包括改进的空气密封和耐火装置的、用于飞行器的双流涡轮发动机的中间壳体的外护罩
阅读说明：本技术 包括改进的空气密封和耐火装置的、用于飞行器的双流涡轮发动机的中间壳体的外护罩 (Outer shroud for the intermediate casing of a double flow turbine engine of an aircraft comprising improved air sealing and fire-resistant means ) 是由 布鲁诺·亚历山大·迪迪埃·雅康 巴格达德·阿赤巴利 托马斯·克劳德·布劳格 弗洛伦特·罗伯特· 于 2019-02-13 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于飞行器的双流涡轮发动机的中间壳体的外护罩(16),该护罩包括：环形下游部分(24),该环形下游部分设有穿过护罩的环形下游边缘(32)的护罩开口(30)；连接构件(50),该连接构件附接到环形下游部分(24),并用于附接穿过次级流动路径(26)的臂；空气密封和耐火装置(60),该空气密封和耐火装置包括：部分(62),该部分包括：垫(66),该垫被布置在护罩的环形下游边缘(32)的中空环形区域(38)中；叶片(68),该叶片从垫(66)突出并夹紧在臂的周向端部(54)与径向外端部之间；片簧(64),该片簧将垫(66)压入到中空环形区域(38)中。(The invention relates to an outer shroud (16) for the intermediate casing of a double flow turbine engine of an aircraft, comprising: an annular downstream portion (24) provided with a shroud opening (30) through an annular downstream edge (32) of the shroud; a connecting member (50) attached to the annular downstream portion (24) and for attaching an arm through the secondary flow path (26); an air sealing and fire resistant apparatus (60) comprising: a portion (62) comprising: a pad (66) disposed in the hollow annular region (38) of the annular downstream edge (32) of the shroud; a vane (68) projecting from the pad (66) and clamped between the circumferential end (54) and the radially outer end of the arm; a leaf spring (64) that presses the pad (66) into the hollow annular region (38).)
技术领域
本发明涉及用于飞行器的双流涡轮发动机的风扇流与风扇隔室之间的空气密封功能和耐火功能。本发明更特别地涉及在涡轮发动机的中间壳体的外护罩与径向地穿过风扇流的臂之间的连结处执行这些功能。
本发明适用于所有类型的双流涡轮发动机，特别适用于涡轮喷气发动机。
背景技术
在用于飞行器的双流涡轮发动机中，通常在风扇的下游有一个或多个径向地穿过叶片风扇流的臂。该臂通常被布置成将位于中间壳体的外护罩周围的风扇隔室连接到流间隔室。常规地，这两个隔室容置设备和辅助设备，而***这两个隔室之间的臂为不同的元件(例如电缆和/或流体管)提供了通道。
这种臂的径向外端部借助于穿孔的连接板类型的连接元件在该护罩中的通孔处被固定到中间壳体的外护罩。该外护罩的下游环形边缘被中断，使得该外护罩具有两个周向端部表面，这两个周向端部表面面向彼此，并且在这两个周向端部表面之间界定出空间以容置这种臂的径向外端部。
然而，外护罩上的开口的存在在护罩的下游环形边缘的两个周向端部表面处产生空气密封问题和耐火性问题。这首先通过以下事实来解释，即在这两个周向端部表面中的每一个与臂的径向外端部之间观察到间隙。这也可以通过以下事实来解释，即穿孔板径向地位于护罩的下游环形边缘下方，与径向向内敞开并由下游边缘的径向内表面限定的中空环形区域接触。下游边缘的该径向内表面与穿孔板之间的通道以及上述间隙形成从风扇流向风扇隔室的空气泄漏源，并形成从该隔室到风扇流的火灾蔓延的风险。
发明内容
为了至少部分地解决根据现有技术的解决方案所产生的上述问题，本发明的第一目的是根据权利要求1给出的特征的、用于飞行器的双流涡轮机的中间壳体的外护罩。
优选地，空气密封和耐火装置包括：
-空气密封和耐火部件，该空气密封和耐火部件包括：
-第一接触装置，该第一接触装置被布置在护罩的下游环形边缘的中空环形区域中，该第一接触元件具有接触表面，该接触表面的形状与界定该中空环形区域的所述径向内表面的形状互补；
-第二接触元件，该第二接触元件从第一接触元件突出并朝向另一周向端部表面周向地延伸超过有关的接合区域的周向端部表面，第二接触元件支承在有关的接合区域的周向端部上，并且在臂的径向外端部与该圆周端部之间被紧固。
优选地，该空气密封和耐火装置还包括：
-弹性返回装置，该弹性返回装置使第一接触元件在中空环形区域内接触，该弹性返回装置包括第一端部和第二相对端部，第一端部被固定在有关的接合区域的周向端部上，第二相对端部被固定在第一接触元件上。
因此，该空气密封和耐火装置具有良好的性能并且完美地整合到其环境中，而没有任何在禁区中不适当延伸的风险。
尽管由于与存在的元件相关联的尺寸公差而导致了一些精度缺陷，弹性返回装置的使用也能确保第一接触装置在护罩的下游边缘的中空区域中正确接触。因此，弹性返回装置提供了第一元件在中空区域中的接触压力，该压力随后在涡轮发动机运行期间通过在风扇流中循环的空气的附加压力而被加重。
第一接触元件还形成类似于塞子的物理屏障，以防止空气和火周向地穿过护罩的下游边缘的该中空区域而传播。第二接触装置形成物理屏障，以防止空气和火径向地穿过在臂的径向外端部与护罩的中断下游边缘的周向端部表面之间界定的间隙而传播。因此，所采用的装置有利地在由于护罩的下游环形边缘的中断而导致的敏感的接合区域处提供了风扇隔室与风扇流之间的空气密封性和耐火性。
最后，这种设计保护了将包含臂的径向外端部的容置空间，使得稍后该臂可不受限制地被安装，例如由第三方来安装。
优选地，第一接触元件是垫，第二接触元件是凸台，并且弹性返回装置是板簧。然而，第一接触元件和第二接触元件以及弹性返回装置可以以其他形式制成，而不脱离本发明的范围。
在下文中，将参考垫、凸台和板簧，但是当第一接触元件和第二接触元件以及弹性返回装置以其他形式制成时，下文描述的技术特征也适用。
优选地，垫的接触表面局部地在垫处与径向内表面的、界定中空环形区域的整个角扇区匹配，并且该垫优选地在所述中空环形区域的外部具有径向内部部分。换句话说，该中空环形区域中的至少一个角扇区被垫完全填充，以形成甚至更高性能的物理屏障。
优选地，垫在从凸台径向向外定位的部分中具有周向垫端部表面，该周向垫端部表面大致位于与护罩的下游环形周向边缘的周向端部表面相同的平面中。这使得可以尽可能精确地保持容置空间，该容置空间将外径向端部保持在臂上。
优选地，凸台包括与垫相比厚度减小的连接区域。由于该减小的厚度，连接区域是柔性的，从而能够在垫与凸台之间枢转。因此，该柔性接合部在弹性域中容易变形，并且仅略微抵抗由板簧在垫上产生的接触力。
优选地，所述空气密封和耐火部件沿径向方向由至少一层弹性体材料层和至少一层纤维层形成，该弹性体材料层优选地为硅弹性体材料层，该至少一层纤维层由陶瓷、玻璃或间位芳族聚酰胺(聚(间亚苯基间苯二甲酰胺))制成。然而，在不超出本发明范围的情况下，其他类型的层也是可能的。将会注意到，陶瓷织物层对于耐火功能特别有效，而如果沿着层的叠加方向施加机械应力，则玻璃纤维层可以使叠层***并限制弹性体在与该方向正交的平面中的蠕变。最终，间位芳族聚酰胺纤维层也能够实现这种硬化，并且可以被放置在垫的接触表面处，以限制与外护罩的锋利部分接触时造成损坏的风险。
优选地，所述空气密封和耐火部件包括延伸穿过垫和凸台的至少一层玻璃纤维层。
优选地，每个圆周端部具有锪平面，该锪平面形成用于空气密封和耐火装置的凸台的座。这使得容易获得基本平坦的表面，该表面用于臂的径向外端部支撑件，同时由多个不同的叠置元件组成。
优选地，护罩的下游环形边缘的中空环形区域的深度介于3mm至5mm之间。
优选地，所述空气密封和耐火部件通过压缩模制而制成，并且垫的接触表面优选地经过机械加工。
本发明的另一目的是用于飞行器的双流涡轮发动机，该双流涡轮发动机包括如上所述的中间壳体外护罩，以及径向地穿过涡轮发动机的风扇流的臂，该涡轮发动机具有由所述臂连接的风扇隔室和流间隔室，该臂的径向外端部被迫使与两个周向端部的径向外表面接触，并与第二接触元件接触，该第二接触元件与这两个端部相关联。
在阅读了以下详细的非限制性描述之后，本发明的其他优点和特征将变得清楚。
附图说明
该描述将参考附图给出，在附图中：
-图1是根据本发明的优选实施例的双流涡轮喷气发动机的透视图；
-图2示出了安装在图1示出的涡轮喷气发动机上的中间壳体的外护罩的局部透视图；
-图3示出了前一图中示出的外护罩的一部分的放大透视图；
-图4示出了与图2类似的透视图，其中，臂穿过涡轮喷气发动机的风扇流；
-图5示出了图4的透视图的俯视图；
-图6示出了与图3类似的透视图，在该透视图中示出了臂；
-图7是形成外护罩的主要部分的装置的空气密封和耐火部件的透视图；
-图8是被设计成与图7示出的部件配合的板簧的透视图；以及
-图9示出了图7示出的部件的横截面图。
具体实施方式
首先参考图1，该图示出了根据本发明的优选实施例的飞行器涡轮发动机1。该飞行器涡轮发动机优选地是双流双轴涡轮喷气发动机。
涡轮发动机1具有纵向中心轴线2，该涡轮发动机的不同部件围绕该纵向中心轴线延伸。涡轮发动机沿着流过该涡轮发动机的气流的主要方向5从上游到下游包括风扇3，接着是通常由压缩机、燃烧室和涡轮组成的气体发生器。气体发生器的这些元件被中心壳体6(也被称为“核心”壳体)围绕，该中心壳体径向地界定流间隔室8a的内部。该隔室8a由包括上游环10的一个或多个盖径向向外界定，该上游环是图1中示出的唯一盖。上游环10形成在涡轮喷气发动机的中间壳体14的毂12的下游连续部中。中间壳体14还包括位于风扇壳体18的下游连续部中的外护罩16。中间壳体还包括出口引导叶片20，该出口引导叶片形成在风扇叶片的下游并将毂12连接到外护罩16。
风扇壳体18和外护罩16在径向向内的方向上一起界定风扇隔室8b。该隔室8b还在径向向外的方向上由一个或多个盖(未示出)界定，从而形成涡轮喷气发动机的吊舱的一部分。与流间隔室8a一样，该隔室8b容置设备和辅助设备，如现有技术中众所周知的。
一个或多个臂22被设置成连接这两个隔室。例如，可以是安装在涡轮喷气发动机上的两个臂22，这两个臂分别被布置在12点钟位置和6点钟位置。这些臂22是中空的，并且例如用于使电缆和/或流体管循环。更精确地，这些臂将外护罩16的下游部分24连接到上游环10。为此，这些臂穿过涡轮喷气发动机的风扇流26，该风扇流在向外方向上由护罩16和位于护罩下游的盖(未示出)部分地界定，并且在向内方向上由流间隔室8a的上游环10部分地界定。风扇流26是核心发动机风扇流28的补充，该核心发动机风扇流通常穿过气体发生器。
本发明涉及臂22与中间壳体14的外护罩16之间的接合。在本说明书的其余部分中，相关的臂将是处于12点钟位置的臂，但是本发明显然可以应用于涡轮喷气发动机1的任何其他臂22。
参考图2至图6，将描述外护罩16的优选实施例及其与臂22的配合。外护罩16相对于纵向中心轴线2具有周向方向91和径向方向93。
护罩16的下游环形部分24设有护罩开口30，该护罩开口类似于在下游轴向方向上敞开的凹口。因此，开口30径向地穿过下游环形部分24，该开口的形状类似于待放置的臂22的截面的形状。在向下游方向敞开时，开口30还穿过护罩的下游环形边缘32，特别地，由于该边缘32参与护罩的结构特征这一事实，该下游环形边缘的几何形状特别复杂。该边缘32具有径向向外延伸的两个唇部或环形凹槽34，如在图3中最佳可见的。该图还包括边缘32的径向内表面36的图示，该径向内表面界定了径向向内敞开的中空环形区域38。表面36是凹入的，例如具有径向向内渐缩的大致U形。该大致U形保持较浅，其深度例如介于3mm至5mm之间，该尺寸取决于通过模制制造外护罩16所产生的大公差。
因此，下游环形边缘32在360°上不是连续的，因为该下游环形边缘被开口30中断。由于该中断，边缘32具有两个周向端部表面40，这两个周向端部表面彼此面对，并且沿周向彼此隔开，在这两个周向端部表面之间界定出容置空间42，该容置空间将包含臂22的径向外端部44。
为了在护罩的下游部分24与臂22之间形成界面，护罩还包括连接元件，在这种情况下是穿孔的连接板50，该连接板优选地是金属的并且是平面的或略微弯曲的。在该优选实施例中，板50的整体形状是U形或V形，其大致遵循开口30的轮廓，限制该开口的通道截面，并且在与开口30相同的高度处周向地敞开。穿孔板50利用诸如螺栓52的常规附接装置固定到下游部分24。替代地，穿孔板50可具有遵循闭合线的形状，例如，可具有大致矩形或大致梯形。
板50被径向地布置在护罩内。板具有两个周向板端部54，这两个周向板端部分别形成在U形或V形的两个端部处，另外还沿相反的方向周向地延伸。这两个周向板端部54中的每一个与两个周向端部表面40中的一个相关联，从而限定了分别对空气密封性和耐火性敏感的两个接合区域56。更精确地，采取步骤使得在风扇隔室8b与风扇流26之间没有空气交换或只有很少的空气交换，特别是为了避免该风扇流外部的泄漏，并且还需要防止在风扇隔室8b中引发的火灾在风扇流26中蔓延。
因此，本发明在这两个接合区域56中的每一个处包括特定装置60，以满足空气密封功能和耐火功能。在这方面，关于空气密封性，例如可能需要将泄漏限制到最大流量为0.54g/s。关于耐火性，除了符合标准ISO 2685-1998和AC20-135的要求外，还考虑了最严酷的条件，即飞行中的耐火性和在地面上的耐火性。特别地，这意味着需要设计一种在以下条件下执行耐火功能的解决方案：
-火焰温度：1100±80℃；
-振动量：在50Hz频率下为±0.4mm；
-压力：在火灾测试的前5分钟内为0.4巴；
-测试时间：15分钟，分为2个阶段：
5分钟：施加正压力；和
10分钟：大气压力；
-在有限时间内自熄。
在本说明书的其余部分，将仅描述两个装置60中的一个，应当理解，这两个装置可具有相同或相似的设计，例如被设计成关于涡轮喷气发动机的、穿过轴线2的纵向平面对称。
因此，装置60将在风扇隔室8b与风扇流26之间提供空气密封性和耐火性。装置首先由具有空气密封和耐火功能的部件62形成，其次由迫使该部件62与外护罩16接触的板簧64形成。更精确地，功能部件62被分成彼此固定的两个部分，即垫66和凸台68。垫66形成在下游边缘32的中空环形区域38中。垫具有接触表面70，该接触表面的形状与界定该区域38的径向内表面36的形状互补，因此该接触表面是凸形的并且具有径向向内渐缩的大致U形。垫66的功能类似于塞子，并且填充位于靠近周向端部表面40的所有中空区域或一些中空区域38。如图3和图6最佳可见地，垫66的接触表面70至少在该表面的角扇区S上与整个表面36局部匹配，该扇区S以轴线2为中心。此外，在该角扇区S处，垫66可具有径向内部部分74，该径向内部部分74延伸超过中空环形区域38，换句话说，该径向内部部分延伸到该区域外部，如图6中可见的。该图示出了对于垫66的从凸台68径向向外定位的部分，该部分由基本上在与相关联的周向端部表面40相同的平面中形成的周向端部表面76终止。因此保留了容置空间42，因此装置60丝毫不妨碍臂22的外径向端部44的后续组装。
从凸台68径向向内的另一周向端部表面78沿着周向方向91进一步向后缩进，从而形成凹部，周向板端部54的末端部分装配在该凹部中。该末端部分还形成锪平面80，该锪平面用作凸台68的座，凸台68实际上位于该锪平面上。该锪平面的存在可以为臂的径向外端部支撑件44提供基本平坦的表面，该表面有效地由两个板端部54的径向外表面82和位于其锪平面80中的两个相关联的凸台68的径向外表面84形成。然而，为了确保密封，在组装臂22之前，凸台68径向地突出超过板50。
凸台68从垫66的表面76、78突出，周向地延伸超过护罩32的下游边缘的周向端部表面40。该突出部沿着另一周向端部表面40的方向，使得凸台68位于锪平面80中，该锪平面80在该表面40附近终止，甚至可能略微深入边缘32的中空区域38中。
在通过常规的螺栓类型的装置(未示出)将臂22组装在穿孔板50上之后，凸台68被径向地夹紧在周向板端部54的末端部分与该臂22的径向外端部44之间。
凸台68包括与垫66连接的连接区域88，该连接区域被布置在边缘32的端部表面40与臂22的外径向端部44之间的周向间隙J中。在这方面，应注意的是，尽管存在间隙J，但该端部44仍通过在容置空间42中重构下游边缘32的形状而提供了该形状的连续性。然而，如图4最佳可见地，该端部44不必像边缘32那样是圆柱形的，而是可具有适合于臂20的整体形状的形状。
返回到形成在间隙J中的连接区域88，该区域具有比凸台68的其余部分更薄的具体特征。这种厚度的减小是为了赋予功能部分62灵活性，从而有利于在凸台68与垫66之间的枢转，板簧64的力被施加在该垫上。
弹簧64包括第一端部64a和第二相对端部64b，第一端部借助于一个或多个螺栓90固定到周向板端部54上，第二相对端部被固定在垫66的径向内部部分上。因此，板簧64促使垫在中空环形区域38中与表面36接触，从而确保密封和耐火功能。特别地，如果垫66和边缘32的相对位置由于尺寸公差而不令人满意，则该接触力使得可以重新调整垫66和边缘32的相对位置，并确保该垫在中空区域中被压扁。此外，通过对在涡轮发动机的风扇流中循环的空气流进行加压并使该空气流与垫66接触，使该压扁力在涡轮发动机的运行期间加剧。
为了将第二端部64b组装在垫66上，垫可设有呈板94形状的径向内部部分，如在图7中可见地。板94被穿孔以使附接元件能够通过。板中的这些通道向上通向井96中，该井在垫66的整个厚度上延伸，直到垫66的接触表面70。
板簧64优选地是金属的，例如该板簧可以由铬镍铁合金
压缩模制技术优选地用于制造装置60的功能部件62。该功能部件可以是简单的弹性体块，但是该块优选地与具有不同功能的一层或多层结合。
在图9所示的示例中，部件62通过将由弹性体材料99和优选地硅弹性体材料制成的层以及现在将要描述的纤维功能层在径向方向93上叠置而形成。
首先将有一层或两层玻璃织物层100a，该玻璃织物层通过穿过垫66和凸台68而增强了部件32的刚度。然后在垫66中，在层100a的每一侧上设置两个耐火层100b，并通过硅弹性体材料层99将这两个耐火层与垫分开。层100b可例如由陶瓷纤维制成。该耐火层被布置在垫的最易暴露于火焰的区域中。由于层99的硅弹性体材料在高温下会降解为二氧化硅，因此所使用的织物100b的网眼可以保留这些降解的颗粒。
层的交替可以在垫的径向外部部分中通过一层或两层芳族聚酰胺纤维层100c来完成，以增强组件的刚度。这些层100c中的一个可以涂覆在接触表面70上，以限制垫66与护罩的锋利部分接触而被损坏的风险。在所有情况下，无论该接触表面70是否涂覆有保护层100c，该接触表面均优选地经过机加工以具有更精确的几何形状，从而确保在护罩边缘的中空区域中的接触更加可靠。
层99、100a至100c优选地彼此平行，并且基本上平行于其上安装有装置60的外护罩16的周向方向91。布料/织物100a至100c的折叠的取向还可以限制组件在周向方向91上的变形，从而在涡轮喷气发动机运行期间将垫66保持在容置空间42的边界外。当垫66沿径向方向93被压缩时，功能层100a至100c受到拉应力，并且功能层的刚度限制了由硅弹性体材料制成的层99沿周向方向91的蠕变。
显然，由于刚刚仅通过非限制性示例对本发明进行了描述，因此在所附权利要求限定的范围内，本领域技术人员可以对本发明进行各种修改。
- 上一篇：一种医用注射器针头装配设备
- 下一篇：脉冲驱动装置