CN107304684B - 燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架 - Google Patents

燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架 Download PDF

Info

Publication number
CN107304684B
CN107304684B CN201710253128.2A CN201710253128A CN107304684B CN 107304684 B CN107304684 B CN 107304684B CN 201710253128 A CN201710253128 A CN 201710253128A CN 107304684 B CN107304684 B CN 107304684B
Authority
CN
China
Prior art keywords
radially
wall
transition duct
fairing
radially outer
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
CN201710253128.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107304684A (zh
Inventor
H.赫拉
P.H.维特
B.D.基思
J.昂
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN107304684A publication Critical patent/CN107304684A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107304684B publication Critical patent/CN107304684B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/023—Transition ducts between combustor cans and first stage of the turbine in gas-turbine engines; their cooling or sealings
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • 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
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F01D25/162—Bearing supports
    • 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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/145—Means for influencing boundary layers or secondary circulations
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • 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
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/545—Ducts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/58—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer
    • F04D29/582—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/584—Cooling; Heating; Diminishing heat transfer specially adapted for elastic fluid pumps cooling or heating the machine
    • 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
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Thermal Sciences (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架。过渡导管(300)包括：整流罩(200)，具有过渡导管流道(306)和空心整流罩翼型(201)，过渡导管流道(306)和空心整流罩翼型(201)在整流罩(200)的外壁(302)与内壁(304)之间延伸；和用于使沿着内壁(304)的压力梯度平滑的部件。一部件是从整流罩翼型(201)的前缘(202)至整流罩弦(C)的大约50%的流道(306)的收缩的导管流动区(A)。在外壁(302)的高曲率区域(303)的后部，整流罩翼型(201)的前缘(202)与外壁(302)相交。前缘(202)可以从径向外交点(340)和径向内交点(342)沿轴向向后且沿径向弯曲至径向外壁(302)与径向内壁(304)之间的整流罩翼型(201)和过渡导管流道(306)中。过渡导管(300)的下游第二面积(328)/上游第一面积(318)可以大于大约1.35。

Description

燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架
技术领域
本发明涉及燃气涡轮发动机涡轮区段，且更具体地涉及燃气涡轮发动机高压涡轮和低压涡轮及它们之间的涡轮中心框架和过渡导管。
背景技术
至少一些已知的燃气涡轮发动机按照向下游串流的关系包括前部风扇、核心发动机以及低压涡轮(LPT)。核心发动机包括至少一个压缩机、燃烧器以及高压涡轮(HPT)。压缩机和HPT通过轴而联接，以限定高压转子组件。使进入核心发动机的空气压缩且与燃料混合而点燃，从而形成高能量气流。高能量气流被指引通过HPT，从而可旋转地驱动HPT，使得轴可旋转地驱动压缩机。然后，将高能量气流经由过渡导管而向下游从HPT引导至LPT。
通常，HPT具有比LPT更小的半径，并且因而过渡导管具有“S”形的横截面，以促进它们之间的流动。通常，理想的是，在尽可能短的轴向距离内，从半径较小的高压涡轮过渡至半径较大的低压涡轮。这样的以较短的过渡导管实现的迅速过渡促进减轻整个涡轮组件的重量，并且，促进提高发动机的性能。然而，使用具有急剧变化的曲率的较短的过渡导管的方案可能导致过渡导管内壁和外壁的边界层处的流动分离。
发动机可以包括HPT与LPT之间的涡轮中心框架(TCF)。沿径向延伸的TCF支柱被过渡导管的整流罩(fairings)环绕且覆盖，并且，经过过渡导管的整流罩。整流罩在过渡导管内壁与外壁之间沿径向延伸。
Joseph Machnaim等人的于2015年12月29日公告且名称为“用于在涡轮发动机中使用的过渡导管及组装方法”的美国专利9222437，公开了在飞机燃气涡轮发动机中将高压涡轮(HPT)与低压涡轮(LPT)流体连接且联接的过渡导管，并且通过引用而合并于本文中。该专利注意到，通常理想的是，以过渡导管从半径较小的HPT迅速地过渡至半径较大的LPT，从而引导流过过渡导管的流体。向较大半径的过渡促进改进LPT性能和效率。然而，使用具有较短的轴向长度且带有急剧变化的外壁斜率的过渡导管的方案可能导致流过过渡导管的流体的不需要的边界层流动分离。此外，已知的过渡导管包括整流罩，以容纳延伸穿过过渡导管的中心框架的支柱(struts)，其中，这些支柱用于支撑涡轮中心框架。
这些已知的支柱和整流罩扰乱流过过渡导管的流体的流动。因此，边界层流动分离还可能出现于整流罩上或整流罩与外壁之间的分界面处，即，两个边界层相互作用的位置处。专利文献中所描述并公开的过渡导管设计成促进减少从HPT引导至LPT的流体的流动分离。更具体地，过渡导管包括从导管入口至过渡导管中的预定的轴向位置的急剧变化的外壁斜率和从预定的轴向位置至导管排放部的降低的外壁斜率。在其中所公开的示例性的实施例中，预定的轴向位置是气动支柱整流罩的最厚的部分(次于最厚的位置)。因此，其中所描述的过渡导管通过控制过渡导管的外壁与支柱整流罩之间的边界层相互作用，从而促进改进LPT性能和效率。
整流罩及其与过渡导管内壁和外壁的气动(aerodynamic)相互作用可能导致过渡导管和涡轮中心框架之间的DP/P损失。因此，非常重要的是，使该DP/P损失最小化，并且，使过渡导管内壁和外壁的边界层处的流动分离最小化。
发明内容
燃气涡轮发动机过渡导管包括：多个整流罩，包括空心整流罩翼型，空心整流罩翼型在整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；过渡导管流道，至少部分地沿径向设置于径向外壁与径向内壁之间；以及用于使沿着内壁的压力梯度平滑的部件。用于使压力梯度平滑的部件可以包括：整流罩翼型通道的收缩的导管流动区，在整流罩翼型的前缘与后缘之间延伸穿过过渡导管；和从整流罩翼型的前缘至整流罩弦的大约50%的整流罩翼型通道。
整流罩翼型的前缘可以在径向外壁的高曲率区域的后部或下游，附接至径向外壁或与径向外壁相交。前缘可以向后扫掠(sweep)，或向后向下游倾斜。
沿着径向外壁和径向内壁的前缘的径向外交点和径向内交点分别可以包括定位于内交点的后部和下游的外交点。
前缘可以分别沿着径向外壁和径向内壁从前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向后且沿径向弯曲至径向外壁与径向内壁之间的整流罩翼型和过渡导管流道中。
过渡导管可以围绕中心线轴线划界线(circumscribed)，并且，包括第一径向距离和第二径向距离，第一径向距离和第二径向距离分别从中心线轴线沿径向延伸至位于导管的上游端和下游端处的径向外壁和径向内壁，其中，第二径向距离大于第一径向距离。过渡导管包括高度、长度、上游端处的第一面积以及下游端处的第二面积，并且，被定义为(第二面积/第一面积)的面积比大于大约1.35。
燃气涡轮发动机过渡导管及涡轮中心框架组件包括：涡轮中心框架，包括外环，外环围绕中心毂定位，中心毂与支柱联接在一起，支柱在外环与中心毂之间沿径向延伸；过渡导管，包括多个整流罩，整流罩包括空心整流罩翼型，空心整流罩翼型在整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；以及支柱，沿径向经过空心整流罩翼型。
围绕中心线轴线划界线的燃气涡轮发动机按照向下游串流的关系包括风扇、低压增压器或压缩机、高压压缩机、燃烧器、高压涡轮以及低压涡轮。部分地支撑高压涡轮和低压涡轮且将高压涡轮和低压涡轮联接在一起的涡轮中心框架包括：外环，围绕中心毂定位，中心毂与支柱联接在一起，支柱在外环与中心毂之间沿径向延伸；和过渡导管，将高压涡轮和低压涡轮流体连接，并且包括多个整流罩，整流罩包括空心整流罩翼型，空心整流罩翼型在整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；以及支柱，其沿径向经过空心整流罩翼型。
具体而言，本发明提供了以下技术方案。
技术方案1．一种燃气涡轮发动机过渡导管(300)，包括：
多个整流罩(200)，包括空心整流罩翼型(201)，所述空心整流罩翼型(201)在所述整流罩(200)的径向外壁(302)与径向内壁(304)之间沿径向延伸，
过渡导管流道(306)，其至少部分地沿径向设置于所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间，
所述空心整流罩翼型(201)沿着整流罩弦(C)向后部或向下游延伸，以及
用于使沿着所述内壁(304)的压力梯度平滑的部件。
技术方案2．根据技术方案1所述的过渡导管(300)，进一步包括整流罩翼型通道(307)，其延伸穿过在所述整流罩翼型(201)的前缘(202)与后缘(206)之间的所述过渡导管(300)；和用于使压力梯度平滑的所述部件，其包括从所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)至所述整流罩弦(C)的大约50%的所述整流罩翼型通道(307)的收缩的导管流动区(A)。
技术方案3．根据技术方案1所述的过渡导管(300)，进一步包括，所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)，在所述径向外壁(302)的高曲率区域(303)的后部或下游，所述前缘(202)附接至所述径向外壁(302)或与所述径向外壁(302)相交。
技术方案4．根据技术方案3所述的过渡导管(300)，进一步包括：
所述前缘(202)向后扫掠或向下游向后倾斜，
分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)的所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)，并且，
所述外交点(340)定位于所述内交点(342)的后部和下游。
技术方案5．根据技术方案3所述的过渡导管(300)，进一步包括，所述前缘(202)分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)从所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)沿轴向向后且沿径向地弯曲至所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间的所述整流罩翼型(201)和所述过渡导管流道(306)中，并且，所述外交点(340)定位于所述内交点(342)的后部和下游。
技术方案6．根据技术方案3所述的过渡导管(300)，进一步包括：
所述导管(300)围绕中心线轴线(8)划界线；
第一径向距离(312)从所述中心线轴线(8)沿径向延伸至所述导管(300)的上游端(310)处的所述径向外壁(302)；
第二径向距离(322)从所述中心线轴线(8)沿径向延伸至所述导管(300)的下游端(320)处的所述径向外壁(302)；
所述第二径向距离(322)大于所述第一径向距离(312)；
所述过渡导管(300)包括高度(314)、长度(316)、所述上游端(310)处的第一面积(318)以及所述下游端(320)处的第二面积(328)；
面积比被定义为(所述第二面积(328)/所述第一面积(318))；并且，
所述面积比大于大约1.35。
技术方案7．根据技术方案6所述的过渡导管(300)，进一步包括：所述前缘(202)向后扫掠或向下游向后倾斜；并且分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)的所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)，并且，所述外交点(340)定位于所述内交点(342)的后部和下游。
技术方案8．一种燃气涡轮发动机过渡导管(300)和涡轮中心框架(100)的组件，包括：
涡轮中心框架(100)，包括外环(104)，该外环(104)围绕中心毂(102)定位，该中心毂(102)与支柱(106)联接在一起，这些支柱(106)在该外环(104)与该中心毂(102)之间沿径向延伸，
过渡导管(300)，包括多个整流罩(200)，所述整流罩(200)包括空心整流罩翼型(201)，这些空心整流罩翼型(201)在所述整流罩(200)的径向外壁(302)与径向内壁(304)之间沿径向延伸，
所述支柱(106)沿径向经过所述空心整流罩翼型(201)，
所述过渡导管(300)的过渡导管流道(306)，其至少部分地沿径向设置于所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间，
所述空心整流罩翼型(201)沿着整流罩弦(C)向后部或向下游延伸，以及
用于使沿着所述内壁(304)的压力梯度平滑的部件。
技术方案9．根据技术方案8所述的组件，进一步包括：整流罩翼型通道(307)延伸穿过在所述整流罩翼型(201)的前缘(202)与后缘(206)之间的所述过渡导管(300)；和用于使压力梯度平滑的所述部件，包括从所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)至所述整流罩弦(C)的大约50%的所述整流罩翼型通道(307)的收缩的导管流动区(A)。
技术方案10．根据技术方案9所述的组件，进一步包括，所述整流罩翼型(201)的前缘(202)，在所述径向外壁(302)的高曲率区域(303)的后部或下游，这些前缘(202)附接至所述径向外壁(302)或与所述径向外壁(302)相交。
技术方案11．根据技术方案10所述的组件，进一步包括，所述前缘(202)向后扫掠或向下游向后倾斜。
技术方案12．根据技术方案11所述的组件，进一步包括，分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)的所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)，并且，所述外交点(340)定位于所述内交点(342)的后部和下游。
技术方案13．根据技术方案10所述的过渡导管(300)，进一步包括，所述前缘(202)分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)从所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)沿轴向向后且沿径向弯曲至所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间的所述整流罩翼型(201)和所述过渡导管流道(306)中。
技术方案14．一种燃气涡轮发动机(10)，包括：
所述发动机(10)围绕中心线轴线(8)划界线，并且，按照向下游串流的关系包括风扇(12)、低压增压器或压缩机(16)、高压压缩机(18)、燃烧器(20)、高压涡轮(24)以及低压涡轮(26)；
涡轮中心框架(100)，其部分地支撑所述高压涡轮(24)和所述低压涡轮(26)，并且，与所述高压涡轮(24)和所述低压涡轮(26)联接在一起；
所述涡轮中心框架(100)包括外环(104)，该外环(104)围绕中心毂(102)定位，该中心毂(102)与支柱(106)联接在一起，这些支柱(106)在该外环(104)与该中心毂(102)之间沿径向延伸，
过渡导管(300)，其将所述高压涡轮(24)和所述低压涡轮(26)流体连接，并且包括多个整流罩(200)，所述整流罩(200)包括空心整流罩翼型(201)，这些空心整流罩翼型(201)在所述整流罩(200)的径向外壁(302)与径向内壁(304)之间沿径向延伸；
所述支柱(106)沿径向经过所述空心整流罩翼型(201)；
所述过渡导管(300)的过渡导管流道(306)至少部分地沿径向设置于所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间；
所述空心整流罩翼型(201)沿着整流罩弦(C)向后部或向下游延伸；
整流罩翼型通道(307)，其延伸穿过在所述整流罩翼型(201)的前缘(202)与后缘(206)之间的所述过渡导管(300)；
用于使沿着所述内壁(304)的压力梯度平滑的部件，其包括从所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)至所述整流罩弦(C)的大约50%的所述整流罩翼型通道(307)的收缩的导管流动区(A)；并且，
所述整流罩翼型(201)的前缘(202)在所述径向外壁(302)的高曲率区域(303)的后部或下游，附接至所述径向外壁(302)或与所述径向外壁(302)相交。
技术方案15．根据技术方案14所述的发动机(10)，进一步包括：
第一径向距离(312)，其从所述中心线轴线(8)沿径向延伸至所述导管(300)的上游端(310)处的所述径向外壁(302)；
第二径向距离(322)，其从所述中心线轴线(8)沿径向延伸至所述导管(300)的下游端(320)处的所述径向外壁(302)；
所述第二径向距离(322)大于所述第一径向距离(312)；
所述过渡导管(300)包括高度(314)、长度(316)、所述上游端(310)处的第一面积(318)以及所述下游端(320)处的第二面积(328)；
面积比被定义为(所述第二面积(328)/所述第一面积(318))；并且，
所述面积比大于大约1.35。
更具体而言，本发明提供了以下实施方案。
实施方案1．一种燃气涡轮发动机过渡导管，包括：
多个整流罩，包括空心整流罩翼型，这些空心整流罩翼型在所述整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸，
过渡导管流道，至少部分地沿径向设置于所述径向外壁与所述径向内壁之间，
所述空心整流罩翼型沿着整流罩弦向后或向下游延伸，以及
用于使沿着所述内壁的压力梯度平滑的部件。
实施方案2．根据实施方案1所述的过渡导管，进一步包括：整流罩翼型通道，其延伸穿过在所述整流罩翼型的前缘与后缘之间的所述过渡导管；和用于使压力梯度平滑的所述部件，包括从所述整流罩翼型的所述前缘至所述整流罩弦的大约50%的所述整流罩翼型通道的收缩的导管流动区。
实施方案3．根据实施方案1所述的过渡导管，进一步包括，所述整流罩翼型的所述前缘，在所述径向外壁的高曲率区域的后部或下游，所述前缘附接至所述径向外壁或与所述径向外壁相交。
实施方案4．根据实施方案3所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘向后扫掠或向下游向后倾斜。
实施方案5．根据实施方案4所述的过渡导管，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
实施方案6．根据实施方案3所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向后且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
实施方案7．根据实施方案6所述的过渡导管，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
实施方案8．根据实施方案3所述的过渡导管，进一步包括：
所述导管围绕中心线轴线划界线；
第一径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的上游端处的所述径向外壁；
第二径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的下游端处的所述径向外壁；
所述第二径向距离大于所述第一径向距离；
所述过渡导管包括高度、长度、所述上游端处的第一面积以及所述下游端处的第二面积；
面积比被定义为(所述第二面积/所述第一面积)；并且，
所述面积比大于大约1.35。
实施方案9．根据实施方案8所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘向后扫掠或向下游向后倾斜。
实施方案10．根据实施方案8所述的过渡导管，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
实施方案11．根据实施方案8所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向后且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
实施方案12．根据实施方案11所述的过渡导管，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
实施方案13．一种燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架的组件，包括：
涡轮中心框架，包括外环，该外环围绕中心毂定位，该中心毂与支柱联接在一起，这些支柱在该外环与该中心毂之间沿径向延伸，
过渡导管，包括多个整流罩，这些整流罩包括空心整流罩翼型，这些空心整流罩翼型在所述整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸，
所述支柱沿径向经过所述空心整流罩翼型，
所述过渡导管的过渡导管流道至少部分地沿径向设置于所述径向外壁与所述径向内壁之间，
所述空心整流罩翼型沿着整流罩弦向后或向下游延伸，以及
用于使沿着所述内壁的压力梯度平滑的部件。
实施方案14．根据实施方案13所述的组件，进一步包括：整流罩翼型通道，其延伸穿过在所述整流罩翼型的前缘与后缘之间的所述过渡导管；和用于使压力梯度平滑的所述部件，包括从所述整流罩翼型的所述前缘至所述整流罩弦的大约50%的所述整流罩翼型通道的收缩的导管流动区。
实施方案15．根据实施方案14所述的组件，进一步包括，所述整流罩翼型的前缘，在所述径向外壁的高曲率区域的后部或下游，这些前缘附接至所述径向外壁或与所述径向外壁相交。
实施方案16．根据实施方案15所述的组件，进一步包括，所述前缘向后扫掠或向下游向后倾斜。
实施方案17．根据实施方案16所述的组件，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
18．根据实施方案15所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向后且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
实施方案19．根据实施方案18所述的组件，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
实施方案20．一种燃气涡轮发动机，包括：
所述发动机围绕中心线轴线划界线，并且，按照向下游串流的关系包括风扇、低压增压器或压缩机、高压压缩机、燃烧器、高压涡轮以及低压涡轮；
涡轮中心框架，其部分地支撑所述高压涡轮和所述低压涡轮且与所述高压涡轮和所述低压涡轮联接在一起；
所述涡轮中心框架包括外环，该外环围绕中心毂定位，该中心毂与支柱联接在一起，这些支柱在该外环与该中心毂之间沿径向延伸；
过渡导管，其将所述高压涡轮和所述低压涡轮流体连接，并且包括多个整流罩，这些整流罩包括空心整流罩翼型，这些空心整流罩翼型在所述整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；
所述支柱沿径向经过所述空心整流罩翼型；
所述过渡导管的过渡导管流道至少部分地沿径向设置于所述径向外壁与所述径向内壁之间；
所述空心整流罩翼型沿着整流罩弦向后或向下游延伸；
整流罩翼型通道延伸穿过在所述整流罩翼型的前缘与后缘之间的所述过渡导管；
用于使沿着所述内壁的压力梯度平滑的部件包括从所述整流罩翼型的所述前缘至所述整流罩弦的大约50%的所述整流罩翼型通道的收缩的导管流动区；和
所述整流罩翼型的前缘在所述径向外壁的高曲率区域的后部或下游，附接至所述径向外壁或与所述径向外壁相交。
实施方案21．根据实施方案20所述的发动机，进一步包括：
第一径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的上游端处的所述径向外壁；
第二径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的下游端处的所述径向外壁；
所述第二径向距离大于所述第一径向距离；
所述过渡导管包括高度、长度、所述上游端处的第一面积以及所述下游端处的第二面积；
面积比被定义为(所述第二面积/所述第一面积)；并且，
所述面积比大于大约1.35。
实施方案22．根据实施方案20所述的发动机，进一步包括，所述前缘向后扫掠或向下游向后倾斜。
实施方案23．根据实施方案20所述的发动机，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
实施方案24．根据实施方案20所述的发动机，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向后且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
实施方案25．根据实施方案24所述的发动机，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的后部和下游。
附图说明
根据优选的示例性的实施例，在下文的详述连同附图一起更具体地描述本发明，其中：
图1是示例性的飞机涡扇燃气涡轮发动机的横截面图示意图示，该发动机包括高压涡轮与低压涡轮之间的低压力损失的过渡导管和涡轮中心框架。
图2是可以在图1中所图示的涡轮发动机中使用的示例性的涡轮中心框架的透视图图示。
图3是可以与图2中所图示的涡轮中心框架一起使用的具有向后扫掠的前缘的示例性的整流罩的透视图图示。
图4是可以在图1中所图示的涡轮发动机中使用的示例性的涡轮中心框架和过渡导管的横截面图图示。
图5是具有图3中所图示的整流罩的过渡导管的示意横截面图图示。
图6是可以与图2中所示出的涡轮中心框架一起使用的备选的向后扫掠的前缘的横截面图图示。
图7是穿过图3中的7-7的整流罩的整流罩翼型的横截面图示意图示。
图8是穿过图5中的8-8的不具有整流罩翼型的过渡导管的一部分中的第一流动区的横截面图示意图示。
图9是穿过图5中的9-9的具有整流罩翼型的过渡导管的一部分中的第二流动区的横截面图示意图示。
图10是沿着图5中所图示的过渡导管的内壁的示例性的压力梯度的图表图示。
零部件清单
8.中心线轴线
10.燃气涡轮发动机
12.风扇
14.环境空气
16.低压或增压压缩机
18.高压压缩机
20.燃烧器
22.燃气
24.高压涡轮
26.低压涡轮
28.第一或高压轴
30.第二或低压轴
100.涡轮中心框架
102.中心毂
104.外环
106.支柱
200.整流罩
201.空心整流罩翼型
202.前缘
206.后缘
208.外护罩
210.内护罩
222.向下游倾斜的前缘
230.切向涡流分量
232.冲角
280.流体流
300.过渡导管
302.外壁
303.高曲率区域
304.内壁
306.过渡导管流道
308.轴向位置
310.上游端
312.第一径向距离
314.高度
316.长度
318.第一面积
320.下游端
322.第二径向距离
328.第二面积
332.半径差
340.外交点
342.内交点。
具体实施方式
在图1中示意地图示了一示例性的燃气涡轮发动机10，燃气涡轮发动机10围绕发动机10的中心线轴线8划界线，并且，按照向下游串流的关系包括：风扇12，接收环境空气14；低压增压器或压缩机16；高压压缩机(HPC)18；燃烧器20，使燃料与通过HPC 18而增压的空气14混合，以便生成燃气22，燃气22向下游流过高压涡轮(HPT)24；以及低压涡轮(LPT)26，燃气22自LPT 26从发动机10排放。第一或高压轴28将HPT 24与HPC 18联结，并且，第二或低压轴30将LPT 26与风扇12和低压压缩机16两者都联结。基本上环形的过渡导管300将高压涡轮24与低压涡轮26流体连接。过渡导管300为扩散性的，使高压涡轮24与低压涡轮26之间的流体流280扩散。
在图2-4中图示了一示例性的涡轮中心框架100和过渡导管300。过渡导管300包括可以与涡轮中心框架100一起使用的示例性的整流罩200。涡轮中心框架100部分地支撑高压涡轮24，并且，将高压涡轮24与低压涡轮26机械地在结构上联接。涡轮中心框架100包括中心毂102和外环104，外环104围绕中心毂102定位，中心毂102与支柱106联接在一起，支柱106在中心毂102与外环104之间沿径向延伸。整流罩200用于保护涡轮中心框架100免受过渡导管300内的热气路径环境损害。各支柱106沿径向经过整流罩200的空心整流罩翼型201且受其保护。整流罩翼型201包括前缘202、后缘206以及限定于它们之间的弦C。在示例性的实施例中，如在图7中进一步图示的，整流罩翼型201具有气动截面形状，并且，在整流罩200的径向外壁302与径向内壁304之间沿径向延伸。径向外护罩208和径向内护罩210限定过渡导管300和过渡导管300中的过渡导管流道306，过渡导管流道306包括流体流280。多个整流罩200的组件围绕涡轮中心框架100的中心毂102布置。基本上环形的过渡导管300由围绕中心线轴线8的外护罩208和内护罩210形成(在图1中图示)。
在图5中图示了过渡导管300的示意横截面图，过渡导管300至少部分地由径向外护罩208和径向内护罩210形成。过渡导管流道306部分地限定于径向外壁302与径向内壁304之间。径向外壁302和径向内壁304从过渡导管300的上游端310延伸至过渡导管300的下游端320而成型，从而促进联接与LPT流体连通的HPT(在图1中示出)。过渡导管流道306包括整流罩翼型通道307，整流罩翼型通道307延伸穿过过渡导管流道306，过渡导管流道306位于整流罩翼型201的前缘202与后缘206之间。
更具体地，对径向外壁302的曲率和斜率进行控制，从而促进减少过渡导管300内的流动分离。例如，在示例性的实施例中，径向外壁302包括从上游端310至预定的轴向位置308的急剧变化的外壁斜率和从预定的轴向位置308至过渡导管300的下游端320的降低的斜率。如本文中所使用的，术语“斜率”是指在任何给定的点处，径向外壁302和径向内壁304相对于中心线轴线8的角。
因此，在过渡导管300的示例性的实施例中，上游端310处的径向外壁302定位于自中心线轴线8起的第一径向距离312处，并且，下游端320处的径向外壁302定位于自中心线轴线8起的第二径向距离322处。第二径向距离322大于第一径向距离312，并且，第一径向距离312和第二径向距离322将半径差(AR)332限定于它们之间。此外，在该示例性的实施例中，过渡导管300包括高度314、长度316、上游端310处的第一面积318以及下游端320处的第二面积328。因而，当过渡导管300具有大于大约2.0的半径比(AR 332/高度314)、大约2.75与4.50之间的长度316/高度314的比以及大于大约1.35的面积比(第二面积328/第一面积318)时，提供受控制的径向外壁302的扩散。
径向内壁304可以成形为用以降低由于退出高压涡轮24的低动量流或区域所引起的流动畸变而导致的损失。来自高压涡轮24的低动量流主要地沿着过渡导管300的内壁304出现。通常，已知，越少扰乱低动量流，就越少造成额外损失。在过渡导管300中，流动被扰乱的主要的方式是借助于静压梯度。沿下游方向通过过渡导管300而降低压力这一状况使低动量流加速，并且，增大压力这一状况使低动量流减速。内壁304成形为，使压力梯度平滑，以便不使流体减速，而是重新加速。这减少在减速与重新加速之间的流动的跳动，这导致损失保持得低。当压力梯度平滑时，不使流体减速/重新加速，并且，周围的流动跳动的这一减少将损失保持得低。
在图10中用图表图示一个示例性的用于使沿着内壁304的压力梯度平滑而降低这些损失的部件。示例性的部件包括从整流罩翼型201的前缘202至整流罩弦C的大约50%的整流罩翼型通道307的收缩的导管流动区A。注意到，整流罩翼型通道307延伸穿过整流罩翼型201的前缘202与后缘206之间的过渡导管300和过渡导管流道306。可以通过增大在图5中以虚线的格式指示的预定的或标称的过渡导管设计344的内壁304的半径R而实现收缩。
导管面积A在图8中图示为分别在第一外半径RO1和第一内半径RI1处围绕中心线轴线8划界线的外护罩208与内护罩210之间的环形第一面积A1。导管面积A在图9中图示为分别在第二外半径RO2和第二内半径RI2处围绕中心线轴线8划界线的外护罩208与内护罩210之间和整流罩翼型201之间的划成扇区的环形第二面积A2。第二面积A2是面积扇区AS的和。各面积扇区AS在外护罩208与内护罩210之间和各对整流罩翼型201之间延伸。第二面积A2可以通过整流罩翼型通道307的大约最前面的30%而首先降低，且然后增大，在该部分中，整流罩翼型通道307具有比整流罩翼型通道307的入口处更低的面积，并且，流体流280通过该部分而加速。通过从整流罩翼型201的前缘202起，经过整流罩弦C的大约50%的整流罩翼型通道307而维持内护罩210的恒定的曲率。这由图5和图6中的曲率半径RC进一步指示。在整流罩弦C或整流罩翼型通道307的长度的大约30%至50%之间，导管面积A如图10中所图示地扩大。
在图5中图示了过渡导管300中的整流罩翼型201的示意横截面图。前缘202向后扫掠。图5中所图示的示例性的前缘202分别沿着径向外壁302和径向内壁304从前缘202的径向外交点340和径向内交点342在径向外壁302与径向内壁304之间沿轴向向后且沿径向弯曲至整流罩翼型201和过渡导管流道306中。前缘202的示例性的向后扫掠的弯曲形状可以为椭圆形或抛物线形或圆形。
扫掠相对于可越过整流罩翼型201而流过过渡导管流道306的流体的传入流表面而限定。气动扫掠是由比如整流罩翼型201的前缘202之类的翼型表面相对于过渡导管流道306的沿流动方向的倾斜表示的常规参数。正扫掠角指示沿向下游或向后的方向倾斜的前缘202。
在图6中图示了过渡导管300中的整流罩翼型201的另一示例性的向后扫掠且向后或向下游倾斜的前缘222的示意横截面图图示。向下游倾斜的前缘222向下游或向后扫掠。图6中所图示的示例性的向下游倾斜的前缘222沿着径向内壁304从向下游倾斜的前缘222的径向内交点342从内壁304沿轴向向后或向下游且沿径向扫掠或倾斜至整流罩翼型201和过渡导管流道306中。
在径向外壁302的高曲率区域303的后部或下游，图5中所图示的整流罩翼型201的前缘202附接至径向外壁302，或与径向外壁302相交。在径向外壁302的高曲率区域303的后部或下游，图6中所图示的整流罩翼型201的向后扫掠且向后或向下游倾斜的前缘222附接至径向外壁302，或与径向外壁302相交。这降低与来自HPT的叶片尖端漩涡相互作用的损失和冲角损失。
扫掠前缘将外壁与前缘的相交区域放置于较低速度的区域中。退出过渡导管的上游的高压涡轮的流并非完全地为轴向的，如图7中所图示的，该流具有生成整流罩翼型201的前缘202上的冲角232的一些切向涡流分量230。外壁的弯曲部导致，当主流在弯曲部的周围移动时，主流加速，然后减速。外壁弯曲部与前缘冲角的结合导致额外的流动应力和损失。通过使用扫掠而在弯曲区域的后部移动整流罩前缘，由此将两个流动区域断开，从而降低流场应力和损失。在外壁附近的叶片组中，以低效率在HPT中生成涡流，其中存在允许叶片旋转的间隙，并且涡流越过顶部而泄漏。
扫掠LE后部的过程还将静压梯度重新对准。LE的增厚局部地增大静压，并且，退出HPT的任何低动量流受此影响。通常，将前缘定位于内壁附近的结构导致直接地与由在外壁弯曲部周围移动的流引起的低静压一致的压力的增大。该压力梯度与退出HPT的流正交，并且对低动量流体流产生最大影响，因而增大导管中的损失。通过扫掠前缘后部，从而将静压梯度断开，外壁弯曲部降低对低动量流体的影响，因为现在流相对于该流构成一个角度。
虽然在本文中描述了被认为是本发明的优选的且示例性的实施例的示例，但是，根据本文中的教导，本发明的其他变型应当对本领域技术人员而言是显而易见的，因此，由于所有的这样的变型都属于本发明的实质和范围内，因而期望在所附权利要求中保护所有的这样的变型。
因此，期望通过美国专利特许证来保护的是如在所附的权利要求中限定并区分的本发明。

Claims (25)

1.一种燃气涡轮发动机过渡导管，包括：
多个整流罩，包括空心整流罩翼型，这些空心整流罩翼型在所述整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸，
过渡导管流道，至少部分地沿径向设置于所述径向外壁与所述径向内壁之间，
所述空心整流罩翼型沿着整流罩弦向下游延伸，以及
用于使沿着所述内壁的压力梯度平滑的部件。
2.根据权利要求1所述的过渡导管，进一步包括：整流罩翼型通道，其延伸穿过在所述整流罩翼型的前缘与后缘之间的所述过渡导管；和用于使压力梯度平滑的所述部件，包括从所述整流罩翼型的所述前缘至所述整流罩弦的50%的所述整流罩翼型通道的收缩的导管流动区。
3.根据权利要求1所述的过渡导管，进一步包括，所述整流罩翼型的前缘，在所述径向外壁的高曲率区域的下游，所述前缘附接至所述径向外壁。
4.根据权利要求3所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘向下游倾斜。
5.根据权利要求4所述的过渡导管，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的下游。
6.根据权利要求3所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向下游且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
7.根据权利要求6所述的过渡导管，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的下游。
8.根据权利要求3所述的过渡导管，进一步包括：
所述导管围绕中心线轴线划界线；
第一径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的上游端处的所述径向外壁；
第二径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的下游端处的所述径向外壁；
所述第二径向距离大于所述第一径向距离；
所述过渡导管包括高度、长度、所述上游端处的第一面积以及所述下游端处的第二面积；
面积比被定义为所述第二面积/所述第一面积；并且，
所述面积比大于1.35。
9.根据权利要求8所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘向下游倾斜。
10.根据权利要求8所述的过渡导管，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的下游。
11.根据权利要求8所述的过渡导管，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向下游且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
12.根据权利要求11所述的过渡导管，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的下游。
13.一种燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架的组件，包括：
涡轮中心框架，包括外环，该外环围绕中心毂定位，该中心毂与支柱联接在一起，这些支柱在该外环与该中心毂之间沿径向延伸，
过渡导管，包括多个整流罩，这些整流罩包括空心整流罩翼型，这些空心整流罩翼型在所述整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸，
所述支柱沿径向经过所述空心整流罩翼型，
所述过渡导管的过渡导管流道至少部分地沿径向设置于所述径向外壁与所述径向内壁之间，
所述空心整流罩翼型沿着整流罩弦向下游延伸，以及
用于使沿着所述内壁的压力梯度平滑的部件。
14.根据权利要求13所述的组件，进一步包括：整流罩翼型通道，其延伸穿过在所述整流罩翼型的前缘与后缘之间的所述过渡导管；和用于使压力梯度平滑的所述部件，包括从所述整流罩翼型的所述前缘至所述整流罩弦的50%的所述整流罩翼型通道的收缩的导管流动区。
15.根据权利要求14所述的组件，进一步包括，所述整流罩翼型的前缘，在所述径向外壁的高曲率区域的下游，这些前缘附接至所述径向外壁。
16.根据权利要求15所述的组件，进一步包括，所述前缘向下游倾斜。
17.根据权利要求16所述的组件，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的下游。
18.根据权利要求15所述的组件，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向下游且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
19.根据权利要求18所述的组件，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的下游。
20.一种燃气涡轮发动机，包括：
所述发动机围绕中心线轴线划界线，并且，按照向下游串流的关系包括风扇、低压压缩机、高压压缩机、燃烧器、高压涡轮以及低压涡轮；
涡轮中心框架，其部分地支撑所述高压涡轮和所述低压涡轮且与所述高压涡轮和所述低压涡轮联接在一起；
所述涡轮中心框架包括外环，该外环围绕中心毂定位，该中心毂与支柱联接在一起，这些支柱在该外环与该中心毂之间沿径向延伸；
过渡导管，其将所述高压涡轮和所述低压涡轮流体连接，并且包括多个整流罩，这些整流罩包括空心整流罩翼型，这些空心整流罩翼型在所述整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；
所述支柱沿径向经过所述空心整流罩翼型；
所述过渡导管的过渡导管流道至少部分地沿径向设置于所述径向外壁与所述径向内壁之间；
所述空心整流罩翼型沿着整流罩弦向下游延伸；
整流罩翼型通道延伸穿过在所述整流罩翼型的前缘与后缘之间的所述过渡导管；
用于使沿着所述内壁的压力梯度平滑的部件包括从所述整流罩翼型的所述前缘至所述整流罩弦的50%的所述整流罩翼型通道的收缩的导管流动区；和
所述整流罩翼型的前缘在所述径向外壁的高曲率区域的下游附接至所述径向外壁。
21.根据权利要求20所述的发动机，进一步包括：
第一径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的上游端处的所述径向外壁；
第二径向距离，其从所述中心线轴线沿径向延伸至所述导管的下游端处的所述径向外壁；
所述第二径向距离大于所述第一径向距离；
所述过渡导管包括高度、长度、所述上游端处的第一面积以及所述下游端处的第二面积；
面积比被定义为所述第二面积/所述第一面积；并且，
所述面积比大于1.35。
22.根据权利要求20所述的发动机，进一步包括，所述前缘向下游倾斜。
23.根据权利要求20所述的发动机，进一步包括，分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁的所述前缘的径向外交点和径向内交点，并且，所述外交点定位于所述内交点的下游。
24.根据权利要求20所述的发动机，进一步包括，所述前缘分别沿着所述径向外壁和所述径向内壁从所述前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向下游且沿径向弯曲至所述径向外壁与所述径向内壁之间的所述整流罩翼型和所述过渡导管流道中。
25.根据权利要求24所述的发动机，进一步包括，所述外交点定位于所述内交点的下游。
CN201710253128.2A 2016-04-18 2017-04-18 燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架 Active CN107304684B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/131,292 US10344602B2 (en) 2016-04-18 2016-04-18 Gas turbine engine transition duct and turbine center frame
US15/131292 2016-04-18

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107304684A CN107304684A (zh) 2017-10-31
CN107304684B true CN107304684B (zh) 2020-06-09

Family

ID=58489597

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710253128.2A Active CN107304684B (zh) 2016-04-18 2017-04-18 燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10344602B2 (zh)
EP (1) EP3236012A1 (zh)
JP (1) JP2017198200A (zh)
CN (1) CN107304684B (zh)
CA (1) CA2963517A1 (zh)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102018208151A1 (de) * 2018-05-24 2019-11-28 MTU Aero Engines AG Turbinenzwischengehäuse mit spezifisch ausgebildeter Ringraumkontur
US10920594B2 (en) * 2018-12-12 2021-02-16 Solar Turbines Incorporated Modal response tuned turbine blade
US11242770B2 (en) * 2020-04-02 2022-02-08 General Electric Company Turbine center frame and method

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6036438A (en) * 1996-12-05 2000-03-14 Kabushiki Kaisha Toshiba Turbine nozzle
EP2159398A2 (en) * 2008-08-18 2010-03-03 United Technologies Corporation Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5975537A (en) 1997-07-01 1999-11-02 General Electric Company Rotor and stator assembly configured as an aspirating face seal
US6195983B1 (en) 1999-02-12 2001-03-06 General Electric Company Leaned and swept fan outlet guide vanes
US6708482B2 (en) 2001-11-29 2004-03-23 General Electric Company Aircraft engine with inter-turbine engine frame
US6758477B2 (en) 2002-03-26 2004-07-06 General Electric Company Aspirating face seal with axially biasing one piece annular spring
US6676369B2 (en) 2002-03-26 2004-01-13 General Electric Company Aspirating face seal with axially extending seal teeth
JP2005290985A (ja) * 2003-10-09 2005-10-20 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 軸流タービンの排気ディフューザー
US7938402B2 (en) 2004-05-28 2011-05-10 Stein Seal Company Air riding seal
US20070253809A1 (en) 2006-05-01 2007-11-01 General Electric Company Methods and apparatus for assembling gas turbine engines
DE102008060847B4 (de) 2008-12-06 2020-03-19 MTU Aero Engines AG Strömungsmaschine
GB0905815D0 (en) 2009-04-06 2009-05-20 Rolls Royce Plc A sealing assembly
US20120251290A1 (en) 2011-03-31 2012-10-04 General Electric Company Aspirating face seal, and a related method thereof
US20120275922A1 (en) 2011-04-26 2012-11-01 Praisner Thomas J High area ratio turbine vane
US9534497B2 (en) * 2012-05-02 2017-01-03 Honeywell International Inc. Inter-turbine ducts with variable area ratios
US9222437B2 (en) 2012-09-21 2015-12-29 General Electric Company Transition duct for use in a turbine engine and method of assembly
US10221707B2 (en) * 2013-03-07 2019-03-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrated strut-vane
US9951633B2 (en) 2014-02-13 2018-04-24 United Technologies Corporation Reduced length transition ducts

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6036438A (en) * 1996-12-05 2000-03-14 Kabushiki Kaisha Toshiba Turbine nozzle
EP2159398A2 (en) * 2008-08-18 2010-03-03 United Technologies Corporation Separation-resistant inlet duct for mid-turbine frames

Also Published As

Publication number Publication date
JP2017198200A (ja) 2017-11-02
CN107304684A (zh) 2017-10-31
US20170298747A1 (en) 2017-10-19
EP3236012A1 (en) 2017-10-25
US10344602B2 (en) 2019-07-09
CA2963517A1 (en) 2017-10-18

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4746484B2 (ja) 一体形二重反転ターボファン
JP5410014B2 (ja) 最新式ブースタステータベーン
JP4871030B2 (ja) 二重反転ターボファンエンジン
CA2333809C (en) Convex compressor casing
EP1731716B1 (en) Forward tilted turbine nozzle
JP5264058B2 (ja) 固定タービン翼形部
JP6378736B2 (ja) ジェットエンジン排気用圧縮カウル
JP2010053866A (ja) 可変傾斜排出ノズル
EP2660424B1 (en) Inter-turbine ducts with variable area ratios
JPH10502150A (ja) 回転機械の圧縮領域のための流れ配向アッセンブリ
JP2008031986A (ja) 内側及び外側翼形部間のシュラウドの位置において異なる内側及び外側翼形部食違い角を有するｆｌａｄｅファン
US11131205B2 (en) Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
EP2554793B1 (en) Inter-turbine ducts with guide vanes of a gas turbine engine
CN107304684B (zh) 燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架
US11970979B2 (en) Turbine engine with shockwave attenuation
JP6184037B2 (ja) タービンエンジンで使用するための移行ダクトおよび組立方法
EP3485146B1 (en) Turbofan engine and corresponding method of operating
JP6505061B2 (ja) 横風性能を改良した航空機エンジンのスピナ
EP3354848B1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
EP3265662B1 (en) Gas turbine exhaust assembly
CN111075760A (zh) 流体翼
JP3270845B2 (ja) 短離着陸機用境界層制御機構およびそれに用いる圧縮機
CN117189263A (zh) 具有翼型件的燃气涡轮发动机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant