用于飞行器涡轮发动机的后轴承支撑构件的通风环的制作方法

1.本发明涉及飞行器涡轮发动机，尤其是涉及涡轮发动机的后轴承支撑构件的通风环。


背景技术：

2.在飞行器涡轮喷气发动机中，转子轴由连接到定子的轴承支撑。其中一个轴承位于后部。
3.该轴承由形成用于润滑和冷却液体(例如，油)的回路的环围绕。在该液体回路的外围，该轴承还形成通风回路。
4.为此，该轴承包括沿着径向于涡轮发动机的轴线的方向彼此相对地延伸的管状壁，以及将管状壁成对地联接的截头圆锥形分隔壁或凸缘。分隔壁具有用于使通风空气穿过的孔。
5.考虑到环的复杂形状，有利地通过增材制造来形成环。然而，这种制造方法不能使得分隔壁的孔容易地、可靠地形成。实际上，在利用金属粉末制造的过程中，考虑到部件的几何形状和要生成的孔的数量，存在部件局部塌陷的高风险。这样的塌陷需要中断制造，停工是导致延迟的根源。
6.这就是优选地通过不形成孔的增材制造(即，通过形成支撑件以占据孔并在第二阶段通过加工而形成孔)来构造部件的原因。
7.然而，后一种方法产生其自身的缺点。后一种方法需要通过加工来返工，这相当于第二制造步骤。此外，在位于管状壁之间、难以触及的区域中进行这种加工。这种与触及相关的约束进而导致与孔的形状相关的约束：沿着平行于壁的截头锥体的轴线的方向对孔的圆形加工导致卵形(或椭圆形)形状的孔，这意味着难以获得不同的形状。此外，不形成孔的增材制造使除粉操作复杂化，其中，通过除粉操作，从所获得的部件中去除在制造期间分散的残余粉末。
8.因此，本发明的一个目的在于便于通过增材制造来获得环，以防止塌陷的风险，避免通过加工来返工并避免使用支撑件，且不包括除粉。


技术实现要素：

9.为此，在本发明中，提供一种用于飞行器涡轮发动机的轴承支撑构件的通风环，
10.该环包括：
[0011]-至少两个管状壁，至少两个管状壁彼此相对地延伸，
[0012]
管状壁中的至少一个管状壁包括主部分和基部，基部的厚度大于主部分的厚度；以及
[0013]-至少一个分隔壁，至少一个分隔壁连接管状壁，
[0014]
分隔壁具有延伸到基部中的至少一个孔，
[0015]
分隔壁具有围绕孔的边缘，在整个边缘上，边缘的厚度大于远离边缘的分隔壁的
厚度。
[0016]
按照这种方式，考虑到管状壁的存在，以便限定适合于增材制造的孔的几何形状。为了实现该目的，限定一个或多个孔，使得一个或多个孔的打开和/或关闭位于相邻壁的优选地放射状的一个或多个基部中。这在制造时在孔与一个或多个管状壁的接合区中对部件提供良好的连续性。考虑到通常是截头圆锥形的分隔壁的倾斜，基部使得孔的一个端部能够在数层上逐渐构造。同时，在一定距离处构造孔的另一个端部，使得在孔的构造完成时能够在两个部分之间获得连接区域。
[0017]
因此，所应用的解决方案涉及修改孔的几何形状，以便于制造部件且避免在几乎不可触及的区域中使用支撑件。因此，从部件的特定几何形状得到的优点是在不存在任何塌陷风险的情况下，构造通风孔。
[0018]
通过本发明，可以减少后增材制造操作(除粉，加工等)的时间和成本。本发明使得：
[0019]-便于孔的轮廓闭合，
[0020]-便于通过开口对部件进行除粉(如果需要的话)，其中，该开口由孔在空腔的整个宽度(从壁到壁)上形成，
[0021]-取消制造支撑件，以及
[0022]-降低在制造期间机器停止的风险。
[0023]
此外，环可具有以下特征中的至少任一特征：
[0024]-基部具有至少一个表面，至少一个表面具有内凹的圆形轮廓，以形成从管状壁的一个表面到分隔壁的表面的过渡；
[0025]-孔延伸到两个管状壁的基部中；
[0026]-分隔壁具有多个孔，多个孔延伸到管状壁的基部中或者延伸到两个管状壁的基部中；
[0027]-分隔壁的数量是至少两个，且分隔壁中的每个分隔壁具有多个孔；
[0028]-分隔壁的孔以交错排列的方式布置；
[0029]-分隔壁的孔彼此重合；
[0030]-管状壁的数量是至少四个，以及
[0031]-由于分隔壁中的一个分隔壁与另一个分隔壁或其它分隔壁相比，位于与轴线相距更大的距离处，使得孔中的下部孔延伸到分隔壁的与轴线相距最远的下部中，下部孔全部仅位于分隔壁相对于轴线的左半部和右半部中的一个半部中。
[0032]
在后一种情况下，其优点在于，在与环中的气流方向相反的一侧上添加孔，以防止含油的空气的可能飞溅。在环的另一侧上，这些孔不具有任何对应孔。
[0033]
在本发明中，还提供一种飞行器涡轮发动机，该飞行器涡轮发动机包括本发明所述的环。
[0034]
最后，在本发明中，还提供一种用于制造环的方法，该环是本发明所述的环，该环通过增材制造尤其是通过激光束熔化来制造。
附图说明
[0035]
现在，将参考附图给出本发明的一个实施例及其变型的描述，该实施例及其变型
作为非限制性示例，在附图中：
[0036]-图1是根据本发明的一个实施例的飞行器涡轮喷气发动机的轴向剖面图；
[0037]-图2是前一幅图中的涡轮喷气发动机的后部的一些部件的透视剖面图；
[0038]-图3是示出前一幅图中的涡轮喷气发动机的后轴承的环的剖面图，示出了空气和油的路径；
[0039]-图4是从前一幅图中的环的前部得到的正视图；
[0040]-图5至图7是将环取下后的局部剖面图，示出了分隔壁；
[0041]-图8是图7的部件的较大比例视图，示出了通过增材制造构造壁的孔的过程；以及
[0042]-图9是类似于图5的视图，示出了变型。
具体实施方式
[0043]
附图示出了形成本发明的涡轮发动机的一个实施例的飞行器涡轮喷气发动机2。在此，涡轮喷气发动机1形成双轴涡轮风扇喷气发动机，但是本发明不限于这种布置。本发明还特别适用于轴流式涡轮喷气发动机。涡轮发动机包括定子6和转子4，转子4安装成相对于定子围绕主轴线x-x可旋转地移动。
[0044]
从上游到下游，因此从图1的左侧到右侧，涡轮发动机包括风扇8、低压压缩机10、高压压缩机12、燃烧室14、高压涡轮16和低压涡轮18。除了风扇之外，这些元件是涡轮喷气发动机的中心部分20的部件。这些元件中围绕轴线x-x旋转的移动部件形成转子。
[0045]
高压压缩机12、燃烧室14和高压涡轮16形成高压主体，高压主体与低压压缩机10和低压涡轮18一起限定气流的主流道(veine)22。
[0046]
短舱围绕风扇8和中心部分20，以形成风扇隔室并限定气流的次级流道。
[0047]
转子包括轴24，在此为双轴。该轴包括外轴，低压涡轮18通过外轴连接到低压压缩机10和风扇8。该轴还包括内轴，内轴在外轴内部延伸，高压涡轮16通过内轴连接到高压压缩机12。
[0048]
轴24连接到定子，定子由数个旋转轴承支撑，在此，旋转轴承的数量是五个。在其余描述中，关注后轴承支撑构件26，后轴承支撑构件26是位于后部最远位置(即，位于气流的最下游)的轴承。轴承是滚子轴承，且没有详细示出。支撑构件26在图1中以带边框的部分28示出，且在图2中更详细地示出。支撑构件26本身由围绕支撑构件的冷却环30支撑。
[0049]
环30包括管状壁32a至32d，在此，管状壁的数量是四个。每个壁具有管状形状或套筒形状。这些壁与轴线x-x同轴。连续地跟在彼此之后的壁彼此相对地延伸。壁32a是最内壁并与轴承支撑构件26接触。壁32d是最外壁且是在与轴线相距最大距离处延伸的壁。
[0050]
最内壁32a，32b彼此并与轴承26一起形成管状管道，以便使冷却和润滑液体(例如，油)穿过。油回路由图3中的箭头34指示。壁32b，32c一起形成管状通风管道。这同样适用于最外壁32c，32d。两个通风回路由图中的箭头36和38指示。
[0051]
在此，每个管状壁32a至32d由主部分40和基部42组成，基部42的厚度e大于主部分的厚度f。这些厚度在图8中示出。
[0052]
环30还包括分隔壁44a至44c或凸缘，分隔壁44a至44c或凸缘将管状壁32a至32d成对地连接。在此，分隔壁的数量是三个。分隔壁44a在管状壁32a和32b之间延伸，依此类推。在此，分隔壁44a至44c以彼此延续的方式布置，如可以在图5中看到的。因此，分隔壁44a至
x的平面中的连续部段，从最后层(或下游层)即在图3的右侧开始沉积层。这使得能够在构造管状壁之前，构造每个管状壁的通常由分隔壁形成的支撑件。
[0065]
因此，对于每个截头圆锥形分隔壁44a至44c，从截头圆锥体的最宽部段开始构造壁。在图9中给出了构造具有孔54的一个分隔壁的一部分的详细图示。
[0066]
从线58所示出的远端部分开始构造该壁。然而，在该构造开始之后不久，从线56所标识的另一近端部分开始构造。该部分与基部的构造同时构造。由于基部具有相对大的厚度，因此可以在不存在任何塌陷风险的情况下，实施该近端部分的构造。当近端部分和远端部分的构造得到充分进展时，近端部分和远端部分在分隔壁的中间部分中，在箭头60所指示的点处接合。
[0067]
如果为了方便起见，使用术语“每个孔54的构造”，则可以看到：在孔的两端处以及在孔的中间部分的端部处开始该构造。
[0068]
这适用于在构造部件时的所有孔。特别地，同时构造同一分隔壁的所有孔。
[0069]
在图9的变型中，围绕每个孔54的每个分隔壁44a至44c具有边缘60，整个边缘上的厚度大于远离边缘的分隔壁的厚度。换句话说，分隔壁44a至44c具有围绕每个孔54的局部额外厚度60。因此，每个孔由两个台阶62界定，每个台阶62在与孔邻接的额外厚度60和位于两个额外厚度之间的区域64之间形成过渡。该额外厚度便于通过增材制造来形成孔，并增强围绕孔的壁的强度。
[0070]
在不脱离本发明的范围的情况下，可以对本发明进行许多修改。
[0071]
特别地，可修改管状壁和分隔壁的数量。

技术特征：
1.一种用于飞行器涡轮发动机(2)的轴承支撑构件(26)的通风环(30)，所述环包括：-至少两个管状壁(32a至32d)，所述至少两个管状壁彼此相对地延伸，所述管状壁中的至少一个管状壁包括主部分(40)和基部(42)，所述基部的厚度(e)大于所述主部分的厚度(f)；以及-至少一个分隔壁(44a至44c)，所述至少一个分隔壁连接所述管状壁，所述分隔壁具有延伸到所述基部(42)中的至少一个孔(54)，所述分隔壁(44a至44c)具有围绕所述孔(54)的边缘(60)，在整个所述边缘上，所述边缘的厚度大于远离所述边缘的所述分隔壁的厚度。2.根据前一项权利要求所述的环，其中，所述基部(42)具有至少一个表面(46)，所述至少一个表面具有内凹的圆形轮廓，以形成从所述管状壁(32a至32d)的一个表面(48，52)到所述分隔壁(44a至44c)的表面(50)的过渡。3.根据前述权利要求中任一项所述的环，其中，所述孔(54)延伸到两个所述管状壁的基部(42)中。4.根据前述权利要求中任一项所述的环，其中，所述分隔壁具有多个孔(54)，所述多个孔延伸到所述管状壁的基部中或者延伸到两个所述管状壁的基部中。5.根据前述权利要求中任一项所述的环，其中，所述分隔壁(44a至44c)的数量是至少两个，且所述分隔壁中的每个分隔壁具有多个孔(54)。6.根据前一项权利要求所述的环，其中，所述分隔壁的孔(54)以交错的方式布置。7.根据权利要求5所述的环，其中，所述分隔壁的孔彼此重合。8.根据前述权利要求中任一项所述的环，其中，所述管状壁(32a至32d)的数量是至少四个。9.根据前述权利要求中任一项所述的环，其中，由于所述分隔壁中的一个分隔壁(42a)与另一个分隔壁或其它分隔壁相比，位于与轴线(x-x)相距更大的距离处，使得所述孔(54)中的下部孔(54)延伸到所述分隔壁的与所述轴线相距最远的下部中，所述下部孔全部仅位于所述分隔壁相对于所述轴线的左半部和右半部中的一个半部中。10.一种飞行器涡轮发动机(2)，所述飞行器涡轮发动机包括根据前述权利要求中任一项所述的环(30)。11.一种用于制造环(30)的方法，所述环是根据权利要求1至11中任一项所述的环，所述环通过增材制造尤其是通过激光束熔化来制造。

技术总结
用于飞行器涡轮发动机的轴承支撑构件的通风环(30)，通风环包括：-至少两个管状壁(32a至32d)，至少两个管状壁彼此相对地延伸，管状壁中的至少一个管状壁包括主部分(40)和基部(42)，基部的厚度大于主部分5的厚度；以及-至少一个分隔壁(44a至44c)，至少一个分隔壁连接管状壁。分隔壁具有延伸到基部中的至少一个开口(54)。口(54)。口(54)。


技术研发人员：迈克尔
受保护的技术使用者：赛峰飞机发动机公司
技术研发日：2022.01.20
技术公布日：2023/9/22