CN111315964A - 用于外壳体护罩的凹窝 - 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)，其中，所述壳体的内表面的、排气在其上流动的部分设置有延伸到所述表面中的凹部。所述凹部被定位成紧邻在所述壳体的外护罩和内轮毂之间延伸的支柱的前边缘。

Description

用于外壳体护罩的凹窝
技术领域
本发明涉及一种改进的用于燃气涡轮发动机的护罩壳体。
背景技术
诸如涡轮排气壳体(TEC)的燃气涡轮部件在运行期间经受极端的温差。例如，在运行期间，TEC可能会从周围温度条件升高到超过600摄氏度的温度。当气流可能低并且周围空气温度高时，飞行器发动机在滑行到跑道或从跑道滑行期间特别容易出现高温。这些温差可能在发动机部件(例如护罩壳体)中产生热感应应力。随着时间的流逝，载荷的周期性影响使问题变得更复杂，这可能大大缩短疲劳寿命。
为了应对这些状况，必须将诸如TEC之类的部件设计成适应高温和高应力。航空发动机设计人员特别关注的是TEC的这些部分，其中径向支柱(将外护罩连接到内轮毂)在任一端机械地连接到护罩和轮毂。支柱与护罩和轮毂的连接必须精心地设计，以适应周期性载荷和温度，同时还要优化TEC的空气动力学性能。TEC被设计成使得这些支柱具有空气动力学轮廓，其用于控制离开燃烧室的排气，而不抑制排气流动。
本发明人已经为TEC设计建立了一种新型且违反直觉的方案，特别是一种减小支柱和护罩之间的接口处的应力并延长疲劳寿命的布置结构。由此，这允许材料优化，其最终允许减轻TEC(或类似的壳体部件)的重量和发动机总重量。
尽管本发明主要涉及涡轮机排气壳体，但应认识到，这种布置结构可以同样应用于燃气涡轮发动机、发电机或压缩机中的其它静态壳体部件。
本领域的读者将熟悉燃气涡轮发动机的操作和构造。然而，为了总结该操作，典型的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。在将压缩气体被送入燃烧室中之前，这一对压缩机以两级的方式压缩进入发动机的进气口的空气，燃料被引入到燃烧室中并与所述压缩空气一起燃烧。离开燃烧室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(这使涡轮风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)离开涡轮的后部。燃气涡轮发动机的操作是本领域技术人员众所周知的，他们还应熟悉常规TEC的布置，常规TEC包括内周壳体部分(轮毂部分)和外周壳体部分(护罩部分)。
多个径向延伸的支柱在内轮毂和外护罩之间延伸，并在这两个部分之间提供结构支撑。这些支柱在径向内端(从发动机的中心旋转轴线测量)处机械地联接到轮毂，并在径向外端(也是从发动机的中心旋转轴线测量)处机械地联接到护罩。
本文中描述的发明涉及这些支柱的设计，此外还涉及它们如何联接到轮毂和护罩。
发明内容
在所附权利要求书中阐述了本发明的各个方面。
根据第一方面，提供了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体，该涡轮排气壳体包括大致圆柱形的外护罩和大致圆柱形的内轮毂、以及在所述护罩和轮毂之间径向地延伸的多个支柱，每个支柱都在第一端处与所述护罩相交并在相反端处与所述轮毂相交，其中，所述轮毂的外表面和所述护罩的相对的内表面限定通道，气体可以穿过该通道，并且其中，该通道的表面的在该通道和支柱的相交点处的部分相对于所述通道的围绕该相交点的表面凹进。
因而，根据本文中所述的发明，以违反直觉的方式改动流动通道的内表面。具体地，该流动通道的通常不间断的内表面在与支柱或叶片的前边缘或后边缘相邻的预定区域中设置有径向向内延伸或径向向外延伸的凹部或“凹窝”。限定该凹部的另一种方式是在通道表面中形成平滑的凹入区域。
这些凹入区域可以相对于相应的支柱或叶片位于如下四个位置：
在叶片或支柱的前边缘(LE)或后边缘(TE)处径向向内延伸到所述轮毂中；或者
在叶片或支柱的前边缘或后边缘处径向向外延伸到所述护罩中。
这些凹入区域或凹部可以在支柱和护罩的相交点处径向向外延伸，并在支柱和轮毂的相交点处径向向内延伸。
有利地，这些凹部可以是延伸到通道的表面(即轮毂或护罩)中的大致凹入的凹部的形式，并且包括连续且平滑的表面。具体地，这些凹部可以构造成与所述通道的围绕该凹部的区域具有基本平滑的相交点。这有利地使任何空气动力学破坏最小化，并在所述通道的表面和凹部上维持空气的层流(laminar flow)。
常规上，已经小心地避免了对空气通道的内表面的任何干扰。然而，目前描述的在支柱或叶片的前边缘和/或后边缘处对所述通道的轮廓的改变减小了发动机运行期间在该支柱或叶片内引起的应力。由于不需要承受更高的载荷，因此这可以使支柱更小且更轻。鉴于在TEC中存在多个这样的支柱，所以这能够对发动机中的重量减轻有重大贡献。
如上所述，为了最小化所述通道中的凹部的任何有害影响，该凹部被布置成与所述通道的表面平滑且连续地融合。这防止了分层(delamination)并且优化了本发明的有利效果。
具体地，该凹部的外周与所述通道的周围表面相交，成为连续且平滑的表面。因而，该支柱与所述护罩和轮毂相交，其中，平滑半径(R)在支柱的外表面与所述护罩和轮毂的大致圆柱形内表面之间延伸，并且该支柱还与相应凹部的所述连续且平滑的表面相交。
发明人已经确定，以下特性允许支柱和壳体轮廓的最佳布置：
-该支柱与所述通道的法向表面之间的曲率半径为RF，
-该支柱具有垂直于其长度测量的最大宽度SW，
-该支柱具有在其前边缘与该支柱的最大厚度(SW)的点之间的长度SA；并且
其中，每个凹部的外周都位于由以下距离限定的区域内：
(a)在上游或下游方向上远离所述支柱地测量的、离该支柱的前边缘的距离2xSA；和
(b)从在支柱的前边缘和后边缘之间穿过该支柱的中心线垂直地测量的距离(SW+RF)/2。
发明人已经确定，在该边界内设置凹部允许通过将使用时在该支柱中引起的应力最小化来优化该支柱的强度。
应明白，当本发明被应用于支柱的前边缘时，该凹部远离在穿过所述壳体的气流方向上测量的支柱前边缘地沿着所述通道的内表面的上游部分延伸。
相反，当本发明被应用于支柱的后边缘时，该凹部远离在穿过所述壳体的气流方向上测量的支柱后边缘地沿着所述通道的内表面的下游部分延伸。
这些凹部可以有利地应用于轮毂/护罩以及前边缘和后边缘这四个位置中的每一个或其子集。此外，取决于具体的发动机设计，所有支柱或其子集设置有紧邻其前边缘或后边缘的凹部。因而，本发明能够选择性地应用于支柱，以优化给定的发动机。因而，本发明的一方面扩展至具有不均匀支柱的发动机，即，包括凹部的支柱子集以及不包括凹部的第二子集。
围绕所述通道的护罩的一部分也可以设有改型的轮廓。具体地，护罩外表面的与内护罩表面上的该凹部的位置对准的部分可以在与该凹部的区域相对应的区域上设有增加的护罩壁厚度。实际上，护罩的外表面可以在外表面上具有凸起部分，该凸起部分与形成在内表面上的该凹部成镜像。因而，能够在受益于内表面上的该凹部的优点的同时维持护罩的壁厚度。所述增加的护罩壁厚度可以是形状大致对应于护罩的内表面上的该凹入凹部的、大致凸起的部分的形式。
发明人也已经确定了下列关系在允许实现将本发明的优点应用于所述通道的内表面的同时维持护罩的强度。
具体地，当
t＝不具有改型的凹部时的护罩壳体厚度；
d＝护罩的从该凹部的最深部分到该加强部分或衬垫的最突出部分测量的厚度；
e＝该凹部的从内表面测量的深度；并且
r＝该凹部与支柱的前边缘相交处的曲率圆角(fillet)的半径；
则应满足以下关系：
d>＝t
t>e>0
r>＝所述支柱和所述护罩/轮毂之间的正常圆角半径。
在一个实施例中，护罩的厚度相对于未改型的护罩厚度的增加量(图6中的附图标记c)可以在3至5mm之间。有利地，这可以是4mm。类似地，护罩的内表面上的该凹部的深度的变化量(图6中的附图标记e)可以在1mm至1.6mm之间。有利地，这可以是1.3mm。
从另一方面来看，提供了一种涡轮排气壳体，该涡轮排气壳体包括内轮毂部分和外护罩部分、以及在所述轮毂部分和护罩部分之间径向延伸的多个支柱，每个支柱都具有被布置成在使用时面向气流的上游方向的前边缘以及被布置成在使用时面向气流的下游方向的后边缘，其中，该护罩的与支柱的前边缘紧邻的内表面设置有延伸到护罩内表面中的凹部；并且该护罩的外表面在护罩外表面上的与内表面上的该凹部相对应的位置处设置有加强件。
从又一方面来看，提供了一种形成用于燃气涡轮发动机的排气壳体的方法，该壳体包括大致圆柱形的外护罩和大致圆柱形的内轮毂，以及在所述护罩和轮毂之间径向地延伸的多个支柱，每个支柱都在第一端处与所述护罩相交并在相反端处与所述轮毂相交，其中，所述轮毂的外表面和所述护罩的相对的内表面限定通道，气体可以穿过该通道，所述方法包括以下步骤：在所述通道的内表面的位于所述通道和支柱的相交点处的部分中形成凹部，其中，该凹部相对于所述通道的围绕该相交点的表面径向向内或径向向外延伸到所述通道的表面中。
如本文中关于设备所述的，应认识到，所述凹部可以有利地是延伸到所述通道的表面中并且包括连续且平滑的表面的、大致凹入的凹部的形式。
如本文中所述地修改所述通道的内表面(并且可选地修改所述护罩的外表面)允许进一步优化发动机设计。在支柱的尺寸和重量方面的任何节省都能够在发动机的使用寿命期间对发动机的整体效率有重大影响。本发明还通过减轻重量和减少材料的使用来提供改进的燃料效率。
附图说明
现在将参考附图，仅作为示例来描述本发明的各个方面，其中：
图1示出了排气壳体的后视图；
图2示出了支柱7的侧视图；
图3是护罩的截面图，其中示出了前边缘和后边缘；
图4是径向向内观察的护罩的外表面的平面图；
图5是沿着图4中的截面A-A’的截面图；
图6是支柱的前边缘的附加截面图；
图7示出了前边缘(R1和R2)上和后边缘(R3和R4)上的凹部的相应位置；
图8示出了其中根据本发明形成凹部的区域的边界；并且
图9和图10示出了分别包含加强件和凹部的护罩和轮毂的视图。
尽管本发明易于存在各种修改和替代形式，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，所附的附图和详细描述并非旨在将本发明限制于所公开的特定形式，而是，本发明将覆盖落入所要求保护的本发明的精神和范围内的所有修改、等效形式和替代形式。应认识到，本文中描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，本发明不仅涵盖各个实施例，而且还涵盖本文中已经讨论过的实施例的组合。
具体实施方式
图1示出了适合在燃气涡轮发动机中使用的排气壳体1的后视图。这种部件对于燃气涡轮发动机领域的技术人员而言是众所周知的。
壳体1由外环或护罩2以及与护罩2同心的径向向内定位的轮毂3形成。该护罩和轮毂都与居中定位且可旋转的轴(未示出)同心，该轴沿着发动机的长度方向延伸且位于轮毂3内的中心空间4中。轮毂3对轴承以及支撑所述轴并允许所述轴旋转的其它设备进行定位。
护罩2设置有多个凸耳5，这些凸耳5提供了将发动机连接到飞行器的机身的结构联接器。
所述护罩和轮毂之间的径向空间限定了环形通道6，气体(在排气壳体的情况下为排气)可以通过该环形通道6。多个支柱或叶片7(下面将更详细描述)在所述护罩和轮毂之间延伸。
支柱或叶片7用于多种目的。
首先，这些支柱提供了将所述护罩和轮毂连接在一起并将所述护罩与轮毂(其本身支撑发动机的旋转轴)刚性地间隔开的机械联接器。这为发动机提供了后端支撑和联接器。
其次，每个支柱或叶片7均具有空气动力学轮廓，以使离开燃烧室的回旋空气(swirling air)朝向轴向出口方向转向，即，将排气引导出发动机的后部。这将在下文中更详细地描述。
每个支柱7具有前边缘和后边缘，该前边缘是排气首先撞击在其上的上游边缘，该后边缘是前边缘下游的边缘。
本文中描述的发明涉及在壳体的多个部分处对该壳体的变型，在这些部分处，支柱在一端与所述护罩相遇(或相交)，并在另一端与所述轮毂相遇(或相交)。更具体地，该壳体被改型为包括在支柱与所述轮毂或护罩相遇的点处附近的凹部或凹陷部(depressions)。
图2示出了其中一个支柱7的侧视图。每个支柱7都具有在发动机的向前方向上的前边缘9和在发动机的向后方向上的后边缘10。如图2中所示，支柱7的径向内端11联接到轮毂3，并且在支柱7的相反端处，该支柱的径向外端12联接到护罩2。本文中公开的发明涉及所述壳体的内表面的如下部分(在图2中以附图标记13示出)：该支柱的前边缘或后边缘与所述通道的内表面14在这些部分处相交。
图3是支柱的截面图，其中示出了前边缘9和后边缘10。也示出了被形成到通道表面14中的凹部或凹陷部8。在图3中所示的示例中，仅在前边缘处示出了凹陷部。然而，该凹陷部可以位于前边缘、后边缘或二者处。
图4是径向向内观察的护罩的外表面的平面图。图4示出了将参考图5描述的加强部分16。
图5是沿图4中的截面A-A’的截面图。图5示出了支柱7与护罩2相交的点、以及将凹部或凹陷部8集成到通道表面14的表面几何形状中的方式。
如图5中所示，该护罩的正常几何形状由护罩的内表面上的虚线8’以及外表面上的虚线16’示出。
附图标记8示出了径向向外延伸并延伸到通道表面中的该凹部。凹部8限定了从附图标记A处的上游通道壁延伸到附图标记B处的该支柱的前边缘9的平滑不间断表面。
提供了能够被细分为三个区域L1、L2和L3的平滑且连续的轮廓。
区域L1代表支柱的前边缘的笔直部分；
区域L2代表支柱与凹部的相交点处的凹部或凹窝(divot)的平滑曲率；并且
区域L3代表该凹部的、在附图标记A处与上游通道内表面相交的上游部分。
这三个区域中的每一个都与下一个区域平滑地相交，从而提供了连续平滑的表面，该表面离开通道内表面并且正好在该支柱和护罩内表面的相交点之前以曲线的形式径向向外延伸到护罩的厚度中。实际上，在支柱与护罩相交的点处，材料被从支柱的根部移除。
如图4和图5中所示，该护罩可以可选地设有外加强部分或衬垫16，该外加强部分或衬垫16在与位于护罩的相反的内表面上的所述凹部相对应的部分处有效地加厚了该护罩。
图6是包含凹部或凹陷部的支柱的前边缘的附加截面图。图6的扩大部分示出了根据本文中所述的改进型护罩布置结构的、在护罩的厚度内的关系。
支柱和护罩的相交点处的护罩厚度根据下列参数来布置，其中：
t＝不具有改型的凹部时的护罩壳体厚度；
d＝护罩的从该凹部的最深部分到该加强部分或衬垫的最突出部分测量的厚度；
e＝该凹部的从内表面测量的深度；并且
r＝该凹部与支柱的前边缘相交处的曲率圆角的半径；
应用下列关系：
d>＝t
t>e>0
r>＝支柱与护罩/轮毂之间的正常圆角半径。
图7示出了前边缘(R1和R2)上和后边缘(R3和R4)上的凹部的相应位置。可选地，所述衬垫的加强部分可以在对应于R1和R4的位置处被加到该护罩的外表面上。
现在将参考图8来描述该凹部或凹陷部的位置，图8是该支柱的在支柱与护罩或轮毂的相交点附近的部分的截面图。
如本文中所述，该凹部或凹陷部在直接处于前边缘上游或直接处于后边缘下游的区域中采取所述通道的表面轮廓的变化的形式。
在支柱的前边缘处的凹部的情况下，该凹部由以下两部分形成：(a)与支柱的径向延伸的前边缘相交的平滑圆角或半径；和(b)从该圆角或半径延伸并与该半径上游的所述通道的内表面结合的平滑且连续的表面。
在后边缘处的凹部的情况下，该凹部是反过来的，即，存在(a)与支柱的径向延伸的后边缘相交的上游平滑圆角或半径；和(b)从该圆角或半径延伸并与该半径下游的所述通道的内表面结合的平滑且连续的表面。
在这两种情况下，该凹部都必须被包含在前边缘上游或后边缘下游的区域内。参考图8描述这种区或区域。
具体地，如图8中所示，该区域被定义如下：
该半径具有的半径为RF，
该支柱具有垂直于其长度测量的最大宽度SW，
该支柱具有在其前边缘与支柱的最大厚度(SW)的点之间的长度SA；并且
其中，每个凹部的外周都位于由以下距离限定的区域内：
(a)在上游或下游方向上远离所述支柱地测量的、离支柱的前边缘的距离2xSA；和
(b)从在支柱的前边缘和后边缘之间穿过该支柱的中心线垂直地测量的距离(SW+RF)/2。
图9和图10示出了分别包含加强件和凹部的护罩和轮毂的视图。
发明人已经确定，将凹部定位在图8中所示并且也在图10中示出的区域内提供了令人惊讶的技术效果，因为能够提高支柱的强度和疲劳寿命。出人意料的是，在本文中所述的特定位置添加凹部不仅提供了本文中讨论的优点，而且对壳体内的气流无害。惯例规定，不得由于气流的破坏而中断壳体的内表面。然而，发明人已经确定，应用本文中阐述的标准允许实现强度提高的优点，同时不会遇到气流问题。

Claims (16)

1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体，所述涡轮排气壳体包括大致圆柱形的外护罩和大致圆柱形的内轮毂、以及在所述护罩和所述轮毂之间径向延伸的多个支柱，每个支柱都在第一端处与所述护罩相交并在相反端处与所述轮毂相交，其中，所述轮毂的外表面与所述护罩的相对的内表面限定通道，气体能够穿过所述通道，并且其中，所述通道的表面的在所述通道和所述支柱的相交点处的部分相对于所述通道的围绕所述相交点的表面凹进。
2.根据权利要求1所述的壳体，其中，所述凹部在所述支柱和所述护罩的相交点处径向向外延伸，并且在所述支柱与所述轮毂的相交点处径向向内延伸。
3.根据权利要求1或权利要求2所述的壳体，其中，所述凹部是延伸到所述通道的内表面中并包括连续且平滑的表面的、大致凹入的凹部的形式。
4.根据任一前述权利要求所述的壳体，其中，所述凹部的外周与所述通道的周围表面相交，成为连续且平滑的表面。
5.根据任一前述权利要求所述的壳体，其中，所述支柱与所述护罩和轮毂相交，其中，平滑半径(R)在所述支柱的外表面与所述护罩和轮毂的大致圆柱形内表面之间延伸，并且所述支柱还与相应凹部的所述连续且平滑的表面相交。
6.根据权利要求5所述的壳体，其中，
所述半径具有半径RF，
所述支柱具有垂直于所述支柱的长度测量的最大宽度SW，
所述支柱具有在所述支柱的前边缘与所述支柱的最大厚度(SW)的点之间的长度SA；并且
其中，每个凹部的外周都位于由以下距离限定的区域内：
(a)在上游或下游方向上远离所述支柱地测量的、离所述支柱的前边缘的距离2xSA；和
(b)从在支柱的前边缘和后边缘之间穿过所述支柱的中心线垂直地测量的距离(SW+RF)/2。
7.根据任一前述权利要求所述的壳体，其中，所述凹部远离在穿过所述壳体的气流方向上测量的支柱前边缘地沿着所述通道的内表面的上游部分延伸。
8.根据任一前述权利要求所述的壳体，其中，所述凹部远离在穿过所述壳体的气流方向上测量的支柱后边缘地沿着所述通道的内表面的下游部分延伸。
9.根据任一前述权利要求所述的壳体，其中，所有支柱或所述支柱的子集设置有紧邻所述支柱的前边缘或后边缘的凹部。
10.根据任一前述权利要求所述的壳体，其中，所述护罩具有外表面，并且其中，所述护罩外表面的与护罩内表面上的所述凹部的位置对准的部分在与所述凹部的区域相对应的区域上设有增加的护罩壁厚度。
11.根据权利要求10所述的壳体，其中，所述增加的护罩壁厚度是形状大致对应于所述护罩的内表面上的凹入凹部的、大致凸起的部分的形式。
12.根据权利要求10或11所述的壳体，其中，所述凹部和所述增加的护罩壁厚度互补，使得所述护罩的壁厚度至少与所述护罩壁的其余部分的壁厚度一样厚。
13.根据权利要求10至12中的任一项所述的壳体，其中，
t＝不具有改型的凹部时的护罩壳体厚度；
d＝所述护罩的从所述凹部的最深部分到加强部分或衬垫的最突出部分测量的厚度；
e＝所述凹部的从内表面测量的深度；并且
r＝所述凹部与所述支柱的前边缘相交处的曲率圆角的半径；
并且其中：
d>＝t
t>e>0
r>＝所述支柱和所述护罩/轮毂之间的正常圆角半径。
14.一种涡轮排气壳体，所述涡轮排气壳体包括内轮毂部分和外护罩部分、以及在所述轮毂部分和所述护罩部分之间径向延伸的多个支柱，每个支柱都具有被布置成在使用时面向气流的上游方向的前边缘以及被布置成在使用时面向气流的下游方向的后边缘，其中
所述护罩的与支柱的前边缘紧邻的内表面设置有延伸到护罩内表面中的凹部；并且
所述护罩的外表面在护罩外表面上的与所述内表面上的所述凹部相对应的位置处设置有加强件。
15.一种形成用于燃气涡轮发动机的排气壳体的方法，
所述壳体包括大致圆柱形的外护罩和大致圆柱形的内轮毂、以及在所述护罩和所述轮毂之间径向延伸的多个支柱，每个支柱都在第一端处与所述护罩相交并在相反端处与所述轮毂相交，其中，所述轮毂的外表面与所述护罩的相对的内表面限定通道，气体能够穿过所述通道，
所述方法包括以下步骤：在所述通道的内表面的位于所述通道和所述支柱的相交点处的部分中形成凹部，其中，所述凹部相对于所述通道的围绕所述相交点的表面径向向内或径向向外延伸到所述通道的表面中。
16.根据权利要求15所述的方法，其中，所述凹部是延伸到所述通道的表面中并包括连续且平滑的表面的、大致凹入的凹部的形式。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114658502A (zh) * 2022-03-31 2022-06-24 中国科学院工程热物理研究所 支撑套、支撑机构及支撑套的设计方法

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11578607B2 (en) * 2020-12-15 2023-02-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil having a spline fillet
US11448097B1 (en) 2021-05-27 2022-09-20 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine exhaust strut internal core structure
US11629615B2 (en) * 2021-05-27 2023-04-18 Pratt & Withney Canada Corp. Strut reinforcing structure for a turbine exhaust case

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4993918A (en) * 1989-05-19 1991-02-19 United Technologies Corporation Replaceable fairing for a turbine exhaust case
EP2365191A2 (en) * 2010-03-08 2011-09-14 United Technologies Corporation Strain tolerant bound structure for a gas turbine engine
CN103306818A (zh) * 2012-03-05 2013-09-18 通用电气公司 燃气涡轮机架加强轨

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4677828A (en) * 1983-06-16 1987-07-07 United Technologies Corporation Circumferentially area ruled duct
JP3861033B2 (ja) 2002-07-17 2006-12-20 三菱重工業株式会社 ガスタービン排気部のストラット構造
US7946104B2 (en) 2006-05-12 2011-05-24 Rohr, Inc. Bleed air relief system for engines
US7594404B2 (en) * 2006-07-27 2009-09-29 United Technologies Corporation Embedded mount for mid-turbine frame
DE102009011924A1 (de) * 2009-03-10 2010-09-16 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
EP2657482B1 (en) * 2010-12-24 2019-05-01 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Flow path structure and gas turbine exhaust diffuser
US9279368B2 (en) * 2011-02-11 2016-03-08 Eagleburgmann Ke, Inc. Apparatus and methods for eliminating cracking in a turbine exhaust shield
EP2679793A1 (en) * 2012-06-28 2014-01-01 Alstom Technology Ltd Flow channel for a gaseous medium and corresponding exhaust-gas liner of a gas turbine
EP2938834A1 (en) * 2012-12-29 2015-11-04 United Technologies Corporation Bumper for seals in a turbine exhaust case
EP2938857B2 (en) * 2012-12-29 2020-11-25 United Technologies Corporation Heat shield for cooling a strut
WO2014105621A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Split cast vane fairing
US9512740B2 (en) * 2013-11-22 2016-12-06 Siemens Energy, Inc. Industrial gas turbine exhaust system with area ruled exhaust path
WO2015142200A1 (en) * 2014-03-18 2015-09-24 General Electric Company Exhaust gas diffuser with main struts and small struts
JP5852185B2 (ja) * 2014-07-07 2016-02-03 三菱重工業株式会社 流路構造及びガスタービン排気ディフューザ
US10267179B2 (en) 2014-12-31 2019-04-23 General Electric Company Dirt extraction apparatus for a gas turbine engine

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4993918A (en) * 1989-05-19 1991-02-19 United Technologies Corporation Replaceable fairing for a turbine exhaust case
EP2365191A2 (en) * 2010-03-08 2011-09-14 United Technologies Corporation Strain tolerant bound structure for a gas turbine engine
CN103306818A (zh) * 2012-03-05 2013-09-18 通用电气公司 燃气涡轮机架加强轨

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114658502A (zh) * 2022-03-31 2022-06-24 中国科学院工程热物理研究所 支撑套、支撑机构及支撑套的设计方法
CN114658502B (zh) * 2022-03-31 2023-12-26 中国科学院工程热物理研究所 支撑套、支撑机构及支撑套的设计方法

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