[发明专利]涡轮排气壳体的冷却

说明书

本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体(TEC)冷却装置。所述装置涉及使用从发动机的压缩机中的一个压缩机传送的压缩空气来冷却TEC的支柱。

技术领域

本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机的新型冷却系统。具体地(但非排它地)，本发明涉及一种用于涡扇发动机的涡轮排气壳体(TEC)的冷却装置。通过本文的教导将认识到，该构思可以适用于使用TEC的其它发动机类型。

背景技术

为了概括操作，典型的涡扇发动机包括一对压缩机，即，第一上游低压压缩机和第二下游高压压缩机。这一对压缩机以两级的方式将进入发动机的空气入口的空气压缩，之后，该压缩气体被传送到燃烧器中，燃料被引入该燃烧器中并与压缩空气一起燃烧。离开燃烧器的排气首先撞击在高压涡轮上(这使压缩机旋转)，然后撞击在低压涡轮上(这使涡扇发动机的风扇旋转)。然后，排气离开发动机的后部。

离开低压涡轮的排气通过涡轮排气壳体(TEC)离开涡轮的尾部。燃气涡轮发动机的操作对于本领域技术人员来说是众所周知的，他们还应熟悉常规TEC的布局，常规TEC包括内圆周壳体部分和外圆周壳体部分。多个径向延伸的支柱在该TEC的内壳体部分和外壳体部分之间延伸，并在这两个部分之间提供结构支撑。

所述内壳体部分和外壳体部分之间的径向空间为排气提供了排气通道。排气穿过该通道并围绕径向延伸的支柱。这些支柱设置有空气动力学轮廓，以便不抑制来自涡轮的排气的流动。

排气在极高温度(例如超过650摄氏度(1200华氏度))下被释放，并且这种高温使得必须仔细选择材料。排气温度取决于发动机的运行特性以及发动机运行的条件。特别成问题的场景是：在日益繁忙的机场，到机场跑道的滑行时间很长，而TEC温度可能会开始上升到750-800摄氏度(1400-1500华氏度)。这在以下情形中可能进一步复杂化：在机场出现高环境条件；以及发动机被设计有高涵道比(即，发动机核心直径与风扇直径之间的比率)。

因此，发动机制造商必须设计发动机以适应这些场景，以便进行安全运行。

为了解决这些设计要求，制造商选择诸如Inconel 718或Haynes282之类的材料来制造TEC，以便适应非常高的运行温度。这些材料昂贵并且难以机械加工，从而增加了制造发动机的成本和复杂性。维护成本也增加了。

然而，本发明人已经建立了一种替代的发动机设计，该发动机设计降低了制造成本、材料成本和维护成本。

发明内容

在所附权利要求书中阐述了本发明的各个方面。

从第一方面看，提供了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮排气壳体(TEC)冷却装置，所述发动机包括至少一个压缩机，所述涡轮排气壳体包括内壳体部分和外壳体部分、以及将该内部分和外部分连接的多个径向延伸的中空支柱，所述装置还包括空气管道，该空气管道被布置成将来自所述至少一个压缩机的压缩空气传送到所述中空支柱中的至少一个中空支柱内。

因而，根据本发明，能够利用从发动机的压缩机接收的压缩空气来冷却涡轮排气壳体的所述支柱。

这继而(a)由于该装置的冷却效果而增大了给定的发动机的运行温度范围，和/或(b)允许将通常由于预期运行温度而无法使用的材料用于该TEC的设计和构造。

具体而言，低等级材料能够安全地用于容易受到高涡轮排气温度影响的发动机设计。

压缩空气可以经由各种路径通过发动机被传送到每个支柱。有利地，来自压缩机的空气管道可以与歧管流体连通，其中，该歧管还包括多个径向延伸的通道，每个通道都在一个支柱内沿着该支柱的至少一部分径向长度径向地延伸。因而，仅需要单个管道从压缩机穿过发动机以供给公共的歧管或供应轨，该共同的歧管或供应轨继而将压缩空气传送到位于每个支柱内或附近的多个通道。