[发明专利]利用无热应力的紧固件的涡轮构件连接

说明书

关于联邦政府资助的研发的声明

按照由国防部授予的合同号W911W6-11-2-0009，美国政府可对本发明具有某些权利。

技术领域

本文中所述的技术大体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及并入低延性材料的此类发动机中的机械连接。

背景技术

典型燃气涡轮发动机包括涡轮机核心，其具有成串流关系的高压压缩机、燃烧器和高压涡轮。核心能够以已知方式操作来生成主气流。高压涡轮(也称为燃气发生器涡轮)包括一个或更多个级，其从主气流抽取能量。各个级包括静止涡轮喷嘴，后面是承载涡轮叶片的下游转子。这些构件在极高温度环境中操作，并且必须由空气流冷却来确保足够的使用寿命。典型地，用于冷却的空气从压缩机抽取(放出)。放出空气使用不利地影响比燃料消耗("SFC")，并且应当大体上最小化。

金属涡轮结构可以以具有更好的高温能力的材料替换，如，陶瓷基质复合物("CMC")。CMC的密度为用于涡轮发动机的热区段中的常规金属超级合金的密度的大约三分之一，故通过以CMC替换金属合金同时保持相同的翼型件几何形状，构件的重量降低。通过替换涡轮喷嘴中的翼型件的大多数，组件的总重量降低，并且对冷却空气流的需要减少。

CMC和类似的材料具有独特的机械性质，其必须在物品如护罩节段的设计和应用期间考虑。例如，在相比于金属材料时，CMC材料具有相对低的拉伸延性或对疲劳的低应变。另外，CMC具有为超级合金的大约三分之一的热膨胀系数("CTE")，这意味着两种不同材料之间的刚性接头包括较大的应变和应力，具有由于组装状态的温度变化。CMC的可允许的应力极限也低于金属合金，这驱使了对用于CMC构件的简单且低应力的设计的需要。

同时，具有流引导形状的构件(如，翼型件)应当不允许独立于彼此浮动(这将消极地影响空气动力性能)。

因此，存在对用于安装CMC和其它低延性翼型件的设备的需要，该设备使那些构件上的机械负载最小化，同时提供静态决定性锚定点。

发明内容

该需要通过本文中所述的技术解决，该技术提供涡轮构件组件，其包括定位和固持于周围结构同时容许有限移动自由的构件。

根据本文中所述的技术的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的涡轮构件组件包括：具有第一热膨胀系数并且包括端面的第一构件；包括邻接端面的匹配表面的第二构件；以及具有不同于第一热膨胀系数的第二热膨胀系数的紧固件，紧固件包括接合第二构件的柄和接合第一构件中的安装槽口的扩大头部；其中匹配表面和端面定形成容许第一构件与第二构件之间的相对枢转移动。

根据本文中所述的技术的一个方面，一种用于燃气涡轮发动机的涡轮喷嘴设备包括：环形内带；外接内带的环形外带；在内带与外带之间延伸并且使它们互连的多个翼型件形结构导叶；以及在内带与外带之间延伸的多个翼型件形非结构导叶，各个非结构导叶具有由内带收纳的根部端和由外带收纳的末梢端，其中末梢端和根部端中的一个由紧固件连接于相应的带，该紧固件具有接合带的柄和接合非结构导叶中的安装槽口的扩大头部。

技术方案1. 一种用于燃气涡轮发动机的涡轮构件组件，包括：

第一构件，其具有第一热膨胀系数并且包括端面；

第二构件，其包括邻接所述端面的匹配表面；以及

紧固件，其具有不同于所述第一热膨胀系数的第二热膨胀系数，所述紧固件包括接合所述第二构件的柄和接合所述第一构件中的安装槽口的扩大头部；

其中所述匹配表面和所述端面定形成容许所述第一构件与所述第二构件之间的相对枢转移动。

技术方案2. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述匹配表面具有穿过其的安装孔，其收纳所述紧固件的所述柄。

技术方案3. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述匹配表面和所述端面定形成容许围绕两条相互垂直的轴线的其间的相对枢转移动。

技术方案4. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述匹配表面为向外凸出弯曲的，并且所述端面为平面的。

技术方案5. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述柄连接于支承抵靠所述第二构件的固持件。

技术方案6. 根据技术方案5所述的组件，其特征在于，所述固持件包括冶金地联结于所述柄的垫圈。

技术方案7. 根据技术方案1所述的组件，其特征在于，所述紧固件的所述头部包括邻近所述柄的近侧部分和远侧部分，所述近侧部分具有带发散形状的表面。

技术方案8. 根据技术方案7所述的组件，其特征在于，所述近侧部分为回转本体。