本发明专利技术涉及一种用于冷却环形的外涡轮壳体(17)的装置(26)，该装置(26)包括具有进气口并且用于输送冷却空气的至少一个周向延伸的管(27)，所述管(27)具有一个设置有冷却排气开口(35)的径向内壁以及一个径向外壁，所述径向内壁和径向外壁彼此沿轴向相对，以及进气歧管(28)，管(27)的进口通往所述歧管(28)；所述装置的特征在于，管(27)包括在该管(27)的一周向部分上从所述进气口延伸的至少一个中间壁，所述中间壁径向地位于所述径向内壁和所述径向外壁之间，所述径向内壁和所述中间壁形成第一输气管道，所述径向外壁和所述中间壁形成第二输气管道，所述第二输气管道相对于所述进气口沿周向地延伸超出所述第一输气管道。
Device for cooling the outer ring turbine housing
【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】用于冷却环形外涡轮壳体的装置
本专利技术涉及一种用于冷却环形外涡轮壳体的装置。
技术介绍
本申请的领域具体是航空发动机的领域，例如飞机涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机。然而，本专利技术适用于例如工业涡轮的其他涡轮机。图1显示带有双流和双轴的涡轮机1。涡轮机的纵轴被标记为X，并且对应于旋转部件的旋转轴。在下文中，相对于X轴定义了术语轴向和径向。涡轮机1沿气流方向从上游到下游具有鼓风机2、低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7。来自风扇2的空气分为流入初级环状静脉9的初级流8以及流入围绕初级环状静脉10的次级环状静脉11的次级流10。低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室5、高压涡轮6和低压涡轮7位于初级段9中。高压涡轮6的转子和高压压缩机4的转子经由第一轴12旋转地耦合以形成高压主体。低压涡轮机7的转子和低压压缩机3的转子经由第二轴13旋转地耦合以形成低压主体，例如，鼓风机2能够直接地或经由行星齿轮系连接到低压压缩机3的转子。通常，如图2所示，(低压或高压)涡轮6、7的转子包括由涡轮环16环绕的具有叶片15的多个叶轮14，所述涡轮环16外部地限定气流区段。每个环16通常由金属合金制成，例如镍基合金，并且例如直接地或通过间隔件附接到沿纵轴X延伸的环形外涡轮壳体17。环16的径向内表面18可具有耐磨涂层19，以限制在叶片15的径向外端20和环16之间的杂散空气流。环16还具有重建上部射流的功能，从而防止任何热空气重新进入到壳体17内。在运行中，涡轮中循环的气体的热量致使涡轮元件，特别地环形外壳体膨胀17。然后，固定到环形外壳体17的环16也膨胀，导致耐磨涂层19与叶片的径向外端径向地间隔，其影响涡轮机1的性能。然后有必要控制环形外壳体17的膨胀，以限制在叶片15的径向外端20和环16之间的杂散空气流。文献FR2766232描述了一种用于冷却环形涡轮壳体的装置。US2008/0166221也描述了一种用于冷却涡轮的环形外壳体22的装置21。如图3和图4至6所示，该装置21包括环绕外壳体22周向地延伸的管23。管23具有从管23的第一新鲜空气供给端24到周向相对的第二端25逐渐变细的横截面。图4至6分别表示根据图3的剖切面A-A、B-B和C-C的现有技术装置的管的多个部分。从这些图中可以看出，接近第一端24的截面A-A中的管23的径向延伸尺寸H1基本等于截面B-B中的径向延伸尺寸H2，并且大于接近第二端25的截面C-C的径向延伸尺寸H3。在运行中，通过从管23的进口24到管23的另一端25辐射壳体22逐渐地加热每个管23中循环的空气，因此很难在外壳体22的整个周向上实现均匀冷却。事实上，由于该区域中的空气直接来自进气口，因此空气在管23的进气口24附近更冷，因此，壳体22的冷却在该区域中更有效。相反，空气在远离进气口24的周向区域中更暖和，壳体22的冷却在该区域中效果更差。从文献GB2217788、EP2236772和EP1505261已知了其他的冷却装置。本专利技术旨在以简单、可靠和廉价的方式弥补这些多种限制。
技术实现思路
为此，本专利技术提出一种用于冷却环形外涡轮壳体的装置，所述装置包括围绕所述环形外涡轮壳体周向地延伸并具有用于输送冷却空气的进气口的至少一个管，所述管具有一个设置有冷却排气开口的径向内壁以及一个径向外壁，所述径向内壁和径向外壁彼此相对地轴向布置，进气歧管，所述管的进口通向所述歧管，其特征在于，所述管包括在所述管的周向部分上从所述进气口延伸的至少一个中间壁，所述中间壁径向地位于所述径向内壁和所述径向外壁之间，所述径向内壁和所述中间壁形成第一风管，所述径向外壁和所述中间壁形成第二风管，所述第二风管相对于所述进气口周向地延伸超出所述第一风管。因此，在运行中，在排出通过与待冷却的壳体相对的相应开口之前，例如来自涡轮机的压缩机的冷却空气被输送通过第一和第二管道。流过每个管道的冷却空气在其通过相应管道时被逐渐地加热。通过第一管道径向地在第二管道内侧的存在，即径向地在第二管道和待冷却的壳体之间，第二管道中的冷却空气被防止了这种加热。这样，在例如从进气口0到45°之间的第一角范围内，冷却空气来自第一管道，在例如在45到90°之间的第二角范围内，冷却空气来自第二管道。在第一角范围内，通过形成绝缘体积的第一管道的存在防止加热在第二管道中循环的冷却空气。中间壁可以在从进气口0到45°的角度周向地延伸，而所述径向内壁和外壁可以从所述进气口0到90°的角度延伸。所述进气口可由所述管的一端形成。例如，所述进气口可通向歧管。所述管的横截面可随着相对于进气口的周向位置而减小。根据冷却系统的圆周，这限制了其径向尺寸。应该注意的是，第一管道仅存在于位于进气口侧上的管的一部分上。因此很容易减小与进气口相对的管的横截面。所述管和管道的横截面可以是方形的或矩形的。所述管道可通过增材制造与所述管一起形成，从而便于它们的结构。所述装置可包括进气歧管，管的进口通向所述歧管。所述歧管可具有供气端口，空气通过所述供气端口流入所述歧管。所述供气端口可被径向或周向地定向。这样，空气可以径向地流入歧管。替代地，空气可以周向或切向地排出到歧管内。所述装置可包括彼此轴向地偏移的至少两个管，每个管的进气口通向所述歧管。每个进气口可被设计，使得来自所述歧管的空气周向地或切向地进入相应管。所述装置可包括彼此相对地周向延伸的至少两个管，每个管的进气口通向所述歧管。本专利技术还涉及一种涡轮组件，包括环形壳体以及径向地位于壳体外侧的上述类型的冷却装置，排气开口面向壳体。本专利技术还涉及一种涡轮机的涡轮，包括上述类型的组件。所述涡轮例如是低压涡轮。所述管可具有相同的结构和尺寸。该装置可包括固定设备以将所述管固定到所述壳体。附图说明当参考附图阅读作为非限制性示例给出的以下描述时，将更好地理解本专利技术，并且本专利技术的其他细节、特征和优点将显而易见。-图1是涡轮机的横截面示意图；-图2是低压或高压涡轮机的一部分的详细横截面示意图；-图3是现有技术的环形外涡轮壳体的示意图；-图4至6是根据图3的平面A-A、B-B、C-C，该装置的管的横截面图；-图7是根据本专利技术的环形外涡轮壳体冷却装置的透视顶视图，-图8是根据本专利技术的冷却装置的横截面图，-图9至12分别是根据图8的平面A-A、B-B、C-C，该装置的管的横截面图；-图13是与图7对应的视图，显示本专利技术的替代实施例。具体实施方式在本详细说明中，参考图1和2引用的涡轮机1的元件保持相同的附图标记。图7至12显示根据本专利技术一个实施例的外壳体17的冷却装置26。该装置26包括通过冷却空气进气歧管28彼此连接的几个周向延伸管27。冷却装置26被径向地放置在涡轮，在本例中为低压本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种用于冷却环形的外涡轮(7)壳体(17)的装置(26)，该装置(26)包括围绕所述环形的外壳体(17)沿周向延伸，并具有用于输送冷却空气的进气口(30)的至少一个管(27)，所述管(27)具有一个设置有冷却排气开口(35)的径向内壁(32)以及一个径向外壁(33)，所述径向内壁和径向外壁彼此相对地轴向布置，进气歧管(28)，所述管(27)的进口(30)通往所述歧管(28)，其特征在于，所述管(27)包括在所述管(27)的一周向部分上从所述进气口(30)延伸的至少一个中间壁(36)，所述中间壁(36)沿径向位于所述径向内壁(32)与所述径向外壁(33)之间，所述径向内壁(32)和所述中间壁(36)形成第一输气管道(39)，所述径向外壁(33)和所述中间壁(36)形成第二输气管道(40)，所述第二输气管道(40)相对于所述进气口(30)沿周向延伸超出所述第一输气管道(39)。/n
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】20170615 FR 17554111.一种用于冷却环形的外涡轮(7)壳体(17)的装置(26)，该装置(26)包括围绕所述环形的外壳体(17)沿周向延伸，并具有用于输送冷却空气的进气口(30)的至少一个管(27)，所述管(27)具有一个设置有冷却排气开口(35)的径向内壁(32)以及一个径向外壁(33)，所述径向内壁和径向外壁彼此相对地轴向布置，进气歧管(28)，所述管(27)的进口(30)通往所述歧管(28)，其特征在于，所述管(27)包括在所述管(27)的一周向部分上从所述进气口(30)延伸的至少一个中间壁(36)，所述中间壁(36)沿径向位于所述径向内壁(32)与所述径向外壁(33)之间，所述径向内壁(32)和所述中间壁(36)形成第一输气管道(39)，所述径向外壁(33)和所述中间壁(36)形成第二输气管道(40)，所述第二输气管道(40)相对于所述进气口(30)沿周向延伸超出所述第一输气管道(39)。
2.根据权利要求1所述的装置(26)，其中，所述中间壁(36)从所述进气口(30)跨越一0与45°之间的角度沿周向延伸，所述径向内壁和外壁(32、33)各自从所述进气口(30)以一0与9...
【专利技术属性】
技术研发人员：阿诺·拉桑塔·杰尼利尔，弗朗索瓦·皮埃尔·米歇尔·孔德，法比安·斯特凡·加尼尔，文森特·弗朗索瓦·乔治·米利尔，
申请(专利权)人：赛峰航空器发动机，
类型：发明
国别省市：法国;FR
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