CN115199404B - 用于涡轮发动机的流动结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于涡轮发动机的流动结构。提供了一种涡轮组件，其包括具有可旋转外鼓的第一转子组件，多个外鼓翼型的一个或多个级从该外鼓径向向内延伸。外壳体围绕第一转子组件的外鼓。密封组件联接到外壳体并且从多个外鼓翼型件的最上游级径向向外定位。密封组件定位成与多个外鼓翼型件的最上游级轴向对齐。密封组件将第一气室与第二气室隔开。第二气室在第一气室的轴向后方形成并且由第一转子组件的密封组件、外壳体和外鼓形成。第一气室从多个外鼓翼型件的最上游级径向向外定位。

Description

用于涡轮发动机的流动结构
技术领域
本主题大体上涉及用于叉指式燃气涡轮发动机的外鼓转子的流动结构和热管理结构。
背景技术
与传统的非叉指式涡轮组件相比，反向旋转或叉指式涡轮组件可提供改进的操作效率。然而，反向旋转、叉指式或无轮叶涡轮组件面临着在转子鼓处提供二次流冷却或间隙控制的挑战。已知结构可能不希望利用来自压缩机的相对大量的空气来进行二次流冷却和轴承组件操作，这不利地影响燃料燃烧、推进效率或发动机的重量。
因此，需要改进的用于叉指式燃气涡轮发动机的二次流结构。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或者可以从描述中显而易见，或者可以通过本发明的实践来了解。
本公开的一个方面涉及一种发动机，发动机包括涡轮组件，该涡轮组件包括具有可旋转外鼓的第一转子组件，多个外鼓翼型件的一个或多个级从可旋转外鼓径向向内延伸。外壳体围绕第一转子组件的外鼓。密封组件联接到外壳体并且从多个外鼓翼型件的最上游级径向向外定位。密封组件定位成与多个外鼓翼型件的最上游级轴向对齐。密封组件将第一气室与第二气室隔开。第二气室形成在第一气室的轴向后方并且由密封组件、外壳体和第一转子组件的外鼓形成。第一气室从多个外鼓翼型件的最上游级径向向外定位。
本发明的这些和其他特征、方面和优点将通过参考以下描述和所附权利要求得到更好的理解。并入并构成本说明书一部分的附图说明了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参考附图的说明书中阐述了针对本领域普通技术人员的本公开的完整且可行的公开，包括其最佳模式，其中：
图1是涡轮机发动机的示例性实施例的示意性横截面视图，该涡轮机发动机包括具有根据本公开的一个方面的涡轮组件的核心发动机；
图2是涡轮机发动机的示例性实施例的剖视侧视图，该涡轮机发动机包括具有根据本公开的一个方面的涡轮组件的核心发动机；
图3是根据本公开的一个方面的图1-2的发动机的示例性示意性实施例；和
图4是根据本公开的各方面的涡轮组件的一部分的示例性示意图；
图5是图4的涡轮组件的一部分的实施例的详细视图；以及
图6是根据本公开的各方面的涡轮组件的实施例的叶轮的实施例的一部分的立体图。
在本说明书和附图中重复使用的附图标记旨在表示本发明的相同或相似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，附图中图示了其中的一个或多个示例。每个示例都是以解释本发明的方式提供的，而不是对本发明的限制。事实上，对于本领域的技术人员来说显而易见的是，可以在不偏离本发明的范围或精神的情况下对本发明进行各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分所示出或描述的特征可以与另一个实施例一起使用，以产生进一步的实施例。因此，本发明旨在涵盖所附权利要求书及其等同物范围内的这些修改和变化。
“示例性”一词在这里的意思是“作为示例、实例或说明”。任何在此被描述为“示例性”的实施方式不一定被理解为比其他实施方式更优选或更有利。
正如本文所使用的，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以区分一个部件和另一个部件，而不是为了表示各个部件的位置或重要性。
术语“前方”和“后方”指的是燃气涡轮发动机或运载器内的相对位置，并且指的是燃气涡轮发动机或运载器的正常操作姿态。例如，就燃气涡轮发动机而言，前方是指靠近发动机入口的位置，后方是指靠近发动机喷嘴或排气口的位置。
术语“上游”和“下游”是指相对于流体路径中的流体流动的相对方向。例如，“上游”指的是流体流自的方向，而“下游”指的是流体流向的方向。
除非本文另有规定，否则术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，也指通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接。
除非上下文有明确规定，否则单数形式的“一”、“一个”和“该”包括复数引用。
本文在整个说明书和权利要求书中所使用的近似语言被应用于修饰可以允许变化而不导致与之相关的基本功能改变的任何定量表示。因此，由一个或多个术语，如“约”、“近似”和“基本上”，所修饰的值并不限于指定的精确值。至少在某些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度，或用于构建或制造部件和/或系统的方法或机器的精度。例如，近似语言可以指在1％、2％、4％、10％、15％或20％的余量内。
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，否则这种范围被识别并包括其中包含的所有子范围。例如，本文公开的所有范围都包括端点，并且端点可以彼此独立组合。
下文描述的涡轮机发动机的一个或多个部件可以使用任何合适的工艺制造或形成，例如增材制造工艺，例如3-D打印工艺。这种工艺的使用可以允许这种部件一体地形成，作为单个整体部件，或者作为任何合适数量的子部件。特别地，增材制造工艺可以允许这种部件一体形成，并且包括在使用现有制造方法时不可能实现的各种特征。例如，本文所述的增材制造方法可允许制造齿轮、外壳体、导管、热交换器、密封件、鼓、转子或其他具有独特特征、构造、厚度、材料、密度、流体通道、集管、以及使用现有制造方法可能无法实现或不实用的安装结构的部件。这些特征中的一些在本文中进行了描述。
根据本公开内容的合适的增材制造技术包括，例如，熔融沉积成型(FDM)、选择性激光烧结(SLS)、3D打印(如通过喷墨、激光喷射和粘合剂喷射)、立体光刻(SLA)、直接选择性激光烧结(DSLS)、电子束烧结(EBS)、电子束熔化(EBM)、激光工程化净成形(LENS)、激光净成形制造(LNSM)、直接金属沉积(DMD)、数字光处理(DLP)、直接选择性激光熔化(DSLM)、选择性激光熔化(SLM)、直接金属激光熔化(DMLM)以及其他已知工艺。
现在参考附图，图1-2是根据本公开的各方面的包括叉指式涡轮组件的发动机10的示例性实施例。发动机10包括由核心发动机16驱动的风扇组件14。核心发动机16包封在外壳体18中。在各种实施例中，核心发动机16通常是被构造为驱动风扇组件14的布雷顿循环系统。然而在其他实施例中，风扇组件14可由核心发动机驱动，该核心发动机被构造为升压系统或混合电动系统，包括带有一个或多个电机、能量存储装置、马达/发电机或控制器的电动动力总成。核心发动机16至少部分地被外壳体18覆盖。风扇组件14包括多个风扇叶片13。轮叶组件20从外壳体18延伸。包括多个轮叶15的轮叶组件20定位成与风扇叶片13可操作地布置，以提供推力，控制推力矢量，减少或重定向不希望的声学噪音，或以其他方式期望地改变空气相对于风扇叶片13的流动。
在某些实施例中，例如图1和2中所描绘的，轮叶组件20被定位在风扇组件14的下游或后方。然而，应该理解，在一些实施例中，轮叶组件20可以被定位在风扇组件14的上游或前方。在各种实施例中，发动机10可以包括定位在风扇组件14前方的第一轮叶组件和定位在风扇组件14后方的第二轮叶组件。风扇组件14可被构造为在一个或多个风扇叶片13处期望地调节节距。在某些实施例中，如图2所描述的那样，可调节节距的风扇叶片13可以控制推力矢量，减少或重定向噪音，或改变推力输出。轮叶组件20可被构造为在一个或多个轮叶15处期望地调节节距，以控制推力矢量、减少或重定向噪音，或改变推力输出。在风扇组件14或轮叶组件20中的一个或两个处的节距控制机构可以协作以产生上述一种或多种期望效果。
在诸如图1所示的各种实施例中，发动机10是涵道式推力产生系统。发动机10可以被构造为涡轮风扇，其机舱或风扇壳体54包围多个风扇叶片13。在某些实施例中，如图2所描述的，发动机10是非涵道式推力产生系统，使得多个风扇叶片13没有被机舱或风扇壳体所覆盖。因此，在各种实施例中，发动机10可以被构造为无罩式涡轮风扇发动机、开放式转子发动机或螺旋风扇发动机。在特定的实施例中，发动机10是包括单排风扇叶片13的单个非涵道式转子发动机。
发动机10可以被构造为低旁通或高旁通发动机，其具有适当大小的风扇叶片13。构造为开放式转子发动机的发动机10可以包括具有大直径风扇叶片13的风扇组件14，例如可以适用于高旁通比、高巡航速度(例如，与具有涡轮风扇发动机的飞行器相比，或通常比具有涡轮螺旋桨发动机的飞行器的巡航速度高)、高巡航高度(例如，与具有涡轮风扇发动机的飞行器相比，或通常比具有涡轮螺旋桨发动机的飞行器的巡航速度高)，和/或相对低的转速。巡航高度一般是指飞行器在爬升后和下降到进近飞行阶段前的平飞高度。
现在参考图3，提供了核心发动机16的示例性示意实施例。核心发动机16包括一起呈串行流动布置的压缩机区段21、加热系统26、和涡轮区段33。核心发动机16相对于发动机中心线轴线12周向延伸。核心发动机16包括高速线轴，其包括通过高速轴22可操作地可旋转地联接在一起的高速压缩机24和高速涡轮28。加热系统26被定位在高速压缩机24和高速涡轮28之间。加热系统26的各种实施例包括燃烧区段。燃烧区段可以被构造为爆燃燃烧区段、旋转爆震燃烧区段、脉冲爆震燃烧区段或其他适当的加热系统。加热系统26可以被构造为富燃系统或贫燃系统中的一个或多个，或其组合。在不同的实施例中，加热系统26包括环形燃烧器、罐形燃烧器、筒环形燃烧器、驻涡燃烧器(TVC)，或其他适当的燃烧系统，或其组合。
仍然参考图3，核心发动机16包括与高速压缩机24呈流动关系定位的增压器或低速压缩机23。低速压缩机23经由驱动轴29与涡轮区段33可旋转地联接。涡轮区段33的各种实施例进一步包括涡轮转子组件100，其包括相互交叉的第二转子组件120和第一转子组件110。第二转子组件120和第一转子组件110各自可操作地连接到齿轮组件300，以向风扇组件14和低速压缩机23提供动力，如在此进一步描述的。在某些实施例中，第二转子组件120和第一转子组件110一起定位在高速涡轮28的下游。
应该理解的是，术语“低”和“高”，或其相应的比较级(例如，较，在适用情况下)，当与压缩机、涡轮、轴或线轴部件一起使用时，除非另有规定，否则各自指的是发动机内的相对速度。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定了被构造为以低于发动机处的“高涡轮”或“高速涡轮”的转速(如最大允许转速)操作的部件。另外，除非另有规定，上述术语可按其最高级理解。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”可以指涡轮区段内的最低最大转速涡轮，“低压缩机”或“低速压缩机”可以指压缩机区段内的最低最大转速涡轮，“高涡轮”或“高速涡轮”可以指涡轮区段内的最高最大转速涡轮，并且“高压缩机”或“高速压缩机”可以指压缩机区段内的最高最大转速压缩机。类似地，低速线轴指的是比高速线轴更低的最大转速。应该进一步理解的是，在上述这些方面的术语“低”或“高”可以附加地或替代地理解为相对于最小允许速度，或相对于发动机的正常、期望、稳定状态等操作的最小或最大允许速度。
在某些实施例中，例如在图3中描述的，核心发动机16包括在压缩机区段21和/或涡轮区段33处的一个或多个叉指式结构。在一个实施例中，涡轮区段33包括涡轮转子组件100，其包括第一转子组件110，第一转子组件110例如经由旋转的外护罩、鼓、壳体或转子与第二转子组件120相互交叉。应该理解的是，涡轮区段33的实施例可以包括与高速涡轮28的一个或多个级相互交叉的第一涡轮110和/或第二涡轮120。在另一个实施例中，压缩机区段21包括与高速压缩机24相互交叉的低速压缩机23。例如，较高速度的压缩机(如高速压缩机24)可以是与较低速度的压缩机(如低速压缩机23)相互交叉的第一压缩机。
本文描绘和描述的齿轮组件300的某些实施例允许提供风扇组件14相对于涡轮区段33的成比例旋转速度的齿轮比和布置。本文提供的齿轮组件300的各种实施例可包括高达14:1的齿轮比。本文提供的齿轮组件的各种实施例可包括大于1:1的齿轮比。在某些实施例中，齿轮比至少为3:1。本文提供的齿轮组件的又一实施例包括用于周转齿轮组件或复合齿轮组件的3:1至12:1之间的齿轮比。本文提供的第二转子速度可以成比例地大于对应于齿轮比的第一转子速度，例如，第二转子速度通常比第一转子速度大，或比第一转子速度大3倍，或大7倍，或大9倍，或大11倍，或大高达14倍等。
尽管描述为无罩式或开放式转子发动机，但应理解，本文提供的公开内容的各方面可应用于有罩式或涵道式发动机、部分涵道式发动机、后风扇发动机或其他涡轮机构造，包括用于船舶、工业或航空推进系统的那些发动机。本公开内容的某些方面可适用于涡轮风扇、涡轮螺旋桨或涡轮轴发动机，如带有减速齿轮组件的涡轮风扇、涡轮螺旋桨或涡轮轴发动机。
现在参考图4，提供了涡轮组件100的一部分的实施例。涡轮组件100包括与第二涡轮转子组件120相互交叉的第一转子组件110。在一个实施例中，第一转子组件110和第二转子组件120的相互交叉是指第一转子组件110的一个或多个可旋转级沿流动路径轴向方向A与第二转子组件120的两个或更多个可旋转级交替布置。在另一个实施例中，第一转子组件110和第二转子组件120的相互交叉指的是第二转子组件120的一个或多个可旋转级沿流动路径轴向方向A与第一转子组件110的两个或更多个可旋转级交替布置。
参考图4和图5中的详细视图，第一转子组件110包括外鼓112，多个外鼓翼型件114中的一个或多个级从该外鼓112沿径向方向R向内延伸。简要回顾图3，第一转子组件110的特定实施例包括可旋转框架117，外鼓112从该可旋转框架117沿轴向方向A延伸。可旋转框架117提供支撑以允许外鼓112从可旋转框架117悬臂。在某些实施例中，第一转子组件110经由可旋转框架117(例如经由可旋转环形齿轮)联接到齿轮组件300。
外鼓112形成吊架116，多个外鼓翼型件114附接在该吊架116处。多个外鼓翼型件114的至少一级具有位于外鼓112和多个外鼓翼型件114之间的叶轮118。在某些实施例中，叶轮118位于可旋转外鼓112和多个外鼓翼型件114之间。在另一个特定实施例中，叶轮118沿径向方向R定位在可旋转外鼓112和多个外鼓翼型件114之间。
第二转子组件120包括多个第二转子翼型件124中的一个或多个级，其沿径向方向R向外延伸并且与第一转子组件110的多个外鼓翼型件114的一个或多个级相互交叉。在某些实施例中，第二转子组件120包括盘或毂122，多个第二转子翼型件124附接在该盘或毂上。在特定实施例中，多个第二转子翼型件124的一个或多个级与毂122一体地形成。在其他实施例中，多个第二转子翼型件124的一个或多个级可拆卸地联接到毂122。在各种实施例中，毂122和第二转子翼型件124一起形成燕尾结构，第二转子翼型件124在该燕尾结构处定位到毂122。
仍然参考图4-5，外鼓112从多个外鼓翼型件114沿径向方向R向外形成开口132。在吊架116、多个外鼓翼型件114和外鼓112处的开口132之间形成空腔134。在各种实施例中，空腔134形成叶轮空腔，诸如本文所述的叶轮118定位在该叶轮空腔处。在特定实施例中，空腔134沿轴向方向A形成在前吊架116和后吊架116之间，并且从沿周向方向C相邻布置的多个外鼓翼型件114沿径向方向R向外形成。在某些实施例中，空腔134形成在多个外鼓翼型件114的相应级处。在又一特定实施例中，空腔134形成在从外鼓112延伸的多个外鼓翼型件114的轴向最前级或最上游级或第一级1114(图4)处。在各种实施例中，空腔134至少形成在沿轴向方向A远离可旋转框架117(图3-4)的多个外鼓翼型件114的轴向最前级或第一级1114处。
叶轮118定位在空腔134中。在特定实施例中，叶轮118是强制涡流发生器。参考图6，叶轮118的一个实施例的环形截面的详细视图。在一个实施例中，叶轮118包括从护罩144延伸的多个叶片142。在各种实施例中，护罩144是沿周向方向C延伸通过空腔134的环形结构。在一些实施例中，护罩144和相应附接的叶片142被布置为环形布置的多个区段。在一个实施例中，叶轮118包括从护罩144沿径向方向R向内延伸的壁146。
在一个特定实施例中，径向延伸的壁146定位在护罩144的前端。叶片142被构造成在涡轮组件100的操作期间产生通过流动回路140的强制流体涡流。当叶轮118定位在多个外鼓翼型件114的最前级或第一级下游的多个外鼓翼型件114的一个或多个级处时，叶轮118可以省略壁146。
流动回路140沿轴向方向A延伸。流动回路140形成于外鼓112的内表面111与吊架116之间。流动回路140与外鼓112处的开口132和空腔134流体连通。在某些实施例中，流动回路140在两个或更多个轴向级处提供叶轮空腔134之间的流体连通。在其他实施例中，流动回路140提供来自第一级处的空腔134和第一级下游的一个或多个空腔的流体连通，并且定位在外鼓112的内表面111和吊架116之间。在特定实施例中，流动回路140在多个外鼓翼型件114的相应或后续级处以串联流动布置沿轴向方向A延伸至吊架116。
回到图4-5，静态或静止的外壳体150围绕第一转子组件110的外鼓112。外壳体150沿周向方向C延伸并围绕第一转子组件110和第二转子组件120。图4-5中描绘的外壳体150可以形成图1中描绘的发动机10的外壳体18的一部分。在特定实施例中，外壳体150可以形成围绕或进一步支撑涡轮组件100的转子的涡轮静态结构。外壳体150还可包括轴承组件、间隙控制系统或流体歧管和导管，该流体歧管和导管用于空气、润滑剂、阻尼器流体、传热流体或通常为转子操作、热管理或间隙控制提供的其他流体。密封组件160联接到外壳体150并且定位成与第一转子组件110可操作地布置。在各种实施例中，密封组件160是抽吸面(aspirating face)密封组件。抽吸面密封组件可以包括一个或多个弹簧155，该一个或多个弹簧155被构造为将环形静止面密封件或壁151期望地定位成与第一转子组件110处的对应环形可旋转面或壁115相邻。相应的静止壁151和可旋转壁115之间的间隙或空间153期望地至少基于上游和/或下游压力被调节，例如本文进一步描述的第一气室161和第二气室162处的压差。密封组件160可包括在第一转子组件110的可旋转壁115和密封组件160的静止壁151之间延伸的一个或多个齿157。
外壳体150、密封组件160和第一转子组件110一起形成第一气室161，第一气室161通过密封组件160与第二气室162隔开。第二气室162形成在外壳体150和外鼓112之间。在某些实施例中，第二气室162位于第一气室161的轴向后方。在特定实施例中，第一气室161由外壳体150、密封组件160、定位在第一转子组件110前方或上游的涡轮间壁168以及第一转子组件110的上游端形成。
在各种实施例中，密封组件160、第一气室161和第二气室162均沿周向方向C环形地延伸。然而，在各种实施例中，密封组件160、第一气室161或第二气室162可以沿周向方向C分段或环形地分区、分叉或不连续。在各种实施例中，第一气室161沿外鼓112处的开口132的径向方向R向外形成。在更进一步的实施例中，第一气室161从多个外鼓翼型件114的第一级或最上游级沿径向方向R向外形成。在某个实施例中，分隔第一气室161和第二气室162的密封组件160从多个外鼓翼型件114的最上游级或第一级沿径向方向R向外定位，例如与多个外鼓翼型件114的最上游级或第一级轴向对齐。
在发动机10操作期间，第一气室161通过外壳体150通过入口开口152接收高压流体165(例如，空气)流。密封组件160将高压第一气室161与相对较低压的第二气室162隔开。通过外鼓112的开口132在第一气室161和空腔134之间提供流体连通。流体165通过开口132从第一气室161提供到空腔134中。在某些实施例中，包括形成抽吸面密封的密封组件160的发动机10经由调节进入第一气室161的流体165的压力来调节静止壁151和可旋转壁115之间的间隙153。
在某些实施例中，叶轮118固定到第一转子组件110的可旋转外鼓112。在涡轮组件100的示例性操作期间，强制涡流至少部分由在第一转子组件110旋转期间由叶轮118的叶片142产生的作用在流体165上的力引起。由叶轮118产生的强制涡流迫使或泵送流体通过流动回路140，例如以在涡轮组件100处提供冷却。叶轮118增压流体流，例如以允许多个外鼓翼型件114的多级接收冷却流。在某些实施例中，叶轮118可以特别地允许多个外鼓翼型件114的多级接收来自空腔134的单级的冷却流。在又一个特定实施例中，叶轮118可特别允许多个外鼓翼型件114的多级接收来自空腔134的单级和多个离散的周向布置的开口132的单级的冷却流。在一个替代实施例中，叶轮118可特别允许多个外鼓翼型件114的多级接收来自空腔134的单级和进入空腔134的单个开口132的冷却流。
在涡轮组件100的另一示例性操作期间，入口开口152的串联流动布置允许流体165流进入第一气室161，然后空腔134和流动回路140允许冷却穿过涡轮组件100的多级。在多个外鼓翼型件114的最上游级或第一级径向向外形成的第一气室161可特别允许减少从压缩机提取或以其他方式从加热系统26处的热力循环中去除的整体冷却流。此外，本文提供的结构可以允许改进的燃料燃烧，例如通过使用来自压缩机的较少空气来冷却涡轮，从而允许使用更多空气来产生燃烧气体。在某些实施例中，第一气室161的特定定位可以允许多个外鼓翼型件114的多级接收来自空腔134的单级的冷却流。在又一个特定实施例中，第一气室161的特定定位可以允许多个外鼓翼型件114的多级接收来自空腔134的单级和多个离散的周向布置的开口132的单级的冷却流。
在涡轮组件100的又一示例性操作期间，来自上游涡轮(例如高压涡轮28)的高压流体166流可通过涡轮间开口164通过涡轮间壳体或框架169的涡轮间壁168提供给第一气室161。涡轮间壳体或框架169可以是静止结构，例如被构造成支撑一个或多个轴承组件、润滑剂或空气导管、阻尼器系统、密封系统或间隙控制系统的静态结构。高压流体166流可以从上游涡轮(例如，高压涡轮28)的冷却功能或其他期望功能再循环。再使用的高压流体166流然后可以经由开口132进入空腔134并且进一步为如本文所述的涡轮组件100提供冷却。附加地或替代地，与已知的涡轮冷却系统、间隙控制系统或外鼓轴承系统相反，流体165、166的混合物可进入空腔134和流动回路140，允许从压缩机区段21利用或提取的流体总量减少。应当理解，在各种实施例中，压缩机区段21通过入口开口152，例如经由有壁的导管或歧管，将压缩流体165流提供到第一气室161。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的专利范围由权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例包括与权利要求的字面语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性差异的等效结构元件，则这些其他示例旨在权利要求的范围内。
本发明的进一步方面通过以下条项的主题提供：
1.一种涡轮组件，所述涡轮组件包括第一转子组件，所述第一转子组件包括可旋转外鼓，多个外鼓翼型件的一个或多个级从所述可旋转外鼓沿径向方向向内延伸；外壳体，所述外壳体围绕所述第一转子组件的所述外鼓；密封组件，所述密封组件联接到所述外壳体并且从所述多个外鼓翼型件的最上游级沿所述径向方向向外定位，其中，所述密封组件定位成与所述多个外鼓翼型件的所述最上游级轴向对齐，其中，所述密封组件将第一气室与第二气室隔开，其中，所述第二气室形成在所述第一气室的轴向后方，并且其中，所述第二气室由所述密封组件、所述外壳体和所述第一转子组件的所述外鼓形成，并且其中，所述第一气室沿所述径向方向从所述多个外鼓翼型件的所述最上游级向外定位。
2.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述外鼓形成从所述多个外鼓翼型件沿所述径向方向向外的开口，并且其中，所述外鼓形成吊架，所述多个外鼓翼型件附接在所述吊架处，并且进一步其中，在所述吊架、所述多个外鼓翼型件和所述外鼓处的所述开口之间形成空腔。
3.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，多个所述开口通过所述外鼓以离散的周向布置形成。
4.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，通过所述外鼓的所述开口提供所述第一气室和所述孔空腔之间的流体连通。
5.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述外壳体形成入口开口，流体被允许通过所述入口开口流向所述第一气室和所述空腔。
6.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，流动回路基本沿轴向方向延伸，并且其中，所述流动回路形成在所述外鼓的内表面和所述吊架之间，并且进一步其中，所述流动回路与所述外鼓处的所述开口和所述空腔流体连通。
7.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述流动回路在所述多个外鼓翼型件的相应级处沿所述轴向方向以串联流动布置延伸到所述吊架。
8.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，叶轮定位在所述空腔中。
9.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述叶轮定位在所述多个外鼓翼型件的所述最上游级处的所述空腔中。
10.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述叶轮包括从环形护罩延伸的多个叶片。
11.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述叶轮包括从所述护罩沿所述径向方向延伸的壁，并且其中，所述壁定位在所述护罩的前端，并且其中，所述叶轮定位在所述多个外鼓翼型件的所述最上游级处的所述空腔中。
12.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述叶轮是强制涡流发生器，所述强制涡流发生器被构造成在所述发动机的操作期间使流体流过基本上沿轴向方向延伸的流动回路。
13.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，在所述发动机的操作期间，所述第一气室是比所述第二气室更高压力的空腔。
14.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述密封组件是抽吸面密封组件。
15.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述密封组件包括弹簧和定位成与所述第一转子组件处的可旋转壁相邻的静止壁，其中，所述静止壁和所述可旋转壁之间的间隙至少基于所述第一气室处的压力变化来调整。
16.根据本文中任一项所述的涡轮组件，所述涡轮组件包括第二转子组件，所述第二转子组件包括多个第二转子翼型件的一个或多个级，所述第二转子翼型件的一个或多个级沿所述径向方向向外延伸并且与所述第一转子组件的所述多个外鼓形翼型件的所述一个或多个级相互交叉。
17.根据本文中任一项所述的涡轮组件，所述涡轮组件包括定位在所述第一转子组件和所述第二转子组件上游的高压涡轮。
18.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，涡轮间壁从所述外壳体延伸，并且其中，所述第一气室至少部分地由所述涡轮间壁形成，并且其中，涡轮间壁开口提供与所述第一气室的流体连通。
19.根据本文中任一项所述的涡轮组件，所述第一转子组件包括可旋转框架，其中，所述外鼓从所述可旋转框架沿轴向方向延伸。
20.根据本文中任一项所述的涡轮组件，其中，所述空腔定位在所述多个外鼓翼型件的第一级处，所述第一级沿所述轴向方向远离所述可旋转框架。
21.根据本文任一项所述的涡轮组件，包括齿轮组件，其中，所述第一转子组件和所述第二转子组件各自可操作地联接到所述齿轮组件。
22.根据本文任一项所述的涡轮组件，其中，所述第一转子组件经由所述可旋转框架联接到所述齿轮组件。
23.一种燃气涡轮发动机，所述发动机包括压缩机区段，所述压缩机区段被构造成产生加压流体流；第一转子组件，所述第一转子组件包括可旋转外鼓，多个外鼓翼型件的一个或多个级从所述可旋转外鼓沿径向方向向内延伸，其中，在所述多个外鼓翼型件的最上游级和所述外鼓的之间形成空腔，并且其中，所述外鼓从所述多个外鼓翼型件沿所述径向方向向外形成开口；外壳体，所述外壳体围绕所述第一转子组件的所述外鼓；密封组件，所述密封组件联接到所述外壳体，并且从所述多个外鼓翼型件的最上游级沿所述径向方向向外定位，其中，所述密封组件定位成与所述多个外鼓翼型件的所述最上游级轴向对齐，其中，所述密封组件将第一气室与第二气室隔开，其中，所述第二气室形成在所述第一气室的轴向后方，并且其中，所述第二气室由所述密封组件、所述外壳体和所述第一转子组件的所述外鼓形成，并且其中，所述第一气室从所述多个外鼓翼型件的所述最上游级沿所述径向方向向外定位；其中，所述外壳体形成入口开口，流体被允许通过所述入口开口流向所述第一气室，并且其中，通过所述外鼓的所述开口允许从所述第一气室到所述空腔的流体连通；并且其中，所述发动机被构造成通过所述外壳体处的所述入口开口将压缩流体从所述压缩机区段提供到所述第一气室。
24.根据本文中任一项所述的燃气涡轮发动机，其中，叶轮定位在所述空腔中。
25.根据本文中任一项所述的燃气涡轮发动机，包括本文中任一项的所述涡轮组件。

Claims (18)

1.一种涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件包括：
第一转子组件，所述第一转子组件包括可旋转外鼓，多个外鼓翼型件的一个或多个级从所述可旋转外鼓沿径向方向向内延伸；
外壳体，所述外壳体围绕所述第一转子组件的所述外鼓；
密封组件，所述密封组件联接到所述外壳体，并且从所述多个外鼓翼型件的最上游级沿所述径向方向向外定位，其中，所述密封组件定位成与所述多个外鼓翼型件的所述最上游级轴向对齐，
其中，所述密封组件将第一气室与第二气室隔开，其中，所述第二气室形成在所述第一气室的轴向后方，并且其中，所述第二气室由所述密封组件、所述外壳体和所述第一转子组件的所述外鼓形成，并且其中，所述第一气室沿所述径向方向从所述多个外鼓翼型件的所述最上游级向外定位，
其中，所述密封组件是抽吸面密封组件，所述密封组件包括弹簧和静止壁，所述静止壁定位成与所述第一转子组件处的可旋转壁相邻，其中，所述静止壁和所述可旋转壁之间的间隙至少基于所述第一气室处的压力变化来调整。
2.根据权利要求1所述的涡轮组件，其特征在于，其中，所述外鼓形成开口，所述开口从所述多个外鼓翼型件沿所述径向方向向外，并且其中，所述外鼓形成吊架，所述多个外鼓翼型件附接在所述吊架处，并且进一步其中，在所述吊架、所述多个外鼓翼型件和所述外鼓处的所述开口之间形成空腔。
3.根据权利要求2所述的涡轮组件，其特征在于，其中，多个所述开口通过所述外鼓以离散的周向布置形成。
4.根据权利要求2所述的涡轮组件，其特征在于，其中，通过所述外鼓的所述开口提供所述第一气室和所述空腔之间的流体连通。
5.根据权利要求4所述的涡轮组件，其特征在于，其中，所述外壳体形成入口开口，流体被允许通过所述入口开口流向所述第一气室和所述空腔。
6.根据权利要求5所述的涡轮组件，其特征在于，其中，流动回路基本沿轴向方向延伸，并且其中，所述流动回路形成在所述外鼓的内表面与所述吊架之间，并且进一步其中，所述流动回路与所述外鼓处的所述开口和所述空腔流体连通。
7.根据权利要求6所述的涡轮组件，其特征在于，其中，所述流动回路在所述多个外鼓翼型件的相应级处沿所述轴向方向以串联流动布置延伸到所述吊架。
8.根据权利要求2所述的涡轮组件，其特征在于，其中，叶轮定位在所述空腔中。
9.根据权利要求8所述的涡轮组件，其特征在于，其中，所述叶轮定位在所述多个外鼓翼型件的所述最上游级处的所述空腔中。
10.根据权利要求8所述的涡轮组件，其特征在于，其中，所述叶轮包括多个叶片，所述多个叶片从环形护罩延伸。
11.根据权利要求10所述的涡轮组件，其特征在于，其中，所述叶轮包括壁，所述壁从所述护罩沿所述径向方向延伸，并且其中，所述壁定位在所述护罩的前端，并且其中，所述叶轮定位在所述多个外鼓翼型件的所述最上游级处的所述空腔中。
12.根据权利要求8所述的涡轮组件，其特征在于，其中，所述叶轮是强制涡流发生器，所述强制涡流发生器被构造成在所述涡轮组件的操作期间使流体流过基本上沿轴向方向延伸的流动回路。
13.根据权利要求1所述的涡轮组件，其特征在于，其中，在所述涡轮组件的操作期间，所述第一气室是比所述第二气室更高压力的空腔。
14.根据权利要求1所述的涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件包括：
第二转子组件，所述第二转子组件包括多个第二转子翼型件的一个或多个级，所述第二转子翼型件的一个或多个级沿所述径向方向向外延伸并且与所述第一转子组件的所述多个外鼓翼型件的所述一个或多个级相互交叉。
15.根据权利要求14所述的涡轮组件，其特征在于，所述涡轮组件包括：
高压涡轮，所述高压涡轮位于所述第一转子组件和所述第二转子组件的上游。
16.根据权利要求15所述的涡轮组件，其特征在于，其中，涡轮间壁从所述外壳体延伸，并且其中，所述第一气室至少部分地由所述涡轮间壁形成，并且其中，涡轮间壁开口提供与所述第一气室的流体连通。
17.一种燃气涡轮发动机，其特征在于，所述发动机包括：
压缩机区段，所述压缩机区段被构造成产生加压流体流；
第一转子组件，所述第一转子组件包括可旋转外鼓，多个外鼓翼型件的一个或多个级从所述可旋转外鼓沿径向方向向内延伸，其中，在所述多个外鼓翼型件的最上游级和所述外鼓之间形成空腔，并且其中，所述外鼓从所述多个外鼓翼型件沿所述径向方向向外形成开口；
外壳体，所述外壳体围绕所述第一转子组件的所述外鼓；
密封组件，所述密封组件联接到所述外壳体，并且从所述多个外鼓翼型件的所述最上游级沿所述径向方向向外定位，其中，所述密封组件定位成与所述多个外鼓翼型件的所述最上游级轴向对齐，
其中，所述密封组件将第一气室与第二气室隔开，其中，所述第二气室形成在所述第一气室的轴向后方，并且其中，所述第二气室由所述密封组件、所述外壳体和所述第一转子组件的所述外鼓形成，并且其中，所述第一气室从所述多个外鼓翼型件的所述最上游级沿所述径向方向向外定位，其中，所述密封组件是抽吸面密封组件，所述密封组件包括弹簧和静止壁，所述静止壁定位成与所述第一转子组件处的可旋转壁相邻，其中，所述静止壁和所述可旋转壁之间的间隙至少基于所述第一气室处的压力变化来调整；
其中，所述外壳体形成入口开口，流体被允许通过所述入口开口流向所述第一气室，并且其中，通过所述外鼓的所述开口允许从所述第一气室到所述空腔的流体连通；并且
其中，所述发动机被构造成通过所述外壳体处的所述入口开口将压缩流体从所述压缩机区段提供到所述第一气室。
18.根据权利要求17所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，其中，叶轮定位在所述空腔中。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US12000308B2 (en) * 2022-08-23 2024-06-04 General Electric Company Rotor blade assemblies for turbine engines

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101960101A (zh) * 2008-02-27 2011-01-26 三菱重工业株式会社 排气室的连结结构、涡轮的支撑结构以及燃气轮机
CN107120146A (zh) * 2016-02-25 2017-09-01 通用电气公司 主动hpc间隙控制
CN110300838A (zh) * 2017-02-16 2019-10-01 通用电气公司 用于外径安装型涡轮叶片的热结构
CN111594275A (zh) * 2019-02-20 2020-08-28 通用电气公司 具有气流管理组件的涡轮机

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4730832A (en) * 1985-09-13 1988-03-15 Solar Turbines Incorporated Sealed telescopic joint and method of assembly
US5112191A (en) 1989-04-11 1992-05-12 General Electric Company Rotating cowling
FR2646473B1 (fr) 1989-04-26 1991-07-05 Snecma Moteur a soufflantes contrarotatives tractrices
US5197281A (en) 1990-04-03 1993-03-30 General Electric Company Interstage seal arrangement for airfoil stages of turbine engine counterrotating rotors
US5749701A (en) 1996-10-28 1998-05-12 General Electric Company Interstage seal assembly for a turbine
GB0029337D0 (en) * 2000-12-01 2001-01-17 Rolls Royce Plc A seal segment for a turbine
US7048496B2 (en) 2002-10-31 2006-05-23 General Electric Company Turbine cooling, purge, and sealing system
US8011188B2 (en) 2007-08-31 2011-09-06 General Electric Company Augmentor with trapped vortex cavity pilot
FR2946089B1 (fr) 2009-05-27 2012-05-04 Airbus France Dispositif de refroidissement de fluides pour propulseur a turbomachine
EP2647795B1 (de) 2012-04-04 2018-11-07 MTU Aero Engines AG Dichtungssystem für eine Strömungsmaschine
US9234463B2 (en) 2012-04-24 2016-01-12 United Technologies Corporation Thermal management system for a gas turbine engine
US10337401B2 (en) * 2015-02-13 2019-07-02 United Technologies Corporation Turbine engine with a turbo-compressor
US10563521B2 (en) 2016-12-05 2020-02-18 United Technologies Corporation Aft flowing serpentine cavities and cores for airfoils of gas turbine engines
US20180340689A1 (en) * 2017-05-25 2018-11-29 General Electric Company Low Profile Axially Staged Fuel Injector
US10723470B2 (en) 2017-06-12 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Aft fan counter-rotating turbine engine
US10458267B2 (en) * 2017-09-20 2019-10-29 General Electric Company Seal assembly for counter rotating turbine assembly
US11255221B2 (en) * 2017-09-20 2022-02-22 General Electric Company Lube system for geared turbine section
US10711629B2 (en) * 2017-09-20 2020-07-14 Generl Electric Company Method of clearance control for an interdigitated turbine engine
US10822981B2 (en) * 2017-10-30 2020-11-03 General Electric Company Variable guide vane sealing
US10480322B2 (en) 2018-01-12 2019-11-19 General Electric Company Turbine engine with annular cavity
US10989411B2 (en) * 2019-01-03 2021-04-27 General Electric Company Heat exchanger for turbo machine
US11255264B2 (en) * 2020-02-25 2022-02-22 General Electric Company Frame for a heat engine

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101960101A (zh) * 2008-02-27 2011-01-26 三菱重工业株式会社 排气室的连结结构、涡轮的支撑结构以及燃气轮机
CN107120146A (zh) * 2016-02-25 2017-09-01 通用电气公司 主动hpc间隙控制
CN110300838A (zh) * 2017-02-16 2019-10-01 通用电气公司 用于外径安装型涡轮叶片的热结构
CN111594275A (zh) * 2019-02-20 2020-08-28 通用电气公司 具有气流管理组件的涡轮机

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