CN111902607B - 用于涡轮发动机的涡轮的冷却设备 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种冷却设备(21)，该冷却设备(21)围绕涡轮发动机壳体(1)，例如涡轮机壳体(7)周向延伸，所述冷却设备(21)包括轴向延伸并旨在附接到壳体(18)上的支撑件(24)、至少一个周向延伸的冷却管(23)、至少一个附接构件(25)，所述附接构件包括至少部分地围绕管(23)的径向内部部分(36)以及附接至所述支撑件(24)的径向外部部分(37)，所述附接构件(25)的径向外部部分(37)通过由L形板形成的连接装置(30)附接至所述支撑件(24)。

Description

用于涡轮发动机的涡轮的冷却设备
发明领域
本发明涉及一种用于涡轮发动机，例如航空器涡轮喷气发动机，特别是双流涡轮喷气发动机的涡轮的冷却设备。
背景技术
图1显示了双流双轴涡轮发动机1。涡轮发动机的轴线标记为X，与旋转部件的旋转轴线相对应。在下文中，术语“轴向”和“径向”是相对于X轴定义的。
涡轮发动机1在气流方向上从上游到下游有鼓风机2、低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7。
来自鼓风机2的空气被分成流入一级环形流路(vein)9的一级流8和进入围绕一级环形流路9的二级环形流路11的二级流10。
低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7位于一级环形流路9中。
高压涡轮6的转子和高压压缩机4的转子通过第一轴12旋转耦合，以形成高压体。
低压涡轮7的转子和低压压缩机3的转子经由第二轴13旋转耦合，以形成低压体，鼓风机2能够直接，或者通过行星齿轮系连接到低压压缩机3的转子上。
如在图2中最佳可见，低压涡轮7尤其具有不同的连续级，其具有叶轮14和固定部件。叶轮具有盘15，在盘15上安装有叶片16。叶片16的端部被由耐磨材料制成的固定环17围绕，所述环17固定在涡轮机壳体18上。阀19位于叶轮14的下游。阀19和环17通过从壳体18的径向内表面延伸的凸缘或挂钩20安装在壳体上。
为了保证涡轮发动机的高效率，必须限制不通过各级叶轮14的气流，即必须限制叶片16的径向外端与由耐磨材料制成的环17之间的泄漏。为此，必须检查该接口处的间隙，因为该间隙高度依赖于壳体18的温度，尤其是包含挂钩或凸缘20支撑环17的壳体18的区域。
来自燃烧室5的一级气流非常热，会加热下游部件，例如高压涡轮6、低压涡轮7的固定和移动部件。
为了控制上述间隙并避免涡轮机的各种固定和移动部件过早退化，有必要提供有效的冷却设备，该冷却设备可以容易地集成到涡轮发动机的环境中。
代表本申请人的专利申请FR3021700公开了一种低压涡轮7的壳体18的冷却设备21，其在图3中可见，具有集流箱(collector box)22，每个集流箱22形成轴向延伸的通道。
冷却设备21还包括在集流箱22的任一侧沿圆周延伸的管子23。这些管子23，也称为斜面，由圆形横截面的弯管形成，每个管子23围绕壳体周向延伸，例如以大约90°的角度延伸。
每个管子23具有进入相应集流箱22的通道的进气口和封闭的远端。每个管子23还具有圆柱形壁，空气喷射口朝向壳体18，因此冷却空气可以进入集流箱22，然后进入管子23，然后通过面对壳体18的开口进行冷却。这被称为冲击冷却，因为空气冲击壳体18。
所有的管子23借助于在涡轮发动机的轴线上延伸的支撑件24而在壳体18上保持在一起，这归功于位于壳体18的圆周上不同点的挂钩或固定设备25。
代表本申请人的文献EN3002590公开了一种实施方式，其中紧固设备包括至少部分地围绕相应管的径向内部部分和径向延伸的径向外部部分，固定至支撑件的紧固凸片。所述紧固凸片通过切割和弯曲支撑件的一部分制成。在所述舌部和相应的紧固设备中设置有圆形孔，所述孔允许与螺母配合的紧固螺钉穿过。
已经发现弯曲后难以控制凸片的精确位置，这使得难以控制挂钩的径向和轴向位置，从而难以控制用于冷却壳体的相关区域的斜面，从而影响冷却效率。此外，由于操作过程中施加的热应力、机械应力和振动应力，管的径向内部部分可能会与壳体的外表面接触。壳体施加在管子上的力通过固定设备传递到凸片上，这可能导致凸片甚至固定设备发生不可逆的塑性变形，从而使管子在以后的径向和轴向上无法相对于壳体正确定位。
发明内容
更具体地，本发明旨在为这些问题提供简单，有效且成本合算的解决方案。
为此，本发明提供了一种冷却设备，其围绕涡轮发动机壳体(例如涡轮机壳体)周向延伸，所述冷却设备包括：
用于连接到所述壳体的轴向延伸支撑件；
至少一个周向延伸的冷却管；
至少一个固定设备，包括至少部分围绕所述管的径向内部部分和固定在所述支撑件上的径向外部部分，其特征在于，所述固定设备的径向外部部分通过连接装置固定到所述支撑件上，所述连接装置包括两个连接构件，每个连接构件包括径向延伸部分和轴向延伸部分，所述连接构件的径向部分彼此相对并彼此固定，所述固定设备的径向外部部分固定在所述连接构件的所述径向部分上，所述连接构件的轴向部分固定在所述支撑件上并各自沿相反的轴向延伸。
因此，两个连接构件以相反的方向背对背布置。特别地，连接构件可相对于平行于连接构件的径向部分的径向平面彼此对称地定向。两个连接构件可以具有相同或相似的结构。这样的布置加强了连接装置，并防止它们在管子与壳体接触时发生塑性变形。
另外，使用与支撑件分开的连接构件允许更好地控制各种元件的制造以及尺寸链，该尺寸链使得管子能够相对于壳体在轴向和径向上精确地定位。
连接构件的径向部分可以彼此接触。相反，径向元件可以轴向地插入在所述径向部分之间。连接构件的径向部分可以被焊接、铆接或拧在一起。连接构件的轴向部分可以被焊接、铆接或焊接到支撑件。优选地，连接构件被焊接到支撑件。
每个连接构件可以由折叠的片材形成。
每个连接构件可以通过弯曲金属板形成。
支撑件可以由金属板形成。可以通过切割、弯曲和/或冲压所述片材来获得支撑件。
固定设备的径向外部部分通过至少一个轴向延伸的螺钉或铆钉附接到连接构件。
由于螺钉不在径向上延伸，因此可以增大相应管子的直径以及围绕该管子的固定设备的径向内部部分，而这些元件不会干扰螺钉。
连接构件的径向部分可具有径向延伸的细长孔，所述螺钉或铆钉接合在所述细长孔中。
这允许固定设备和管子相对于支撑件和连接构件径向移动。换句话说，可以在拧紧或铆接之前控制管子相对于壳体的径向位置，这使得可以有效地控制壳体的冷却。
设备可以包括至少两个沿周向和轴向间隔开地延伸的管子，每个管子通过固定设备附接至支撑件，固定设备的径向外部部分附接至连接构件的径向部分。
在这种情况下，用于紧固两个相邻管子的固定设备可以相对于在所述固定设备之间延伸的径向平面彼此对称地布置。
这种布置减少了这些元件的轴向空间需求。
每个固定设备可具有围绕管子的大致圆形部分，以及从圆形部分径向向外延伸并形成固定凸耳的固定部分。圆形部分则在径向内部，而固定凸耳在径向外部。
所述支撑件可具有至少一个内腔，所述至少一个内腔在径向上与一个或多个所述固定设备的径向内部部分相对，所述至少一个连接构件的轴向部分具有与所述内腔相对地延伸的中央部分。
以此方式，在壳体抵靠在管子上或固定设备的内部部分上的情况下，中央部分能够限制相应固定设备的内部部分的位移，从而控制连接构件的和固定设备的径向部分的变形，以避免所述径向部分的塑性变形。
保持器中的每个内腔可以是椭圆形(oblong)的并且轴向地延伸。支撑件的每个内腔可以具有大致矩形的形状。
特别地，每个连接构件的轴向部分可以具有中央部分。每个中央部分可以与固定设备的内部配合。这种布置在管子成对地固定到连接装置的情况下特别合适。
每个连接构件可以是大致U形的，其中央部分旨在形成U形的底部，两个端部分支从底部延伸，每个端部在内腔的相对侧上轴向地延伸。
可以在至少一个固定设备的径向外部部分与连接装置之间安装轴向延伸的间隔件。每个间隔件可以是管状的。
可以选择间隔件的长度以控制管子相对于壳体的轴向位置。间隔件的使用还使得可以使用标准组件，因为可以通过使用不同尺寸的间隔件单独地实现管子相对于壳体的轴向定位校正。
支撑件可以具有轴向延伸的主壁，凸缘从主壁的侧边缘径向向外延伸。
这种结构使得通过使涡轮发动机对振动不太敏感，可以改善涡轮发动机运行期间的支撑件的动态性能。
连接构件的至少轴向部分可以周向位于凸缘之间。
本发明还涉及一种组件，包括涡轮发动机的环形壳体，例如环形涡轮机壳体，其特征在于，其包括上述类型的冷却设备，所述冷却设备固定在所述壳体上并围绕所述壳体。
本发明还涉及一种包括前述类型的组件的涡轮发动机。
当阅读以下参考附图的非限制性示例给出的描述时，将更好地理解本发明，并且将显现本发明的其他细节、特征和优点。
附图说明
图1是现有技术的双流涡轮喷气发动机的轴向剖视图；
图2是现有技术的涡轮喷气发动机的一部分的轴向截面图，特别是示出了低压涡轮；
图3是现有技术的冷却设备的透视图；
图4是根据本发明实施方式的冷却设备的一部分的透视图；
图5是根据本发明的冷却设备的一部分的剖视图；
图6是支撑件和连接装置的透视图；
图7是图6的详细图；
图8是图5的详细图；
图9是图3的详细图；
具体实施方式
图4至图9示出了根据本发明的实施方式的冷却设备21的一部分，该冷却设备21被设计为安装在航空器涡轮发动机1的低压涡轮7的壳体18上。
冷却设备21具有支撑件24，其结构如图6所示。支撑件24通过切割、折叠和/或冲压金属板而形成，并且具有轴向延伸的主壁26，凸缘27从主壁26的侧边缘径向向外延伸。主壁26的轴向端部具有用于固定到壳体凸缘的紧固区域28。
注意，紧固区域28可以径向和/或轴向地延伸。在附图所示的实施方式中，一个紧固区域28径向延伸，另一个紧固区域28轴向延伸。
主壁26具有大体矩形形状的内腔29，这里四个内腔29均匀地分布在主壁上。内腔29沿着支撑件24的轴线延伸。
冷却设备21还具有连接装置，该连接装置包括由连接构件，具体地下文为薄板30形成的连接构件，在这种情况下为四对薄板30。每个薄板30具有径向延伸部分31和轴向部分32。薄板30的径向延伸部分31彼此相对布置，彼此抵靠并焊接在一起。薄板30的轴向部分32平行于主壁26并且被焊接到主壁26。
每个薄板30的轴向部分32具有带有中央部分的大致U形，从中央部分延伸出两个分支33a，其第一端连接到中央部分33，第二端连接到相应的径向延伸部分31。每个中央部分位于主壁26上与内腔29相对。因此，两个薄板30在支撑件24的每个内腔29处彼此相对地安装。
薄板30的径向延伸部分31具有径向延伸的椭圆形孔34。每个径向延伸部分31的径向内边缘35大体为M形，是圆形的，特别是遵循椭圆形孔34的下部的轮廓。这样的形状使得可以在保证足够的机械强度的同时限制材料的数量并因此限制重量。
因此，相对于平行于薄板30的径向部分的径向平面P，两个薄板30彼此对称地并排布置(图8)。两个薄板30具有相同的结构。薄板30通过切割和折叠而获得。
冷却设备21还具有固定设备，在此为四对固定设备25。每个固定设备25包括至少部分地围绕相应管子23的圆形的径向内部部分36，以及形成径向延伸的紧固凸耳37的径向外部部分。
在附图所示的实施方式中，通过弯曲金属板获得每个固定设备25，然后由金属板的两个端部形成紧固凸耳37，这两个端部在顶部彼此被电镀。这使得更容易将管子23插入到固定设备25的径向内部部分36中。在说明书的其余部分中，这两个端部被认为形成单个元件，即紧固凸耳37。当然，可以考虑固定设备25的任何其他实施方式。
在紧固凸耳37上开有一个孔，该孔例如是圆形的。
一对固定设备25对称地彼此相邻布置。特别地，固定设备25可以相对于和固定设备的外部部分平行的径向平面P’彼此对称地定向(图8)。两个固定设备25可以具有相同的结构，这限制了零件编号的数量和组装错误。
同一对固定设备25的径向外部部分与薄板30的径向延伸部分31轴向地连接在薄板30的径向延伸部分31的两侧。注意，每个固定设备25的径向内部部分36仅在由相应的外部部分(图8)限定的径向平面P”的一侧轴向地延伸。每个固定设备25的径向内部部分36的内径大约对应于相应的管子23的外径。
外部部分或紧固凸耳37通过螺钉38和螺母39固定到相应的薄板30的径向延伸部分31。螺钉38轴向延伸穿过凸耳中的孔和薄板30中的椭圆形孔。螺钉38的头部40被支撑在一对固定设备25中的其中一个固定设备的紧固凸耳37上，螺母39被支撑在所述一对固定设备25的另一个固定设备的紧固凸耳37上。
这使得可以控制固定设备25和管子23相对于支撑件24和薄板30的径向位置。换句话说，可以在拧紧或铆接之前通过螺钉38在椭圆形孔34中的径向位移来控制管子23相对于壳体18的径向位置。
轴向延伸的间隔件41可以设置在紧固凸耳37中的至少一个与相应的薄板30的径向延伸部分31之间。当然，可以在每个紧固凸耳37和相应的薄板30的径向延伸部分31之间设置间隔件41。
可以选择间隔件41的长度以控制管子23相对于壳体18的轴向位置。
如果壳体18抵靠在管子23上或固定设备25的径向内部部分36上，则固定设备的径向内部部分36能够通过相应的内腔29抵靠在薄板30的止动部分上。这限制了固定设备25的变形，使得所述元件不会发生塑性变形。应当注意，在主壁26中形成内腔29允许减小支撑件24的质量。

Claims (10)

1.一种冷却设备(21)，其围绕涡轮发动机(1)的壳体(18)周向延伸，所述冷却设备包括：
-用于连接到所述壳体(18)的轴向延伸支撑件(24)；
-至少一个周向延伸的冷却管(23)；
-至少一个固定设备(25)，包括至少部分围绕所述冷却管(23)的径向内部部分(36)和固定在所述支撑件(24)上的径向外部部分，其特征在于，所述固定设备(25)的径向外部部分通过连接装置固定到所述支撑件(24)上，所述连接装置包括两个连接构件，每个连接构件包括径向延伸部分(31)和轴向部分(32)，所述连接构件的径向延伸部分(31)彼此相对并彼此固定，所述固定设备(25)的径向外部部分固定在所述连接构件的所述径向延伸部分(31)上，所述连接构件的轴向部分(32)固定在所述支撑件(24)上并各自沿相反的轴向延伸。
2.根据权利要求1所述的冷却设备，其特征在于，每个连接构件由折叠的金属板形成。
3.根据权利要求1或2所述的冷却设备，其特征在于，所述固定设备(25)的径向外部部分通过至少一个轴向延伸的螺钉(38)或铆钉紧固至所述连接构件。
4.根据权利要求3所述的冷却设备，其特征在于，所述连接构件的径向延伸部分(31)具有径向延伸的椭圆形孔(34)，所述螺钉(38)或所述铆钉接合在所述椭圆形孔(34)中。
5.根据权利要求1或2所述的冷却设备，其特征在于，所述冷却设备包括至少两个沿周向和轴向间隔开地延伸的冷却管(23)，每个冷却管(23)通过固定设备(25)附接至所述支撑件(24)，所述固定设备(25)的径向外部部分附接至所述连接构件的径向延伸部分(31)。
6.根据权利要求1或2所述的冷却设备，其特征在于，所述支撑件(24)具有至少一个内腔(29)，所述内腔在径向上与一个或多个所述固定设备(25)的径向内部部分(36)相对，至少一个连接构件的轴向部分(32)具有与所述内腔(29)相对地延伸的中央部分(33)。
7.根据权利要求6所述的冷却设备，其特征在于，每个连接构件的轴向部分(32)大致为U形，具有中央部分(33)，两个端部分支(33a)从中央部分延伸，每个端部分支在所述内腔(29)的相对侧轴向延伸。
8.根据权利要求1或2所述的冷却设备，其特征在于，在至少一个固定设备(25)的径向外部部分与所述连接装置之间安装有轴向延伸的间隔件(41)。
9.根据权利要求1或2所述的冷却设备，其特征在于，所述支撑件(24)具有轴向延伸的主壁(26)，从所述主壁(26)的侧边缘径向向外延伸的凸缘(27)。
10.一种用于涡轮发动机的组件，包括涡轮发动机(1)的环形壳体(18)，其特征在于，包括根据权利要求1至9中任一项所述的冷却设备(21)，所述冷却设备固定到所述壳体(18)并围绕所述壳体(18)。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3079560B1 (fr) * 2018-04-03 2020-10-09 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement pour une turbine d'une turbomachine
FR3089560B1 (fr) * 2018-12-06 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Dispositif de maintien d'un tube de refroidissement pour carter de turbomachine
GB2588825A (en) * 2019-11-11 2021-05-12 Rolls Royce Plc Method and assembly for securing payloads
CN114961893B (zh) * 2021-02-24 2023-08-04 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机减涡器引气装置及航空发动机
FR3122451B1 (fr) * 2021-05-03 2023-03-17 Safran Aircraft Engines Turboréacteur
FR3137406A1 (fr) * 2022-07-04 2024-01-05 Safran Aircraft Engines Carter de turbine de turboreacteur equipe de dispositifs mobiles de fixation de tubes de refroidissement
FR3137405A1 (fr) * 2022-07-04 2024-01-05 Safran Aircraft Engines Carter de turbine de turboréacteur équipé de dispositifs mobiles de fixation de tubes de refroidissement

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4312185A (en) * 1980-02-19 1982-01-26 General Electric Company Low profile fuel injection system
US4859142A (en) * 1988-02-01 1989-08-22 United Technologies Corporation Turbine clearance control duct arrangement
US5100291A (en) * 1990-03-28 1992-03-31 General Electric Company Impingement manifold
US5399066A (en) * 1993-09-30 1995-03-21 General Electric Company Integral clearance control impingement manifold and environmental shield
FR2816352B1 (fr) * 2000-11-09 2003-01-31 Snecma Moteurs Ensemble de ventilation d'un anneau de stator
FR2867806B1 (fr) * 2004-03-18 2006-06-02 Snecma Moteurs Dispositif de pilotage de jeu de turbine a gaz a equilibrage des debits d'air
FR2891300A1 (fr) * 2005-09-23 2007-03-30 Snecma Sa Dispositif de controle de jeu dans une turbine a gaz
FR2944850B1 (fr) * 2009-04-24 2014-12-26 Snecma Support monobloc d'equipements en aeronautique.
US20130028705A1 (en) * 2011-07-26 2013-01-31 Ken Lagueux Gas turbine engine active clearance control
US9085982B2 (en) * 2012-03-19 2015-07-21 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Gas turbine
FR2995022B1 (fr) * 2012-09-04 2017-11-24 Snecma Dispositif de fixation d'un systeme de refroidissement pour carter de turboreacteur d'aeronef
FR3002590B1 (fr) * 2013-02-26 2015-04-03 Snecma Dispositif de refroidissement pour carter de turboreacteur d'aeronef comportant un dispositif de maintien
FR3021700B1 (fr) 2014-05-27 2016-07-01 Snecma Dispositif de maintien d'un tube de refroidissement pour carter de turboreacteur
US9869196B2 (en) * 2014-06-24 2018-01-16 General Electric Company Gas turbine engine spring mounted manifold
FR3040428B1 (fr) * 2015-08-27 2017-09-01 Snecma Dispositif de refroidissement par jets d'air du carter d'une turbine d'une turbomachine
FR3054000B1 (fr) * 2016-07-15 2020-02-14 Safran Aircraft Engines Dispositif de refroidissement d'un carter de turbine pour une turbomachine

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