CN113123878B - 不同α的可变面积计量 - Google Patents

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Abstract

环形流体流量控制或计量装置包括：设置在环形流动路径中的第一环形板和第二环形板，第一环形板和第二环形板由不同的第一和第二材料制成，所述第一环形板的第一热膨胀系数低于所述第二环形板的第二热膨胀系数，第一环形板与第二环形板邻接或接触，所述第一环形板包括至少一个第一计量孔，并且所述第二环形板比所述第一环形板具有更强的热响应，其中所述第二环形板被构造成径向扩展和收缩以至少部分地阻塞所述至少一个第一计量孔，用于计量或控制流过所述至少一个第一计量孔的流体的流量。

Description

不同α的可变面积计量
技术领域
本发明总体上涉及流量计量，并且更具体地，涉及计量例如可以用于燃气涡轮发动机的环形流。
背景技术
许多装置和设备，例如涡轮风扇燃气涡轮发动机，使用计量的空气流量例如用于冷却。燃气涡轮发动机的各个部分可能需要由诸如燃气涡轮发动机中的高压涡轮(HPT)的冷或热空气提供的冷却或加热。HPT经受从燃烧器排出的热燃烧气体，并且HPT的各种部件通常通过从压缩机排出一部分压缩空气来冷却。用于涡轮冷却的任何空气都会从燃烧过程中损失掉，因此可能会降低发动机的整体效率。每个涡轮机级包括从支撑转子盘径向向外延伸的一排涡轮转子叶片，叶片的径向外尖端安装在周围的涡轮护罩内。通常，至少第一涡轮级的涡轮转子叶片是被来自压缩机的一部分压缩空气冷却。
典型的涡扇飞行器发动机最初以低功率，怠速模式运行，然后经历用于起飞和爬升操作的功率增加。在达到所需飞行高度的巡航时，发动机以较低或中等功率设置操作。当飞行器从高空下降并降落时，发动机也以较低的功率操作，随后通常采用推力反向操作，发动机再次以较高的功率设置进行操作。在发动机功率增大或减小的各种瞬态操作模式中，涡轮叶片分别升温和冷却。
HPT叶片通常使用在压缩机的最后一级之后排出的一部分高压压缩机排出空气(也称为压缩机排出压力或CDP空气)进行冷却。CDP空气可以是OGV之前的空气(出口导向轮叶)或OGV以后的空气。由于动压头的恢复，OGV后的空气压力较高。空气被适当地引导通过空心叶片内的内部冷却通道，并通过叶片从前缘和后缘在各排膜冷却孔中排出，并且通常进一步包括翼型件上的一排后缘出口孔或槽。该叶片冷却空气绕过燃烧过程，因此进一步降低了发动机的效率。
叶片聚集冷却空气并从发动机的静态部分转移到支撑空心叶片的回旋盘。为了有效地传送叶片冷却空气，已经设计了切向和/或径向流导流器，通常以周向布置的喷嘴阵列的形式来加速和转动冷却流，以便以低于、等于或大于转子的回旋或切向速度和方向的回旋或切向速度和方向将冷却流喷射到回旋腔中。每组导流器沿转子的回旋方向喷射冷却气流。
减少冷却的一种方法是在低功率设置下减少冷却流，从而提高效率。调节通过孔或通道的物理气流的传统方法是通过增加和减小孔处的流动面积。通常在现代飞行器发动机的二次空气系统中使用高成本和高重量的阀来完成气流的调节。通常对在巡航时调回以节省二次冷却空气的冷却回路执行此操作。
理想的是从这些冷却回路减少或消除这些阀，并减少或消除在热的前罩环境下工作的相关控制、致动器和复杂性。因此，还期望提供一种具有改进的叶片冷却控制和效率的燃气涡轮发动机。
发明内容
在一个方面，环形流体流动控制或计量装置包括：设置在环形流动路径中的第一环形板和第二环形板，第一环形板和第二环形板由不同的第一材料和第二材料制成，第一环形板具有比第二环形板的第二热膨胀系数更低的第一热膨胀系数，第一环形板与第二环形板邻接或接触，所述第一环形板包括至少一个第一计量孔，并且所述第二环形板比所述第一环形板具有更强的热响应性，其中所述第二环形板被构造成径向扩展和收缩以至少部分地阻塞所述至少一个第一计量孔，用于计量或控制流过所述至少一个第一计量孔的流体的流量。
在另一方面，一种飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机包括：核心发动机或气体发生器，该核心发动机或气体发生器包括高压压缩机、燃烧室和高压涡轮，一个或多个环形流体流量控制或计量装置设置在核心发动机或气体发生器中的一个或多个对应的环形流动路径中，每个计量装置包括设置在环形流动路径中的第一环形板和第二环形板，所述第一环形板和第二环形板由不同的第一和第二材料制成，所述第一环形板具有比所述第二环形板的第二热膨胀系数更低的第一热膨胀系数，所述第一环形板与所述第二环形板邻接或接触，所述第一环形板包括至少一个第一计量孔，并且所述第二环形板比所述第一环形板具有更强的热响应性，其中所述第二环形板配置成径向扩展和收缩以至少部分地堵塞所述至少一个第一计量孔，用于计量或控制通过所述至少一个第一计量孔的流体的流量。
附图说明
图1是适于在飞行器燃气涡轮发动机中使用的示例性无源可变面积计量装置的轴向截面图。
图2是通过剖面线2-2截取的图1的计量装置的放大轴向截面图。
图3是通过剖面线3-3截取的图1的计量装置的轴向截面图，示出了完全打开的位置。
图4是图3中计量装置的轴向截面图，示出了完全关闭位置。
图5是图3中计量装置的轴向截面图，示出了部分打开位置。
图6是具有至少一个处于低流动位置的分段板的计量装置的轴向截面图。
图7是图6所示在高流量位置的计量装置的轴向截面图。
图8是计量装置的轴向截面图，该计量装置具有至少一个处于低流动位置的分段板以及在板中朝向导向销和定位销的一侧的孔。
图9是图8所示计量装置处于完全打开位置的轴向截面图。
图10是计量装置的图示，该计量装置具有至少有一个处于部分开启或低流量位置的分段板，且板中的孔沿圆周伸长，并轴向位于导向销和定位销之间。
图11是图10所示计量装置处于完全打开或高流量位置的截面图。
图12是适于使用如本文所述的计量装置的燃气涡轮发动机的轴向截面图示。
图13是用于测量图12所示燃气轮机热段环形冷却流动路径内吹扫流的计量装置的示例性实施例的轴向截面图。
图14是在图12所示的燃气涡轮发动机的热部分中的环形冷却流动路径中的计量装置的另一示例性实施例的轴向截面图。
图15是图14中计量装置处于打开位置的轴向截面图。
图16是图14中计量装置处于部分关闭位置的轴向截面图。
图17是图12所示的燃气轮机热段中从定子向转子径向供应冷却空气并吹扫空气的环形冷却流动路径中的计量装置的示例性实施例的轴向截面图。
图18是用于使图17所示的冷却流转向的轮叶的立体示意图。
图19是将冷却空气供应到涡轮护罩的环形冷却流动路径中的计量装置的另一示例性实施例的轴向截面图示。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或多个示例在附图中示出。详细说明使用数字和字母名称来参考图纸中的特征。在附图和说明书中的类似或相似标号已经用于指本发明的类似或相似部分。
提供以下描述以使本领域的技术人员能够制造和使用实施本发明所考虑的所描述的实施例。然而，对于本领域技术人员来说，各种修改、等同物、变化和替代物将仍然是显而易见的。任何和所有这些修改、变化、等同物和替代物旨都应符合本发明的精神和范围。
本发明的所描述的实施例涉及被动阀系统。为了说明的目的，将关于可适于用于为飞行器提供动力的燃气涡轮发动机来描述本发明。然而，应当理解，本发明不限于此，并且可以具有一般适用性，包括其他移动和非移动工业、商业、军事和住宅应用，例如飞行器、船舶、铁路机车、越野车辆和固定动力装置。实际上，当被动阀系统可能是有利的时，本文所述的被动阀系统可用于任何管、通道、管道或导管中。
如本文中所使用的，术语“向前”或“上游”是指在朝着系统入口的方向上移动，或者与另一部件相比，一个部件相对更靠近系统入口。与“向前”或“上游”结合使用的术语“向后”或“下游”是指朝向系统的后部或出口或与另一部件相比相对更靠近系统出口的方向。
所有方向参考(例如，径向，轴向，近端，远侧，上，下，向上，向下，左，右，侧向，前，后，顶部，底部，高于，低于，垂直，水平，顺时针，逆时针，上游，下游，向后，向前，向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本发明，而不是对本发明的位置，方向或用途造成限制。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接，联接，连接和结合)将被广义地解释，并且可包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对运动。这样，连接参考不一定推断出两个元件直接连接并且彼此成固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且在附图中反映的尺寸、位置、顺序和相对尺寸可以变化。
术语“联接”，“固定”，“附接到”等是指直接联接，固定或附接，以及通过一个或多个中间部件或特征的间接联接，固定或附接。除非另有说明。
除非上下文另外明确指出，否则单数形式“一个”，“一种”和“该”包括复数形式。在整个说明书和权利要求书中，在本文中所使用的近似语言用于修改可以允许变化而不会导致与之相关的基本功能发生变化的任何定量表示。因此，由诸如“大约”，“近似”和“基本上”之类的一个或多个术语修饰的值不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或者用于构造或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指的是在10％的范围内。
在这里以及整个说明书和权利要求书中，范围限制被组合和互换，除非上下文或语言另有指示，否则范围被识别并且包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围均包括端点，并且端点可彼此独立地组合。
在图1至图5中示出是用于控制或计量通过环形流动路径188的环形流体流量的环形流体流控制或计量装置190的第一示例性实施方式。计量装置190是不同热膨胀系数(α(alpha))的可变面积计量装置190，该可变面积计量装置190可用于计量流体流，例如在此图示为沿下游方向流过环形流动路径188的空气流191。由具有不同的第一热膨胀系数和第二热膨胀系数(在这里被称为第一α和第二α)的不同的第一材料和第二材料制成的第一环形板192和第二环形板194邻接或接触。一种材料是低α材料，另一种材料是相对高α材料，例如金属。第一环形板192是如本文所示的低α材料板，并且第二环形板194是如本文所示的高α材料板。相对于空气流191，第一环形板192可以在第二环形板194的上游，或者在一些构造中，第一环形板192可以在第二环形板194的下游。第二环形板194包括第二环形排198的第二计量孔202，在图1所示的示例性实施例中，第二环形排198的第二计量孔202围绕中心线轴线8径向设置。第一环形板192可具有第一环形排196的第一计量孔200，并且在图1的示例性实施例中，同样围绕中心线轴线8径向设置。然而，除了围绕中心线轴线8径向地设置之外，第一计量孔200和第二计量孔202的其他布置也是可能的。
在板之间的热诱导的不同径向扩展和收缩提供了通过至少一个计量孔200的环形流体流量控制或计量。本文所示的计量装置190的示例性实施例提供了通过多个计量孔200的环形流体流量控制或计量。第二环形板194比第一环形板192具有更强的热响应，并且可以沿径向扩展和收缩，以至少部分地阻塞至少一个第一计量孔200，用于计量或控制通过两块板中的计量孔的流体的流量。第一环形板192或第二环形板194中的一个可以是结合到整个组件的现有壁或结构，而第一环形板192或第二环形板194中的另一个叠置在其上以形成如本文所述的两层结构。或者，第一环形板192和第二环形板194都可以是叠加在整个组件上的附加结构。
在图1至图5中所示的可变面积计量装置190的实施例中，接触的第一环形板192和第二环形板194示出为完整的未分段的环。具有导向销中心线轴线215的导向销210使第一环形板192绕中心线轴线8居中，并在第一环形板192和第二环形板194之间提供同心度。导向销210引导并允许板之间的不同的径向扩展和收缩。导向销210也可以用于以邻接和滑动关系将板彼此保持在一起，从而允许板之间的不同的径向扩展和收缩。为此，导向销210可以固定至或附接到第二环形板194，并且延伸穿过第一环形板192中的径向延伸的槽212。在其他实施例中，导向销210可以固定至或附接到第一环形板192，并延伸穿过第二环形板194中的槽。导向销210帮助维持板的周向或角度关系或对准以及第一计量孔200和第二计量孔202的对准。
在图2中示出滑动螺栓连接193，其将第一环形板192和第二环形板194滑动地夹紧在一起。柔顺或柔性弹簧垫圈214可以放置在导向销210上，并通过螺母或其他紧固件218固定在第一环形板192上，以帮助提供滑动夹紧功能。柔性弹簧垫圈214可以放置在导向销210上并通过螺母或其他紧固件218固定。将垫圈214固定到导向销210有助于将板滑动地保持在一起，并提供预定载荷以将板保持在一起。可以使用其他类型的保持器代替销和垫圈。
接触的第一环形板192和第二环形板194以及它们各自的第一计量孔200和第二计量孔202的尺寸被确定，并且计量孔被定位，以在通过环形流动路径188的空气191处于第一空气温度T1下，允许计量孔至少部分地重叠或径向对准.如图3所示。在第一计量孔200和第二计量孔202完全重叠的情况下，图3中的计量装置190在完全打开或高流量位置。
第一计量孔200和第二计量孔202的尺寸和位置可以设置成，在通过环形流动路径188的空气191处于第一空气温度T2下，允许计量孔不重叠或不径向对准，如图4所示。在第一计量孔200和第二计量孔202不重叠的情况下，如图4中所示的计量装置190处于完全关闭或低流量位置。通过可变面积计量装置190的可变流量可以由第一计量孔200和第二计量孔202提供，当计量孔完全重叠时，如图3所示，第一计量孔200和第二计量孔2202可以完全打开。如图4所示，当计量孔完全不重叠时，第一计量孔200和第二计量孔202可以完全关闭。
如图5所示，当计量孔部分重叠时，第一计量孔200和第二计量孔202可以部分打开。通过可变面积计量装置190的可变部分流量可由第一和第二计量孔200,202提供，该第一和第二计量孔200,202可在计量孔部分重叠时部分打开，如图5所示。计量装置190可用于飞行器燃气涡轮发动机中。在用于高功率发动机设置的起飞时，计量装置190以及第一和第二计量孔200、202可以完全打开，并且计量孔完全重叠。在用于中间功率设置的巡航时，计量装置190以及第一和第二计量孔200、202可以部分地打开，并且计量孔部分地重叠。在用于低功率设置的空闲状态下，计量装置190以及第一计量孔200和第二计量孔202可以完全不打开或完全关闭，并且计量孔完全不重叠，或者可以基于系统的设计意图而部分打开。可变面积计量装置190可以被设计为根据需要完全打开，完全关闭或部分打开，以适合任何特定系统和操作条件的设计意图。
第一环形板192可以可选地被分段，如图6至图9所示，并且第一环形板194包括多个第一板段219。第二环形板194也可以可选地被分段并且包括多个第二板段220。接触的第二环形板194和第一板段219形成环。在其他实施例中，段也可以利用在非环形管道，通道，管道或导管中。
导向销210可用于使第一环形板192和多个第一板段219围绕中心线轴线8居中，并在第一环形板192和第二环形板194之间提供同心度。导向销210引导并允许板之间以及多个第一板段219与第二环形板194之间的不同的径向扩展和收缩。导向销210还可以用于以邻接和滑动关系将板彼此保持在一起，从而允许板之间不同的径向扩展和收缩。为此，导向销210可以固定到或附接到第二环形板194，并且延伸穿过第一环形板192的第一板段219中的径向延伸的槽212。导向销210有助于保持板的径向，轴向和/或周向或角度关系或对准、以及第一计量孔200和第二计量孔202的对准方式。
如图2所示，滑动螺栓连接193可用于将第一板段219滑动地夹紧至第二环形板194。柔顺或柔性的弹簧垫圈214可被放置在导向销210上，并通过螺母或其他紧固件218固定在第一板段219上来有助于提供滑动夹紧。柔性弹簧垫圈214可放置在导向销210上并通过螺母或其他紧固件218固定。将垫圈214固定至导向销210有助于将第二环形板194和第一板段219保持在一起。可以使用其他类型的保持器代替销和垫圈。
轴向延伸的保持销222有助于保持第一板段219相对于第二环形板194的角位置和径向位置。保持销222还可用于将第一板段219以邻接和滑动关系保持在第二环形板194上，允许第二环形板194和第一板段219之间的不同的径向扩展和收缩。为此，保持销222可以固定到或附接到第二环形板194，并延伸通过保持孔226，保持孔226可以紧密配合，轴向地延伸穿过第一板段219。弹簧垫圈214可以放置在保持销222上，并由螺母或其他紧固件218固定。将垫圈214固定到固定销222有助于将第一环形板192和第二板段220保持在一起。可以使用其他类型的固定器代替销和垫圈。
接触的第一环形板192和第二板段220以及它们各自的第一和第二孔200、202的尺寸可以被设定，并且孔的位置设置成，孔在通过环形流动路径188的空气191在第一空气温度T1下，允许孔部分重叠或部分对准，如在巡航或中等功率发动机操作期间运行使用的，如图5、图6和图8所示。第一孔200和第二孔202的尺寸和位置可被设置成，在通过环形流动路径188的空气191在第二空气温度T2下，允许孔完全重叠或完全对准，如可以在起飞或大功率发动机运行期间使用的，如图3、图7和图9所示。可以通过改变第一和第二孔200、202之间的重叠量来提供通过可变面积计量装置190的空气191的可变计量。
第一和第二孔200、202可以定位成在导向销210和径向延伸的槽212的径向外侧，如图6和图7所示。替代地，第一和第二孔200、202可以径向地定位在导向销210和保持销222之间，如图8和图9所示。在图6和7中所示的可变面积计量装置190的实施例中，接触的第一环形板192和第二板段220使用轴向延伸的导向销210来导向并允许板之间的不同的径向扩展和收缩。
导向销210也可以用于以邻接和滑动关系将板和板段彼此保持，从而允许板和板段之间的不同的径向扩展和收缩。为此，导向销210可固定至或附接至第一环形板192，并且延伸穿过第二板段220中的径向延伸的槽212。导向销210有助于维持第一环形板192和第二板段210的周向或角度关系或对准、以及第一和第二计量孔200、202的对准。如图2所示，弹簧垫圈214可以被放置在导向销210上并且由螺母或其他紧固件218固定。将垫圈214固定到导向销210上有助于将板固定在一起。可以使用其他类型的固定器代替销和垫圈。
图10和图11示出了第一和第二孔200、202，其在周向C上的宽度W大于在径向RD上的长度L。这与图6至图9中所示的第一和第二孔200、202相反，沿周向C的宽度W小于沿径向RD的长度L。第一孔200和第二孔202可为弯曲的或限制在中心线轴线8周围，如图1所示。
图12所示是典型的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机10，其限制在发动机中心线轴线8周围，并适当地设计为安装在飞行器的机翼或机身上。发动机10以下游串行流动连通包括风扇14，低压压缩机或增压器16，高压压缩机(HPC)18，燃烧器20，高压涡轮(HPT)22和低压涡轮(LPT)24。HPT或高压涡轮22通过高压驱动轴23连接到高压压缩机18,也是所谓高压转子12中。LPT或低压涡轮24通过低压驱动轴25连接到风扇14和增压器16。风扇14包括具有多个周向间隔开的风扇叶片116的风扇转子112，风扇叶片116从风扇盘114径向向外延伸。风扇盘114和低压压缩机或增压器16连接到风扇轴118，风扇轴118被连接到低压驱动轴25并由LPT 24提供动力。高压压缩机(HPC)18，燃烧器20和高压涡轮(HPT)22通常被称为发动机10的核心发动机或气体发生器19。燃烧器20，高压涡轮(HPT)22和LPT 24通常被称为发动机10的热区段。可变面积计量装置190可以用于不同的冷却流环形流动路径中。
如图12所示，在典型的操作中，空气26被风扇14加压。围绕增压器16的分流器34紧接在风扇14的后面，将由风扇14加压的风扇空气26分离成被引导通过增压器16的径向内部的空气流15和被引导通过旁路管道36的径向外部空气流17。内部空气流15被增压器16进一步加压。加压空气进入高压压缩机18，该高压压缩机18进一步对空气加压。本文所示的高压压缩机18包括最终的高压级40，其产生被称为压缩机排气压力(CDP)空气76，该空气离开高压压缩机18并穿过扩散器42并进入燃烧器20内的燃烧室45，如图13所示。
如图12和13所示，压缩机排气压力(CDP)空气76流入由环形的径向外部和内部燃烧器壳体46、47围绕的燃烧室45。燃烧室45包括围绕燃烧区域21的环形径向外部和内部燃烧衬套。加压的空气与由多个燃料喷嘴提供的燃料混合，并且该混合物在燃烧器20的燃烧区域21中被点燃，以产生热的燃烧气体28，该热的燃烧气体28向下游流过HPT 22的热涡轮流动路径88。燃烧产生热的燃烧气体28，并且通过高压涡轮22的压降导致高压转子12回旋，然后继续向下游延伸，以便在低压涡轮24中进一步提取。
如图12所示，在本文所描绘的发动机的示范性实施例，高压涡轮机22以下游串行流动关系包括具有第一和第二级盘的第一和第二高压涡轮级55，56。第一级喷嘴66直接在HPT级1转子叶片的上游，并且第二级喷嘴68直接在HPT级2转子叶片的上游。从扩散器42径向向板内排出的压缩机排出压力(CDP)空气76用于燃烧和冷却经受热燃烧气体28的涡轮部件，其中扩散器42在图12中示出。
如图12和13所示，由CDP空气76冷却的涡轮机的部件包括第一级喷嘴66，第一级护罩71和第一级盘60以及第一级和可能的第二级HPT叶片。图13至图17示出了用于冷却HPT叶片91的冷却回路。不同热膨胀系数(α)的可变面积计量装置190可用于计量通过环形流动路径188的冷却或热控制空气191，以冷却这些和其他部件。
内燃烧器壳体47中的冷却空气孔157允许涡轮叶片冷却空气80从压缩机排气压力空气76流入环形冷却空气气室163，该气室163径向地设置径向外部和内部气室壳体158，160之间。叶片冷却空气80由一个或多个引流器或加速器165加速，一个或多个引流器或加速器在环形冷却空气气室163的后端附接到外部和内部气室壳体158，160。加速器165通过保持板上的冷却孔169将叶片冷却空气80注入第一级盘前腔168。第一级盘前腔168轴向定位于保持板109和第一级盘60的盘腹板162之间。在加速器165的径向位置处，加速器165以接近或超过第一级盘60的轮速的高切向速度，注射并回旋叶片冷却空气80。然后，叶片冷却空气80流经第一级盘前腔168，并冷却第一级盘60和第一级叶片91。在叶片冷却空气流过固位板109和第一级盘前腔168之前，加速器165也使叶片冷却空气80回旋。计量装置190可以位于加速器165的上游和前方，如图14中的一个实施例和如图15和图16所示的另一个实施例所示，描绘了完全打开和部分关闭的构造，并可用于计量流到加速器165的叶片冷却空气80。
如图13所示，计量装置190可以用于计量来自径向地位于向前延伸的环形盘臂和内部气室壳体160之间的环形径向内部吹扫空气源250的吹扫空气152。吹扫空气152用于吹扫前腔127，前腔127轴向地定位在保持板109和支撑HPT 22的第一级轮叶或喷嘴131的不可旋转的静态结构129之间。吹扫空气路径150从环形吹扫气室163轴向延伸穿过不可旋转的静态结构129到前腔127。吹扫空气152用于防止来自热涡轮流动路径88的热流135泄漏到前腔127中。前腔127远离涡轮流动路径88径向向内延伸。
计量装置190类似于图1至图5所示的计量装置。在图13中所示的可变面积计量装置190的实施例中，接触的第一环形板192和第二环形板194是完整的未分段的环。第一环形板192是如本文所示的高α材料板，第二环形板194是如本文所示的低α材料板。第一和第二环形板192、194分别具有第一和第二环形排196、198的第一和第二计量孔200、202，并且围绕中心线轴线8径向设置。
轴向延伸的导向销210引导并允许板之间的不同的径向扩展和收缩。导向销210也可用于以邻接和滑动关系将板彼此保持在一起，从而允许板之间的不同的径向扩展和收缩。为此，导向销210可固定至或附接至第二环形板194，并延伸穿过第一环形板192中的径向延伸的槽212。导向销210有助于维持板的周向或角度关系或对准、以及第一和第二计量孔200、202的对准。相对于吹扫空气152的方向，第一环形板192在第二环形板194的前方或上游。
第一环形板192是高α材料板，第二环形板194是低α材料板。第二环形板194可以是凸缘133，其用作不可旋转的静态结构，并且可以支撑如图13所示的后推力平衡凸台134。凸缘133可以由环形径向内部燃烧衬套支撑，并且可以螺栓连接或以其他方式附接到环形径向内部燃烧衬套。
如图14、15和16示出不同热膨胀(α)系数的可变面积计量装置190，以计量如图15和16所示在外部和内部气室壳体158，160之间的冷却空气气室163中的叶片冷却空气80。计量装置190设置在冷却空气气室163中，在引流器或加速器165的上游或之前，引流器或加速器165在冷却空气气室163的后端附接到冷却空气气室外部和内部气室壳体158，160。计量装置190包括低α材料环264，该低α材料环264设置在内部气室壳体160中的高α材料环形容器266中。环264和环形容器266可以具有互补的矩形横截面270。可以使用其他互补的横截面形状，例如圆形，菱形等。
环264用作或起上述第一环形板192的作用。至少一个第一计量孔200在环264和外部气室壳体158之间径向延伸。环形容器266包括环形前壁272和环形后壁274以及在其间延伸的径向内壁276。后壁274用作第二环形板194。计量装置190的该实施例可包括固定到或附接到前壁272和后壁274的前、后导向销282、284，并延伸穿过环264中的径向延伸的前凹槽279和后凹槽280。导向销282、284帮助维持环264在环形容器266内的周向或角度关系或对准，同时允许前壁272和后壁274之间的不同的径向扩展和收缩。当冷却空气气室163中的叶片冷却空气80的温度改变时，低α环264扩展和收缩少于高α环形容器266。
环264被设计成从热差扩展，从而阻塞外部气室壳体158和内部气室壳体160之间的冷却空气气室163的径向宽度W的径向部分286。冷却空气气室163可包括在轴向上位于环264处或附近的在外部和内部气室壳体158、160之间的文丘里管部分290。文丘里管部分290被设计为加速冷却空气气室163中的叶片冷却空气80的速度，以改善叶片冷却空气80的计量。内部气室壳体160可分为分别包括前壁272和后壁274的前壳体部分294和后壳体部分296。前壁272和后壁274例如通过螺栓300连接，螺栓300可将前壁272附接到从内壁276径向向内悬垂的环形凸缘302。
图15和图16分别示出了在热和冷位置中的环264和环形容器266的相对位置和对准。在高温位置，高α容器266径向向外扩展，而低α环264逐渐减小到完全打开处于外部和内部气室壳体158、160之间的冷却空气气室163的径向宽度W，如图15所示。在寒冷位置，高α容器266径向向内收缩，而低α环264逐渐减小到部分地封闭内部和外部气室壳体158、160之间的冷却空气气室163的径向宽度W，如图16所示。
如图17和图18示出了另一种装置或组件，其用于将叶片冷却空气80通过保持板109中的冷却孔144回回旋和喷射到第一级盘前腔168中，并将吹扫空气152吹入前腔127中，前腔127轴向定位于保持板109和环形盒229的后环形壁236之间。增强的叶片冷却空气80a是从外部气室壳体158内的环形冷却空气气室163径向注入的并且通过进气口144并进入第一级盘前腔168，进气口144在保持板109的轴向延伸的中空环形延伸部分142中。轴向延伸的中空环形延伸部分142部分围绕第一级盘前腔168。向内开口的环形盒229的开口的径向内端141向进气口144敞开并与之流体流动连通。在向内开口环形盒229的径向内端141处的环形双环形前后刀刃密封件137、139在向内开口的环形盒229的开口的径向内端141与中空环形延伸部分142之间提供密封。
叶片冷却空气80由环形阵列的中空回旋轮叶228加速和回旋，该中空回旋轮叶228可以是翼型件状的，并且容纳在径向向内开口的环形盒229中。叶片冷却空气80通过中空回旋叶片228而回旋。叶片冷却空气80由可变冷却空气80a增强，该可变冷却空气80a进入轮叶的后腔并注射通过翼型件壁上的孔或后缘孔(未示出)。叶片冷却空气80a由不同热膨胀系数(α)的可变面积计量装置190调节地通过中空回旋轮叶228。中空回旋轮叶228轴向布置在环形盒229的前后环形壁234和236之间。叶片冷却空气80穿过前环形壁234中的轮叶冷却空气入口227进入中空回旋轮叶228。轮叶冷却空气入口227和前环形壁234分别对应于第二计量孔202和第二环形板194。增强的叶片冷却空气80通过位于叶片冷却空气入口239径向向内的回旋轮叶228的轮叶冷却空气出口238离开回旋轮叶228。翼型件形状的中空回旋回旋轮叶228加速轮叶内的叶片冷却空气80。叶片冷却空气出口238可以是在翼型件形状的中空回旋回旋轮叶228的后缘242中的孔240的形式。
可变面积计量装置190在前环形壁234中包括冷却空气入口227，前环形壁234被称为第二环形板，并且由较高的α材料制成。前环形壁234用作上述第二环形板194。由低α材料板制成的第一环形板192，如本文所示，具有径向宽度RW和径向位置，允许其从热差扩展以覆盖前环形壁234中的一些或全部冷却空气入口227。这提供了对进入轮叶的增强的叶片冷却空气80a的计量。轴向延伸的导向销210引导并允许前环形壁234与上游或第一环形板192之间的不同的径向扩展和收缩。导向销210还可以用于将低α板192和第二环形板234彼此以邻接和滑动的关系保持，允许不同的径向扩展和收缩。为此，导向销210可以固定到或附接到第二环形壁234，并且延伸穿过第一环形板192中的径向延伸的槽212。导向销210维持保持板的周向或角度关系或对准以及用作计量孔的第一环形板192和冷却空气入口227的对准。弹簧垫圈214可以放置在导向销210上，并通过螺母或其他紧固件218固定，如图2所示。
如图17和18所示，来自气室壳体158内的环形冷却空气气室163的吹扫空气152还可用于冷却和吹扫轴向定位在保持板109和环形盒229的后环形壁236之间的前腔127。轴向延伸通过向内开口的环形盒229的吹扫空气路径150可被用于提供供应吹扫空气152到前腔127。吹扫空气152用于防止热流135从热涡轮流体路径88的热涡轮气流泄漏到前腔127中。前腔127在向内打开的环形盒229的径向内端141处，在热涡轮流动路径88和环形后刀刃密封件139之间径向地延伸，该环形盒229是支撑第一级轮叶或HPT 22的喷嘴131的不可旋转的静态结构129的一部分。前腔127还可以在热涡轮流动路径88和保持板109的中空环形延伸部分142之间径向延伸。
如图19所示，第一级护罩71可被来自涡轮冷却空气环形室288的护罩冷却空气287冷却。图19示出了跨过涡轮冷却空气环形室288的后端布置的计量装置190，以计量到第一级护罩71的护罩冷却空气。在图19中示出的可变面积计量装置190的实施例中，接触的第一和第二环形板192、194是完整的未分段的环。第二环形板194可以是护罩支撑凸缘289，该护罩支撑凸缘289固定到限制HPT和支撑护罩71的燃气涡轮发动机10的中心线轴线8的HPT外部壳体290。第一环形板192是如本文所示的低α材料板，第二环形板194是如本文所示的高α材料板。第一和第二环形板192、194分别具有第一和第二环形排196、198的第一和第二计量孔200、202，并且围绕燃气涡轮发动机10的中心线轴线8径向地设置。
轴向延伸的导向销210引导并允许板之间的不同的径向扩展和收缩。导向销210也可用于以邻接和滑动关系将板彼此保持在一起，从而允许板之间的不同的径向扩展和收缩。为此，导向销210可固定至或附接至第二环形板194，并延伸穿过第一环形板192中的径向延伸的槽212。导向销210有助于保持导向件的周向或角度关系或对准以及第一和第二计量孔200、202的对准。第一环形板192相对于环形流动路径288在第二环形板194的前方或上游。在这个例子中，第一环形板192是低α材料板并且第二环形板194是高α材料板。
本公开的各种特征、方面和优点也可以体现在本公开的方面的任何排列中，包括但不限于在列举的方面中定义的以下技术方案。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种环形流体流量控制或计量装置，包括，其中设置在环形流动路径中的第一环形板和第二环形板，第一环形板和第二环形板由不同的第一材料和第二材料制成，第一环形板的第一热膨胀系数低于第二环形板的第二热膨胀系数，第一环形板与第二环形板邻接或接触，第一环形板包括至少一个第一计量孔，并且第二环形板比第一环形板具有更强的热响应性，其中第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以至少部分地阻塞至少一个第一计量孔，用于计量或控制流过至少一个第一计量孔的流体的流量。
2.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括设置在第一环形板和第二环形板之间的轴向延伸的导向销，用于维持第一环形板和第二环形板的周向或角度关系或对准。
3.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括轴向延伸的导向销，导向销固定或附接至第二环形板，并且轴向延伸的导向销延伸穿过第一环形板中的径向延伸的槽。
4.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括柔顺垫圈，柔顺垫圈放置在导向销上，并通过螺母或其它紧固件被固定到第一环形板。
5.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括：第二环形板具有至少一个第二计量孔。
6.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括：轴向延伸的导向销，导向销设置在第一环形板和第二环形板之间，用于保持第一环形板和第二环形板的周向或角度关系或对准，轴向延伸的导向销固定或附接至第二环形板，并且轴向延伸的导向销延伸穿过第一环形板中的径向延伸的槽。
7.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括：第一环形板包括具有至少一个第一计量孔的第一环形排的第一计量孔，第二环形板包括第二环形排的第二计量孔，以及第二环形板比第一环形板具有更强的热响应性，其中第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以分别至少部分地对准第一计量孔和第二计量孔。
8.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括第一环形板和第二环形板中的一个或两个分别被分段成第一多个第一板段和第二多个第二板段。
9.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括：第一环形板被分段成第一多个第一板段，第一多个第一板段包括第一多个第一计量孔，第一多个第一计量孔包括至少一个第一计量孔，轴向延伸的导向销，导向销固定或附接到第二环形板，并延伸穿过第一板段中的径向延伸的槽，以及轴向延伸的保持销，保持销固定或附接到第二环形板并延伸穿过保持孔，保持孔轴向延伸穿过第一板段。
10.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括：第二环形板包括第二环形排的第二计量孔，第二环形板比第一环形板具有更强的热响应性，其中第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以分别至少部分地对准第一计量孔和第二计量孔，轴向延伸的导向销和径向延伸的槽定位在轴向延伸的保持销和保持孔的径向内侧，以及第二计量孔位于导向销的径向外侧，或者第二计量孔径向位于导向销与轴向延伸的保持销和保持孔之间。
11.根据任何在前条项的环形流体流量控制或计量装置，其中，进一步包括第一孔和第二孔，第一孔和第二孔在周向方向(C)上具有宽度(W)，在径向方向(A)上具有长度(L)，并且宽度(W)小于或大于长度(L)。
12.一种飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其中，包括：核心发动机或气体发生器，核心发动机或气体发生器包括高压压缩机、燃烧室和高压涡轮，一个或多个环形流体流量控制或计量装置，一个或多个环形流体流量控制或计量装置设置在核心发动机或气体发生器中的一个或多个对应的环形流动路径中，每个计量装置包括设置在环形流动路径中的第一环形板和第二环形板，第一环形板和第二环形板由不同的第一材料和第二材料制成，第一环形板的第一热膨胀系数低于第二环形板的第二热膨胀系数，第一环形板与第二环形板邻接或接触，第一环形板包括至少一个第一计量孔，以及第二环形板比第一环形板具有更强的热响应性，其中第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以至少部分地阻塞至少一个第一计量孔，用于计量或控制流过至少一个第一计量孔的流体的流量。
13.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其中，进一步包括设置在第一环形板和第二环形板之间的轴向延伸的导向销，用于维持第一环形板和第二环形板的周向或角度关系或对准，并且轴向延伸的导向销固定或附接至第二环形板，并且轴向延伸的导向销延伸穿过第一环形板中的径向延伸的槽。
14.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其中，进一步包括：一个或多个对应的环形流动路径与高压涡轮成冷却供给关系，高压涡轮包括涡轮第一级盘，在一个或多个对应的环形流动路径中的一个中的径向向内开口的环形盒，径向向内开口的环形盒可操作用于将叶片冷却空气从一个或多个对应的环形流动路径中的一个回旋并注入到涡轮第一级盘前腔中，涡轮第一级盘前腔轴向位于保持板和涡轮第一级盘的保持板盘腹板之间，环形阵列的中空回旋轮叶，中空回旋轮叶轴向设置在环形盒的前环形壁和后环形壁之间，其中前环形壁是第二环形板，第二计量孔是进入中空回旋轮叶的轮叶冷却空气入口，轮叶冷却空气出口，轮叶冷却空气出口在中空回旋轮叶中，并与轮叶冷却空气入口流体连通，以及轮叶冷却空气入口位于轮叶冷却空气入口的径向内侧。
15.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其中，进一步包括：径向向内开口的环形盒包括开口的径向内端，开口的径向内端对保持板的中空环形延伸部分中的入口端口开口并与入口端口流体流动连通，中空环形延伸部分包围涡轮第一级盘前腔的一部分，以及环形双环形前刀刃密封件和后刀刃密封件在向内开口的环形盒的径向内端和中空环形延伸部分之间提供密封。
16.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其中，进一步包括：轴向定位在保持板和环形盒的后环形壁之间的前腔，前腔在高压涡轮的热涡轮流动路径和保持板的中空环形延伸部之间径向延伸，以及吹扫空气路径，吹扫空气路径轴向延伸穿过向内开口的环形盒至前腔。
17.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其中，进一步包括：高压涡轮包括涡轮第一级盘，涡轮第一级盘前腔，涡轮第一级盘前腔轴向地定位在保持板和涡轮第一级盘的保持板盘腹板之间，轴向定位在保持板和高压涡轮的不可旋转的静态结构之间的前腔，前腔从高压涡轮的热涡轮流动路径径向向内延伸，一个或多个对应的环形流动路径包括吹扫空气路径，吹扫空气路径轴向延伸穿过不可旋转的静态结构至前腔，以及计量装置中的一个设置在吹扫空气路径中并且支撑在不可旋转的静态结构中。
18.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：不可旋转的静态结构包括第二环形板，第二环形板中的第二环形排的第二计量孔，以及第二环形板是凸缘，凸缘被螺栓或以其它方式附接到燃烧室的环形径向内部燃烧衬套。
19.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：一个或多个对应的环形流动路径与高压涡轮成冷却供应关系，高压涡轮包括涡轮第一级盘，环形冷却空气气室，环形冷却空气气室与一个或多个引流器或加速器流体供应连通，一个或多个引流器或加速器在冷却空气气室的后端处附接到径向外部和内部气室壳体，以及一个或多个引流器或加速器构造成用于将叶片冷却空气从环形冷却空气气室注入和/或回旋到涡轮第一级盘前腔中，涡轮第一级盘前腔轴向地定位在保持板和涡轮第一级盘的盘腹板之间。
20.根据任何在前条项的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：第一环形板包括低α材料环，低α材料环设置在内部气室壳体中的高α材料环形容器中，以及高α环形容器包括环形前壁和后壁以及在环形前壁和后壁之间延伸的径向内壁，其中后壁包括第二环形板，以及其中低α材料环和高α材料环形容器具有互补的横截面。

Claims (20)

1.一种环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，包括：
设置在环形流动路径中的第一环形板和第二环形板，
所述第一环形板和所述第二环形板由不同的第一材料和第二材料制成，
所述第一环形板的第一热膨胀系数低于所述第二环形板的第二热膨胀系数，
所述第一环形板与所述第二环形板邻接或接触，
所述第一环形板包括至少一个第一计量孔，并且
所述第二环形板比所述第一环形板具有更强的热响应性，其中所述第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以至少部分地阻塞所述至少一个第一计量孔，用于计量或控制流过所述至少一个第一计量孔的流体的流量。
2.如权利要求1所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括设置在所述第一环形板和所述第二环形板之间的轴向延伸的导向销，用于维持所述第一环形板和所述第二环形板的周向或角度关系或对准。
3.如权利要求1所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括轴向延伸的导向销，所述导向销固定或附接至所述第二环形板，并且所述轴向延伸的导向销延伸穿过所述第一环形板中的径向延伸的槽。
4.如权利要求3所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括柔顺垫圈，所述柔顺垫圈放置在所述导向销上，并通过螺母或其它紧固件被固定到所述第一环形板。
5.如权利要求1所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括：所述第二环形板具有至少一个第二计量孔。
6.如权利要求5所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括：
轴向延伸的导向销，所述导向销设置在所述第一环形板和所述第二环形板之间，用于保持所述第一环形板和所述第二环形板的周向或角度关系或对准，
所述轴向延伸的导向销固定或附接至所述第二环形板，并且
所述轴向延伸的导向销延伸穿过所述第一环形板中的径向延伸的槽。
7.如权利要求1所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括：
所述第一环形板包括具有所述至少一个第一计量孔的第一环形排的第一计量孔，
所述第二环形板包括第二环形排的第二计量孔，以及
所述第二环形板比所述第一环形板具有更强的热响应性，其中所述第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以分别至少部分地对准所述第一计量孔和所述第二计量孔。
8.如权利要求1所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括所述第一环形板和所述第二环形板中的一个或两个分别被分段成第一多个第一板段和第二多个第二板段。
9.如权利要求1所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括：
所述第一环形板被分段成第一多个第一板段，
所述第一多个第一板段包括第一多个第一计量孔，所述第一多个第一计量孔包括所述至少一个第一计量孔，
轴向延伸的导向销，所述导向销固定或附接到所述第二环形板，并延伸穿过所述第一板段中的径向延伸的槽，以及
轴向延伸的保持销，所述保持销固定或附接到所述第二环形板并延伸穿过保持孔，所述保持孔轴向延伸穿过所述第一板段。
10.如权利要求9所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括：
所述第二环形板包括第二环形排的第二计量孔，
所述第二环形板比所述第一环形板具有更强的热响应性，其中所述第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以分别至少部分地对准所述第一计量孔和所述第二计量孔，
所述轴向延伸的导向销和所述径向延伸的槽定位在所述轴向延伸的保持销和所述保持孔的径向内侧，以及
所述第二计量孔位于所述导向销的径向外侧，或者所述第二计量孔径向位于所述导向销与所述轴向延伸的保持销和所述保持孔之间。
11.如权利要求10所述的环形流体流量控制或计量装置，其特征在于，进一步包括第一孔和第二孔，所述第一孔和第二孔在周向方向(C)上具有宽度(W)，在径向方向(A)上具有长度(L)，并且所述宽度(W)小于或大于所述长度(L)。
12.一种飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，包括：
核心发动机或气体发生器，所述核心发动机或气体发生器包括高压压缩机、燃烧室和高压涡轮，
一个或多个环形流体流量控制或计量装置，所述一个或多个环形流体流量控制或计量装置设置在所述核心发动机或气体发生器中的一个或多个对应的环形流动路径中，
每个所述计量装置包括设置在环形流动路径中的第一环形板和第二环形板，
所述第一环形板和所述第二环形板由不同的第一材料和第二材料制成，
所述第一环形板的第一热膨胀系数低于所述第二环形板的第二热膨胀系数，
所述第一环形板与所述第二环形板邻接或接触，
所述第一环形板包括至少一个第一计量孔，以及
所述第二环形板比所述第一环形板具有更强的热响应性，其中所述第二环形板被构造成径向扩展和收缩，以至少部分地阻塞所述至少一个第一计量孔，用于计量或控制流过所述至少一个第一计量孔的流体的流量。
13.如权利要求12所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括设置在所述第一环形板和所述第二环形板之间的轴向延伸的导向销，用于维持所述第一环形板和所述第二环形板的周向或角度关系或对准，并且轴向延伸的导向销固定或附接至所述第二环形板，并且所述轴向延伸的导向销延伸穿过所述第一环形板中的径向延伸的槽。
14.如权利要求12所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：
所述一个或多个对应的环形流动路径与所述高压涡轮成冷却供给关系，
所述高压涡轮包括涡轮第一级盘，
在所述一个或多个对应的环形流动路径中的一个中的径向向内开口的环形盒，
所述径向向内开口的环形盒可操作用于将叶片冷却空气从所述一个或多个对应的环形流动路径中的一个回旋并注入到涡轮第一级盘前腔中，所述涡轮第一级盘前腔轴向位于保持板和所述涡轮第一级盘的盘腹板之间，
环形阵列的中空回旋轮叶，所述中空回旋轮叶轴向设置在所述环形盒的前环形壁和后环形壁之间，其中所述前环形壁是所述第二环形板，第二计量孔是进入所述中空回旋轮叶的轮叶冷却空气入口，
轮叶冷却空气出口，所述轮叶冷却空气出口在所述中空回旋轮叶中，并与所述轮叶冷却空气入口流体连通，以及
所述轮叶冷却空气入口位于所述轮叶冷却空气入口的径向内侧。
15.如权利要求14所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：
所述径向向内开口的环形盒包括开口的径向内端，所述开口的径向内端对保持板的中空环形延伸部分中的入口端口开口并与所述入口端口流体流动连通，
所述中空环形延伸部分包围所述涡轮第一级盘前腔的一部分，以及
环形双环形前刀刃密封件和后刀刃密封件在所述向内开口的环形盒的所述径向内端和所述中空环形延伸部分之间提供密封。
16.如权利要求15所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：
轴向定位在所述保持板和所述环形盒的所述后环形壁之间的前腔，
所述前腔在所述高压涡轮的热涡轮流动路径和所述保持板的所述中空环形延伸部分之间径向延伸，以及
吹扫空气路径，所述吹扫空气路径轴向延伸穿过所述向内开口的环形盒至所述前腔。
17.如权利要求12所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：
所述高压涡轮包括涡轮第一级盘，
涡轮第一级盘前腔，所述涡轮第一级盘前腔轴向地定位在保持板和所述涡轮第一级盘的盘腹板之间，
轴向定位在所述保持板和所述高压涡轮的不可旋转的静态结构之间的前腔，
所述前腔从所述高压涡轮的热涡轮流动路径径向向内延伸，
所述一个或多个对应的环形流动路径包括吹扫空气路径，所述吹扫空气路径轴向延伸穿过所述不可旋转的静态结构至所述前腔，以及
所述计量装置中的一个设置在所述吹扫空气路径中并且支撑在所述不可旋转的静态结构中。
18.如权利要求17所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：
所述不可旋转的静态结构包括所述第二环形板，
所述第二环形板中的第二环形排的第二计量孔，以及
所述第二环形板是凸缘，所述凸缘被螺栓或以其它方式附接到所述燃烧室的环形径向内部燃烧衬套。
19.如权利要求12所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：
所述一个或多个对应的环形流动路径与所述高压涡轮成冷却供应关系，
所述高压涡轮包括涡轮第一级盘，
环形冷却空气气室，所述环形冷却空气气室与一个或多个引流器或加速器流体供应连通，所述一个或多个引流器或加速器在所述冷却空气气室的后端处附接到径向外部和内部气室壳体，以及
所述一个或多个引流器或加速器构造成用于将叶片冷却空气从所述环形冷却空气气室注入和/或回旋到涡轮第一级盘前腔中，所述涡轮第一级盘前腔轴向地定位在保持板和所述涡轮第一级盘的盘腹板之间。
20.如权利要求19所述的飞行器涡轮风扇燃气涡轮发动机，其特征在于，进一步包括：
所述第一环形板包括低热膨胀系数α材料环，
所述低热膨胀系数α材料环设置在所述内部气室壳体中的高热膨胀系数α材料环形容器中，以及
所述高热膨胀系数α环形容器包括环形前壁和后壁以及在所述环形前壁和后壁之间延伸的径向内壁，
其中所述后壁包括所述第二环形板，以及
其中所述低热膨胀系数α材料环和所述高热膨胀系数α材料环形容器具有互补的横截面。
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Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11598265B2 (en) * 2021-02-03 2023-03-07 Pratt & Whitney Canada Corp. Tangential on-board injector
US11692448B1 (en) 2022-03-04 2023-07-04 General Electric Company Passive valve assembly for a nozzle of a gas turbine engine

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5316437A (en) * 1993-02-19 1994-05-31 General Electric Company Gas turbine engine structural frame assembly having a thermally actuated valve for modulating a flow of hot gases through the frame hub

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3446286A (en) * 1965-07-12 1969-05-27 William E Kreidler Automatic fire extinguisher
US3362636A (en) * 1965-07-21 1968-01-09 Miyawaki Sentaro Bimetal steam trap
US3386065A (en) * 1967-03-15 1968-05-28 Dole Valve Co Snap acting thermal element
US3542289A (en) * 1968-09-24 1970-11-24 Ford Motor Co Snap action thermally responsive valve
US3814313A (en) * 1968-10-28 1974-06-04 Gen Motors Corp Turbine cooling control valve
FR2280791A1 (fr) * 1974-07-31 1976-02-27 Snecma Perfectionnements au reglage du jeu entre les aubes et le stator d'une turbine
US4023731A (en) 1974-12-19 1977-05-17 General Electric Company Thermal actuated valve for clearance control
US4613280A (en) 1984-09-21 1986-09-23 Avco Corporation Passively modulated cooling of turbine shroud
FR2600377B1 (fr) 1986-06-18 1988-09-02 Snecma Dispositif de controle des debits d'air de refroidissement d'une turbine de moteur
FR2604750B1 (fr) 1986-10-01 1988-12-02 Snecma Turbomachine munie d'un dispositif de commande automatique des debits de ventilation de turbine
US6116852A (en) 1997-12-11 2000-09-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine passive thermal valve for improved tip clearance control
US6672072B1 (en) 1998-08-17 2004-01-06 General Electric Company Pressure boosted compressor cooling system
GB2354290B (en) 1999-09-18 2004-02-25 Rolls Royce Plc A cooling air flow control device for a gas turbine engine
US8684275B2 (en) 2003-05-16 2014-04-01 Kambix Innovations, Llc Smart passive thermal devices and methods
FR2856466B1 (fr) * 2003-06-20 2005-08-26 Snecma Moteurs Dispositif d'etancheite de bougie non soude sur la paroi de chambre
FR2930324B1 (fr) 2008-04-17 2011-06-17 Snecma Dispositif de refroidissement d'une paroi
US8133014B1 (en) * 2008-08-18 2012-03-13 Florida Turbine Technologies, Inc. Triple acting radial seal
GB0908373D0 (en) * 2009-05-15 2009-06-24 Rolls Royce Plc Fluid flow control device
US8678753B2 (en) 2009-11-30 2014-03-25 Rolls-Royce Corporation Passive flow control through turbine engine
WO2011123106A1 (en) 2010-03-31 2011-10-06 United Technologies Corporation Turbine blade tip clearance control
CH704124A1 (de) 2010-11-19 2012-05-31 Alstom Technology Ltd Rotierende maschine, insbesondere gasturbine.
EP2592239B1 (de) * 2011-11-09 2016-03-23 Bosch Mahle Turbo Systems GmbH & Co. KG Variable Turbinengeometrie für eine Ladeeinrichtung und entsprechende Ladeeinrichtung
US9188010B2 (en) 2012-06-25 2015-11-17 General Electric Company Systems and methods to control flow in a rotor wheel
US9297310B2 (en) * 2012-10-18 2016-03-29 General Electric Company Part load performance improvement using deformable bore plugs
US9181933B2 (en) * 2012-12-10 2015-11-10 Alcatel Lucent Temperature control device with a passive thermal feedback control valve
US9593590B2 (en) * 2013-03-01 2017-03-14 Siemens Energy, Inc. Active bypass flow control for a seal in a gas turbine engine
JP2016512305A (ja) * 2013-03-15 2016-04-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 調整されたタービン冷却システム
EP3055514B1 (en) * 2013-10-07 2020-04-08 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade outer air seal thermal control system
US9845692B2 (en) * 2015-05-05 2017-12-19 General Electric Company Turbine component connection with thermally stress-free fastener
US10337343B2 (en) 2015-08-13 2019-07-02 General Electric Company Turbine component surface cooling system with passive flow modulation
US11149646B2 (en) * 2015-09-02 2021-10-19 General Electric Company Piston ring assembly for a turbine engine
US9976487B2 (en) * 2015-12-22 2018-05-22 General Electric Company Staged fuel and air injection in combustion systems of gas turbines
US11248490B2 (en) * 2018-06-11 2022-02-15 Raytheon Technologies Corporation Thermally responsive cooling flow meters

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5316437A (en) * 1993-02-19 1994-05-31 General Electric Company Gas turbine engine structural frame assembly having a thermally actuated valve for modulating a flow of hot gases through the frame hub

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US11492972B2 (en) 2022-11-08
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