用于插入在飞行器双流涡轮发动机壳体元件和机舱元件之间的改进的空气密封设备

摘要

本发明涉及一种用于插入在飞行器双流涡轮发动机壳体元件(16)和机舱元件(30)之间的空气密封设备(40)，该密封设备包括附接突片(42)，在该附接突片的端部处定位有密封部分(44)，该密封部分具有用于与壳体元件和机舱元件接触的外表面以及限定出腔的内表面。内表面限定在腔内延伸的至少一个突起。

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于插入在飞行器双流涡轮发动机壳体元件和邻近壳体元件的机舱元件之间的空气密封设备。

本发明适用于任何类型的双流涡轮发动机，并且特别适用于涡轮喷气发动机。

背景技术

在飞行器双流涡轮发动机中，通常在涡轮发动机的壳体和机舱之间设置一个或多个密封区域，特别是限制次级流的泄漏，特别是限制次级流沿着涡轮发动机的风扇隔室的方向的泄漏。

为了限制这些潜在的空气泄漏，可以考虑常规的解决方案，但是这些解决方案通常不能完全令人满意。实际上，用于安装在这些区域中的密封设备必须满足许多约束，使得该密封设备的设计特别复杂。主要的约束之一是在操作中必须具有足够高的刚度以承受空气压力，而不管密封设备的变形程度如何。该目的导致提供非常高的刚度，但该刚度仍然必须保持足够低以使得机舱元件能够安装在壳体元件上。

这些相互矛盾的约束使设计变得困难。因此，仍然需要实现一种空气密封设备，该空气密封设备的设计保证所需的功能。

发明内容

为了满足需要，本发明首先涉及一种用于插入在飞行器双流涡轮发动机壳体元件和机舱元件之间的空气密封设备，该密封设备包括权利要求1所述的特征。

有利地，突起使得能够限制设备的密封部分的下垂。因此，由于通过这些突起所提供的支承，特别是通过在最大压缩情况下确保增加的刚度，这些突起对所表示的需要提供了令人满意的响应。

优选地，本发明提供以下被单独采用或组合采用的可选技术特征中的至少一个技术特征。

每个突起沿着由密封部分界定的中空部的中心的方向延伸。

在密封设备的横截面中，每个突起限定突起高度方向，该突起高度方向被布置成与固定突片延伸的方向形成介于40°到60°之间的角度。优选地，该角度大约为50°。角度A1的这些值对应于在设备的密封部分的无约束状态下观察到的那些值。

两个突起的突起高度方向重合，优选地穿过由密封部分界定的中空部的中心。

密封部分形成内部界定所述中空部的闭合环，优选地，该闭合环在无约束状态下具有大致圆形的形状。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，可以采用其它形状，例如椭圆形或长方形的形状。

密封部分由中空部中的一个或多个加压孔穿过。这使得能够加强界定该中空部的密封部分在壳体和机舱元件之间的接触。

密封部分具有以下特征中的至少一个特征，并且优选地具有这些特征中的每一个特征的组合：

-该密封部分由弹性材料制成，优选地由硅树脂弹性材料制成；

-该密封部分包括至少一个纤维增强层，优选地，纤维增强层由聚酯制成；

-该密封部分包括至少一个抗摩擦外层，优选地，抗摩擦外层由预固化的聚酯织物制成。

本发明的目的还在于一种用于飞行器的推进单元，该推进单元包括飞行器双流涡轮发动机、机舱以及插入在涡轮发动机的壳体元件和机舱元件之间的至少一个这种空气密封设备。

优选地，壳体元件是涡轮发动机的中间壳体的外护罩，并且机舱元件是整流罩，整流罩径向向外界定推进单元的次级流路径。

本发明的其它优点和特征将在以下非限制性的详细描述中变得显而易见。

附图说明

本说明将参照附图来进行，在附图中：

[图1]是根据本发明的优选实施例的推进单元的局部和示意性透视图；

[图2]示出了在前一图中示出的推进单元的一部分的横截面视图，特别地示出了根据本发明的优选实施例的密封设备在壳体元件和机舱元件之间的安装；

[图3]示出了在前一图中示出的部分的透视图；

[图4]示出了在图2和图3中示出的密封设备的任何横截面的视图，其中该设备处于无约束状态；

[图5]示出了根据一个替代实施例的类似于图4的视图；

[图6]示出了根据另一个替代实施例的类似于图4和图5的视图；

[图7]是类似于图2的示意性视图，其中该密封设备在壳体和机舱之间具有最小的压缩；以及

[图8]是类似于图2的示意性视图，其中该密封设备在壳体和机舱之间具有最大的压缩。

具体实施方式

首先参照图1，部分地示出了根据本发明的优选实施例的推进单元100。该单元100包括用于飞行器的双流涡轮发动机1、用于将该涡轮发动机附接在飞行器的机翼元件(未示出)上的吊架9、以及仅非常部分地示出的机舱11。

推进单元100具有纵向方向X，该纵向方向也对应于涡轮发动机1的纵向方向和吊架9的纵向方向。单元100还具有横向方向Y以及对应于高度方向的竖直方向Z。三个方向X、Y和Z彼此正交并形成正三面体。

优选地，吊架9使得能够将涡轮发动机1悬挂在飞行器的机翼下方。该吊架包括用于承受来自涡轮发动机的力的结构部分，该部分通常被称为主结构或刚性结构。该吊架通常呈盒子的形状，图1中仅示出了该吊架的一个上游端部7。吊架还装备有呈空气动力学整流罩形状的次级结构(未示出)。

在所描述和所示的优选实施例中，涡轮发动机1是双流和双体涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机1具有平行于方向X的纵向中心轴线2，并且围绕该中心轴线延伸其各个部件。该涡轮喷气发动机沿着气流通过该涡轮发动机的主方向5从上游到下游包括风扇3，然后是通常由压缩机、燃烧室和涡轮形成的气体发生器。气体发生器的这些元件被中心壳体6(也称为“核心”壳体)包围，该中心壳体径向向内界定流间隔室8a。此外，该隔室8a由一个或多个整流罩径向向外界定，该隔室包括图1中唯一示出的上游圈10。上游圈10被布置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还包括被定位在风扇壳体18的下游连续部中的外护罩16。该中间壳体还包括出口导向叶片20，该出口导向叶片被布置在风扇叶片的下游，并将毂12连接到外护罩16。

风扇壳体18和外护罩16一起径向向内界定风扇隔室8b。此外，该隔室8b由形成机舱11的一部分的一个或多个整流罩(未示出)径向向外界定。如同流间隔室8a一样，该隔室8b容纳设备和公用设施，这在现有技术中是众所周知的。

设置一个或多个臂22以连接两个隔室8a、8b。这些臂例如是装备涡轮喷气发动机的两个臂22，这两个臂分别被布置在称为12点和6点的时钟位置。这些臂22是中空的，并且这些臂使得能够例如使电缆和/或流体导管流通。更具体地，这些臂将外护罩16的下游部分连接到上游圈10。为此，这些臂穿过涡轮喷气发动机的次级流路径26，该流路径由护罩16以及被定位在护罩16的下游连续部中的一个或多个机舱整流罩30向外界定。该流路径26使得次级流能够流通，如箭头27示意性所示。

次级流路径26也由流间隔室8a的上游圈10部分地向内界定。该次级流路径被添加到主流28通过的主流路径，该主流通常由气体发生器引导。

本发明的方式是在中间壳体的护罩16的下游端部和机舱整流罩30的上游端部之间形成气密连接。该密封连接确实使得能够限制或甚至禁止次级流27沿着机舱隔室8b的方向的再流通，因为这种再流通意味着与推进单元相关的性能的损失，这影响燃料消耗率。

为了确保这种密封，提供一个或多个空气密封设备，一个或多个空气密封设备插入在中间壳体的护罩16和机舱整流罩30之间。优选地，这些空气密封设备是具有相同或类似设计的多个密封设备，这些密封设备沿着护罩16的周向方向彼此相接。每个设备的周向长度可达1.5m或2m。然而，在不脱离本发明的范围的情况下，非扇区设计仍然是可能的。

现在将参照图2和图3描述这些密封设备中的一个密封设备在推进单元内的安装。

中间壳体14的护罩16在下游终止于径向轴环32，并终止于优选地具有截头圆锥形状的环形支撑凸缘34，该环形支撑凸缘随着其向下游行进而变窄。这两个元件32、34形成环形空间36，其中空气密封设备40中的一个空气密封设备被容纳在环形空间中。空气密封设备具有彼此成一体的两个不同部分。空气密封设备首先具有固定突片42，其表面抵靠支撑凸缘34。固定突片42用RTV(“Room Temperature Vulcanisation，室温硫化”)硅树脂粘合剂粘合在该凸缘34上，并且优选地夹在该凸缘34和覆盖该凸缘的固定板46之间。优选地，因此突片42被粘合，而板46用作邻接件以及保护该突片42。

板46通过铆钉48或类似元件固定在支撑凸缘34上，并压靠在固定突片42的径向外表面上。该固定突片沿着整个设备40在周向方向上延伸，就像被定位在突片42的上游端部处的密封部分44一样。该密封部分44(稍后将详细描述)被定位在环形空间36中，使得该密封部分的外表面与凸缘34以及与机舱整流罩30的密封凸起部50接触。

密封凸起部50被集成到定位在机舱整流罩30的上游端部处的连接圈52中。该圈52具有一部分，该部分的横截面的一半呈J的形状，J的径向内端部压在设备40的密封部分44上。因此，J的该径向内端部对应于密封凸起部50。J的径向外端部又可形成扇形凸缘，该扇形凸缘用于将J的径向外端部固定到机舱整流罩30的另一部分。

圈52还包括密封唇缘56，该密封唇缘的自由上游端部被定位在与支撑凸缘34的自由下游端部相对。这两个端部之间的配合使得能够减少从次级流路径26到容纳凸起部50的环形空间36的空气进入。

外圈或圈部段58可轴向夹紧J的径向外端部和中间壳体14的护罩16的凸缘32，如图2所示。

图4以任何横截面示出了空气密封设备40。优选地，该截面沿着设备40在该设备的周向方向上保持相同或类似。

如上所述，密封部分44被整体地布置在固定突片42的端部处，这两个元件42、44在同一部分内制造。在如图4的横截面所示的无约束状态下，密封部分44具有大致圆形的闭合环的整体形状。该密封部分具有大致圆形的外表面60，以及内表面62，内表面界定具有中心66的中空部64。在无约束状态下，外表面60的直径可介于6mm到10mm之间，例如大约为8mm。

内表面62不是完全圆形的，因为该内表面限定了两个相对的突起68，优选地该突起呈从中空部64向内突出的圆突形状。在包含突起68的区域的外部，内表面62的直径可介于4mm到8mm之间，例如大约为6mm。因此，密封部分44具有可变的厚度，具有突出到大约1mm到3mm的高度H1的突起68。

优选地，两个突起68在直径上相对，沿着突起高度方向70朝向彼此延伸，突起高度方向在此重合，并且穿过中空部64的中心。

在操作中，在高应力施加到密封部分44情况下，两个突起68旨在彼此接触，以限制该部分44的下垂。

优选的角度A1保持在突起高度方向70和固定突片42延伸的方向72之间。确定该角度以确保在机舱和中间壳体的护罩之间的密封部分44的随后变形之后，两个突起68彼此接触。该角度A1在无约束状态下大约为50°。因此，通过为角度A1选择该数量级，有利地考虑了以下事实：机舱和护罩之间的密封部分44的破碎还引起突起的方向70的取向的改变。实际上，当密封部分44上的应力水平增加时，两个突起68的该方向70倾向于使角度A1朝向90°的值演变。

像密封突片42一样，密封部分44可以由弹性材料制成，优选地由硅树脂弹性材料制成。例如，密封设备40可仅使用该弹性材料制成为一体件。在图5中示意性示出的另一个实施例中，密封部分44具有由弹性材料制成的基底76，该基底由至少一个纤维增强层78完成。特别是当该密封部分的变形程度不足以使两个圆突68彼此接触时，这使得能够增加密封部分44的刚度。

根据密封部分44的大致形状，优选地，每个纤维层为圆形。层的数量可以介于1个到3个之间，例如嵌入基底76中的两个增强层78和形成外表面60的外层78’。该外层78’具有抗摩擦功能，以便在组装该整流罩时，限制护罩和机舱整流罩在密封部分44上的摩擦，并因此限制该部分44的轴向拉伸的影响。为了确保该抗摩擦功能，优选地，外层78’由预固化的聚酯织物制成，例如由具有数层这种类型的织物制成。外层78’仅可用作抗摩擦涂层，或者还提供像嵌入层78一样的增强功能。嵌入层例如由聚酯制成。在不脱离本发明的范围的情况下，这些材料的组合也是可能的。

无论选择何种材料来制造密封部分44，该密封部分要么沿着环完全闭合，要么装备有穿过环的一个或多个孔80。在图6中示意性地示出了该另一个替代方案。孔80确保中空部64的加压，使得来自次级流的空气能够进入该同一中空部。这导致密封部分44的外表面60与待密封的两个元件之间更好地接触。在该替代方案中，加压孔80被制成为保持用于密封部分44的闭合环特性，使得加压孔各自仅在设备40的周向长度的一部分上延伸。

最后，图7和图8示出了在中间壳体14的凸缘34和机舱整流罩30的连接圈52之间处于不同压缩程度的空气密封设备40。这种压缩程度因制造和装配公差而变化，但也取决于在这两个元件之间的操作中观察到的变形和相对移位。图7示出了当圈52最远离凸缘34时所遇到的最小变形程度。在这种情况下，两个圆突68彼此间隔开。另一方面，图8示出了当圈52非常靠近凸缘34时所遇到的最大变形程度。在这种情况下，两个圆突68之间的接触有助于增加密封部分44的刚度，该密封部分的下垂受到限制。该密封部分44和两个元件52、34之间的接触被增强，涉及来自次级流路径26的空气泄漏的零风险或受限的风险。在这些图7和图8中，角度A1的值的演变随着密封部分44的压缩程度而增加。在图8所示的最大压缩状态下，当角度A1接近或等于90°时，圆突68以其方向70被定向成局部地大致正交于在圈52和凸缘34上提供的接触表面。

当然，本领域技术人员可以仅通过非限制性示例的方式对刚刚描述的本发明进行各种修改，并且本发明的范围由所附权利要求限定。特别地，在不脱离本发明的范围的情况下，上述空气密封设备可以安装在其它壳体和机舱元件之间。