专利名称：冲击冷却的过渡件尾部框架的制作方法
技术领域：
本文公开的主题涉及冲击冷却的过渡件尾部框架。
背景技术：
燃气涡轮发动机通常包括压缩进口空气的压缩机和联接到压缩机的燃烧器，其 中压缩的进口空气与其它可燃材料一起在燃烧器中燃烧。涡轮布置在燃烧器的下游以接 收燃烧材料以便燃烧材料的能量可用于例如产生电。过渡件典型地布置在燃烧器和涡轮 之间并形成燃烧材料通过其行进的流体通道。近来，已进行努力以通过使燃气涡轮发动机更有效来改善燃气涡轮发动机的性 能。具有增加效率的燃气涡轮发动机经历一些期望的结果。其中的事实是，高效燃气涡 轮发动机倾向于燃烧它们的较高百分比的输入燃料。因此，燃气涡轮发动机然后可以以 较低成本操作并具有对排放更多的控制。这些努力的示例包括但不限于，监测和控制燃 料混合物和喷射操作以及对压缩机、燃烧器和涡轮结构的修改。
发明内容
根据本发明的一个方面，提供涡轮发动机过渡件主体的尾部框架，该尾部框架 包括环形主体，其布置在限定在冲击套筒和压缩机排出罩之间的第一环形空间内，位于 限定在过渡件主体和冲击套筒之间的第二环形空间的尾部，并且包括具有面对第一环形 空间的第一表面和面对前环形空间的第二表面的主要部分。主要部分具有穿过其从环形 主体的第一表面处的进口延伸到环形主体的第二表面处的出口的冲击孔，以限定第一和 第二环形空间沿着其彼此连通的流体通路。根据本发明的另一个方面，提供涡轮发动机过渡件主体的尾部框架，该尾部框 架包括环形主体，其布置在限定在冲击套筒和压缩机排出罩之间的第一环形空间内，位 于限定在过渡件主体和冲击套筒之间的第二环形空间的尾部，并且包括具有面对第一环 形空间的第一表面和面对前环形空间的第二表面的主要部分。主要部分具有穿过其从环 形主体的第一表面处的进口延伸到环形主体的第二表面处的出口的冲击孔，以限定第一 和第二环形空间沿着其彼此排它地连通的流体通路。根据本发明的又一个方面，提供涡轮发动机，该涡轮发动机包括压缩机排出罩 (CDC)、过渡件主体、布置成与CDC —起界定第一环形空间和与过渡件主体一起界定第 二环形空间的冲击套筒以及环形主体，其连接到过渡件主体和冲击套筒以布置在第一环 形空间内和第二环形空间的尾部，并包括具有面对第一环形空间的第一表面和面对第二 环形空间的第二表面的主要部分。主要部分具有穿过其从第一表面处的进口延伸到第二 表面处的出口的冲击孔，以限定第一和第二环形空间沿着其彼此连通的流体通路。从下列结合附图的描述中，这些和其它优点和特征将变得更明显。
被认为是本发明的主题在本说明书最后的权利要求书中特别指出并清楚地要 求。本发明的前述及其它特征和优点从下列结合附图的详细说明中显而易见，其中图1是根据本发明实施例的燃气涡轮燃烧器的分段的剖面图；图2A，2B和2C是过渡件尾部框架的一部分的剖面图；和图3是图2A，2B和2C的过渡件的轴向剖面图；以及图4是图2的尾部框架的径向示意图。通过参考图纸的示例，详细的说明解释本发明的实施例以及优点和特征而没有 限制。部件列表IA冲击气流10燃气涡轮发动机15压缩机排出罩16内表面20过渡件21外表面22第二 /前环形空间23第一 /外环形空间24 边缘25 头端30尾部框架31环形主体32主要部分33外表面33a 进口34前表面34a 出口35 边缘40喷嘴级50冲击套筒51密封件接收槽52接近端口53额外密封件54第二密封件接收槽55冲击套筒密封件60冲击孑L61 侧壁62第一分段63第二分段
64第三分段70额外冲击孔
具体实施例方式参考图1，尾部框架30上的冲击气流冷却效应可在燃气涡轮发动机10中实现。 涡轮发动机10可包括具有内表面16的压缩机排出罩(CDC)15，该内表面16接收来自例 如压缩机的高压冲击空气。包括外表面21的过渡件主体20布置在CDC15内。然后布 置冲击套筒50以在冲击套筒50和CDC15的内表面16以及尾部框架30的外表面33之间 界定第一或外环形空间23。冲击套筒50还与过渡件主体20的外表面21相协作界定第二 或前环形空间22。头端25可操作地布置在过渡件主体20的上游并可至少与前环形空间22连通。 头端25因此可接收冲击气流(IA)，该冲击气流将从外环形空间23穿过尾部框架30的冲 击孔60行进，如下所述。参考图2A，2B，2C以及图3，尾部框架30包括环形主体31，其布置在外环形 空间23内并位于前环形空间22的尾部的轴向位置处。环形主体31包括主要部分32、定 向为面对外环形空间23的外表面33以及定向为面对前环形空间22的前表面34。冲击孔60延伸穿过主要部分32。流体通路从外表面33处的进口 33a穿过冲击 孔60延伸到前表面34处的出口 34a，以便外环形空间23和前环形空间22连通以及在一 些实施例中排它地连通。由于通过冲击孔60能够彼此连通的外环形空间23和前环形空间22，可能的是， 高压冲击气流(IA)可引导为从外环形空间23流过冲击孔60并流向前环形空间22。冲 击气流在这种情况下将接触并因此冷却冲击孔60的侧壁61。侧壁61的冷却提高主要部 分32的冷却。例如通过焊接到过渡件主体20的边缘24的主要部分32的边缘35，主要部分32 连接到过渡件主体20。冲击套筒50的冲击套筒密封件55可提供外环形空间23和前环形空间22之间的 密封。这种密封防止外环形空间23和前环形空间22之间除了通过冲击孔60发生的那些 连通以外的连通。主要部分32具有用于接收冲击套筒密封件55的密封件接收槽51。如 图2B所示，在一些实施例中，密封件接收槽51形成有接近端口 52以在与外环形空间23 连通的密封件接收槽51的内部和冲击孔60之间提供流体通道。如图2A和2C所示，额 外密封件53可接收在第二密封件接收槽54 (尤其见图2C)中，用于将主要部分32联接到 喷嘴级40。参考图2A和图3，冲击孔60可限定为具有第一分段62和第二分段63，第一分 段62可在相对于过渡件主体20的中心轴线的大致径向方向上延伸穿过主要部分32，第二 分段63可在相对于过渡件主体20的中心轴线的大致轴向方向上延伸穿过主要部分32。 由于这种构造，从外环形空间23移动进入冲击孔60的冲击气流最初可在大致径向方向上 行进穿过第一分段62，然后在抵达第二分段63时冲击气流在大致轴向方向上行进朝向前 环形空间22。在一些实施例中，冲击孔60可限定为多个冲击孔60。此时，多个冲击孔60中的每一个可如上所述地成形，并且此外可排列成通过环形主体31的主要部分32的冲击孔 60的环形阵列。在一些情况下，该阵列可以以冲击孔60为特征，该冲击孔彼此相距相同 的周向间隔进行布置，或者在其它情况下，布置在已知的经历高操作温度并因此要求较 大冷却能力的主要部分32的预选周向区域处。参考图4，由于冲击孔60限定为多个冲击孔60，多个冲击孔60中的每个还可限 定为具有各自的第三分段64，其可在大致周向方向上延伸并允许冲击气流通过主要部分 32的部分在相对于过渡件主体20的中心轴线的周向方向上从一个冲击孔60前进到另一 个。因此，多个冲击孔60可构造成彼此连通，并且主要部分的较大部分可通过冲击气流 进行冷却。第三分段64可定位在主要部分32内的各种轴向和径向位置处。也就是说，第 三分段64可定位成与任何特定冲击孔60的第一分段62和第二分段63中的一个或两个连 通。此外，第三分段64可布置成彼此轴向对齐，或者如图3所示，它们可以以蛇状构造 进行布置，其中不同冲击孔60的各自第三分段64可在变化的和/或交替的轴向位置处延 伸穿过主要部分32。主要部分32的额外冷却也可通过额外冲击孔70提供，如图2B，2C和图4所 示。额外冲击孔70从冲击孔60朝向主要部分32的尾部表面延伸。由于此构造，通过 额外冲击孔70的冲击气流冷却主要部分32的尾部分段。尽管已仅仅结合有限数量的实施例详细描述了本发明，但是应容易理解的是， 本发明不限于这些公开的实施例。相反，本发明可修改以包含此前未描述但与本发明的 精神和范围相称的任何数量的变更、修改、替换或等价布置。此外，尽管已描述了本发 明的不同实施例，但是应理解的是，本发明的方面可仅仅包括所述实施例的一些。因 此，本发明不应视为由上述说明所限制，而是仅仅由所附权利要求的范围所限制。
权利要求
1.一种涡轮发动机(10)过渡件主体(20)的尾部框架(30)，其包括环形主体(31)，其布置在限定在冲击套筒(50)和压缩机排出罩(15)之间的第一环形 空间(23)内，位于限定在所述过渡件主体(20)和所述冲击套筒(50)之间的第二环形空 间(22)的尾部，并且包括具有面对所述第一环形空间(23)的第一表面(33)和面对所述 前环形空间(34)的第二表面(34)的主要部分(32)，所述主要部分(32)具有穿过其从所述环形主体(31)的第一表面(33)处的进口(33a) 延伸到所述环形主体(31)的第二表面(34)处的出口(34a)的冲击孔(60)，以限定所述第 一环形空间(23)和第二环形空间(22)沿着其彼此连通的流体通路。
2.根据权利要求1所述的尾部框架(30)，其特征在于，所述主要部分(32)成形为限 定与所述冲击孔(60)连通的密封件接收槽(51)。
3.根据权利要求1所述的尾部框架(30)，其特征在于，所述冲击孔(60)限定为具有 在径向方向上延伸的第一分段(62)和在轴向方向上延伸的第二分段(63)。
4.根据权利要求3所述的尾部框架(30)，其特征在于，所述冲击孔(60)限定为具有 在周向方向上延伸的第三分段(64)。
5.一种涡轮发动机(10)过渡件主体(20)的尾部框架(30)，其包括环形主体(31)，其布置在限定在冲击套筒(50)和压缩机排出罩(15)之间的第一环形 空间(23)内，位于限定在所述过渡件主体(20)和所述冲击套筒(50)之间的第二环形空 间(22)的尾部，并且包括具有面对所述第一环形空间(23)的第一表面(33)和面对所述 前环形空间(22)的第二表面(34)的主要部分(32)，所述主要部分(32)具有穿过其从所述环形主体(31)的第一表面(33)处的进口(33a) 延伸到所述环形主体(31)的第二表面(34)处的出口(34a)的冲击孔(60)，以限定所述第 一环形空间(23)和第二环形空间(22)沿着其彼此排它地连通的流体通路。
6.根据权利要求5所述的尾部框架(30)，其特征在于，所述冲击孔(60)限定为具有 在径向方向上延伸的第一分段(62)和在轴向方向上延伸的第二分段(63)。
7.根据权利要求6所述的尾部框架(30)，其特征在于，所述冲击孔(60)限定为具有 在周向方向上延伸的第三分段(64)。
8.一种涡轮发动机(10)，其包括压缩机排出罩(CDC) (15)；过渡件主体(20)；冲击套筒(50)，其布置成与所述CDC (15) —起界定第一环形空间(23)和与所述过 渡件主体(20) —起界定第二环形空间(22)；以及环形主体(31)，其连接到所述过渡件主体(20)和所述冲击套筒(50)以布置在所述 第一环形空间(23)内和位于所述第二环形空间(22)的尾部，并包括具有面对所述第一环 形空间(23)的第一表面(33)和面对所述第二环形空间(22)的第二表面(34)的主要部分 (32)，所述主要部分(32)具有穿过其从所述第一表面(33)处的进口(33a)延伸到所述第 二表面(34)处的出口(34a)的冲击孔(60)，以限定所述第一环形空间(23)和第二环形空 间(22)沿着其彼此连通的流体通路。
9.根据权利要求8所述的涡轮发动机(10)，其特征在于，所述涡轮发动机还包括头 端(25)，其布置在所述过渡件主体(20)的上游并与所述第二环形空间(22)连通。
全文摘要
本发明提供冲击冷却的过渡件尾部框架。涡轮发动机过渡件主体的尾部框架包括环形主体，其布置在限定在冲击套筒和压缩机排出罩之间的第一环形空间内，位于限定在过渡件主体和冲击套筒之间的第二环形空间的尾部，并且包括具有面对第一环形空间的第一表面和面对前环形空间的第二表面的主要部分。主要部分具有穿过其从环形主体的第一表面处的进口延伸到环形主体的第二表面处的出口的冲击孔，以限定第一环形空间和第二环形空间沿着其彼此连通的流体通路。
文档编号F02C7/22GK102011651SQ20101028713
公开日2011年4月13日 申请日期2010年9月3日 优先权日2009年9月3日
发明者J·D·贝里, K·W·麦马汉 申请人:通用电气公司