CN102198862A - 止推轴承的冷却路径 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种压缩机转子，它压缩空气并将压缩的空气输送穿过涡轮机转子。涡轮机转子被连接到压缩机转子，使得涡轮机转子的转动驱动压缩机转子转动。轴连接成与涡轮机转子和压缩机转子一起转动。止推轴承由垂直于轴并由轴径向向外延伸的部件提供，该部件与轴一起转动且面对第一外壳壁，中空腔室形成在第一外壳壁的相对侧边。冷却空气路径穿过止推轴承的表面提供空气并位于该部件和第一外壳壁之间。第一外壳壁具有用于将冷却空气从冷却空气路径传送到中空腔室中的连通孔，以驱动中空腔室内的空气。还提供结合有连通孔的外壳。

Description

止推轴承的冷却路径
技术领域
本发明涉及一种航空器（或航空机），所述航空器具有空气驱动的涡轮机（或透平机），所述涡轮机驱动空气压缩机，其中，止推轴承表面设有冷却空气路径（或通路），且一部分冷却空气被分流，以驱动中空腔内的空气。
背景技术
航空器是为人们所熟知的，且它包括驱动压缩机的涡轮机。部分被压缩的空气被输送到所述压缩机，而所述压缩机被驱动来进一步压缩所述空气。这一经压缩的空气被向下游传送来驱动涡轮机，当所述空气穿过所述涡轮机膨胀时所述涡轮机又驱动所述压缩机。这一经膨胀的空气随后被用来下游应用（或下游使用），如用于飞机的机舱内空气。
已知的航空器具有连接所述压缩机和所述涡轮机的轴。
止推轴承表面由被固定以与所述航空器的所述轴一起转动的部件提供。所述止推轴承表面面对外壳表面，外壳（或壳体）在壳体壁的相对侧边具有中空腔室。处于所述中空腔室内的空气变得不流动，并且增加外壳和止推轴承界面的热量。
发明内容
一种空气供给机器，所述空气供给机器具有压缩机转子，所述压缩机转子用于压缩空气并将压缩的空气输送到下游入口。来自所述下游入口的空气流过涡轮机转子，以驱动所述涡轮机转子转动。所述涡轮机转子被连接到所述压缩机转子，使得所述涡轮机转子的转动驱动所述压缩机转子转动并压缩所述空气。轴被连接成与所述涡轮机转子和所述压缩机转子一起转动。止推轴承由垂直于所述轴并由所述轴径向向外延伸的部件提供，所述部件与所述轴一起转动且面对第一外壳壁。中空腔室形成在所述第一外壳壁的相对侧边。冷却空气路径穿过所述止推轴承的表面提供空气并位于所述部件和所述第一外壳壁之间。所述第一外壳壁还具有用于将冷却空气从所述冷却空气路径传送到所述中空腔室中的连通孔，以驱动所述中空腔室内的空气。
此外，还涉及外壳，所述外壳结合有至少一个连通孔且使用在空气供给机器中。
本发明的这些和其它特点能够从下面的描述和作为简要说明的附图中得到更清楚的理解。
附图说明
图1表示出一种航空器；
图2表示所述航空器中的止推轴承表面的细节；
图3示意性表示外壳中的冷却孔的相对位置；以及
图4表示能够被结合到图1所示的航空器中的止推轴承的细节。
具体实施方式
图1示出了一种航空器18，所述航空器具有空气进口20。所述空气进口接收部分经压缩的空气，例如在燃气涡轮发动机内的压缩机的下游接纳部分被压缩的空气。所述空气被输送到另一个压缩机叶轮或转子22，在那里所述空气被进一步压缩并被输送到排气室（或排放高压腔）24。来自排气室24的所述空气经过热交换器26。风扇27由轴28来驱动，所述轴是具有内孔30的中空轴。尽管在本实施例中所述轴表示为几个不同的部件，但应当理解的是，术语“轴”可以从本图的左手侧直到涡轮机转子或叶轮34，然后到达压缩机转子22而扩展至所有的部件。内孔30形成在中空轴28内。中间联系轴（或中央联接轴）32将风扇27与涡轮机叶轮34和压缩机叶轮22联系起来（或联接起来）。
来自排气室24的压缩空气因而流经热交换器26，通过风扇27进行冷却并返回到压缩机转子22下游的进气室134，在那里，所述压缩空气随之流过涡轮机转子34。所述空气受到膨胀且所述涡轮机受到驱动，以驱动压缩机叶轮22和风扇27。这一经膨胀的空气然后流入到排气室36，且随后流到下游应用（或下游使用）38。所述下游应用的一个示例就是飞机的机舱空气供给源。
冷却空气源在附图标记40所指示的位置被从进气室134分接出，并接入到冷却路径，且所述冷却空气源被分接到到达止推轴承的圆柱形部件46的两侧的冷却空气路径103和105。所述圆柱形部件与轴28垂直且被驱动与所述轴28一起转动。相对最靠近转子22和24的一侧，所述空气在部件46和外壳（或壳体）44之间流过，经过曲折的路径54，并随之冷却径向轴承（或轴颈轴承）56和所述轴28的外周边（或外周表面）之间的交界面（或交界的空间）。如图所示，所述空气流过所述交界面通过轴28上的（径向）开孔58，而进入联系轴32的外周边和轴28的内孔30之间的内部孔中。所述空气在离开出口52之前流经轴承56，还有轴承48，的整个长度。另一方面，在部件46的相对侧边被分流出的空气在外壳（或壳体）42和部件46之间流过，并随之处于轴承48的内孔和所述轴28的外周边之间。因而，这两个轴承48和56和相关联的轴表面设置有双冷却空气流动路径。
如图1和2所示，连通孔100将冷却空气从冷却空气路径103传送到外壳42的中空腔室102。中空腔室102与部件46上的止推轴承108是相对的。中空腔室102是外壳42的内腔，所述内腔另外可以起缺少连通孔100的收集热的绝缘子作用。在冷却空气路径103中的冷却空气降低因止推轴承108和部件46的运动所产生的热。经过连通孔100的冷却空气用来驱动中空腔室102内的空气，且将热从第一外壳壁110朝向第二外壳壁107转移。第二外壳壁107离开第一外壳壁110位于中空腔室102的相对侧边，其中第一外壳壁110包括连通孔100。流入中空腔室102的冷却空气流通过降低中空腔室102内的另外的静态空气的隔离作用并经过第二外壳壁107移去热量进一步增强了止推轴承108和部件46的冷却。这样，更多的热量被从止推轴承108的表面转移走。
尽管图示出了一个连通孔100，但实际上可以有多个这样的孔，这些孔相对轴28的驱动轴线在周向上间隔开。事实上，如图3中所示，可以有三个冷却孔1001、1002和1003。如图所示，所述三个孔彼此之间存在着成一定角度的间隔，这些间隔是不相等的。看中心点C，所述中心点也是整个机器和轴28的中心的位置，孔1001可以取处于上止点位置。那么其相对于孔1002就会有94°的间隔。然后在孔1002和孔1003之间就存在有120°的间隔。这就在孔1003和孔1001之间留出了146°的间隔。当然，也可以采用其它的（角度）间隔。
如图所示，三个距离可以确定这样的结构。第一距离D1是部件46的外径。第二距离D2是中间点C和孔1001、1002、1003的中心之间的距离。最后，D3是孔1001、1002、1003的直径。在具体的实施例中，D3的尺寸是0.113－0.135英寸（2.87－3.42mm.）。D2的范围在1.2－1.5英寸（30.48－38.1mm.）之间。这些直径是用于具有2.6英寸（66.04mm.）的D1的系统的。
按照另一种方式描述，D2与D1的比率在0.45和0.58之间的范围内。D3与D1的比率在0.044和0.052之间的范围内。进一步，D3与D2的比率将会在0.075和0.113之间。
图4表示出部件46，所述部件与外壳42和壁110（或与外壳42的壁110）的间隔比其实践中要有的间隔更远，从而表示出中间的止推轴承299的细节。尽管在图3和4中外壳42被表示出为圆柱形的，但它的实际形状在图1和2表示的更确切。止推轴承299包含有顶部泊片300，波纹形箔片（或薄片）、中间板302以及背衬弹簧304。如可以理解的，背衬弹簧304由多个部分形成，每个部分围绕轴28的轴线延伸小于周向的整个360°。在一个实施例中，可以有七个这样的部分。在背衬弹簧304的各部分的端部之间形成有通道306。孔1001、1002、1003中的每一个与其中一个通道206对齐，如图3中示意性示出的那样。
在共同未决的美国专利申请系列号12/728306中公开了与之同一天提交的，题为“带有用于航空器的双路冷却的径向轴承”（Journal Bearing With Dual Pass Cooling for Air Machine）的一种轴承方法。
虽然已披露了本发明的实施例，但是本领域技术人员将认识到本发明范围内的某些变型。基于此理由，所附权利要求应当被视为用来确定本发明的真正范围和内容。

Claims (20)

1.一种在航空器中使用的外壳，所述外壳包括：
具有外表面的第一外壳壁，所述外表面是要面对部件，一旦所述部件被安装在所述外壳内，所述部件就与航空器轴一起转动，并确定止推轴承表面；以及
所述第一外壳壁具有用于将冷却气体从所述外表面传送到中空腔室内的连通孔，所述中空腔室形成在所述第一外壳壁和第二外壳壁之间，所述第二外壳壁离开所述第一外壳壁位于所述中空腔室的相对侧边。
2.按照权利要求1所述的外壳，其特征在于，存在有多个所述连通孔。
3.按照权利要求2所述的外壳，其特征在于，存在有所述外壳的中心线，且所述连通孔围绕所述中心线在周向上以不同的角度间隔开。
4.按照权利要求3所述的外壳，其特征在于，所述连通孔以所述不同的角度间隔开，使得一旦所述航空器组装完成所述连通孔就与所述止推轴承表面相关联的结构中的通道对齐。
5.按照权利要求4所述的外壳，其特征在于，存在有三个所述连通孔，所述连通孔中的第一连通孔和第二连通孔间隔开94°的角度，所述连通孔中的第二连通孔和第三连通孔间隔开120°的角度，而所述连通孔中的第三连通孔和第一连通孔之间的间隔为146°的角度。
6.按照权利要求3所述的外壳，其特征在于，所述连通孔的孔直径选择成，使得所述孔直径和所述部件的外径的比率在0.044和0.052之间。
7.按照权利要求3所述的外壳，其特征在于，在从所述中心线到所述连通孔的中心的距离和所述部件的外径之间确定的比率为0.45－0.58。
8.按照权利要求3所述的外壳，其特征在于，所述连通孔的直径相对从所述中心线到所述连通孔的中心的距离的比率是0.075和0.113之间。
9.一种在航空器中使用的外壳，所述外壳包括：
具有外表面的第一外壳壁，所述外表面是要面对部件，一旦所述部件被安装在所述外壳内，所述部件就与航空器轴一起转动，并确定止推轴承表面；以及
所述第一外壳壁具有多个用于将冷却气体从所述外表面传送到中空腔室内的连通孔，所述中空腔室形成在所述第一外壳壁和第二外壳壁之间，所述第二外壳壁离开所述第一外壳壁位于所述中空腔室的相对侧边；
存在有所述外壳的轴向中心线，且所述连通孔围绕所述轴向中心线在周向上以不同的角度间隔开；
存在有三个所述连通孔，所述连通孔中的第一连通孔和第二连通孔间隔开94°的角度，所述连通孔中的第二连通孔和第三连通孔间隔开120°的角度，而所述连通孔中的第三连通孔和第一连通孔之间的间隔为146°的角度；
所述连通孔的直径相对从所述中心线到所述连通孔的中心的距离的比率是0.075和0.113之间。
10.一种航空器，所述航空器包括：
压缩机转子，所述压缩机转子用于压缩空气并将压缩的空气输送到下游入口，来自所述下游入口的空气穿过涡轮机转子，以驱动所述涡轮机转子转动，且所述涡轮机转子被连接到所述压缩机转子，使得所述涡轮机转子的转动驱动所述压缩机转子转动并压缩所述空气；
连接成与所述涡轮机转子和所述压缩机转子一起转动并确定中心线的轴；以及
止推轴承，所述止推轴承由垂直于所述轴并由所述轴径向向外延伸的部件提供，所述部件与所述轴一起转动且面对第一外壳壁，中空腔室形成在所述第一外壳壁的相对侧边，以及用于穿过所述止推轴承的表面提供空气的冷却空气路径位于所述部件和所述第一外壳壁之间，所述第一外壳壁具有用于将冷却空气从所述冷却空气路径传送到所述中空腔室中的连通孔，以驱动所述中空腔室内的空气。
11.按照权利要求10所述的航空器，其特征在于，第二外壳壁离开所述第一外壳壁位于所述中空腔室的相对侧边，且热量通过所述中空腔室内的空气运动被从所述第一外壳壁转移到所述第二外壳壁。
12.按照权利要求10所述的航空器，其特征在于，用于所述涡轮机转子下游的空气的下游应用是飞机使用。
13.按照权利要求10所述的航空器，其特征在于，所述下游应用是飞机上的机舱空气供给源。
14.按照权利要求10所述的航空器，其特征在于，存在有多个所述连通孔。
15.按照权利要求14所述的航空器，其特征在于，所述连通孔围绕所述中心线在周向上以不同的角度间隔开。
16.按照权利要求15所述的航空器，其特征在于，所述连通孔以所述不同的角度间隔开，使得所述连通孔与所述止推轴承表面相关联的弹簧中的通道对齐。
17.按照权利要求16所述的航空器，其特征在于，存在有三个所述连通孔，所述连通孔中的第一连通孔和第二连通孔间隔开94°的角度，所述连通孔中的第二连通孔和第三连通孔间隔开120°的角度，而所述连通孔中的第三连通孔和第一连通孔之间的间隔为146°的角度。
18.按照权利要求15所述的航空器，其特征在于，所述连通孔的孔直径选择成，使得所述孔直径和所述部件的外径的比率在0.044和0.052之间。
19.按照权利要求15所述的航空器，其特征在于，在从所述中心线到所述连通孔的中心的距离和所述部件的外径之间确定的比率为0.45－0.58。
20.按照权利要求10所述的航空器，其特征在于，所述连通孔的直径相对从所述中心线到所述连通孔的中心的距离的比率是0.075和0.113之间。
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