用于飞行器涡轮机的壳体和制作壳体的方法技术

一种用于飞行器涡轮机的壳体，包括：环形封壳(9)，环形封壳围绕轴线A延伸并且具有内部环形表面(9')，壳体还包括紧靠内部环形表面(9')固定的环形耐磨支撑架部(30，40，50，60)，耐磨支撑架部(30，40，50，60)具有加强涂层(32，42，52，62)，加强涂层包括嵌入在树脂基质(32')中的纤维纹理加强部(32”，42”，52”，62”)，纤维纹理加强部(32”，42”，52”，62”)包括纤维纹理叠层(36，37，38，39；46；57；66，68)的堆叠，其中，叠层(36，37，38，39；46；57；66，68)的堆叠包括至少一个由(36；68)或玻璃纤维(46；68)制成的叠层。的叠层。的叠层。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于飞行器涡轮机的壳体和制作壳体的方法


[0001]本专利技术涉及壳体、特别是用于飞行器涡轮机的风扇的壳体的制造。

技术介绍

[0002]
技术介绍
特别包括文献EP
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A1
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3192979、WO
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A1
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2020/044617和EP
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A1
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3093450。
[0003]通常，涡轮机从上游到下游(即在气流的流动方向上)包括风扇、一个或多个压缩机、燃烧室、一个或多个涡轮以及用于喷射离开一个或多个涡轮的燃烧气体的喷嘴。
[0004]图1示出了飞行器涡轮机的风扇1的局部示意图。
[0005]风扇1包括具有叶片的叶轮2，该叶轮2由风扇壳体3围绕，由于该风扇壳体在碎屑进入风扇或者叶片损失的情况下具有保持功能，该风扇壳体也被称为保持壳体。
[0006]风扇壳体3通常包括围绕涡轮机的风扇叶轮2延伸的具有回转轴线A的环形封壳9。该封壳在其轴向端部中的每一个轴向端部处包括环形附接凸缘3'、3”。这些凸缘3'、3”用于将壳体3附接到涡轮机的机舱的环形壁上。
[0007]风扇壳体3在上游连接到空气入口套管(未示出)，在下游连接到中间壳体护罩6。
[0008]壳体还包括上游隔音护罩7和下游隔音面板8。风扇壳体3还包括被称为耐磨支撑架部的环形层4，该环形层布置在封壳9的内部环形表面9'上、位于上游护罩7和下游面板8之间。耐磨支撑架部4承载环形耐磨材料层4'，环形耐磨材料层4'与护罩7以及下游面板8共同形成涡轮机1的空气动力学管道1a的轮廓。
[0009]耐磨支撑架部4的主要功能是支撑耐磨材料层4'，并且填充设置在封壳9的主体9b和叶轮2之间的间隙J(图1)，以避免封壳9的主体9b在非正常操作的情况下与叶轮2直接接触，这种接触可能会导致灾难性的共振现象。
[0010]耐磨支撑架部4的功能涉及两种类型：
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机械类型，一方面：
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对耐磨材料层4'进行支撑，
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填充上述间隙J，
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承受在涡轮机1的运行期间可以被施加在涡轮机1的管道中的压力场，
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阻挡冰的进入，
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在机舱隔间发生火灾的情况下使得烟气能够排出；
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空气动力学类型，另一方面，为了保证管道的轮廓。
[0018]图2示出了耐磨支撑架部4。该耐磨支撑架部4包括NIDA芯部15(即蜂窝材料)、碳纤维涂层14和膨胀材料层20或致密化层。致密化层20布置在NIDA芯部15的上游端和下游端。碳纤维涂层14被构造成使得在三个侧面13a、13b和13c上包覆致密化层20和NIDA芯部15。第四侧面13d(即芯部15的径向外表面)旨在被粘合到封壳9的内表面9'上，并且该第四侧面不具有碳纤维涂层14。
[0019]具体地说，此处的碳纤维涂层14包括四种厚度的碳纤维叠层16、17、18和19。严格地说，第一厚度的叠层16是在三个侧面13a、13b和13c上包覆致密化层20和NIDA芯部15的叠
层。因此，一方面，这些叠层16在耐磨支撑架部4的内侧13b上形成管道1a的外表面，另一方面，在架部4的上游侧13a和下游侧13c上形成涂层。第二厚度的叠层17比第一厚度的叠层16短，第二厚度的叠层17仅在芯部15和层20的内部纵向地延伸。第三厚度的叠层18和第四厚度的叠层19插入在叠层17(一方面)与芯部15和下游层20(另一方面)之间。叠层18和19在下游部分4a中形成加强区域4b，从而增加了耐磨支撑架部4的局部厚度，并因此增加了机械惯性(即方距)和架部4的刚度。具体地，叠层19的轴向长度比叠层18短，并且每个叠层19分别形成局部余量4b”和4b'(图2)。应当注意，下游部分4a对应于架部4的内直径的收窄部。
[0020]图3还局部地示出了根据现有技术的飞行器涡轮机1的风扇的横截面，示出了冰块B在前向锥体10和耐磨支撑架部4的下游部分4a之间可以遵循的路径，其中，前向锥体10位于涡轮机1的中心并且与纵向轴线A对齐。这种冰块B的生成可以在实验室的结冰条件下进行，以再现飞行器巡航高度处的冰形成条件：涡轮机1在低温、高湿度的云中被驱动以最大速度旋转。冰通过积冰在锥体10上形成。在临界冰层厚度下，相当大的一块冰(例如冰块B)断裂并且以高速排放到管道1a中。冰块B随后穿过转子的叶轮2，并且冲击耐磨支撑架部4的下游部分4a，例如冲击在点I处(图3)。这有时会导致完全失去耐磨材料层4'以及对耐磨支撑架部4的碳纤维织物造成损坏。图4示出了在这种再现结冰条件的测试之后的耐磨支撑架部4的下游部分4a。这导致在碳纤维结构中出现凹坑40。
[0021]目前，在已经投入使用(即安装在飞行器上)的发动机上，不可能对具有这种损坏的耐磨支撑架部4进行更换。
[0022]如果耐磨支撑架部4在制造过程中受到损坏，则可以对其进行更换，但是由于耐磨支撑架部4被粘合到封壳9上，因此这将是困难的并且昂贵的。因此，有必要将耐磨支撑架部4进行剥离，注意不能损坏封壳3。随后可以装配新的耐磨支撑架部4，这将需要高压釜固化循环。因此，这种更换是昂贵、精细和耗时的，因此是不可取的。
[0023]因此，本专利技术旨在提出一种具有耐磨支撑架部的飞行器涡轮机壳体，该耐磨支撑架部具有改进的使用寿命，特别是在冰冲击的情况下。

技术实现思路

[0024]因此，本专利技术涉及一种飞行器涡轮机壳体，包括：环形封壳，所述环形封壳围绕纵向轴线延伸并且具有内部环形表面，所述壳体还包括贴靠所述内部环形表面的环形耐磨支撑架部，所述耐磨支撑架部具有加强涂层，所述加强涂层包括嵌入在树脂基质中的纤维纹理加强部，所述纤维纹理加强部包括纤维纹理叠层的堆叠，其中，所述叠层的堆叠包括至少一个由凯夫拉或玻璃纤维制成的叠层。
[0025]因此，根据本专利技术，特别是在冰和转子叶轮冲击的情况下，提高了耐磨支撑架部对冲击的机械强度。通过提供抗冲击织物，这种冲击造成的损害也受到限制或被消除。
[0026]根据本专利技术的壳体可以包括以下单独或相互组合使用的特征中的一个或多个：
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所述纤维纹理叠层的堆叠中的叠层在所述耐磨支撑架部的下游部分处形成加强区域；
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所述加强区域的所述叠层形成局部余量，特别是在径向方向上形成局部余量；
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所述至少一个由或玻璃纤维制成的叠层至少部分地延伸到所述耐磨支撑架部的所述下游部分中；
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所述至少一个由或玻璃纤维制成的叠层延伸超过所述耐磨支撑架部的轴向长度的一半；
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所述至少一个由或玻璃纤维制成的叠层形成所述耐磨支撑架部的径向内部涂层和/或被配置为形成所述涡轮机的管道的外壁；
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所述至少一个由或玻璃纤维制成的叠本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种飞行器涡轮机壳体，包括：环形封壳(9)，所述环形封壳围绕轴线A延伸并且具有内部环形表面(9')，所述壳体还包括贴靠所述内部环形表面(9')的环形耐磨支撑架部(30，40，50，60)，所述耐磨支撑架部(30，40，50，60)具有加强涂层(32，42，52，62)，所述加强涂层包括嵌入在树脂基质(32')中的纤维纹理加强部(32”，42”，52”，62”)，所述纤维纹理加强部(32”，42”，52”，62”)包括纤维纹理叠层(36，37，38，39；46；57；66，68)的堆叠，其特征在于，所述叠层(36，37，38，39；46；57；66，68)的堆叠包括至少一个由(36；68)或玻璃纤维(46；68)制成的叠层。2.根据前一项权利要求所述的飞行器涡轮机壳体，其中，所述纤维纹理叠层的堆叠中的叠层(38，39；68)在所述耐磨支撑架部(30，40，50，60)的下游部分(30a；50a；60a)处形成加强区域(30b；60b)。3.根据前一项权利要求所述的飞行器涡轮机壳体，其中，所述加强区域(30b；60b)的所述叠层(38，39；68)形成局部余量。4.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器涡轮机壳体，其中，所述至少一个由(36；68)或玻璃纤维(46；68)制成的叠层延伸超过所述耐磨支撑架部(30，40，50，60)的轴向长度的一半。5.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器涡轮机壳体，其中，所述至少一个由(36；68)或玻璃纤维(46；68)制成的叠层形成所述耐磨支撑架部(30，40，50，60)的径向内部涂层。6.根据前述权利要求中任一项所述的飞行器涡轮机壳体，其中，所述至少一个由(36；68)或玻璃纤维(4...

【专利技术属性】
技术研发人员：克莱门特，
申请(专利权)人：赛峰飞机发动机公司，
类型：发明
国别省市：