本发明涉及用于飞行器涡轮发动机的壳体的制造，该壳体特别是用于飞行器涡轮发动机的风扇的壳体。
背景技术：
1、现有技术特别包括文献fr-a1-2 997 725、fr-a1-2 997 726、fr-a1-3 005100、us-a1-2014/367 290以及fr-a1-3 037 854。
2、以已知的方式，双主体涡轮发动机或三主体涡轮发动机从上游到下游(即在气体流的流动方向上)包括风扇、至少一个低压压缩机、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮、至少一个低压涡轮以及离开涡轮的燃烧气体的排气喷嘴。高压压缩机的转子通过高压轴连接到高压涡轮的转子，这些转子形成高压体。低压压缩机的至少一个转子通过低压轴连接到低压涡轮的转子，这些转子因此形成至少一个低压体。低压轴同轴地穿过高压轴，并且直接地或经由减速器驱动风扇的转子。
3、风扇包括由风扇壳体围绕的叶轮，由于风扇壳体的功能是在叶轮破裂的情况下或在碎片进入风扇的情况下对叶轮进行保持，因此风扇壳体也被称为保持壳体。这种壳体由围绕涡轮发动机的风扇叶轮延伸的轴向环形封壳构成，轴向环形封壳包括在内部承载上游声学面板的上游环形部段、在内部承载下游声学面板的下游部段以及轴向地布置在上游部段与下游部段之间的中间部段，中间部段包括第一内环形表面，由耐磨材料制成的一体式或分区段的环形筒部被附接到第一内环形表面。风扇壳体在上游被连接到空气入口套管，在下游被连接到涡轮发动机的中间壳体的护罩。
4、除了风扇壳体的保持功能以外，风扇壳体经由由耐磨材料制成的环形筒部确保了空气动力学通道的连续性。风扇壳体还确保了空气入口套管与中间壳体的护罩之间的力和力矩的机械连续性。风扇壳体还可以用于固定各种的设备和支撑部，以确保符合消防和泄漏规定，并确保电流的连续性以承受涡轮发动机上的雷击。
5、由耐磨材料制成的环形筒部被制成例如通过注射成型制造的护罩的形式或者被制成区段的组件的形式。
6、环形筒部通常相对于封壳轴向地固定，使得环形筒部与为此目的提供的封壳的中间部段轴向重合。为此，封壳的中间部段在中间部段的端部中的至少一个端部处通常包括一系列轴向邻接部，轴向邻接部被固定到封壳的内圆周，以邻接地接纳环形筒部，从而限定环形筒部的位置。
7、然后，环形筒部通过凸缘接合在封壳中，并在第一内环形表面上经受粘合步骤，在粘合步骤期间，壳体通过至少部分地布置在壳体内的可移除系统而被加热、保持以及压紧。由于可移除系统，机械压力被施加到环形筒部，使环形筒部能够在加热步骤期间保持就位。粘合在高压釜中进行。
8、通常，轴向邻接部被附接到封壳。例如，封壳接纳块体，每个块体具有沿第一内环形表面延伸的纵向区部以及垂直于纵向区部延伸并形成轴向邻接部的横向区部。纵向区部包括孔，这些孔旨在与螺钉交叉，以使得每个块体能够附接到封壳。
9、该技术方案需要根据严格定位对封壳进行初步钻孔，然后对每个块体进行安装，这增加了制造这种壳体的成本。
10、因此，需要一种用于涡轮发动机的壳体，该壳体配备有不需要复杂的安装操作的简单实施的一个或多个轴向邻接装置。
技术实现思路
1、本发明通过提出一种用于制造涡轮发动机的壳体的方法来回应该需求，该壳体包括在封壳的制造期间直接集成到封壳中的一个或多个轴向邻接装置。
2、为此，本发明提出了一种用于制造飞行器涡轮发动机的壳体的方法，该方法至少包括：
3、-制造环形封壳的第一步骤，环形封壳围绕轴线a延伸并且包括旨在接纳由耐磨材料制成的环形筒部的至少一个中间部段，在第一步骤期间将封壳的具有轴线a的环形预制件置于模具中，环形预制件由包含三维编织纤维的复合材料制成，模具包括用于互补地接纳预制件的环形空腔，然后在第一步骤期间将树脂注射到所述空腔中并且随后使树脂聚合，
4、-第二步骤，在第二步骤期间，将至少一个轴向邻接装置布置成在所述中间部段的第一端部处从封壳的中间部段的第一内环形表面突出，
5、-第三步骤，在第三步骤期间，将由耐磨材料制成的环形筒部布置在环形封壳内并与所述轴向邻接装置接触，从而使环形筒部覆盖所述第一环形表面，
6、-将由耐磨材料制成的环形筒部粘合到第一内环形表面上的第四步骤，在第四步骤期间，通过至少部分地位于壳体内部的系统来对壳体进行加热和保持，
7、其特征在于，第二步骤与第一步骤同时发生，并且在所述第二步骤期间，所述至少一个轴向邻接装置在模具中与预制件一起模制。
8、该实施例使得能够制造壳体的封壳，其中，邻接装置在封壳的制造期间集成到封壳中，该实施例具有在封壳制成之后不需要昂贵且耗时的操作的优点。
9、根据该方法的其他特征：
10、-与预制件一起模制的轴向邻接装置呈具有轴线a的环形凸起的形式，
11、-在所述第一步骤和所述第二步骤期间使用的模具包括具有轴线a的外环形壳部以及具有轴线a的内环形壳部，在外环形壳部与内环形壳部之间界定出空腔，并且内壳部包括具有轴线a的环形凹槽，环形凹槽通向空腔，并且当树脂被注射到空腔中时环形凹槽能够被填充树脂，以在树脂聚合和脱模之后形成所述凸起，
12、-第三步骤，在第三步骤期间，由耐磨材料制成的环形筒部借助于至少一个可移除凸缘接合装置而通过凸缘接合在封壳的内部。
13、本发明还涉及一种用于涡轮发动机的壳体的具有轴线a的环形封壳，环形封壳由以三维编织纤维制成的环形预制件通过树脂注射来模制，其特征在于，环形封壳包括至少一个环形中间部段，环形中间部段旨在接纳由耐磨材料制成的环形筒部，并且环形中间部段的第一内环形表面包括至少一个轴向邻接装置，轴向邻接装置从所述第一内环形表面突出，并且轴向邻接装置用所述封壳的树脂进行模制。
14、封壳的其他特征包括：
15、-轴向邻接装置是用封壳的树脂进行模制的具有轴线a的环形凸起，
16、-轴向邻接装置是完全且仅由封壳的树脂制成的具有轴线a的环形凸起，
17、-凸起的厚度或径向尺寸介于10mm至30mm之间，和/或凸起的宽度或轴向尺寸介于2mm至3mm之间。
18、本发明还涉及一种模具，该模具用于制造涡轮发动机的壳体的上述类型的环形封壳，其特征在于，模具包括带有内环形型腔的具有轴线a的外环形壳部以及带有外环形型腔的具有轴线a的内环形壳部，所述型腔界定出模具的空腔，所述壳部能够分别布置在预制件的外部和内部，使得空腔接纳预制件并通过注射被填充树脂，其特征在于，内壳部的中间部段包括具有轴线a的环形凹槽，环形凹槽形成在外环形型腔中并且能够被填充树脂。
19、最后，本发明涉及一种双流飞行器涡轮发动机，该双流飞行器涡轮发动机包括上述类型的风扇壳体。
1.一种用于制造飞行器涡轮发动机的壳体(14)的方法，所述方法至少包括：
2.根据前一项权利要求所述的制造方法，其特征在于，与所述预制件一起模制的所述轴向邻接装置(70)呈具有轴线a的环形凸起的形式。
3.根据前一项权利要求所述的制造方法，其特征在于，在所述第一步骤和所述第二步骤期间使用的模具(64)包括具有轴线a的外环形壳部(72)以及具有轴线a的内环形壳部(74)，在所述外环形壳部与所述内环形壳部之间界定出所述空腔(68)，并且所述内壳部(74)包括具有轴线a的环形凹槽(76)，所述环形凹槽通向所述空腔(68)，并且当树脂被注射到所述空腔(68)中时所述环形凹槽能够被填充树脂，以在树脂聚合和脱模之后形成所述凸起(70)。
4.根据前述权利要求中任一项所述的制造方法，其特征在于，在所述第三步骤(et3)期间，由耐磨材料制成的环形筒部(30)借助于至少一个可移除凸缘接合装置(80，82，84，86)而通过凸缘接合在所述封壳的内部。
5.一种用于涡轮发动机的壳体(14)的具有轴线a的环形封壳(16)，所述环形封壳由以三维编织纤维制成的环形预制件(66)通过树脂注射来模制，其特征在于，所述环形封壳包括至少一个环形中间部段(36)，所述环形中间部段旨在接纳由耐磨材料制成的环形筒部(30)，并且所述环形中间部段的第一内环形表面(38)包括至少一个轴向邻接装置(70)，所述轴向邻接装置从所述第一内环形表面(38)突出，并且所述轴向邻接装置用所述封壳(16)的树脂进行模制。
6.根据前一项权利要求所述的环形封壳(16)，其特征在于，所述轴向邻接装置(70)是用所述封壳(16)的树脂进行模制的具有轴线a的环形凸起。
7.根据权利要求5或6所述的环形封壳(16)，其特征在于，所述轴向邻接装置(70)是完全且仅由所述封壳(16)的树脂制成的具有轴线a的环形凸起。
8.根据权利要求6或7所述的环形(16)封壳(16)，其特征在于，所述凸起的厚度或径向尺寸介于10mm至30mm之间，和/或所述凸起的宽度或轴向尺寸介于2mm至3mm之间。
9.一种模具(64)，所述模具用于制造涡轮发动机的壳体(14)的根据权利要求7或8所述的环形封壳(16)，其特征在于，所述模具包括带有内环形型腔(73)的具有轴线a的外环形壳部(72)以及带有外环形型腔(75)的具有轴线a的内环形壳部(74)，所述型腔(73，75)界定出所述模具(64)的空腔(68)，所述壳部(72，74)能够分别布置在预制件(66)的外部和内部，使得所述空腔(68)接纳所述预制件(66)并通过注射被填充树脂，其特征在于，所述内壳部(77)的中间部段包括具有轴线a的环形凹槽(76)，所述环形凹槽形成在所述外环形型腔(75)中并且能够被填充树脂。
10.一种双流飞行器涡轮发动机，所述双流飞行器涡轮发动机包括根据权利要求1至4所述的制造方法来制造的风扇壳体(14)。
