CN115298413A - 用于检测飞行器涡轮发动机的冷却异常的改进装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于飞行器涡轮发动机的转子，包括支承移动叶片(64)的至少一个移动轮盘(63)，移动轮盘(64)包括多个单元(632)，移动叶片(64)的根部(642)插入这些单元中，在单元的底部和移动叶片(63)的插入所述单元(632)的根部(642)之间形成通路(P)，转子还包括：构造成允许流体循环的循环通道，循环通道包括所述通路(P)；以及校准装置，校准装置构造成当通道内的温度低于预先确定的温度阈值时允许以第一流体流速在循环通道中流动，并且当通道内的温度高于或等于所述预先确定的阈值时，改变状态以允许在通道中以大于第一流体流速的第二流体流速流动。

Description

用于检测飞行器涡轮发动机的冷却异常的改进装置

技术领域

本发明涉及涡轮发动机领域。更准确地，本发明涉及检测飞行器涡轮发动机中涡轮的冷却异常。

背景技术

在涡轮发动机中，通常在例如高压压缩机之类的位于上游的压缩机上排出空气，用以冷却在具有较暖环境的下游级中的零件。上游和下游根据涡轮发动机中空气的流动方向延伸。在高压压缩机上所排出的冷却空气例如被输送到涡轮发动机的低压涡轮或高压涡轮。所输送的空气确保吹扫流速，允许吹扫热空气并对这些涡轮的某些零件(如轮盘、动叶)进行通风。这种热空气的吹扫流速限制了在位于主脉管(vein)下方的区域中引入在所述主脉管中流动并驱动转子叶片旋转的热空气。以此方式，涡轮的可移动零件过热的风险是受限的，该风险可能导致涡轮劣化，在最坏的情况下，导致这些零件破裂。

另外，鉴于要确保冷却装置符合航空标准，这些冷却装置尺寸过大是很常见的。

例如，可以制造一种装置，该装置包括用于在高压压缩机上排出空气的若干通道，这些通道还确保采样空气朝向低压涡轮或朝向高压涡轮循环以对其进行冷却。因此，这些通道形成这些涡轮的冷却装置。该冷却装置的尺寸过大可包括产生其直径大于所需直径的通道，这些通道输送比冷却低压涡轮或高压涡轮所需要的更多的空气，或者甚至增加通道的数量。有利地，在发生故障的情况下，例如在通道部分阻塞、部分钻孔或破裂的情况下，这种过大尺寸确保该装置继续向低压涡轮或高压涡轮递送足够的冷却空气。可由于涡轮气密性下降而导致故障的另一示例，例如由于低压涡轮或高压涡轮的迷宫式接头磨损，导致冷却空气逸出，从而导致热空气的吹扫流速降低。

尽管可靠，但上述冷却装置的尺寸过大导致在涡轮发动机的标称运行情况下，例如在没有空气循环通道故障、即这种故障也例外的情况下，在高压压缩机上排出比实际需要更多的空气。这种过度取样的空气对飞行器的具体燃料消耗(SFC)有很大影响，并导致发动机性能下降。用于检测故障的装置确实存在，但通常需要外部干涉，从而增加零件和发动机劣化的风险。

因此，较佳的是改善涡轮发动机的性能，特别是限制冷却系统对飞行器燃料消耗的影响，并限制涡轮的可移动零件过热和涡轮劣化的风险。

发明内容

为了至少部分地解决上述缺点，本公开涉及一种用于飞行器涡轮发动机的涡轮转子，包括：

-至少一个支承移动叶片的移动轮盘，该移动轮盘包括多个槽，移动叶片的根部插入槽中，在槽的底部和插入所述槽的移动叶片的根部之间形成通路，

-循环通道，其构造成允许流体循环，该循环通道包括所述通路，

-校准装置，其构造成当循环通道内的温度低于预先确定的温度阈值时允许在循环通道中以第一流体流速流动，并且当循环通道内的温度高于或等于所述预先确定的温度阈值时改变状态以允许在所述循环通道中以大于第一流速的第二流体流速流动。

在整个公开中，发动机或涡轮转子的标称运行表示运行中涡轮的冷却回路没有故障。应当理解，该标称运行可包括涡轮发动机的磨损，但不包括诸如供气通道破裂之类的故障情况。

在标称运行中，部分吹扫流速运动到循环通道，特别是存在于槽的底部和插入到所述槽中的移动叶片的根部之间的通路中。该通路可以是槽的底部和插入所述槽中的根部之间存在的间隙。因此，第一流体流速对应于在标称运行情况下在循环通道中、尤其是在所述通路中循环的冷却空气流。这些情况的特征在于循环通道内的温度保持在阈值以下。

超过该温度阈值是冷却空气流量不足的特征，即，由涡轮发动机的冷却回路中发生的异常引起的吹扫流速下降。涡轮发动机的冷却回路意指冷却空气从压缩机区域取样到经过转子的循环通道所遵循的回路。因此，涡轮发动机的冷却回路的缺陷元件可以是压缩机上的空气采样区域的元件、将空气从压缩机输送到涡轮的通道之一、空气分配箱、移动叶片和固定部件之间的吹扫通路以及涡轮的移动部件和固定部件之间的动态接头。

异常情况的发生会导致吹扫流速降低，并因此增加引入来自主脉管的热空气。通过进入循环通道，这些热空气提高了循环通道内的温度。超过温度阈值导致校准装置的状态变化，导致流体流量增加，在这种情况下实际上是来自主脉管并在循环通道中、特别是在槽的底部和叶片的根部之间的通道中流动的热空气流量增加。校准装置的状态变化可包括校准装置的劣化、融合、蠕变或校准装置的脱离。

在第一流速和第二流速之间的流速增加导致叶片根部下方的通路中的温度升高，导致叶片根部劣化。由于根部不再能够履行其保持移动叶片的功能，移动叶片从其安装处分离，并释放在主脉管中。众所周知，当叶片被释放或脱离时，称为IFSD(“飞行中停机(InFlight Shut Down)”)的安全装置会立即产生动态不平衡，触发驾驶舱中的警报，提示用户立即关闭发动机。该校准装置确保了至少一个叶片的释放，使得发动机在故障的初始影响下停止，并且是在由于来自主脉管的热气的重新引入而导致移动轮盘劣化之前就停止了。

因此，有可能借助叶片脱离的方式来实现发动机的停止，从而检测到失灵或故障的存在，而不需要对冷却装置进行永久性的超尺寸化。还可以提供一种在叶片脱离的情况下允许发动机自动停机的装置。这种检测可以在不需要操作者的外部干预下实现。

因此，冷却系统对燃料消耗的影响是受限的，从而有效地提高了发动机性能。另外，该构造检测到异常的存在，而不需要增加额外的传感器，如温度传感器。

在一些实施例中，校准装置包括移动轮盘的至少一个移动叶片的根部的至少一部分。

因此，校准装置最接近在叶片根部下的通路中流动的空气。这样，当导致来自主脉管的热空气的引入增加的异常发生时，叶片的脱离会更快发生，从而允许更有效地检测到异常。这尤其限制了由于该异常以及由此导致的温度升高而导致的轮盘劣化的风险。

在一些实施例中，叶片根部的所述部分构造成从第一状态转换为第二状态，在第一状态中，当循环通道内的温度低于预先确定的阈值时，其具有第一几何结构，在第二状态中，当循环通道内的温度高于或等于预先确定的阈值时，其具有不同于第一几何结构的第二几何结构，并使得存在于槽的底部和移动叶片的根部之间的通路的截面增加其具有第一状态。

第一状态对应于例如叶片根部的所谓通常形状，即安装在不包括校准装置的转子上的叶片根部会具有的形状。第二状态对应于由该部件的蠕变引起的变形，或者该部件的再次部分或完全脱离。换言之，第二几何结构的形式是这样的：当叶片根部的所述部分呈现出第一几何结构时，由这种变形导致的旁通截面大于初始旁通截面。因此，这种几何形状变化相当于增加了存在于叶片的根部和槽的底部之间的间隙。由超过阈值温度值引起的从第一状态到第二状态的这种转变允许叶片根部下方通路中的热空气流速增加。由此产生的温度升高导致叶片根部劣化，叶片根部的所述部分的状态变化也已经使其变脆，并因此导致叶片的脱离。

在一些实施例中，叶片根部的所述部分包括可熔材料，该可熔材料构造成当循环通道内的温度达到预先确定的阈值时至少部分地熔化。

换言之，预先确定的阈值对应于叶片根部的包括可熔材料的部分的熔化温度。因此，叶片根部的该部分的材料必须较佳地选择成使得其熔化温度低于使诸如轮盘之类的涡轮元件劣化的临界温度。这样，在部分熔化的情况下，导致叶片根部的该部分的蠕变或完全熔化，叶片根部的所述部分从具有第一几何结构的第一状态转换到具有第二几何结构的第二状态，从而导致热空气流速上升，进而导致叶片脱离。

在一些实施例中，转子包括在转子的两个移动轮盘之间轴向延伸的环形壁，该环形壁包括多个循环孔，循环通道包括所述多个孔，校准装置包括至少一个固定在多个孔中的至少一个循环孔上的可熔垫圈。

较佳地，环形壁的每个循环孔定位成与移动叶片的根部相对，使得在叶片根部下方的通路中流动的空气随后穿过所述孔，循环通道以此方式包括所述通路和所述孔。运动穿过这些孔中的每个孔的空气具体地向位于环形壁上方和定子叶片下方的区域提供冷却空气。

此外，校准装置可以包括可熔垫圈，以代替叶片根部的可熔部分，或者作为其附加。根据与前述机制相同的机制，在循环通道中、特别是在叶片根部下方的通路中流动的空气的温度升高，然后穿过固定有可熔垫圈的孔，导致该垫圈的状态的改变，特别是固定垫圈的孔的直径的增加。直径的增加在异常情况下导致热空气流速增加，从而导致叶片脱离。

在一些实施例中，所述可熔垫圈构造成从第一状态转换为第二状态，在第一状态中，当循环通道内的温度低于预先确定的阈值时，其具有限定其所固定到的循环孔的直径的第一几何结构，在第二状态中，当循环通道内的温度高于或等于预先确定的阈值时，其具有不同于第一几何结构的第二几何结构并使得所述孔的直径增加。

在第一状态中，可熔垫圈可以具有允许其所固定到的孔的直径与环形壁的包括无可熔垫圈的其它孔的直径相同的形状。第二状态对应于所述孔的直径增扩的形式。

在一些实施例中，所述可熔垫圈包括可熔材料，该可熔材料构造成当循环通道内的温度达到预先确定的阈值时至少部分地熔化。

可熔垫圈的可熔材料可以不同于叶片根部的可熔部分的材料，并且呈现不同的熔化温度范围。

在一些实施例中，转子包括多个移动轮盘，校准装置定位在多个移动轮盘中的上游移动轮盘上，该上游移动轮盘根据热空气沿着转子的旋转轴线的流动方向定位在多个移动轮盘的上游。

由于上游轮盘在热空气吹扫故障的情况下暴露于热空气的轮盘的第一级，因此将校准装置定位在该上游盘上允许该装置在由于异常所引起的温度升高的情况下更快地改变状态，然后通过释放至少一个叶片来提高检测这种异常的效率。

在一些实施例中，阈值温度值在700和850℃之间。

在一些实施例中，对应于叶片根部的可熔部分的熔化温度的第一阈值温度值在700和780℃之间，而对应于可熔垫圈的熔化温度的第二阈值温度值在800和850℃之间。

该温度阈值较佳地小于临界温度，从该临界温度起涡轮的诸如叶片根部之类的元件劣化。这样，当达到循环通道内的阈值温度值时，校准装置的状态变化和相关叶片的释放使得发动机在承载叶片的轮盘发生劣化之前停止。

本公开还涉及一种用于飞行器涡轮发动机的涡轮，包括热空气流的环形脉管和根据前述实施例中任一个的转子。

在环形脉管中流动的热空气是来自涡轮发动机的发动机燃烧并驱动涡轮转子叶片的空气。

附图说明

通过以下借助非限制性示例给出的本发明的不同实施例的详细描述，将更清楚地理解本发明及其优点，所述描述参考各页附图，附图中：

[图1]图1是配备有喷射装置的涡轮发动机的纵剖视图；

[图2]图2示出了根据本公开的涡轮发动机中的低压涡轮的纵向部分剖视图；

[图3A至图3B]图3A示出了根据本公开的无校准装置的涡轮的移动叶片根部在垂直于纵向方向的截面平面中的视图，而图3B示出了根据本公开的带校准装置的涡轮的移动叶片根部在垂直于纵向方向的截面平面中的视图；

[图4]图4示出了图2的低压涡轮的上游级的细节视图；

[图5]图5示出了图4的上游级的环形壁根据方向V的平面图。

具体实施方式

在下文中相对于穿过涡轮发动机的气流方向(如图1中的箭头F所示)定义术语“上游”和“下游”。

图1示出了双流涡轮发动机100，如已知的，从上游到下游依次包括至少一个风扇10和发动机部件，该发动机部件依次包括至少一个低压压缩机级20、高压压缩机级30、燃烧室40、至少一个高压涡轮级50和低压涡轮级60。

围绕涡轮发动机100的主轴线X转动并且能够通过不同的变速器和齿轮系统联接在一起的转子对应于这些不同的元件。

如已知的，一部分空气在高压压缩机30上取样，并借助一个或多个冷却管道32进行输送，用以冷却涡轮发动机100的较暖区域，特别是高压涡轮50和低压涡轮60。

图2是涡轮发动机100的一区域的放大，以简化的方式示出了低压涡轮60的上游部件。尽管本说明书的其余部分参考低压涡轮60，但为了简化目的，本示例不限于此，本发明也适用于高压涡轮50。

此处所示的低压涡轮60包括多个涡轮级61、62。第一级61以及位于第一级下游的级62分别包括成组的固定分配器70和65。每个级61、62还包括移动轮盘63，其上安装成组叶片64，该组叶片64固定在位于轮盘63缘部的若干槽中，叶片64由移动轮盘63驱动旋转。移动轮盘63沿主轴线X轴向固定到彼此以形成涡轮60的不同级61、62。

低压涡轮60的第一级61包括至少一个上游移动轮盘63a以及至少一个中空分配器70，冷却空气在该中空分配器中循环。在图2所示的示例中，分配器70是中空的，以允许冷却空气穿过并借助与分配器70相关联的喷射装置80离开，喷射装置80包括多个喷射器81。位于低压涡轮60的第一级61下游的随后级62各自包括至少一个移动叶片64和固定叶片形式的分配器65或定子。移动轮盘63与根据轴线X延伸的低压轴稳固地一起旋转，而每个定子65连接到涡轮的壳体66。

涡轮发动机包括冷却装置，用于经由冷却导管32将在高压压缩机30上采样的该部分空气输送到低压涡轮60的至少一级。在下文描述的实施例中，所采样的该部分冷却空气分布在高压涡轮50的下游级(未示出)和低压涡轮60的上游级的区域中。以此方式冷却高压涡轮50和低压涡轮60。但本发明不限于此实施例，该部分采样空气也能够分配到其它涡轮级。

在图2所示的实施例中，高压压缩机30中排出的该部分空气流入冷却管道32，然后流入中空分配器70。该部分空气穿过中空分配器70循环的方向由箭头71示出。然后，该部分空气经由喷射器81喷入脉管68下方的腔体中。如箭头75所示，所分配的空气特别地冷却涡轮的轮盘63。

喷射装置80包括围绕轴线X分布在分配器70的壁上的多个喷射器81。为了简化本实施例的描述，图2中示出了单个喷射器81。喷射器81是形成在分配器70的壁中的孔，用于在涡轮发动机运行时持续地、即连续地将冷却空气流喷射入脉管68下方的腔体。该流速确保低压涡轮60的温度保持在其标称运行的条件下，即在没有上述故障之一的情况下。孔的尺寸确定为使得流速例如在270g/s和310g/s之间。

更准确地，经由喷射器81喷射的冷却空气允许吹扫低压涡轮60中存在的热空气，从而确保低压涡轮的冷却。在高压压缩机30中排出并输送远至脉管68下方的腔体中的冷却空气构成压力屏障或吹扫，从而防止来自燃烧室并在涡轮发动机100的主空气循环脉管中流动的热空气进入涡轮转子和涡轮定子之间的空间中的脉管68下方的腔体。主脉管指代涡轮的主空气循环脉管，由图2中箭头F示出。此处特别由箭头76表示低压涡轮60的热空气的吹扫。因此，涡轮转子过热的风险是受限的。具体地，通过防止主脉管的空气返回脉管68下方的腔体，该腔体的温度低于该脉管，因此涡轮转子可以抵抗更高的离心力，并在较低的约束条件下定尺寸。

图3A示意性地示出了垂直于轴线X的截面的细节视图，即轮盘63的径向外端、尤其是形成在轮盘63的两个齿631之间的槽632的正视图。叶片64各自包括根部642，该根部642通过平台641与叶片的其余部分分离，并且具有与槽632互补的形状，该根部可插入到该槽中。空气也在形成在叶片64的根部642和根部642所插入的槽632的底部之间的通路P中循环。通路P处于冷却空气通道上。该循环通道包括通路P，箭头77所示的气流在通道P中循环，冷却叶片根部的这些严重受限的区。

图4示意性地示出了低压涡轮60的两个移动轮盘63的细节侧视图，即垂直于轴线X。转子的轮盘63通过从每个轮盘63沿彼此的方向轴向延伸的环形凸缘633的螺栓连接而固定到彼此。大致圆柱形和环形的壁101也在两个相邻的轮盘63之间延伸。壁101形成在径向壁100的径向外端处，径向壁100插设在两个环形凸缘633之间并借助环形凸缘633的紧固螺栓640固定。该环形壁101特别承载与定子65承载的耐磨层接触的突片(未示出)。

壁101包括多个孔102。循环通道还包括这些孔102，在标称运行的情况下，冷却空气流77可以流动穿过这些孔，在异常情况下，热空气可以流动穿过这些孔。这些孔102特别地通过具有比通路P小的旁路区段来特别校准穿过通路P的冷却空气流。具体地，孔102可以定位在叶片64的每个根部642的对面。在标称运行期间，包括通路P和孔102的冷却空气循环通道还限制了在壁101和支承定子65的固定叶片的平台(未示出)之间的区域R中重新引入来自热空气流主脉管的热气。

涡轮机冷却故障可能有若干原因。冷却故障的一个原因可以是导管32的故障，例如用于空气循环的导管32之一破裂或意外阻塞。该故障的另一原因可能是由于低压涡轮60的一个或多个密封接头或动态接头的过度磨损或破裂。涡轮60的冷却故障例如由定子部分和转子部分之间的迷宫式接头69的破裂引起，从而确保低压涡轮60的脉管68下的腔体在压力下隔离。

低压涡轮60的转子包括用于校准在循环通道中流动的气流77的空气流速的校准装置，如下文所述。

在第一实施例中，校准装置包括称为“可熔部分90”的部分。图3B是类似于图3A的视图。根据该视图，叶片64的至少一个根部642的部分90包括与根部642和叶片64的其余部分的材料不同的材料。包括不同材料的部分90称为“可熔部分90”，其可以是用槽632的底部界定通路P的部分。具体地，部分90可以是根部642的下部，即最接近槽632底部的部分，代表根部642总容积的至少1/4，较佳地至少1/3，较佳地甚至至少一半。根部642的该部分90可以通过钎焊固定到根部642的其余部分。此外，图3A和图3B示出了根642具有杉树干形的示例。然而，该示例不是限制性的，因此本发明可以应用于其它形式的叶片根部，例如燕尾形。

可熔部分90可以包括例如包括72％银和28％铜的共晶材料，并且可以具有780℃的熔化温度或蠕变温度。确定该熔化温度以及因此选择用于可熔部分90的材料，使得在标称运行条件下，循环通道内的温度保持低于可熔部分90的该熔化温度。这样，在标称运行条件下，可熔部分90具有恒定形式，用以保持通路P的恒定横截面，并因此保持循环通道中的恒定流速。

每当上述故障之一发生时，吹扫流速下降，导致引入来自主脉管的热气，这些热气能够引入到循环通道、特别是通路P中。然后，循环通道内的温度升高并达到高于代表标称运行的温度的值。

当循环通道内的温度达到可熔部分90的熔化温度时，可熔部分在蠕变的作用下至少部分地熔化和/或变形，导致通路P的横截面改变，尤其是增加。通路P的横截面的增加导致来自循环通道中的主脉管的热空气流77的流速上升。热空气流速的这种增加的效果是显著且准瞬时地升高叶片根部的该区域中的温度，导致所述叶片64的根部642的快速劣化。根部642不再执行其保持叶片64的功能，导致这些叶片64在主脉管中释放。

已知在叶片被释放或脱离的情况下，称为IFSD(“飞行中停机(In Flight ShutDown)”)的安全装置会立即产生动态不平衡，触发驾驶舱中的警报，提示使用者立即关闭发动机。在这种情况下，低压涡轮60壳体构造成保持在发动机内部已经脱离的叶片64，避免涡轮发动机的其它部件的劣化。称为“可熔叶片”的叶片64的数量，即，其根部642包括可熔部分90的叶片的数量不受限制，它们中的一个、两个或多个可以配备有该根部。此外，根据本实施例，可熔部分或部分90位于上游轮盘63a的叶片64上。因此，可熔部分90最靠近吹扫低压涡轮60的热空气的气流76固定在涡轮中。

根据第二实施例，可熔部分90是第一可熔部分，低压涡轮60的转子包括第二可熔部分92。根据该第二实施例，校准装置包括第二可熔部分92。更准确地，壁101的孔102中的至少一个用作可熔孔102’。在涡轮机的标称运行中，该可熔孔102’的直径与其它孔102的直径相同。然而，该可熔孔102’的轮廓由第二可熔部分92界定，具有环形或垫圈的形式，其内径等于其它孔102的直径，而外径等于内径的至少1.5倍，较佳地至少为内径的1.8倍。第二可熔部分92可以通过钎焊固定到壁101。

同样明显的是，第二可熔部分92较佳地包括不同于第一可熔部分90的材料，并且具有较高的熔化温度。

这样，在标称运行条件下，可熔部分92具有恒定形式，用以保持孔102’的直径恒定且等于未配备第二可熔部分92的孔102的直径。这样，可以在循环通道中保持基本恒定的流速。

每当上述故障之一发生时，吹扫流速下降，导致引入来自主脉管的热气，这些热气能够引入到循环通道、特别是通路P中，然后穿过孔102和102’。循环通道内的温度升高并达到高于代表标称运行的温度的值。

当循环通道内的温度达到第二可熔部分92的熔化温度时，第二可熔部分在蠕变的作用下至少部分地熔化和/或变形，导致孔102’的横截面改变、尤其是增加。孔102’的横截面的增加导致来自循环通道中的主脉管的热空气的气流77的流速增加。

热空气的流速的这种增加的效果是显著且准瞬时地提高叶片根部的该区域中的温度，导致所述叶片64的根部642的快速劣化。在第一可熔断部分90的情况下，也会出现以上所述的后果。

称为“可熔孔”的孔102’的数量，即，包括第二可熔部分92的那些孔102’的数量也不受限制，它们中的一个、两个或多个可以配备有这些孔。

此外，可以利用第一可熔部分90或第二可熔部分92中的一个或另一个。替代地，可以结合第一实施例和第二实施例，能够同时使用第一可熔部分90和第二可熔部分92。

尽管已经参考具体示例性实施例描述了本发明，但是显然能够在不脱离权利要求所限定的本发明的总体范围的情况下对这些示例进行修改和改变。具体地，可以将图示/提到的各种实施例的各个特征组合到另外的实施例中。因此，应当以说明性而非限制性的意义来考虑本说明书和附图。

Claims (10)

1.一种用于飞行器涡轮发动机的涡轮转子(60)，包括：

-至少一个支承移动叶片(64)的移动轮盘(63)，所述移动轮盘(63)包括多个槽(632)，所述移动叶片(64)的根部(642)插入所述槽中，在所述槽的底部和插入所述槽(632)的所述移动叶片(64)的所述根部(642)之间形成通路(P)，

-循环通道，构造成允许流体循环，所述循环通道包括所述通路(P)，

-校准装置，构造成当所述循环通道内的温度低于预先确定的温度阈值时允许在所述循环通道中以第一流体流速流动，并且当所述循环通道内的温度高于或等于所述预先确定的温度阈值时改变状态以允许在所述循环通道中以大于第一流速的第二流体流速流动，所述校准装置包括可熔材料，所述可熔材料构造成当所述循环通道内的温度达到所述预先确定的阈值时至少部分地熔化。

2.根据权利要求1所述的转子，其特征在于，所述校准装置包括所述移动轮盘(63)的至少一个移动叶片(64)的根部(642)的至少一部分(90)。

3.根据权利要求2所述的转子，其特征在于，所述叶片根部(642)的所述部分(90)构造成从第一状态转换为第二状态，在所述第一状态中，当所述循环通道内的温度低于所述预先确定的阈值时，其具有第一几何结构，在所述第二状态中，当所述循环通道内的温度高于或等于所述预先确定的阈值时，其具有不同于所述第一几何结构的第二几何结构，并使得存在于所述槽(632)的底部和所述移动叶片(64)的根部(642)之间的所述通路(P)的截面增加。

4.根据权利要求2或3所述的转子，其特征在于，所述叶片根部(642)的所述部分(90)包括可熔材料。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的转子，其特征在于，包括在所述转子的两个移动轮盘(63)之间轴向延伸的环形壁(101)，所述环形壁包括多个循环孔(102)，所述循环通道包括所述多个孔(102)，所述校准装置包括至少一个固定在所述多个孔(102)中的至少一个循环孔(102’)上的可熔垫圈(92)。

6.根据权利要求5所述的转子，其特征在于，所述可熔垫圈(92)构造成从第一状态转换为第二状态，在所述第一状态中，当所述循环通道内的温度低于所述预先确定的阈值时，其具有限定其所固定到的所述循环孔(102’)的直径的第一几何结构，在所述第二状态中，当所述循环通道内的温度高于或等于所述预先确定的阈值时，其具有不同于所述第一几何结构的第二几何结构并使得所述孔(102’)的直径增加。

7.根据权利要求5或6所述的转子，其特征在于，所述可熔垫圈(92)包括可熔材料。

8.根据权利要求1至7中任一项所述的转子，其特征在于，所述转子包括多个移动轮盘(63)，所述校准装置定位在所述多个移动轮盘(63)中的上游移动轮盘(63a)上，所述上游移动轮盘(63a)根据热空气沿着所述转子的旋转轴线流动的方向定位在所述多个移动轮盘(63)的上游。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的转子，其特征在于，所述阈值温度值在700和850℃之间。

10.一种用于飞行器涡轮发动机的涡轮(60)，包括热空气流的环形脉管和根据前述权利要求中任一项所述的转子。

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