[发明专利]航空发动机整流罩及其方法

说明书

技术领域

本发明大体涉及属于用于航空发动机的类型的整流罩。更具体而言，本发明涉及用于整流罩的结构，该整流罩适合于作为包围高旁通涡扇发动机的核心模块的核心整流罩使用，并且在无隔热材料的热保护的情况下发挥高温性能。

背景技术

图1示意性地示出了属于本领域已知类型的高旁通涡扇发动机10。发动机10示意性地示为包括短舱(nacelle)12和核心发动机模块14。位于核心模块14前面的风扇组件16包括从风扇叶片18的阵列向前突出的旋转鼻状部(spinner nose)20。旋转鼻状部20和风扇叶片18两者均由风扇盘(未示出)支承。核心模块14被示为包括高压压缩器22、燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28。进入风扇组件16的空气中的大部分旁通到发动机10的后部，以生成额外发动机推力。旁通空气经过环形旁通管道30并经风扇喷嘴32离开管道30。短舱12由限定短舱12的外部边界的三个主元件组成：进口组件33、位于进口组件33后面的风扇整流罩34、以及位于风扇整流罩34后面的反推装置35。风扇整流罩34包围风扇叶片18。反推装置35由两个主构件组成：移动外套管(未示出)和内核心整流罩36。移动整流罩和核心整流罩36的风扇管道流动表面在风扇出口喷嘴32处排出风扇空气。核心整流罩36限定旁通管道30的径向向内的边界，并且向从核心模块14向后延伸的主排出喷嘴38提供后核心整流罩过渡表面。

核心整流罩36提供许多功能，包括但不限于用于通过风扇旁通管道30的空气流的气动外形、声学抑制、用于发动机核心14的火焰遏制、以及发动机气动系统失效遏制(破裂的管道)。高旁通燃气涡轮发动机的核心整流罩通常已构造成具有与铝或树脂核心(pitch core)粘附地结合的铝表层或纤维增强的复合材料表层。图2中示意性地示出了一个实例，图2被指定为图1中的区域“A”的详细截面图。整流罩36的结构被示为包括与相对较厚的核心44的对立侧结合的一对表层40和42。核心44被示为具有包含完全穿过核心44的厚度的连续六边形单元(cell)48的蜂巢状结构，但是其它轻质单元型结构也是已知的并被用于整流罩核心。由于单元48完全穿过核心44，所以能将蜂巢状核心44描述为具有开式单元或其它多孔结构，而其它核心结构通常具有闭式单元或其它非多孔结构。核心单元壁提供从发动机侧部到内壁的风扇管道侧部的导热路径。

如从图1和图2显而易见，表层40面对旁通管道30以限定通过管道30的空气流的径向向内的边界。表层40被示为声学表层40，其原因在于它已通过形成有助于通过将与声音相关的压力波引入核心44内的单元48内而抑制噪音的大量小通孔46而进行了声学处理，其中波的能量通过摩擦(转化为热量)、压力损失和被来自其它表层42(本文中称为垫衬表层(backing skin)42)的波的反射抵消而耗散。

图2中示出的结构属于相当典型的用于高旁通燃气涡轮发动机的核心整流罩以及其它航空发动机短舱构件，诸如发动机进气口、反推装置和移动整流罩中的夹置型分层式结构类型。核心整流罩36的分层式结构使其能承受很大的结构载荷并且使在载荷下的结构变形最小化。不论核心整流罩36是否具有金属或复合材料结构，隔热层50都设置在垫衬表层42上，以通过限制核心44与表层40和42之间的粘附结合部在发动机操作期间承受的温度来保护这些结合部。用于隔热层50的典型材料和结构包括包围陶瓷纤维填充或喷涂隔热材料的金属箔和/或Kapton面层。如果超过结合缝温度，则隔热层50与核心整流罩36的其余部分之间热空气泄漏的可能性会创造危险。随着操作温度已随着更新的发动机设计而升高，发动机的核心整流罩的日益苛刻的热环境已使得更厚和更重的隔热层50成为必需，这在重量(燃料经济性)、与发动机核心14的周围构件的间隙以及核心整流罩36的检查和维护方面是不利的。

发明内容

本发明提供一种用于航空发动机的整流罩，以及用于将整流罩制造成具有分层式结构和高温性能的方法。