涡轮发动机的轻质固定翼片组件和包括至少一个这种固定 翼片组件的涡轮发动机 【技术领域】
本发明涉及用于涡轮发动机的固定翼片组件， 例如高压或低压涡轮引导翼片组 件， 特别是用于飞机涡轮喷气发动机， 且本发明还涉及包括至少一个这种固定翼片组件的 涡轮发动机。背景技术
飞机涡轮喷气发动机在传统上包括高压压缩机、 低压压缩机、 燃烧室、 高压涡轮发 动机、 和低压涡轮发动机。
压缩机用于对大气中的空气进行增压， 燃烧室将由压缩机压缩的空气与燃料混合 并燃烧混合物， 涡轮置于喷射流中并由高温气流驱动。涡轮特别是用于驱动压缩机。
压缩机包括转子翼片， 固定引导翼片引导在各压缩级之间的流动。 在燃烧室的输出处， 设有固定高压引导翼片组件， 用于在离开燃烧室的热气流与 高压涡轮发生接触之前对其进行调整。这种高压引导翼片组件包括被固紧在壳体 ( 被称为 内壳体 ) 上的环， 和沿径向向外延伸的叶片。内壳体确保在压缩机与涡轮之间的连接。
引导翼片组件由若干扇区构成， 每个扇区固定在内壳体上。
每个扇区通常包括一平台， 由此叶片沿径向向外延伸， 以及一紧固到壳体上的紧 固连接片沿径向向内延伸。所述连接片包括两个孔， 用于与设置在高压涡轮侧上的内壳体 的两个孔对准， 将销插入到这些对准的孔中， 在销的下游加入法兰以将它们沿轴向保持。
这种类型的涡轮发动机从例如文献 FR 2 907 499 中知悉。
这种类型的紧固令人满意， 但组件的重量相当大， 通过额外的环形法兰实现销的 轴向阻动。
因此， 本发明的一个目的在于， 提供一种质量减小的用于涡轮发动机的固定翼片 组件。
发明内容 前述目的通过一种固定翼片组件实现， 其用于涡轮发动机， 包括 ： 设置有叶片和平 台的至少两个角度扇区， 叶片从平台和角度扇区固紧到其上的壳体沿径向向外延伸， 使用 销实现角度扇区的径向保持， 销穿过从平台沿径向向内突出的连接片， 环安装在壳体的槽 中并针对所述销形成轴向止动以将它们保持在角度扇区的径向保持位置。
换句话说， 现有技术的法兰被替代为简单的弹性环， 其重量低于法兰的重量。而 且， 其安置和保持就位很简单。该环在对角度扇区维护的情况下也易于移除。
特别是在引导翼片组件 - 内壳体组装的情况下， 将引导翼片组件紧固到内壳体上 的销安装在燃烧室侧上， 所述销的轴向保持环也是如此。于是使用在燃烧室侧上至此未使 用的可用空间， 以执行组装， 这可将高压涡轮尽可能近地定位到引导翼片组件上。
这样， 本发明主要涉及一种固定翼片组件， 用于具有纵轴的涡轮发动机， 包括 ： 壳
体， 和设置有叶片的至少两个角度扇区， 所述角度扇区固紧在所述壳体上， 每个角度扇区包 括： 使至少一个叶片沿径向向外突出的平台和将所述角度扇区紧固到所述壳体上的紧固连 接片， 所述紧固连接片从所述平台沿径向向内突出， 所述壳体包括用于接纳所述紧固连接 片的沿纵轴的环形第一槽， 所述固定翼片组件包括用于保持所述角度扇区的径向保持销， 所述径向保持销被引入到在所述壳体和所述紧固连接片中形成的孔中， 所述孔具有大致平 行于所述纵轴的轴线， 所述壳体还包括沿纵轴的环形第二槽， 用于接纳所述径向保持销的 轴向保持环。
每个销可包括径向第一裙， 该径向第一裙沿轴向限定头部和尾部， 所述尾部穿过 所述壳体和所述紧固连接片的孔， 所述第一裙由一个表面支承抵靠分隔所述第一槽和第二 槽的环形肋， 并通过另一表面支承抵靠所述环， 所述环由径向外边缘支承抵靠每个销的头 部的周边的沿径向向内的一部分。
有利地， 所述销包括在所述头部的一个自由端处的径向第二裙， 该第二裙和所述 第一裙限定与所述环形第二槽大致等宽的空间， 并接纳所述环的径向外边缘的一部分。
所述销的第一裙和第二裙可均包括一平坦区部， 和对所述销角向阻动的机构。所 述角向阻动机构可例如由设置有平坦区部的机架形成， 所述设置有平坦区部的机架的形状 对应于所述第一裙的与所述环形分离肋的孔 (36) 相临接部分的形状， 使得所述裙的平坦 区部沿径向向外。
所述环可具有缝， 并有利地包括两端， 所述两端重叠而使得所述环形成闭环。
例如， 所述环的端部较薄并连接到具有较大厚度的部分， 所述端部重叠， 每个所述 端部设置有至少一个穿孔， 用于插入工具以使得各所述端部更接近到一起或更分开。
在一个可替代实施例中， 所述第一槽的与所述分离的肋相对的表面包括非通孔， 每个非通孔接纳销的尾部的自由端。
在另一可替代实施例中， 所述第一槽的与所述分离的肋相对的表面包括通孔， 每 个通孔接纳销的尾部的自由端。
在另一可替代实施例中， 所述销的尾部的自由端支承抵靠所述第一槽的与所述分 离的肋相对的表面。
所述角度扇区的紧固连接片可均包括在沿所述纵轴对中的圆的弧上布置的两个 孔， 其中一个孔具有圆形截面而另一个孔具有长形截面而以其较大尺寸与所述圆的弧大致 对准。
例如， 所述壳体为内壳体， 所述角度扇区形成高压涡轮引导翼片组件， 所述环布置 在相对于所述第一槽的燃烧室侧上。
本发明还涉及一种涡轮发动机， 包括至少一个根据本发明的固定翼片组件。 附图说明
利用以下描述和附图， 本发明将被更好地理解， 其中 ： 图 1A 是根据本发明的涡轮发动机在燃烧室和高压涡轮处的部分的纵截面图。 图 1B 是图 1A 所示涡轮发动机的引导翼片组件的角度扇区的前视图。 图 2 是图 1 的在将高压引导翼片组件紧固到内壳体上时的放大图。 图 3A 至 3C 是图 2 所示结构根据三个可替代实施例的详细图。图 4 是针对径向保持销形成轴向止动的环的立体图。
图 5 是将角度扇区紧固到内壳体上的另一实施例的放大截面图。
图 6 是图 5 所示结构的可替代方案的纵截面图。
图 7 是根据图 6 所示结构的可替代方案的在壳体与角度扇区之间的连接部的燃烧 室侧上的前视图。 具体实施方式
以下描述将提供对用于高压涡轮的引导翼片组件的详细描述， 但本发明不限于引 导翼片组件， 而是适用于用于涡轮发动机的任何固定翼片组件。
在描述中应考虑到， 在图 1 中从左到右的方向对应于气流的流动方向， 左方表示 上游而右方表示下游。
为了简要的目的， 在所述各种实施例中， 将使用相同附图标记表示具有相同功能 或大致相同结构的元件。
图 1A 显示出根据本发明的具有回转轴线 X 的涡轮发动机的详细图。这种涡轮发 动机特别地包括燃烧室 2， 燃烧室 2 设置有 ： 用于来自压缩机 ( 未示出 ) 的空气的上游吸入 口 4， 和燃烧气体的排放口 6。涡轮发动机还包括 ： 布置在排放口 6 上游的高压引导翼片组 件 8， 布置在引导翼片组件 8 下游的高压涡轮 10， 用于驱动压缩机。 燃烧室 2 由固定在外壳体上的径向外封闭体 14 和固定在内壳体 18 上 ( 表示 “内 壳体” ) 的径向内封闭体 16 构成。
引导翼片组件 8 固定在内壳体 18 上。如在图 2 中详细所示， 引导翼片组件 8 包括 在径向外环 9 与径向内环 11 之间延伸的叶片 12。叶片 12 布置在排放口 6 下游并处于燃烧 气体的流动路径上， 这些叶片 12 将用于在离开燃烧室 2 的气流与高压涡轮 10 相互作用之 前对其进行调整。
引导翼片组件 8 由至少两个分别固定在内壳体 18 上的角度扇区 8.1 构成。在一 个示例中， 引导翼片组件 8 包括 16 个角度扇区 8.1， 每个角度扇区设置有两个叶片。
叶片 12 从形成引导翼片组件 8 的内冠 11 一部分的平台 20 沿径向向外延伸。用 于将平台 20 紧固到内壳体 18 上的紧固连接片 22 朝向与支撑叶片 12 的平台 20 相对表面 上的平台 20 内侧沿径向突出。
当所有角度扇区 8.1 固定在内壳体上时， 端对端安置的各平台形成连续的环。
图 2 显示出内壳体 18 在其下游端 18.1 处包括 ： 沿轴线 X 的环形第一槽 24， 其沿 径向向外开放 ； 和沿轴线 X 的环形第二槽 26， 其沿径向向外开放。第一槽 24 位于第二槽 26 与高压涡轮 10 之间。第一槽 24 由第一环形肋 25 和第二环形肋 27 限定 ； 环形第二槽 26 由 第二环形肋 27 和第三环形肋 29 限定， 其中第二环形肋 27 分离第一槽 24 和第二槽 26。
第一槽 24 接纳高压引导翼片组件 8 的角度扇区的紧固连接片 22。
根据本发明， 用于沿径向保持角度扇区 8.1 的销 30 被引入紧固连接片 22 和内壳 体 18 的孔中， 其中销 30 将角度扇区紧固到内壳体 18 上。环 28 设置在第二槽 26 中， 针对 径向保持销 30 形成轴向止动。
根据一个优选实施例， 径向保持销 30 安装在燃烧室 2 一侧上的内壳体 18 中和紧 固连接片 22 中， 保持环 28 也是如此。在引导翼片组件 8 与涡轮 10 之间的距离于是可尽可
能地减小， 而同时保留间隙以避免在涡轮 10 与引导翼片组件 8 之间的机械冲突。
如图 1B 中所示， 每个紧固连接片 22 均包括两个通孔 32、 34， 位于沿轴线 X 对中的 圆部分的弧上。其中一个孔 32 具有圆形截面， 其直径与径向保持销 30 的直径大致相等， 以 使它们可置于孔 32 中 ； 另一个孔 34 具有椭圆形截面， 其较大的尺寸沿着所述沿轴线 X 对中 的圆的弧而取向， 较小的直径与径向保持销 30 的直径大致相等。圆孔和椭圆孔的实施方案 即使在尺寸变化的情况下也允许组装。
第二环形肋 27 还包括成对的孔 36， 成对的孔 36 的数量与将固定到内壳体 18 上的 引导翼片组件角度扇区的数量相等。
每对孔 36 的径向位置和相对间隔使得 ： 当角度扇区 8.1 的孔 32、 34 就位时， 孔 36 与孔 32、 34 对准。在所示的示例中， 平台 20 支承在第一环形肋 25 的径向外端上。
孔 32、 34、 36 具有大致平行于纵轴 X 的轴线。
有利地， 孔 36 的上游端倾斜以利于销 30 的布置。
每个径向保持销 30 穿过第二环形肋 27 的孔 36 和紧固连接片 22 的孔 32 或 34。
每个径向保持销 30 包括至少一个轴向止动部， 在所示的示例中， 轴向止动部由裙 37 形成， 裙 37 沿径向突出并支承抵靠第二环形肋 27 的上游表面。 此裙 37 在径向保持销 30 中沿轴向限定 ： 一尾部 30.1 穿过孔 36 和 32 或 34， 一头 部 30.2 位于燃烧室 2 的一侧上。
图 3A 至 3C 显示出第一肋 25 的不同形状。
在图 3A 中， 第一肋 25 包括一平的上游表面， 销 30 的尾部 30.1 的自由端支承抵靠 此表面。此实施例非常简单， 不损害在处于不同压力下的内壳体 18 两侧上的两个区域之间 的密封。
在图 3B 中， 第一肋 25 包括多对通孔 38 用以接纳每个销 30 的尾部 30.1 的自由端， 成对孔 38 的数量等于将固定的引导翼片组件角度扇区的数量。此实施例易于制造并确保 在角度扇区与内壳体之间的连接的良好牢固性。
图 3C 显示出另一可替代实施例， 其中， 第一肋 25 包括多对非通孔 40 用以接纳径 向保持销 30 的尾部 30.1 的自由端， 成对孔 40 的数量等于将固定的引导翼片组件角度扇区 的数量。因此， 每个尾部 30.1 的自由端邻接抵靠孔 40 的底部。
此可替代实施例使得可以不损害密封， 并确保在角度扇区与内壳体之间的连接的 良好牢固性。
在所示的示例中， 第二肋 27 的上游表面包括凹部 42 用以接纳裙 37， 使得裙不从第 二肋 27 的上游表面突出， 以防止对轴向保持环 28 设置的扰乱。
轴向保持环 28 设置于支承抵靠裙 37 上游表面的第二槽中， 并针对径向保持销 30 形成轴向止动。
轴向保持环 28 具有的厚度大致等于第二环形槽 27 的宽度。
轴向保持环 28 是簧环 / 弹性挡圈的类型， 其具有缝， 其两端 28.1、 28.2 可分开或 接近到一起以分别使环 28 可安装到第二槽 26 中， 以及使径向保持销 30 可组装。图 4 显示 出在缝区域的轴向保持环， 端 28.1、 28.2 为台阶形式， 并在组装位置至少部分地重叠， 以形 成连续的圆形止动部。而且， 这种覆盖足以防止轴向保持环 28 在操作过程中打开， 这种打 开在与径向保持销 30 相反作用时将会妨碍环 28 执行其功能。
而且， 端 28.1、 28.2 的这种重叠使轴向保持环 28 可装容在其机架中， 而没有由于 丧失弹性而使其脱出第二环形槽 26 的风险。
端 28.1、 28.2 均设置有穿孔， 用于插入所述环的间隔工具。
现在将阐释在内壳体 18 上的高压引导翼片组件 8 的组装。
轴向保持环 28 的端部 28.1、 28.2 分隔开， 以允许将其置于第二槽 26 中。
角度扇区 8.1 然后置于内壳体 18 上， 更具体地， 它们的连接片 22 插入到第一槽 24 中， 功能间隙分别设置在每个连接片 22 的上游和下游表面与第一肋 25 的上游表面和第二 肋 27 的下游表面之间， 以适应由于内壳体 18 和引导翼片组件的膨胀所致的尺寸变化， 而同 时减少角度扇区的移动。
紧固连接片 22 插入第一槽 24 中， 以使紧固连接片 22 的孔 32、 34 与第二肋 27 的 孔 36 对准。
然后， 对于对准孔 32、 36 中的一些和对于对准孔 34、 36 中的其它孔， 径向保持销 30 沿平行于纵轴 X 的方向插入， 直到它们的裙 37 支承抵靠第二肋 27 的上游表面。对此， 轴向 保持环 28 被固紧并被推入第二槽的底部中。当所有径向保持销 30 就位时， 轴向保持环 28 松开。 由于其弹性， 环 28 以其径向外边缘邻接抵靠销头部 30.2 并针对裙 37 形成径向止动。 环 28 对头部 30.2 上的径向支承确保对轴向保持环 28 的横向阻动。 径向保持销 30 离开其孔 32、 36 或 34、 36 的风险很低， 这是因为将有必要一方面使 环丧失其弹性并落到槽底部而另一方面使销 30 沿轴向移动。
图 5 显示出根据本发明的在内壳体上的引导翼片组件的组装的第二实施例。
在此第二示例中， 径向保持销 30 包括位于径向保持销 30 的头部 30.2 的自由端处 的第二裙 44。第二裙 44 和第一裙 37 限定接纳轴向保持环 28 的槽。
这样， 轴向保持环 28 的径向内边缘被接纳在第二槽 26 中， 且其径向外边缘被接纳 在裙 37、 44 之间。裙 37、 44 在所示的示例中具有相同的直径。然而， 也可提供具有不同直 径的裙。
这样， 即使在很强振动的情况下， 轴向保持环 28 也不会脱出。
此第二实施例的组装很类似于第一实施例的组装。 然而， 在这种情况下， 轴向保持 环 28 的角度位置使得 ： 轴向保持环 28 的端 28.1 的两个穿孔位于两个径向保持销 30 之间 而使它们能够被固紧工具操作。
图 6 显示出第二实施例的可替代方案， 其中， 引导翼片组件包括 ： 支承在燃烧室 2 的壳体上的密封条 46。当引导翼片组件的角度扇区 8.1 就位时， 密封条 46 位于第二肋 27 的孔 36 的轴向上游并妨碍销 30 的设置。实际上， 它们的径向内端在销的插入过程中干扰 到将沿径向向外定位的径向保持销 30 的周边。
对此， 在径向保持销 30 的第一裙 37 和第二裙 44 上设置平坦的区部 37’ 和 44’ ， 这 些平坦区部 37’ 、 44’ 沿径向向外取向并使销可插入， 而不与条 46 发生接触。
而且， 还设置而阻止销的旋转运动以防止平坦区部 37’ 、 44’ 沿径向向内取向， 裙 37 和 44 于是不再限定用于接纳环 28 径向外边缘的槽。
销 30 的角向阻动通过在与孔 36 的上游端临接的机架中沿径向向外形成平坦区部 48 而实现， 此平坦区部 48 的形状对应于裙 37 的平坦区部 37’ 的形状。两个平坦区部 37’ 、 48 的配合于是防止销 30 旋转。
图 7 显示出高压引导翼片组件 8 的上游表面和内壳体 18 的视图， 其中径向保持销 30 设置有平坦区部 44’ 。
在此实施例中， 第三肋 29 包括沿角向位于两个孔 36 之间的凹部 50， 这些凹部可减 小内壳体以及涡轮发动机的重量。
本发明可应用于所有用于涡轮发动机的固定翼片组件， 更特别地用于涡轮引导翼 片组件的组装。