CN103380268B - 包括环形扇体连接装置的涡轮机壳体 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及航空器涡轮机壳体（30），其用于支撑一组环形扇体（28），该组环形扇体部分地限定气流流经涡轮机的管道，包括用于动力学地调整环形扇体（28）的径向位置的装置，连接每个环形扇体（28）的上游端到壳体（30）上的上游径向凸耳（38），和连接每个环形扇体（28）的下游端到壳体（30）上的下游径向凸耳（40），这样至少上游径向凸耳（38）与壳体（30）一体，并且直接地连接每个环形扇体（28）的上游端。

Description

包括环形扇体连接装置的涡轮机壳体
技术领域
本发明公开了包括环形扇体连接装置的涡轮机组壳体。
更具体地，本发明公开了用于环形扇体固定的壳体，以限制环形扇体冷却空气泄漏。
背景技术
在航空器涡轮发动机组中，特别地因为叶片受到燃烧气体加热而膨胀可变的量，以及因为涡轮机组转速引起由于离心作用所产生的叶片可变的拉长，高压涡轮机叶片顶端的径向位置根据涡轮机组运行条件而变化。
高压涡轮机的叶片布置在涡轮机内流道中，通过大量相邻环形扇体所形成的外环界定该流道。叶片顶端运动靠近每个环形扇体的内面。
因为每个叶片顶端的径向位置根据涡轮机组的运行条件而变化，每个叶片顶端和环形扇体之间的径向间隙也变化。
如果该间隙太大，在每个叶片顶端，气体倾向于形成漩涡，这使得涡轮机组效率低。如果间隙太小，叶片顶端可以与环形扇体接触，并且损坏它。
每个环形扇体由涡轮机组的外壳所支撑，该外壳制成该径向间隙的延伸可以受到控制。
为了达到该目的，壳体包括凸块，在该凸块上空气流被迫在低于壳体温度的温度下冷却壳体和引起壳体的径向收缩。壳体的这种收缩减少了壳体和环的直径，因此减少了叶片顶端和环形扇体之间的径向间隙。
壳体通常称为“引导壳体”。
通过首先固定到壳体，然后固定到环形扇体的径向垫片进行环形扇体和壳体之间的连接。
例如，在EP1.903.186中公开了这种环形扇体连接方式。
每个垫片绕着角形扇体延伸，并且每个垫片固定到两个相连的环形扇体。
因为垫片固定到引导壳体上，所以它们在径向方向上自由运动以能够实现环形扇体的径向位移。在这两个相邻垫片之间也存在功能性间隙。
然而，由于垫片之间的间隙，用于冷却环形扇体的空气可以通过该间隙逃逸到高压涡轮机流道中，因此降低了高压涡轮机和涡轮机组的效率。
而且，引导壳体上垫片的安装是相当复杂的，并且垫片的质量降低了涡轮机组的总性能。
本发明的目的是公开了解决上述问题的涡轮机组壳体。
发明内容
本发明公开了航空器涡轮机壳体，设计其带有一组环形扇体，该组环形扇体部分地限定气流在其内流经涡轮机的管道，壳体包括通过气流在壳体环形壁部分上的可控喷射来调整环形扇体的径向位置的动力学装置，壳体包括上游径向凸耳，其沿着气流流动方向连接每个环形扇体的上游端到壳体上，以及包括下游径向凸耳，其连接每个环形扇体的下游端到壳体上，其特征在于：至少上游径向凸耳与壳体制成单件，并且直接地连接每个环形扇体的上游端。
至少一个上游凸耳的这种实施方式可以排除上游凸耳在壳体上的连接装置，减少壳体的重量，因此限制泄露的风险。
优选地，两个径向凸耳与壳体制成单件，并且直接地连接每个环形扇体。
优选地，至少上游径向凸耳包括用于环形扇体通风的空气通道孔。
优选地，每个径向凸耳在相对于涡轮机主轴线的径向平面中，从壳体环形壁的内环形面开始，由径向地向内延伸的环形成。
优选地，壳体包括沿着壳体环形壁的内环形面的气流引导管道。
优选地，所述引导管道开口朝向环形扇体的方向。
优选地，上游径向凸耳中的孔开口到达所述引导管道内。
优选地，环形壁和径向地设置在环形壁和环形扇体之间的环形引导板径向地限定管道。
本发明也公开了用于航空器涡轮机组的涡轮机，其包括根据本发明的壳体所组成的定子组件，本发明的壳体由直接地至少固定到壳体上游径向凸耳的多个环形扇体组成。
本发明也公开了航空器涡轮机组，其包括根据本发明的涡轮机，和/或根据本发明的壳体。
附图说明
阅读下面给出的详细描述后，本发明的其它特征和优点将变得更清楚，通过参考附图将更容易理解本发明的其它特征和优点。其中：
图1是包括根据本发明所制造的壳体的涡轮机组的部分轴向截面图。
图2是图1中所述引导壳体的放大比例的细节，其中两个径向凸耳与壳体制成单件。
图3是与图2相似的视图，表示本发明的一个变化形式，包括用于壳体环形壁的冷却流的环形引导管道。
图4是图3中所示变化形式的立体详细视图，表示限定环形管道的两段环形板。
具体实施方式
图1包括具有主轴线A的涡轮机组10的部分视图，沿着气流流动方向顺序，换而言之在该壳体中从左到右，包括高压压气机12、燃烧室14和高压涡轮机。
高压涡轮机包括环形管道18，通常也称为流道，来自于燃烧室14的气体流经该流道，从上游到下游方向循环，以及包括在流道18中定位的固定导引脉管20和移动叶片22。
绕着涡轮机组10的主轴线A自由地旋转和连接高压涡轮机与高压压气机12的高压涡轮机的高压本体24带有叶片22。
高压涡轮机包括部分地限定流道的径向外定子组件，以及包括径向限定流道18的多个相邻环形扇体28。
定子组件也包括带有环形扇体28的高压涡轮机的外壳体，如图2中可以更详细地看到的。
壳体30包括径向地位于距离内面34i上环形扇体28一段距离的环形壁34，环形扇体固定在内面34i上。
也制造壳体30，使得环形扇体28相对于涡轮机组10的主轴线A能够进行径向位置的动力学调整，以优化每个叶片22的顶端32与面对每个环形扇体28的内面28i之间的径向间隙。
根据涡轮机组10的运行条件进行该动力学调整，并且主要包括：朝向壳体30部件喷射空气量，以有助于冷却壳体30和减少它的膨胀。
这是通过抽出高压压气机12中空气量，并且通过管道把它带到要喷射的壳体30的环形壁34的外面34e来完成的。
抽出的空气喷射到壳体30的引导盒60，该引导盒固定到环形壁34。
引导盒60包括在环形壁34的外面34e上所形成的凸块36。形成凸块36以改进与喷射空气的热交换。
在引导盒60中形成多个穿孔，换而言之它包括多个穿孔，空气流过多个穿孔以通过凸块与空气撞击而冷却凸块36。
壳体30被冷却或多或少地依赖于喷射到凸块36上的空气量，并且由此控制其膨胀的幅度。
环形扇体28安装在壳体30的壁34上，因此它们径向地位移，接着壳体30膨胀或收缩。
因此，喷射到凸块36上的空气改变了环形扇体相对于涡轮机组10的主轴线A的径向位置。
每个环形扇体28通过两个径向凸耳38、40组装在引导壳体30上，这两个径向凸耳从引导壳体30的环形壁34径向地延伸远至环形扇体28。
第一上游径向凸耳38沿着气流的流动方向，位于每个环形扇体28的上游端28a，并且第二下游径向凸耳40位于环形扇体28的下游端28b。
每个径向凸耳38、40的内径向端38a、40a通过常规的连接装置固定到环形扇体28的连接端28a、28b。
每个径向凸耳38、40的外径向端38b、40b固定到壳体30的环形壁34上。
根据本发明，至少上游径向凸耳38与壳体30的环形壁34制成单件，并且根据图中所示的优选实施方式，两个径向凸耳38、40与壳体30的环形壁34制成单件。
这种径向凸耳38、40的实施方式通过减少部件的数量，局部地简化了涡轮机组10的结构。而且，特别地通过径向凸耳38、40与壳体30的环形壁34的连接装置的取消，这可以限制组件的重量。
而且，径向凸耳38、40相对于环形壁34固定，这排除了功能间隙，因此排除了冷却环形扇体28的空气流的任何泄露。
每个径向凸耳38、40通常包括在相对于涡轮机组10主轴线A的径向平面中延伸的平面环。
上游径向凸耳38也包括大量孔42，它们以均匀角度间隔绕着涡轮机组10主轴线A分布。
制造这些孔42以能够实现朝向环形扇体28的空气循环，以冷却它们。环形扇体28与燃烧室输出的热气直接接触。这种环28的冷却确保了长的使用期限。
每个环形扇体28包括内孔（未示出）和带有U形板44用于导引来自于孔42的冷空气。
根据引导壳体30的另一个方面，每个径向凸耳38、40的轴向位置与引导凸块36一致。
在这种情况下，壳体30包括两个引导凸块36，它们互相地轴向偏移。
因此，上游径向凸耳38轴向地与上游引导凸块36一致，并且下游径向凸耳40轴向地与下游引导凸块36一致。
将可以理解本发明不限于其中壳体30包括两个凸块36的这种实施方式，并且它也涉及其中有不同数量凸块的实施方式。改变径向凸耳38、40的位置，这样每个径向凸耳38、40都位于引导凸块36处。
根据图2中所示的实施方式，每个环形扇体28直接面对壳体30的环形壁34。
如上所述，通过在流道18中循环的气体加热环形扇体28达到高温。
因此，通过辐射，环形扇体28可以加热壳体30的环形壁。
这种环形壁34的加热限制喷射到引导凸块36上的冷空气的效率。
这就是为什么根据图3和图4中所示本发明的另一个方面，壳体30包括环形管道46，以沿着环形壁34的内面34i引导气流。
当空气流沿着环形壁34循环时，空气流冷却壳体的环形壁34。因此，空气流形成来自于环形扇体28的热辐射的屏障。
根据一个变化的实施方式，流经环形管道46的空气流也冷却环形扇体28。
为了达到该目的，环形管道46的上游端46a位于与上游径向凸耳38一致，并且孔42开口到环形管道46中。相似地，环形管道46的下游端46b位于与下游径向凸耳40一致，并且制造它以使它在环形扇体28方向开口。
结果，空气流通常在冷却壳体30的环形壁34的环形管道46中，在下游方向循环，然后从环形管道46的下游端开始，在径向方向上改变方向，朝向环形扇体28以冷却它们。
根据图3和图4的实施方式，在径向方向上，由壳体30的环形壁34和由径向地布置在环形壁34和环形扇体28之间的环形板48限定环形管道46。
制造环形板48，这样它的轴向端承靠接触邻接径向凸耳38、40的面，以限制空气泄露。优选地，通过在两个径向凸耳38、40之间轴向地被压缩的环形板48的弹性变形更有利于这种支撑。
为了达到该目的，环形板48是向外凸出的形状，诸如环板的上游和下游轴向端边缘至少部分地在径向方向被定向朝向涡轮机组10的主轴线A。
环板48的下游端边缘50包括出口孔52，其通常定向朝向于每个环扇体所支撑的U形板44，并且来自于管道46流经过出口孔52的气流改变方向朝向环扇体28。
如图4中可以看到的，环板48由几段54制成，每段在一个角形扇体上延伸，以在两个径向凸耳38、40之间组装。
例如，环形板由三段制成，每段延伸大约120度的角形扇体。
进行两个邻接段54之间的连接以沿着垂直于径向平面的方向，实现段相互之间的位移。
在这种情况下，两个邻接段54的连接端之间的联接是伸缩类型，换而言之一段的端部安装到另一段的端部中，并且能够沿着垂直于径向平面的方向滑动。
段54相互之间的这种相对位移，在环扇体28和叶片22的漩涡之间的间隙控制期间，实现环形板48的直径变化，因此防止环形板48内部或引导壳体30内部的机械应力的出现。
在这种情况下，环形板48通过穿过环形壁34的径向螺钉56固定到壳体30上。由在环形板48和环形壁34之间相关联的径向螺钉所径向压缩的与每个螺钉相关联的垫圈58维持对应于环形空气通过管道46的预定空间。
刚刚描述的本发明涉及包括壳体30和环形扇体28的涡轮机组10的高压涡轮机的定子部件。
将理解本发明不限于壳体30和高压涡轮机16，本发明也涉及涡轮机组10的低压涡轮机的定子部件，其也包括壳体和相似的环形扇体。

Claims (10)

1.航空器涡轮机壳体(30)，设计其带有一组环形扇体(28)，该组环形扇体部分地限定气流在其内流经涡轮机的管道，
壳体(30)包括通过空气流在壳体(30)的环形壁(34)部分(36)上的可控喷射来调整环形扇体(28)的径向位置的动力学装置，
壳体(30)包括上游径向凸耳(38)，其沿着气流流动方向连接每个环形扇体(28)的上游端到壳体(30)上，以及包括下游径向凸耳(40)，其连接每个环形扇体(28)的下游端到壳体(30)上，
其特征在于：至少上游径向凸耳(38)与壳体(30)制成单件，并且直接地连接每个环形扇体(28)的上游端。
2.根据权利要求1所述的壳体(30)，其特征在于：两个径向凸耳(38、40)与壳体(30)制成单件，并且直接地连接每个环形扇体(28)。
3.根据权利要求1所述的壳体(30)，其特征在于：至少上游径向凸耳(38)包括用于环形扇体(28)通风的空气通道孔(42)。
4.根据权利要求1所述的壳体(30)，其特征在于：每个径向凸耳(38、40)在相对于涡轮机主轴线的径向平面中，从壳体(30)环形壁(34)的内环形面(34i)开始，由径向地向内延伸的环形成。
5.根据权利要求3所述的壳体(30)，其特征在于：它包括沿着壳体(30)环形壁(34)的内环形面(34i)的空气流引导管道(46)。
6.根据权利要求5所述的壳体(30)，其特征在于：所述引导管道(46)开口朝向环形扇体(28)的方向。
7.根据权利要求6所述的壳体(30)，其特征在于：上游径向凸耳(38)中的孔(42)开口到达所述引导管道(46)内。
8.根据权利要求5至7中任一权利要求所述的壳体(30)，其特征在于：环形壁(34)和径向地设置在环形壁(34)和环形扇体(28)之间的环形引导板(48)径向地限定管道(46)。
9.用于航空器涡轮机组(10)的涡轮机，其特征在于：其包括根据权利要求1至8中任一权利要求所述的壳体(30)所组成的定子组件，壳体(30)由直接地至少固定到壳体(30)上游径向凸耳(38)的多个环形扇体(28)组成。
10.航空器涡轮机组，其包括根据权利要求9所述的用于航空器涡轮机组(10)的涡轮机。
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