燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架制造技术

本发明专利技术涉及燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架。过渡导管(300)包括：整流罩(200)，具有过渡导管流道(306)和空心整流罩翼型(201)，过渡导管流道(306)和空心整流罩翼型(201)在整流罩(200)的外壁(302)与内壁(304)之间延伸；和用于使沿着内壁(304)的压力梯度平滑的部件。一部件是从整流罩翼型(201)的前缘(202)至整流罩弦(C)的大约50%的流道(306)的收缩的导管流动区(A)。在外壁(302)的高曲率区域(303)的后部，整流罩翼型(201)的前缘(202)与外壁(302)相交。前缘(202)可以从径向外交点(340)和径向内交点(342)沿轴向向后且沿径向弯曲至径向外壁(302)与径向内壁(304)之间的整流罩翼型(201)和过渡导管流道(306)中。过渡导管(300)的下游第二面积(328)/上游第一面积(318)可以大于大约1.35。

Gas turbine engine transition duct and turbine center frame

The invention relates to a gas turbine engine transition duct and a turbine central framework. The transition duct (300) (200), including: the dome has a transition duct passage (306) and (201), hollow cowl airfoil transition duct flow (306) and (201) in the hollow airfoil fairing dome (200) (302) and the outer wall of the inner wall (304) extending between and along the inner wall (used to make; 304) the pressure gradient smoothing components. A component is a contracted duct flow zone (A) from the leading edge (201) of the fairing airfoil (202) to the approximately 50% channel (306) of the fairing chord (C). At the rear of the high curvature region (303) of the outer wall (302), the leading edge (202) of the fairing airfoil (201) intersects the outer wall (302). The leading edge (202) can be bent from the radial intersection point (340) and the radial inner intersection point (342) to the radial fairing (201) and the radial duct (306) between the radial outer wall (302) and the radial inner wall (304) along the axial direction. The downstream area (328) / upstream first area (318) of the transition duct (300) can be greater than about 1.35 (second).

【技术实现步骤摘要】
燃气涡轮发动机过渡导管和涡轮中心框架
本专利技术涉及燃气涡轮发动机涡轮区段，且更具体地涉及燃气涡轮发动机高压涡轮和低压涡轮及它们之间的涡轮中心框架和过渡导管。
技术介绍
至少一些已知的燃气涡轮发动机按照向下游串流的关系包括前部风扇、核心发动机以及低压涡轮(LPT)。核心发动机包括至少一个压缩机、燃烧器以及高压涡轮(HPT)。压缩机和HPT通过轴而联接，以限定高压转子组件。使进入核心发动机的空气压缩且与燃料混合而点燃，从而形成高能量气流。高能量气流被指引通过HPT，从而可旋转地驱动HPT，使得轴可旋转地驱动压缩机。然后，将高能量气流经由过渡导管而向下游从HPT引导至LPT。通常，HPT具有比LPT更小的半径，并且因而过渡导管具有“S”形的横截面，以促进它们之间的流动。通常，理想的是，在尽可能短的轴向距离内，从半径较小的高压涡轮过渡至半径较大的低压涡轮。这样的以较短的过渡导管实现的迅速过渡促进减轻整个涡轮组件的重量，并且，促进提高发动机的性能。然而，使用具有急剧变化的曲率的较短的过渡导管的方案可能导致过渡导管内壁和外壁的边界层处的流动分离。发动机可以包括HPT与LPT之间的涡轮中心框架(TCF)。沿径向延伸的TCF支柱被过渡导管的整流罩(fairings)环绕且覆盖，并且，经过过渡导管的整流罩。整流罩在过渡导管内壁与外壁之间沿径向延伸。JosephMachnaim等人的于2015年12月29日公告且名称为“用于在涡轮发动机中使用的过渡导管及组装方法”的美国专利9222437，公开了在飞机燃气涡轮发动机中将高压涡轮(HPT)与低压涡轮(LPT)流体连接且联接的过渡导管，并且通过引用而合并于本文中。该专利注意到，通常理想的是，以过渡导管从半径较小的HPT迅速地过渡至半径较大的LPT，从而引导流过过渡导管的流体。向较大半径的过渡促进改进LPT性能和效率。然而，使用具有较短的轴向长度且带有急剧变化的外壁斜率的过渡导管的方案可能导致流过过渡导管的流体的不需要的边界层流动分离。此外，已知的过渡导管包括整流罩，以容纳延伸穿过过渡导管的中心框架的支柱(struts)，其中，这些支柱用于支撑涡轮中心框架。这些已知的支柱和整流罩扰乱流过过渡导管的流体的流动。因此，边界层流动分离还可能出现于整流罩上或整流罩与外壁之间的分界面处，即，两个边界层相互作用的位置处。专利文献中所描述并公开的过渡导管设计成促进减少从HPT引导至LPT的流体的流动分离。更具体地，过渡导管包括从导管入口至过渡导管中的预定的轴向位置的急剧变化的外壁斜率和从预定的轴向位置至导管排放部的降低的外壁斜率。在其中所公开的示例性的实施例中，预定的轴向位置是气动支柱整流罩的最厚的部分(次于最厚的位置)。因此，其中所描述的过渡导管通过控制过渡导管的外壁与支柱整流罩之间的边界层相互作用，从而促进改进LPT性能和效率。整流罩及其与过渡导管内壁和外壁的气动(aerodynamic)相互作用可能导致过渡导管和涡轮中心框架之间的DP/P损失。因此，非常重要的是，使该DP/P损失最小化，并且，使过渡导管内壁和外壁的边界层处的流动分离最小化。
技术实现思路
燃气涡轮发动机过渡导管包括：多个整流罩，包括空心整流罩翼型，空心整流罩翼型在整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；过渡导管流道，至少部分地沿径向设置于径向外壁与径向内壁之间；以及用于使沿着内壁的压力梯度平滑的部件。用于使压力梯度平滑的部件可以包括：整流罩翼型通道的收缩的导管流动区，在整流罩翼型的前缘与后缘之间延伸穿过过渡导管；和从整流罩翼型的前缘至整流罩弦的大约50%的整流罩翼型通道。整流罩翼型的前缘可以在径向外壁的高曲率区域的后部或下游，附接至径向外壁或与径向外壁相交。前缘可以向后扫掠(sweep)，或向后向下游倾斜。沿着径向外壁和径向内壁的前缘的径向外交点和径向内交点分别可以包括定位于内交点的后部和下游的外交点。前缘可以分别沿着径向外壁和径向内壁从前缘的径向外交点和径向内交点沿轴向向后且沿径向弯曲至径向外壁与径向内壁之间的整流罩翼型和过渡导管流道中。过渡导管可以围绕中心线轴线划界线(circumscribed)，并且，包括第一径向距离和第二径向距离，第一径向距离和第二径向距离分别从中心线轴线沿径向延伸至位于导管的上游端和下游端处的径向外壁和径向内壁，其中，第二径向距离大于第一径向距离。过渡导管包括高度、长度、上游端处的第一面积以及下游端处的第二面积，并且，被定义为(第二面积/第一面积)的面积比大于大约1.35。燃气涡轮发动机过渡导管及涡轮中心框架组件包括：涡轮中心框架，包括外环，外环围绕中心毂定位，中心毂与支柱联接在一起，支柱在外环与中心毂之间沿径向延伸；过渡导管，包括多个整流罩，整流罩包括空心整流罩翼型，空心整流罩翼型在整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；以及支柱，沿径向经过空心整流罩翼型。围绕中心线轴线划界线的燃气涡轮发动机按照向下游串流的关系包括风扇、低压增压器或压缩机、高压压缩机、燃烧器、高压涡轮以及低压涡轮。部分地支撑高压涡轮和低压涡轮且将高压涡轮和低压涡轮联接在一起的涡轮中心框架包括：外环，围绕中心毂定位，中心毂与支柱联接在一起，支柱在外环与中心毂之间沿径向延伸；和过渡导管，将高压涡轮和低压涡轮流体连接，并且包括多个整流罩，整流罩包括空心整流罩翼型，空心整流罩翼型在整流罩的径向外壁与径向内壁之间沿径向延伸；以及支柱，其沿径向经过空心整流罩翼型。具体而言，本专利技术提供了以下技术方案。技术方案1．一种燃气涡轮发动机过渡导管(300)，包括：多个整流罩(200)，包括空心整流罩翼型(201)，所述空心整流罩翼型(201)在所述整流罩(200)的径向外壁(302)与径向内壁(304)之间沿径向延伸，过渡导管流道(306)，其至少部分地沿径向设置于所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间，所述空心整流罩翼型(201)沿着整流罩弦(C)向后部或向下游延伸，以及用于使沿着所述内壁(304)的压力梯度平滑的部件。技术方案2．根据技术方案1所述的过渡导管(300)，进一步包括整流罩翼型通道(307)，其延伸穿过在所述整流罩翼型(201)的前缘(202)与后缘(206)之间的所述过渡导管(300)；和用于使压力梯度平滑的所述部件，其包括从所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)至所述整流罩弦(C)的大约50%的所述整流罩翼型通道(307)的收缩的导管流动区(A)。技术方案3．根据技术方案1所述的过渡导管(300)，进一步包括，所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)，在所述径向外壁(302)的高曲率区域(303)的后部或下游，所述前缘(202)附接至所述径向外壁(302)或与所述径向外壁(302)相交。技术方案4．根据技术方案3所述的过渡导管(300)，进一步包括：所述前缘(202)向后扫掠或向下游向后倾斜，分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)的所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)，并且，所述外交点(340)定位于所述内交点(342)的后部和下游。技术方案5．根据技术方案3所述的过渡导管(300)，进一步包括，所述前缘(202)分别沿着所述径向外壁(302)和所本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种燃气涡轮发动机过渡导管(300)，包括：多个整流罩(200)，包括空心整流罩翼型(201)，所述空心整流罩翼型(201)在所述整流罩(200)的径向外壁(302)与径向内壁(304)之间沿径向延伸，过渡导管流道(306)，其至少部分地沿径向设置于所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间，所述空心整流罩翼型(201)沿着整流罩弦(C)向后部或向下游延伸，以及用于使沿着所述内壁(304)的压力梯度平滑的部件。

【技术特征摘要】
2016.04.18 US 15/1312921.一种燃气涡轮发动机过渡导管(300)，包括：多个整流罩(200)，包括空心整流罩翼型(201)，所述空心整流罩翼型(201)在所述整流罩(200)的径向外壁(302)与径向内壁(304)之间沿径向延伸，过渡导管流道(306)，其至少部分地沿径向设置于所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间，所述空心整流罩翼型(201)沿着整流罩弦(C)向后部或向下游延伸，以及用于使沿着所述内壁(304)的压力梯度平滑的部件。2.根据权利要求1所述的过渡导管(300)，进一步包括整流罩翼型通道(307)，其延伸穿过在所述整流罩翼型(201)的前缘(202)与后缘(206)之间的所述过渡导管(300)；和用于使压力梯度平滑的所述部件，其包括从所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)至所述整流罩弦(C)的大约50%的所述整流罩翼型通道(307)的收缩的导管流动区(A)。3.根据权利要求1所述的过渡导管(300)，进一步包括，所述整流罩翼型(201)的所述前缘(202)，在所述径向外壁(302)的高曲率区域(303)的后部或下游，所述前缘(202)附接至所述径向外壁(302)或与所述径向外壁(302)相交。4.根据权利要求3所述的过渡导管(300)，进一步包括：所述前缘(202)向后扫掠或向下游向后倾斜，分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)的所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)，并且，所述外交点(340)定位于所述内交点(342)的后部和下游。5.根据权利要求3所述的过渡导管(300)，进一步包括，所述前缘(202)分别沿着所述径向外壁(302)和所述径向内壁(304)从所述前缘(202)的径向外交点(340)和径向内交点(342)沿轴向向后且沿径向地弯曲至所述径向外壁(302)与所述径向内壁(304)之间的所述整流罩翼型(201)和所述过渡导管流道(306)中，并且，所述外交点(340)定位于所述内交点(342)的后部和下游。6.根据权利要求3所述的过渡导管(300)，进一步包括：所述导管(300)围绕中心线轴线(8)划界线；第一径向距离(312)从所述中心线轴线(8)沿径向延伸至所述导管(300)的上游端(310)处的所述径向外壁(302)；第二径向距离(322)从...

【专利技术属性】
技术研发人员：H赫拉，PH维特，BD基思，J昂，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US