CN102373970B - 空气涡轮启动器入口壳体组件空气流路径 - Google Patents

空气涡轮启动器入口壳体组件空气流路径 Download PDF

Info

Publication number
CN102373970B
CN102373970B CN201110235751.8A CN201110235751A CN102373970B CN 102373970 B CN102373970 B CN 102373970B CN 201110235751 A CN201110235751 A CN 201110235751A CN 102373970 B CN102373970 B CN 102373970B
Authority
CN
China
Prior art keywords
arcuate surfaces
coordinate
flow path
turbine
suction casing
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201110235751.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN102373970A (zh
Inventor
D.J.扎维林斯基
J.M.马库莱克
M.斯莱特
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hamilton Sundstrand Corp
Original Assignee
Hamilton Sundstrand Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hamilton Sundstrand Corp filed Critical Hamilton Sundstrand Corp
Publication of CN102373970A publication Critical patent/CN102373970A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN102373970B publication Critical patent/CN102373970B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • F02C7/268—Starting drives for the rotor, acting directly on the rotor of the gas turbine to be started
    • F02C7/275—Mechanical drives
    • F02C7/277—Mechanical drives the starter being a separate turbine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/50—Inlet or outlet
    • F05D2250/51—Inlet
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/71—Shape curved
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/74—Shape given by a set or table of xyz-coordinates
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/4932—Turbomachine making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及空气涡轮启动器入口壳体组件空气流路径，具体地，一种用于空气涡轮启动器的入口壳体组件包括入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线由截面上的多个弓形表面限定。

Description

空气涡轮启动器入口壳体组件空气流路径
技术领域
本公开涉及用于启动气体涡轮发动机的空气涡轮启动器，并且更具体地涉及其空气动力学流径。
背景技术
许多相对大型的涡轮发动机，包括涡轮风扇发动机，可使用空气涡轮启动器（ATS）来引发气体涡轮发动机的旋转。ATS通常安装在附件齿轮箱上，附件齿轮箱进而安装在发动机或机身上。因此，ATS一直安装在飞机内，即使可能只在每次飞行循环开始时进行大约片刻的主动操作，以及在发动机维护活动期间偶尔操作。
ATS通常包括涡轮段，其联接到壳体中的输出段。涡轮段联接到高压流体源，例如压缩空气，以通过齿轮系统驱动输出段。因而，当高压流体源冲击在涡轮段上时，输出段对气体涡轮发动机提供动力。
发明内容
根据本公开一个示例性方面的一种用于空气涡轮启动器的入口壳体组件包括入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线由截面上的多个弓形表面限定。
根据本公开一个示例性方面的一种用于空气涡轮启动器的入口壳体组件包括入口壳体，所述入口壳体限定入口流径的外流径曲线。所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定。喷嘴限定所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由中心穹顶形状限定。
根据本公开一个示例性方面的一种空气涡轮启动器包括入口壳体，所述入口壳体至少部分地围绕涡轮转子以限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线。所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定。喷嘴在所述涡轮转子上游，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线。所述内流径曲线至少部分地由中心穹顶形状限定。
根据本公开一个示例性方面的一种组装空气涡轮启动器的方法包括固定涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸到入口壳体中。将涡轮转子旋转地安装到所述涡轮喷嘴下游的所述入口壳体中，所述入口壳体至少部分地围绕所述涡轮转子，所述入口壳体限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由所述中心穹顶形状限定。
附图说明
本领域技术人员将从所公开的非限制性实施例的以下详细描述中明白各种特征。该详细描述的附图可简要介绍如下：
图1是用于通过附件齿轮箱引发较大涡轮旋转的空气涡轮启动器（ATS）的总体示意图；
图2是ATS的侧视剖面图；
图3是涡轮转子的侧视图；
图4是涡轮转子的前侧视图；
图5是ATS的入口壳体组件的剖面侧视图；
图6是涡轮转子轴的转子叶片的透视图；
图7-10是涡轮转子的转子叶片的轮廓剖面图；
图11是ATS的入口壳体组件的剖面侧视图；
图12是ATS的入口壳体组件的喷嘴的透视图；
图13是喷嘴的前视图；
图14是喷嘴的侧视图；
图15-19是喷嘴的喷嘴翼片的轮廓剖面图；
图20是入口壳体的剖面侧视图；
图21是入口壳体组件的入口流径的示意图；
图22是入口壳体组件的的喷嘴的剖面图；并且
图23是根据替代尺寸实施例的入口壳体的剖面侧视图，其中，流径由表XI中的坐标限定。
具体实施方式
图1示意性地示出了示例性空气涡轮启动器（ATS）20，其用于通过附件齿轮箱24引发较大气体涡轮22（例如涡轮风扇发动机）的旋转。应当意识到，本申请不限于与特定类型的旋转机器一同使用。因此，虽然本申请出于便于说明的目的而被表示和描述为在空气涡轮启动器中实施，但应当意识到，其也可在许多其他机器中实施，包括但不限于气体涡轮发动机、辅助动力单元、涡轮增压器、机械增压器、空气循环机、交流发电机、电动机、发电机、集成恒速驱动发电机以及各种类型的具有可被紧密控制的界面的齿轮箱。
ATS20通常包括壳体组件30，壳体组件30至少包括涡轮段32和输出段34（图2）。涡轮段32包括具有多个涡轮叶片38的涡轮叶轮36、毂40、以及涡轮转子轴42（图3和图4）。涡轮叶轮36的涡轮叶片38位于入口壳体组件44的下游，入口壳体组件44包括入口壳体46，入口壳体46包含喷嘴48（图5）。喷嘴48包括多个翼片50，其引导压缩空气流从入口52通过入口流径54。经过翼片50的压缩空气流驱动涡轮叶轮36，然后通过出口56排出。
涡轮叶轮36被压缩空气流驱动，使得涡轮转子轴42可通过诸如行星齿轮系统的齿轮系统60（示意性示出）机械地驱动启动器输出轴58。ATS20由此传递相对高的负载通过齿轮系统60，以将来自压缩空气的气动能转换为机械能，以例如使气体涡轮22旋转启动。
涡轮叶轮36的涡轮叶片38和喷嘴48的翼片50（其二者在本文中均被定义为翼型）可用计算流体动力学（CFD）分析软件来限定，并且被优化成满足特定空气涡轮启动器的特定性能要求。设计ATS时必须知道的一些关键的发动机特性是：发动机芯部惯性（发动机中实际上由ATS旋转的部分）、作为速度的函数的发动机芯部曳力矩、作为速度的函数的其他曳力矩（例如来自安装有齿轮箱的附件）、以及启动所允许的最大时间。对于外界启动温度条件的范围，需要这些参数的值。从这些，ATS启动器的优选内齿轮比以及，使用CFD工具，效率最高的最优翼型形状，可对于每个具体ATS被确定。取决于原始要求的值，翼型形状将会是不同的，并且将被优化成在启动器的设计速度时表现为具有最高效率。
翼型形状的特性可从一个翼型形状到另一个发生改变，并且可包括但不限于曲率、最大厚度、轴向弦长、扭度、从根部到尖端的锥度、前缘半径、后缘半径、前缘和后缘从根部到尖端的平直度，等。可以直接按比例扩大或按比例缩小翼型形状来满足一组不同的发动机启动要求，然而，如果整个流径几何形状（包括转子叶片38、翼片50以及入口流径54）没有也使用相同的比例因子按比例缩放，则ATS的输出性能可能不会适当地成比例。
翼型的形状可由一组剖面来在尺寸上限定，所述一组剖面位于逐渐增大的径向位置，例如从翼型的根部剖面下面开始并延伸超过翼型的尖端。当被从根部到尖端的连续平滑表面连接时，例如使用诸如Unigraphics的实体建模软件来产生翼型的形状。实体模型可被制造者直接用于制造翼型。可通过在例如沿每个叶片剖面的边界的笛卡尔坐标中的一组点来限定另外的尺寸限制，用于检查目的。笛卡尔坐标系统通常定向为使得X是切向方向，Y是轴向方向，并且Z是径向方向。
图4示出了涡轮叶片38的剖面，其包括本文所指明的创造性翼型轮廓。每个涡轮叶片38可大致被分成根部区域72、内侧区域74、主区域76以及尖端区域78。根部、内侧、主和尖端区域72-78限定了涡轮叶片38的跨度并且限定了旋转轴线A和远侧叶片尖端80之间的叶片半径R。应当理解，当被平滑表面连接时，可在本文限定的任意剖面中间限定出替代的或者另外的剖面。也就是说，翼型部分可使用实体模型制造，该实体模型可替代地或另外地被描述为具有限定在叶片尖端之上和叶片根部之下的另外的剖面。因此，剖面72-78是翼型的跨度的代表，但是可提供另外的限制，具有不落入该跨度内但可通过实体模型限定的剖面。相同的方法适用于多个翼片。涡轮叶片38限定了前缘82和后缘84，其限定涡轮叶片38的弦（图6）。
由于在给出所描述的具体叶片翼型剖面的适当语言描述上存在难度，在表I-1、表II-1、表III-1和表IV-1中示出了翼型剖面的一个非限制性实施例的坐标，其代表在根部区域72（图7）、内侧区域74（图8）、主区域76（图9）和尖端区域78（图10）中截取的剖面。翼型剖面的另一个非限制性实施例在表I-2、表II-2、表III-2和表IV-2中示出。
表I-1
表I-2
表II-1
表II-2
表III-1
表III-2
表IV-1
表IV-2
在一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮叶片直径尺寸Dd为5.91英寸（150mm），具有在表I-1、表II-1、表III-1和表IV-1中示出的并分别在2.39英寸（61mm）的根部尺寸Dr、2.56英寸（57mm）的内侧尺寸Di、2.73英寸（69mm）的主尺寸Dm以及2.90英寸（75mm）的尖端尺寸Dt处截取的翼型剖面。
在另一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮叶片直径尺寸Dd为5.21英寸（132mm），具有在表I-2、表II-2、表III-2和表IV-2中示出的并分别在2.12英寸（54mm）的根部尺寸Dr、2.27英寸（58mm）的内侧尺寸Di、2.42英寸（61mm）的主尺寸Dm以及2.57英寸（65mm）的尖端尺寸Dt处截取的翼型剖面。
应当理解，这些代表性剖面是一个公开的非限制性实施例的，并且当被连续平滑表面连接时可由此限定其他区域以及中间区域剖面。
图5示出了位于涡轮叶片36上游的涡轮入口壳体组件44（图11）的总体透视图。入口壳体组件44包括入口壳体46，入口壳体46包含喷嘴48（图12-14）。也就是说，入口壳体组件44限定了进入涡轮叶片36的入口流径54。
参见图11，涡轮喷嘴48包括具有多个涡轮翼片50的中心穹顶形状86，多个涡轮翼片50沿径向从中心穹顶形状86朝向入口壳体46延伸，并在入口流径54中。
图13示出了涡轮翼片50的代表性剖面，其包括本文指明的翼型剖面。涡轮翼片50可大致被分成根部区域90、内侧区域92、主区域94、外侧区域96以及尖端区域98。根部、内侧、主、外侧和尖端区域90-98限定了翼片50的跨度。如上述涡轮叶片那样，检查剖面限定了翼片的径向跨度，但是实体模型可包括另外的、超过用于限定根部区域90和尖端区域98的跨度的剖面，并且限定旋转轴线A和远侧翼片尖端100之间的翼片半径V。应当理解，当被平滑表面连接时，可在本文限定的任意剖面中间限定出各种替代的或者另外的剖面。翼片50限定了前缘102和后缘104，其限定翼片50的弦。
由于在给出所描述的具体翼片翼型剖面的适当语言描述上存在难度，在表V-1、表VI-1、表VII-1、表VIII-1和表IX-1中示出了翼片翼型剖面的一个非限制性实施例的坐标，其代表在根部区域90（图15）、内侧区域92（图16）、主区域94（图17）、外侧区域96（图18）和尖端区域98（图19）中截取的剖面，如同上面关于每个叶片所描述的。
翼片翼型剖面的另一个非限制性实施例在表V-2、表VI-2、表VII-2、表VIII-2和表IX-2中示出，其代表在根部区域90（图15）、内侧区域92（图16）、主区域94（图17）、外侧区域96（图18）和尖端区域98（图19）中截取的剖面。
表V-1
表V-2
表VI-1
表VI-2
表VII-1
表VII-2
表VIII-1
表VIII-2
表IX-1
表IX-2
在一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮翼片半径尺寸VR为约3.0英寸（76mm），具有在表V-1、表VI-1、表VII-1和表VIII-1中示出的并分别在2.21英寸（56mm）的根部尺寸Vr、2.4英寸（60mm）的内侧尺寸Vi、2.5英寸（64mm）的主尺寸Vm、2.6英寸（67mm）的外侧尺寸Vo以及2.8英寸（71mm）的尖端尺寸Vt处截取的翼型剖面。
在另一个所公开的非限制性尺寸实施例中，涡轮翼片半径尺寸VR为约2.61英寸（66mm），具有在表V-2、表VI-2、表VII-2和表VIII-2中示出的并分别在1.95英寸（50mm）的根部尺寸Vr、2.1英寸（53mm）的内侧尺寸Vi、2.2英寸（56mm）的主尺寸Vm、2.32英寸（59mm）的外侧尺寸Vo以及2.46英寸（62mm）的尖端尺寸Vt处截取的翼型剖面。
参见图20，入口流径54被限定在入口壳体46和多个翼片50上游的中心穹顶形状86之间（图21）。如果入口流径转向过于急剧，则空气流可从入口壳体表面分离，这导致再循环和损失能量。
入口流径54的形状例如使用计算流体动力学（CFD）分析软件来限定并且被优化成满足可应用的ATS的特定性能要求。该优化导致入口流径将空气流均匀地分布到通向喷嘴翼片50的环形进口。在经优化的入口流径54的情况下，入口空气从圆柱形入口导管到环形喷嘴入口的分布使得由于空气沿入口流径的再循环或流干扰而引起的能量损失最小化。应当理解，可替代地或另外地考虑另外的约束（例如ATS的轴向长度的限制），以便优化入口流径。相同的过程可用于产生经独特优化的入口流径以满足不同的启动器性能要求，或者入口流径形状可按比例放大或按比例缩小以满足不同的启动器性能要求。
入口流径54形状的特性可从一个ATS到另一个发生改变，并且可包括但不限于入口导管直径、径向高度、轴向长度、限定曲线的曲率半径，等。入口流径内和外表面的形状在尺寸上被一组点限定，通过所述一组点，绘制平滑曲线，一个用于内流径，一个用于外流径。然后，通过使内流径曲线和外流径曲线绕空气入口的中心线旋转来完成三维限定。内和外流径曲线可各自被一组切弧和线限定，然后绕入口中心线旋转以产生流径表面。应当理解，流径曲线可被一组笛卡尔坐标限定，通过所述一组笛卡尔坐标，绘制平滑曲线。入口流径54的外流径曲线110由截面上的多个弓形表面限定。关于入口流径54，多个弓形表面可包括第一凸弓形表面112、第二凸弓形表面114、第三凸弓形表面116、第一凹弓形表面118、第二凹弓形表面120和第三凹弓形表面122的组合。多个弓形表面被限定在入口直径尺寸ID和出口直径尺寸OD之间，其沿入口流径长度IL延伸。
在一个所公开的非限制性尺寸实施例中，在3.4英寸（86m）的入口直径尺寸ID和5.9英寸（150mm）的出口直径尺寸OD之间，第一凸弓形表面112限定了0.6英寸（15mm）的半径尺寸I-1，第二凸弓形表面114限定了1.5英寸（38mm）的尺寸I-2，第三凸弓形表面116限定了4.3英寸（109mm）的半径尺寸I-3，第一凹弓形表面118限定了5.5英寸（140mm）的半径尺寸I-4，第二凹弓形表面120限定了2.3英寸（58mm）的半径尺寸I-5，并且第三凹弓形表面122限定了0.9英寸（23mm）的半径尺寸I-6，其沿流径长度IL延伸，流径长度IL在所公开的非限制性实施例中是约2.9英寸（74mm）。应当理解，每个半径尺寸的起点可移位以提供每个半径尺寸之间的平滑界面。
在另一个所公开的非限制性尺寸实施例中，入口流径54的外流径曲线110（图23）被表XI的坐标限定：
表XI
应当理解，表XI提供了略微不同的尺寸方案，其没有使用曲线和线，而是使用多个点以及通过这些点的曲线拟合，不过最终结果仍是在上面通过凸和凹表面描述的概念中的类似形状。
入口流径54的内流径曲线108由中心穹顶形状86限定。由于在给出所描述的具体中心穹顶形状86的适当语言描述上存在难度，在表X-1中示出了中心穹顶形状86（图22）的一个非限制性尺寸实施例的坐标。中心穹顶形状86（图22）的另一个非限制性尺寸实施例在表X-2中示出。
表X-1
表X-2
由于在发动机启动后，ATS为非功能性重量，因此希望最大化ATS的效率以降低ATS的重量和尺寸并且提高飞机有效负载（收费载重）。当经优化的叶片轮廓与经优化的喷嘴翼片轮廓和经优化的入口流径形状匹配时出现最大效率。
作为经优化的空气动力学性能的结果，ATS的经优化的力矩输出性能导致ATS的尺寸减小，以促进启动器重量减小，这是因为经优化的转子将会是对于ATS中的给定齿轮比而言最小的转子。这提供了更小且重量更低的涡轮容积特征以及其他外部部件（例如管道和导管）的降低的封装空间，由此进一步降低发动机总重量。
还应意识到，在遍及几幅附图中，相同的附图标记表示对应或类似的元件。还应当理解，虽然在所示实施例中公开了具体的部件布置，但其他布置也将由此获益。
前述描述为示例性的而非被其中的限制而限定。本文公开了各种非限制性实施例，但是本领域普通技术人员可认识到按照上述教导的各种修改和变化将会落入所附权利要求的范围内。因此，应理解在所附权利要求的范围内，本公开可不同于所具体描述的来实施。为此，应研究所附权利要求以确定真实的范围和内容。

Claims (18)

1.一种用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，所述入口壳体组件包括：
入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线由截面上的多个弓形表面限定，其中，所述多个弓形表面包括三个连续的凸弓形表面和三个连续的凹弓形表面。
2.如权利要求1所述的用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，其特征在于，所述截面上的多个弓形表面包括：
第一凸弓形表面；
在所述第一凸弓形表面下游的第二凸弓形表面；
在所述第二凸弓形表面下游的第三凸弓形表面；
在所述第三凸弓形表面下游的第一凹弓形表面；
在所述第一凹弓形表面下游的第二凹弓形表面；和
在所述第二凹弓形表面下游的第三凹弓形表面。
3.如权利要求1所述的用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，其特征在于，其进一步包括所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线由中心穹顶形状限定。
4.如权利要求3所述的用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，其特征在于，其进一步包括多个涡轮翼片，所述多个涡轮翼片沿径向从所述中心穹顶形状朝向所述入口壳体延伸。
5.如权利要求4所述的用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，其特征在于，所述中心穹顶形状由下表（即表X1）的任何一个中限定的一组Y坐标和Z坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X1
。
6.如权利要求4所述的用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，其特征在于，所述中心穹顶形状由下表（即表X2）的任何一个中限定的一组Y坐标和Z坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X2
。
7.一种用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，所述入口壳体组件包括：
入口壳体，所述入口壳体限定入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定；和
喷嘴，所述喷嘴限定所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由中心穹顶形状限定，其中，所述中心穹顶形状由下表（即表X1）的任何一个中限定的一组Y坐标和Z坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X1
。
8.一种用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，所述入口壳体组件包括：
入口壳体，所述入口壳体限定入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定；和
喷嘴，所述喷嘴限定所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由中心穹顶形状限定，其中，所述中心穹顶形状由下表（即表X2）的任何一个中限定的一组Y坐标和Z坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X2
。
9.如权利要求7所述的用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，其特征在于，所述截面上的多个弓形表面包括：
第一凸弓形表面；
在所述第一凸弓形表面下游的第二凸弓形表面；
在所述第二凸弓形表面下游的第三凸弓形表面；
在所述第三凸弓形表面下游的第一凹弓形表面；
在所述第一凹弓形表面下游的第二凹弓形表面；和
在所述第二凹弓形表面下游的第三凹弓形表面。
10.如权利要求8所述的用于空气涡轮启动器的入口壳体组件，其特征在于，所述截面上的多个弓形表面包括：
第一凸弓形表面；
在所述第一凸弓形表面下游的第二凸弓形表面；
在所述第二凸弓形表面下游的第三凸弓形表面；
在所述第三凸弓形表面下游的第一凹弓形表面；
在所述第一凹弓形表面下游的第二凹弓形表面；和
在所述第二凹弓形表面下游的第三凹弓形表面。
11.一种空气涡轮启动器，所述空气涡轮启动器包括：
涡轮转子；
入口壳体，所述入口壳体至少部分地围绕所述涡轮转子以限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定；和
在所述涡轮转子上游的喷嘴，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由中心穹顶形状限定，其中，所述中心穹顶形状由下表（即表X1）的任何一个中限定的一组Y坐标和Z坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X1
。
12.一种空气涡轮启动器，所述空气涡轮启动器包括：
涡轮转子；
入口壳体，所述入口壳体至少部分地围绕所述涡轮转子以限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定；和
在所述涡轮转子上游的喷嘴，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由中心穹顶形状限定，其中，所述中心穹顶形状由下表（即表X2）的任何一个中限定的一组Y坐标和Z坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X2
。
13.如权利要求11所述的空气涡轮启动器，其特征在于，所述截面上的多个弓形表面包括：
第一凸弓形表面；
在所述第一凸弓形表面下游的第二凸弓形表面；
在所述第二凸弓形表面下游的第三凸弓形表面；
在所述第三凸弓形表面下游的第一凹弓形表面；
在所述第一凹弓形表面下游的第二凹弓形表面；和
在所述第二凹弓形表面下游的第三凹弓形表面。
14.如权利要求12所述的空气涡轮启动器，其特征在于，所述截面上的多个弓形表面包括：
第一凸弓形表面；
在所述第一凸弓形表面下游的第二凸弓形表面；
在所述第二凸弓形表面下游的第三凸弓形表面；
在所述第三凸弓形表面下游的第一凹弓形表面；
在所述第一凹弓形表面下游的第二凹弓形表面；和
在所述第二凹弓形表面下游的第三凹弓形表面。
15.如权利要求11所述的空气涡轮启动器，其特征在于，其进一步包括多个涡轮翼片，所述多个涡轮翼片沿径向从所述中心穹顶形状延伸，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状延伸以限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被下列各表（即表V1、表VI1、表VII1、表VIII1和表IX1）的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述X坐标是厚度方向，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表V1
表VI1
表VII1
表VIII1
表IX1
。
16.如权利要求12所述的空气涡轮启动器，其特征在于，其进一步包括多个涡轮翼片，所述多个涡轮翼片沿径向从所述中心穹顶形状延伸，所述多个涡轮翼片的每一个从所述中心穹顶形状延伸以限定通过前缘和后缘的翼型剖面，所述翼型剖面被下列各表（即表V2、表VI2、表VII2、表VIII2和表IX2）的任何一个中限定的一组X坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述X坐标是厚度方向，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表V2
表VI2
表VII2
表VIII2
表IX2
。
17.一种组装空气涡轮启动器的方法，所述方法包括：
固定涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸到入口壳体中；并且
将涡轮转子旋转地安装到所述涡轮喷嘴下游的所述入口壳体中，所述入口壳体至少部分地围绕所述涡轮转子，所述入口壳体限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由所述中心穹顶形状限定，其中，所述中心穹顶形状由下表（即表X1）的任何一个中限定的一组Z坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X1
。
18.一种组装空气涡轮启动器的方法，所述方法包括：
固定涡轮喷嘴，所述涡轮喷嘴包括具有多个涡轮翼片的中心穹顶形状，所述多个涡轮翼片从所述中心穹顶形状沿径向延伸到入口壳体中；并且
将涡轮转子旋转地安装到所述涡轮喷嘴下游的所述入口壳体中，所述入口壳体至少部分地围绕所述涡轮转子，所述入口壳体限定与所述涡轮转子连通的入口流径的外流径曲线，所述外流径曲线至少部分地由截面上的多个弓形表面限定，所述喷嘴限定与所述涡轮转子连通的所述入口流径的内流径曲线，所述内流径曲线至少部分地由所述中心穹顶形状限定，其中，所述中心穹顶形状由下表（即表X2）的任何一个中限定的一组Z坐标和Y坐标限定并被期望因子按比例缩放，所述Y坐标是宽度方向，并且Z坐标是翼型根部和翼型尖端之间的长度方向，
表X2
。
CN201110235751.8A 2010-08-17 2011-08-17 空气涡轮启动器入口壳体组件空气流路径 Active CN102373970B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/858,415 US8651806B2 (en) 2010-08-17 2010-08-17 Air turbine starter inlet housing assembly airflow path
US12/858415 2010-08-17

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN102373970A CN102373970A (zh) 2012-03-14
CN102373970B true CN102373970B (zh) 2015-12-09

Family

ID=45592971

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201110235751.8A Active CN102373970B (zh) 2010-08-17 2011-08-17 空气涡轮启动器入口壳体组件空气流路径

Country Status (2)

Country Link
US (1) US8651806B2 (zh)
CN (1) CN102373970B (zh)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8672620B2 (en) * 2010-08-17 2014-03-18 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine starter turbine nozzle airfoil
US9028208B2 (en) 2010-08-17 2015-05-12 Hamilton Sundstrand Corporation Air turbine starter turbine nozzle airfoil
US9261101B2 (en) * 2012-10-31 2016-02-16 Hamilton Sundstrand Corporation Fan housing for ram air fan
CN105114186B (zh) * 2015-08-04 2017-03-29 西北工业大学 一种用于预旋冷却系统的叶孔式预旋喷嘴
US10352470B2 (en) * 2015-11-17 2019-07-16 Ge Aviation Systems Llc Control valve and air starting system
US10767564B2 (en) * 2017-03-17 2020-09-08 Hamilton Sunstrand Corporation Air turbine starter with automated variable inlet vanes
US20190032566A1 (en) * 2017-07-26 2019-01-31 Unison Industries, Llc Air turbine starter
US10941710B2 (en) * 2017-07-26 2021-03-09 Unison Industries, Llc Air turbine starter with spark mitigation screen
US11078951B2 (en) * 2019-05-20 2021-08-03 Hamilton Sundstrand Corporation Locking assembly for rotatable components
CN111230404A (zh) * 2019-07-02 2020-06-05 苏州中佳精密机械有限公司 一种异形曲面风道基座的加工方法
US11203980B2 (en) * 2020-01-17 2021-12-21 Unison Industries, Llc Air turbine starter with lubricated bearing assembly
US11753997B2 (en) * 2020-03-26 2023-09-12 Hamilton Sundstrand Corporation Exhaust baffle component for an air turbine assembly
US11624323B2 (en) * 2020-08-13 2023-04-11 Unison Industries, Llc Air turbine starter with primary and secondary air flow paths
US20220065169A1 (en) * 2020-08-25 2022-03-03 Unison Industries, Llc Air turbine starter with nozzle retention mechanism
CN114856831B (zh) * 2021-02-03 2024-06-28 和谐工业有限责任公司 带成形轮叶的空气涡轮起动器

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003522890A (ja) * 2000-02-17 2003-07-29 オールストム パワー エヌ．ヴイ． 軸流ターボ機械のためのエーロフォイル
US6892455B1 (en) * 2001-11-20 2005-05-17 Honeywell International, Inc. Stationary roller shaft formed of a material having a low inclusion content and high hardness
CN101358544A (zh) * 2007-08-02 2009-02-04 通用电气公司 用于涡轮机叶片的翼型件形状及结合其的涡轮机
CN101655014A (zh) * 2008-04-22 2010-02-24 通用电气公司 涡轮叶片顶端护罩的形状
CN101769176A (zh) * 2009-01-02 2010-07-07 通用电气公司 用于第二级涡轮喷嘴的翼型件轮廓
CN102373963A (zh) * 2010-08-17 2012-03-14 哈米尔顿森德斯特兰德公司 空气涡轮启动器涡轮喷嘴翼型

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4885909A (en) 1987-09-02 1989-12-12 Sundstrand Corporation Method of operating a multipurpose auxiliary power unit
US4916893A (en) 1987-09-02 1990-04-17 Sundstrand Corporation Multipurpose auxiliary power unit
US4899534A (en) 1988-03-08 1990-02-13 Allied-Signal Inc. Air turbine starter having a panel and ratchet clutch
US5042963A (en) * 1989-03-31 1991-08-27 Allied-Signal Inc. Dual range air turbine starter
US6142418A (en) 1998-05-12 2000-11-07 Hamilton Sundstrand Corporation Multi-path secondary power system for an aircraft
US6318958B1 (en) 1998-08-21 2001-11-20 Alliedsignal, Inc. Air turbine starter with seal assembly
US6623238B2 (en) 1998-08-21 2003-09-23 Honeywell International, Inc. Air turbine starter with seal assembly
US6305156B1 (en) 1999-09-03 2001-10-23 Alliedsignal Inc. Integrated bleed air and engine starting system
US6415595B1 (en) 2000-08-22 2002-07-09 Hamilton Sundstrand Corporation Integrated thermal management and coolant system for an aircraft
US6817575B1 (en) 2001-09-20 2004-11-16 Hamilton Sundstrand Corporation Integrated system for providing aircraft environmental control
US6796527B1 (en) 2001-09-20 2004-09-28 Hamilton Sundstrand Corporation Integrated air turbine driven system for providing aircraft environmental control
US6684898B2 (en) 2001-09-27 2004-02-03 Honeywell International Inc. Dual actuator air turbine starter valve
GB2384276A (en) * 2002-01-18 2003-07-23 Alstom Gas turbine low pressure stage
US6681579B2 (en) 2002-02-07 2004-01-27 Honeywell International, Inc. Air turbine starter with fluid flow control
US6969235B2 (en) 2003-05-19 2005-11-29 Honeywell International, Inc. Air turbine starter with angular contact thrust bearing
US6969236B2 (en) 2003-08-29 2005-11-29 Honeywell International, Inc. Fluid-cooled mechanical face seal rotor
US6991425B2 (en) * 2003-09-12 2006-01-31 Honeywell International, Inc. Air turbine starter with unitary inlet and stator
US7033134B2 (en) 2004-02-24 2006-04-25 Honeywell International, Inc. Air turbine starter having a force balanced, pressure energized, weighted check valve
US7250688B2 (en) 2004-07-14 2007-07-31 Hamilton Sundstrand Corporation Narrow range variable frequency starter/generator system
US7186081B2 (en) 2004-08-27 2007-03-06 Honeywell International, Inc. Air turbine starter enhancement for clearance seal utilization
US7232289B2 (en) 2005-05-12 2007-06-19 Honeywell International, Inc. Shroud for an air turbine starter
US8105018B2 (en) * 2008-02-13 2012-01-31 Honeywell International Inc. Decoupler devices to prevent backdrive in air turbine starters

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2003522890A (ja) * 2000-02-17 2003-07-29 オールストム パワー エヌ．ヴイ． 軸流ターボ機械のためのエーロフォイル
US6892455B1 (en) * 2001-11-20 2005-05-17 Honeywell International, Inc. Stationary roller shaft formed of a material having a low inclusion content and high hardness
CN101358544A (zh) * 2007-08-02 2009-02-04 通用电气公司 用于涡轮机叶片的翼型件形状及结合其的涡轮机
CN101655014A (zh) * 2008-04-22 2010-02-24 通用电气公司 涡轮叶片顶端护罩的形状
CN101769176A (zh) * 2009-01-02 2010-07-07 通用电气公司 用于第二级涡轮喷嘴的翼型件轮廓
CN102373963A (zh) * 2010-08-17 2012-03-14 哈米尔顿森德斯特兰德公司 空气涡轮启动器涡轮喷嘴翼型

Also Published As

Publication number Publication date
US20120042659A1 (en) 2012-02-23
CN102373970A (zh) 2012-03-14
US8651806B2 (en) 2014-02-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102373970B (zh) 空气涡轮启动器入口壳体组件空气流路径
CN102373963B (zh) 空气涡轮启动器涡轮喷嘴翼型
CN102373959B (zh) 叶片剖面、涡轮转子、空气涡轮启动器及其组装方法
US8967967B2 (en) Propfan engine
CN104114815B (zh) 翼型件及相应的制造方法
US20060024162A1 (en) Method and apparatus for assembling gas turbine engines
US20170167503A1 (en) Gas turbine engine airfoil
EP3653513B1 (en) Boundary layer ingestion fan system
US9028208B2 (en) Air turbine starter turbine nozzle airfoil
CN103670533B (zh) 空气涡轮起动机涡轮喷嘴翼型
US11885233B2 (en) Turbine engine with airfoil having high acceleration and low blade turning
US10914315B2 (en) Gas turbine engine airfoil
EP3203025A1 (en) Turbine engine compressor blade
US8672638B2 (en) Air turbine starter
EP3108120B1 (en) Gas turbine engine having a geared architecture and a specific fixed airfoil structure
EP3653508B1 (en) Boundary layer ingestion fan system
JP5454083B2 (ja) ジェットエンジン用圧縮機及びジェットエンジン
EP3951188B1 (en) Compressor impeller with partially swept leading edge surface
EP3653507B1 (en) Boundary layer ingestion fan system
EP3108121B1 (en) Turbofan engine with geared architecture and lpc airfoils

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant