專利名稱：保護轉(zhuǎn)子組件頂部間隙的方法和裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明總體上涉及一種燃?xì)鉁u輪發(fā)動機，更加具體地說，涉及一種與燃?xì)鉁u輪發(fā)動機一起使用的渦輪殼體。
至少一些公知的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機通常包括連續(xù)流動的裝置；高壓壓縮機，用于壓縮流過發(fā)動機的空氣；燃燒器，在該燃燒器中燃料與壓縮空氣相混合，并且點燃以形成高能氣體流；及高壓渦輪(HPT)。高壓壓縮機、燃燒器和高壓渦輪有時合起來稱為核心發(fā)動機。這種燃?xì)鉁u輪發(fā)動機還可以包括低壓壓縮機或者增壓器，以把壓縮空氣供給到高壓壓縮機中。
至少一些公知的渦輪包括轉(zhuǎn)子組件，該組件包括多排轉(zhuǎn)子葉片。每個轉(zhuǎn)子葉片從葉片平臺徑向向外地延伸到頂部。多個罩連接在一起以形成流動通道殼體，該流動通道殼體繞著轉(zhuǎn)子組件基本上沿著圓周方向進行延伸，因此在每個相應(yīng)轉(zhuǎn)子葉片頂部和HPT殼體之間限定頂部間隙。理想的是，頂部間隙設(shè)計成最小，同時它的尺寸大小仍足夠大，從而在有效發(fā)動機工作狀態(tài)的整個范圍內(nèi)有利于無摩擦發(fā)動機工作。
在工作期間，渦輪性能可能受到位于渦輪葉片頂部和HPT殼體之間的運轉(zhuǎn)頂部間隙的影響。具體地說，當(dāng)該間隙增大時，通過轉(zhuǎn)子葉片頂部的泄漏量不利地限制了渦輪組件的性能。在穩(wěn)定狀態(tài)的起飛工作期間，保持密封的運轉(zhuǎn)間隙，有利于減小廢氣溫度(EGT)過調(diào)。而且，在航行工作期間保持這種間隙，有利于減小燃料消耗率(SFC)。
相應(yīng)地，為了便于保持葉片頂部間隙，因此至少一些公知的HPT殼體設(shè)計企圖借助控制殼體溫度來使定子殼體的熱膨脹率基本上與渦輪轉(zhuǎn)子組件的熱膨脹率相匹配。在一些情況下，通過被動元素(殼體厚度和熱質(zhì)量)和能動元素(例如把冷空氣導(dǎo)入到殼體的外表面中)的結(jié)合可以實現(xiàn)HPT殼體的熱匹配。限制HPT殼體的熱響應(yīng)有利于減小EGT過調(diào)(overshoot)和SFC。

發(fā)明內(nèi)容
在一個方面，提供了一種用來裝配燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的轉(zhuǎn)子組件的方法。該轉(zhuǎn)子組件包括多個轉(zhuǎn)子葉片和至少一個渦輪罩組件。該方法包括把多個殼體段安裝在一起，以形成繞著該多個轉(zhuǎn)子葉片和該至少一個渦輪罩組件的殼體。每個殼體段包括至少兩個安裝法蘭和在它們之間進行延伸的通道。該方法還包括把隔熱涂層涂敷到通道的內(nèi)表面和每個安裝法蘭的至少一部分中，從而有利于在發(fā)動機工作期間保持在多個轉(zhuǎn)子葉片和該至少一個渦輪罩組件之間所限定的軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙，因此減小了廢氣溫度過調(diào)和燃料消耗率。
在另一個方面中，提供了一種燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的轉(zhuǎn)子組件。該轉(zhuǎn)子組件包括至少一個殼體段，該殼體段包括中間法蘭、后法蘭和在它們之間進行延伸的主體。該主體包括在其內(nèi)限定的至少一個通道。該轉(zhuǎn)子組件還包括多個轉(zhuǎn)子葉片；至少一個渦輪罩組件，它沿著該多個轉(zhuǎn)子葉片徑向向外地連接，因此在多個轉(zhuǎn)子葉片和該至少一個渦輪罩組件之間限定軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙。把隔熱涂層涂敷到所述至少一個通道中，所述涂層構(gòu)造成有利于在發(fā)動機工作期間保持軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙，因此減小了廢氣溫度過調(diào)和燃料消耗率。
在另一個方面，提供了一種燃?xì)鉁u輪發(fā)動機。該發(fā)動機包括轉(zhuǎn)子組件，該轉(zhuǎn)子組件包括至少一個殼體段，該殼體段包括中間法蘭、后法蘭和在它們之間進行延伸的主體。該主體包括在其內(nèi)限定的至少一個通道。該轉(zhuǎn)子組件還包括多個轉(zhuǎn)子葉片；及至少一個渦輪罩組件，它沿著該多個轉(zhuǎn)子葉片徑向向外地連接，因此在多個轉(zhuǎn)子葉片和該至少一個渦輪罩組件之間限定軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙。把隔熱涂層涂敷到所述至少一個通道中，該涂層構(gòu)造成有利于在發(fā)動機起飛和航行工作期間保持軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙。


圖1是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的示意圖。
圖2是圖1所示的高壓渦輪中一部分的示意圖；圖3是圖2所示的高壓渦輪中一部分的放大橫剖視圖；圖4是圖2所示的高壓渦輪中一部分的放大橫剖視圖。
具體實施例方式
圖1是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機10的示意圖，該發(fā)動機10包括低壓壓縮機12、高壓壓縮機14和燃燒器組件16。發(fā)動機10還包括高壓渦輪(HPT)18和以串聯(lián)的、軸向流動關(guān)系布置的低壓渦輪20。壓縮機12和渦輪20借助第一軸24來連接，而壓縮機14和渦輪18借助第二軸26來連接。在一個實施例中，發(fā)動機10是商業(yè)上從General Electric Company，Cincinnati，Ohio所能買到的GE90發(fā)動機。
在工作時，空氣從發(fā)動機10的上游側(cè)11流過低壓壓縮機12，把壓縮空氣13從低壓壓縮機12供給到高壓壓縮機14中。然后把壓縮空氣13輸送到燃燒器組件16中，在那里，它與燃料相混合并且點燃。把燃燒氣體從燃燒器16中引導(dǎo)來驅(qū)動渦輪18和20。
在示例性實施例中，發(fā)動機10進行工作以驅(qū)動各種工作模式期間的飛機，其中這些模式包括怠速、起飛、航行和降落。因此，當(dāng)發(fā)動機10在工作期間增大功率，增大動力消耗或者減小功率，減低動力消耗時，發(fā)動機10工作在第一和第二轉(zhuǎn)子軸24和26的加速或者減速的過渡狀態(tài)下。發(fā)動機10還工作在穩(wěn)定狀態(tài)的情況下，例如在航行工作期間，其中，發(fā)動機10的功率基本上保持在中間的固定量上，并且第一和第二轉(zhuǎn)子軸24和26的速度保持相對恒定。
圖2是高壓渦輪18中一部分的示意圖。圖3是HPT18中一部分的放大橫剖視圖。圖4是在圖3那部分附近沿著圓周所截取的HPT18中一部分的放大橫剖視圖。HPT18包括多個級30，每級包括一排渦輪葉片32和一排定子葉片34。渦輪葉片32借助轉(zhuǎn)子盤(未示出)來支撐，這些轉(zhuǎn)子盤連接到轉(zhuǎn)子軸26上。HPT殼體36繞著渦輪葉片32和定子葉片34沿著圓周方向進行延伸，因此這些葉片34借助殼體36來支撐。
HPT殼體36包括底部殼體段38，該底部殼體段38與定子葉片34相隔開，這樣在它們之間限定增壓室39。殼體段38包括前部安裝鉤40和中間安裝鉤41。安裝鉤40和41限定前部罩通道52。前部罩通道52內(nèi)的前部罩組件42連接到安裝鉤40和41上。殼體段38還包括后安裝鉤50，該后安裝鉤50連接到附近下游罩組件43上。安裝鉤41和50限定殼體段38中的后罩通道53，這些在下面將更加詳細(xì)地描述。每個罩組件42和43包括相應(yīng)的罩44和45，該罩44和45沿著渦輪葉片頂部46徑向向外地安裝，因此在罩44和45與渦輪葉片頂部46之間限定軸對稱的頂部間隙48。
殼體段38包括前部安裝法蘭54、中間法蘭55和后安裝法蘭56，該后安裝法蘭56用來把殼體段38基本上沿軸向地連接到發(fā)動機10內(nèi)。前部安裝鉤40從前部安裝法蘭54徑向向內(nèi)地延伸，中間安裝鉤41從中間法蘭55徑向向內(nèi)地延伸，及后安裝鉤50沿著后安裝法蘭56徑向向內(nèi)地延伸。輔助安裝鉤51連接在殼體段安裝法蘭56和從鄰近殼體段59進行延伸的安裝法蘭58之間。因此，每個罩組件安裝鉤50和51定位在殼體段安裝法蘭上，具體地說，定位在安裝法蘭56和安裝法蘭58上。
殼體段38還包括外表面61，該外表面在中間法蘭55和安裝法蘭56之間進行延伸。在一個實施例中，發(fā)動機10包括間隙控制系統(tǒng)(未示出)，該控制系統(tǒng)連接成與殼體段38流動連通，以有利于通過多個管(未示出)來冷卻外表面61。
后罩通道53在中間安裝鉤41和后安裝鉤50之間進行延伸，并由殼體段徑向內(nèi)表面60來進一步限定。安裝鉤41包括底部62，該底部62從殼體段38徑向向內(nèi)地延伸；及唇部64，它從底部62向上游延伸。底部62包括后表面63，該后表面63延伸到唇部64。底部62連接到內(nèi)表面60上，因此限定精確的面向后接合部66。
安裝鉤50包括底部68，它從殼體段38徑向向內(nèi)地延伸；及唇部70，它從底部68向后地延伸。底部68包括延伸到唇部70中的前表面69。底部68連接到內(nèi)表面60上，因此形成了精確的面向前接合部72。內(nèi)表面60在接合部66和72之間進行延伸。
HPT18還包括多個沿圓周方向隔開的空氣進入管80，這些管連接成與HPT殼體36流動連通。進入管80連接到位于安裝鉤41和50之間的、位于殼體段38上的HPT殼體36中。開口84延伸通過殼體段38和內(nèi)表面60從而使增壓室39能接受通過開口84從進入管80所排出的壓縮空氣13。
在發(fā)動機10的工作期間，包括熱發(fā)動機氣體(該氣體包括壓縮機排出寄生物和泄漏物)在內(nèi)的壓縮空氣13通過進入管80引導(dǎo)到增壓室39中，并且在HPT殼體36內(nèi)產(chǎn)生溫度梯度，因此在穩(wěn)定狀態(tài)起飛和航行工作期間，這些溫度梯度產(chǎn)生了徑向軸對稱增長和圓周扭曲，并且，由于HPT殼體36在中間安裝鉤41處支撐著罩組件42且在后安裝鉤50上支撐罩組件43，因此可以增大運轉(zhuǎn)頂部間隙48。運轉(zhuǎn)頂部間隙48的增大有利于減小HPT18的效率?？刂戚S對稱的運轉(zhuǎn)頂部間隙48有利于降低起飛工作期間的峰值廢氣溫度(EGT)，因此有利于限制EGT過調(diào)。此外，在航行工作期間，保持密封的運轉(zhuǎn)頂部間隙48，有利于減小燃料消耗率(SPC)。
如圖3和4更加清楚地示出一樣，在后罩通道53中涂敷隔熱涂層(TBC)90。在示例性實施例中，TBC90從中間安裝鉤底部后表面63沿著殼體段內(nèi)表面60延伸到后安裝鉤底部前表面69中。在另一個示例性實施例中，TBC90從中間安裝鉤底部后表面63沿著殼體段內(nèi)表面60延伸到進入管前邊緣83，并且從進入管后邊緣85延伸到后安裝鉤底部前表面69中。
在一個實施例中，TBC90是鎳鉻鋁(NiCrAl)涂層，該涂層具有這樣的標(biāo)稱成分范圍按照重量百分比，大約4.5％到大約7.5％的鋁，大約15.5％到大約20.5％的鉻，大約3.0％的錳，大約1.0％的鐵，大約0.3％的碳，大約2.0％的硅，大約3.5％的其它元素，和大約70.0％的鎳。NiCrAl涂層只是示范而不是限制性的。在一個實施例中，涂層90的厚度為大約0.035英寸到大約0.045英寸之間，并且可以使用任何公知的熱噴射技術(shù)把涂層90涂敷到后罩通道53中，其中這些公知的熱噴射技術(shù)包括高速雙氧水噴射(HVOF)、空氣等離子體噴射(APS)、低壓等離子體噴射(LPPS)、電線弧噴射及燃燒金屬絲或者粉末噴射，但不局限于此。在另一個實施例中，在TBC90之前，把粘結(jié)涂層92涂敷到后罩通道53上，因此涂層92的厚度為大約0.004英寸到大約0.01英寸之間。
在工作期間，運轉(zhuǎn)頂部間隙48可能會影響渦輪性能，照此，使運轉(zhuǎn)頂部間隙48最佳化是理想的，同時防止葉片頂部46接觸罩44和45。為了有利于保持運轉(zhuǎn)頂部間隙48，理想的是使包括殼體段38在內(nèi)的渦輪殼體36的熱量增加與轉(zhuǎn)子盤(未示出)和渦輪葉片32的熱量增加基本上一致。由于TBC90被涂敷到底部殼體段38上，因此位于罩組件42和43的安裝鉤41處的殼體段38的熱量增加特性各自與前部和后部殼體安裝法蘭54和56的熱量增加特性更加接近地匹配。同樣地，在起飛工作期間，有利于軸對稱的渦輪葉片頂部到罩運轉(zhuǎn)頂部間隙便于得到控制，并且在航行工作期間便于保持。更加具體地說，借助把TBC90加入到殼體段38的內(nèi)表面60中，有利于將EGT過調(diào)和SFC減小到低于預(yù)定極限。
上述TBC提供了經(jīng)濟的涂層，該涂層可以用來方便地控制軸對稱運轉(zhuǎn)間隙，并且有利于配合殼體段的熱量增加特性，以致可以保持渦輪葉片頂部到罩運轉(zhuǎn)間隙，同時減小EGT過調(diào)。在起飛和航行工作期間，保持密封的軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙可以減小峰值EGT，因此增大了野外發(fā)動機(fielded engine)的飛行時間，并且增加了新的和整修的發(fā)動機制造廠的方便(readiness)。
在上面詳細(xì)地描述了渦輪殼體組件、具體地說是殼體段的示例性實施例。每個殼體段不局限于這里所描述的具體實施例，而是可以獨立地、與這里所描述的其它零件分開地使用每個零件。每個零件也可以與其它渦輪殼體組件結(jié)合使用。
盡管根據(jù)各種具體實施例來描述了本發(fā)明，但是本領(lǐng)域所屬技術(shù)人員知道，可以通過落入各技術(shù)方案的精神實質(zhì)和范圍內(nèi)的變形來實現(xiàn)本發(fā)明。
權(quán)利要求
1.一種燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(10)的轉(zhuǎn)子組件，所述組件包括至少一個殼體段(38)，該殼體段包括中間法蘭(55)、后法蘭(56)和在它們之間進行延伸的主體，所述主體包括在其內(nèi)限定的至少一個通道(53)；多個轉(zhuǎn)子葉片(32)；至少一個渦輪罩組件(42、43)，它沿著所述多個轉(zhuǎn)子葉片徑向向外地連接，因此在所述多個轉(zhuǎn)子葉片和所述至少一個渦輪罩組件之間限定軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙(48)；及把隔熱涂層(90)涂敷到所述至少一個通道中，所述涂層構(gòu)造成有利于在發(fā)動機工作期間保持所述軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙，因此減小了廢氣溫度過調(diào)和燃料消耗率。
2.如權(quán)利要求1所述的轉(zhuǎn)子組件，其特征在于，所述中間安裝法蘭和后安裝法蘭(55、56)中的每一個包括底部(62、68)、唇部(64、70)和通道部分，所述隔熱涂層(90)涂敷到每個所述通道部分的至少一部分中。
3.如權(quán)利要求1所述的轉(zhuǎn)子組件，還包括設(shè)置包括后邊緣(85)和前邊緣(83)的進入管(80)，其中所述管與所述殼體段通道(53)流動連通，每個所述中間邊緣和前邊緣的至少一部分具有所述隔熱涂層(90)。
4.如權(quán)利要求1所述的轉(zhuǎn)子組件，其特征在于，所述隔熱涂層(90)連接到所述至少一個通道(53)中，并且構(gòu)造成有利于所述殼體段(38)以與所述罩組件(42、43)的熱膨脹率基本相同的熱膨脹率進行熱膨脹，因此在發(fā)動機(10)起飛和航行工作期間保持所述軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙(48)。
5.如權(quán)利要求1所述的轉(zhuǎn)子組件，其特征在于，所述隔熱涂層(90)具有大于0.035英寸的厚度。
6.如權(quán)利要求1所述的轉(zhuǎn)子組件，其特征在于，所述隔熱涂層(90)具有小于0.045英寸的厚度。
7.一種燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(10)，該發(fā)動機包括轉(zhuǎn)子組件，該轉(zhuǎn)子組件包括至少一個殼體段(38)，該殼體段包括中間法蘭(55)、后法蘭(56)和在它們之間進行延伸的主體，所述主體包括在其內(nèi)限定的至少一個通道(53)；多個轉(zhuǎn)子葉片(32)；至少一個渦輪罩組件(42、43)，它沿著所述多個轉(zhuǎn)子葉片徑向向外地連接，因此在所述多個轉(zhuǎn)子葉片和所述至少一個渦輪罩組件之間限定軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙(48)；及涂敷到所述至少一個通道中的隔熱涂層(90)，所述涂層構(gòu)造成有利于在發(fā)動機起飛和航行工作期間保持軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙。
8.如權(quán)利要求7所述的發(fā)動機(10)，其特征在于，所述中間和后安裝法蘭(55、56)都包括底部(62、68)、唇部(64、70)和通道部分，因此在發(fā)動機工作期間，殼體段(38)有利于減小燃?xì)鉁u輪發(fā)動機的廢氣溫度過調(diào)。
9.如權(quán)利要求7所述的發(fā)動機(10)，還包括至少一個進入管(80)，該進入管連接到殼體段(38)上，因此該至少一個進入管連接成與設(shè)置在相應(yīng)殼體段(38)內(nèi)的通道(53)流動連通，該至少一個進入管包括后邊緣(85)和前邊緣(83)，其中每個后邊緣和前邊緣的至少一部分具有隔熱涂層(90)。
10.如權(quán)利要求7所述的發(fā)動機(10)，其特征在于，所述隔熱涂層(90)連接到通道(53)中，以有利于在發(fā)動機(10)起飛和航行工作期間使每個殼體段(38)的熱膨脹率與該至少一個渦輪罩組件(42、43)的熱膨脹率基本上匹配。
全文摘要
公開了一種用來裝配燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(10)的轉(zhuǎn)子組件的方法。該發(fā)動機包括發(fā)動機殼體(36)、多個轉(zhuǎn)子葉片(32)和至少一個渦輪罩組件(42、43)。該方法包括把多個殼體段(38)沿著圓周方向安裝在一起，以形成繞著該多個轉(zhuǎn)子葉片和該至少一個渦輪罩組件的殼體，其中，每個殼體段包括至少兩個安裝法蘭(54、55、56)和在它們之間所限定的通道(52、53)。該方法還包括把隔熱涂層(90)涂敷到通道的內(nèi)表面(60)和每個安裝法蘭的至少一部分葉，從而有利于在航行工作期間保持多個轉(zhuǎn)子葉片和該至少一個渦輪罩組件之間的軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙(48)。隔熱涂層還有利于在起飛工作期間控制軸對稱運轉(zhuǎn)頂部間隙，因此減小了廢氣溫度和燃料消耗率。
文檔編號F01D25/24GK1811135SQ200610002489
公開日2006年8月2日 申請日期2006年1月4日 優(yōu)先權(quán)日2005年1月4日
發(fā)明者D·J·哈里斯 申請人:通用電氣公司