[发明专利]用于在空隙控制系统中使用的歧管及制造方法

说明书

提供了一种用于在空隙控制系统中使用的歧管。空隙控制系统包括：包括至少部分地限定壳体的内部的多个壁的壳体，以及与壳体集成地形成的喷嘴部分。喷嘴部分在多个壁中的相邻壁之间延伸，并且包括至少一个喷嘴凸起，其具有限定穿过其的多个冲击开口。至少一个喷嘴凸起从相邻壁沿关于壳体的内部的向外方向延伸。

技术领域

本公开大体上涉及用于在航空航天应用中使用的空隙控制系统，并且更具体地涉及用于在空隙控制系统中使用的歧管。

背景技术

至少一些已知的燃气涡轮发动机，如飞行器发动机包括绕着压缩机沿周向延伸的发动机壳，和均包括转子组件和定子组件的涡轮。已知的转子组件包括至少一排旋转叶片，其从联接于转子组件的叶片根部沿径向向外延伸至在定子组件附近经过的叶片末端。径向末端空隙限定在旋转叶片末端与附接于发动机壳的静止护罩之间。

在这些已知的组件中，在发动机操作期间，发动机中的热环境的变化可引起转子和定子组件的热膨胀或收缩。此类热膨胀或收缩可并未在大小或速率方面一致地发生。结果，如在转子叶片末端与护罩之间的意外摩擦可发生。此外，径向空隙可产生，其比可接受的设计空隙更宽。这些较宽的空隙可不利地影响发动机性能。转子叶片末端与发动机壳之间的继续摩擦可导致转子叶片的过早故障。

至少一些已知的飞行器发动机使用主动空隙控制系统来控制发动机壳的热膨胀或收缩。例如，至少一些已知的主动空隙控制系统从压缩机或其它适合的流体源朝发动机壳排放空气流。在一些实施例中，空气流从绕着发动机壳沿周向延伸的歧管排放。歧管典型地由金属片制造，并且在滚轧成型过程中形成。然而，金属片的厚度和用于形成歧管的过程大体上限制歧管的最终形状。此外，金属片的厚度典型地为有限的，以减小飞行器发动机的重量。

发明内容

在一方面，提供了一种用于在空隙控制系统中使用的歧管。歧管包括：包括至少部分地限定壳体内部的多个壁的壳体，以及与壳体集成地形成的喷嘴部分。喷嘴部分在多个壁中的相邻壁之间延伸，并且包括至少一个喷嘴凸起，其具有限定在其中的多个冲击开口。至少一个喷嘴凸起从相邻壁沿关于壳体的内部的向外方向延伸。

在另一方面，提供了一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括流体源，以及构造成接收来自流体源的空气流的歧管。歧管包括：包括至少部分地限定壳体的内部的多个壁的壳体，以及与壳体集成地形成的喷嘴部分。喷嘴部分在多个壁中的相邻壁之间延伸，并且包括至少一个喷嘴凸起，其具有限定在其中的多个冲击开口。至少一个喷嘴凸起从相邻壁沿关于壳体的内部的向外方向延伸。

在又一方面，提供了一种制造用于在空隙控制系统中使用的歧管的方法。该方法包括提供壳体，其包括至少部分地限定壳体的内部的多个壁，以及使喷嘴部分与壳体集成地形成。喷嘴部分在多个壁中的相邻壁之间延伸，并且包括至少一个喷嘴凸起，其具有限定在其中的多个冲击开口。至少一个喷嘴凸起从相邻壁沿关于壳体的内部的向外方向延伸。

技术方案1. 一种用于在空隙控制系统中使用的歧管，所述歧管包括：

壳体，其包括至少部分地限定所述壳体的内部的多个壁；以及

与所述壳体集成地形成的喷嘴部分，所述喷嘴部分在所述多个壁中的相邻壁之间延伸，并且包括具有限定穿过其的多个冲击开口的至少一个喷嘴凸起，其中所述至少一个喷嘴凸起从所述相邻壁沿关于所述壳体的所述内部的向外方向延伸。

技术方案2. 根据技术方案1所述的歧管，其特征在于，所述喷嘴部分与所述壳体分开地形成并且随后与其集成地形成。

技术方案3. 根据技术方案1所述的歧管，其特征在于，所述多个壁包括第一壁、第二壁和在所述第一壁与所述第二壁之间延伸的第三壁，所述喷嘴部分在所述第一壁与所述第三壁之间延伸。

技术方案4. 根据技术方案1所述的歧管，其特征在于，所述多个壁包括大致与彼此平行延伸的第一壁和第二壁，所述喷嘴部分在所述第一壁与所述第二壁之间延伸。