CN114829744A - 用于飞行器涡轮机的涡轮转子轮部 - Google Patents

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CN114829744A CN202080084895.5A CN202080084895A CN114829744A CN 114829744 A CN114829744 A CN 114829744A CN 202080084895 A CN202080084895 A CN 202080084895A CN 114829744 A CN114829744 A CN 114829744A
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Abstract

一种用于飞行器涡轮机的涡轮转子轮部(50)，特别地，该涡轮转子轮部是对转式涡轮轮部，该涡轮转子轮部包括：‑转子盘(52)，‑环形护罩(54)，环形护罩围绕盘延伸，以及‑叶片(56)，叶片被布置在盘和护罩之间，其特征在于，叶片中的每一个叶片的根部包括用于附接到盘的两个凸部(66)，所述凸部分别被布置在盘的壁(80)相对于轴线的上游和下游，布置在上游的凸部接合在盘的第一凹槽(70)中，并且被构造成通过与所述第一凹槽的外围边缘(74)抵接来与所述第一凹槽的外围边缘配合，布置在下游的凸部接合在盘的第二凹槽(72)中，并且被构造成通过与所述第二凹槽的外围边缘(74)抵接来与所述第二凹槽的外围边缘配合。

Description

用于飞行器涡轮机的涡轮转子轮部
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器涡轮机的涡轮转子轮部，特别是对转式涡轮转子轮部。
背景技术
通常，飞行器涡轮机在气体的流动方向上从上游到下游包括风扇、低压压缩机、高压压缩机、环形燃烧室、高压涡轮以及低压涡轮。低压压缩机的转子由低压涡轮的转子驱动，高压压缩机的转子由高压涡轮的转子驱动。
从发动机性能和燃料消耗来看，使低压涡轮的转速最大化是有利的，因为这使得能够获得涡轮的更高的效率。然而，增加涡轮的转速意味着增加涡轮所经受的离心力，从而使涡轮的设计变得非常复杂。
在不增加涡轮的转速的情况下，提高涡轮的效率的一个建议是使用对转式涡轮。因此，低压涡轮由双转子涡轮代替，双转子涡轮的第一转子被构造成在第一旋转方向上旋转并且连接到第一涡轮轴，双转子涡轮的第二转子被构造成在相反的旋转方向上旋转并且连接到第二涡轮轴。第一转子包括插入在第二转子的涡轮轮部之间的涡轮轮部。
在涡轮直接驱动风扇的常规架构中，低压涡轮可以具有约4,000转每分钟的起飞转速，或者在涡轮通过减速装置驱动风扇的架构中，低压涡轮可以具有约10,000转每分钟的起飞转速。由转子分别以约3,000转每分钟和7,000转每分钟的起飞速度旋转的对转式涡轮来代替上述低压涡轮使得能够具有10,000(3000+7000)转每分钟的相对速度，同时具有在上述速度区间的低范围内的绝对速度。
该对转式涡轮包括低速转子和高速转子，低速转子驱动风扇，高速转子与具有行星类型的周转齿轮系的机械减速装置啮合，该周转齿轮系的输入部和输出部是对转的(旋转的环形齿轮、固定的行星架、旋转的太阳齿轮)。
减速装置联接了高速转子和低速转子，从而使得动力能够从高速转子朝向低速转子传递。通过经过轴而不需要经过减速装置来将大部分动力从涡轮朝向风扇传递，实现了更高的高速涡轮效率。
由于这种架构的机械集成，该架构是复杂的。一个问题与低速转子与风扇之间的扭矩的传递有关。该扭矩传递通常通过低速转子的最后的级或最后的轮部(即最下游的部件)进行，来直接传递到涡轮轴的下游端部，该涡轮轴的上游端部连接到风扇。
该问题的一个解决方案在于在一个部件中实施扭矩传动轮部，该轮部附接到涡轮轴的下游端部。虽然在此确保了扭矩传递，但这种解决方案并不令人满意，因为在运行中轮部受到工作温度的影响，该工作温度在部件中造成显著的温度梯度，这可能使轮部变形，并且导致轮部相对于其旋转轴线失去中心定位。这些温度梯度也可能导致裂纹和裂缝出现，而且没有提供确保在部件破裂后保留部件的碎片。因此，该碎片可能泄露到涡轮管道中，并且对发动机造成显著损害。特别的，本发明旨在对以上问题中的至少一些问题提供简单、有效且经济的解决方案。
对于这种涡轮轮部，使用常规设计(例如在文献EP-2 728 121-A2或US-2011/110786-A1中的设计，这些设计包括通过楔形榫头或凸部而保持在原位的轮叶，楔形榫头或凸部被接纳在形成在盘的厚度上的狭槽中)是不可行的，因为这些设计在轴向上太庞大。
发明内容
本发明提出了一种用于飞行器涡轮机的涡轮转子轮部，特别地，该涡轮转子轮部是对转式涡轮转子轮部，该涡轮转子轮部包括：
-转子盘，转子盘围绕轴线X延伸，
-环形护罩，环形护罩围绕所述轴线X和所述盘延伸，以及
-轮叶，轮叶被布置在所述盘和所述护罩之间，并且包括附接到所述盘的根部以及附接到所述护罩的顶部，
其特征在于，轮叶中的每一个轮叶的根部包括用于附接到盘的两个凸部，这些凸部分别被布置在盘的壁相对于所述轴线的上游和下游，布置在上游的凸部接合在盘的第一凹槽中并且被构造成通过与该第一凹槽的外围边缘抵接来与该第一凹槽的外围边缘配合，布置在下游的凸部接合在盘的第二凹槽中并且被构造成通过与该第二凹槽的外围边缘抵接来与该第二凹槽的外围边缘配合，所述第一凹槽和所述第二凹槽位于所述壁的两侧。
因此，每个轮叶的附接凸部形成凸部分(或凹部分)，凸部分(或凹部分)接合在由盘的凹槽形成的凹部分(或凸部分)中。每个轮叶根部的凹凸接合确保了最佳的扭矩传递。实际上，凸部可以通过与凹槽的外围边缘抵接来与凹槽的外围边缘配合，这使得能够具有大量的支撑和扭矩传递表面。此外，轮部呈多个部件(而不是单个一体的部件)的构造是有利的，因为这限制了在单个部件中出现大的温度梯度，从而限制了该部件变形和开裂的风险。轮部的组装和制造相对容易。最后，降低了盘偏离中心的风险，并且凹凸接合也可以使得能够限制轮叶由于破裂和损耗而进入涡轮管道的风险。
根据本发明的转子轮部可以包括被单独采用或被彼此结合地采用的以下特征中的一个或多个：
-所述凸部是大致平面的且平行的，并且在大致垂直于所述轴线X的平面中延伸，
-所述壁包括孔，该孔平行于所述轴线X定向并且与所述凸部的孔对准，附接元件穿过凸部的孔和壁的孔；该附接元件可以确保轮叶相对于盘的保持；
-凸部的孔和壁的孔中的至少一些孔具有细长的形状或椭圆形形状，并且包括相对于所述轴线X在径向方向上定向的较长的尺寸；该形状可以保证在运行期间部件的膨胀自由；
-凸部中的每一个凸部包括第一对周向止挡部和第二对周向止挡部，第一对和第二对彼此径向地间隔开，每对止挡部中的每一个止挡部适于支承在对应的凹槽的所述外围边缘上；
-第一对止挡部在距彼此一距离处，该距离不同于第二对止挡部之间的距离；
-第一凹槽和第二凹槽各自包括第一径向外部部分和径向内部部分，第一径向外部部分具有周向宽度或周向尺寸D1，径向内部部分具有周向宽度或周向尺寸D2，其中，D2<D1；
-轮叶包括叶片，叶片通过平台连接到所述根部，这些平台围绕所述盘彼此紧挨着地周向地布置；
-具有环形形状的隔热罩被安装并且附接在所述盘的上游面或下游面上；
-所述护罩是分部段的，并且包括护罩部段，每个护罩部段连接到轮叶中的一个轮叶的顶部，护罩部段包括环形凸缘的部段，所述环形凸缘的部段用于附接到另一个转子轮部；
-该罩包括径向外部部分，径向外部部分具有大致圆柱形形状或截头圆锥形形状，并且被轮叶的平台包围；
-该罩包括中间部分，该中间部分具有大致C形的横截面，该横截面限定了环形空间，所述附接元件的轴向端部被容纳在该环形空间中；
-该罩包括径向内部部分，径向内部部分大致垂直于所述轴线X延伸，并且抵靠所述盘被施加和附接。
本发明还涉及用于飞行器的具有对转式涡轮的涡轮机，该涡轮机包括对转式涡轮，对转式涡轮具有第一转子和第二转子，第一转子被构造成在第一旋转方向上旋转并且连接到第一涡轮轴，第二转子被构造成在相反的旋转方向上旋转并且连接到第二涡轮轴，第一转子包括插入在第二转子的涡轮轮部之间的涡轮轮部，其特征在于，第二转子的轮部中的一个轮部如以上所限定的，并且通过轮部的盘连接到第二涡轮轴。
因此，该轮部可以保证第二涡轮转子的扭矩回收和径向保持。
可选地但有利地，第一转子的涡轮轮部彼此连接并且在管道内部连接到第一轴，并且第二转子的涡轮轮部通过根据本发明的轮部的盘在外部连接到管道并且连接到第二轴。
优选地，涡轮机是具有单个带护罩的风扇的类型，第一轴驱动该单个风扇旋转。
附图说明
通过以下以非限制性示例的方式做出的描述并且参照附图，将更好地理解本发明，并且本发明的其它细节、特征和优点将变得更加清楚，在附图中：
[图1]图1是具有对转式涡轮的飞行器涡轮机的非常示意性的轴向横截面视图，
[图2]图2是飞行器涡轮机的对转式涡轮的非常示意性的视图，
[图3]图3是根据本发明的实施例的转子轮部的一部分的示意性透视图，
[图4]图4是图3的一部分的更大比例的视图，
[图5]图5是图3中的转子轮部的示意性轴向横截面视图，
[图6]图6是图3的转子轮部的轮叶的径向内部端部的示意性透视图，
[图7]图7是图3中的转子轮部的盘的局部示意性透视图，
[图8]图8是图7的盘的详细视图；
[图9]图9是类似于图8的视图，并且示出了轮叶的附接到盘的径向内部端部，以及
[图10]图10是图3中的转子轮部的径向内部端部和盘的示意性正视图。
具体实施方式
图1示出了用于飞行器的、具有对转式涡轮的涡轮机10的非常示意性的图示。
该涡轮机10在气体的流动方向上从上游到下游包括风扇12、低压压缩机14、高压压缩机16、环形燃烧室18、高压涡轮20以及对转式涡轮22。
附图标记24表示位于压缩机14和16之间的中间壳体，附图标记26表示位于涡轮20和22之间的涡轮壳体(TVF型的涡轮壳体，TVF是涡轮轮叶框架(Turbine Vane Frame)的缩写，涡轮轮叶框架型的涡轮壳体表示装配有形成整流叶片的臂的涡轮壳体)。最后，附图标记28表示排气壳体(TRF型的排气壳体，TRF是涡轮后部框架(Turbine Rear Frame)的缩写，涡轮后部框架型的排气壳体表示最后的涡轮壳体)。这些壳体形成了涡轮机的结构：这些壳体支撑了引导轴旋转的轴承，并且联接到涡轮机的悬架。
高压涡轮20的转子通过高压轴30驱动高压压缩机16的转子旋转，该高压轴通过轴承被定位在中心并且被引导旋转，该轴承例如为上游滚珠轴承32和下游滚子轴承34。轴承32安装在轴30的上游端部和中间壳体24之间，轴承34安装在轴30的下游端部和涡轮壳体26之间。
对转式涡轮22包括第一转子22a和第二转子22b，第一转子具有轮部22aa，第一转子被构造成在第一旋转方向上旋转并且连接到第一涡轮轴36，第二转子具有轮部22ba，第二转子被构造成在相反的旋转方向上旋转并且连接到第二涡轮轴38，第二转子的轮部22ba交错在转子22a的轮部22aa之间。
每个涡轮轮部包括环形排的轮叶，轮叶中的每一个轮叶包括空气动力学轮廓，空气动力学轮廓包括拱腹和拱背，拱腹和拱背接合以形成涡轮管道中的气体的前缘和后缘。
第一轴36驱动风扇12和低压压缩机14的转子旋转。此外，该第一轴36与具有行星类型的周转齿轮系的机械减速装置42的环形齿轮40啮合。
第二轴38与减速装置42的太阳齿轮44或行星装置啮合。
减速装置42还包括行星齿轮，该行星齿轮分别与太阳齿轮44和环形齿轮40啮合，并由附接到排气壳体28的行星架46承载。
壳体26和28中的每一个壳体通常包括中心毂和外环部，外环部围绕毂并且通过一系列臂连接到毂，这些臂大致径向于涡轮机的纵向轴线。壳体28的中心毂围绕减速装置42的至少一部分延伸。
图2以更大的比例示出了涡轮机的下游端部，特别地示出了涡轮机的对转式涡轮22。该图2中的前面已经描述的元件由相同的附图标记表示。在该实施例中，行星架46附接到涡轮壳体26。
在图2中可以看到，被称为高速转子的转子22a连接到轴38，轴38与减速装置42的太阳齿轮44或行星装置啮合。被称为低速转子的转子22b连接到轴36，轴36与减速装置42的环形齿轮40啮合并且驱动风扇。
转子22b到轴36的连接通过转子的最后的级或最后的轮部进行，该连接必须有利地被设计成将旋转扭矩(箭头F1)传递到轴36，同时限制与运行期间的热梯度相关的约束并且确保第二涡轮转子的径向保持。
第一转子22a的涡轮轮部22aa彼此连接并且在管道内部连接到第一轴38。根据本发明，第二转子22b的涡轮轮部22ba通过轮部22ba1的盘在外部连接到管道和第二轴36。
本发明提出了对该问题的解决方案，并且本发明的实施例在图3和以下示出。
解决方案是转子轮部50被构造成使得能够传递扭矩(F1)，同时具有最佳的使用寿命。
转子轮部50大致包括三个部分，即
-转子盘52，转子盘围绕轴线X延伸，该轴线是涡轮机的纵向轴线，
-环形护罩54，环形护罩围绕轴线X和盘52延伸，以及
-轮叶56，轮叶被布置在盘52和护罩54之间。
轮叶56在盘52和护罩54之间大致径向地延伸，并且每个轮叶包括空气动力学地成形的叶片58，该叶片包括由前缘58c和后缘58d连接的拱腹58a和拱背58b。
叶片58的或轮叶56的径向外端部被称为顶部，并且在此刚性地连接到护罩54。该护罩54是分部段的，并且因此包括围绕轴线X彼此紧挨着地周向地布置的多个部段。
轮叶56的径向内部端部包括根部60，根部通过平台62连接到叶片58。如在图3中所见到的，轮叶56的平台62旨在位于盘52上方或盘的外部，并且被布置在两个相邻的轮叶平台62之间。
根部60、平台62、叶片58以及甚至护罩部段54可以一体地形成。为了清楚起见，在图3中，仅完整地示出了轮叶58中的一个轮叶。轮部的其他轮叶部分地示出，仅轮叶的平台62和根部60是可见的。
与护罩部段54一样，轮叶56的平台62围绕盘52和轴线X彼此紧挨着地周向地布置。
每个平台62包括上游边缘62a、下游边缘62b、以及在边缘62a、62b之间延伸的两个侧边缘62c。每个平台62的边缘62c位于距面对相邻平台的边缘62c短距离处。
护罩部段54也是如此。每个护罩部段54包括上游边缘54a、下游边缘54b、以及在边缘54a、54b之间延伸的两个侧边缘54c。每个平台54的边缘54c位于距面对相邻护罩部段的边缘54c短距离处。此外，每个部段的边缘54a包括附接凸缘部段64，所有护罩部段54的凸缘部段64形成环形附接凸缘，特别地，环形附接凸缘附接到与涡轮转子22b的另一个轮部一体的相邻护罩(未示出)。该凸缘或每个凸缘部段64包括用于诸如螺钉螺母的附接元件穿过的轴向孔。
每个轮叶56的根部60包括两个凸部66，两个凸部用于接合在盘52的凹槽68中并且用于附接到该盘。
在图7和图8中单独示出了盘52。盘具有大致环形形状，即盘的中心是中空的。用于扭矩(F1)的传递的、该盘52到轴36的连接装置未示出。
轮叶56的根部60附接到盘52的外围，盘包括上游面52a和下游面52b。第一凹槽70存在于上游面52a上并且围绕轴线X均匀地分布。第二凹槽72存在于上游面52b上并且围绕轴线X均匀地分布。
凹槽70的数量等于凹槽72的数量，并且凹槽72中的每一个凹槽被定位成与凹槽70中的一个凹槽轴向对准。
在所示的示例中，凹槽的形状是相同的。可替代地，然而，凹槽的形状可以是不同的以形成指示部并且防止不适当的轮叶组装(前缘的方向朝向下游而不是朝向上游)。
凹槽70、72在图8中最好地看到，并且包括大致T形形状。每个凹槽包括具有周向宽度或周向尺寸D1的第一径向外部部分(相对于轴线X)和具有周向宽度或周向尺寸D2的径向内部部分。D2<D1。
每个凹槽70、72包括外围边缘74，该外围边缘在示出的示例中是不连续的，因为每个凹槽径向向外敞开到盘的外部外围边缘76。凹槽70、72的部分中的每一个部分包括周向地面对的邻接的侧表面78。
凹槽70、72的底部由盘的壁80形成，图7使得能够示出凹槽位于这些壁80的两侧。
壁80各自包括轴向孔82。优选地，该孔82具有椭圆形形状或细长的形状，其中延伸轴线相对于轴线径向地定向。这意味着每个孔82具有径向定向的最长尺寸。
如在图4、图5以及图6中所示，诸如螺栓的附接元件84穿过该孔82以及轮叶56的凸部66中的孔85。优选地，每个孔85具有类似于孔82的椭圆形形状的椭圆形形状。螺栓的杆84a延伸穿过孔82、85，并且包括：端部，该端部连接到头部84b，该头部支承在轮叶的凸部66中的一个凸部上；以及相对的端部，相对的端部接纳螺母84c，螺母支承在该轮叶的凸部66中的另一个凸部上(参见图5)。
附接元件84穿过凸部66的椭圆形孔82、85和壁80，椭圆形孔和壁使得在运行中在部件之间特别是在径向方向上能够进行不同的热膨胀。
轮叶56的根部60，特别是轮叶的径向内部端部在图6中单独示出。
凸部66是大致平面的且平行的，并且在大致垂直于轴线X的平面中延伸。凸部以一距离彼此间隔开，该距离对应于旨在插入在凸部66之间的壁80的厚度。
每个凸部66被设计成通过凹凸配合接合在凹槽70、72中，并且因此包括几乎与凹槽的形状互补的形状(参见图9)。
每个凸部66包括大致8字形的形状，并且包括两个部分，该两个部分分别为外部部分66a和内部部分66b。外部部分66a旨在接合在凹槽70的外部部分中，并且包括该凸部的孔85。该部分66a包括第一对周向止挡部86。
内部部分66b旨在接合在凹槽70的内部部分中，并且不包括孔。该部分66b包括第二对周向止挡部88。
第一对止挡部86和第二对止挡部88彼此径向隔开。止挡部86适于通过在周向方向上支承在凹槽70、72的表面78来配合，并且止挡部88适于通过在周向方向上支承在该凹槽的表面78来配合。
止挡部86在距彼此一距离处，该距离不同于止挡部88之间的距离，并且特别地在所示的示例中大于止挡部88之间的距离。
在图5中所示的示例中，具有环形形状的隔热罩90被安装并且附接到盘52的上游面52a。该罩90覆盖了该面52a以保护该面例如免受来自涡轮管道的热辐射。
在所示的示例中，罩90一体地形成，并且包括三个部分，分别为径向外部部分90a、中间部分90b以及径向内部部分90c。
部分90a在形状上为大致圆柱形或截头圆锥形，并且被轮叶56的平台62包围。中间部分90b具有C形的横截面，该横截面限定了环形空间92，螺栓的轴向端部，例如螺栓的头部或螺母被容纳在该环形空间中。最后，部分90c大致垂直于轴线X延伸，并且抵靠盘52被施加和附接。
图10示出了完整的轮部，但没有示出整个护罩54和轮叶56。
轮部可以以如下的方式安装。每个轮叶的根部在壁80中的一个壁上安装在盘的外围上。为此，每个轮叶径向地定位在盘的外部，使得轮叶的凸部66位于垂直于轴线X、从而平行于壁80的平面中，并且使得壁与凸部间空间对准。然后，轮叶从外部向内部径向地移动，使得凸部以形状配合的方式接合在盘的凹槽70、72中。因此，凸部从这些凹槽的敞开的径向内部端部开始接合在凹槽中。
当所有的轮叶都以这种方式安装时，这些轮叶的平台62和轮叶的护罩部段54在周向方向上楔合在一起。轮叶56通过与相邻的轮叶配合而自动地定位。该调整使得组件能够承受离心力。例如，图10示出，施加到盘的两个径向相对的轮叶56'上的离心力F2至少部分地被轮叶根部的止挡部86、88在面对止挡部的相应凹槽的表面上的周向支撑(箭头F3)所承受。此外，止挡部的周向分布使得能够确保定位在中心，因为如在图10中示出的竖直位移将被支撑(F3)阻挡，从而确保保持定位在中心。具体地，每个凸部具有：止挡部86中的一个止挡部，该一个止挡部通过与凹槽70、72的表面78中的一个表面抵接来与该表面配合；以及止挡部88中的一个止挡部，该一个止挡部位于该凸部的相对的侧上，并且通过与该凹槽70、72的对应的表面78中的一个表面抵接来与该表面配合。如附图所示，对于位于与轮叶56'成90°处的两个径向相对的轮叶56”特别是这样。
如上所述，特别地，根据本发明的转子轮部使得能够回收旋转扭矩(F1)、具有径向膨胀自由以不对轮部施加过应力、以及将轮部布置在中心。

Claims (8)

1.一种用于飞行器涡轮机的涡轮转子轮部(50)，特别地，所述涡轮转子轮部是对转式涡轮转子轮部，所述涡轮转子轮部包括：
-转子盘(52)，所述转子盘围绕轴线X延伸，
-环形护罩(54)，所述环形护罩围绕所述轴线X和所述盘延伸，以及
-轮叶(56)，所述轮叶被布置在所述盘和所述护罩之间，并且包括附接到所述盘的根部(60)以及附接到所述护罩的顶部，
其特征在于，所述轮叶中的每一个轮叶的所述根部包括用于附接到所述盘的两个凸部(66)，这些凸部分别被布置在所述盘的壁(80)相对于所述轴线的上游和下游，布置在上游的所述凸部接合在所述盘的上游面(52a)的第一凹槽(70)中并且被构造成通过与该第一凹槽的外围边缘(74)抵接来与该第一凹槽的外围边缘配合，布置在下游的所述凸部接合在所述盘的下游面(52b)的第二凹槽(72)中并且被构造成通过与该第二凹槽的外围边缘(74)抵接来与该第二凹槽的外围边缘配合，所述第一凹槽和所述第二凹槽位于所述壁的两侧，所述壁(80)包括孔(82)，所述孔平行于所述轴线X定向并且与所述凸部(66)的孔(85)对准，附接元件(84)穿过所述凸部的孔和所述壁的孔，所述凸部(66)的孔和所述壁(80)的孔(82，85)中的至少一些孔具有细长的形状或椭圆形形状，并且包括相对于所述轴线X在径向方向上定向的较长的尺寸。
2.根据权利要求1所述的转子轮部(50)，其中，所述凸部(66)是大致平面的且平行的，并且在大致垂直于所述轴线X的平面中延伸。
3.根据前述权利要求中任一项所述的转子轮部(50)，其中，所述凸部(66)中的每一个凸部包括第一对周向止挡部(86)和第二对周向止挡部(88)，所述第一对和所述第二对彼此径向地间隔开，每对止挡部中的每一个止挡部适于支承在对应的凹槽(70，72)的所述外围边缘(74)上。
4.根据前述权利要求中任一项所述的转子轮部(50)，其中，所述第一凹槽和所述第二凹槽(70，72)各自包括第一径向外部部分和径向内部部分，所述第一径向外部部分具有周向宽度或周向尺寸D1，所述径向内部部分具有周向宽度或周向尺寸D2，其中，D2<D1。
5.根据前述权利要求中任一项所述的转子轮部(50)，其中，所述轮叶(56)包括叶片(58)，所述叶片通过平台(62)连接到所述根部(60)，这些平台围绕所述盘(56)彼此紧挨着地周向地布置。
6.根据前述权利要求中任一项所述的转子轮部(50)，其中，具有环形形状的隔热罩(90)被安装并且附接到所述盘(52)的上游面(52a)或下游面(52b)。
7.根据前述权利要求中任一项所述的转子轮部(50)，其中，所述护罩(54)是分部段的，并且包括护罩部段，每个护罩部段连接到所述轮叶(56)中的一个轮叶的顶部，所述护罩部段包括环形凸缘的部段(64)，所述环形凸缘的部段用于附接到另一个转子轮部。
8.用于飞行器的具有对转式涡轮的涡轮机(10)，所述涡轮机包括对转式涡轮(22)，所述对转式涡轮具有第一转子(22a)和第二转子(22b)，所述第一转子被构造成在第一旋转方向上旋转并且连接到第一涡轮轴(36)，所述第二转子被构造成在相反的旋转方向上旋转并且连接到第二涡轮轴(38)，所述第一转子包括插入在所述第二转子的涡轮轮部之间的涡轮轮部，其特征在于，所述第二转子的轮部中的一个轮部如在前述权利要求中任一项所限定的，并且通过所述轮部的盘连接到所述第二涡轮轴。
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