CN110300838A - 用于外径安装型涡轮叶片的热结构 - Google Patents

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Abstract

本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其限定径向方向，周向方向，沿着纵向方向的轴向中心线，以及沿着纵向方向的上游端和下游端。燃气涡轮发动机限定了基本上沿着纵向方向延伸的核心流动路径。燃气涡轮发动机包括第一涡轮转子。第一涡轮转子包括沿着径向方向设置在核心流动路径外侧的环形外带。第一涡轮转子还包括多个翼型件，多个翼型件联接到外带的内径，其中多个翼型件基本上沿着径向方向向内延伸。外带限定多个翼型件冷却通道，其中多个翼型件冷却通道至少部分地在径向方向上延伸，与多个翼型件流体连通。

Description

用于外径安装型涡轮叶片的热结构
技术领域
本主题大体涉及燃气涡轮发动机结构。更具体地，本主题涉及燃气涡轮发动机的涡轮区段。
背景技术
燃气涡轮发动机通常包括燃烧区段下游的涡轮区段，其可与压缩机区段一起旋转以旋转并操作燃气涡轮发动机以产生动力，例如推进推力。一般燃气涡轮发动机设计标准通常包括必须平衡或折中的冲突标准，包括提高燃料效率，操作效率和/或动力输出，同时保持或减少重量，部件数量和/或包装(即轴向和/或径向发动机的尺寸)。
已知的交叉式涡轮区段利用旋转翼型件(其间没有轮叶)的连续级之间的相对高的流体速度优势。然而，已知的交叉式涡轮区段通常缺乏有效的热结构，该热结构可以为具有外径安装型涡轮叶片的涡轮转子提供冷却。这种限制可能限制由于燃烧气体温度引起的涡轮交叉。例如，已知的交叉式涡轮区段通常限于仅交叉低压涡轮转子和中压涡轮转子。更进一步地，在已知的交叉式涡轮区段可包括高压涡轮转子或其他更高温度的燃烧气体的情况下，结构劣化可以禁用或限制可以采用这种交叉式涡轮转子的设备(例如，飞行器，发电机等)。
因此，需要一种热结构，其可以为具有外径安装型涡轮叶片的涡轮转子提供冷却。
发明内容
本发明的方面和优点将部分地在以下描述中阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过实践本发明来学习。
本公开涉及一种燃气涡轮发动机，其限定径向方向，周向方向，沿着纵向方向的轴向中心线，以及沿着纵向方向的上游端和下游端。燃气涡轮发动机限定了基本上沿着纵向方向延伸的核心流动路径。燃气涡轮发动机包括第一涡轮转子。第一涡轮转子包括沿着径向方向设置在核心流动路径外侧的环形外带。第一涡轮转子还包括多个翼型件，多个翼型件联接到外带的内径，其中多个翼型件基本上沿着径向方向向内延伸。外带限定多个翼型件冷却通道，其中多个翼型件冷却通道至少部分地在径向方向上延伸，与多个翼型件流体连通。
在各种实施例中，外带限定第一孔和第二孔，其中第一孔限定第一孔区域，第二孔限定第二孔区域。第一孔限定在外带的外径处，并且第二孔限定在外带的内径处。在一个实施例中，第一孔区域限定比第二孔区域大的区域。在另一个实施例中，翼型件冷却通道限定在第一孔和第二孔之间。在又一个实施例中，外带包括在第一孔和第二孔之间的多个翼型件冷却通道中的每一个处的第一冷却通道壁和第二冷却通道壁。在又一个实施例中，第一冷却通道壁和第二冷却通道壁中的每一个一起限定外带的外径和内径之间的蛇形结构。在又一个实施例中，限定在第一孔和第二孔之间的冷却通道限定了冷却通道的减小的体积。
在燃气涡轮发动机的一个实施例中，外带还限定了基本上沿着纵向方向延伸的多个轴向通道。
在另一个实施例中，多个翼型件在翼型件的外径处限定一个或多个冷却流体孔口。
在又一个实施例中，翼型件冷却通道在与沿着周向方向的第一涡轮转子相同的旋转方向上部分地沿着周向方向延伸。
在各种实施例中，发动机还包括沿着纵向方向交叉在第一涡轮转子中的第二涡轮转子，其中第二涡轮转子包括在径向方向上向外延伸的多个第二涡轮翼型件。在一个实施例中，发动机从上游端到下游端以串行流动布置限定第一涡轮转子的多个翼型件，第二涡轮转子的多个第二翼型件，以及第一涡轮转子的多个翼型件。在另一个实施例中，发动机还包括设置在第一涡轮转子和第二涡轮转子上游的燃烧区段。在又一个实施例中，发动机以串行流动布置限定燃烧区段，第一涡轮转子的多个翼型件，第二涡轮转子的多个第二翼型件，以及第一涡轮转子的多个翼型件。
在更多实施例中，发动机还包括沿着纵向方向和周向方向围绕第一涡轮转子的涡轮壳体。在一个实施例中，涡轮壳体和第一涡轮转子一起限定设置在第一涡轮转子的多个翼型件上游的第一密封接口，以及设置在第一涡轮转子的多个翼型件下游的第二密封接口。在另一个实施例中，涡轮壳体和第一涡轮转子在第一密封接口，第二密封接口，涡轮壳体和第一涡轮转子的外带之间限定冷却腔。
在又一个实施例中，涡轮壳体包括沿着径向方向向内设置的多个护罩，并且第一涡轮转子包括沿着径向方向朝向多个护罩向外设置的多个刀刃密封件。在一个实施例中，多个护罩的上游部分和多个刀刃密封件的上游部分限定第一密封接口，并且多个护罩的下游部分和多个刀刃密封件的下游部分限定第二密封接口。
在另一实施例中，燃气涡轮发动机的第一涡轮转子还包括设置在多个翼型件下游的连接翼型件，其中连接翼型件在径向外端处联接到外带，并且其中连接翼型件在径向内端处联接到转子。
参考以下描述和所附权利要求，将更好地理解本发明的这些和其他特征，方面和优点。包含在本说明书中并构成其一部分的附图示出了本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其参考附图，其中：
图1是结合根据本公开的一个方面的涡轮区段的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图；
图2是图1中所示的涡轮区段的实施例的示意性横截面视图；和
图3是用于外径安装型涡轮叶片的热结构的示例性实施例的局部周向视图。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。提供每个实施例是为了解释本发明，而不是限制本发明。事实上，对于本领域技术人员来说显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可以在本发明中进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生又一个实施例。因此，本发明旨在覆盖落入所附权利要求及其等同物的范围内的这些修改和变化。
如本文所使用的，术语“第一”，“第二”和“第三”可以互换使用以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示各个部件的位置或重要性。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体从其流动的方向，“下游”是指流体向其流动的方向。除非另有说明，否则“下游”和“上游”是指空气或所产生的燃烧气体通过发动机的核心流动路径进入压缩机区段、通过涡轮区段的出口的流体流动的一般方向。
通常提供用于外径安装型涡轮叶片的热结构的各种实施例。附接有外径安装型涡轮叶片的热结构的燃气涡轮发动机包括第一涡轮转子，该第一涡轮转子包括沿径向方向设置在核心流动路径外侧的环形外带。环形外带限定热结构。第一涡轮转子还包括联接到外带的内径的多个翼型件，其中多个翼型件沿径向方向大致向内延伸，即限定外径安装型涡轮叶片。外带限定多个翼型件冷却通道，其中多个翼型件冷却通道至少部分地在径向方向上延伸，与多个翼型件流体连通。
外带可以为悬臂式外径涡轮转子提供热衰减。在各种实施例中，包括如本文所述的热结构的外带可使得第一涡轮转子能够交叉在第二涡轮转子的前方。在各种实施例中，第一涡轮转子可以限定联接到风扇组件和/或低压压缩机的低速涡轮转子。第二涡轮转子可以限定分别联接到中压或高压压缩机的中速或高速涡轮转子。
交叉式涡轮区段可以增加燃料效率，操作效率和/或动力输出，同时减轻重量，部件数量和/或包装(例如径向和/或轴向尺寸)。例如，交叉式涡轮区段可以实现燃气涡轮发动机的增加的旁通比和/或总压力比，从而相对于类似动力输出和/或包装的其他发动机提高燃料效率，操作效率和/或动力输出。交叉式涡轮区段可以进一步减少静止和/或旋转翼型件的数量，从而减少发动机的包装和/或重量，同时保持或提高效率，性能或动力输出。更进一步地，交叉式涡轮区段可以减小轴向流动面积和转速的平方的乘积(结果称为“AN2”)，同时另外降低涡轮区段的每个级的平均工作因子。本文提供的系统可以通过减少或消除需要冷却空气的静止翼型件(例如喷嘴导向轮叶)来进一步提高整体燃气涡轮发动机效率。
现在参考附图，图1是结合了根据本公开的一个方面的涡轮区段90的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机10((本文中称为“发动机10”)，示出为高旁通涡轮风扇发动机)的示意性横截面视图。尽管下面参考涡轮风扇发动机进一步描述，但是本公开一般也适用于涡轮机械，包括桨扇发动机，涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机，包括船用和工业涡轮发动机和辅助动力单元。如图1所示，发动机10具有延伸穿过其中用于参考目的的纵向或轴向中心轴线12。发动机10限定纵向方向L，径向方向R，沿纵向方向L的上游端99和下游端98，以及周向方向C(图3中示出)。
通常，发动机10可包括基本上管状的外壳体18，其限定环形入口20。外壳体18沿纵向方向L以串行流动布置包围或至少部分地流经压缩机区段21，燃烧区段26和交叉式涡轮区段90(本文称为“涡轮区段90”)。风扇组件14大致设置在压缩机区段21的前部或上游99。在图1所示的实施例中，发动机10限定双轴构造，其中压缩机区段21包括沿纵向方向L串行布置的第一压缩机22和第二压缩机24。风扇组件14和第一压缩机22联接到第一轴36，朝向发动机10的上游端99，并且第一涡轮转子110联接到第一轴36，朝向发动机10的下游端98。第二压缩机24联接到第二轴34，并且第二涡轮转子120联接到第二轴34，朝向发动机10的下游端98。在各种实施例中，第一压缩机22限定低压(LP)压缩机，第二压缩机24限定高压(HP)压缩机。在其他各种实施例中，第一涡轮转子110可以限定LP涡轮，并且第二涡轮转子120可以限定HP涡轮。
在其他实施例中，发动机10可以限定三轴构造，其中压缩机区段21限定第一压缩机22，第二压缩机24和第三压缩机，第三压缩机沿纵向方向L设置在第一压缩机22和第二压缩机24之间。第三压缩机可以联接到第三轴并且可与第三轴一起旋转，第三轴由联接到其上的第三涡轮转子驱动。第三涡轮转子可以限定驱动第三压缩机的IP涡轮，该第三压缩机限定IP压缩机。在这样的实施例中，除了限定HP涡轮的第二涡轮转子120之外或代替地，第三涡轮转子可以在第一涡轮转子110中交叉设置。
返回参照图1，风扇组件14包括风扇转子15和与其联接的多个风扇叶片42的至少一个级。多个风扇叶片42在径向方向R上联接到风扇转子15并从风扇转子15向外延伸。在各种实施例中，风扇转子15可包括沿纵向方向L的风扇叶片42的多个级。环形风扇壳或机舱44周向地围绕风扇组件14的至少一部分和/或外壳体18的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可以通过多个周向间隔开的出口导向轮叶或柱46相对于外壳体18被支撑。机舱44的至少一部分可以在外壳18的外部分(沿径向方向R)上延伸，以便在它们之间限定旁路气流通道48。
在其他实施例中，风扇组件14还可包括动力或减速齿轮箱，其设置在风扇转子15和联接到涡轮区段90的第一轴36之间。齿轮箱可以相对于涡轮区段90的涡轮转子降低风扇转子15的转速，风扇转子15经由第一轴36附接到涡轮区段90。
现在参考图2，通常提供发动机10的涡轮区段90的示例性实施例。涡轮区段90包括第一涡轮转子110。第一涡轮转子110包括环形外带114，环形外带114沿涡轮区段90的核心流动路径70的径向方向R向外设置。第一涡轮转子110还包括联接到外带114的内径的多个翼型件118。多个翼型件118沿径向方向R大致向内延伸。外带114限定多个翼型件冷却通道103。多个翼型件冷却通道103至少部分地在径向方向R上延伸，与多个翼型件118流体连通。
在各种实施例中，第一涡轮转子110包括设置在多个翼型件118的后部或下游的多个连接翼型件116。连接翼型件116在沿径向方向R的外端处联接到外带114。连接翼型件116还在沿径向方向R的内端处联接到转子111处的第一涡轮转子110。转子111联接到第一轴36。在各种实施例中，转子111限定与连接翼型件116联接的鼓，盘，毂等。
现在参考图3，通常提供图2中所示的涡轮区段90的外带14和翼型件118的一部分的径向横截面视图。参考图2和3，在各种实施例中，外带114限定第一孔106和第二孔108。第一孔106限定在外带114的外径处，第二孔108限定在外带114的内径处。在一个实施例中，第一孔106限定第一孔区域101，第二孔108限定第二孔区域102。第一孔区域101可以大于第二孔区域102。
在各种实施例中，翼型件冷却通道103限定在第一孔106和第二孔108之间。在一个实施例中，翼型件冷却通道103限定从第一孔106到第二孔108的减小的体积。
在另一个实施例中，翼型件冷却通道103限定蛇形结构。例如，在各种实施例中，外带114包括在第一孔106和第二孔108之间的每个冷却通道103处的第一冷却通道壁105和第二冷却通道壁107。在一个实施例中，第一冷却通道壁105和第二冷却通道壁107一起在外带114的外径和内径之间限定蛇形结构。例如，翼型件冷却通道103的蛇形结构可以限定在第一孔106和第二孔108之间。
仍然参考图3，第一涡轮转子110的翼型件118可以在每个翼型件118的外径117处限定冷却流体孔口109。冷却流体孔口109可以至少部分地沿径向方向R延伸到翼型件118中和/或延伸通过翼型件118。在各种实施例中，冷却流体孔口109可以喷射到发动机10的核心流动路径70中。
现在参照图1-3，在发动机10的操作期间，由箭头74示意性指示的一定量的空气通过机舱和/或风扇组件14的相关入口76进入发动机10。当空气74穿过风扇叶片42时，如箭头78示意性指示的一部分空气被引导或导向到旁路气流通道48中，而如箭头80示意性指示的另一部分空气被引导通过风扇组件14并通过入口20。当空气80流过压缩机区段21朝向燃烧区段26时，空气80逐渐被压缩。
如箭头82示意性所示，现在压缩的空气流入燃烧区段26，在燃烧区段26中引入燃料，与至少一部分压缩空气82混合，并点燃以形成燃烧气体86。燃烧气体86流入涡轮区段90，使得涡轮区段90的第一涡轮转子110和第二涡轮转子120以及在各种实施例中的第三涡轮转子旋转并支撑压缩机区段21和/或风扇组件14中的分别联接的旋转构件的操作。
流过发动机10的一部分冷却空气(例如来自压缩机区段21的压缩空气82)，可以被引导到涡轮区段90并通过外带114，如箭头87示意性所示。提供给外带114的冷却空气87从发动机10的涡轮壳体150中的开口151引导，该涡轮壳体150围绕涡轮区段90的至少一部分，例如沿着纵向方向L和周向方向C(如图3所示)围绕第一涡轮转子110。涡轮壳体150通常是沿纵向方向L延伸的静止结构。涡轮壳体150中的开口151可以沿着纵向方向L设置在外带114的第一孔106中的一个或多个处，并且沿着第一孔106中的一个或多个的径向方向R向外设置。
参考图3，在发动机10的操作期间，冷却空气87流过涡轮壳体150中的开口151，并且通过旋转外带114进入翼型件冷却通道103。在外带114的一个实施例中，限定了从第一孔106到第二孔108的大致减小的体积，翼型件冷却通道103可以用作喷嘴以增加进入每个翼型件118的冷却流体孔口109的冷却空气87的流动速率。
仍然参照图3中所示的实施例，外带114可以限定第一孔106和第二孔108，以在与联接到第一涡轮转子110的多个翼型件118相同的沿着周向方向C的旋转方向上至少部分地在周向方向C上加速冷却空气87。例如，如图3所示，翼型件冷却通道103在与第一涡轮转子110相同的沿着周向方向C的旋转方向上沿着周向方向C至少部分地延伸。在图3所示的实施例中，翼型件冷却通道103朝顺时针方向延伸，并且多个翼型件118在沿着周向方向C的相同的顺时针方向上绕着轴向中心线12(图1中示出)旋转。作为另一示例，对于每个翼型件冷却通道103，第二孔108相对于第一孔106沿周向方向C顺时针设置，以在与第一涡轮转子110的多个翼型件118的旋转方向相同的方向上朝顺时针方向设置冷却空气87。应当理解，在其他实施例中，前述特征和旋转可以被反转以引起冷却空气87的逆时针方向以及第一涡轮转子110的逆时针旋转方向。
这样，冷却空气87可以减小穿过外带114和翼型件118的热梯度。外带114的冷却结构可以使翼型件118能够进一步设置在涡轮区段90内的上游。例如，冷却空气87可以减小外带114和翼型件118的热梯度，使得翼型件118可以设置在限定高速涡轮转子的第二涡轮转子120的前方或上游。在翼型件118限定第一涡轮转子110的第一级，第一涡轮转子110的第一级限定低速涡轮转子的实施例中，限定在外带114中的热结构可以使得能够移除燃烧区段26和涡轮区段90之间的喷嘴导向轮叶。更具体地，限定在外带114中的热结构可以使得能够移除燃烧区段26和涡轮区段90的旋转部件之间的喷嘴导向轮叶。将第一涡轮转子110的第一级限定为燃烧区段26的紧邻下游98，其间没有第一涡轮轮叶或喷嘴导向轮叶，以及将第一涡轮转子110限定为与第二涡轮转子120反向旋转，与静止的第一涡轮轮叶或喷嘴导向轮叶相比，可以减小第一涡轮转子110的第一级上的整个燃烧热点的影响。因此，本文描述的涡轮区段90和发动机10可以通过不再强调热点或燃烧模式因素来移除对燃烧区段26设计的约束，以有利于其他设计标准，例如减少排放，改善贫燃熄火(LBO)和/或高度重新点火(altitude re-light)，改善部分或全部操作范围的整体可操作性，或增加操作范围。
返回参考图3，外带114可以进一步限定大致沿纵向方向L延伸的多个轴向通道155。轴向通道155可使流体(例如冷却空气87)沿纵向方向L流过外带114。轴向通道155可以使冷却空气87能够通过并且实现沿着涡轮区段90的纵向方向L传递热量，使得沿着纵向方向L的热梯度从涡轮区段90的大致较暖的上游端99朝向下游端98减小或者衰减。
参考图3，外带114可以在外带114的内径和翼型件118的外径117之间限定冷却通道154。冷却通道154可以沿翼型件118的径向方向R向外限定体积。冷却通道154可以使得冷却空气87的压力和/或流动能够从外带114到多个翼型件118标准化(normalization)。例如，冷却通道154可以使得冷却空气87的压力和/或流动能够围绕涡轮区段90的周向方向C标准化，使得沿着周向方向C限定大致均匀的温度分布。
仍然参考图3，在一个实施例中，多个翼型件118在翼型件118的外径117处限定一个或多个冷却流体孔口109。冷却流体孔口109使得离开外带114的冷却通道103的冷却空气流87能够进入翼型件118。翼型件118可以限定至少部分地沿径向方向R从冷却流体孔口109延伸的翼型件冷却导管119。在各种实施例中，翼型件冷却导管119还至少部分地沿周向方向C和/或纵向方向L延伸。参考图2，翼型件冷却导管119可以至少部分地限定蛇形结构。在其他各种实施例中，翼型件冷却导管119还可以在翼型件118上限定出口，其与发动机10的涡轮区段90的核心流动路径70流体连通。
例如，在一个实施例中，出口可以朝向翼型件118的前缘设置，例如图2中的113处所示。在各种实施例中，前缘113处的出口可限定在翼型件118的停滞点处或附近，其中通过核心流动路径70的燃烧气体86的流场限定翼型件118处的约为零的局部速度。
在另一个实施例中，出口可以朝向翼型件118的后缘设置，例如图2中的115处所示。在其他各种实施例中，在113或115处限定的出口可以限定在翼型件118的压力侧或吸力侧，沿着纵向方向L大致设置在前缘出口113和后缘出口115之间。外带114和翼型件118的各种实施例可以为涡轮区段90的外径安装型翼型件提供热衰减结构。例如，由外带114和它们附接到的翼型件118限定的热衰减结构，可以减小设置在涡轮区段90的上游端99处的翼型件118的热梯度。
返回参照图2并结合图3，在各种实施例中，涡轮壳体150和第一涡轮转子110一起限定设置在第一涡轮转子110的多个翼型件118的前方或上游的第一密封接口185。涡轮壳体150和第一涡轮转子110还可以限定设置在第一涡轮转子110的多个翼型件118的后方或下游的第二密封接口186。发动机10可以在第一密封接口185，第二密封接口186，涡轮壳体150和外带114之间限定冷却腔152。冷却腔152可以进一步衰减穿过涡轮区段90的沿径向方向R和纵向方向L的热梯度，以进一步使得悬臂式的多个翼型件118能够在第二涡轮转子120的前方。
在各种实施例中，密封接口185,186可以由多个护罩180限定，多个护罩180与涡轮壳体150一起被包括并且沿涡轮壳体150的径向方向R向内设置。第一涡轮转子110还可包括沿径向方向R朝向涡轮壳体150上的多个护罩180向外设置的多个刀刃密封件190。例如，多个护罩180的上游部分和多个刀刃密封件190的上游部分限定第一密封接口185。作为另一示例，多个护罩180的下游部分和多个刀刃密封件190的下游部分限定第二密封接口186。
在各种实施例中，外带114和翼型件118可使得翼型件118能够在限定高压涡轮的第二涡轮转子120的前方或上游布置，例如图2中所示。第二涡轮转子120可以设置在第一涡轮转子110的一个或多个连接翼型件116的前方或上游。第二涡轮转子120包括沿径向方向R向外延伸的多个第二翼型件122。在各种实施例中，第二涡轮转子120设置在连接翼型件116的前方或上游99，并且与第一涡轮转子110交叉。
例如，如图1所示，发动机10和涡轮区段90可以从上游端99到下游端98以串行流动布置限定第一涡轮转子110的多个外护罩翼型件118，第二涡轮转子120的多个第二翼型件122，以及第一涡轮转子110的一个或多个连接翼型件116。在各种实施例中，涡轮区段90可以限定多个外护罩翼型件118的多个迭代，该多个外护罩翼型件118沿着纵向方向L与多个第二翼型件122交替。例如，第一涡轮转子110可以包容地限定在三个和十个旋转级之间。在一个实施例中，第二涡轮转子120可以限定与第一涡轮转子110相互交叉的至少一个旋转级。
在图1所示的发动机10的又一个实施例中，发动机10在第一涡轮转子110和第二涡轮转子120的上游限定燃烧区段26。发动机10可以从上游端99到下游端98以串行流动布置限定燃烧区段26，第一涡轮转子110的多个翼型件118，以及第二涡轮转子120的多个第二翼型件122。在各种实施例中，发动机10限定燃烧区段26和涡轮区段90的串行流动布置，而在燃烧区段26和第一涡轮转子110之间没有喷嘴导向轮叶。
由外带114和翼型件118限定的热结构可使得第一涡轮转子110能够在限定高压涡轮的第二涡轮转子120的前方或上游悬垂。通过将第一涡轮转子110限定为交叉在第二涡轮转子120的前方的低速涡轮转子，第二涡轮转子120限定高速或高压涡轮转子，并且将第一涡轮转子110限定为燃烧区段26后方或下游的涡轮区段90的第一级，发动机10的各种实施例可以消除对第一涡轮轮叶或喷嘴导向轮叶的需求，以加速限定高速涡轮的第二涡轮转子120的前方或上游的燃烧气体86。这样，发动机10可以减少来自压缩机区段21和/或燃烧区段26的冷却空气的数量或质量，从而通过在燃烧期间使用更多的能量(即压缩空气)来提高发动机效率。附加地或替代地，涡轮区段90可以减少必要的冷却空气并且能够提高压缩机区段21的性能和/或可操作性，包括喘振裕度和/或效率，或者减少来自压缩机区段21的所需工作量，这可以减小压缩机区段21的轴向尺寸或级，并进一步减少发动机的包装，重量和/或部件数量，并且通常可以改善发动机10的性能。
另外，不需要第一涡轮轮叶或喷嘴导向轮叶可使涡轮区段90(或更具体地，第一级，作为旋转级)能够设计出平均燃烧气体86温度，而不是设计出适应沿燃烧区段26内的核心流动路径70的环形的峰值温度(即高点)。因此，当第一级的所有多个外护罩翼型件118旋转时，与绕着核心流动路径70的环形的其他位置相比，所有多个外护罩翼型件118可仅瞬时忍受燃烧热点的不利影响，而不是基本上持续或连续暴露于来自燃烧气体的较高温度。此外，由于燃烧热点对涡轮区段90的不利影响减小，本文所述的涡轮区段90可以实现燃烧区段26的替代设计方法。因此，涡轮区段90可以使得燃烧区段26的设计能够进一步改善燃烧稳定性，减少排放，增加全部或部分飞行包线上的可操作性，增加高度重新点火性能和/或减少贫燃熄火(LBO)。
尽管未在图1中示出，但是发动机10还可包括第三涡轮转子，该第三涡轮转子联接到第二涡轮转子120并且可独立于第二涡轮转子120旋转，并且与第一涡轮转子110相互交叉。尽管未在图1中示出，但应该理解的是，本文描绘的第二涡轮转子120的一个或多个旋转级可替代地被定义为驱动发动机10中的第三压缩机的第三涡轮转子。
包括第一涡轮转子110，第二涡轮转子120及其各个级的涡轮区段90可由陶瓷基质复合(CMC)材料和/或适用于燃气涡轮发动机热区段的金属形成，例如但不限于镍基合金，钴基合金，铁基合金或钛基合金，它们中的每一种可包括但不限于铬，钴，钨，钽，钼，和/或铼。涡轮区段90，或其部分或其部分的组合，可以使用增材制造或3D打印，铸造，锻造，机械加工或由3D打印模具形成的铸件，或其组合形成。涡轮区段90或其部分可以使用紧固件(例如螺母，螺栓，螺钉，销或铆钉)或使用连结方法(诸如焊接，粘合，摩擦或扩散结合等)，或紧固件和/或连结方法的组合来机械地连结。第一涡轮转子110和/或第二涡轮转子120(包括其各个级)可以构造成各个单独叶片安装到鼓或毂，或整体式叶片转子(IBR)或叶片盘，或其组合中。
图1-3中示出以及本文描述的系统可以减少燃料消耗，增加可操作性，增加发动机性能和/或动力输出，同时保持或减少重量，部件数量和/或包装(例如径向和/或轴向尺寸)。本文提供的系统可允许在现有燃气涡轮发动机构造(例如涡轮风扇发动机)上增加旁通比和/或总压力比，同时相对于类似动力输出的其他燃气涡轮发动机保持或减少包装。本文描述的系统可有助于提高旁通比和/或总压力比，从而增加整体燃气涡轮发动机效率。本文提供的系统可通过减少或消除需要冷却空气的静止翼型件(例如喷嘴导向轮叶)来增加整体燃气涡轮发动机效率。另外，本文提供的系统可以通过减少旋转和/或静止翼型件数量(例如叶片和/或轮叶)来减少燃气涡轮发动机的包装和重量，从而提高效率。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还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系统以及执行任何结合的方法。本发明的可专利范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图落入权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机限定径向方向、周向方向、沿着纵向方向的轴向中心线、以及沿着所述纵向方向的上游端和下游端，并且进一步其中，所述燃气涡轮发动机限定基本上沿着所述纵向方向延伸的核心流动路径，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括：
第一涡轮转子，所述第一涡轮转子包括环形外带，所述环形外带沿着所述径向方向设置在所述核心流动路径外侧，并且其中所述第一涡轮转子进一步包括多个翼型件，所述多个翼型件联接到所述外带的内径，所述多个翼型件基本上沿着所述径向方向向内延伸，并且其中所述外带限定多个翼型件冷却通道，所述多个翼型件冷却通道至少部分地在所述径向方向上延伸，与所述多个翼型件流体连通。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述外带限定第一孔和第二孔，并且其中所述第一孔限定第一孔区域，并且所述第二孔限定第二孔区域，并且进一步其中，所述第一孔限定在所述外带的外径处，并且所述第二孔限定在所述外带的内径处。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第一孔区域限定比所述第二孔区域大的区域。
4.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述翼型件冷却通道限定在所述第一孔和所述第二孔之间。
5.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述外带包括第一冷却通道壁和第二冷却通道壁，所述第一冷却通道壁和所述第二冷却通道壁在所述第一孔和所述第二孔之间的所述多个翼型件冷却通道中的每一个处。
6.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述第一冷却通道壁和所述第二冷却通道壁中的每一个一起限定所述外带的所述外径和所述内径之间的蛇形结构。
7.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中限定在所述第一孔和所述第二孔之间的所述冷却通道限定所述冷却通道的减小的体积。
8.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述外带进一步限定多个轴向通道，所述轴向通道基本上沿着所述纵向方向延伸。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述多个翼型件在所述翼型件的外径处限定一个或多个冷却流体孔口。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述翼型件冷却通道在与沿着所述周向方向的所述第一涡轮转子相同的旋转方向上部分地沿着所述周向方向延伸。
11.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机进一步包括：
第二涡轮转子，所述第二涡轮转子沿着所述纵向方向交叉在所述第一涡轮转子中，其中所述第二涡轮转子包括在所述径向方向上向外延伸的多个第二涡轮翼型件。
12.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述发动机从所述上游端到所述下游端以串行流动布置限定所述第一涡轮转子的所述多个翼型件，所述第二涡轮转子的所述多个第二翼型件，以及所述第一涡轮转子的所述多个翼型件。
13.根据权利要求11所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机进一步包括：
燃烧区段，所述燃烧区段设置在所述第一涡轮转子和所述第二涡轮转子的上游。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述发动机以串行流动布置限定所述燃烧区段、所述第一涡轮转子的所述多个翼型件、所述第二涡轮转子的所述多个第二翼型件、以及所述第一涡轮转子的所述多个翼型件。
15.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机进一步包括：
涡轮壳体，所述涡轮壳体沿着所述纵向方向和所述周向方向围绕所述第一涡轮转子。
16.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮壳体和所述第一涡轮转子一起限定第一密封接口和第二密封接口，所述第一密封接口设置在所述第一涡轮转子的所述多个翼型件的上游，所述第二密封接口设置在所述第一涡轮转子的所述多个翼型件的下游。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮壳体和所述第一涡轮转子限定冷却腔，所述冷却腔在所述第一密封接口、所述第二密封接口，所述涡轮壳体和所述第一涡轮转子的所述外带之间。
18.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述涡轮壳体包括沿着所述径向方向向内设置的多个护罩，并且其中所述第一涡轮转子包括沿着所述径向方向朝向所述多个护罩向外设置的多个刀刃密封件。
19.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中所述多个护罩的上游部分和所述多个刀刃密封件的上游部分限定所述第一密封接口，并且其中所述多个护罩的下游部分和所述多个刀刃密封件的下游部分限定所述第二密封接口。
20.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括连接翼型件，所述连接翼型件设置在所述多个翼型件下游，其中所述连接翼型件在径向外端处联接到所述外带，并且其中所述连接翼型件在径向内端处联接到转子。
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