[发明专利]用于带有机械叶片载荷转移裂隙的航空器涡轮发动机定子的壳体

说明书

技术领域

这个发明一般地涉及航空器涡轮发动机，优选地涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机类型。

更特别地，本发明涉及用于这种涡轮发动机模块的定子的部件，该部件包括大量定子叶片和两个同心壳体，该两个同心壳体上固定叶片及径向地定界流经该涡轮发动机的核心发动机气流，一个壳体定界内部上的气流，另一个壳体定界外部上的气流。

本发明也涉及这些核心发动机气流定界壳体。

背景技术

外壳体正常地包括互相之间周向间隔和穿过通常金属壳体厚度的大量开口，以固定从该外壳径向地向内延伸的定子叶片。

每个开口容纳一个定子叶片的头部，该头部通过在相关开口中连续地围绕着叶片头部延伸的焊接固定于外壳体。

相似地，内壳体通常包括互相之间周向间隔和穿过壳体的大量开口，以固定从该内壳体向外径向地延伸的定子叶片。每个开口容纳一个定子叶片的根部，该根部通过在相关开口中连续地围绕着叶片根部延伸的焊接固定于外壳体。

尽管该设计在工业上非常普遍，但是它的缺点是在叶片头部的后缘和/或叶片根部的后缘头部经常出现裂缝。

对缩短定子叶片寿命的这种现象的解释是在叶片头部和/或叶片根部后缘存在非常高的静载荷，因此动态容限太小，有利于裂缝的发展。

建议通过加厚壳体以减少运行期间的变形，因此减少施加于叶片头部和根部的后缘的应力来克服该缺陷。然而，这个解决方案在花费和质量方面是极其昂贵的。

也建议加厚叶片，但是这不可避免地引起流经它们之间的气流的扰动，以及对涡轮发动机整体性能的负面直接影响。

发明内容

因此，本发明的目的是至少部分地克服用现有技术实施方式出现的上述问题。

为了达到该目的，本发明的目的是用于带有几个贯通开口的航空器涡轮发动机模块的定子的壳体，每个贯通开口将固定定子叶片，每个开口限定架体，该架体在叶片后缘将安装在其中的第一端与叶片前缘将安装在其中的第二端之间延伸。根据本发明，机械载荷转移裂隙经过壳体形成在所述至少一个开口中，并且设置为面向沿着所述架体方向的开口的所述第一端及距离其一段距离。

建议的发明可以整体地减少在叶片前缘部分的静载荷，该静载荷将与安装这种机械载荷转移裂隙的开口配合，提供动态容限，因此大大地减缓裂缝的出现。因此，在运行中壳体变形期间，高载荷区被转移到容易地能够支撑这种载荷的裂隙的端部，即，距离后缘一定距离处和壳体内。

所提供的方案是非常满意的，因为它在质量、花费或性能方面不会产生任何不利结果。它也延长了叶片的寿命，有利地意味着可以增加检查和维护运行之间的间隔。

自然地，根据所遇到的需要和限制条件，这个特定的特征可以应用于所有定子叶片或者它可以限定于一些特定的叶片。举例说明，在本发明壳体扇形分区的情况下，已经发现给在每个壳体扇区的端部的两个叶片关联这种机械载荷转移裂隙是明智的。然而，可以设想任何其它构型，而不会超出本发明的范围。

机械载荷转移裂隙的制造只是轻微地延长壳体制造过程，因为在制造开口的同时可以机械制造裂隙。而且，有利地，可以在现有壳体上制造这种裂隙。

最后，注意到本发明的壳体优选地应用于核心发动机气流的外径向定界壳体，换而言之，在涡轮发动机外壳的位移的影响下，运行期间其上出现了最大的变形的定子壳体。注意到，外壳体的主变形以及内壳体更小程度的变形表征为其直径朝向后端增加，整体地转换它的圆柱形为截短的锥形。

优选地，所述裂隙沿着曲线朝开口延伸，可能围绕着开口的一部分延伸。

优选地，所述开口具有在架体每侧上的内弧面部分和外弧面部分，它们在开口的所述第一和第二端会合在一起，所述裂隙也延伸面向内弧面和外弧面部分的一部分，该内弧面部分和外弧面部分的一部分在开口的所述第一端会合。裂隙可以绕着开口的后部，以距离其几乎恒定的距离延伸。

优选地，所述裂隙具有基本上U或V形的形状，并且所述开口的第一端位于U或V形中空的内部，以改善来自于叶片后缘的载荷转移。

优选地，用填充材料填实所述裂隙。放置这种材料所需用的主要作用是流经定子叶片的密封气流，也限制热损失。因此，这种裂隙可以保留空的，或者用所述填充材料填实它，尽管它应用了零或可以忽略的机械支持。

例如，它可以是耐磨类型的填充材料，例如，抵抗温度变化和包含球体的硅酮橡胶化合物。

优选地，壳体形成了连续的大约环形的结构，优选地由单件制成。可替代地，通过首尾相连地放置有角度的壳体扇区可以制造它。