肋向下游轴向偏移。
[0070]
在第二部件12旋转时，径向突耳28向上游弹性变形。
[0071]
为此，每个径向突耳28的周向端部边缘被倒角，从而具有倾斜面，该倾斜面与实心部分36的与径向肋相对的边缘配合以引起径向突耳28的弹性变形。

技术特征：
1.一种涡轮机子组件，所述涡轮机子组件包括：第一部件(10)和第二部件(12)，所述第一部件形成所述涡轮机的燃烧室壁部分，所述第二部件形成用于将所述第一部件(10)连接到燃烧室的结构元件的构件，其中，这两个部件(10，12)由具有不同膨胀系数的材料制成，并且其中，所述两个部件(10，12)是与子组件的主轴线a同轴的轴对称元件，并且所述两个部件中的每个部件都包括环形的径向壁(16，24)，所述径向壁(16，24)彼此面对，同时沿第一方向轴向支承，其特征在于，所述第二部件(12)包括多个夹紧突耳(28)，所述夹紧突耳(28)与所述第一部件(10)配合以施加轴向力，所述轴向力将所述径向壁(16，24)压靠在彼此上。2.根据前一项权利要求所述的子组件，其特征在于，所述第一部件(10)包括径向肋(30)，所述夹紧突耳(28)在与所述第一方向相反的方向上沿轴向支承抵靠所述径向肋。3.根据前一项权利要求所述的子组件，其特征在于，所述夹紧突耳(28)通过与所述径向肋(30)配合而根据轴向方向弹性变形。4.根据权利要求2或3所述的子组件，其中，所述第一部件(10)和所述第二部件(12)中的每一个都包括圆柱形本体(14，22)，所述第一部件和所述第二部件的圆柱形本体(14，22)是同轴的并且具有不同的直径，并且其中，每个部件(10，12)的径向壁(16，24)从与其相关的圆柱形本体(14，22)沿另一部件(10，12)的圆柱形本体(14，22)的方向径向延伸，其特征在于，所述径向肋(30)从所述第一部件(10)的圆柱形本体(14)沿所述第二部件(12)的方向径向延伸并且相对于所述第一部件(10)的径向壁(16，24)轴向偏移。5.根据前一项权利要求所述的子组件，其特征在于，根据所述第二部件(12)相对于所述第一部件(10)沿下述方向的轴向平移运动，将所述第一部件(10)和所述第二部件(12)组装在一起：沿所述方向，所述第二部件(12)的径向壁(16)根据第二部件(12)相对于第一部件(10)围绕所述主轴线a的旋转运动而支承抵靠所述第一部件(10)的径向壁(24)。6.根据前一项权利要求所述的子组件，其特征在于，所述径向肋(30)包括以交替方式沿周向分布的凹部(34)和实心部分(36)，每个夹紧突耳(28)沿轴向支承抵靠所述径向肋(30)的实心部分(36)。7.根据前一项权利要求所述的子组件，其特征在于，所述径向肋(30)的每个凹部(34)的周向范围至少等于与其相关的夹紧突耳(28)的周向范围。8.根据权利要求6或7所述的子组件，其特征在于，所述径向肋(30)的每个实心部分(36)的周向范围至少等于与其相关的夹紧突耳(28)的周向范围。9.根据权利要求4至8中任一项所述的子组件，其特征在于，每个夹紧突耳(28)从所述第二部件(12)的径向壁(24)的端部径向边缘(32)沿所述第一部件(10)的圆柱形本体(14)的方向径向延伸。10.一种包括燃烧室的飞行器涡轮机，所述飞行器涡轮机的燃烧室的一个壁通过根据前述权利要求中任一项所述的子组件固定。

技术总结
本发明涉及一种涡轮机子组件，该涡轮机子组件包括第一部件(10)和第二部件(12)，第一部件形成涡轮机的燃烧室的壁的一部分，第二部件形成连接构件，连接构件将第一部件(10)连接到燃烧室的结构元件，其中，这两个部件(10，12)由具有不同膨胀系数的材料制成，并且其中，这两个部件(10，12)是与子组件的主轴线A同轴的回转元件，并且每个部件包括环形的径向壁(16，24)，径向壁(16，24)彼此面对并且在第一方向上沿轴向支承抵靠彼此，其特征在于，第二部件(12)包括多个夹紧突耳(28)，夹紧突耳(28)与所述第一部件(10)协作以产生轴向力，该轴向力使得径向壁(16，24)支承抵靠彼此。24)支承抵靠彼此。24)支承抵靠彼此。


技术研发人员：帕特里克
受保护的技术使用者：赛峰航空陶瓷技术公司
技术研发日：2022.02.14
技术公布日：2023/10/20