CN107709709B - 用于涡轮机的组件 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于涡轮发动机的涡轮机(22)的组件，包括壳体(32)和围绕该壳体的环形管道(34)，该环形管道可连接到用于供应冷却空气的装置，并且具有径向内环形壁(36)，径向内环形壁(36)具有与壳体相对设置的开口(40)，以便同样通过冷空气射流的冲击来冷却壳体。壳体具有包括交替布置的第一凹槽(42A)和第二凹槽(42B)的多个轴向凹槽(42)，并且开口分布在多个环形排中，其中任何一对连续的环形排是这样布置的，该对的一个环形排的开口(40A)相对于第一凹槽(42A)居中，而该对的另一个环形排的开口(40B)相对于第二凹槽(42B)居中。

Description

用于涡轮机的组件

技术领域

本发明涉及涡轮发动机领域，诸如飞行器发动机，更具体地涉及关于冷却涡轮发动机的涡轮机的壳体问题。

背景技术

涡轮发动机的涡轮机的性能水平取决于其容量，该容量限制绕过固定和移动式叶片的气体流动。更具体地说，所述气体流动，有时称为“旁路流动”，并不有助于涡轮机的工作。为了增加涡轮机的输出，必须尽可能地减小涡轮机的固定部分和移动部分之间的被称为“径向间隙”的径向距离。

为此目的，特别地已经开发了用于控制移动叶片的顶点处的径向间隙的装置。这种装置通常采用围绕涡轮机壳体的环形管道的形式，并沿着该环形管道流动来自涡轮发动机的另一部分的冷却空气。这种环形管道设有开口，用于将冷却空气喷射到壳体的外表面上，以便冷却壳体，从而限制其热膨胀。特别地，开口可以有利地具有与壳体大致正交的空气喷出轴线，以便实施通常称为“冲击冷却”的技术。

国际专利申请WO2009144191示出了配备有这种径向间隙控制装置的涡轮机的一个实施例。

尽管如此，需要提高这种径向间隙控制装置的效率。

其中一种解决方案可以包括增加用于在壳体上喷射冷却空气的开口的数量。

然而，这种方法受到上述环形管道制造方法对于所述开口施加的最小中心线距离的限制。举例来说，对于一些类型的涡轮机，该中心线距离可以是大约1.6mm。

为了克服这个障碍，本发明的发明人已经考虑使用设置有多个环形排的周向偏移开口的环形管道，使得一个环形排的每个开口周向地位于相邻的环形排的两个连续开口之间的中间处。更具体地说，这种结构允许给定表面积上的孔的数量显著增加，同时符合由制造方法施加的最小中心线距离。

然而，根据发明人进行的研究的结果，关于壳体的冷却所获得的性能水平不足。

发明内容

本发明的目的尤其在于为这个问题提供有效的解决方案。

因此，提出了一种用于涡轮发动机的涡轮机的组件，该组件包括壳体和围绕该壳体的至少一个环形管道，该环形管道能够连接到用于供应冷却空气的装置，并且具有径向内环形壁，该径向内环形壁设置有与壳体的外表面相对的开口，以便通过冷空气射流的冲击来冷却所述壳体。

根据本发明，壳体具有包括交替布置的第一凹槽和第二凹槽的多个轴向凹槽。

而且，开口分布在多个环形排中，其中任何一对连续的环形排是这样布置的，该对的一个环形排的开口相对于第一凹槽居中，而该对的另一个环形排的开口相对于第二凹槽居中。

发明人已经证明，最初测试的具有偏移开口的结构的效力的缺乏是源自属于不同环形排的相邻开口的射流之间的干扰的结果。这样的干扰看起来对空气射流和壳体之间的热交换系数是不利的，因此对所述壳体的冷却是不利的。

然而，本发明允许所述干扰现象被限制或者甚至完全防止，并且因此显著改善了壳体的冷却。

壳体的凹槽更具体地允许源自环形管道的开口的空气射流被引导，并且因此促进源自属于不同的环形排的相邻开口的空气射流的分离。

应该注意的是，术语“壳体”在本文中被理解为外部界定涡轮机内的气体流动通道的任何类型的外壳。

优选地，所有的轴向凹槽具有相同的形状。

而且，每个第一凹槽有利地相邻与其连续的两个第二凹槽。

因此在轴向凹槽之间没有空隙。

在本发明的另一个优选实施方式中，每个轴向凹槽相对于上述环形排中分别属于多个不连续环形排的多个开口连续地延伸。

优选地，每个轴向凹槽的底部与环形管道的径向内环形壁之间的距离处于每个轴向凹槽的深度的三到五倍的范围内。

优选地，每个轴向凹槽的深度基本上等于开口的直径。

本发明还涉及一种用于涡轮发动机的涡轮机，其除了上述描述的类型的组件之外还包括转子，该组件的壳体围绕涡轮机的转子。

最后，本发明涉及用于飞行器的涡轮发动机，除了连接到所述环形管道用于供应冷却空气的装置之外，还包括至少一个上述描述的类型的涡轮机。

附图说明

通过阅读参考附图作为非限制性实施例提供的以下描述，将会更好地理解本发明，并且本发明的其他特征、优点和特征将显现，其中：

-图1是根据本发明的一个优选实施方式的用于飞行器的涡轮发动机沿着轴平面的示意性剖视图；

-图2是沿着包括图1中的涡轮发动机的涡轮机壳体的组件的轴向平面的示意性局部半剖视图，此外还包括围绕所述壳体的用于将冷却空气喷射到壳体上的环形管道；

-图3是图2中组件的示意性局部横截面剖视图；

-图4是沿着图2中的组件的壳体的平面的示意性局部放大图，示出了用于将冷却空气喷射到壳体上的组件的环形管道的开口的正交投影。

具体实施方式

图1示出了用于飞行器的涡轮发动机10，例如双流涡轮喷气发动机，其通常包括风机12，该风机12用于吸入气流，该气流在风机下游分开为供应涡轮发动机核心的主流和绕过所述核心的次流。涡轮发动机的核心通常包括低压压气机14、高压压气机16、燃烧室18、高压涡轮机20和低压涡轮机22。涡轮发动机是由机舱24管道输送的，机舱24包围次流的流动空间26。涡轮发动机的转子被安装成使得它们围绕所述涡轮发动机的纵向轴线28旋转。

在以下描述中，X、Y和Z方向分别构成涡轮发动机的纵向、横向和垂直方向。纵向方向X也被称为“轴向方向”。径向R和周向C方向相对于纵向轴线28被限定。

以公知的方式，低压涡轮机22包括转子30，转子30包括多个盘，所述盘安装成使得它们围绕纵向轴线28旋转并且设置有延伸到源自燃烧室18的主流的通道中的移动叶片。低压涡轮机22还包括与转子30的盘交替定位的静止叶片的环形排。最后，低压涡轮机22包括围绕转子30的壳体32和用于控制移动叶片顶点处的径向间隙的装置33。所述用于控制径向间隙的装置33通常包括一个或多个环形管道34(图2)，有时称为“歧管”，其围绕壳体32延伸并连接到用于供应冷却空气的装置35以便允许来自涡轮发动机的另一部分，例如来自风机12下游的次流的流动空间26的冷却空气流的循环。壳体32可以直接界定主流的流动空间，或者可替代地，所述壳体可以用来支撑端对端地周向安装的环形排的环扇段，该环扇段相对于壳体的径向内表面，并界定主流的流动空间。

每个环形管道34包括径向内环形壁36，该环形壁36与壳体32的外表面38相对地延伸并且设置有开口40，开口40用于沿着基本上垂直的入射角，向壳体32喷射冷却空气，以通过冲击冷却壳体32。

根据本发明的一个特征，如图2至4所示，壳体32具有多个轴向凹槽42。为此，所述轴向凹槽被认为是由第一凹槽42A和第二凹槽42B的周向交替形成的。

如更具体地在图4中示出的，其示出了沿平面的放大视图中所示的壳体32的外表面38上的开口40的正交投影，开口40被分布成多个环形排44A、44B，例如两个环形排，并且排列成使得其中一个环形排44A的开口40A相对于第一凹槽42A居中，而另一个环形排44B的开口40B相对于第二凹槽42B居中。

更一般地说，如果开口的环形排的数量大于两个，则任何一对连续的环形排使得一对环形排中的一排的开口40相对于第一凹槽42A居中，而该对环形排的另一排的开口40相对于第二凹槽42B居中。

因此，其中一个环形排的每个开口40相对于位于最接近所考虑的开口的相邻环形排的两个连续开口周向偏移。

可以布置在给定表面区域上的开口40的数量相对于传统环形管道的数量因此增加，同时符合所施加的最小中心线距离值E，例如在所示的本发明的实施方式中等于1.6mm。

更具体地，每个开口40A、40B因此相对于轴向凹槽42A、42B开放，这与相邻开口40B、40A开放的轴向凹槽42B、42A不同，开口40B、40A属于与考虑过的开口不同的环形排。

发明人已经示出，轴向凹槽42允许来自开口40的冷却空气射流被引导，从而防止所述射流以不利于壳体32冷却的方式，彼此干扰。

在本发明的某些替代实施方式中，每个轴向凹槽42因此相对于多个开口40连续地延伸，多个开口40分别属于多个不连续的环形排44A或44B。

应该注意的是，根据本文采用的术语，壳体32和一个或多个环形管道34形成用于涡轮机的组件。

在所示的实施例中，所有的轴向凹槽具有相同的形状，并且特别是在圆周方向上具有相同的宽度L。

此外，每个第一凹槽42A相邻与其连续的两个第二凹槽42B。不言而喻，这意味着每个第二凹槽42B相邻与其连续的两个第一凹槽42A。

结果，环形排42A、42B中的一个排的每个开口40A、40B位于等于周向距离CD2的一半的周向距离CD1处，该距离CD1将位于最接近所考虑开口40的相邻的环形排42B、42A的两个连续的开口40B、40A分离。

在所示的实施例中，每个轴向凹槽的底部46与环形管道的径向内环形壁36之间的距离D处于每个轴向凹槽42的深度P的三至五倍的范围内。

在该实施例中，距离D等于约3mm，而深度P等于约0.8mm。

此外，每个轴向凹槽42的深度P大致等于开口40的直径

最后，轴向凹槽42的轴向范围根据壳体32和一个或多个环形管道34的结构确定，并且在所示的本发明的实施方式中优选地大于2.5cm。

应该注意的是本发明的原理，上文是在涡轮喷气发动机的低压涡轮机的情况下描述的，可以以类似的方式应用于涡轮喷气发动机的高压涡轮机，或涡轮螺桨发动机的涡轮机，或具有一对无导管的螺旋桨的涡轮发动机，也被称为“开式转子”发动机的涡轮机，或更一般地应用于任何类型的涡轮发动机中的任何类型的涡轮机。

Claims (8)

1.一种用于涡轮发动机(10)的涡轮机(22)的组件，包括壳体(32)以及围绕该壳体的和沿着轴向方向(X)延伸的至少一个环形管道(34)，环形管道能够连接到用于供应冷却空气的装置(35)，并且环形管道具有径向内环形壁(36)，径向内环形壁(36)具有与壳体的外表面(38)相对设置的开口(40)，以便通过冷空气射流的冲击来冷却所述壳体，其特征在于，壳体具有在轴向方向(X)延伸的、并且包括交替布置的第一凹槽(42A)和第二凹槽(42B)的多个轴向凹槽(42)，并且其中的开口分布在沿着周向方向(C)上延伸的多个环形排(44A，44B)中，其中的任何一对连续的环形排(44A，44B)是这样布置的，该对的一个环形排(44A)的开口(40A)相对于第一凹槽(42A)居中，而该对的另一个环形排(44B)的开口(40B)相对于第二凹槽(42B)居中。

2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，所有的轴向凹槽(42，42A，42B)具有相同的形状。

3.根据权利要求1或2所述的组件，其特征在于，每个第一凹槽(42A)相邻与其连续的与两个第二凹槽(42B)。

4.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，每个轴向凹槽(42)相对于分别属于多个不连续的环形排(44A，44B)的多个开口(40)连续地延伸。

5.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，每个轴向凹槽的底部(46)与环形管道(34)的径向内环形壁(36)之间的距离(D)处于每个轴向凹槽(42)的深度(P)的三到五倍的范围。

6.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，每个轴向凹槽的深度(P)基本上等于开口的直径(Φ)。

7.一种用于涡轮发动机(10)的涡轮机(22)，除了根据权利要求1至6中任一项所述的组件(32，34)之外还包括转子(30)，该组件的壳体(32)围绕涡轮机的转子(30)。

8.一种用于飞行器的涡轮发动机(10)，除了连接到所述环形管道(34)用于供应冷却空气的装置(35)之外，还包括根据权利要求7所述的至少一个涡轮机(22)。

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