本发明专利技术公开了一种用于飞行器双流涡轴发动机的压缩机(1)，飞行器双流涡轴发动机沿着从上游向下游延伸的轴X纵向延伸，压缩机(1)包括低压压缩机、高压压缩机(3)和轴向连接低压压缩机和高压压缩机(3)的中间套体(2)，高压压缩机(3)包括进气导向轮(33)，进气导向轮包括定位环(34)、高压压缩机的外部套体(35)以及多个叶片(38)，压缩机(1)包括阻挡装置(5)，阻挡装置包括至少一个与中间套体(2)固接的第一构件和至少一个与定位环(34)固接的第二构件，第二构件并被配置为与第一构件配合以阻挡定位环(34)相对中间套体(2)沿轴X切向运动，同时允许定位环(34)相对中间套体(2)沿轴X轴向和径向运动。向运动。向运动。
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】包括用于将定位环固定的装置的飞行器涡轴发动机的压缩机
[0001]本专利技术涉及飞行器双流涡轴发动机领域，更具体地是针对提高对异物吸入抵抗性能的飞行器涡轴发动机的压缩机。
技术介绍
[0002]已知地，参考图1，飞行器涡轴发动机100沿着纵轴X延伸并使得能够通过涡轴发动机100中的从上游向下游的流动的输入气流的加速来实现飞行器的推进。在下文中，术语“上游”和“下游”是相对从上游向下游延伸的纵轴X来定义的。类似地，术语“内部”和“外部”是相对纵轴X的径向方向来定义的。
[0003]已知地，参考图1，飞行器双流涡轴发动机100包括径向内部主流管101，输入气流的第一部分(称为主气流)在该管中流动；以及径向外部辅流管102，其中输入气流的第二部分(称为辅助气流)在该管中流动。
[0004]已知地，参考图1，该涡轴发动机100包括从上游向下游延伸的进气管，该进气管包括用于将输入气流25引导至主流管101和辅流管102的风扇103、用于压缩主气流的压缩机104、燃烧室105以及涡轮机106。
[0005]已知地，参考图1，压缩机104包括位于上游的低压压缩机110、位于下游的高压压缩机130以及轴向连接低压压缩机110和高压压缩机130的中间套体120。
[0006]在实践中，参考图2，其示出了图1的放大视图A1，中间套体120包括界定主流管101的内部的内壳121、界定主流管101的外部的外壳122以及在内壳121和外壳122之间延伸的支撑臂123。
[0007]仍参考图2，高压压缩机130包括沿轴X轴向安装且交替分布的定子131和转子132以分别引导和加速主气流，定子131也被称为矫直器。已知地，位于高压压缩机130最上游的定子被称为“进气导向轮133”，其缩写“IGW”对于本领域技术人员众所周知的。高压压缩机130还包括在外部界定主流管101的外部套体135。
[0008]已知地，参考图2，入口导向轮133包括轴X的定位环134和安装在定位环134和高压压缩机130的外部套体135之间的多个叶片138，定位环134在内部界定主流管101。实践中，定位环134的外周缘与外部套体135的外周缘分别设有多个内部凹槽136和多个外部凹槽137，以安装叶片138。在该示例中，进气导向轮133包括叶片填隙系统139，用以根据飞行条件来调整叶片138的朝向。这种中间套体120和这种高压压缩机130在现有技术如专利FR2936560B1中是公知的。
[0009]事实上，在飞行器的飞行期间，特别是在起飞和着陆阶段，风扇103产生吸入现象，可能会将异物，特别是鸟类，吸入压缩机104。这样的吸入可能对进气导向轮133产生绕轴X的机械力矩，这可能会损坏进气导向轮133的叶片138，并在某些情况下可能导致涡轴发动机100故障。
[0010]为了避免这种现象，在现有技术中已知的是在中间套体120上以嵌入的方式固定安装进气导向轮133。换句话说，进气导向轮133不能相对中间套体120进行径向、切向和轴
向运动。
[0011]这种方案虽然有效，却在中间套体120与进气导向轮133之间建立了超稳定连接，这使得中间套体120和进气导向轮133之间产生摩擦并由此导致两者之间出现过早磨损。为了避免该摩擦，一个方案是增大安装间隙，但这会影响涡轴发动机100的性能。再者，该方案使得在维护时更难以拆卸高压压缩机104且更难调节叶片填隙系统139。
[0012]因此，本专利技术的目的是在吸入异物时防止对进气导向轮叶片5的损伤，且不降低涡轴发动机的性能，同时无需修改进气导向轮和中间套体的整体结构。
[0013]专利申请EP1998006A2中公开一种用于连接飞行器涡轴发动机的中间套体与高压压缩机的进气导向轮的密封机构。专利W02014052800A1涉及一种飞行器涡轴发动机的定子组装件，其包括用于相对壳体封阻定子叶片的外部平台的系统。专利EP2372097 A2涉及一种飞行器涡轴发动机涡轮机，其包括径向内部支撑件，该径向内部支撑件上安装有定子区，该定子区包括由径向叶片连接的内部平台和外部平台。
技术实现思路
[0014]为此，本专利技术涉及一种用于飞行器双流涡轴发动机压缩机，其沿着从上游到下游延伸的轴X纵向延伸，所述压缩机包括位于上游的低压压缩机、位于下游的高压压缩机和轴向连接所述低压压缩机及所述高压压缩机的中间套体，所述压缩机包括主流管，由所述压缩机加速的主气流在主流管中从上游向下游流动，所述高压压缩机包括进气导向轮，所述进气导向轮包括界定所述主流管的内部的定位环、界定所述主流管的外部的高压压缩机的外部套体以及多个叶片，各叶片在位于所述定位环与所述高压压缩机的外部套体之间的主流管中延伸。
[0015]本专利技术的显著之处在于该压缩机包括阻挡装置，该阻挡装置包括至少一个第一构件和至少一个第二构件，第一构件与中间套体一体成型，第二构件与定位环一体成型且被配置为与第一构件配合，以在阻挡定位环相对中间套体沿着轴X切向运动的同时允许定位环相对中间套体沿着轴X进行轴向运动和径向运动。
[0016]借助于本专利技术，在吸入异物的情况下，有利地保护定位环不进行任何切向运动，从而避免进气导向轮叶片的任何损伤。该中间套体是稳固性元件，其有利地能够抵抗由定位环接收的切向力。此外，该阻挡装置允许定位环相对中间套体进行轴向运动和径向运动，从而避免了超稳定和相关性能的损失。再者，定位环在热力的作用下仍可能径向膨胀。借助于本专利技术，在吸入异物时，涡轴发动机具有最优性能和改进的抵抗力。
[0017]优选地，中间套体包括界定主流管的内部的内壳和界定主流管的外部且与高压压缩机的外部套体连接的外壳。第一构件与内壳一体成型，具体为与内壳的下游部分一体成型。
[0018]有利地，这使得第一构件能够在定位环附近延伸，从而减小其尺寸和质量。再者，该内壳是稳固性构件，其有利地能够抵抗由定位环接收的切向力。
[0019]有利地，该第一构件向下游轴向突伸。该第一构件能够在实现切向阻挡的同时保留轴向和径向自由。该第一构件设计简单，从而减小其质量和整体尺寸。
[0020]根据本专利技术的一个方面，该第二构件呈壳体形式，并在定位环中沿轴向向下游延伸，该第二构件被配置为优选地通过互锁的方式与所述第一构件相接。有利地，第一构件和
第二构件的形状相适配以形成卡接。
[0021]优选地，第二构件呈两个侧腿和一基部形成的U形。U形的凹部径向向内延伸，从而使得定位环在热力条件下径向向外膨胀。
[0022]优选地，该内壳包括下游部分，该下游部分包括第一径向壁、位于所述第一径向壁下游且位于所述第一径向壁径向内部的内部第二径向壁以及连接第一径向壁和第二径向壁的第三轴向壁。第一径向壁和第三轴向壁共同形成用于安装第一构件的凹部。“径向”和“轴向”是指大致径向和大致轴向。
[0023]有利地，将第一构件安装在凹部中，使得第一构件一方面能够与第一径向壁一体成型，另一方面与第三轴向壁一体成型，从而增加其机械强度。这对于抵本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种用于飞行器双流涡轴发动机(100)的压缩机(1)，所述双流涡轴发动机沿着从上游向下游延伸的轴X纵向延伸，所述压缩机(1)包括位于上游的低压压缩机(110)、位于下游的高压压缩机(3)和轴向连接所述低压压缩机(110)和所述高压压缩机(3)的中间套体(2)，所述压缩机(1)包括主流管(4)，由所述压缩机(1)加速的主气流在主流管(4)中从上游向下游流动，所述高压压缩机(3)包括进气导向轮(33)，所述进气导向轮(33)包括界定所述主流管(4)的内部的定位环(34)、界定所述主流管(4)的外部的高压压缩机的外部套体(35)以及多个叶片(38)，各叶片(38)在位于所述定位环(34)与所述高压压缩机的外部套体(35)之间的主流管(4)中延伸，所述中间套体(2)包括界定所述主流管(4)的内部的内壳(21)和界定所述主流管(4)的外部并与所述高压压缩机的外部套体(35)连接的外壳(22)，其特征在于，所述压缩机(1)包括阻挡装置(5)，所述阻挡装置(5)包括：
‑
至少一个第一构件(6)，所述第一构件(6)与所述中间套体(2)的内壳(21)一体成型；和
‑
至少一个第二构件(7)，所述第二构件与所述定位环(34)一体成型，并被配置为与所述第一构件(6)配合以阻挡所述定位环(34)相对所述中间套体(2)沿轴X切向运动，同时允许所述定位环(34)相对所述中间套体(2)沿轴X轴向运动和径向运动。2.如权利要求1所述的压缩机(1)，其特征在于，所述内壳(21)包括下游部分，所述下游部分包括第一径向壁(24)、位于所述第一径向壁(24)下游且位于所述第一径向壁(24)径向内部的内部第二径向壁(26)以及连接所述第一径向壁(24)和所述第二径向壁(26)的第三轴向壁(25)，所述第一径向壁(24)和所述第三轴向壁(25)共同形成安装所述第一构件(6)的凹部。3.如权利要求1或2所述的压缩机(1)，其特征在于，所述中间套体(2)包括多个在所述主流管(4)中延伸且连接所述内壳(21)和所述外壳(22)的支撑臂(23)，所述压缩机(1)中的至少一个第一构件(6)相对轴X位于与支撑臂(23)相同的角度位置，优选地，每个第一...
【专利技术属性】
技术研发人员：托马斯，
申请(专利权)人：赛峰飞机发动机公司，
类型：发明
国别省市：
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