CN111263847B - 涡轮排气壳体的冷却 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体(TEC)冷却装置。所述装置涉及使用从发动机的压缩机中的一个压缩机传送的压缩空气来冷却TEC的支柱。

Description

涡轮排气壳体的冷却
技术领域
本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的新型冷却系统。具体地(但非排它地)，本发明涉及一种用于涡扇发动机的涡轮排气壳体(TEC)的冷却装置。通过本文的教导将认识到，该构思可以适用于使用TEC的其它发动机类型。
背景技术
为了概括操作，典型的涡扇发动机包括一对压缩机，即，第一上游低压压缩机和第二下游高压压缩机。这一对压缩机以两级的方式将进入发动机的空气入口的空气压缩，之后，该压缩气体被传送到燃烧器中，燃料被引入该燃烧器中并与压缩空气一起燃烧。离开燃烧器的排气首先撞击在高压涡轮上(这使压缩机旋转)，然后撞击在低压涡轮上(这使涡扇发动机的风扇旋转)。然后，排气离开发动机的后部。
离开低压涡轮的排气通过涡轮排气壳体(TEC)离开涡轮的尾部。燃气涡轮发动机的操作对于本领域技术人员来说是众所周知的，他们还应熟悉常规TEC的布局，常规TEC包括内圆周壳体部分和外圆周壳体部分。多个径向延伸的支柱在该TEC的内壳体部分和外壳体部分之间延伸，并在这两个部分之间提供结构支撑。
所述内壳体部分和外壳体部分之间的径向空间为排气提供了排气通道。排气穿过该通道并围绕径向延伸的支柱。这些支柱设置有空气动力学轮廓，以便不抑制来自涡轮的排气的流动。
排气在极高温度(例如超过650摄氏度(1200华氏度))下被释放，并且这种高温使得必须仔细选择材料。排气温度取决于发动机的运行特性以及发动机运行的条件。特别成问题的场景是：在日益繁忙的机场，到机场跑道的滑行时间很长，而TEC温度可能会开始上升到750-800摄氏度(1400-1500华氏度)。这在以下情形中可能进一步复杂化：在机场出现高环境条件；以及发动机被设计有高涵道比(即，发动机核心直径与风扇直径之间的比率)。
因此，发动机制造商必须设计发动机以适应这些场景，以便进行安全运行。
为了解决这些设计要求，制造商选择诸如Inconel 718或Haynes282之类的材料来制造TEC，以便适应非常高的运行温度。这些材料昂贵并且难以机械加工，从而增加了制造发动机的成本和复杂性。维护成本也增加了。
然而，本发明人已经建立了一种替代的发动机设计，该发动机设计降低了制造成本、材料成本和维护成本。
发明内容
在所附权利要求书中阐述了本发明的各个方面。
从第一方面看，提供了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体(TEC)冷却装置，所述发动机包括至少一个压缩机，所述涡轮排气壳体包括内壳体部分和外壳体部分、以及将该内部分和外部分连接的多个径向延伸的中空支柱，所述装置还包括空气管道，该空气管道被布置成将来自所述至少一个压缩机的压缩空气传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内。
因而，根据本发明，能够利用从发动机的压缩机接收的压缩空气来冷却涡轮排气壳体的所述支柱。
这继而(a)由于该装置的冷却效果而增大了给定的发动机的运行温度范围，和/或(b)允许将通常由于预期运行温度而无法使用的材料用于该TEC的设计和构造。
具体而言，低等级材料能够安全地用于容易受到高涡轮排气温度影响的发动机设计。
压缩空气可以经由各种路径通过发动机被传送到每个支柱。有利地，来自压缩机的空气管道可以与歧管流体连通，其中，该歧管还包括多个径向延伸的通道，每个通道都在一个支柱内沿着该支柱的至少一部分径向长度径向地延伸。因而，仅需要单个管道从压缩机穿过发动机以供给公共的歧管或供应轨，该共同的歧管或供应轨继而将压缩空气传送到位于每个支柱内或附近的多个通道。
该歧管可以是任何合适的形状，但是为了使尺寸和重量最小化，该歧管可以是与所述至少一个压缩机的旋转轴线同心并靠近所述内壳体部分定位的圆形歧管。然后，所述支柱内的每个通道都可以有利地从该歧管径向向外延伸。将歧管靠近TEC的所述内部分定位意味着它具有小直径、较小的圆周，并因而具有更轻的重量。这减少了该冷却装置向发动机设计增加的额外重量。
空气可以在通过发动机的各种路径中传送到歧管。然而，所述空气管道可以通过所述径向延伸的支柱中的一个支柱而与圆形歧管流体连通。这些支柱是中空的，因而提供了方便的路径，空气供应管道/导管可以通过该路径连接到歧管。
每个支柱内的通道都可以具有各种不同的截面。然而，该通道可以有利地为简单管子的形式，该管子从歧管沿着每个支柱全程地或部分地延伸。这使得该布置的复杂性最小化。
每个通道/管子都设置有多个孔，这些孔允许该通道内部的压缩空气从该通道中流出并进入该通道所在的中空支柱中。
在发动机的运行中，支柱的前边缘和后边缘升高到最高温度，因此这些孔被布置成将压缩空气从该通道朝向支柱的与支柱的前边缘对应的内表面喷射。类似地，这些孔还被设置成将压缩空气从该通道朝向支柱的与支柱的后边缘对应的内表面喷射。因而，能够在前边缘和后边缘上有效地冷却该支柱。
对于给定的发动机设计和横跨支柱的预期热量分布，这些孔可以以任何合适的形式布置。在前边缘比后边缘热的一种布置中，这些孔可以在支柱的前边缘上布置成两排，而在支柱的后边缘上布置成一排。这些孔也可以布置成将更大比例的空气引导到轮廓的吸气侧处的前边缘，从而进一步增强冷却。
可以基于所期望的冷却特性来确定每个管子在相应支柱内的位置。有利地，所述通道或管子可以在支柱内居中定位(沿着发动机的轴线测量)，以均匀地实现对前边缘和后边缘二者的冷却。这也简化了设计。
被释放到每个支柱中的空气可以通过例如该支柱中的孔口释放到大气中，有利地，可以在每个支柱的根部处提供流动路径，从而允许冷却空气从每个支柱中逸出并从该支柱径向向内穿过。该路径可以允许冷却空气在被释放到大气之前进入尾锥中。
这些孔可以有利地布置成以在0.8马赫至1.0马赫之间的速度范围喷射压缩空气。此外，这些孔可以布置成朝向前边缘(LE)内侧位置喷射压缩空气，在该前边缘(LE)内侧位置处，热空气在外侧上撞击叶片的LE。应认识到的是，所期望的喷射速度是通过以下方式实现的：选择压缩机压力空气(即，从发动机中获取的空气)以及确定在将空气输送到歧管的导管中的压力损失的组合；和孔尺寸。
从另一方面来看，提供了一种涡扇发动机，其包括如本文所述的涡轮排气壳体(TEC)冷却装置。
从另一方面来看，提供了一种燃气涡轮发动机，其包括至少一个压缩机和涡轮排气壳体，该发动机包括在所述至少一个压缩机和所述排气涡轮壳体之间的流动路径，以将压缩空气流提供到所述涡轮排气壳体。
从又一方面来看，提供了一种冷却用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体的方法，所述发动机包括至少一个压缩机，所述涡轮排气壳体包括内壳体部分和外壳体部分、以及将该内部分和外部分连接的多个径向延伸的中空支柱，所述方法包括：将来自所述至少一个压缩机的压缩空气选择性地传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内。
该冷却装置可以例如响应于涡轮排气壳体的温度指示或测量值(上温度阈值)而自动运行。
对该冷却的控制可以通过可控阀来实现，该可控阀能够调节正被释放到该冷却装置中的空气的量。例如，可以使用反馈控制系统，在该反馈控制系中，连续地监测TEC的温度，并通过激活和停用(和缓和)冷却空气流来连续地控制TEC的温度，以使其处于可接受的运行温度范围内。
环境温度条件也可以被馈送到控制器中。
从又一方面来看，提供了一种涡扇燃气涡轮发动机，其包括：前段，该前段包含风扇装置；中段，该中段包含至少一个压缩机；以及后段，该后段包含燃烧室、至少一个排气涡轮以及涡轮排气壳体，所述涡轮排气壳体还包括内壳体部分和外壳体部分、以及将该内部分和外部分连接的多个径向延伸的支柱，其中，每个支柱还包括内部径向延伸通道，所述内部径向延伸通道沿着着所述每个支柱的径向长度的至少一部分，其中，所述通道与所述压缩机中的一个压缩机流体连通，并且被布置成从所述压缩机接收压缩空气并将所述压缩空气释放到所述支柱内的内部空间中。
附图说明
现在将参考附图仅以示例的方式来描述本发明的各个方面，其中：
图1示出了可以在其中包含本发明的齿轮传动式涡扇发动机的示意性截面图；
图2示出了涡轮排气壳体；
图3示出了连接压缩机和该TEC的空气管道；
图4示出了支柱和中心歧管；
图5示出中心歧管以及径向延伸的管子或喷洒杆；
图6示出了支柱和喷洒杆；并且
图7示意性地示出了空气如何流过支柱。
尽管本发明易于存在各种改型和替代形式，但在附图中通过示例的方式示出了具体实施例，并且在本文中对其进行了详细描述。然而，应当理解，附图和所附的详细描述并非旨在将本发明限于所公开的特定形式，而是，本发明应涵盖落入所要求保护的本发明的精神和范围内的所有改型、等效形式和替代形式。
应认识到的是，本文所述的本发明的各个方面的特征能够以任何合适的组合方便地且可互换地使用。还应认识到的是，本发明不仅涵盖各个实施例，而且也涵盖所述实施例的组合。
具体实施方式
图1示出了燃气涡轮发动机1的截面图，该燃气涡轮发动机1包括下文详细描述的根据本发明的涡轮排气壳体(TEC)冷却装置。
本领域技术人员将会理解燃气涡轮发动机的主要部件及它们的操作。概括地说，发动机1包括空气入口2，该空气入口2允许空气流入到发动机中并到达位于发动机的上游端处的风扇3。所有这些部件都容纳在发动机机舱4中。
该发动机包括在风扇下游的旁通通道和包含推力产生燃烧器的中心发动机核心。该发动机核心由第一低压压缩机5和第二高压压缩机6形成。这种多级压缩机布局使得空气从环境压力和温度变成高温和高压。然后，压缩空气被传送到燃烧室7，在该燃烧室7中，燃料被喷射并且发生燃烧。
燃烧气体从燃烧室7的后部被排出，并且首先撞击在高压涡轮9上，然后撞击在第二低压涡轮10上，之后通过核心喷嘴11离开发动机的后部。来自发动机的推力由两种气流产生：来自风扇喷嘴8(从风扇接收推力)的第一气流；和来自核心喷嘴11的排气的第二气流。
本发明涉及位于发动机1的尾部处的涡轮排气壳体(TEC)12。
图2单独示出了涡轮排气壳体。该TEC包括外圆周壳体部分13和内圆周壳体部分14。该内部分和外部分被布置成与图1中所示的发动机的旋转轴线同心。中心毂15为轴承提供支撑，这些轴承承载沿着发动机的轴线延伸的旋转轴。支柱16被布置在所述内部分和外部分之间，并且围绕该TEC等距地间隔开，并从所述内部分径向延伸到外部分。所述内部分和外部分之间的空间17限定排气路径，来自所述涡轮的排气能够通过该排气路径离开发动机。如图所示，这些支柱还具有空气动力学轮廓，以在向后方向上引导排气，从而使沿着发动机轴线的推力最大化。
应认识到的是，离开涡轮的排气非常热，例如超过650摄氏度。热的排气穿过环形通路17，并在穿过环形通路17的过程中撞击在支柱16上并加热这些支柱。
在长途滑行至起飞跑道期间和/或在环境温度高的日子里，支柱的温度可能会变得非常高，并可能导致材料降解。按常规，这通过选择材料来缓解，以适应这些高的运行温度。
然而，根据本发明，所述支柱中的每一个都设置有现在要描述的冷却装置。
图3示出了图1中所示的发动机的核心的视图，并且示出了压缩空气供应管道18。管道18被布置成提供通路，以将来自压缩机19的预定级的压缩空气传送到涡轮排气壳体12。该管道是简单的管子，其允许压缩气体流动。管道18可以有利地设置有控制阀20，该控制阀20允许选择性地打开和切断气流。因而，所述冷却装置能够响应于壳体12的温度和/或通过飞行员的操作而被选择性地操作。
图4示出了该TEC的近景视图，带有被布置在该TEC内的冷却装置的叠加图。
如图4中所示，支柱16包括位于该支柱内的内部通道(也称为管子或喷洒杆)21。为了减轻重量，每个支柱都是中空的，它提供了冷却通道21能够位于其中的空间。图4还示出了居中定位的空气流歧管22。每个冷却通道21都与下文所述的歧管22流体连通。
该歧管可以靠近外壳体部分13，而空气通道向内延伸。然而，将该歧管布置成靠近内壳体部分14会减小其圆周，并因而减轻其重量。因此，如图4中所示，该歧管靠近该TEC的内部分14居中定位。
图5单独示出了该歧管和径向延伸的空气通道或管子。
如图5中所示，该冷却装置包括中心歧管22以及与该歧管流体连通的多个径向延伸的通道21。每个通道的位置都对应于所述支柱中的一个支柱的角位置。因而，每个支柱都容纳一个通道21。
压缩空气从所述压缩机(经由管道18)通过供应导管23供应到该歧管。供应导管23将空气管道18连接到歧管22，并被布置成在中空支柱中的一个中空支柱内的空气供应通道21旁边穿过同一支柱。因而，在运行中，压缩空气能够被供应到该歧管，继而被供应到中空支柱内的每个径向延伸的通道21。
图6示出了单个支柱16和位于该支柱中的中空空间内的通道21。
支柱16包括前边缘24和后边缘25。应认识到的是，前边缘24在发动机运行期间面向排气流，并且相反地，后边缘25面向发动机的尾部或后部方向。
通道21居中定位在前边缘和后边缘之间，使得L1＝L2。因而，通道21在该支柱的与前边缘相对的内表面和该支柱的与后边缘相对的内表面之间被等距地间隔开。通过将该通道居中定位，允许冷却空气被均匀地引导到该中空支柱内的前边缘表面和后边缘表面。
孔的分布允许对每个支柱进行均匀冷却。对于特定的发动机设计，可能存在容易比其它区域温度更高的区域，因此，可以优化孔的分布，以将冷却空气引导到经历更高温度的区或部位。
图7示出了从所述歧管(未示出)径向向外延伸的圆柱形管子形式的通道21。该管子包括多个孔26(参见图6)，这些孔26贯穿管子21的面向支柱的前边缘内表面的壁被钻出。类似地，该管子包括面向支柱的后边缘内表面的多个孔27。
这些孔是贯穿所述管子的壁的钻孔，并且提供了通路，所述管子内的压缩空气能够通过该通路被喷射或释放到支柱的中空本体中。
因而，应认识到的是，在运行中，压缩空气从压缩机通过管道18、通过供应导管23被传送到歧管22。然后，该压缩空气径向穿过每个通道21，然后被喷射或释放到每个支柱的中空本体中。这些孔的对准或分布将高压压缩空气引向支柱的前和后边缘(前边缘和后边缘)，即，引向支柱的与前边缘和后边缘相对的内表面。
因而，通过提供从压缩机到支柱内部的流动路径，能够在内部实现支柱的冷却。这继而控制了支柱的温度，并确保支柱不会超过预定温度阈值而过热。结果是，能够使用具有较低温度特性(较低熔融温度)的材料，从而降低成本和/或增加发动机的运行温度范围。
图7示出了支柱16内的气流。从压缩机接收的压缩空气被传送到歧管22，并沿着通道21(也称为管子或“喷洒杆”)径向向外流动，如箭头所示。然后，空气通过在该通道的分别面向前边缘和后边缘的侧面上的多个孔26、27穿出通道21。
该压缩空气可以例如从“中间级”压缩机获取。如果需要更高的压力，则可以将更高级压缩机(higher stage compressor)用作空气源。然而，来自该更高级压缩机的空气将具有更高温度，因而不会提供相同的冷却效果。如果较低的压力供应适合于给定的发动机，则空气在压缩机的较低级处被抽流(bled)，以确保对所述喷洒杆供应最低空气温度。
通常，叶片和尾锥中在地面怠速时的压力约处于环境温度下。有利地，所述喷洒杆内部的压力可以是该压力的两倍，即2巴，以便在所述喷洒杆的孔中实现声波注入，这对于冷却来说是优选的。如果选择从较低级压缩机中抽流和/或如果管系统的压降大(即，细管子穿过叶片到达内歧管)，则所述喷洒杆中的压力可能较低。温度可以约为(T25+T3)/2(加上来自发动机内部的一些热量)，这使得空气以尽可能接近音速的速度(即1.0马赫)从这些孔中排出。
质量流量与速度及面积成正比。撞击(冷却空气)与速度的平方乘以质量流量成正比，即，速度增大2倍，则冷却增大23＝8倍。有利地，该喷洒杆中的通过其排出空气的所述孔要尽可能地小，以维持最高的可能速度。有利地将该速度选择为等于或接近1.0马赫。这假定有足够的压力来供给这些排出孔(如上所述)。
本文所述的冷却系统的最有效使用是在滑行条件下，当最高温度发生时。在怠速期间，涡轮中的流动对于航空设计而言不是最佳的。于是，这些孔应被定位成使空气在热气流冲击前边缘的位置处在内侧上撞击或冲击叶片。因而，能够使用该孔在滑行期间的最大热量的位置处冷却叶片。
因而，被压缩的冷空气冷却了中空支柱的与前边缘和后边缘相对的内表面，从而降低了它们的温度。在一个示例中，压缩空气然后经由气体离开路径29通过尾锥28被从发动机中传送出去。
本发明的优点在于，通过本文所述的冷却装置，能够将诸如Inconel718之类的较便宜材料用于TEC设计，以代替诸如Hayes 282之类的较昂贵材料。
本发明的另一优点是它在提供用于涡轮排气壳体的冷却装置方面的简单性。有利地，除了增加管道以提供从压缩机到TEC的支柱的流动路径之外，几乎不需要对发动机增加额外的部件。此外，该布局能够被有利地改装到现有的发动机设计。
应认识到的是，由于现有发动机中的叶片的常规中空自然特性，本文所述的喷洒杆冷却系统可以通过提供用于接收压缩空气的合适的导管和在叶片中提供多个孔以及空气输送管子而方便地改装到航空发动机。有利地，本发明因而扩展到一种将如本文所述的冷却装置改装到燃气涡轮发动机的TEC的方法。
应认识到的是，术语“支柱”和“叶片”在本文中可以互换使用。

Claims (18)

1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体冷却装置，所述发动机包括至少一个压缩机，所述涡轮排气壳体包括内壳体部分和外壳体部分、以及将所述内壳体部分和所述外壳体部分连接的多个径向延伸的中空支柱，所述装置还包括空气管道，所述空气管道被布置成将来自所述至少一个压缩机的压缩空气传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内，其中，所述空气管道与歧管流体连通，所述歧管还包括多个径向延伸的通道，每个通道在每个中空支柱内沿着该中空支柱的径向长度的至少一部分径向延伸，其中，所述歧管是与所述至少一个压缩机的旋转轴线同心并靠近所述内壳体部分定位的圆形歧管，并且其中所述通道从所述歧管径向向外延伸，并且其中，每个径向延伸的通道都包括多个孔，从而允许所述通道内的压缩空气流入内部设有所述通道的所述中空支柱中，其中，所述多个孔被布置成将压缩空气从所述通道朝向所述中空支柱的、与所述中空支柱的前边缘和所述中空支柱的后边缘二者中的至少一个相对应的内表面喷射，其中，响应于所述涡轮排气壳体的预定温度阈值，压缩空气被选择性地传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内。
2.根据权利要求1所述的装置，其中，所述空气管道通过所述多个径向延伸的中空支柱中的一个中空支柱与所述圆形歧管流体连通。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其中，每个径向延伸的通道都是从所述歧管沿着每个中空支柱全程地或部分地延伸的管子的形式。
4.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述多个孔被布置成以0.8至1.0马赫之间的速度喷射压缩空气。
5.根据权利要求4所述的装置，其中，所述多个孔被布置成将压缩空气朝向前边缘内侧位置喷射，在所述前边缘内侧位置处，热空气在外侧上撞击所述前边缘。
6.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述多个孔在所述中空支柱的前边缘上布置成两排，而在所述中空支柱的所述后边缘上布置成一排。
7.根据权利要求3所述的装置，其中，所述通道/管子在所述前边缘和所述后边缘之间居中定位在所述中空支柱内。
8.根据权利要求3所述的装置，其中，所述多个孔沿着所述通道/管子的从所述歧管测量的径向长度均匀地分布。
9.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述多个孔被布置成将更大比例的空气引导至轮廓的吸气侧处的前边缘。
10.根据权利要求1或2所述的装置，其中，所述中空支柱与所述发动机的排气路径流体连通，以将每个所述中空支柱内的空气释放到所述排气路径。
11.根据权利要求10所述的装置，其中，所述中空支柱与所述发动机的尾椎流体连通。
12.一种涡扇发动机，其包括根据任一前述权利要求所述的涡轮排气壳体冷却装置。
13.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括至少一个压缩机、以及涡轮排气壳体，所述发动机包括在所述至少一个压缩机和所述涡轮排气壳体之间的流动路径，以将压缩空气流提供到所述涡轮排气壳体，其中，所述壳体包括内壳体部分、外壳体部分以及将所述内壳体部分和所述外壳体部分连接的多个径向延伸的中空支柱，所述发动机还包括空气管道，其中，在使用中，所述中空支柱暴露于来自所述燃气涡轮的排气流，并且其中，所述流动路径被布置成将压缩空气传送到所述多个径向延伸的中空支柱中的每一个中空支柱的中空内部中，其中，所述空气管道与歧管流体连通，所述歧管还包括多个径向延伸的通道，每个通道在每个中空支柱内沿着该中空支柱的径向长度的至少一部分径向延伸，其中，所述歧管是与所述至少一个压缩机的旋转轴线同心并靠近所述内壳体部分定位的圆形歧管，并且其中，所述通道从所述歧管径向向外延伸，并且其中，每个径向延伸的通道都包括多个孔，从而允许所述通道内的压缩空气流入内部设有所述通道的所述中空支柱中，其中，所述多个孔被布置成将压缩空气从所述通道朝向所述中空支柱的、与所述中空支柱的前边缘和所述中空支柱的后边缘二者中的至少一个相对应的内表面喷射，其中，响应于所述涡轮排气壳体的预定温度阈值，压缩空气被选择性地传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内。
14.一种冷却用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体的方法，所述发动机包括至少一个压缩机，所述涡轮排气壳体包括内壳体部分和外壳体部分、以及将所述内壳体部分和所述外壳体部分连接的径向延伸的多个中空支柱，所述发动机还包括空气管道，所述方法包括：将来自所述至少一个压缩机的压缩空气选择性地传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内，其中，所述空气管道与歧管流体连通，所述歧管还包括多个径向延伸的通道，每个通道在每个中空支柱内沿着该中空支柱的径向长度的至少一部分径向延伸，其中，所述歧管是与所述至少一个压缩机的旋转轴线同心并靠近所述内壳体部分定位的圆形歧管，并且其中，所述通道从所述歧管径向向外延伸，并且其中，每个径向延伸的通道都包括多个孔，从而允许所述通道内的压缩空气流入内部设有所述通道的所述中空支柱中，其中，所述多个孔被布置成将压缩空气从所述通道朝向所述中空支柱的、与所述中空支柱的前边缘和所述中空支柱的后边缘二者中的至少一个相对应的内表面喷射，其中，响应于所述涡轮排气壳体的预定温度阈值，压缩空气被选择性地传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内。
15.根据权利要求14所述的方法，其中，通过位于压缩机与所述至少一个中空支柱之间的气体流动路径中的控制阀将所述压缩空气选择性地传送到所述中空支柱中的所述至少一个中空支柱内。
16.根据权利要求14或15所述的方法，其中，通过靠近所述壳体的所述内壳体部分的圆形歧管以及多个径向延伸的通道将所述压缩空气传送到所述多个中空支柱，每个通道都延伸到所述涡轮排气壳体的一个中空支柱中。
17.一种燃气涡轮发动机，其被配置成根据权利要求14至16中的任一项所述的方法而运行。
18.一种涡扇燃气涡轮发动机，所述涡扇燃气涡轮发动机包括：前段，所述前段包含风扇装置；中段，所述中段包含至少一个压缩机；以及后段，所述后段包含燃烧室、至少一个排气涡轮、以及涡轮排气壳体，所述涡轮排气壳体还包括内壳体部分和外壳体部分、以及将所述内壳体部分和所述外壳体部分连接的多个径向延伸的中空支柱，所述发动机还包括空气管道，其中，在每个中空支柱内部还包括沿着每个中空支柱的径向长度的至少一部分的径向延伸的通道，其中，所述通道与所述压缩机中的一个压缩机流体连通，并且被布置成从所述压缩机接收压缩空气并将所述压缩空气释放到所述中空支柱内的内部空间中，其中，所述空气管道与歧管流体连通，所述歧管还包括多个所述径向延伸的通道，每个通道在每个中空支柱内沿着该中空支柱的径向长度的至少一部分径向延伸，其中，所述歧管是与所述至少一个压缩机的旋转轴线同心并靠近所述内壳体部分定位的圆形歧管，并且其中，所述通道从所述歧管径向向外延伸，并且其中，每个径向延伸的通道都包括多个孔，从而允许所述通道内的压缩空气流入内部设有所述通道的所述中空支柱中，其中，所述多个孔被布置成将压缩空气从所述通道朝向所述中空支柱的、与所述中空支柱的前边缘和所述中空支柱的后边缘二者中的至少一个相对应的内表面喷射，其中，响应于所述涡轮排气壳体的预定温度阈值，压缩空气被选择性地传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内。
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