本發明涉及飛行器渦輪機機匣領域，更具體地涉及一種內護罩段。
背景技術：
1、已知地，參考圖1，縱向軸線為x的飛行器渦輪機500從上游到下游依次包括風扇200、低壓壓縮機220、高壓壓縮機230、燃燒室240、高壓渦輪250和低壓渦輪260。壓縮機220、230、燃燒室240和渦輪250、260共同限定用于氣流環流的主流道400，該主流道在外部由中央機匣270界定。飛行器渦輪機500還包括用氣流環流的次流道410，該次流道在外部繞主流道400延伸并被機艙300包圍。
2、已知地如圖1所示，飛行器渦輪機500包括中介機匣190，該中介機匣包括內護罩100和外護罩180，該內護罩和外護罩分別界定次流道410的內部和外部。內護罩100在上游連接到中介機匣190的輪轂160。內護罩100和外護罩180通過支臂170連接，該支臂在一排出口導向葉片(ogv)330的下游在次流道410中徑向延伸。外護罩180在風扇機匣210的下游延伸部中延伸，并在外風扇管道320的上游延伸部中延伸。
3、已知地并如圖1和圖2所示，內護罩100在內風扇管道310的上游延伸部中延伸，內風扇管道310與中央機匣270共同限定在主流道400與次流道410之間徑向延伸的核心艙280。更具體地，參考圖2，內護罩100包括呈階梯狀的下游端120，該下游端120被配置為使得內風扇管道310的上游端能夠搭接在下游端上，并通過徑向插入通孔130的緊固螺釘固定到該上游端。這種裝配方式被稱為型鍛。
4、實際上，內護罩100由若干個帶角度的內護罩段110組裝形成，這些帶角度的內護罩段通過連接板140借助徑向插入通孔130中的緊固螺釘連接在一起。內護罩段110通常呈一體式鈦合金部件的形式。有利地，鈦合金具有高機械強度和抗熱變形能力，但同時也具有高密度，從而導致內護罩段110的質量較大。這使得飛行器渦輪機500的重量增加，并因此增加其飛行中的能耗。
5、為了減小內護罩段的質量，已知存在鈦合金厚度可變的內護罩段，該內護罩段的厚度在承受較小應力的區域減小，在承受最大應力的區域、如在連接通孔處較大。然而，這種質量上的改進是不夠的。
6、從專利申請us2021340881?al中已知，在外部界定氣流流道的風扇機匣由具有蜂窩狀增強部的復合材料形成。
技術實現思路
1、本發明旨在減小飛行器渦輪機的內護罩段的質量，同時保持令人滿意的機械和抗熱變形能力。
2、本發明涉及一種安裝在飛行器渦輪機中的內護罩段，該內護罩是繞從上游到下游延伸的縱向軸轉動的旋轉件，并被配置為在內部界定飛行器渦輪機的次流道，該內護罩段包括下游端，該下游端包括：
3、-上游縱向部，該上游縱向部位于距縱向軸線第一徑向距離處，并被配置為在內風扇管道的上游延伸部中延伸；
4、-下游縱向部，該下游縱向部位于距縱向軸線第二徑向距離處，并被配置為在內風扇管道的內部延伸，該第二徑向距離小于第一徑向距離；以及
5、-連接上游縱向部和下游縱向部的中間部。
6、本發明的顯著之處在于，內護罩段包括至少一個復合材料內層和至少一個復合材料外層，該復合材料呈基體中包括多根增強纖維的形式，下游端的中間部包括至少一個夾設在復合材料內層與復合材料外層之間的膨脹材料體，以便在縱向方向上形成局部增厚部。
7、使用復合材料有利地減小了內護罩段的質量。膨脹材料降低了中間部中復合材料的孔隙率，從而獲得具有非常好的機械強度的內護罩段。最初具有可塑性的復合材料層需要在加熱溫度下通過徑向壓縮一起硬化。然而，徑向壓縮不能有效地壓縮中間部，尤其是當中間部在徑向上延伸的距離大于縱向部厚度的兩倍時。因此，膨脹材料體由于其在熱作用下的膨脹特性，使得能夠進一步壓縮中間部中的復合材料，以局部降低孔隙率。與使用預切割的復合材料層相比，膨脹材料還使得形成局部增厚部更容易、更快捷。這種帶有膨脹膜的設置使得能夠在復合材料扇段的下游端處實現厚度的局部變化，從而獲得與外部階梯狀輪廓不同的內部凹槽輪廓——通常是帶角度(陡峭)的外部輪廓和非常適合與墊圈進行密封配合的規則、平緩的內部輪廓。
8、根據本發明的優選方面，內護罩段包括多個復合材料層，每個復合材料層均勻地在整個下游端延伸。使用膨脹材料避免了切割和局部疊加復合材料層以形成增厚部這一耗時的任務。
9、根據本發明的一個方面，中間部的膨脹材料體在平行于縱向軸線的方向上具有縱向厚度，該縱向厚度由外向內徑向遞減，優選地從最大值遞減到不超過其二分之一的最小值。優選地，縱向厚度的最大值至少是最小值的四倍。優選地，縱向厚度的最大值至多是最小值的十倍。膨脹材料有利地位于中間部中，以便增加中間部的縱向分量并減小其徑向分量。由此形成的中間部具有更平緩的徑向坡度，使得復合材料具有更好的壓縮效果。
10、根據本發明的一個方面，中間部包括與縱向軸線垂直的外壁。這確保了其與內風扇管道的上游端的抵接和配合。
11、根據本發明的一個方面，中間部至少包括并列的第一角片和第二角片，膨脹材料體僅在第一角片中延伸。這優選地在內護罩段的角邊緣處形成縱向連接帶，以確保將其連接到相鄰的內護罩段。
12、根據本發明的一個方面，中間部包括內表面，該內表面在第一角片處相對于第二角片凸出形成縱向凸起。該縱向凸起增加了中間部的縱向分量并且減小了其徑向分量。由此形成的中間部具有更平緩的徑向坡度，使得復合材料具有更好的壓縮效果。有利地，在外表面一側不形成凸起，以便與內風扇管道配合。
13、根據本發明的一個方面，膨脹材料體在整個中間部徑向延伸，以便連接上游縱向部和下游縱向部，從而形成平緩的徑向坡度，確保良好的徑向壓縮。
14、在本發明的一個方面，中間部包括至少一個隔膜，該隔膜將膨脹材料體與復合材料內層和復合材料外層分隔開。優選地，隔膜是防水的。這防止了壓縮和加熱期間的材料變形，從而提高了最終部件的機械強度。
15、根據本發明的一個方面，中間部在徑向上延伸的距離至少是上游縱向部的徑向厚度的兩倍，優選地至少四倍。根據優選方面，中間部在徑向上延伸的距離大于下游縱向部的徑向厚度，優選地至少是其三倍。這樣的中間部使得通過膨脹材料來加強壓縮變得尤為重要。
16、根據本發明的一個方面，復合材料內層和復合材料外層在中間部位置處的孔隙率小于2％，優選地小于1％，并且更優選地小于0.7％。該孔隙率水平確保了良好的機械強度。
17、根據本發明的一個方面，中間部的膨脹材料體被指定為第一膨脹材料體，下游縱向部包括至少一個夾設在復合材料內層與復合材料外層之間的第二膨脹材料體，以便在徑向方向上形成局部增厚部，第二膨脹材料體在第一膨脹材料體的縱向延伸部中延伸。第一膨脹材料體和第二膨脹材料體共同形成具有高機械強度的縱向連接帶。
18、根據優選方面，上游縱向部包括至少一個夾設在復合材料內層與復合材料外層之間的第三膨脹材料體，以便在徑向方向上形成局部增厚部，第三膨脹材料體在第一膨脹材料體的縱向延伸部中延伸。第一膨脹材料體和第三膨脹材料體共同形成具有高機械強度的縱向連接帶。
19、本發明涉及一種如前所述的在壓縮和加熱之前的內護罩段，其中膨脹材料適于在熱作用下膨脹，優選地在高于115℃低于180℃的預定溫度下膨脹。在壓縮和加熱之前，復合材料和膨脹材料呈可延展狀態。
20、本發明還涉及一種如上所述壓縮和加熱之后的內護罩段，其中膨脹材料處于膨脹狀態。在壓縮和加熱之后，復合材料和膨脹材料處于硬化狀態。
21、本發明還涉及一種用于飛行器渦輪機的內護罩，該內護罩包括如上所述的多個內護罩段，該內護罩是繞從上游到下游延伸的縱向軸線轉動的旋轉件，該旋轉件被配置為在內部界定飛行器渦輪機的次流道。
22、本發明還涉及一種用于飛行器渦輪機的中介機匣，該中介機匣包括如上所述的內護罩和外護罩，該中介機匣包括輪轂，內護罩連接到該輪轂，該外護罩與內護罩相對延伸，并被配置為在外部界定飛行器渦輪機的次流道。中介機匣優選地包括至少一個連接內護罩和外護罩的支臂。
23、本發明還涉及一種飛行器渦輪機，該飛行器渦輪機包括主流道和在外部繞主流道延伸的次流道，該飛行器渦輪機包括如上所述的中介機匣，其中內護罩和外護罩分別在外部和內部界定次流道。優選地，外護罩在風扇機匣的下游延伸部中延伸。