CN1989316A - 燃气涡轮机喷气发动机中的涡轮机箱体加强件 - Google Patents

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Abstract

在一个实施例中，在低压或高压涡轮机箱体(204)的外表面上机加工形成周向槽口(302)。槽口例如可与用于叶片(208)的密封件(210)的内部位置或与已经确定的“热点”对应。通过在环与箱体之间引入温差，强化环(304)可被收缩而干涉配合在各槽口(302)中。由各个环施加的径向压缩周向力可防止低压或高压涡轮机箱体象未设有强化环时那样膨胀。在一些应用中，强化环可改进叶梢间隙或平衡“热点”，强化箱体，改善箱体冷却或提供其他优点，这取决于具体应用。在一个实施例中，可以省去槽口。在替选实施方式中，可通过液压、电气、或其他方式来将C形环或多段环耦合在一起，并通过控制器致动以施加可调节的径向压缩周向力。还描述并要求保护其他实施例。

Description

燃气涡轮机喷气发动机中的涡轮机箱体加强件
相关申请的交叉参引
本申请要求2004年5月17日申请的题为“用于燃气涡轮机喷气发动机中的改进的叶梢间隙的方法和系统”的美国临时申请60/571,701号的优先权。
由L.James Cardarella、John Usherwood和Andres Del Campo同时申请题为“用于燃气涡轮机喷气发动机中的改进的叶梢间隙的方法和系统”非临时美国申请，其中，John Usherwood和Andres Del Campo的份额已经转让给加利福尼亚公司Carlton Forge Works。
背景技术
随着燃气涡轮机喷气发动机的发展，箱体内部中的叶梢间隙已经成为极具挑战性的问题。从六十年代末，叶片梢部及级间密封在发动机设计中已经扮演了越来越重要的角色。这是因为，主要由于旋转以及静止结构上的热负载和机械负载中的变化造成叶片梢部与周围箱体之间的间隙会有所不同。在当今最大的陆地及航空涡轮机发动机上，高压涡轮机箱体(“HPTC”)以及低压涡轮机箱体(“LPTC”)具有极大的直径，使得它们很容易就过度延伸而变的不圆，从而恶化叶梢间隙问题。
在HPTC及LPTC两者中减小的间隙会显著降低燃料消耗率(“SFC”)、压缩机失速裕度及发动机效能，并增加航空发动机的有效载荷和任续航能力。增加的间隙控制可极大地改善用于陆地发动机的发动机使用寿命以及用于航空发动机的在空时间(“TOW”)。排气温度(“EGT”)裕度劣化是导致航空发动机不能继续使用的主要原因。联邦航空局(“FAA”)对每个航空发动机都认定有特定EGT极限。EGT用来表示HPTC的运行状态如何。具体而言，EGT用于评估HPTC内的轮盘温度。当组件劣化且叶片梢部与箱体的内部上的密封件之间的间隙增加时，发动机需要更高负荷运转(由此变的更热)以产生相同的推力。一旦发动机达到其EGT极限——即高压涡轮机轮盘达到其温度上限的标志，则发动机必须被拆下进行维护。当今大型商用燃气涡轮机喷气发动机的重要大修的维护成本很容易便会超过一百万美元。
附图说明
图1示出了通常燃气涡轮机喷气发动机的整体结构的示意性视图；
图2示出了通常燃气涡轮机喷气发动机的低压涡轮机箱体的示意性截面视图；
图3示出了本申请实施例中的装配有强化环的图2的低压涡轮机箱体的示意性截面视图；
图4示出了图3的低压涡轮机箱体的截面A的示意性截面视图，示出了将要被放置的在本申请的实施例中的强化环。
图5示出了低压涡轮机箱体的示意性截面视图，示出了将要被放置的在本申请的另一实施例中的强化环。
图6示出了低压涡轮机箱体的示意性截面视图，示出了被放置的在本申请的另一实施例中的强化环。
图7示出了低压涡轮机箱体的示意性截面视图，示出了被放置的在本申请的另一实施例中的强化环。
图8示出了在本发明的实施例中的在负载下间隙的改进。
图9A、9B及9C示出了在本申请另一实施例中具有强化环的低压涡轮机箱体的示意性截面视图，该强化环通过液压螺母定位在低压涡轮机箱体上并通过锁紧螺母固定。
图10示出了在本申请的另一实施例中具有强化环的低压涡轮机箱体的示意性视图，该强化环通过液压、电、或其他方式致动。
图11示出了具有强化环的低压涡轮机的示意性横截面视图。
具体实施方式
现参照附图，其中相似的参考标号及名称指其结构上和/或功能上相似的元件。图1示出了通常的燃气涡轮机喷气发动机的整体结构的示意性视图。现参照图1，燃气涡轮机喷气发动机100具有在风扇框架104中用于吸气的风扇102。高压压缩机转子106与其附装的叶片及定子迫使空气进入燃烧室108，由此增加了入口空气的压力及温度。高压涡轮机转子110与其附装的叶片及定子容纳在高压涡轮机箱体112内。低压涡轮机转子114与其附装的叶片及定子容纳在低压涡轮机箱体116中。涡轮机从燃烧室108产生的高压高速气体获取能量，并将其传递至低压涡轮机轴118。
图2示出了通常的燃气涡轮机喷气发动机的低压涡轮机箱体的示意性截面视图。现参照图2，中心线202穿过低压涡轮机箱体204(以横截面示出)的中心。转子206(以横截面示出)具有附装至其的叶片208，并绕沿着中心线202的旋转轴线旋转。本领域的技术人员将理解通常低压涡轮机箱体204内可容纳更多叶片及定子。为了简化仅示出一个叶片208。
迷宫式密封件可按照应用而改变。有时，迷宫式密封件布置在叶片梢部，有时，如图2所示布置在箱体的内径上。迷宫式密封件210(以截面示出)排列于低压涡轮机箱体204的内径，形成围绕各个旋转叶片208的遮蔽物，从而限制从叶片208的梢部溢出的空气。迷宫式密封件210的形状被设计为在各个叶片208的梢部与相应迷宫式密封件210之间产生空气湍流。空气湍流起屏障的作用以阻止空气绕过叶片208的梢部漏出。可理解的是，完成类似功能的密封件通常以其他名称命名。界定为叶片208的梢部与迷宫式密封件210之间的间距的叶梢间隙212会随着发动机的工作点而改变。由于在这些部件上的负载的数量和热膨胀所导致的发动机的静态及旋转组件两者的位移及变形会导致叶梢间隙212之后的机构发生改变。由于会产生不均匀径向位移的在静止或旋转结构上的不均匀加载(离心、热、内压)而导致轴对称间隙的改变。离心及热负载会导致叶梢间隙212的最大径向变化。
用于迷宫式密封件210的磨损机理可大体分为三个主要类别：摩擦(叶片侵入(blade incursion))、热疲劳以及腐蚀。选择在高压及低压涡轮机箱体两者中的发动机建立间隙以限制叶片磨损量。研究显示，在高压及低压涡轮机箱体中的改善的叶梢间隙可大大降低寿命周期成本(“LCC”)。
当冷却的发动机启动时，会在各个迷宫式密封件210与叶片208的梢部之间存在一定量的叶梢间隙212。由于转子206上的离心负载以及叶片208的迅速增温的原因，随着为了起飞而增大发动机转速，叶梢间隙212迅速减小，由此导致旋转部件径向向外增长。同时，由于受热的原因，低压涡轮机箱体204低速膨胀。该现象会产生最小的叶梢间隙212“收缩点(pinch point)”。在收缩点之后，随着低压涡轮机箱体204由于受热而膨胀，叶梢间隙212增加。在低压涡轮机箱体204膨胀之后不久，转子206(由于其质量的原因以低于低压涡轮机箱体204的较低速率)立即开始升温且叶梢间隙212变窄。随着发动机接近巡航状态，低压涡轮机箱体204及转子206达到热平衡且叶梢间隙212保持相对恒定。
在巡航状态期间缩窄的叶梢间隙212会带来极大的优势。这样通常可获得在SFC的最大降低(最长的飞行轨迹部分)。另一方面，通常需要避免摩擦。通常在起飞时保持最小的间隙以确保产生推力同时保持EGT位于其制定的极限之下。因此，维持最小叶梢间隙212同时避免在整个飞行过程中的摩擦成为很多控制系统试图达成的目标。
基本上，发动机温度在决定工作叶梢间隙212上扮演非常重要的角色。叶梢间隙212直接影响燃气涡轮机性能、效率、以及寿命。较紧的叶梢间隙212可减少绕过叶片208的梢部的空气泄漏。这可增大涡轮机效率并使得发动机以较少燃料燃烧及较低的转子入口温度而达到性能及推力目标。因为涡轮机以较低的温度运转同时完成相同的操作，故热区域部件可具有延长的循环寿命。热区域部件延长的循环寿命通过增长大修之间的时间而增大发动机使用寿命(TOW)。
发动机SFC及EGT基本上直接关联于HPTC叶梢间隙。一项研究显示，HPTC叶梢间隙每增加0.001英寸，SFC增加约0.1％同时EGT增加1摄氏度。因此，相信HPTC叶梢间隙减小0.010英寸会大体使得SFC减小1％而EGT减小10摄氏度。由于工作速度及温度高于大型商用发动机，军用发动机中HPTC叶梢间隙通常会对SFC及EGT产生更大的影响。这种程度的改进会大大节省每年高达数亿美元的年度燃料成本及发动机维护成本。
减少的燃料消耗还可降低航空发动机总体排放。最近的评估显示，仅美国单独每年就有764百万架次的飞行(每人2.85次航空飞行)。商业飞机所使用的能量在过去三十年已经几乎增加了一倍。增加的燃料消耗占交通运输领域总的二氧化碳(CO2)的排放量的13％。现代航空发动机排放由超过71％的CO2连同约28％的水(H2O)以及0.3％的二氧化氮(NO2)连同少量的一氧化碳(CO)、二氧化硫(SO2)等构成。航空运输占全世界CO2产生量的2.5％(600百万吨)。除了上述之外，主要用于发电的来自陆路发动机的排放也增加了总的排放量。很明显，对燃料燃烧的减少可极大地降低航空及陆路发动机的排放。
当今的较大商用发动机具有差异极大的循环寿命(定义大修之间的时间)，通常在3000至10000次循环的范围内。循环寿命主要取决于发动机要保持正EGT裕量多长时间。新的发动机或刚刚大修后的发动机会在具有一定的随着时间而增大的冷建立叶梢间隙情况下被装运。随着发动机的工作间隙的增大，通常，发动机需要更高载荷(更热)地运转以产生相同操作，因此效率较低。由于热疲劳，对工作温度特别是起飞EGT的增加会进一步加速热区域部件的劣化。公认的是，通过维持较紧的叶梢间隙来保持发动机起飞EGT裕量可大大增加发动机循环寿命。由于大修成本较高，在较长的时间上这样也可极大地节省发动机维护成本。
之前的对叶梢间隙管理的尝试大体可分为两类控制方案，即主动间隙控制(“ACC”)及被动间隙控制(“PCC”)。PCC定义为在一个工作点(即最苛刻的瞬变状态，例如，起飞、重新爆燃、机动飞行等)设定希望的间隙的任何系统。另一方面，ACC定义为允许在多于一个工作点独立地设定希望的叶梢间隙的任何系统。PCC系统的问题在于系统必须提供的最小间隙(收缩点)常常会在飞行的较长平稳阶段(即，巡航)期间留下所不希望的较大的间隙。
通常的PCC系统包括在整个飞行轨迹越来越好的匹配转子与定子，使用可磨除件以限制叶片梢部磨损，使用强化材料及匹配技术以限制或产生静态部件的变形而以在极端条件下维持或改善遮盖物圆度等。发动机制造商在七十年代后期及八十年代早期开始利用热ACC系统。这些系统利用风扇来冷却HPTC的支撑凸缘，减小箱体及遮盖物的直径，并因此在巡航状态期间减小叶梢间隙。
公认所有上述方法都具有相应的严重问题。一些方法非常昂贵、而其他的方法则效果欠佳(尤其是在可获得最大利益的巡航期间)，或因为缺乏当今的高温致动器性能而需要通过箱体致动，这会导致二次密封问题并增大了重量及机械复杂度。
图3示出了本说明书的一实施例中的配备有加强环的图2的低压涡轮机箱体的示意性截面视图。图11示出了本说明书的一实施例中的配备有加强环的图2的低压涡轮机箱体的示意性横截面视图。参照图3及图11，对于包括航空、海上及陆路发动机的各种不同应用而言，本说明书中的一个或更多特征可被应用至现有的燃气涡轮机喷气发动机，或可被结合至新型燃气涡轮机喷气发动机的设计及制造中。本说明书中的特征可应用至HPTC以及LPTC，且相关于LPTC的描述及附图也可等同地适用于HPTC而不仅限于LPTC。
如下所述可具有数种不同几何结构的槽口302通常通过机加工而沿周向加工在低压涡轮机箱体204的外径中以与迷宫式密封件210的一处或更多处位置相符合。除了加工在对应于迷宫式密封件210的一处或更多外位置的位置之外，槽口还可被周向地加工在对应于“热点(hot spot)”(在发动机大修时，通过计算机建模、通过监控表面温度或通过对裂缝的目测而在低压涡轮机箱体204中确定的)的位置中。对于现有的发动机，通常需要移除低压涡轮机箱体204以修理因这些“热点”而导致的裂缝。在修理结束后，然后可利用机加工通过焊接修复形成槽。然后，外部环会收缩而干涉配合在槽中。可理解的是，取决于具体的应用，强化环可布置在涡轮机箱体的其他位置。还可理解的是，取决于具体应用，可以改变规格、尺寸、形状、材料及间隙。
在一实施例中，强化环304(在图3中以横截面示出)收缩干涉配合在各个槽口302中，使得强化环304环绕周向槽口302，如图11所示。因为低压涡轮机箱体204呈圆锥形，各个强化环304可具有不同直径。在各种情况下，各强化环304的内径都可略小于其对应槽口302的外径。从具有最大直径的强化环304开始，对各个强化环304进行加热。加热使得各强化环304膨胀，使得内径增大至大于其对应槽口302的外径的直径。一旦定位在槽口302中，便允许冷却强化环304，其收缩并干涉配合在其对应槽口302中。
图4示出了图3的低压涡轮机箱体的截面A的示意性截面视图，示出了将要放置在本说明书的一实施例中的强化环。现参照图4，在一个实施例中，槽口302周向地加工有相对于低压涡轮机箱体的锥形的反向锥形部。该锥形部的角度402会依情况的不同而变化，范围从用于圆柱形箱体的略大于0度至取决于圆锥形的具体几何结构的合适角度。对于强化环304，可在其内径上进行周向加工以与相同的锥形匹配。尽管强化环304收缩而干涉配合在低压涡轮机箱体204上，但该锥形部可增加进一步的安全性而使得强化环304不会轴向地在低压涡轮机箱体204上滑落。如果将槽口302加工为扁平形而没有锥形部，在某些应用中可能会增大滑落的可能性。当已经加热强化环304使其膨胀时，会提高环间隙404，使得强化环304如图所示抵靠槽口302的跟部406定位。随着强化环304的冷却，其在直径上收缩并使其周向地放置在槽口302中。在环境温度下，因为相较于槽口302的外表面直径，强化环304的内表面直径较小，故收缩可产生干涉配合结果，同时通过强化环304向低压涡轮机箱体204施加径向压缩周向力，而通过低压涡轮机箱体204向强化环304施加张紧周向力。如图11的箭头示意性所示，在一个实施例中，径向压力可集中在由中心线202限定的旋转轴线上。在一个实施例中，径向压缩力绕槽口302及低压涡轮机箱体204的整个周向连续地施加而没有间断。
在一个示例中，低压涡轮机箱体204在叶片208及迷宫式密封件210布置的位置处的外径可以为五十英寸。在一个示例中，强化环304可制成通过铸造或机加工成为封闭环形的实心的、整体式或单件式的、连续或无缝的构件。在另一实施例中，可使用开放的环形构件并将其两端焊接接合在一起而例如形成封闭环形来制成强化环304。低压涡轮机箱体204由诸如铬镍铁合金718的镍基超耐热不锈钢通过类似制造强化环304的铸造工艺而制成。超耐热不锈钢铬镍铁合金718是高强度、多元合金，其在具有高表面稳定性的同时可承受高温以及极强的机械应力，并通常用于燃气涡轮机喷气发动机。可理解的是，取决于具体应用，强化环及涡轮机箱体可由各种材料制成。将强化环304加热至计算温度会使得强化环304膨胀，由此当低压涡轮机箱体204处于约70华氏度的环境空气温度下时可产生合适的环间隙404。或者，可通过液氮或其他方式将低压涡轮机箱体204冷却至计算温度以使得低压涡轮机箱体204在直径上收缩，由此当强化环304处于约70华氏度的环境空气温度下时可产生合适的环间隙404。或者，可通过冷却低压涡轮机箱体204及加热强化环304的结合体(分别至不同的计算温度)来实现合适的环间隙404。在制成强化环304的材料的应力限极限内，根据具体应用的需要，增大或减小强化环304的内径会生成或大或小的径向压缩周向力及张紧应力。
此外，可在第一方向上(诸如径向)进行对低压涡轮机箱体204的机加工，而可在与第一方向或多或少垂直的第二方向上(诸如轴向)进行强化环304的机加工。因为机加工在机加工表面上留下螺旋、或记录的连续槽，故在每个表面上的槽彼此以交叉线的形式排列，从而增大了两个表面之间的摩擦力，并降低了强化环304在槽口302内运动(包括轴向或旋转运动)的可能性。在例如可由镍基超耐热不锈钢制成的强化环304上的多个槽可以比在通常由钛制成的低压涡轮机箱体204的槽口302上的多个槽、或在可能由钢或铝制成的其他低压涡轮机箱体中的多个槽更坚硬。镍基超耐热不锈钢槽可凹陷入或在较软的钛、钢、或铝槽中形成凹部。或者，强化环304可在一个或更多位置处简单地点焊至槽口302，或螺栓紧固至一个或更多固定至槽口302的凸缘，以防止强化环304相对于槽口302的旋转或其他运动。在此情况下，不需要在横向方向上的机加工。
因此，通过以上述方式定位强化环304，可改进在某些应用中、特别是在某些应用中的发动机巡航工作期间的叶梢间隙212。因此，发动机设计员可设计发动机，使其具有比不存在上述强化环的情况对给定发动机设计适合的叶梢间隙时更小的叶梢间隙。可理解的是，取决于具体的应用，可以单独或结合利用其他或不同的好处、优点、改进或其他特征。在一个应用中，通过强化环304施加的径向压缩周向力(在图11中由箭头表示)可防止低压涡轮机箱体204象没有强化环情况时受热膨胀得那样多。在一个方面中，强化环304起用于低压涡轮机箱体204的束带的作用，以防止膨胀或变的不圆，并加强低压涡轮机箱体204。强化环304可由与低压涡轮机箱体204相同的材料制成；或者，可由具有较低热膨胀系数的不同材料制成，在温度上升的情况下，这增加了所施加的径向压缩周向力，超过相同材料的强化环的情况下所施加的径向压缩周向力。压力可足够大以在涡轮机箱体中形成凹部，诸如在槽口302中形成凹部。
在许多发动机设计中，主要通过对流将热量从低压涡轮机箱体204的外表面耗散。将强化环304加至低压涡轮机箱体204的另一个可获得的优点是，因为强化环304可起冷却散热片的作用，故可将热量以更快的速率耗散，由此在低压涡轮机箱体204中产生更低的工作温度。上述冷却方式还有助于实现更少的膨胀及更小的叶梢间隙212。而且，强化环304有助于维持低压涡轮机箱体204的圆度。而且，可以理解的是，取决于具体应用，可以单独或结合利用其他或不同好处、优点、改进或其他特征。
图5示出了低压涡轮机箱体的示意性截面视图，示出了在本说明书的另一实施例中将要被放置的强化环。现参考图5，在一个实施例中，槽口502呈人字形形状周向地机加工。角度508可随应用而改变。在强化环504的内径上进行周向机加工以匹配上述相同的人字形形状。尽管强化环504收缩而干涉配合在低压涡轮机箱体204上，但人字形形状可增加进一步安全性以防止强化环304从低压涡轮机箱体204滑落。当强化环504受热膨胀时，加大了环间隙404，使得强化环504将如图所示抵靠槽口502的跟部506定位。随着强化环504冷却，其在直径上收缩并使其自身周向地坐放入槽口502。在环境温度下，因为强化环504的内径比槽口502的外径小，故收缩形成干涉配合，同时通过强化环504向低压涡轮机箱体204施加径向压缩周向力，并通过低压涡轮机箱体204向强化环504施加周向张紧力。
图6示出了低压涡轮机箱体的截面的示意性截面视图，其示出了在本说明书的另一实施例中已放置的强化环。现参照图6，对于航空应用，会对向发动机增加重量有所顾虑，将强化环604制成当如图6所示放置时具有与低压涡轮机箱体204的外表面大体平齐的轮廓。如图4所示，具有反向锥形部的槽口302被机加工至低压涡轮机箱体204中。此外，为了达到径向压力及周向张紧应力要求，基于将被设计或将被改制的发动机，槽口302可被机加工的更深和/或更宽，且强化环604可加深并/或加宽。
图7示出了低压涡轮机箱体的截面的示意性截面视图，其示出了在本说明书的另一实施例中已放置的强化环。参照图7，对于航空应用，会对向发动机增加重量有所顾虑，将强化环704制成当如图6所示放置时具有与低压涡轮机箱体204的外表面大体平齐的轮廓。如图5所示，具有人字形形状的槽口502被机加工至低压涡轮机箱体204中。此外，为了达到径向压力及周向张紧应力要求，基于将被设计或将被改制的发动机，槽口502可被机加工的更深和/或更宽，且强化环704可加深并/或加宽。除了航空或飞行应用，可理解的是，也可在陆路及海上应用中利用齐平实施例及其他实施例。
本领域的技术人员可理解，除了如图4-7所示用于槽口及强化环的反向锥形部及人字形形状设计，还可以利用其他设计以实现相同或相似或不同的目的。例如，槽口可具有一个或更多脊及沟、角或起伏，其将与在强化环的内表面上的一个或更多脊及沟、角或起伏匹配。或者，槽口及强化环可具有反向人字形形状。在其他实施例中，可不使用槽口。可以构思出各种类似的其他形状而不脱离本说明书的范围。
图8示出了在本说明书的一实施例中在负载下对叶梢间隙的改进。现参照图8，图4所示的强化环304已经收缩而干涉配合在低压涡轮机箱体204上，且发动机现处于负载状态，例如在巡航工作期间。以实线示出处于在没有强化环304的情况下的位置中的迷宫式密封件210以及具有内表面802及外表面804的低压涡轮机箱体204。低压涡轮机箱体204将在直径上膨胀，而迷宫式密封件210将移离叶片208，从而加大至更宽的叶梢间隙212。但是，因为通过强化环304而作用在低压涡轮机箱体204上的径向压力的原因，迷宫式密封件210处于以虚线示出的位置210′，而强化环304以及低压涡轮机箱体204的内表面802及外表面804处于以虚线示出的位置304′、802′及804′，因此减小了叶梢间隙212′。
因此，在本说明书的一个方面中，在LPTC及HPTC中通常因受热而产生的膨胀的量被减小，因此可改进叶梢间隙。如上所述，由于在HPTC及LPTC中升高的温度的原因，增加的叶梢间隙会加速低循环疲劳及腐蚀效应，进而劣化EGT裕量及发动机寿命。总而言之，对于大型燃气涡轮机发动机，相信叶梢间隙减小0.010英寸的量级会使得SFC减小1％而EGT减小10摄氏度。相信对叶梢间隙这种量级的改进每年可节省燃料及维护成本超过数亿美元。减小的燃料燃烧还可降低飞机排放(当前其占美国运输领域的总的CO2排放量的13％)。在另一方面，在巡航状态下叶梢间隙可被减小以对SFC及EGT裕量产生显著影响并改进涡轮机效率。此外，在某些实施例中由于强化环导致的HPTC及LPTC的增大的外表面面积可增强冷却效果并产生较低的内部温度，这可增长发动机的循环寿命。在另一方面，可通过对叶梢间隙的改进而实现每个发动机的有效负载的增大。可以在每次起飞及降落中运输更大重量的货物。进一步可理解的是，本说明书的特征可容易地替换昂贵的被动间隙控制选项。可理解的是，对不圆度、叶梢间隙、SFC、EGT或污染排放中一个或多个的减小可通过利用这里描述的一个或多个特征来实现。例如，由具有比涡轮机箱体材料低的热膨胀系数的材料来制成强化环可便于实现一个或多个这些或其他方面的降低。类似的，可理解的是，可通过以相同材料制成涡轮机箱体及强化环来实现一个多个这些减小或其他优点。
图9A、9B、及9C示出了在本申请的另一实施例中的低压涡轮机箱体的示意性截面视图，该低压涡轮机箱体具有通过液压螺母定位在其上并通过锁紧螺母固定的强化环。现参照图9A，强化环904被成型为在没有压力的情况下配合在叶片208及迷宫式密封件210的附近的位置，或之前确定的“热点”，并被布置该位置处。然后，将液压螺母902螺旋安装至低压涡轮机箱体204。液压螺母902具有与强化环904配合的活塞906。
在图9B中，活塞906已从液压螺母902延伸出，朝向低压涡轮机箱体204的较大直径端推动强化环904，由此相对于叶片208及迷宫式密封件210将强化环904定位在最佳位置，并产生干涉配合。计算活塞906从液压螺母902延伸出的量以通过强化环904产生希望的压缩周向力。
在图9C中，已经移除了液压螺母902，而锁紧螺母908已螺旋附装在其位于低压涡轮机箱体204上的位置处。锁紧螺母908的保持件910与强化环904接合，由此将强化环904固定在位。基于涡轮机设计，根据需要重复该过程多次。本实施例会增加额外重量，进而最可能最适用于不是那么顾虑重量的陆路应用中。
图10示出了在本申请的另一实施例中具有强化环的低压涡轮机箱体的示意性视图，该强化环通过液压、电、或其他方式致动。现参照图10，低压涡轮机箱体1000具有定位在预定位置以与叶片/迷宫式密封件及/或“热点”相对应的强化C形环1004。在本实施例中，强化C形环1004并未收缩干涉配合在低压涡轮机箱体1000上。用于每个强化C形环1004的槽口仍可机加工在低压涡轮机箱体1000中，但是该强化环为C形环而非连续环。强化C形环1004的每个端部都连接至致动器装置1002，当其被致动时，其将强化C形环1004的各个端部拉到一起，在低压涡轮机箱体1000上施加包括径向压力的压力。各个强化C形环1004的内表面或槽口表面或两者都可涂敷有Teflon或其他一些润滑基质以便于在紧固时滑动。
每个致动器装置1002都通过电气/电子联接1006而连接至控制器1008。控制器1008从定位在各强化C形环1004附近的多个温度传感器(未示出)接收温度读数。还可以从EGT温度读数推导出LPTC温度并利用这些读数作为向控制器1008的反馈。随着在低压涡轮机箱体1000上监测的温度的升高，控制器1008处理温度数据并确定需要通过各个致动器装置1002将各个强化C形环1004的各个端部拉近多大的程度以在低压涡轮机箱体1000上施加合适的压缩周向力，从而例如提供诸如维持最佳叶梢间隙或平衡“热点”等适当的有利之处。
在一个替代实施例中，替代C形环，可通过致动器装置1002将链状多个分段环连接在一起。在另一实施例中，强化环可由诸如Kevlar的非金属材料条制成。Kevlar的内表面或槽口表面或两者都可涂敷有Teflon或其他一些润滑基质以便于在紧固时滑动。
已经描述了各种特征，将被本领域技术人员理解的是，不脱离本说明书的范围，可提出各种不同的实施例及应用。

Claims (69)

1.一种方法，包括：
利用强化环的内周表面环绕燃气涡轮机喷气发动机的涡轮机箱体的外周表面；以及
利用环绕所述涡轮机箱体的所述强化环沿所述内周表面的周长向所述涡轮机箱体的所述外周表面施加径向压力。
2.如权利要求1所述的方法，其中
施加所述径向压力的步骤包括将所述强化环内周表面收缩干涉配合至所述涡轮机箱体的外周表面。
3.如权利要求1所述的方法，其中
施加所述径向压力的步骤包括将所述强化环内周表面放置在一槽口中，该槽口由所述涡轮机箱体的外周表面限定且成形为确保所述强化环不会在相对于所述涡轮机箱体的纵向方向上移位。
4.如权利要求1所述的方法，其中
所述涡轮机箱体包围适于绕旋转轴线在该涡轮机箱体内旋转的涡轮机，其中所述径向压力指向位于所述旋转轴线上的中心。
5.如权利要求4所述的方法，其中
所述涡轮机箱体具有环绕所述涡轮机的涡轮机叶片梢部的密封件，且其中所述径向压力的施加将所述密封件与所述叶片梢部之间的间隙限制在一预定范围内。
6.如权利要求5所述的方法，其中
所述涡轮机箱体由第一材料形成，且其中所述强化环由不同于所述涡轮机箱体的第一材料的第二材料制成，所述第二材料具有低于所述涡轮机的第一材料的热膨胀系数。
7.如权利要求5所述的方法，其中
随着所述涡轮机箱体的温度的升高，施加至所述涡轮机箱体的外周表面的所述径向压力沿所述强化环的内周表面的周向长度在所述外周表面中形成凹部。
8.如权利要求1所述的方法，还包括
重新设计所述发动机以与不存在所述径向压力施加情况时的发动机叶梢间隙相比，减小叶梢间隙。
9.如权利要求1所述的方法，其中
所述的施加径向压力使得能够在所述发动机运转期间降低以下至少其中一个方面：a)涡轮机箱体不圆度；b)燃料消耗率；c)所述涡轮机箱体的内表面与所述涡轮机的叶片梢部之间的间隙；d)排气温度；e)排气污染。
10.如权利要求1所述的方法，还包括：
利用第二强化环的第二内周表面环绕所述燃气涡轮机喷气发动机的涡轮机箱体的第二外周表面；并
利用环绕所述涡轮机箱体的所述第二强化环沿所述第二内周表面的周向长度向所述涡轮机箱体的第二外周表面施加径向压力。
11.一种操作燃气涡轮机喷气发动机的方法，包括：
绕旋转轴线在涡轮机箱体内转动涡轮机；并
利用环绕所述涡轮机箱体的强化环来向所述涡轮机箱体的外周表面施加径向压力，所述径向压力沿所述强化环的内周表面的周向长度施加并指向位于所述旋转轴线上的中心。
12.如权利要求11所述的方法，其中
所述涡轮机箱体具有环绕所述涡轮机的涡轮机叶片梢部的密封件，其中当所述涡轮机在所述涡轮机箱体内转动时，所述径向压力的施加将所述密封件与所述叶片梢部之间的间隙限制在一预定范围内。
13.如权利要求11所述的方法，还包括：
利用所述强化环从所述涡轮机箱体散热。
14.如权利要求11所述的方法，还包括：
重新设计所述发动机以与不存在所述径向压力施加情况时的发动机叶梢间隙相比，减小叶梢间隙。
15.如权利要求11所述的方法，其中
所述的施加径向压力使得能够在所述发动机运转期间降低以下至少其中一个方面：a)涡轮机箱体不圆度；b)燃料消耗率；c)所述涡轮机箱体的内表面与所述涡轮机的叶片梢部之间的间隙；d)排气温度；e)排气污染。
16.如权利要求15所述的方法，其中
所述涡轮机箱体由第一材料形成，且其中所述强化环由不同于所述涡轮机箱体的第一材料的第二材料制成，所述第二材料具有低于所述涡轮机的第一材料的热膨胀系数。
17.如权利要求11所述的方法，还包括：
通过所述第二强化环环绕所述涡轮机箱体向所述涡轮机箱体的第二外周表面施加径向压力，所述径向压力沿所述第二强化环的第二内周表面的周向长度施加并指向位于所述旋转轴线上的中心。
18.一种燃气涡轮机喷气发动机，包括：
具有外周表面的涡轮机箱体；
适于在所述涡轮机箱体内绕旋转轴线旋转的涡轮机；以及
具有内周表面的强化环，其适于沿所述内周表面的周向长度施加径向压力至所述涡轮机箱体的外周表面。
19.如权利要求18所述的发动机，其中
所述强化环通过收缩干涉配合被紧固至所述涡轮机箱体，这使得所述强化环向所述涡轮机箱体的外周表面施加所述径向压力。
20.如权利要求18所述的发动机，其中
所述涡轮机箱体的外周表面限定了适于接收所述强化环而确保所述强化环不会相对于所述涡轮机箱体在纵向方向上移位的槽口。
21.如权利要求18所述的发动机，其中
所述径向压力指向所述旋转轴线上的中心。
22.如权利要求21所述的发动机，其中
所述涡轮机具有涡轮机叶片，每个涡轮机叶片在其远端具有梢部，且其中所述涡轮机箱体具有内周表面，该内周表面具有环绕所述涡轮机的涡轮机叶片梢部的密封件，且其中通过所述强化环施加的所述径向压力将所述密封件与所述叶片梢部之间的间隙限制在一预定范围内。
23.如权利要求21所述的发动机，其中
所述涡轮机箱体的外周表面限定了适于接收所述强化环而确保所述强化环不会相对于所述涡轮机箱体在纵向方向上移位的槽口，且其中所述槽口处于对应于所述涡轮机箱体的内表面上的所述密封件的位置。
24.如权利要求18所述的发动机，其中
所述涡轮机箱体由第一材料形成，且其中所述强化环由不同于所述涡轮机箱体的第一材料的第二材料形成，所述第二材料具有低于所述涡轮机箱体的第一材料的膨胀系数。
25.如权利要求22所述的发动机，其中
重新设计所述发动机以与不存在所述径向压力施加情况时的发动机叶梢间隙相比，减小叶梢间隙。
26.如权利要求22所述的发动机，其中
所述强化环使得能够在所述发动机运转期间降低以下至少其中一个方面：a)涡轮机箱体不圆度；b)燃料消耗率；c)所述涡轮机箱体的内表面与所述涡轮机的叶片梢部之间的间隙；d)排气温度；e)排气污染。
27.如权利要求18所述的发动机，其中
所述涡轮机箱体具有第二外周表面，且其中所述发动机还包括具有第二内周表面的第二强化环，其适于沿所述第二内周表面的周向长度向所述涡轮机箱体的第二外周表面施加径向压力。
28.一种方法，包括：
(a)在燃气涡轮机喷气发动机的涡轮机箱体的外表面中于预定位置沿周向机加工至少一个槽口；并
(b)通过收缩干涉配合将强化环放置在各个所述至少一个槽口中；
其中所述强化环向所述涡轮机箱体施加压缩周向力。
29.如权利要求28所述的方法，其中
所述放置步骤还包括：
加热所述强化环以使得所述强化环的第一内径增大至第二内径，该第二内径大于处于环境温度下的所述至少一个槽口的外径；
将所述强化环定位在所述至少一个槽口内；并
允许所述强化环冷却至所述环境温度，使得所述强化环从所述第二内径朝向所述第一内径减小，但被所述至少一个槽口的外径限制，由此达到所述收缩干涉配合。
30.如权利要求28所述的方法，其中
所述放置步骤还包括：
冷却所述涡轮机箱体以使得所述至少一个槽口的第一外径减小至第二外径，该第二外径小于处于环境温度下的所述强化环的内径；
将所述强化环定位在所述至少一个槽口中；并
允许所述涡轮机箱体升温至所述环境温度，使得所述至少一个槽口从所述第二外径朝向所述第一外径增大，但被所述强化环的内径限制，由此达到所述收缩干涉配合。
31.如权利要求28所述的方法，其中
所述放置步骤还包括：
加热所述强化环以使得所述强化环的第一内径增大至第二内径；
冷却所述涡轮机箱体以使得所述至少一个槽口的第一外径减小至第二外径，该第二外径小于所述强化环的第二直径；
将所述强化环定位在所述至少一个槽口内；
允许所述强化环冷却至所述环境温度；并
允许所述涡轮机箱体升温至所述环境温度；
其中所述强化环从所述第二内径朝向所述第一内径减小，且所述至少一个槽口从所述第二外径朝向所述第一外径增大，由此达到所述收缩干涉配合。
32.如权利要求28所述的方法，其中
所述机加工步骤还包括：
在对应于所述涡轮机箱体的内表面上的迷宫式密封件的位置、于所述涡轮机箱体的外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口。
33.如权利要求28所述的方法，其中
所述机加工步骤还包括：
在对应于所述涡轮机箱体的热点的位置、于所述涡轮机箱体的外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口。
34.如权利要求28所述的方法，还包括：
机加工所述强化环至预定形状以与所述至少一个槽口的形状相匹配。
35.如权利要求34所述的方法，其中
所述槽口的机加工步骤包括：
在所述涡轮机箱体的外表面中于所述预定位置沿周向机加工所述至少一个槽口使其呈反向锥形部；且
其中所述强化环的机加工步骤包括：
在内径上机加工所述强化环以匹配所述至少一个槽口的反向锥形部。
36.如权利要求34所述的方法，其中
所述槽口的机加工步骤包括：
在所述涡轮机箱体的外表面中于所述预定位置沿周向机加工所述至少一个槽口使其呈人字形形状；且
其中所述强化环的机加工步骤包括：
在内径上机加工所述强化环以匹配所述至少一个槽口的人字形形状。
37.如权利要求34所述的方法，其中
所述强化环的机加工步骤包括：
机加工所述强化环的顶表面使得当所述强化环被放置在所述至少一个槽口中时所述强化环的顶表面与所述涡轮机箱体的外表面齐平。
38.如权利要求34所述的方法，其中
所述强化环的机加工步骤包括：
由镍基超耐热不锈钢机加工出所述强化环。
39.如权利要求34所述的方法，其中
所述强化环的机加工步骤包括：
以与所述涡轮机箱体的材料不同的材料来机加工所述强化环，所述强化环的材料具有低于所述涡轮机箱体的材料的膨胀系数。
40.如权利要求34所述的方法，其中
所述槽口的机加工步骤包括：
在第一方向上在所述涡轮机箱体的所述外表面中机加工出所述至少一个槽口，其中多个槽形成在所述外表面上并在所述第一方向上对准；且
其中所述强化环的机加工包括在第二方向上机加工所述强化环的内表面，其中多个槽形成在所述内表面上并在所述第二方向上对准；
其中当所述至少一个槽口的外表面及所述强化环的内表面被放置在一起时，在所述至少一个槽口的外表面上的多个槽与在所述强化环的内表面上的多个槽彼此以交叉线形式排列，增大了所述至少一个槽口与所述强化环之间的摩擦力，并降低了所述强化环在所述至少一个槽口内旋转的可能性。
41.一种用于燃气涡轮机喷气发动机的设备，所述设备包括：具有外表面的涡轮机箱体，其限定了至少一个槽口，该至少一个槽口在预定位置处沿周向机加工在所述燃气涡轮机喷气发动机的涡轮机箱体的外表面中；及
强化环，其通过收缩干涉配合而放置在各个所述至少一个槽口中；
其中所述强化环向所述涡轮机箱体施加周向压力。
42.如权利要求41所述的设备，还包括：
用于加热所述强化环的装置，其使得所述强化环的第一内径增大至第二内径，该第二内径大于处于环境温度下的所述至少一个槽口的外径，其中在所述强化环定位在所述至少一个槽口中之后，允许所述强化环冷却至所述环境温度，使得所述强化环从所述第二内径朝向所述第一内径减小，但由所述至少一个槽口的外径限制，达到所述收缩干涉配合。
43.如权利要求41所述的设备，还包括：
用于冷却所述涡轮机箱体的装置，其使得所述至少一个槽口的第一外径减小至第二外径，该第二外径小于处于环境温度下的所述强化环的内径，其中在所述强化环定位在所述至少一个槽口中之后，允许所述涡轮机箱体被加热至所述环境温度，使得所述至少一个槽口从所述第二外径朝向所述第一外径增大，但由所述强化环的内径限制，达到所述收缩干涉配合。
44.如权利要求41所述的设备，还包括：
用于加热所述强化环的装置，其使得所述强化环的第一内径增大至第二内径；以及
用于冷却所述涡轮机箱体的装置，其使得所述至少一个槽口的第一外径减小至第二外径，该第二外径小于所述强化环的第二内径，其中在所述强化环定位在所述至少一个槽口中之后，允许所述强化环冷却至所述环境温度，并允许所述涡轮机箱体加热至所述环境温度，使得所述强化环从所述第二内径朝向所述第一内径减小，并使得所述至少一个槽口从所述第二外径朝向所述第一外径增大，达到所述收缩干涉配合。
45.如权利要求41所述的设备，其中
用于在所述涡轮机箱体的外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口的所述预定位置处于与所述涡轮机箱体的内表面上的迷宫式密封件相对应的位置。
46.如权利要求41所述的设备，其中
用于在所述涡轮机箱体的外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口的所述预定位置处于与所述涡轮机箱体的热点相对应的位置。
47.如权利要求41所述的设备，其中
所述强化环还具有机加工成与所述至少一个槽口的形状相匹配的预定形状。
48.如权利要求41所述的设备，其中
所述槽口具有机加工在所述至少一个槽口中的反向锥形部；且，所述强化环具有机加工在所述强化环的内径上的相匹配的反向锥形部。
49.如权利要求41所述的设备，还包括：
机加工在所述至少一个槽口中的人字形形状；以及
机加工在所述强化环的内径上的相匹配的人字形形状。
50.如权利要求41所述的设备，其中
所述强化环还包括：所述强化环的顶表面被机加工为使得当所述强化环被放置在所述至少一个槽口中时，所述强化环的顶表面与所述涡轮机箱体的外表面齐平。
51.如权利要求41所述的设备，其中
由镍基超耐热不锈钢机加工出所述强化环。
52.如权利要求41所述的设备，其中
以与所述涡轮机箱体的材料不同的材料来机加工所述强化环，所述强化环的材料具有低于所述涡轮机箱体的材料的热膨胀系数。
53.如权利要求41所述的设备，其中
所述涡轮机箱体的至少一个槽口具有机加工外表面，其在所述至少一个槽口的机加工外表面上限定了沿第一方向对准的多个槽；且
所述强化环具有机加工内表面，其在所述强化环的机加工内表面上限定了沿第二方向上对准的多个槽；
当所述至少一个槽口的外表面与在所述强化环的内表面彼此干涉收缩配合在一起时，在所述至少一个槽口的外表面上的多个槽与在所述强化环的内表面上的多个槽彼此以交叉线形式排列，增大了所述至少一个槽口与所述强化环之间的摩擦力，并降低了所述强化环在所述至少一个槽口内旋转的可能性。
54.一种方法，包括：
(a)在燃气涡轮机喷气发动机的涡轮机箱体的外表面中于预定位置沿周向机加工至少一个槽口；
(b)将强化环放置在各个所述至少一个槽口内，所述强化环具有第一端部及第二端部；
(c)将所述强化环的第一端部与第二端部连接至致动器；并
(d)致动所述致动器以将所述强化环的所述第一及第二端部拉在一起；
其中所述强化环向所述涡轮机箱体施加周向压力。
55.如权利要求54所述的方法，其中
所述机加工步骤还包括：
在对应于所述涡轮机箱体的内表面上的迷宫式密封件的位置、于所述涡轮机箱体的外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口。
56.如权利要求54所述的方法，其中
所述机加工步骤还包括：
在对应于所述涡轮机箱体的热点的位置、于所述涡轮机箱体的外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口。
57.如权利要求54所述的方法，还包括：
机加工所述强化环至预定形状以与所述至少一个槽口的形状相匹配。
58.如权利要求54所述的方法，还包括
由镍基超耐热不锈钢机加工出所述强化环。
59.如权利要求54所述的方法，还包括
以与所述涡轮机箱体的材料不同的材料来机加工所述强化环，所述强化环的材料具有低于所述涡轮机箱体的材料的热膨胀系数。
60.如权利要求54所述的方法，还包括：
将控制器通过电连接而连接至所述致动器；
从布置在所述强化环附近的多个温度传感器接收多个温度读数到所述控制器中；并
通过所述控制器处理所述多个温度读数以确定要通过所述致动器将所述强化环的第一及第二端部拉到一起多大程度来在所述涡轮机箱体上施加预定的周向压力。
61.如权利要求54所述的方法，其中
所述强化环是C形环、类似多个分段环的链或非金属材料条。
62.一种用于燃气涡轮机喷气发动机的设备，所述设备包括：
涡轮机箱体，其具有外表面，该外表面限定了至少一个槽口，该至少一个槽口在预定位置处沿周向机加工到所述燃气涡轮机喷气发动机的涡轮机箱体的外表面中；
放置在各个所述至少一个槽口中的强化环，所述强化环具有第一端部及第二端部；以及
致动器，其中所述第一及第二端部被连接至所述致动器，且当被致动时所述致动器适于将所述第一及第二端部拉在一起；
其中所述强化环向所述涡轮机箱体施加周向压力。
63.如权利要求62所述的设备，其中
所述涡轮机箱体具有内表面及在所述内表面上的迷宫式密封件，且用于在所述涡轮机箱体的所述外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口的所述预定位置位于与所述涡轮机箱体的内表面上的所述迷宫式密封件相对应的位置。
64.如权利要求62所述的设备，其中
所述涡轮机箱体具有热点，且其中用于在所述涡轮机箱体的外表面中沿周向机加工所述至少一个槽口的所述预定位置位于与所述涡轮机箱体的热点相对应的位置。
65.如权利要求62所述的设备，其中
所述强化环还具有与所述至少一个槽口的形状匹配的预定形状。
66.如权利要求62所述的设备，其中
由镍基超耐热不锈钢机加工出所述强化环。
67.如权利要求62所述的设备，其中
以与所述涡轮机箱体的材料不同的材料来机加工所述强化环，所述强化环的材料具有低于所述涡轮机箱体的材料的热膨胀系数。
68.如权利要求62所述的设备，还包括：
通过电连接而连接至所述致动器的控制器；以及
布置在所述强化环附近的多个温度传感器，其中所述控制器适于从所述多个温度传感器接收多个温度读数；
其中所述控制器适于处理所述多个温度读数以确定要通过所述致动器要将所述强化环的第一及第二端部拉到一起多大程度来在所述涡轮机箱体上施加预定的周向压力。
69.如权利要求62所述的设备，其中所述强化环是C形环、类似多个分段环的链或非金属材料条。
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