[发明专利]用于航空应用的层压绝热毡及其工艺

说明书

技术领域

本发明大体涉及航空发动机中使用的类型的绝热毡。更具体而言，本发明涉及用于适于包围旁通燃气轮机发动机的核心发动机的绝热毡的结构。

背景技术

图1示意性地显示现有技术中已知的类型的高旁通涡轮风扇(turbofan)发动机10。发动机10示意性地显示为包括风扇组件12和核心发动机14。风扇组件12显示为包括复合式风扇壳体16和从成阵列的风扇叶片18向前凸起的整流锥(spinner)鼻部20。整流锥鼻部20和风扇叶片18两者由风扇盘(未显示)支承。核心发动机14显示为包括高压压缩机22、燃烧器24、高压涡轮26和低压涡轮28。进入风扇组件12的空气的大部分旁通到发动机10的后部，以产生额外的发动机推力。旁通的空气传送通过环形形状的旁通管道30，并且通过风扇喷嘴32离开管道30。风扇叶片18被风扇舱34包围，风扇舱34限定旁通管道30的径向外侧边界。风扇舱34进一步限定通往发动机10的入口管道和风扇喷嘴32，并且典型地结合外部平移整流罩(cowl)(未显示)作为推力反向器的一部分。核心发动机14被核心整流罩36包围，核心整流罩36限定旁通管道30的径向内侧边界，并且对一次排气喷嘴38提供从核心发动机14向后延伸的后部核心整流罩平移表面。

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的空气流的空气动力学轮廓、声学抑制、用于核心发动机14的火包容，以及发动机系统失效包容(爆裂管道)。高旁通燃气轮机发动机的核心整流罩被典型地构造成具有以粘合剂的方式结合到铝核心上的铝壳或纤维增强复合壳。在图2中示意性地显示了一个实例，其指示为图1中的区域“A”的详细横截面图。整流罩36的结构显示为包括结合到相对较厚的核心44的相反的侧上的成对的壳40和42。核心44被显示为具有蜂窝结构，其包含连续的六边形形状的室48，室48其完全地从穿过核心44的厚度，但是其它轻质蜂窝类型结构也是已知的且用于整流罩核心。开室核心材料的非限制性实例包括开室陶瓷、金属、碳和热塑性泡沫，以及例如由NOMEX?芳族聚酰胺纤维形成的蜂窝类型材料。闭室核心材料的非限制性实例包括木材和其它纤维质材料，以及由聚甲基丙烯酰亚胺形成且在名称ROHACell?下从Evonik Industries(以前为Degussa)商购获得的闭室低密度刚性泡沫材料。图2中显示的结构是在高旁通燃气轮机发动机的核心整流罩以及其它航空发动机舱构件(例如，发动机入口、推力反相器和横向整流罩)中使用的相当典型的夹层类型的分层结构。核心整流罩36的分层结构使得其能够维持较高的结构负荷。

如根据图1和2显而易见的那样，壳40可称为整流罩36的外壳，因为其沿径向朝外而限定通过旁通管道30的空气流的径向内侧边界，而另一个壳42沿径向朝内朝向核心发动机14的内部。外壳40可形成为声学壳，在该情况下，壳40将通过形成许多小的通孔而在声学方面得到处理，通孔通过将与声音相关联的压力波引导到核心44内的室48中来帮助抑制噪声，其中，波的能量通过摩擦(转变成热)、压力损耗，以及由于波从另一个壳42(本文称为背衬壳42)的反射所引起的消除而消散。不管核心整流罩36是否具有金属或复合结构，绝热毡50被设置在背衬壳42上。组合起来，整流罩36和热毡50可安装成至少包围燃烧器区段(对应于燃烧器24)和涡轮区段(对应于高压涡轮26和低压涡轮28)，并且热毡50用来通过将温度限制成结合在整流罩36的核心44和壳40和42之间的粘合剂在发动机操作期间经受的温度而保护整流罩36的结构完整性。绝热毡50的当前材料和结构在薄的一层钢54和聚合物膜56之间包括绝热材料52，例如，玻璃和/或硅石纤维垫。如果超过整流罩36的结合层温度，空气绝热毡50和核心整流罩36的其余部分之间的热空气泄露的可能性可产生危险。

因为较新的发动机设计的运行温度已经升高，它们的核心整流罩的越来越苛刻的热环境使得需要较厚且较重的绝热毡50，这在重量(燃料经济性)、核心发动机14的包围的构件的间隙和对核心发动机14执行的维护方面是不利的。因而，存在对这样的较薄的绝热毡的期望：这种绝热毡能够实现相当的或较低的传热性，同时还减轻重量，以便改进毡的效率和毡安装在其中的发动机的总效率。

发明内容

本发明提供一种用于航空发动机的绝热毡，以及用于将绝热毡制造成具有低导热性和耐高温能力的工艺。