CN106988889B - 用于涡轮发动机的涡轮后框架 - Google Patents

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Abstract

一种用于燃气涡轮发动机(10)的涡轮后框架(80)包括设置在外环(82)与内环(84)之间的多个支柱(88)。支柱(88)可安装邻近于限定在外环(82)内的一个或更多个安装表面(91)。安装表面(91)可包括外环(82)中的凹部(90)，其在插入于其中的发动机安装件(92)的上游具有最大径向距离(108)。支柱(88)可进一步包括从安装表面(91)的中心线(32)偏离的俯仰角(134)，和末梢(106)处的相切地弯曲的后缘(102)，以改进涡轮后框架(80)的空气动力学性能。

Description

用于涡轮发动机的涡轮后框架
背景技术
燃气涡轮发动机已经用于陆地和海上运动和动力生成，但是最普遍地用于航空学应用，诸如用于飞机(包括直升机)。在飞机中，燃气涡轮发动机用于飞行器的推动。涡轮发动机是旋转发动机，其从在包括成对的旋转叶片和固定导叶的一系列压缩机级中经过发动机、穿过燃烧器且之后到达多个涡轮叶片上的燃烧气体流中提取能量。燃气涡轮发动机典型地利用涡轮后框架处的多个支柱安装到飞行器上，涡轮后框架可包括气体气流路径内的额外的固定导叶。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计为以高的温度和压力运行，以最大化发动机推力。为了最大化推力，重要的是保持离开燃气涡轮的流动方向处于轴向状态。涡轮后框架包括支柱，支柱用来在流离开发动机时将流动方向从低压涡轮转到轴向方向。典型地，支柱附接到设置在发动机外壳中的凹部内的安装凸耳(mount lug)上。
发明内容
在一方面，一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架包括具有限定凹部的至少一个凸耳安装件的外环和位于外环内的内环，在外环和内环之间限定环形流动通路。发动机还包括至少一个支柱，其联接到凸耳安装件且位于环形流动通路中，并且在内环和外环之间延伸，其中至少一个支柱具有翼型形状，该翼型形状限定了前缘，后缘，位于内环处的根部，以及位于外环的凹部处的末梢。发动机还包括设于与末梢相对的外环的凹部的至少一个发动机安装件。凸耳安装件成形为使得凹部的最大径向距离出现在轴向地限定的支柱的弦向中心的上游。
在另一方面，一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架包括外环和内环，外环具有在该外环中限定了凹部的至少一个凸耳安装件，内环位于外环内，在外环和内环之间限定了环形流动通路。发动机还包括至少一个支柱，其位于环形流动通路内，且在内环和外环之间延伸。该发动机还包括设于外环的凹部的至少一个发动机安装件。凸耳安装件成形为在轴向地限定的支柱的弦向中心上游具有凹部的最大径向距离。
在又一方面，一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架的导叶节段，其中导叶节段包括定位在外环和内环的部分之间的周向地间隔开的翼型。安装表面成形为在轴向地限定的支柱的弦向中心上游具有凹部的最大径向距离。
实施方案1. 一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架，包括：
外环，其具有在所述外环中限定凹部的至少一个安装表面；
内环，其位于所述外环内，在所述外环和所述内环之间限定环形流动通路；
至少一个支柱，其联接至所述安装表面，且位于所述环形流动通路内，且在所述内环和所述外环之间延伸，所述至少一个支柱具有翼型形状，其限定前缘、后缘、位于所述内环处的根部以及位于所述外环的所述凹部处的末梢；以及
至少一个发动机安装件，其设于与所述末梢相反的所述外环的所述凹部中；
其中，空气流经过所述环形流动通路来限定流动方向，且所述安装表面成形为在轴向地限定的所述支柱的弦向中心上游具有所述凹部的最大径向距离。
实施方案2. 根据实施方案1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘在所述最大径向距离上游。
实施方案3. 根据实施方案1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述安装表面进一步成形为沿着所述安装表面具有所述环形流动通路的径向区段，其沿所述流动方向具有不增大的径向长度。
实施方案4. 根据实施方案3所述的涡轮后框架，其特征在于，所述安装表面进一步成形为没有沿着所述安装表面传送的所述环形流动通路的径向区段在所述流动方向上具有不减小的径向长度。
实施方案5. 根据实施方案1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述支柱定向为翼型形状限定在所述前缘与后缘之间延伸的弦线，且所述弦线相对于所述安装表面的中心线限定5与25度之间的俯仰角。
实施方案6. 根据实施方案5所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘处的所述翼型形状的俯仰线相对于所述流动方向而定向。
实施方案7. 根据实施方案6所述的涡轮后框架，其特征在于，所述翼型形状的所述后缘在所述支柱的径向外部50%跨距内相切地弯曲。
实施方案8. 根据实施方案7所述的涡轮后框架，其特征在于，所述支柱的径向内部50%跨距在与所述径向外部50%相同或者相反的相切方向中的至少一个上弯曲。
实施方案9. 根据实施方案1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱限定从所述根部延伸到所述末梢的翼展方向本体轴线，且所述翼展方向本体轴线相对于所述发动机中心线限定角度。
实施方案10. 根据实施方案1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个发动机安装件包括至少两个间隔开的发动机安装件。
实施方案11. 根据实施方案1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱包括两个周向地间隔开的支柱，在它们之间形成喷嘴区域。
实施方案12. 根据实施方案11所述的涡轮后框架，其特征在于，所述环形流动通路的最大径向距离设置在所述喷嘴区域中。
实施方案13. 一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架，包括：
外环，其具有在所述外环中限定凹部的至少一个安装表面；
内环，其位于所述外环内，在所述外环和所述内环之间限定环形流动通路；
至少一个支柱，其位于所述环形流动通路内，且在所述内环和所述外环之间延伸；以及
至少一个发动机安装件，其设于所述外环的所述凹部中；
其中，所述安装表面成形为在轴向地限定的所述支柱的弦向中心的上游具有所述凹部的最大径向距离。
实施方案14. 根据实施方案13所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱具有翼型形状，其限定前缘、后缘、位于所述内环处的根部以及位于所述外环的所述凹部处的末梢，且相邻的支柱周向地间隔开以在它们之间限定流动区域。
实施方案15. 根据实施方案13所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘在所述最大径向距离上游。
实施方案16. 根据实施方案13所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱定向为翼型形状限定在所述前缘和所述后缘之间延伸的弦线，且所述弦线相对于所述安装表面的中心线限定5度与25度之间的俯仰角。
实施方案17. 根据实施方案16所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘处的俯仰线相对于流动方向而定向。
实施方案18. 根据实施方案17所述的涡轮后框架，其特征在于，所述翼型形状的所述后缘在所述支柱的径向外部50%跨距内相切地弯曲。
实施方案19. 根据实施方案18所述的涡轮后框架，其特征在于，所述支柱的径向内部50%跨距在与所述径向外部50%相同或者相反的相切方向中的至少一个上弯曲。
实施方案20. 根据实施方案13所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少两个支柱限定从所述根部延伸至所述末梢的翼展方向本体轴线，且所述翼展方向本体轴线相对于所述发动机中心线限定角度。
实施方案21. 根据实施方案13所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个发动机安装件包括至少两个间隔开的发动机安装件。
实施方案22. 一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架的导叶节段，所述导叶节段包括定位在外环和内环的部分之间的周向地间隔开的翼型，限定所述凹部的形成于所述外环中的安装表面，其中，所述安装表面成形为在轴向地限定的支柱的弦向中心上游具有所述凹部的最大径向距离。
实施方案23. 根据实施方案22所述的导叶节段，其特征在于，所述安装表面成形为在至少一个发动机安装件的上游具有所述凹部的最大径向距离。
实施方案24. 根据实施方案22所述的导叶节段，其特征在于，所述翼型还包括前缘和后缘，具有在所述前缘和后缘之间延伸的弦线，且所述弦线相对于所述安装表面的中心线限定5度与25度之间的俯仰角。
实施方案25. 根据实施方案24所述的导叶节段，其特征在于，所述前缘处的俯仰线相对于所述流动方向而定向。
实施方案27. 根据实施方案24所述的导叶节段，其特征在于，所述翼型的所述后缘在所述支柱的径向外部50%跨距内相切地弯曲。
实施方案28. 根据实施方案27所述的导叶节段，其特征在于，所述支柱的径向内部50%跨距在与所述径向外部50%相同或者相反的相切方向中的至少一个上弯曲。
附图说明
在附图中：
图1是燃气涡轮发动机的示意性轴向截面图。
图2是具有外壳和涡轮后框架的图1的发动机的示意图。
图3是图2的涡轮后框架的径向截面。
图4是联接到涡轮后框架的图1的低压涡轮区段发动机的放大图。
图5是结合了图3的涡轮后框架的支柱的凹部截面的俯视图。
图6是图5的支柱的俯视图，示出了中线截面和末梢截面。
零件列表
10 发动机
12 中心线
14 前方
16 后方
18 风扇区段
20 风扇
22 压缩机区段
24 低压压缩机
26 高压压缩机
28 燃烧区段
30 燃烧器
32 涡轮区段
33 涡轮后框架
34 高压涡轮
35 支柱
36 低压涡轮
38 排气区段
40 外部壳体
42 风扇叶片
44 芯
46 芯壳体
47 安装件
48 高压轴/转轴
50 低压轴/转轴
51 转子
52 压缩机级
53 盘
54 压缩机级
56 旋转叶片
58 旋转叶片
60 导叶
62 导叶
64 涡轮级
66 涡轮级
68 涡轮叶片
70 涡轮叶片
72 涡轮导叶
74 涡轮导叶
76 安装件
78 密封件
F 主流束流
80 涡轮后框架
82 外带
84 内带
86 环形流动通路
88 支柱
90 凹部
91 安装表面
92 发动机安装件
94 扩散端部
100 前缘
102 后缘
103 中线
104 根部
106 末梢
108 最大径向距离
110 凸耳安装件
112 支柱本体轴线
114 支柱角
116 发动机径向轴线
118 喷嘴区域
120 扩散端部
130 弦线
132 凹部中心线
134 俯仰角
135 俯仰线
136 压力侧
138 吸力侧
140 进入气流方向
142 末梢截面
144 末梢后缘
146 末梢弦线
148 末梢俯仰角。
具体实施方式
本发明的所描述的方面针对特别是燃气涡轮发动机中的涡轮后框架。为了显示的目的，将参照飞行器燃气涡轮发动机描述本发明。然而，将理解的是，本发明并不受此限制，且可在诸如其它可移动应用和非可移动工业、商业以及住宅引用的非飞行器应用中具有一般的适用性。
如本文所用，术语“前方”或者“上游”指在朝向发动机入口的方向上移动，或者构件与另一构件相比相对更靠近发动机入口。结合“前方”或者“上游”使用的术语“后方”或者“下游”指相对于发动机中心线朝向后或者发动机出口的方向。
此外，如本文所用，术语“径向”或者“径向地”指在发动机的中心纵向轴线和外部发动机周边之间延伸的尺寸。
所有方向性指代(例如，径向，轴向，近侧，远侧，上，下，向上，向下，左，右，侧向，前，后，顶部，底部，在…上，在…下，竖直，水平，顺时针，逆时针，上游，下游，后方等)仅仅用于标识的目的来有助于读者理解本发明，且并不产生限制，尤其是关于本发明的位置、定向或者用途。连接指代(例如，附接，联接，连接，和结合)应宽泛地理解，且可包括元件的集合之间的中间部件，以及元件之间的相对运动，除非另外指出。这样，连接指代并不一定推断两个元件直接连接并且彼此处于固定关系。示例性的附图仅仅是为了示意的目的，且本文所附的附图中所反应出的尺寸、位置、顺序以及相对大小可有所改变。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性截面图示。发动机10具有从前方14延伸到后方16的大体纵向地延伸的轴线或者中心线12。发动机10以下游串行流动关系包括：包括风扇20的风扇区段18，包括增压器或者低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22，包括燃烧器30的燃烧区段28，包括HP涡轮34、LP涡轮36的涡轮区段32，以及排气区段38。
风扇区段18包括具有绕中心线12径向地设置的多个风扇叶片42的风扇。HP压缩机26，燃烧器30和HP涡轮34形成了发动机10的芯44，其产生燃烧气体。
绕发动机10的中心线12同轴地设置的HP轴或者转轴48将HP涡轮34驱动地连接至HP压缩机26。绕发动机10的中心线12同轴地设置在较大直径环形HP转轴48内的LP轴或者转轴50将LP涡轮36驱动地连接至LP压缩机24和风扇20。发动机10的安装到转轴48，50中的任一个或者两者上且随之旋转的部分也单独地或者共同地称为转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52，54，其中一组压缩机叶片58相对于对应的一组静态压缩机导叶60，62(也称为喷嘴)旋转，以压缩或者加压经过级的流体的流束。在单个压缩机级52，54中，多个压缩机叶片56，58可设于环中，且可相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢径向向外地延伸，而对应的静态压缩机导叶60，62位于旋转叶片56，58下游且邻近于旋转叶片56，58。注意，图1中所示的叶片、导叶和压缩机级的数量仅仅为了示意的目的而选择，且其它数量也是可行的。用于压缩机级的叶片56，58可安装至盘53上，盘53安装到HP和LP转轴48，50的对应的一个上，其中各个级具有其自己的盘。导叶60，62以绕着转子51的周向布置安装到芯壳体46上。
HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级64，66，其中，一组涡轮叶片68，70相对于对应的一组静态涡轮导叶72，74(也称为喷嘴)旋转，以从经过该级的流体流束中提取能量。在单个涡轮级64，66中，多个涡轮叶片68，70可设于环中，且可相对于中心线12从叶片平台到叶片末梢径向向外地延伸，而对应的静态涡轮导叶72，74定位在旋转叶片68，70上游且邻近于旋转叶片68，70。注意，图1中所示的叶片，导叶，以及涡轮级的数量仅仅是为了示意的目的而选择的，且其它数量也是可行的。
在运行中，旋转风扇20将环境空气供应至LP压缩机24，LP压缩机24则将加压的环境空气供应至HP压缩机26，HP压缩机26进一步对环境空气加压。来自HP压缩机26的加压的空气与燃料在燃烧器30中混合，并且被点燃，由此产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，其驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，LP涡轮36提取额外的功来驱动LP压缩机24，且排气气体最终经由排气区段38从发动机10排放。LP涡轮36的驱动会驱动LP转轴50旋转风扇20以及LP压缩机24。
风扇20所供应的环境空气中的一些可绕过发动机芯44，且可用于冷却发动机10的部分，尤其是热的部分，和/或用于冷却飞行器的其它方面或给飞行器的其它方面供能。在涡轮发动机的上下文中，发动机的热部分通常在燃烧器30(尤其是涡轮区段32)的下游，其中HP涡轮34是最热的部分，因为其在燃烧区段28的直接下游。其它冷却流体源可为但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
在图2中，图1的发动机10设置在外壳40内。外壳40可通过多个环形安装件47安装到芯壳体46。涡轮后框架33设置在低压涡轮36下游。涡轮后框架33可包括用于将发动机安装到飞行器的安装表面，诸如具有用于附接到翼的一个或更多个挂架。涡轮后框架33可包括安装在芯壳体46内的多个支柱35。支柱35在芯壳体46与发动机芯44的内部构件(诸如LP转轴50)之间提供了刚性表面，以及可在排放气流时从某一角度翻转离开发动机芯44的气流，或者将方向旋动至轴向方向。
转到图3，涡轮后框架80的径向截面显示了在外环和内环或带82，84之间环形地延伸的多个支柱35的设置。支柱35或导叶节段可在环形流动通路86内安装在带82，84之间。外带82可具有相对于发动机中心线12径向地向内延伸的一个或更多个安装表面91。安装表面91可限定设置在外带82中、邻近于一个或更多个支柱35的安装件凹部90。在非限制性实例中可包括U形夹安装件或凸耳安装件的一个或更多个发动机安装件92可设置在凹部90内，安装到外带82上，为发动机安装件92的放置提供额外的空间，而不会从发动机10过度地延伸。发动机安装件92为将发动机10安装至飞行器，尤其是安装至飞行器上的挂架(未显示)做准备。
视图显示为从后方透过涡轮后框架80观察，使发动机中心线12设置在其中心。三个支柱35设置邻近于安装表面91，为待设置在凹部90内的成组的发动机安装件92作准备。支柱35可具有扩散端部120，其用于有助于安装到内带84上。所示的十四个支柱35，三个安装表面91，以及发动机安装件92应当理解为是示例性的。更多或者更少的支柱35，安装表面91以及发动机安装件92可在发动机10中实施，且不应理解为限制性的。
各个支柱35可将翼展方向本体轴线限定为支柱本体轴线112，其沿着支柱35在翼展方向上延伸。支柱35可角度设置成使得支柱本体轴线112相对于从发动机中心线12径向地延伸穿过发动机安装件92的发动机径向轴线116限定支柱角114。相邻的支柱35可进一步限定流动通路，使得流动区域118设置在相邻的支柱35之间。环形流动通路86的最大径向距离可设置在流动区域118中。应当认识到的是，支柱35在安装表面91附近是非扩散的，使得流动区域118可在穿过环形流动通路的流动方向上为非扩散的。
在备选的实例中，带82，84，安装表面91以及支柱35可包括设置在彼此之间的汇合处的圆角，或者可与圆角整体形成，或者适配成使得带圆角的表面限定在汇合处。
现在转到图4，空气的主流束流F可经过环形流动通路86，在从前向后方向上移动。支柱35可包括翼型形状，以用于引导经过环形流动通路86的主流束流F，在一个实例中，诸如从漩涡流到基本轴向流。具有翼型形状的情况下，支柱35可包括前缘100和后缘102，限定了从前缘100到后缘102的弦向方向。中线103可限定为在支柱35的径向中心处在弦向方向上延伸。支柱35可进一步具有邻近于内带84的根部104和邻近于外带82的末梢106，从而限定从根部104到末梢106的翼展方向。
安装表面91包括隆起状几何结构，其倾斜从上游边缘到最大径向距离或高度108增大，且从最大径向高度108到下游边缘逐渐减小。由安装表面91限定的凹部90可为基本球形或椭圆体形状(见图5)，其中最大径向高度108可相对于主流束流F设置在支柱35的弦向中心上游。此外，最大径向高度108可设置在发动机安装件92上游。另外更进一步，最大径向高度108可设置在支柱35的前缘100下游。因此，由安装表面91限定的凹部90的至少一部分可具有在流动方向F上不增大的径向长度。
凹部90可进一步沿着安装表面91在主流束流动方向F上针对环形流动通路86限定不增大的径向长度。备选地，安装表面91可适配成使得环形流动通路86的径向距离沿着凹部90，支柱35，或者其组合的至少一部分是一致的。最后，环形流动通路86的最大径向距离可设置在限定在相邻的支柱35之间的流动区域118(见图3)中。
应当理解的是，虽然此处的描述关于支柱35和安装表面91而论述了主题，但实施方式并不受此限制，且可作为一体的支柱和整流罩组合，或者单独的作为整流罩来使用，如本文所述。因此，应当理解，与本文中的安装表面91和凹部90相关的几何结构可应用于整流罩，使用支柱作为整流罩可安装于其上的示例性的结构，且安装到整流罩上的任何结构都不受本文所述的支柱的空气动力学设计限制。
在图5中，显示了安装表面91的俯视图，其使支柱35的中线截面以虚线显示。弦线130在翼型的前缘100和后缘102之间延伸。俯仰角134可限定在弦线130和安装表面91的中心线之间。俯仰角134可限定为自中心线132介于5度与25度之间。然而，构想到，俯仰角134可小至1度或者大至45度。弦线130可由翼型的定向限定，使得前缘100的俯仰线135定向在进入流方向140的方向上。
应当理解，最大径向高度108设置在凹部中心线132附近或者沿着其设置，凹部90的剩余部分的高度远离最大径向高度108而减小。这样，从最大凹部高度沿着中心线132轴向地移动限定了减小的凹部高度。类似地，从凹部中心线132沿侧向移动进一步减小了凹部高度，使得最小凹部高度设置在凹部90的周边周围。
支柱35的翼型形状进一步限定了压力侧136和吸力侧138。支柱35的前缘100与进入流方向140的方向对齐，且沿着安装表面91的中心线132设置。翼型的压力侧136面向最大径向高度108，且在前缘100后方与中心线132间隔开。设置成与压力侧136相反的吸力侧138进一步自凹部中心线132设置，与压力侧136高度相比邻近于下凹部高度。
在图6中，与实线的末梢截面142相比，中线处的沿着支柱35的翼展方向长度的支柱35截面以虚线显示，其限定了图5的俯仰角134。后缘102可在进入流方向140的方向上在末梢或者支柱的径向外部50%附近相切地弯曲，其显示为弯曲的后缘144。如可认识到的，后缘144的相切曲线可限定末梢弦线146，其具有末梢俯仰角148，该末梢俯仰角148大于支柱35的剩余部分与支柱35的后缘144的相切曲线合成得到的俯仰角134。应当理解，用于后缘102的相切曲线可设置在翼型的径向外部50%中，而不限于末梢附近。此外，翼型的径向内部50%可在与径向外部50%相同的方向上相切地弯曲，或者可在与径向外部50%相反的方向上弯曲。
应当认识到，具有设置在安装凸耳前方的最大径向距离的凹部允许框架中有较低的压力损失，这会减小比燃料消耗。此外，最大径向距离的前方位置在凸耳安装件内提供了用于发动机安装件的空间，而不需要支柱的扩散端部，扩散端部也可导致压力损失。另外，凸耳安装件的改进的设计提供了邻近于凸耳安装件的支柱的翼型形状的增大的设计控制。所述的方面进一步提供了与后框架更低的流动分离，以及来自后框架的更清洁的流，这可改进喷嘴空气动力学性能。另外进一步，邻近于支柱的环形流动通路的径向长度可为非扩张的，且可为收敛的，使得压力损失进一步降低。
应当进一步认识到，与常规的设计相比，将前缘放置邻近于隆起中心线，压力侧邻近于中心线，允许直到低10%或者低更多的总体压力损失。相对于进入气流的方向定向前缘的俯仰线，以及使用相对于凸耳安装件中心线的5到25度的俯仰角可进一步改进总体空气动力学效率。最终，末梢后缘沿着凸耳安装件的相切弯曲可提供空气动力学效率的进一步提高。
本书面描述使用实例来公开本发明(包括最佳模式)，并且使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或者系统，以及执行任何所结合的方法。本发明的可授予专利权的范围由权利要求限定，且可包括本领域技术人员想到的其它实例。如果这样的其它实例具有与权利要求的书面语言并无不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的书面语言有非实质区别的等效结构元件，则这样的其它实例意图在权利要求的范围中。

Claims (27)

1.一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架，包括：
外环，其具有形成在所述外环内并且限定凹部的至少一个安装表面，所述凹部通过如下方式限定，即所述安装表面相对于轴向流动方向在上游边缘从所述外环的其余部分收敛至最大径向距离，并且所述安装表面从所述最大径向距离扩散至下游边缘并且返回至所述外环的其余部分；
内环，其位于所述外环内，在所述外环和所述内环之间限定环形流动通路；
至少一个支柱，其联接至所述安装表面，且位于所述环形流动通路内，且在所述内环和所述外环之间延伸，所述至少一个支柱具有翼型形状，其限定前缘、后缘、位于所述内环处的根部以及位于所述外环的所述凹部处的末梢；以及
至少一个发动机安装件，其设于与所述末梢相反的所述外环的所述凹部中；
其中，空气流经过所述环形流动通路来限定流动方向，且所述安装表面成形为在轴向地限定的所述支柱的弦向中心上游具有所述凹部的最大径向距离。
2.根据权利要求1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘在所述最大径向距离上游，所述支柱在所述安装表面附近是非扩散的。
3.根据权利要求1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述安装表面进一步成形为沿着所述安装表面具有所述环形流动通路的径向区段，其沿所述流动方向具有不增大的径向长度。
4.根据权利要求3所述的涡轮后框架，其特征在于，所述安装表面进一步成形为，其中没有沿着所述安装表面穿过的所述环形流动通路的径向区段在所述流动方向上具有不减小的径向长度。
5.根据权利要求1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述支柱定向为翼型形状限定在所述前缘与后缘之间延伸的弦线，且所述弦线相对于所述安装表面的中心线限定5与25度之间的俯仰角。
6.根据权利要求5所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘处的所述翼型形状的俯仰线相对于所述流动方向而定向。
7.根据权利要求6所述的涡轮后框架，其特征在于，所述翼型形状的所述后缘在所述支柱的径向外部50%跨距内相切地弯曲。
8.根据权利要求7所述的涡轮后框架，其特征在于，所述支柱的径向内部50%跨距在与所述径向外部50%相同或者相反的相切方向中的至少一个上弯曲。
9.根据权利要求1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱限定从所述根部延伸到所述末梢的翼展方向本体轴线，且所述翼展方向本体轴线相对于所述发动机中心线限定角度。
10.根据权利要求1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个发动机安装件包括至少两个间隔开的发动机安装件。
11.根据权利要求1所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱包括两个周向地间隔开的支柱，在它们之间形成喷嘴区域。
12.根据权利要求11所述的涡轮后框架，其特征在于，所述环形流动通路的最大径向距离设置在所述喷嘴区域中。
13.一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架，包括：
外环，其具有在所述外环中限定凹部的至少一个安装表面，所述凹部通过如下方式限定，即所述安装表面相对于轴向流动方向在上游边缘从所述外环的其余部分收敛至最大径向距离，并且所述安装表面从所述最大径向距离扩散至下游边缘并且返回至所述外环的其余部分；
内环，其位于所述外环内，在所述外环和所述内环之间限定环形流动通路；
至少一个支柱，其位于所述环形流动通路内，且在所述内环和所述外环之间延伸；以及
至少一个发动机安装件，其设于所述外环的所述凹部中；
其中，所述安装表面成形为在轴向地限定的所述支柱的弦向中心的上游具有所述凹部的最大径向距离。
14.根据权利要求13所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱具有翼型形状，其限定前缘、后缘、位于所述内环处的根部以及位于所述外环的所述凹部处的末梢，且相邻的支柱周向地间隔开以在它们之间限定流动区域。
15.根据权利要求14所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘在所述最大径向距离上游。
16.根据权利要求14所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱定向为翼型形状限定在所述前缘和所述后缘之间延伸的弦线，且所述弦线相对于所述安装表面的中心线限定5度与25度之间的俯仰角。
17.根据权利要求16所述的涡轮后框架，其特征在于，所述前缘处的俯仰线相对于流动方向而定向。
18.根据权利要求17所述的涡轮后框架，其特征在于，所述翼型形状的所述后缘在所述支柱的径向外部50%跨距内相切地弯曲。
19.根据权利要求18所述的涡轮后框架，其特征在于，所述支柱的径向内部50%跨距在与所述径向外部50%相同或者相反的相切方向中的至少一个上弯曲。
20.根据权利要求14所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个支柱限定从所述根部延伸至所述末梢的翼展方向本体轴线，且所述翼展方向本体轴线相对于所述发动机中心线限定角度。
21.根据权利要求13所述的涡轮后框架，其特征在于，所述至少一个发动机安装件包括至少两个间隔开的发动机安装件。
22.一种用于具有发动机中心线的燃气涡轮发动机的涡轮后框架的导叶节段，所述导叶节段包括：
定位在外环和内环的部分之间的周向地间隔开的翼型；以及
限定凹部的形成于所述外环中的安装表面，所述凹部通过如下方式限定，即所述安装表面相对于轴向流动方向在上游边缘从所述外环的其余部分收敛至最大径向距离，并且所述安装表面从所述最大径向距离扩散至下游边缘并且返回至所述外环的其余部分；
其中，所述安装表面成形为在轴向地限定的所述翼型的弦向中心上游具有所述凹部的最大径向距离。
23.根据权利要求22所述的导叶节段，其特征在于，所述安装表面成形为在至少一个发动机安装件的上游具有所述凹部的最大径向距离。
24.根据权利要求22所述的导叶节段，其特征在于，所述翼型还包括前缘和后缘，具有在所述前缘和后缘之间延伸的弦线，且所述弦线相对于所述安装表面的中心线限定5度与25度之间的俯仰角。
25.根据权利要求24所述的导叶节段，其特征在于，所述前缘处的俯仰线相对于所述流动方向而定向。
26.根据权利要求24所述的导叶节段，其特征在于，所述翼型的所述后缘在所述翼型的径向外部50%跨距内相切地弯曲。
27.根据权利要求26所述的导叶节段，其特征在于，所述翼型的径向内部50%跨距在与所述径向外部50%相同或者相反的相切方向中的至少一个上弯曲。
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