涡轮机涡轮壳体的通风装置.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN108026780A(43)申请公布日2018.05.11(21)申请号201680052926.2阿德里安·莫赛特卢瓦克维拉尔(22)申请日2016.09.12·(74)专利代理机构北京派特恩知识产权代理有(30)优先权数据限公司115586192015.09.15FR1270代理人浦彩华姚开丽(85)PCT国际申请进入国家阶段日2018.03.13(51)Int.Cl.F01D11/24(2006.01)(86)PCT国际申请的申请数据F01D25/12(2006.01)PCT/FR2016/0522922016.09.12F02C7/18(2006.01)(87)PCT国际申请的公布数据WO2017/046499FR2017.03.23(71)申请人赛峰飞机发动机公司地址法国巴黎(72)发明人波然德·纪尧姆·罗宾·佩拉顿巴普蒂斯特·玛丽·奥班·皮埃尔·茹伊权利要求书1页说明书3页附图3页(54)发明名称涡轮机涡轮壳体的通风装置(57)摘要本发明涉及一种用于涡轮机涡轮壳体的通风装置，包括被构造成将空气喷射到涡轮壳体上的多个管路装置(16’)，该多个管路装置并排设置，每个管路装置包括主环(161)，空气在主环中流通，主环(161)包括被构造成朝向涡轮壳体喷射空气流的孔口(17’)，管路装置包括护罩(162)，护罩被构造成将主环(161)与在朝向涡轮壳体喷射之后从涡轮壳体朝向管路装置返回的空气流隔离，所述护罩(162)包围主环(161)并且具有与主环(161)的孔口对准的孔口。CN108026780ACN108026780A权利要求书1/1页1.一种涡轮机的涡轮壳体，包括通风装置，所述通风装置包括被构造成将空气喷射到所述涡轮壳体上的多个歧管(16’)，所述多个歧管并排设置，每个歧管包括主环(161)，空气在所述主环中流通，所述主环(161)包括被构造成朝向所述涡轮壳体喷射空气流的开口(17’)，每个歧管包括护罩(162)，所述护罩被构造成将所述主环(161)与在朝向所述涡轮壳体喷射之后从所述涡轮壳体朝向所述歧管折回的空气流隔离，所述护罩(162)围绕所述主环(161)并且包括与所述主环(161)的开口对准的开口。2.根据权利要求1所述的壳体，其中，所述护罩(162)从所述歧管的开口切向地延伸，所述护罩(162)在所述开口处与所述主环(161)紧密接触。3.根据前述权利要求中一项所述的壳体，其中，所述护罩(162)从在所述歧管和所述防护罩之间的、与所述开口径向相对的紧密接触区域中从所述歧管切向地延伸。4.根据前述权利要求中一项所述的壳体，其中，所述护罩(162)的横截面具有椭圆的形状。5.根据前一项权利要求所述的壳体，其中，所述椭圆具有的主轴的长度是所述歧管(16’)的横截面的直径的两倍。6.根据前述权利要求中一项所述的壳体，其中，被限定在所述护罩(162)和所述歧管(16’)之间的腔(163)填充有空气或氩气。7.一种涡轮机，所述涡轮机包括涡轮，所述涡轮包括根据前述权利要求中一项所述的涡轮壳体。2CN108026780A说明书1/3页涡轮机涡轮壳体的通风装置技术领域[0001]本发明涉及一种涡轮机的涡轮壳体的通风装置，以及包括这种装置的涡轮机。背景技术[0002]结合图1，飞机涡轮机以已知的方式包括转子1，转子在涡轮机的轴线上旋转并且被定子2所围绕。[0003]转子1和定子2在它们之间限定了气流射流12，该气流射流依次穿过低压压缩机3、高压压缩机4、燃烧室13、高压涡轮5和低压涡轮6。[0004]低压涡轮6包括分配器级8(固定叶片)，该分配器级被附接到涡轮壳体7并且与活动叶片级9交错，活动叶片级沿涡轮机的轴向方向被附接到转子1。界定出热气流射流12的涡轮壳体7设置有耐磨环10，耐磨环面向活动叶片9的平台。[0005]为了保护涡轮壳体7免受过度加热以及为了保证涡轮的良好性能，涡轮机包括通风装置15，该通风装置包括围绕涡轮壳体7的外表面被布置的多个穿孔的歧管16。这些歧管16在压力下被供给空气，该空气对应于通过收集点14在压缩机下游处在外围次级射流30中收集的“冷”空气流以及在高压压缩机5处在热气流射流12中收集的“热”空气流的混合物，该收集点14是位于次级射流30中的戽斗。[0006]在次级射流30中收集的冷空气流通过第一管道17朝向歧管被输送，并且在热气流射流12中收集的热空气流通过第二管道19朝向歧管被输送。阀18使得能够控制两个管道的渗透率，以便控制来自两个管道的两种流体的混合物的温度。空气在压力之下通过歧管的孔被喷射到涡轮壳体的外表面上并且因此而对其进行冷却。[0007]歧管16通常被成形为类似于在涡轮壳体7上垂直穿孔的环，以便将空气喷射到涡轮