CN116085068A - 具有间隙控制系统的燃气涡轮发动机 - Google Patents

Abstract

一种燃气涡轮发动机，包括：包括在气体流动路径内延伸的多个第一涡轮转子叶片的第一涡轮转子组件；和围绕第一涡轮转子组件的壳体，其中壳体包括围绕第一涡轮转子组件延伸的外壳体壁；从外壳体壁延伸并且在第一涡轮转子组件后方的位置处在气体流动路径内延伸的多个轮叶；和沿径向方向定位在外壳体壁外侧的热控制环，并且其中热控制环包括本体和多个销，并且其中多个销在外壳体壁和本体之间延伸。

Description

具有间隙控制系统的燃气涡轮发动机

相关申请的交叉引用

本申请要求2021年11月5日提交的作为非临时申请的波兰专利申请号P.439449的优先权，并且其中以上申请通过引用将其全部内容并入本文。

政府资助的研究

导致本申请的项目已经根据第CS2-ENG-GAM-2014-2015-01号拨款协议获得了欧盟清洁天空2研究和创新计划的资助。

技术领域

本主题特别地涉及包括间隙控制结构的燃气涡轮发动机。

背景技术

用于燃气涡轮发动机的壳体，诸如围绕涡轮区段转子的涡轮区段壳体，大体上由于内部和外部安装的部件而需要可分开的凸缘以及组装的壳体和歧管部分。这种部件大体上包括用于涡轮护罩的支架或吊架，或用于多个壳体的凸缘。另外，由于涡轮壳体围绕涡轮转子，因此过度变形、热膨胀或收缩、或弯曲可能会导致与涡轮转子的过度摩擦和不期望的接触，这可能会导致性能或可操作性损失。某些壳体可以包括经由可分开的凸缘来限制发动机操作和热循环期间的变形或位移的组件。然而，本公开的发明人已经发现这种设计需要增加发动机重量的组件和零部件。此外，本公开的发明人已经发现这种设计可以进一步抑制包括或放置用于更有效的间隙控制的热控制结构。

这样，本公开的发明人已经发现需要能够克服这些限制并且提供改进热控制、改进发动机效率和减少重量的涡轮壳体。

附图说明

在参考附图的说明书中，针对本领域普通技术人员，阐述了包括其最佳模式的完整且能够实现的公开，其中：

图1是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的实施例的示例性示意性横截面视图；

图2是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的实施例的示例性示意性横截面视图；

图3是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的实施例的示例性示意性横截面视图；

图4是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的实施例的一部分的示意性横截面视图；

图5是根据本公开的附加方面的燃气涡轮发动机的实施例的一部分的示意性横截面视图；

图6是根据本公开的方面的燃气涡轮发动机的实施例的一部分的透视图；

图7A-7B描绘了根据本公开的方面的概述用于操作发动机的方法的步骤的流程图；

图8-11是根据本公开的方面的涡轮区段和壳体的一部分的实施例的示例性示意性横截面视图；

图12是根据本公开的方面的涡轮区段的歧管的一部分的实施例的示例性透视图；

图13A-13D是图12中提供的歧管的实施例的示例性截面视图；

图14是根据本公开的方面的涡轮区段和壳体的一部分的实施例的示例性示意性横截面视图；

图15是根据本公开的方面的涡轮区段的歧管的一部分的实施例的示例性透视图；

图16是根据本公开的方面的涡轮区段和壳体的一部分的实施例的示例性示意性横截面视图；

图17是根据本公开的方面的图16的实施例的示例性示意性横截面视图的详细视图；

图18是根据本公开的方面的热控制环的多个销的示例性实施例的自顶向下视图；

图19是根据本公开的方面的通过图16的涡轮区段和壳体的空气流的示例性示意图；

图20是根据本公开的方面的发动机的一部分的透视图；和

图21是根据本公开的方面的图20中提供的发动机的实施例的横截面视图。

在本说明书和附图中重复使用的参考字符旨在表示本公开的相同或相似的特征或元件。

具体实施方式

现在将详细参考本公开的当前实施例，其一个或多个示例在附图中被示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中的相似或类似的标号已经用于指代本公开的相似或类似的零部件。

本文使用“示例性”一词来意指“用作示例、实例或例释”。本文描述为“示例性”的任何实施方式不一定被解释为优于或有利于其他实施方式。另外，除非另有明确标识，否则本文描述的所有实施例都应被视为示例性的。

如本文所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以互换使用，以使一个部件区别于另一个部件，并且不旨在表示个体部件的位置或重要性。

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”是指流体流出其的方向，以及“下游”是指流体流向其的方向。

单数形式“一”、“一种”和“该”包括复数引用，除非上下文另有明确规定。

术语“联接”、“固定”、“附接到”等既指直接联接、固定或附接，又指通过一个或多个中间部件或特征间接联接、固定或附接，除非本文另有指定。

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任何可允许变化而不会导致与其相关的基本功能变化的定量表示。因此，由诸如“大约”、“近似”和“基本上”的一个或多个术语所修饰的值不限于指定的精确值。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，近似语言可以是指在1％、2％、4％、10％、15％或20％的余量内。

在此以及在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，否则这些范围被标识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包括端点，并且端点能够彼此独立地组合。

压力值及其范围以绝对压力测量值(psia)或等效值表示。本文提供的压力的值和范围可以被转换成表压力的范围，或其他压力单位，或与本文公开的值和/或范围对应的其他单位、测量值或其组合。

术语“总体功率输出”是指发动机的最大额定功率输出。

术语“操作包络”是指发动机可以正常操作的循环、任务或一组机动。在一个实施例中，着陆-起飞(LTO)循环可以限定操作包络。包括启动、怠速、起飞、巡航和进近发动机操作状况的一个或多个组合的LTO循环可以共同限定操作包络。在各种实施例中，巡航状况限定了大部分的操作包络，诸如以限定大部分的发动机操作的操作时间或持续时间。在某些实施例中，巡航状况在操作包络的近似55％和75％之间。换句话说，巡航状况可以限定从启动到在进近操作状况之后关机的发动机操作持续时间的近似55％到近似75％。在另一个实施例中，巡航状况可以限定发动机操作持续时间的近似60％到近似70％。

术语“巡航操作状况”可以进一步指中等功率发动机操作状况。术语“起飞操作状况”可以指全功率状况且“怠速操作状况”可以指低功率状况，并且“巡航操作状况”是在其间的功率或推力状况。在一些实施例中，巡航状况对应于发动机的总体功率输出的近似75％到近似90％。在还有的某些实施例中，巡航状况对应于发动机的总体功率输出的近似80％到88％。

如本文所用，“第三流”意指能够增加流体能量以产生少数的总推进系统推力的非初级空气流。第三流的压力比可以高于初级推进流(例如，旁通或螺旋桨驱动的推进流)的压力比。可以通过专用喷嘴，或通过使通过第三流的气流与例如进入公共喷嘴的初级推进流或核心空气流混合，来产生推力。

在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的操作温度可以小于发动机的最大压缩机排出温度，并且更具体地，可以小于350华氏度(诸如小于300华氏度，诸如小于250华氏度，诸如小于200华氏度，并且至少与环境温度一样大)。在某些示例性实施例中，这些操作温度可以促进将热量传递到通过第三流和分开的流体流的气流，或将热量传递出通过第三流和分开的流体流的气流。此外，在某些示例性实施例中，在起飞状况下，或者更具体地，当在海平面额定起飞功率、静态飞行速度、86华氏度环境温度操作状况下操作的时候，通过第三流的气流可以贡献小于总发动机推力的50％(并且至少例如总发动机推力的2％)。

此外，在某些示例性实施例中，通过第三流的气流的方面(例如，气流、混合或排气性质)，以及由此对总推力的上述示例性百分比贡献，可以在发动机操作期间被动地调整，或通过使用发动机控制特征(诸如燃料流、电机功率、可变定子、可变入口导向轮叶、阀、可变排气口几何形状或流体性特征)而被有目的地修改，以在广泛范围的潜在操作状况下调整或优化总体系统性能。

术语“涡轮机”或“涡轮机械”是指包括一起生成扭矩输出的一个或多个压缩机、发热区段(例如，燃烧区段)和一个或多个涡轮的机器。

术语“燃气涡轮发动机”是指具有涡轮机作为其动力源的全部或一部分的发动机。示例燃气涡轮发动机包括涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮喷气发动机、涡轮轴发动机等。

术语“燃烧区段”是指用于涡轮机的任何热添加系统。例如，术语燃烧区段可以指包括爆燃性燃烧组件、旋转爆震燃烧组件、脉冲爆震燃烧组件或其他合适的热添加组件中的一个或多个的区段。在某些示例实施例中，燃烧区段可以包括环形燃烧器、罐式燃烧器、环管式燃烧器、驻涡燃烧器(TVC)或其他合适的燃烧系统，或其组合。

术语“低”和“高”，或它们相应的比较级(例如，在适用的情况下，更低、更高)，在与压缩机、涡轮、轴或线轴部件等一起使用时，各自是指发动机内的相对速度，除非另有指定。例如，“低涡轮”或“低速涡轮”限定了被构造成以比发动机处的“高涡轮”或“高速涡轮”低的转速(诸如最大可允许转速)操作的部件。

如本文所用的指第一物体相对于第二物体的位置(例如，第一物体位于或被定位在第二物体处)的术语“在……处”是指第一物体完全或部分被定位在第二物体内，第一物体接触第二物体，或者第一物体被定位成最靠近第二物体(相对于任何其他周围相关部件)。

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处理，诸如增材制造处理，诸如3-D打印处理，来被制造或形成。这种处理的使用可以允许这种部件一体形成，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，增材制造处理可以允许这种部件一体形成并且包括在使用在先制造方法时不可能实现的各种特征。例如，本文描述的增材制造方法可以允许通道、导管、腔、开口、壳体、歧管、双壁、热交换器或其他部件的制造，或具有使用在先制造方法可能是无法实现或不实际的独特特征、构造、厚度、材料、密度、流体通路、集管和安装结构的这些部件的特定定位和集成。本文描述了这些特征中的一些特征。

例如，根据本公开的合适的增材制造技术包括熔融沉积建模(FDM)，选择性激光烧结(SLS)，诸如通过喷墨、激光喷射和粘结剂喷射的3D打印，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)，激光工程净成型(LENS)，激光净成型制造(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)和其他已知处理。

用于制造作为一体单一结构在本文中提供的结构的合适粉末材料包括金属合金、聚合物或陶瓷粉末。示例性金属粉末材料是不锈钢合金、钴-铬合金、铝合金、钛合金、镍基超合金和钴基超合金。另外，合适的合金可以包括已经被设计成具有良好抗氧化性的那些合金，称为“超合金”，其在燃气涡轮发动机中在升高的操作温度下具有可接受的强度，例如，哈氏合金、Inconel合金(例如，IN 738、IN 792、IN 939)、Rene合金(例如，Rene N4、ReneN5、Rene 80、Rene 142、Rene 195)、Haynes合金、Mar M、CM 247、CM 247LC、C263、718、X-850、ECY 768、282、X45、PWA1483和CMSX(例如CMSX-4)单晶合金。本公开的制造对象可以形成有一个或多个选定的结晶微结构，诸如定向凝固(“DS”)或单晶(“SX”)。

提供了包括改进的间隙控制系统的燃气涡轮发动机的实施例。发动机通过减少或消除从风扇旁通通道提取的用于在涡轮区段处冷却的空气，来减少重量和外核心壳体或风扇壳体外部的管、歧管或导管。本文提供的实施例允许没有风扇壳体的发动机，诸如开式转子发动机或螺旋桨风扇发动机，以具有并操作用于涡轮区段和/或轴承组件的改进的间隙控制、冷却系统或空气系统。应当理解，虽然这些实施例可以应用于包括机舱和风扇壳体的涡轮风扇发动机，但是本文提供的实施例允许没有机舱、风扇壳体或围绕风扇区段的其他结构的发动机来接收空气，用于涡轮区段冷却、间隙控制或轴承组件。

本文提供的改进的燃气涡轮发动机可以另外或替代地允许从压缩机区段去除低压和/或低温空气，用于在涡轮区段和轴承组件处的冷却或间隙控制。某些间隙控制系统大体上可以利用诸如来自高压压缩机的后级的高能空气(即，高压和/或高温空气)，并且与诸如来自其他压缩机级或来自风扇空气流的一个或多个其他空气源混合。诸如通过从热力学和燃烧处理中去除能量，或者通过在空气适合于在涡轮区段处的冷却或间隙控制之前需要更大的热负荷减少，这种高能空气减少了发动机效率。更进一步地，某些间隙控制系统可能不适合于为了冷却、缓冲空气或在轴承组件处的其它用途而向轴承组件另外提供空气。

本公开的另一方面针对改进的涡轮壳体，其允许改进的间隙控制、冷却流体分布、减少的重量和改进的发动机效率。本文提供的发动机、壳体和歧管的实施例包括一体单一结构，诸如可以通过迄今为止还不可能或不可行的增材制造处理来形成。本文描绘和描述的实施例允许了热控制环的改进且有利的定位，用于改进的间隙控制响应；开口、通道和导管的改进的形成和定位，以允许更有效的热传递流体利用和移动；以及诸如经由排除凸缘和子组件成为一体部件来减少重量。这些特征的特定组合允许了改进的热传递性质和减少的热梯度。改进的热传递性质特别包括在某些特征处(诸如在形成如本文提供的热控制环的多个壁处)的较低热传递系数。这种改进可以减轻或消除不期望或过度的变形、椭圆化、弯曲或可能不利地影响挠度或导致与涡轮转子的不期望接触的壳体几何形状的其他变化。

本文提供的实施例包括，例如，一体单一高速涡轮壳体，和定位在高速涡轮下游和低压或中压涡轮上游的涡轮中心框架或中间涡轮框架。本文提供的实施例进一步包括，例如，构造成向热控制环提供热传递流体的一体单一间隙控制歧管。一体单一结构可以进一步允许热控制环相对于涡轮转子的改进定位，诸如以提供横跨涡轮转子组件的改进间隙控制。

如本文所用，用于描述结构的术语“一体单一”是指由连续的材料或材料群组一体形成的结构，没有接缝、连接接头等。本文所述的一体单一结构可以通过增材制造来形成以具有所述结构，或者替代地，通过铸造处理等来形成。

现在参考附图，图1是可以结合本公开的各种实施例的本文称为“发动机10”的示例性燃气涡轮发动机10的示意性横截面视图。发动机10的特定实施例可以被构造为涡轮风扇、涡轮螺旋桨、涡轮轴或螺旋桨风扇燃气涡轮发动机，或构造为混合电动燃气涡轮发动机的一个或多个燃气涡轮发动机，或其他燃气涡轮发动机构造。

如图1所示，发动机10具有纵向或轴向中心线轴线12，出于参考的目的，纵向或轴向中心线轴线12平行于轴向方向A延伸通过其中。一般而言，发动机10可以包括设置在风扇区段16下游的涡轮机14。

发动机10包括与涡轮区段27处于串联流动布置的压缩机区段21。涡轮机14大体上可以包括基本上管状的外壳体18，外壳体18限定环形入口20。外壳体18可以由多个壳体形成。外壳体18以串联流动布置包围压缩机区段21、燃烧区段26和涡轮区段27。在特定实施例中，压缩机区段21包括增压器或低速压缩机22和高速压缩机24。在又一特定实施例中，涡轮区段27包括第一涡轮组件或高速涡轮28，和第二涡轮组件或低速涡轮30(例如，包括轮叶116和转子叶片118)。喷射排气喷嘴区段32被定位在涡轮区段27的下游。高速轴或线轴34将高速涡轮28驱动地连接到高速压缩机24。低速轴或线轴36将低速涡轮30驱动地连接到低速压缩机22。低速线轴36也可以被连接到风扇区段16的风扇轴或线轴38。在特定实施例中，低速线轴36可以诸如以直接驱动构造被直接连接到风扇线轴38。在替代构造中，如图1中的虚线所描绘的，低速线轴36可以经由齿轮组件37被连接到风扇线轴38，诸如以将发动机10构造为允许了风扇线轴38相比于低速线轴36的更高或更低转速的间接驱动或齿轮驱动构造。这种齿轮组件可以根据期望或需要被包括在发动机10内的任何合适的轴/线轴之间。

虽然被描绘和描述为包括能够与低速线轴36分开旋转的高速线轴34的双线轴发动机，但是应当理解，发动机10可以被构造成三线轴发动机，三线轴发动机包括高速线轴34、低速线轴36以及以串联流动布置定位在高速线轴34和低速线轴36之间的第三线轴或中速线轴。因此，压缩机区段21可以包括能够与高速压缩机24和低速压缩机22分开旋转的中速压缩机。类似地，涡轮区段27可以包括能够与高速涡轮28和低速涡轮30分开旋转的第三涡轮组件或中速涡轮。中速压缩机和中速涡轮可以被联接在一起，以在高速线轴和低速线轴之间流体地形成中速线轴。

进一步应当理解，在某些实施例中，本文所述的低速涡轮30或第二涡轮组件大体上是指在高速涡轮或第一涡轮组件下游的可分开旋转的线轴。这样，第二涡轮组件可以包括定位在高速涡轮后方或下游的中速涡轮或低速涡轮。

如图1所示，风扇区段16包括联接到风扇线轴38并且从风扇线轴38径向向外延伸的多个风扇叶片40的一个或多个轴向间隔开的级。环形风扇壳体或机舱42周向围绕风扇区段16和/或涡轮机14的至少一部分。应当理解，对于所描绘的实施例，机舱42通过多个周向间隔开的出口导向轮叶44相对于涡轮机14被支撑。

旁通气流通道48形成在多个风扇叶片40的一个或多个级的下游，并且围绕涡轮机14的外部分。在特定实施例中，诸如图1中所描绘的，旁通气流通道48被限定在机舱42的下游区段46(出口导向轮叶44的下游)处，并且在机舱42和涡轮机14的外部分之间。

然而，在其他实施例中，应当理解，低速压缩机22可以形成风扇区段16的一个或多个级，如图3中描绘的。这样，旁通气流通道48大体上可以包括在多个风扇叶片40的一个或多个级或低速压缩机22的下游，并绕过或围绕高速压缩机24的至少一部分，且具有通过其中的提供推力的旁通空气流177的任何流动路径。因此，本文提供的发动机10的某些实施例可以被构造为第三流或自适应循环发动机，其具有在多个风扇叶片40的一个或多个级和/或低速压缩机22下游并且在高速压缩机24的至少一部分上游的多个旁通气流通道48，多个旁通气流通道48中的一个或多个被构造为“第三流”。

发动机10包括构造成进行操作的计算系统1210。计算系统1210被通信地联接到涡轮机14和/或启动器马达(未描绘)，以调节、调控、维持、改变或连结任何一个或多个控制表面，从而生成根据本文提供的本公开的方面的空气流、热传递流体流的一个或多个实施例、和/或液态和/或气态燃料。计算系统1210大体上可以对应于任何合适的基于处理器的装置，包括一个或多个计算装置。计算系统1210的某些实施例包括全权限数字发动机控制器(FADEC)、数字发动机控制器(DEC)、或构造成操作发动机10的其他合适的计算装置。

计算系统1210可以包括一个或多个处理器1212和一个或多个相关联的存储器装置1214，其被构造成进行各种计算机实施的功能，诸如本文描述的方法的步骤。如本文所用，术语“处理器”不仅指本领域中被包括在计算机中的集成电路，而且还指控制器、微控制器、微型计算机、可编程逻辑控制器(PLC)、专用集成电路(ASIC)、现场可编程门阵列(FPGA)和其他可编程电路。另外，存储器1214大体上可以包括存储器元件，包括但不限于计算机可读介质(例如，随机存取存储器(RAM))、计算机可读非易失性介质(例如，闪速存储器)、压缩盘-只读存储器(CD-ROM)、磁光盘(MOD)、数字通用光盘(DVD)、非暂时性计算机可读介质、和/或其它合适的存储器元件，或其组合。

计算系统1210可以包括存储在存储器1214中的控制逻辑1216。控制逻辑1216可以包括计算机可读指令，该计算机可读指令在由一个或多个处理器1212执行时，使得一个或多个处理器1212进行操作，诸如在下面进一步提供的方法1000的一个或多个步骤中概述的操作。在还有的各种实施例中，存储器1214可以存储与与本文提供的空气流、热传递流体流或燃料流相关联的流量或者速率、压力或温度对应的图表、表格、函数、查找、时间表等。指令可以是用任何合适的编程语言编写的软件，或者可以用硬件来被实施。另外和/或替代地，指令可以在处理器上的逻辑和/或虚拟分开的线程中被执行。

计算系统1210还可以包括通信接口模块1230。在各种实施例中，通信接口模块1230可以包括用于发送和接收数据的相关联的电子电路。这样，计算系统1210的通信接口模块1230可用于接收来自一个或多个控制表面、传感器、测量装置或仪器的数据，或者与本文提供的发动机10的一个或多个部分相对应的计算或测量值，并且可以执行本文提供的方法1000的一个或多个步骤。计算系统1210还可以包括用于例如与发动机10的其他部件通信的网络接口。网络接口可以包括用于与一个或多个网络接口的任何合适的部件，包括例如发射机、接收机、端口、控制器、天线和/或其它合适的部件。

应当理解，通信接口模块1230可以是合适的有线和/或无线通信接口的任何组合，并且因而可以经由有线和/或无线连接来被通信地联接到设备的一个或多个部件。这样，计算系统1210可以经由分布式网络来获得、确定、存储、生成、传输或操作本文所述的方法的任何一个或多个步骤。例如，网络可以包括SATCOM网络、ACARS网络、ARINC网络、SITA网络、AVICOM网络、VHF网络、HF网络、Wi-Fi网络、WiMAX网络、gatelink网络等。

现在参考图2，提供了关于图1描绘和描述的发动机10的开式转子构造的示例性实施例。图2中提供的发动机10的实施例被构造成与图1中提供的基本类似。然而，在图2中，发动机10的开式转子构造不具有围绕多个风扇叶片40的风扇壳体或机舱42(图1中描绘的)。旁通气流通道48形成在多个风扇叶片40的下游，或者特别地，在出口导向轮叶44的下游，并且在涡轮机14的外部分的径向外侧。

现在参考图3，提供了根据图2的开式转子构造的示例性实施例。图3中提供的实施例进一步包括形成在多个风扇叶片40下游的多个旁通气流通道48，如上所述。在所描绘的特定实施例中，发动机10包括第一旁通气流通道48A和第二旁通气流通道48B。第二旁通气流通道48B从低速压缩机22和高速压缩机24之间的位置延伸到通向大气的排气口(虽然在其他实施例中，第二旁通气流通道48B可以延伸到第一旁通气流通道48A)。连结轮叶或门结构43可以被定位在第二旁通气流通道48B处。门结构43可以包括任何适当类型的可致动壁、轮叶、门或其他结构，其被构造成期望地变更从核心气体流动路径70接收到的并且被允许通过第二旁通气流通道48B(诸如经由箭头177示意性地描绘的)的空气流172。第二旁通气流通道48B可以被称为第三流。

虽然图3描绘了具有开式转子构造的三流或自适应循环发动机10，但是应当理解，自适应循环构造还可以包括围绕风扇区段的机舱，诸如关于图1描绘和描述的。以这种方式，应当进一步理解，虽然本文提供的某些优点和益处可以为具有机舱的涡轮风扇发动机提供益处，但是本文提供的部件的实施例和布置可以克服开式转子构造所特有的问题或挑战。

现在参考图4-5，提供了以与图1-3中描绘的一个或多个示例性发动机10类似的方式构造的发动机10的放大横截面视图。图4-5描绘了形成流动路径的有壁导管、歧管、管或其他结构，流动路径被构造成从压缩机区段21提取或接收经由箭头91示意性描绘的空气流，并且将空气流91提供到涡轮区段27。提供到涡轮区段27的空气流91可用于冷却叶片、轮叶、护罩或涡轮区段27的其他部分。在某些实施例中，涡轮区段27包括涡轮框架308，涡轮框架308以串联流动布置被定位在第一涡轮组件或高速涡轮28和第二涡轮组件或低速涡轮30之间。在还有的特定实施例中，轴承组件200被包括在涡轮框架308处。因此，涡轮框架308可以提供静态安装或支撑结构，轴承组件200被定位在该静态安装或支撑结构处，以支撑一个或多个线轴(例如，低速线轴36或高速线轴34)的旋转。涡轮框架308进一步包括任何适当数量的导管、歧管或通道309，或用于允许空气流91的至少一部分(例如，下面进一步被描绘为空气流193)到轴承组件200的其他结构。到轴承组件200的空气流可以在轴承组件200处提供冷却或缓冲空气，诸如以减弱来自线轴的振动或生成期望的轴承或转子间隙。在其他实施例中，空气流91被提供到定位在风扇区段16处的齿轮组件37、提供到压缩机区段21、提供到涡轮区段27或提供到喷射排气喷嘴区段32。

发动机10包括从压缩机区段21流体连通地延伸到涡轮区段27的第一导管110。第一导管110被构造成将来自压缩机区段21的空气流91连通到在涡轮区段27处的第一位置271。第一导管110形成与核心气体流动路径70分开的流动通道。在特定实施例中，第一导管110将来自压缩机区段21的空气流91提供到涡轮区段27，同时绕过燃烧区段26。

第一热交换器141被定位成与通过第一导管110的空气流91热连通。第一热交换器141被构造成从通过第一导管110的空气流91接收热量或热能。因此，第一热交换器141被构造成在空气流91被提供到涡轮区段27之前，冷却通过第一导管110的空气流91。第一热交换器141被构造为任何适当的热交换器，用于从空气流91中提取热量或热能，并且接收热量或热能，或将热量或热能传输到经由箭头221示意性地描绘的热传递流体。发动机10的特定实施例可以包括流体系统220，流体系统220被构造成使热传递流体221作为润滑剂、液态和/或气态燃料、液压流体、超临界流体、制冷剂、或适当冷却器空气或惰性气体流动。流体系统220提供经由第一热交换器141与空气流91热连通的热传递流体221。在图9描绘的特定实施例中(下面更详细地讨论的)，热传递流体221是提供到燃烧区段26的液态燃料。然而，应当理解，热传递流体221可以以任何适当的方式提供和使用，包括但不限于作为用于轴承系统的润滑剂、防结冰流体、燃料或致动流体。

仍然参考图4-5，发动机10包括在第一热交换器141的下游(相对于从压缩机区段21到涡轮区段27的空气流91)从第一导管110延伸的第二导管120。第二导管120流体连通地延伸到涡轮区段27处的第二位置272。流量控制装置130被定位在第二导管120处。流量控制装置130被构造成选择性地调节、变更、调控或以其他方式改变从第一导管110通过第二导管120的空气流91的量。

在各种实施例中，第二导管120包括入口部分121和出口部分122。入口部分121被流体联接到第一导管110和流量控制装置130。入口部分121从第一导管110延伸，以将经由箭头192示意性地描绘的空气流91的一部分提供到流量控制装置130。出口部分122被流体联接到流量控制装置130和涡轮区段27的第二位置272。出口部分122从流量控制装置130延伸，以将空气流192的至少一部分提供到涡轮区段27处的第二位置272。以这种方式，将理解的是，对于所描绘的实施例，流量控制装置130被定位在第二导管120的入口部分121和出口部分122之间。

流量控制装置130可以是阀或任何适当的装置，用于调整、引导、控制或以其他方式调控穿过通道或流动路径的流体流的量。流量控制装置130可以包括由电能源、气动能源(例如，空气，或特别地，空气流91的至少一部分)、或流体源(例如，液态和/或气态燃料、液压流体、润滑剂或其组合)驱动的致动阀或自动阀。流量控制装置130根据本文描绘和描述的实施例，可以包括球阀、梭阀或其他适当类型的阀或流量调整装置。因此，流量控制装置130被构造成调控通过第二导管120的出口部分122的流体流的量，诸如经由箭头94示意性地描绘的。

在特定实施例中，发动机10包括第三导管123，第三导管123从流量控制装置130延伸到涡轮区段27处的第三位置273，与流量控制装置130和第三位置273两者流体连通。因此，流量控制装置130可以是三通阀，其被构造成选择性地改变从第一导管110通过第二导管120的入口部分121到第三导管123和第二导管120的出口部分122中的一个或两者的空气流91的量。因此，流量控制装置130可以被构造成调控通过第二导管120的出口部分122的空气流192的量，诸如经由箭头194示意性地描绘的，而且进一步调控通过第三导管123的空气流192的至少一部分的外出，诸如经由箭头195示意性地描绘的。第三导管123可以形成旁通通道，以进一步允许选择性地调节、控制或调控通过流量控制装置130的空气流。在特定实施例中，第三导管123允许从第一导管110提取的空气的一部分绕过第二导管120的出口部分122，并且外出到涡轮区段27处的第三位置273。在某些实施例中，第三位置273允许绕过间隙控制系统275(下面所述的)，并且允许空气流195在间隙控制系统275下游的核心气体流动路径70处进入涡轮区段27，或与涡轮框架308处的空气流193混合，或通向环境(未描绘)。

仍然参考图4-5，如上简要指出的，涡轮区段27包括间隙控制系统275。改进的间隙控制系统的示例性实施例在图8-16中被描绘，包括壳体300、歧管组件316和诸如设置在其中的热控制环314。然而，应当理解，图4-5中描绘的间隙控制系统275可以包括用于控制、调节或以其他方式调控转子叶片尖端与涡轮区段27处的周围护罩或壁之间的尺寸(另称为尖端间隙)的任何适当的结构或组件。间隙控制系统275可以是被构造成动态控制尖端间隙的主动间隙控制(ACC)系统。特别地，ACC系统可以被构造成基于发动机操作状况，经由从第二导管120接收到的并且提供到涡轮区段27处的周围护罩的空气流94，来期望地调控尖端间隙。空气流94的体积流率或质量流率通过流量控制装置130被调整或调控。调控到间隙控制系统275的空气流94的量允许了尖端间隙在各种发动机操作状况和涡轮区段27处的关联温度变化下被期望地调整。当温度和转子速度在各种发动机操作状况下在涡轮区段27处变化时，流量控制装置130调控提供到间隙控制系统275的空气流94的量，以维持或提供期望的尖端间隙。关于发动机10和飞行器的着陆-起飞循环(LTO)，发动机操作状况包括启动、怠速、起飞、爬升、巡航、进近或反推力。然而，应当理解，其他发动机操作状况和循环可以适用。

仍然参考图4-5，涡轮区段27处的第二位置272在间隙控制系统275处。因此，第二导管120，或者特别地，第二导管120的出口部分122，被流体联接到涡轮区段27，以将空气流94提供到间隙控制系统275，诸如本文所述的。在特定实施例中，间隙控制系统275被可操作地联接到涡轮区段27处的第一涡轮组件或高速涡轮28。因此，发动机10被构造成从压缩机区段21接收空气流91，并且经由第二导管120将空气流94的一部分(来自空气流91)提供到高速涡轮28处的间隙控制系统275。

在还有的特定实施例中，第一导管110被流体联接到涡轮框架308，涡轮框架308被定位在第一涡轮组件或高速涡轮28和第二涡轮组件或低速涡轮30之间。涡轮框架308可以包括处于周向布置并且被定位在涡轮28、30之间的多个轮叶310。涡轮区段27处的第一位置271在涡轮框架308处。因此，在这些实施例中，第一导管110被构造成将空气流91的至少一部分提供到第一位置271处的涡轮框架308。在特定实施例中，示意性箭头193描绘了在与第二导管120的接合点下游的第一导管110处的空气流的一部分。空气流193经由第一导管110被提供到涡轮框架308。在关于图8-16进一步描绘和描述的特定实施例中，空气流193可以被提供到壳体300，并且通过涡轮框架308处的多个轮叶310，诸如经由箭头99示意性地描绘的。

参考图4-5，涡轮框架308可以包括或形成一个或多个通道309，一个或多个通道309被构造成提供空气流193到轴承组件200的流体连通。空气流193可以为轴承组件200的操作提供缓冲流体。缓冲流体可以在轴承组件200或联接轴承组件的转子处，可期望地控制或减弱振动，或者允许或生成期望的间隙或振动响应。

现在具体参考图5，在特定实施例中，发动机10包括与旁通气流通道48处的空气流热连通的第二热交换器142。第二热交换器142可以被构造为表面热交换器，其被构造成从第二导管120处的流量控制装置130下游的空气流194中接收热量或热能。第二热交换器142处的热传递流体是通过发动机10的旁通气流通道48的空气流，诸如经由箭头177示意性地描绘的。构造为表面热交换器的第二热交换器142在旁通气流通道48处具有热交换表面，并且被构造成将第二导管120处的空气流194放置成与旁通气流通道48处的旁通空气流177热连通。在特定实施例中，第二热交换器142被定位在第二导管120的出口部分122处并且在涡轮区段27处的第二位置272的上游。

大体上参考回图4-5两者，在特定实施例中，第一导管110包括入口歧管111，入口歧管111被构造成接收来自压缩机区段21处的周向压缩机位置211的空气流91。应当理解，虽然图4-5中描绘的实施例描绘了单个周向压缩机位置211，但是入口歧管可以被构造成接收来自多个周向压缩机位置211的空气流91。

现在参考图6，提供了根据图1到3中的一个或多个的发动机10的一部分的实施例的透视图。图6中提供的实施例可以被构造成与关于图4-5中的实施例所描述的基本类似。在图6中，发动机10可以包括围绕压缩机区段21沿周向方向C均匀间隔开或不对称间隔开的多个入口歧管111。在各种实施例中，多个入口歧管111包括两个(2)或更多个入口歧管。在一个实施例中，多个入口歧管111包括三(3)个入口歧管。在另一个实施例中，多个入口歧管111包括四(4)个入口歧管，以及多达30个入口歧管111。

在图6中，第一导管110包括收集器115，收集器115被构造成接收来自入口歧管111的空气流91。在特定实施例中，多个入口歧管111被流体联接到单个收集器115，以将收集到的或统一的空气流91提供到第一热交换器141。收集器115可以将空气流91提供到第一热交换器141，诸如本文描述的。

在又一个特定实施例中，第一导管110包括出口歧管112，出口歧管112被构造成在涡轮区段27处的第一涡轮位置271处，使来自第一热交换器141的空气流91流体连通到涡轮区段27。发动机10可以包括围绕涡轮区段27沿周向方向C均匀间隔开或不对称间隔开的多个出口歧管112。在各种实施例中，多个出口歧管112包括两个(2)或更多个出口歧管。在一个实施例中，多个出口歧管112包括三(3)个出口歧管。在另一个实施例中，多个出口歧管112包括四(4)个出口歧管，以及多达30个出口歧管。在各种实施例中，第二导管120从第一导管110的多个出口歧管112中的一个或多个出口歧管流体连通地延伸。因此，多个出口歧管112可以在涡轮区段27处的不同周向位置处延伸到多个第一涡轮位置271。

应当理解，虽然图4-5中描绘的实施例描绘了单个周向第一涡轮位置271，但是第一涡轮位置271可以包括多个周向第一涡轮位置271。

图4-5中提供的发动机10的实施例可以包括第一导管110，作为从压缩机区段21到涡轮区段27的固定区域流动路径。换句话说，第一导管110可以包括各种横截面区域或渐缩和渐扩流动路径。然而，第一导管110和周向压缩机位置211可以限定固定或不可连结的流动路径区域。相对于对应的发动机操作状况，这种固定区域流动路径允许了来自压缩机区段21的空气流91通过第一导管110的恒定体积或质量流率。换句话说，固定区域流动路径允许了第一导管110接收相对于特定发动机操作状况的对应流率的空气流91。因此，本文提供的发动机10的实施例允许了恒定空气流91在第一热交换器141处与热传递流体流221的热连通。例如，热传递流体221的流率，诸如燃料流率或润滑剂流率，可以经由指示流率对比发动机操作状况的时间表、表格、曲线图或曲线来被控制。在一个实施例中，第一导管110处的空气流91大体上可以被固定为进入核心发动机入口20到压缩机区段21中的总体空气流的比率或比例。在另一个实施例中，第一导管110处的空气流91大体上可以被固定为从低速压缩机22进入高速压缩机24的空气流的比率或比例。

经由流量控制装置130，发动机10可以特别地包括在第二导管120处的可变区域流动路径。因此，发动机10可以允许到涡轮框架308的固定空气流193(诸如用于轴承组件200)，以及到间隙控制系统275的可变空气流194。流量控制装置130可以根据发动机操作状况调节、连结或以其他方式调控到间隙控制系统275的空气流194。经由流量控制装置130对空气流194的调控可以是入口空气速度(经由入口20进入涡轮机14)，或入口空气压力(例如，对应于发动机10在操作期间或在上述一个或多个发动机操作状况下的海拔高度)，或入口空气温度，或其组合的函数。另外或替代地，经由流量控制装置130对空气流194的调控可以是涡轮区段27处的函数尖端间隙，或对应于涡轮区段27处的磨损或劣化的预定时间表。

发动机10的某些实施例包括对应于空气流91在发动机10操作期间的特定压力范围，周向压缩机位置211在压缩机区段21处的特定轴向级处或其他位置的特定放置。在各种实施例中，从其接收来自核心气体流动路径70的空气流91的周向压缩机位置211对应于具有气流以压力通过其中的压缩机位置，该压力在发动机操作状况期间在近似20磅每平方英寸(psi)和近似60psi之间，对应于操作包络的近似55％和近似75％之间。在另一个实施例中，从其接收来自核心气体流动路径70的空气流91的周向压缩机位置211可以对应于具有气流以压力通过其中的压缩机位置，该压力在诸如本文所述的发动机操作状况期间，在近似30磅每平方英寸(psi)和近似50psi之间。

因此，本文提供的发动机10的实施例允许了间隙控制系统275和轴承组件200操作并且从压缩机区段21接收空气。在某些实施例中，本文提供的发动机10允许了间隙控制系统275从压缩机区段21而不是从旁通气流通道48接收空气流91。此外或替代地，与可以从压缩机区段的下游、后方或较高压级接收高能空气的其他压缩机排放系统相比，本文提供的发动机10允许了从压缩机区段的上游、前方或较低压级接收空气流91。这些其他压缩机排放系统中的某些压缩机排放系统可以进一步将较高能量空气与对应于旁通气流通道的较低能量(即，较低压力，较低温度，或两者)混合。更进一步地或替代地，本文提供的发动机10的实施例允许了通过第一导管110的恒定空气流91维持涡轮框架308和轴承组件200处的吹扫和回流余量。

现在参考图7A-7B，提供了概述用于操作发动机的方法1000的步骤的流程图。方法1000的步骤可以被存储为指令和/或通过本文提供的发动机10和计算系统1210的实施例来被执行为操作。因此，方法1000可以是计算机实施方法，其中一个或多个步骤作为指令被存储在计算系统1210处的存储器1214处和/或通过计算系统1210处的一个或多个处理器1212被执行。计算系统1210可以使得诸如本文关于图1-6描述的发动机的实施例进行诸如图7A-7B中的流程图中所概述的并且本文关于方法1000进一步描述的操作。

参考图7A-7B中的流程图，并且结合图1-6中描绘的任何一个或多个实施例，方法1000包括，在1010处，发起高速线轴或低速线轴中的一个或两者的旋转，例如以生成用于核心发动机的燃烧区段内的燃烧的压缩空气。在各种实施例中，诸如启动器马达或涡轮空气启动器(未示出)的起动力(motive force)发起了高速线轴34或低速线轴36中的一个或两者的旋转，以生成通过核心气体流动路径70进入燃烧区段26的初始气流，用于在点燃以生成燃烧气体之前，与液态和/或气态燃料混合。

方法1000进一步包括，在1020处，通过压缩机区段压缩空气流。在发动机10的操作期间，空气流171在风扇区段16处被接收。空气流171的一部分通过核心发动机入口20进入涡轮机14，诸如经由箭头172示意性地描绘的。空气流172穿过压缩机区段21处的压缩机叶片的连续排或连续级被加压。特别地，相对于包括高压压缩机的高速压缩机24，低速压缩机22可以包括低压压缩机或增压器。在某些实施例中，通过低速压缩机22被压缩的空气流172的一部分可以从核心气体流动路径70被排出或重新导向，诸如以控制压缩机22、24中的一个或两者处的失速、喘振或可操作性。高速压缩机24接收空气流172，并且进一步压缩空气流，诸如经由图1-3中的箭头173示意性地描绘的。压缩机叶片的连续级为空气流173提供能量，诸如以增加空气流173在进入燃烧区段26之前的压力和温度，诸如经由箭头174描绘的。

方法1000包括，在1030处，从压缩机区段提取压缩空气流的一部分，诸如上面所述。方法1000在1030处可以特别地包括将压缩空气流的一部分提取到第一导管中，并且绕过燃烧区段，诸如上面关于第一导管110提供的。方法1000包括，在1040处，使压缩空气流的提取部分流过第一导管(例如，第一导管110)到涡轮区段。在特定实施例中，当使压缩空气流的提取部分流到涡轮区段时，第一导管绕过燃烧区段。关于图1-6，压缩机区段21处的空气流的一部分从核心气体流动路径70排出或去除，并且被提供到第一导管110，诸如经由图1-5中的箭头91示意性地描绘的。本文描绘的特定实施例可以从来自高速压缩机24的压缩空气流173、174中接收空气流91。在又一些实施例中，可以从来自低速压缩机22的压缩空气流172中接收空气流91。

应当理解，本文提供的发动机10的实施例有利地接收来自压缩机区段21的相对较低压力和较低温度的空气流，并且可以进一步避免与将高压和高温空气与来自风扇旁通气流通道的低压和低温空气混合有关的结构、复杂性、可致动装置、阀以及关联重量和效率损失。此外，应当理解，虽然本文提供了特定的操作状况和操作包络，但是本文提供的发动机10和/或方法1000允许了在任何发动机操作状况下进行一个或多个步骤，包括高达总体功率输出的100％。然而，本文关于在限定大部分操作包络的发动机操作状况下的发动机操作，提供了特定优点和益处。这样，本文提供的方法和结构允许了改进的效率和减少的燃料消耗。

在各种实施例中，方法1000在1030处包括，当压缩机区段处的压缩空气流在近似20磅每平方英寸(psi)和近似60psi之间时，提取压缩空气流的一部分。在特定实施例中，方法1000在1030处包括，当压缩机区段处的压缩空气流在近似30psi和近似50psi之间时，提取压缩空气流的一部分。在特定实施例中，方法1000包括，在1035处，从压缩机区段接收压缩空气流的一部分，其中压缩空气流的一部分在近似20psi和近似60psi之间，或在近似30psi和近似50psi之间。在又一特定实施例中，相对于离散发动机操作状况连续地或恒定地进行在1030和/或1035处的方法1000，诸如以允许相对于离散发动机操作状况的固定空气流。

在又一特定实施例中，方法1000包括，在1028处，在对应于操作包络的近似55％和近似75％之间或操作包络的近似60％和近似70％之间的发动机状况下，操作发动机，诸如上面所述。在某些实施例中，1030处和1035处的方法1000中的一个或两个步骤在1028处的方法1000之前，或与1028处的方法1000同时发生。在还有的某些实施例中，方法1000包括，在1029处，在发动机的总体功率输出(例如，额定推力)的近似75％和近似90％之间，操作发动机，诸如上面所述。在又一特定实施例中，方法1000在1029处包括，在发动机的总体功率输出的近似80％和近似88％之间，操作发动机。在某些实施例中，本文提供的一个或多个范围可以限定连续或恒定地进行1030处和/或1035处的方法1000的离散发动机操作状况。在还有的特定实施例中，方法1000包括同时进行1028和1029处的步骤。

方法1000可以包括，在1050处，经由流体系统，使热传递流体流动、与压缩空气流的提取部分热连通，诸如上面所述。在特定实施例中，图4-5中描绘的流体系统220是液态和/或气态燃料系统，其被构造成将液态和/或气态燃料流提供到压缩空气流174，以生成燃烧气体175。在这种实施例中，燃料是经由第一热交换器141与空气流91热连通的热传递流体221。燃料流从相对较热的空气流91接收热量或热能，这可以有利地变更燃料的某些性质，诸如粘度、密度、或可以期望地影响燃烧、燃料-空气混合、旋流、排放物生成、振动、或烟雾和颗粒生成的其他性质。

在某些实施例中，方法1000可以进一步包括，经由流体系统，使多个热传递流体流动、与压缩空气流的提取部分热连通。在各种实施例中，方法1000包括在与提取出的空气流热连通的热传递流体处，提供燃料、润滑剂、液压流体、制冷剂、超临界流体或另一个空气流中的一个或多个流。

方法1000可以进一步包括调控热传递流体流，以控制提取出的空气流(例如，空气流91)的温度。调控热传递流体流可以包括调控与提取出的空气流热连通地提供的热传递流体的质量或体积流率、压力或温度。

如上所提供的，液态和/或气态燃料流与来自压缩机区段的压缩空气混合，并且被点燃，以形成燃烧气体175。燃烧气体175从燃烧区段26流到涡轮区段27，并且特别地，流到高速涡轮28和低速涡轮30。随着燃烧气体175在涡轮区段27处膨胀，能量被释放，以驱动相应涡轮28、30的旋转，这驱动了它们相应的线轴34、36，压缩机22、24和风扇叶片40。

应当理解，燃烧气体175基于发动机操作状况在涡轮区段27处释放可变量的热量。因此，热量释放和涡轮转子速度可以变更涡轮转子叶片尖端和周围护罩之间的尖端间隙，诸如下面进一步描述的。应当理解，改进的空气动力学和操作效率大体上通过使尖端间隙最小化来实现。因此，间隙控制系统用于基于发动机操作状况来调控尖端间隙，以改进发动机效率和性能。

方法1000可以进一步包括，在1060处，选择性地使空气流的一部分流过第二导管(例如，第二导管120)，第二导管(例如，第二导管120)在热交换器(例如，第一热交换器141)的下游从第一导管(例如，第一导管110)延伸。在特定实施例中，方法1000包括，在1062处，经由从第一导管延伸的第二导管处的流量控制装置(例如，流量控制装置130)，改变或调控在热交换器(例如，第一热交换器141)的下游从第一导管(例如，第一导管110)提取到第二导管(例如，第二导管120)的空气流的一部分。在又一特定实施例中，方法1000包括，在1063处，经由流量控制装置，调控从第一导管提取到自流量控制装置延伸的第三导管的空气流的第二部分，诸如在图4-5中经由箭头195所描绘的。在又一特定实施例中，1060处的方法1000与步骤1028、1030或1035中的一个或多个步骤处的方法1000同时执行。因此，方法1000可以允许来自压缩机区段的连续、恒定或固定空气流通过第一导管，同时调控或改变通过第二导管的空气流。在特定实施例中，方法1000允许来自压缩机区段的连续、恒定或固定空气流通过第一导管并到达涡轮区段，或特别地，到达轴承组件，同时调控或改变通过第二导管到间隙控制系统的空气流。这样，调控通过第二导管的空气流允许了可变空气流通向间隙控制系统(例如，间隙控制系统275)，而不依赖于发动机的操作状况是稳态(例如，非瞬态或非变化)还是瞬态(例如，变化)。

方法1000可以进一步包括，在1070处，在间隙控制系统处，基于经由步骤1060和/或1062从第二导管接收到的空气流，选择性地改变、变更或调控尖端间隙。应当理解，本文提供的方法1000可以进一步提供用于操作间隙控制系统和轴承组件的方法。这种方法可以允许通过第二导管到间隙控制系统的空气流的可变流率、温度、压力或其他物理性质，同时允许了相对于发动机操作状况的通过第一导管的基本上恒定或连续的空气流。

虽然在图7A-7B没有被描绘，但是方法1000可以进一步包括生成通过旁通气流通道的旁通空气流。空气流171的一部分穿过多个风扇叶片40并且绕过涡轮机14，诸如经由图1-3中的箭头176所描绘的。经由箭头177示意性地描绘的进入旁通气流通道48的空气流176相对于涡轮机14内通过压缩机区段21加压的空气流，体积或质量大并且冷。可以应用于图1-3中的任何一个中的发动机10的实施例的图5特别地描绘了经由第二热交换器142与空气流194热连通的相对较冷的旁通空气流177。因此，方法1000可以进一步包括，在1064处，经由第二热交换器，使旁通空气流与提取到第二导管的空气流的一部分热连通。

关于图5描绘和描述的发动机10的实施例可以诸如经由旁通气流通道48处的旁通空气流177，允许来自空气流194的热传递的增加量。此外，图5中描绘的实施例在应用于诸如图2中描绘的开式转子构造时，可以克服与去除机舱和通道、管或导管相关联的挑战，通道、管或导管可以导向通过机舱来为热交换器、间隙控制系统和/或轴承组件提供空气。因此，方法1000在应用于诸如本文所述的开式转子构造时，可以提供用于操作开式转子发动机的方法，或者特别地，用于操作开式转子发动机的间隙控制系统的方法，或者更特别地，用于操作开式转子发动机的间隙控制系统和轴承组件的方法。

现在参考图8，提供了根据图1-3中的一个或多个，可以结合本公开的各种实施例的涡轮机14的涡轮区段部分的放大横截面视图。如图8所示，第一涡轮组件由高速涡轮28形成。第一涡轮组件的第一级50包括在核心气体流动路径70内延伸的多个第一涡轮转子叶片58，并且进一步包括与高速涡轮28处的环形阵列的涡轮转子叶片58(仅示出一个)轴向间隔开的环形阵列的定子轮叶54(仅示出一个)。在特定实施例中，高速涡轮28进一步包括最后一级60，最后一级60包括与环形阵列的涡轮转子叶片68(仅示出一个)轴向间隔开的环形阵列的定子轮叶64(仅示出一个)。涡轮转子叶片58、68从高速线轴34(图1、图2)径向向外延伸，并且被联接到高速线轴34(图1、图2)。定子轮叶54、64和涡轮转子叶片58、68至少部分地限定核心气体流动路径70，用于将来自燃烧区段26(图1、图2)的燃烧气体导向通过高速涡轮28。

如图8中进一步所示，高速涡轮28可以包括一个或多个护罩组件，每个护罩组件围绕环形阵列的转子叶片形成环形环。例如，护罩组件72可以围绕第一级50的环形阵列的转子叶片58和最后一级60的环形阵列的涡轮转子叶片68形成环形环。一般而言，护罩组件72从每个转子叶片58、68的叶片尖端76、78径向间隔开。径向或间隙间隔CL被限定在叶片尖端76、78和护罩段77的相应内表面之间。护罩组件72大体上减少了来自核心气体流动路径70的泄漏。护罩组件72可以包括形成热控制环314的多个壁，热控制环314有助于控制护罩的热增长，从而控制径向偏转或间隙间隔CL。用间隙控制系统275来主动地控制护罩组件中的热增长。间隙控制系统275用于使外叶片尖端和护罩之间的径向叶片尖端间隙CL最小化，特别是在发动机巡航操作期间，诸如本文所述的。

在沿核心气体流动路径70下游或在高速涡轮28后方的是由低速涡轮30形成的第二涡轮组件。如本文先前所述的，第二涡轮组件能够与第一涡轮组件旋转地分开，诸如关于上面参考图1的高速涡轮28和低速涡轮30所描述的。

壳体300围绕高速涡轮28。壳体300包括多个轮叶310，多个轮叶310在由高速涡轮28形成的第一涡轮组件的后方和在由低速涡轮30形成的第二涡轮组件的前方，延伸通过核心气体流动路径70。护罩组件72被联接到外壳体壁312处的壳体300。外壳体壁312是围绕护罩组件72并且相对于中心线轴线12(图1-3)沿周向方向C延伸的环形壁。外壳体壁312沿轴向方向A在高速涡轮28的第一级50的转子叶片58(也称为第一级转子叶片58)的前方和高速涡轮28的第二级或最后一级60的转子叶片68(也称为第二级转子叶片68)的后方延伸。

多个轮叶310从外壳体壁312延伸。多个轮叶310延伸到核心气体流动路径70中。在本文进一步描述的某些实施例中，多个轮叶310中的一个或多个轮叶可以是中空的，或包括允许轮叶内的流体流的导管或通道。壳体300的外壳体壁312沿轴向方向A从转子叶片68的最后级的下游端或后缘延伸到多个轮叶310的至少上游端或前缘，诸如在图8中的尺寸B处所描绘的。

应当理解，常规涡轮壳体包括在高速涡轮壳体和下游壳体(诸如涡轮间框架、中间涡轮框架、中速涡轮壳体或低速涡轮壳体)之间的可分开或接合凸缘，诸如螺栓连接凸缘或焊接凸缘。本文提供的壳体300的实施例包括单一一体结构，诸如通过一种或多种增材制造处理形成。本文提供的实施例进一步形成一体连续一致结构，允许了诸如本文提供的壳体300的单一一体延伸，或进一步包括一体形成到诸如本文提供的壳体300的一个或多个特征。

形成热控制环314的多个壁沿周向方向C延伸，并且从外壳体壁312沿径向方向R向外延伸。在各种实施例中，热控制环314包括前热控制环3141，前热控制环3141沿径向方向R，从高速涡轮28的第一级转子叶片58，或者特别地，从高速涡轮28的转子叶片58的叶片尖端76向外定位。在某些实施例中，诸如在图8所描绘的，前热控制环3141被定位成沿轴向方向A与第一级转子叶片58对齐(重叠轴向位置)。在另一个特定实施例中，热控制环314包括后热控制环3142，后热控制环3142沿径向方向R，从高速涡轮28的最后一级60的转子叶片68，或者特别地，从高速涡轮28的转子叶片68的叶片尖端78向外定位。在某些实施例中，诸如在图8所描绘的，后热控制环3142被定位成沿轴向方向A与高速涡轮28的最后一级60的转子叶片68对齐(重叠轴向位置)。

提供了前热控制环3141和后热控制环3142，以更有效地控制叶片尖端间隙CL(图8中所示)，具有最小量的时滞和热控制气流(取决于操作状况的冷却或加热)。前热控制环3141和后热控制环3142与外壳体壁312形成为壳体300的一体单个单一结构。热控制环314提供了热控制质量，以更有效地沿径向方向R移动护罩段77来调节叶片尖端间隙CL。这种间隙控制可以提供较低的操作燃料消耗率(SFC)。

热控制环314和外壳体壁312的一体单一结构，特别地，外壳体壁在高速涡轮28的第二级或最后一级转子叶片68后方延伸，可以允许改进的间隙控制、改进的热控制和改进的冷却流。本文提供的结构允许了热控制环314被定位在高速涡轮转子的每一级的径向外侧并且与高速涡轮转子的每一级轴向对齐，诸如以改进每一相应级处的间隙控制。本文提供的结构进一步允许排除高速涡轮和中间涡轮框架之间的凸缘，中间涡轮框架在高速涡轮和下游低速涡轮(或诸如本文所述的中速涡轮)之间。

本文提供的一体壳体的实施例大体上通过如上所述的一种或多种增材制造处理来被生产。虽然增材制造大体上可以应用于形成各种结构或集成各种部件，但是应当理解，本文提供的一体结构的组合可以克服与一体结构相关联的问题，同时提供意想不到的益处。在一种情况下，轴向延伸的壳体大体上可能容易受到可能会使核心流动通道椭圆化的热变形的影响，这可能会不利地影响转子操作，因为转子可能会在非同心的流动路径内摩擦。这样，围绕高速涡轮的相对较热的壳体与围绕邻近低速涡轮的下游轮叶的相对较冷的壳体的简单集成可能不利地影响总体发动机操作。在另一种情况下，这种大的轴向延伸的质量可能需要附加冷却流，这会导致增加的燃料消耗和发动机性能的总体损失。

本文提供的发动机的实施例至少部分地通过将热控制环定位成与高速涡轮叶片的相应级轴向对齐并且在高速涡轮叶片的相应级的径向外侧来克服这些问题。去除围绕高速涡轮转子的壳体与高速涡轮下游的轮叶壳体或框架之间的凸缘允许了热控制环有利地如本文所公开地被定位。

本文提供的发动机的其他实施例至少部分地通过改进的冷却流结构、通道和导管，克服了这些问题。在各种实施例中，歧管组件316沿周向方向C和轴向方向A围绕热控制环314。歧管组件316被构造成提供流体流，诸如将来自压缩机区段21的空气流192(诸如关于图4-5所描绘和描述的)提供到热控制环314。

仍然参考图8，并且现在还参考图9-11和图14，提供了进一步的示例性实施例。图8、图9和图14中描绘的实施例可以彼此类似地构造，诸如下面进一步描述的。图9-11提供了在发动机10的不同周向位置处的发动机10的实施例的各种横截面处的流体流和开口的视图。每个实施例可以经由本领域已知的一种或多种制造方法形成。在图14中，所提供的实施例可以包括可以经由增材制造处理形成的双壁结构。本文提供的各种实施例可以诸如经由增材制造处理或其他合适的制造处理，形成为一体单一结构。

参考图8-11和图14中描绘的各种实施例，歧管组件316沿轴向方向A在形成热控制环314的多个壁的多个轴向间隔开的级的前方和后方延伸。在特定实施例中，诸如图14中所描绘的，歧管组件316沿多个轮叶310的轴向方向A向后延伸。在各种实施例中，诸如在图8的示例性实施例中，歧管组件316、外壳体壁312、和形成壳体300的热控制环314的多个壁是单个一体单一结构，诸如本文所述的。在特定实施例中，诸如在图8的示例性实施例中，歧管组件316包括一体形成并且围绕外壳体壁312的多个同心壁。在某些实施例中，歧管组件316包括在外歧管2316径向内侧并且与外歧管2316同心的内歧管1316。在还有的某些实施例中，内歧管1316是与外歧管2316同心的双壁结构。

特别参考图9-10，壳体300的某些实施例包括波纹特征399。波纹特征399包括限定脊部或凹槽的形状，该脊部或凹槽被构造成减轻热膨胀应力在壳体300处的形成。在某些实施例中，在歧管组件316处形成波纹特征399。在又一特定实施例中，波纹特征399可以形成在内歧管1316或外歧管2316处。波纹特征399可以允许歧管组件316与外壳体壁312的单一一体形成，诸如在本文的各种实施例中描述的。

现在简要参考图15，歧管组件316包括多个开口318，多个开口318围绕在壳体300处形成热控制环314的多个壁。多个开口318允许经由箭头91示意性地描绘的流体流与热控制环314热连通，用于期望的热传递效果。在各种实施例中，多个开口318包括入口开口3181，入口开口3181被构造成允许空气流91进入与热控制环314热连通的第一腔1321，如下面进一步描述的。多个开口318可以进一步包括出口开口3182，出口开口3182被构造成允许经由空气流92示意性地描绘的空气流91的至少一部分外出第一腔1321，并且进入内壁导管1326，诸如下面进一步描述的。

入口开口壁381在由内歧管1316形成的双壁结构的外部分346和内部分347之间延伸。入口开口壁381形成入口开口流动路径382，入口开口流动路径382延伸通过与内壁导管1326流体分开的双壁结构。入口开口3181和入口开口壁381允许空气流91从围绕内歧管1316的导管1324穿过，进入形成在相邻热控制环314之间的气室383。特别地，入口开口壁381在内歧管1316的外部分346和内部分347之间延伸。由入口开口壁381形成的入口开口流动路径382允许空气流91进入气室383，同时通过内壁导管1326与空气流92流体隔离。

特别参考回图9-10，如所讨论的，歧管组件316包括沿周向方向C和轴向方向A围绕热控制环314的内歧管1316。所描绘的歧管组件316进一步包括围绕内歧管1316的外歧管2316，如上面所讨论的。通道壁1318从内歧管1316延伸到外歧管2316，以在通道壁1318内形成通道1320。

在某些实施例中，诸如图8中所描绘的，歧管组件316的外歧管2316沿轴向方向A在多个轮叶310处或后方延伸。外歧管2316进一步被连接到在多个轮叶310处或后方的外壳体壁312。在还有的某些实施例中，诸如图9-11中所描绘的，内歧管1316沿多个轮叶310的轴向方向A延伸到前方位置(终止于多个轮叶310的前方)。内歧管1316还沿形成热控制环314的多个壁的轴向方向A延伸到后方位置。这样，内歧管1316在多个轮叶310的前方和热控制环314的后方被连接到外壳体壁312。

上面参考图15(也在图9-11中描绘的)讨论的第一腔1321形成在内歧管1316和外壳体壁312之间。热控制环314在内歧管1316和外壳体壁312之间的第一腔1321内的位置处被内歧管1316包围。通道1320允许与内歧管1316和外壳体壁312之间的第一腔1321的流体连通。通道1320进一步允许空气流91与热控制环314进入热连通。

在各种实施例中，上面简要提到的导管1324形成在外歧管2316和内歧管1316之间。导管1324与第一腔1321流体连通，并且通过通道壁1318与通道1320流体分开。在特定实施例中，通道壁1318通过导管1324从外歧管2316延伸到内歧管1316。

特别参考图9-11，并且进一步关于图14，导管1324进一步流体连通地延伸通过多个轮叶310中的一个或多个轮叶。图10和图14特别地描绘了与第一腔1321中的热控制环314进入热连通和流体连通的空气流91。图10特别地描绘了与第一腔1321中的热控制环314进入热连通和流体连通的空气流91。在各种实施例中，第一腔1321被形成为诸如在垂直方向上，将流体流直接引导到热控制环的热接触部分。图11和图14特别地描绘了通过导管1324从第一腔1321外出并且随后连续流过多个轮叶310中的一个或多个轮叶的空气流92(作为下面讨论的气流99)。在某些实施例中，热控制环314与外壳体壁312一起形成，以期望地改进间隙控制。在一个实施例中，诸如图13B中所描绘的，热控制环314包括延伸为脊部、凹槽、或以锐角或之字形角延伸的外表面(参见下面更详细的描述)。

简要地特别参考图14，并且在图15的详细透视图中进一步描绘的，在某些实施例中，内歧管1316是在内歧管1316的双壁结构之间形成内壁导管1326的双壁结构。内壁导管1326可以流体连通地延伸到第二腔1322，第二腔1322形成在外壳体壁312和核心气体流动路径70的外壁170之间。在这些实施例中，单一一体壳体300，或者此外，对歧管组件316的实施例的整合允许了进入多个轮叶310的分开流。特别地，空气流91从诸如关于图1-6所描绘和描述的压缩机区段进入导管1324。经由箭头92描绘的空气流91的一部分流入第一腔1321中，然后流入形成在双壁结构处的内壁导管1326中。然后，空气流92流入多个轮叶310中的一个或多个轮叶中。此外，经由箭头99描绘的空气流91的另一部分维持在导管1324中，并且流入多个轮叶310中的一个或多个轮叶中。在某些实施例中，流92、99彼此隔离或流体分开，直到在多个轮叶310处混合。在其他实施例中，流92、99维持流体分开并且被提供，以使相应轮叶310分开，或使每个轮叶310内的导管分开。壳体300和歧管组件316的实施例，诸如经由在与热控制环314热连通之后提供流体流的二次利用，而不是将流输出到大气或发动机的罩下区域，允许了改进的热效率和改进的总体发动机效率。

在某些实施例中，核心气体流动路径70的外壁170形成护罩组件72的外护罩段77。外护罩段77暴露于核心气体流动路径70，并且可以包括构造成承受来自燃烧气体的热量的热障涂层或材料。外护罩段77可以进一步被构造成至少部分地与核心气体流动路径70处的一级或多级叶片摩擦。

仍然参考图14，并且进一步在图15、提供了图15的壳体300的侧视图的图16、和提供了图16中的区段A的特写视图的图17中描绘的，内歧管1316包括从内歧管1316延伸并且围绕热控制环314的气室壁1319。在某些实施例中，气室壁1319从内歧管1316的内部分347径向向内延伸。气室壁1319可以与包括外部分346和内部分347的内歧管1316形成为一体单一或整体结构。第一腔1321形成在热控制环314的外表面1325和气室壁1319之间。

特别参考图16和17，热控制环314包括从外壳体壁312向外(诸如沿径向方向R向外)延伸的壁或本体332。在各种实施例中，诸如上面关于多个热控制环314描述的，本体332沿周向方向C(图1-3)基本上环形地延伸。

更特别地参考图17，本体332形成内部流动路径330，以允许流体流通过热控制环314。通过本体332的流体流允许了通过在本体332处通过流动路径330的流体流的温度或流率变化，期望地控制、变更或调控热控制环314处的温度或热梯度。此外，通过本体332的流体流可以允许附接到或一体形成到热控制环314的一个或多个结构，诸如外壳体壁312或护罩组件72，至少部分地基于流体流提供的热变化而移动，诸如以期望地控制转子叶片58、68和护罩组件72之间的间隙间隔CL(图8)。

仍然参考图17，所描绘的示例性壳体300进一步包括多个销334，多个销334沿着结合壳体300的发动机10的径向方向R从外壳体壁312延伸到本体332。还简要地参考图18，多个销334的自上向下视图描绘了每个销334。如图17和18所示，每个销334沿着结合壳体300的发动机10的轴向方向A和沿着结合壳体300的发动机10的周向方向C彼此间隔开(图18)。以这种方式，相邻销334在其之间限定了空隙336。

特别参考回图17，径向延伸通过本体332的流动路径330进一步流体连通地延伸到设置在多个销334之间的间隔或空隙336。热控制环314可以使流动路径330形成为沿周向方向C相邻布置的多个离散的、圆形的或开槽的流动路径。在其他实施例中，热控制环314使流动路径330形成为至少部分地沿周向方向C延伸的多个弓形区段。根据上面关于图1-15所描绘和描述的任何一个或多个实施例，经由箭头91示意性描绘的空气流被接收，并且与热控制环314流体连通地被提供。

在操作期间，空气流91穿过空隙336并且穿过多个销334，以进入本体332内的流动路径330中。在操作期间，空气流91径向前进通过本体332，并且通过在流动路径330处的出口开口338外出本体332。出口开口338由远离空隙336的本体332形成，以允许从流动路径330到形成在内歧管1316的双壁结构内的内壁导管1326的流体连通。根据关于图1-15所描绘和描述的任何一个或多个实施例，经由箭头92示意性描绘的从热控制环314外出的流体流可以流过内壁导管1326。

仍然参考图17，在各种实施例中，密封件1323被定位成接触热控制环314的外表面1325和气室壁1319。另外或替代地，密封件1323可以被形成或被定位成与内歧管1316的内部分347和热控制环314的本体332的外表面1325接触。密封件1323阻止流体流通过第一腔1321。在特定实施例中，密封件1323可以形成被构造成向内歧管1316和/或热控制环314提供结构支撑的结构构件。密封件1323可以进一步相对于多个销334支撑本体332。在某些实施例中，密封件1323是将气室壁1319附接到第一腔1321处的热控制环314的钎焊件、焊接件或其他构件。应当理解，密封件1323和气室壁1319可以各自与热控制环314作为整体环形部件或作为以周向布置定位的多个弓形区段基本同向地延伸。

在特定实施例中，外壳体壁312、多个销334和热控制环314的本体332是单一一体结构，诸如可以通过增材制造处理或其他合适的制造处理来形成。在还有的特定实施例中，内部分347、外部分346和气室壁1319一起形成为内歧管1316的单一一体结构。在某些实施例中，热控制环314和外壳体壁312是与内歧管1316分开的单一结构。在还有的某些实施例中，单一结构由增材制造处理形成。

现在参考图19，提供了描述发动机10的操作的示例性实施例。图19中提供的实施例被构造成基本类似于关于图16描绘和描述的实施例。这里提供的系统的操作可以基本上基于关于发动机10的实施例所描述的，发动机10的实施例如关于图1-6和图7A-7B所描绘和描述的。在图19中，空气流91在第二位置272(诸如通过外歧管2316提供的开口)处被接收。空气流91被接收到形成在外歧管2316和内歧管1316之间的导管1324中。空气流91经由通过内歧管1316形成的入口开口1381被导向到气室383中。空气流91被导向穿过多个销334，并且通过流动路径330(参见图17)，进入内壁导管1326(参见图17)。

在一个实施例中，诸如图19中描绘的，空气流92可以通过开口1380从内壁导管1326外出到壳体300或发动机10的外部，诸如经由箭头93所描绘的。空气流93可以使来自热控制环314的热量或热能外出到大气状况，或外出到壳体下或罩下区域。

现在参考图20，提供了发动机10的一部分的透视图。图20中提供的实施例被构造成基本类似于关于图16-19描述的实施例。特别地，图20描绘了以相邻周向布置延伸通过热控制环314的多个离散流动路径330。多个出口开口3182被形成为通过与热控制环314处的多个流动路径330和出口开口338对应的内歧管1316的内部分347。因此，发动机10可以沿周向方向C以相邻布置在热控制环314处形成多个流动路径330和出口开口338，与通过内歧管1316的内部分347形成的多个出口开口3182相对应。这种布置可以允许空气流92从热控制环314内外出到内壁导管1326中。

现在参考图21，提供了图20中提供的实施例的侧横截面视图。图21中的实施例进一步描绘了与定位在涡轮框架308处的第二腔1322流体连通的内壁导管1326。开口3112被形成为通过涡轮框架308，以允许空气流92外出，与涡轮框架308热连通。

现在简要地参考回图12和图13A-13D，描述了本公开的附加方面。图12提供了歧管组件316的实施例的局部周向视图。此外，图13A-13D提供了图12中描绘的实施例的截面视图(用于图13A-13D中的每一个的标号在图12中被指示)。如先前所描述的，歧管组件316的各种实施例经由一种或多种增材制造处理形成。特别参照图12和图13C的特写视图，在各种实施例中，构件3316延伸到内歧管1316和外歧管2316。构件3316以锐角(例如，V-、Z-或其他成角度的横截面)从内歧管1316延伸到外歧管2316。在各种实施例中，构件3316沿经由箭头95示意性地描绘的第一方向延伸，并且沿经由箭头96示意性地描绘的与第一方向相反的第二方向延伸。

本文提供的改进的涡轮壳体300、涡轮区段27和发动机10的实施例允许了改进的间隙控制、冷却流体分配、减少的重量和改进的发动机效率。本文提供的发动机10、壳体300和歧管组件316的实施例包括一体单一结构，诸如在高速涡轮的多级上延伸的壳体，或进一步包括涡轮间框架，或进一步包括歧管的全部或部分，诸如可以通过迄今为止不可能或不可行的增材制造处理形成。本文描绘和描述的实施例允许了热控制环314、通过其中的流动路径330和多个销334的改进且有利的定位，用于改进的间隙控制响应，开口、通道和导管的改进的形成和定位以允许更有效的热传递流体利用和移动，以及诸如经由排除凸缘和子组件成为一体部件来减少重量。这些特征的特定组合允许了改进的热传递性质和减少的热梯度。与已知的间隙控制系统相比，改进的热传递性质特别包括降低某些特征(诸如形成热控制环314的多个壁、本体、销和/或流动路径)处的热传递系数。这种改进可以减轻或消除不期望或过度的变形、椭圆化、弯曲或可能不利地影响挠度或导致与高速涡轮28处的涡轮转子叶片58的不期望接触的壳体300的几何形状的其他变化。

本文提供的发动机10和壳体300的实施例包括用于高速涡轮28的一体单一壳体，连同涡轮中心框架或中间涡轮框架308，涡轮中心框架或中间涡轮框架308由外壳体壁312和多个轮叶310形成，并且被定位在沿高速涡轮28的核心气体流动路径70的下游和沿低压或中压涡轮的核心气体流动路径70的上游，诸如在涡轮30处所描绘的。本文提供的实施例进一步包括例如被构造成向热控制环提供热传递流体的一体单一间隙控制歧管。一体单一结构可以进一步允许热控制环相对于涡轮转子的改进定位，诸如以提供跨涡轮转子组件的改进的间隙控制。

应当理解，关于图1-6描绘和描述的导管110、120、123、流量控制装置130或热交换器141、142可以被提供到壳体300、歧管组件316和关于图8-21描绘和描述的其他结构。然而，本文提供的发动机10的各种实施例可以包括将空气流提供到任何适当的间隙控制系统、涡轮区段或轴承组件的导管110、120、123、流量控制装置130或热交换器141、142中的一个或多个。这种结构在与任何适当的间隙控制系统、涡轮区段或轴承组件组合时，可以提供本文所述的一个或多个优点和益处。替代地，本文提供的发动机10的各种实施例可以包括接收来自任何合适的导管、通路、流动路径、管或其他结构的空气流的壳体300或歧管组件316中的一个或多个。这种结构在与任何适当的导管或热交换器组合时，可以提供本文所述的一个或多个优点和益处。关于导管、流量控制装置、热交换器、壳体或歧管所描述的益处和优点在组合在一起时，可以使本文描述的这些益处和优点合成。

本文提供的导管110、120、123和热交换器141、142的实施例可以至少部分地通过诸如本文所述的一种或多种增材制造处理形成。例如，第一热交换器141可以与第一导管110一体形成，或者第二热交换器142可以与第二导管120或其部分一体形成。在另一实例中，包括一个或多个入口歧管111、出口歧管112或收集器115的第一导管110的全部或部分可以一体形成为单个单一部件。在又一实例中，包括一个或多个入口部分121或出口部分122的第二导管120的全部或部分可以形成为单个单一部件。更进一步地，第一导管110、第二导管120和第三导管123的部分的某些组合可以彼此一体形成。例如，出口歧管112可以与入口部分121形成为单个单一部件。在另一实例中，围绕压缩机区段21的壳体可以与入口歧管111一体形成。收集器115可以与第一热交换器141一体形成。第二热交换器142可以与出口部分122一体形成。

该书面描述使用示例来公开优选实施例，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公开，包括制造和使用任何装置或系统，以及进行任何结合的方法。本公开的可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，则它们旨在落入权利要求的范围内。

本公开的进一步的方面由以下条款的主题提供：

一种燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机限定轴向方向，平行于所述轴向方向的中心线轴线，从所述中心线轴线延伸的径向方向，和相对于所述中心线轴线的周向方向，所述燃气涡轮发动机包括：第一涡轮转子组件，所述第一涡轮转子组件包括在气体流动路径内延伸的多个第一涡轮转子叶片；和壳体，所述壳体围绕所述第一涡轮转子组件，其中所述壳体包括外壳体壁，所述外壳体壁围绕所述第一涡轮转子组件延伸；多个轮叶，所述多个轮叶从所述外壳体壁延伸，并且在所述第一涡轮转子组件后方的位置处在所述气体流动路径内延伸；和热控制环，所述热控制环沿所述径向方向定位在所述外壳体壁的外侧，并且其中所述热控制环包括本体和多个销，并且其中所述多个销在所述外壳体壁和所述本体之间延伸。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述多个销在所述外壳体壁和所述热控制环的所述本体之间限定空隙，其中所述多个销允许流体流通过所述空隙。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中流动路径形成为通过所述热控制环的所述本体。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中流动路径沿所述径向方向延伸通过所述本体，并且其中所述流动路径在由所述多个销形成的所述空隙和出口开口之间提供流体连通，所述出口开口定位成从所述空隙与所述本体相对。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述流动路径是沿所述周向方向处于相邻布置的多个离散流动路径。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，所述发动机包括：内歧管，所述内歧管形成双壁结构，所述双壁结构包括与内部分分开的外部分，其中内壁导管形成在所述外部分和内部分之间，并且其中出口开口形成为通过所述内部分、与所述出口开口形成为通过所述热控制环相对应，以允许空气流从所述热控制环处的所述流动路径进入所述内壁导管。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述内歧管沿所述周向方向和所述轴向方向围绕所述热控制环。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述内歧管在所述多个轮叶前方连接到所述外壳体壁。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述内歧管形成通过所述双壁结构的入口开口。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述内歧管包括入口开口壁，所述入口开口壁形成与所述内壁导管流体分开的入口开口流动路径。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中密封件定位成与所述内歧管的所述内部分和所述热控制环的所述外表面接触。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中气室壁从所述内歧管延伸并且围绕所述热控制环。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中腔形成在所述热控制环的外表面和所述气室壁之间。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中密封件定位成与所述热控制环的所述外表面和所述气室壁接触。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述内歧管的所述内部分在所述热控制环的对应出口开口的径向外侧以相邻周向布置形成所述出口开口。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述内歧管沿所述多个轮叶的所述轴向方向向前延伸，并且其中所述内歧管在所述多个轮叶前方连接到所述外壳体壁。

根据这些条款中的一项或多项所述的发动机，其中所述外壳体壁、所述多个销和所述热控制环的所述本体是单一一体结构。

一种用于燃气涡轮发动机的壳体，所述燃气涡轮发动机限定轴向方向、径向方向、周向方向和气体流动路径，所述燃气涡轮发动机包括第一涡轮转子组件，所述第一涡轮转子组件包括在所述气体流动路径内延伸的多个第一涡轮转子叶片，所述壳体包括外壳体壁，当所述壳体安装在所述燃气涡轮发动机中时，所述外壳体壁被构造成围绕所述第一涡轮转子组件延伸；多个轮叶，当所述壳体安装在所述燃气涡轮发动机中时，所述多个轮叶从所述外壳体壁延伸，并且被构造成在所述第一涡轮转子组件后方的位置处延伸到所述气体流动路径内；和热控制环，所述热控制环沿所述径向方向定位在所述外壳体壁的外侧，并且其中所述热控制环包括本体和多个销，并且其中所述多个销在所述外壳体壁和所述本体之间延伸。

根据这些条款中的一项或多项所述的壳体，其中所述多个销在所述外壳体壁和所述热控制环的所述本体之间限定空隙，其中所述多个销允许流体流通过所述空隙。

根据这些条款中的一项或多项所述的壳体，其中流动路径形成为通过所述热控制环的所述本体，并且其中所述流动路径在由所述多个销形成的所述空隙和出口开口之间提供流体连通，所述出口开口定位成从所述空隙与所述本体相对。

Claims (10)

1.一种燃气涡轮发动机，其中所述燃气涡轮发动机限定轴向方向，平行于所述轴向方向的中心线轴线，从所述中心线轴线延伸的径向方向，和相对于所述中心线轴线的周向方向，其特征在于，所述燃气涡轮发动机包括：

第一涡轮转子组件，所述第一涡轮转子组件包括在气体流动路径内延伸的多个第一涡轮转子叶片；和

壳体，所述壳体围绕所述第一涡轮转子组件，其中所述壳体包括

外壳体壁，所述外壳体壁围绕所述第一涡轮转子组件延伸；

多个轮叶，所述多个轮叶从所述外壳体壁延伸，并且在所述第一涡轮转子组件后方的位置处在所述气体流动路径内延伸；和

热控制环，所述热控制环沿所述径向方向定位在所述外壳体壁的外侧，并且其中所述热控制环包括本体和多个销，并且其中所述多个销在所述外壳体壁和所述本体之间延伸。

2.根据权利要求1所述的发动机，其特征在于，其中所述多个销在所述外壳体壁和所述热控制环的所述本体之间限定空隙，其中所述多个销允许流体流通过所述空隙。

3.根据权利要求2所述的发动机，其特征在于，其中流动路径形成为通过所述热控制环的所述本体。

4.根据权利要求2所述的发动机，其特征在于，其中流动路径沿所述径向方向延伸通过所述本体，并且其中所述流动路径在由所述多个销形成的所述空隙和出口开口之间提供流体连通，所述出口开口定位成从所述空隙与所述本体相对。

5.根据权利要求4所述的发动机，其特征在于，其中所述流动路径是沿所述周向方向处于相邻布置的多个离散流动路径。

6.根据权利要求4所述的发动机，其特征在于，所述发动机包括：

内歧管，所述内歧管形成双壁结构，所述双壁结构包括与内部分分开的外部分，其中内壁导管形成在所述外部分和所述内部分之间，并且其中出口开口形成为通过所述内部分、与所述出口开口形成为通过所述热控制环相对应，以允许空气流从所述热控制环处的所述流动路径进入所述内壁导管。

7.根据权利要求6所述的发动机，其特征在于，其中所述内歧管沿所述周向方向和所述轴向方向围绕所述热控制环。

8.根据权利要求7所述的发动机，其特征在于，其中所述内歧管在所述多个轮叶前方连接到所述外壳体壁。

9.根据权利要求6所述的发动机，其特征在于，其中所述内歧管形成通过所述双壁结构的入口开口。

10.根据权利要求9所述的发动机，其特征在于，其中所述内歧管包括入口开口壁，所述入口开口壁形成与所述内壁导管流体分开的入口开口流动路径。

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