[go: up one dir, main page]

CN110214218A - 带有附加核心的涡轮星形框架 - Google Patents

带有附加核心的涡轮星形框架 Download PDF

Info

Publication number
CN110214218A
CN110214218A CN201780085135.4A CN201780085135A CN110214218A CN 110214218 A CN110214218 A CN 110214218A CN 201780085135 A CN201780085135 A CN 201780085135A CN 110214218 A CN110214218 A CN 110214218A
Authority
CN
China
Prior art keywords
gas
turbine
turbine unit
pillar
unit according
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201780085135.4A
Other languages
English (en)
Inventor
T.O.莫尼斯
J.特索雷罗
J.T.穆克
J.D.克莱门茨
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN110214218A publication Critical patent/CN110214218A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/26—Double casings; Measures against temperature strain in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/16—Arrangement of bearings; Supporting or mounting bearings in casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/22—Manufacture essentially without removing material by sintering
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/70—Shape
    • F05D2250/73—Shape asymmetric
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本公开内容涉及一种燃气涡轮发动机，其限定轴向中心线、纵向方向、径向方向和周向方向。燃气涡轮发动机包括一个或多个框架，其中框架限定内环和外环，外环围绕轴向中心线与内环大体上同心。框架限定沿着径向方向从内环向外延伸到外环的多个支柱。一个或多个支柱限定支柱内至少部分地沿着径向方向延伸的一个或多个工作通路，且其中内环、外环和支柱一起限定整体结构。

Description

带有附加核心的涡轮星形框架
技术领域
本主题大体上涉及燃气涡轮发动机架构。更特别地，本主题涉及一种用于燃气涡轮发动机的涡轮区段。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括在发动机内的一个或多个结构框架，诸如在压缩机区段的压缩机或涡轮区段的涡轮之间。框架可为轴承组件提供支承，且可另外提供区域以从外径到内径给管道或歧管定路线(route)，诸如向轴承组件提供空气和油。
然而，燃气涡轮发动机内的已知框架通常包括紧固或组装在一起的多个单独构件，诸如环、静叶、管道、歧管或其它结构部件。结果，框架大体上包括大的零件数量、重量、厚度和/或直径(用于给某些结构内的构件定路线，诸如静叶内的管道)。更进一步，由于大的和/或许多静叶或支柱延伸穿过流径，已知框架可由增加核心流径中的堵塞降低燃气涡轮发动机的效率和性能。
因此，存在对于如下燃气涡轮发动机框架的需要：该燃气涡轮发动机框架可为轴承组件提供结构支承，同时通过减少重量、减少零件数和/或减少核心流径的堵塞来改进燃气涡轮发动机的效率和性能。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地阐述，或可从描述清楚，或可通过实施本发明来学习。
本公开内容涉及一种燃气涡轮发动机，其限定轴向中心线、纵向方向、径向方向和周向方向。燃气涡轮发动机包括一个或多个框架，其中框架限定内环和外环，外环围绕轴向中心线与内环大体上同心。框架限定沿着径向方向从内环向外延伸到外环的多个支柱。一个或多个支柱限定支柱内至少部分地沿着径向方向延伸的一个或多个工作(service)通路，且其中内环、外环和支柱一起限定整体结构。
在各种实施例中，限定在支柱内的工作通路中的至少一个或多个至少部分地限定矩圆截面。在一个实施例中，矩圆截面是不对称的。
在各种实施例中，框架还包括第一中间环和第二中间环，其各自沿着纵向方向和周向方向延伸且沿着径向方向设置在内环与外环之间。在一个实施例中，框架还包括至少在第一中间环与第二中间环之间沿着径向方向包绕每个支柱的一个或多个翼型件，且其中每个翼型件限定压力侧和吸入侧。在另一个实施例中，支柱中的一个或多个限定了限定翼型件的表面。在另一实施例中，每个翼型件限定大体上从上游端朝下游端包绕每个支柱的壁。在又一个实施例中，第一中间环、第二中间环和翼型件一起限定整流罩，该整流罩形成为沿着周向方向分离的节段。在另一实施例中，支柱包含环形核心流径的截面积的大约15％以下。
在一个实施例中，多个支柱各自限定每个工作通路处的内端和外端，且其中一个或多个支柱进一步限定支柱的每个工作通路的内端和外端处的管配件。
在另一个实施例中，一个或多个支柱限定支柱内至少部分地沿着径向方向延伸的至少三个工作通路。
在又一个实施例中，其中增材制造工艺限定内环、外环和支柱的整体结构。
在各种实施例中，一个或多个支柱限定至少部分地沿着径向方向延伸的多个冷却通路。在一个实施例中，一个或多个支柱进一步限定一个或多个冷却通道，冷却通道至少部分地沿纵向方向、径向方向和/或周向方向延伸，且其中多个冷却通路经由一个或多个冷却通道彼此连接。
在一个实施例中，一个或多个支柱限定第一冷却通路和第二冷却通路，其各自至少部分地围绕一个或多个工作通路延伸。
在各种实施例中，燃气涡轮发动机还包括：轴，其沿着纵向方向延伸且与轴向中心线大体上同轴，其中轴限定上游端和下游端；压缩机区段，其包括多个密封件和/或护罩，压缩机区段连接到轴且可与轴旋转，且其中压缩机区段朝轴的上游端连接；以及涡轮区段，其包括多个密封件和/或护罩，涡轮区段连接到轴且可与轴旋转，且其中涡轮区段朝轴的下游端连接。在一个实施例中，燃气涡轮发动机还包括轴承组件，其联接到框架的内环的内径，其中轴机械地加载到轴承组件上。在另一个实施例中，涡轮区段限定第一涡轮和第二涡轮。框架沿着纵向方向设置在第一涡轮与第二涡轮之间。在一个实施例中，压缩机区段限定第一压缩机和第二压缩机，且其中框架沿着纵向方向设置在第一压缩机与第二压缩机之间。
在另一个实施例中，框架限定大约3个与8个(包括)之间的支柱。
参照以下描述和所附权利要求书，本发明的这些和其它特征、方面和优点将变得更好理解。结合在该说明书的一部分中且构成该说明书的一部分的附图示出本发明的实施例，且连同描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
涉及本领域普通技术人员的本发明的完整且充分(enabling)的公开内容(包括其最佳模式)在参照附图的说明书中阐述，在附图中：
图1是根据本公开内容的方面的结合涡轮区段的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性截面图；
图2是图1中示出的发动机的涡轮区段的示例性实施例的截面侧视图；
图3是图1中示出的燃气涡轮发动机的框架的示例性实施例的局部剖面透视图；
图4是图2中示出的框架的支柱的示例性实施例的局部剖面透视图；
图5描绘了图1-4中描绘的框架和转子的翼型件的定向的示例性实施例；
图6是包括图2中示出的一个或多个框架的发动机的涡轮区段的示例性实施例的截面侧视图；以及
图7是框架内的冷却通路的示例性实施例；
图8是框架内的冷却通路的另一个示例性实施例；以及
图9是框架内的冷却通路的又一个示例性实施例。
本说明书和附图中的参考符号的重复使用意在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细地参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中示出。提供每个示例作为本发明的解释，不作为本发明的限制。实际上，对本领域技术人员将显而易见的是，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中作出各种修改和变型。例如，示为或描述为一个实施例的部分的特征可与另一个实施例使用，以产生另一实施例。因此，意图的是，本发明包括如落入所附权利要求书和它们的等同物的范围内的此类修改和变型。
如本文中使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用，以将一个构件与另一个区分开，且不意在表示单独构件的位置或重要性。
用语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，且“下游”是指流体流到的方向。
大体上提供包括带有附加核心的一个或多个星形框架的燃气涡轮发动机，其可为轴承组件提供结构支承，同时通过减少发动机的重量、零件数和/或核心流径的堵塞来改进燃气涡轮发动机的效率和性能。发动机大体上包括一个或多个星形框架，其中框架限定内环和外环，外环围绕轴向中心线与内环大体上同心。框架限定沿着径向方向从内环向外延伸到外环的多个支柱。一个或多个支柱限定支柱内至少部分地沿着径向方向延伸的一个或多个工作通路。内环、外环和支柱一起限定整体结构。
在各种实施例中，框架可进一步限定沿着纵向方向和周向方向延伸且设置在内环与外环之间的第一中间环和第二中间环。第一中间环和第二中间环可一起限定其间的环形核心流径。第二中间环和外环可一起限定其间的环形次级流径。工作通路中的一个或多个可限定矩圆截面(例如，椭圆形，或卵形，或不对称的，或大体上非圆形)。
发动机和星形框架的各种实施例可减少零件数量、径向尺寸、轴向尺寸和/或减少支柱数量，胜过(over)已知框架。另外，框架可通过减少支柱厚度，从而减少由支柱占据或阻碍的核心流径的周向面积的量或数量来改进发动机的效率和性能。更进一步，通过支柱的矩圆工作通路可特别地限定成相对于支柱的厚度优化通过工作通路的流量或压力。例如，非圆形工作通路可减少支柱厚度，同时为通过支柱的液压或气动流体提供足够或改进的流量和/或压力。
现在参照附图，图1是示例性燃气涡轮发动机10(本文中称为“发动机10”)的示意性截面图，该示例性燃气涡轮发动机10示为高旁通涡轮风扇发动机，其结合根据本公开内容的方面的涡轮区段31的示例性实施例。虽然下文参照涡轮风扇发动机来进一步描述，本公开内容大体上还可适用于涡轮机械，包括螺旋桨风扇发动机、涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴燃气涡轮发动机，包括船用和工业涡轮发动机以及辅助动力单元。如图1中示出的，发动机10具有出于参考目的延伸穿过其中的纵向或轴向中心轴线12。发动机10限定纵向方向L、径向方向R、周向方向C(图2中示出)以及沿着纵向方向L的上游端99和下游端98。
大体上，发动机10可包括基本上管状的外壳18，其限定环形入口20。外壳18包围或至少部分地溢过(flow)按串流布置的压缩机区段21、燃烧区段26和涡轮区段31。在图1中示出的实施例中，压缩机区段21限定按串行布置的第一压缩机22和第二压缩机24。在各种实施例中，第一压缩机22限定低压压缩机或中压压缩机、高压压缩机。第二压缩机24限定中压压缩机或高压压缩机。涡轮区段31限定按串行布置的第二涡轮28和第一涡轮30。在各种实施例中，第二涡轮28限定高压涡轮或中压涡轮。在其它各种实施例中，第一涡轮30限定中压涡轮或低压涡轮。在还有其它实施例中，第二涡轮28或第二涡轮30可限定低压涡轮、中压涡轮或高压涡轮的部分(例如，低压涡轮的两个部分)。应了解的是，在各种实施例中，压缩机区段21和/或涡轮区段31可限定第三压缩机和/或涡轮，其可旋转地联接到彼此。
风扇组件14包括风扇转子15。风扇转子15包括多个风扇叶片42，其联接到风扇转子15和/或第一轴36且沿着径向方向R从风扇转子15和/或第一轴36向外延伸。在各种实施例中，风扇组件14可进一步限定多级翼型件，诸如限定多个风扇叶片42和低压压缩机(LPC)。多个叶片42、风扇转子15和第一轴36可围绕轴向中心线12一起旋转。环形风扇壳或机舱44周向地包绕风扇组件14的至少一部分和/或外壳18的至少一部分。在一个实施例中，机舱44可通过多个周向间隔的出口引导静叶或支柱46来相对于外壳18支承。机舱44的至少一部分可在外壳18的外部部分(沿径向方向R)上延伸，以便限定其间的旁通空气流通路48。
图2中，大体上提供发动机10的涡轮区段31的示例性实施例的示意性截面侧视图。现在参照图1和图2，涡轮区段31的每个涡轮28、30大体上连接成可与压缩机区段21的每个压缩机22、24和/或风扇组件14旋转。例如，在各种实施例中，第二涡轮28可连接到第二压缩机24且可与第二压缩机24旋转，且第一涡轮30可连接到第一压缩机22且可与第一压缩机22旋转。在其它各种实施例中，除了第一压缩机22之外或与第一压缩机22分开，第一涡轮30可连接到风扇组件14且可与风扇组件14旋转。在各种实施例中，第一涡轮30和第一压缩机22可限定由第一轴36连接的低压或中压转轴。第二涡轮28和第二压缩机24可限定由第二轴34连接的高压转轴。
仍参照图1和图2，发动机10还包括多个轴承组件300，其联接到静态结构，诸如星形框架200(在下文称为“框架200”)，且联接或设置在每个轴34、36之间。每个框架200可设置在压缩机区段21的第一压缩机22与第二压缩机24之间，或在涡轮区段31的第一涡轮28与第二涡轮30之间。应了解的是，框架200还可设置在压缩机区段21的额外压缩机或涡轮区段31的涡轮(例如，第三压缩机或第三涡轮)之间。
轴承组件300大体上可限定滚珠或推力轴承、滚子轴承、圆锥滚子轴承、轴颈轴承或空气轴承中的一种或多种。在各种实施例中，轴承组件300联接到框架200的内环210的内径212。轴34、36机械地加载到轴承组件300上。来自轴34、35、36的负载还可从包括内环210、外环260和多个支柱230的整体结构流过或传送通过框架200。
在发动机10的操作期间，如图1-2中共同示出的，如由箭头74示意性指示的大量空气通过风扇组件14和/或机舱的相关联入口76进入发动机10。在空气74横穿风扇叶片42时，如由箭头78示意性指示的空气的一部分被引导或传送到旁通空气流通路48中，而如由箭头80示意性指示的空气的另一个部分被引导或通过风扇组件14。空气80在它朝燃烧区段26流过压缩机区段21时被逐渐压缩。
如由箭头82示意性指示的，现在压缩的空气流入燃烧区段26中，其中燃料被引入，与压缩空气82的至少一部分混合，且点燃以形成燃烧气体86。燃烧气体86流入涡轮区段31中，引起涡轮区段31的旋转部件旋转且支持风扇组件14和/或压缩机区段21中相应联接的旋转部件的操作。
图3中，大体上提供星形框架200的示例性实施例的局部剖面透视图。图4中，大体上提供星形框架200的另一个示例性实施例的局部放大(close-up)透视图。参照图1-4，框架200大体上设置在涡轮区段31内，诸如在第一涡轮与第二涡轮之间。例如，第一涡轮30和第二涡轮28可包括涡轮区段31内任何成对的涡轮。在其它实施例中，框架200可设置在压缩机区段21内，诸如在第一压缩机22与第二压缩机24之间。
现在参照图3和图4，框架200限定内环210和外环260，外环260围绕轴向中心线12与内环210大体上同心。框架200限定沿着径向方向R从内环210向外延伸到外环260的多个支柱230。支柱230中的一个或多个限定支柱230内至少部分地沿着径向方向R延伸的一个或多个工作通路240。在诸如图4中示出的一个实施例中，径向地延伸通过支柱230的一个或多个工作通路240可限定大体上矩圆的截面。例如，大体上矩圆的截面可限定椭圆形、卵形、不对称的或另外非圆形截面。内环210、外环260和支柱230一起限定整体结构。例如，内环210、外环260和支柱230可通过一种或多种增材制造或3D打印方法一起形成。
在各种实施例中，框架200进一步限定沿着纵向方向L和周向方向C延伸的第一中间环250和第二中间环220。第一中间环250和第二中间环220中的每一个沿着径向方向R设置在内环210与外环260之间。第一中间环250大体上沿着第二中间环220的径向方向R向内设置。
图5中，大体上提供框架200的一部分的示例性实施例。现在参照图1-5，框架200还可包括至少在第一中间环250与第二中间环220之间沿着径向方向R包绕每个支柱230的一个或多个翼型件170。在一个实施例中，支柱230中的一个或多个限定了限定翼型件170的表面231(在图3和图5中示出)。在另一个实施例中，每个翼型件170限定大体上从上游端99朝下游端98包绕每个支柱230的壁。翼型件170可限定吸入侧173、压力侧174、前缘175和后缘176。在一个实施例中，吸入侧173是凸的，且压力侧174是凹的。在各种实施例中，翼型件170可限定出口角178，该出口角178由轴向中心线12与延伸穿过翼型件170的弧线177的角度关系限定。所得到的出口角178可限定翼型件170，使得从上游端99朝下游端98横跨每个翼型件170的燃烧气体86流沿周向方向C至少部分地沿第一方向161离开。
应了解的是，出口角178限定相对轴向中心线12的大体角度关系，诸如正的或负的锐角。因此，限定出口角178的每个翼型件170可限定不同的角的大小，其中每个角限定相对于轴向中心线12大体上正的或大体上负的锐角。
在各种实施例中，第一中间环250、第二中间环220和包绕支柱230的翼型件170一起限定整体结构，诸如通过一种或多种增材制造或3D打印方法形成。在一个实施例中，第一中间环250、第二中间环220和翼型件170沿着周向方向C一起分段。例如，第一中间环250、第二中间环220和翼型件170可一起分段成两个或更多个件，这些件一起限定设置在外环260与内环210之间的环形结构。
仍参照图1-5，在一个实施例中，第一中间环250、第二中间环220和翼型件170形成为沿着周向方向C分离的节段，其中第一中间环250、第二中间环220和翼型件170的每个节段一起限定整流罩255。在诸如图3中示出的一个实施例中，框架200可包括沿着周向方向C按相邻布置的大约四个整流罩255。在另一个实施例中，框架200可包括沿着周向方向C大约相等节段的两个或更多个整流罩255。在其它实施例中，框架200可包括沿着周向方向C不等节段的两个或更多个整流罩255。在另一实施例中，整流罩255可限定通过一种或多种增材制造工艺形成的整体结构。整流罩255可至少部分地围绕多个支柱230设置。整流罩255和支柱230可一起将环形核心流径70限定为与次级流径71大体上隔离。环形核心流径70沿着径向方向R至少部分地限定在第一中间环250与第二中间环220之间，且至少部分地沿着纵向方向L延伸。次级流径71沿着径向方向R至少部分地限定在第二中间环220与外环260之间，且至少部分地沿着纵向方向L延伸。
现在参照图6，大体上提供框架200的示例性实施例的截面侧视图。在图4和图6中提供的实施例中，整流罩255的翼型件170在限定于环形核心流径70中的支柱230的一部分处包绕支柱230。包绕整流罩255的翼型件170可限定其间的腔体256。在其中框架200设置在涡轮区段31中的实施例中，整流罩255保护支柱230免受从上游端99流到下游端98的环形核心流径70中的燃烧气体86(参见图1)。在各种实施例中，冷却流体(诸如空气或来自压缩机区段21的压缩空气82)可在翼型件170与支柱230之间腔体256中流动。
在图6中提供的实施例中，多个支柱230可各自在每个工作通路240处限定内端232和外端234。一个或多个支柱230可进一步限定支柱230的每个工作通路240的内端232和/或外端234处的管配件236。在一个实施例中，每个管配件236联接到管道或歧管238且联接到轴承组件300。在各种实施例中，一个或多个支柱230内的一个或多个工作通路240可限定用于液压和/或气动流体的供应、清除、排出和/或排放。联接到管道或歧管238的每个工作通路240可向/从轴承组件300供应或去除润滑剂、液压或气动流体。
参照图1-6，在各种实施例中，框架200限定大约三个与八个(包括)之间的支柱230。例如，如图3中示出的，框架200可限定八个支柱230。在其它实施例中，框架200可限定至少三个支柱230，其可基本上使内环210、外环260、中间环220、250围绕轴向中心线12以大体上同心和/或同轴的对准来固定。在其它各种实施例中，每个支柱230限定结构部件，该结构部件支承由轴34、36、压缩机区段21、涡轮区段31、内环210、外环260和/或中间环220、250生成的负载的至少一部分。
在各种实施例中，支柱230可共同包含环形核心流径70的截面积(沿着周向方向C)的大约15％以下。在一个实施例中，支柱230可共同包含框架200处环形核心流径70的截面积的大约10％以下。在另一个实施例中，支柱230可共同包含框架200处环形核心流径70的截面积的大约5％以下。
现在参照图7-9，大体上提供框架200的示例性实施例，其中一个或多个支柱230限定一个或多个冷却通路270。一个或多个冷却通路270在支柱230中的一个或多个内至少部分地沿着径向方向R(在图3和图6中示出)延伸。在一个实施例中，一个或多个支柱230、外环260和内环210一起限定了限定冷却通路270的整体结构。
在各种实施例中，冷却通路270包括第一冷却通路271和第二冷却通路272。参照图7，第一冷却通路271和第二冷却通路272各自至少部分地围绕一个或多个工作通路240延伸。在一个实施例中，一个或多个支柱230限定壁241，壁241限定每个工作通路240。在图7中示出的实施例中，第一冷却通路271和/或第二冷却通路272围绕每个工作通路240且与每个工作通路240的壁241大约等距。虽然图7描绘了至少部分地围绕工作通路240延伸的第一冷却通路271和第二冷却通路272，应理解的是，另外数量的冷却通路270可围绕工作通路240延伸(例如，第三或第四或第五等冷却通道)。
现在参照图8，支柱230可限定支柱230内至少部分地沿着径向方向R延伸的多个冷却通路270。在一个实施例中，冷却通路270可限定矩圆截面(例如，椭圆形，或卵形，或不对称的，或大体上非圆形)。
现在参照图9，支柱230可限定多个冷却通路270，其还经由一个或多个冷却通道273彼此连接。每个冷却通道273可至少部分地沿纵向方向L、周向方向C和/或径向方向R延伸。在一个实施例中，冷却通道273中的一个或多个可限定蜿蜒状结构。例如，冷却通道273可至少部分地限定从第一冷却通路271到第二冷却通路272的正弦或弯曲通路。在另一个实施例中，冷却通道273从第一冷却通路271延伸到第二冷却通路272，以使每个通路271、272之间能够流体连通。在各种实施例中，每个冷却通道273还可延伸到额外的冷却通路270，以使得能够流体连通。
关于图7-9示出和描述的支柱230的各种实施例可使流体(例如，空气)流动，该流体可提供来自工作通路240的热传递。在一个实施例中，冷却通路270和/或冷却通道273可进一步限定彼此不同的几何形状、面积或容积。每个冷却通路270和/或冷却通道273可限定不同的几何形状，这些几何形状提供不同的流率、压力改变或大体上不同的热传递效果。更进一步，在另一个实施例中，每个冷却通道273可限定某容积，在该容积处来自一个或多个冷却通路270的流体的压力和/或流量在其它冷却通路270之中归一化(例如，压力、流量或温度上的差异在第一冷却通路271与第二冷却通路272之间减小)。
往回参照图1和图2，涡轮区段31可进一步限定每个压缩机22、24之间或每个涡轮28、30之间或任一与框架200之间的一个或多个护罩180和密封件190。在各种实施例中，一个或多个护罩180可限定至少部分地沿纵向方向L延伸的平台或壁。在一个实施例中，护罩180沿径向方向R与密封件190相邻。一个或多个密封件190可限定刀片或刀刃密封件，其大体上朝护罩180延伸，以限定可接触护罩180的大体上尖的端部。在各种实施例中，一个或多个密封件190可限定与一个或多个压缩机22、24或涡轮28、30以及一个或多个轴承组件300相邻的迷宫密封件。
护罩180、密封件190、翼型件170或涡轮区段31和/或压缩机区段21的其它部分还可包括涂层，诸如但不限于热涂层，包括一个或多个结合涂层和热涂层，或磨料，诸如金刚石或立方氮化硼、铝聚合物、氮化铝硼、铝青铜聚合物或镍铬基耐磨涂层。涂层可通过一种或多种方法(诸如等离子喷涂、热喷涂、气相或其它方法)来涂覆。
现在参照关于图1-9示出和描述的实施例，涡轮区段31的每级可构造为安装到筒(drum)或毂中的单独叶片，或整体叶片式转子(IBR)或叶盘，或其组合。叶片、毂或叶盘可由适于燃气涡轮发动机热区段的陶瓷基质复合(CMC)材料和/或金属形成，诸如但不限于镍基合金、钴基合金、铁基合金或钛基合金，其中每种可包括但不限于铬、钴、钨、钽、钼和/或铼。例如，在一个实施例中，多个外护罩翼型件118的至少一部分限定陶瓷或CMC材料。
框架200或其部分或其部分的组合(诸如内环210、外环260和支柱230)可使用增材制造或3D打印，或铸造、锻造、机加工，或由3D打印的模型形成的铸造，或其组合来一起形成。框架200的部分(诸如护罩180、密封件190或整流罩255)可使用机械紧固件(诸如螺栓、螺母、铆钉、螺钉等)或使用一种或多种连结方法(诸如但不限于焊接、钎焊、软钎焊、摩擦焊接、扩散结合等)连结到内环210、外环260和/或支柱230。
在图1-9中示出且本文中描述的系统可减少零件数量、径向尺寸、轴向尺寸和/或减少了支柱数量，胜过已知框架。另外，框架可通过减少支柱厚度，从而减少由支柱占据或阻碍的核心流径的周向面积的量或数量来改进发动机的效率和性能。更进一步，通过支柱的矩圆工作通路可特别地限定成相对于支柱的厚度优化通过工作通路的流量或压力。例如，非圆形工作通路可减少支柱厚度，同时为通过支柱的液压或气动流体提供足够或改进的流量和/或压力。
该书面描述使用示例来公开本发明(包括最佳模式)，且还使本领域的任何技术人员能够实施本发明，包括作出和使用任何装置或系统以及执行任何结合的方法。本发明的可取得专利的范围由权利要求书限定，且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果此类其它示例包括并非不同于权利要求书的字面语言的结构元件，或如果它们包括带有与权利要求书的字面语言无实质的差异的等同结构元件，此类其它示例意在处于权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种燃气涡轮发动机，其限定轴向中心线、纵向方向、径向方向和周向方向，所述燃气涡轮发动机包括：
一个或多个框架，其中所述框架限定内环和外环，所述外环围绕所述轴向中心线与所述内环大体上同心，其中所述框架限定沿着所述径向方向从所述内环向外延伸到所述外环的多个支柱，且其中一个或多个支柱限定所述支柱内至少部分地沿着所述径向方向延伸的一个或多个工作通路，且其中所述内环、所述外环和所述支柱一起限定整体结构。
2.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，限定在所述支柱内的所述工作通路中的至少一个或多个至少部分地限定矩圆截面。
3.根据权利要求2所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述矩圆截面是不对称的。
4.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述框架还包括第一中间环和第二中间环，其各自沿着所述纵向方向和所述周向方向延伸，且沿着所述径向方向设置在所述内环与所述外环之间。
5.根据权利要求4所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述框架还包括至少在所述第一中间环与所述第二中间环之间沿着所述径向方向包绕每个支柱的一个或多个翼型件，且其中每个翼型件限定压力侧和吸入侧。
6.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述支柱中的一个或多个限定了限定所述翼型件的表面。
7.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，每个翼型件限定从上游端朝下游端大体上包绕每个支柱的壁。
8.根据权利要求5所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一中间环、所述第二中间环和所述翼型件一起限定整流罩，所述整流罩形成为沿着所述周向方向C分离的节段。
9.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个支柱各自限定每个工作通路处的内端和外端，且其中一个或多个支柱进一步限定所述支柱的每个工作通路的内端和外端处的管配件。
10.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，一个或多个支柱限定所述支柱内至少部分地沿着所述径向方向延伸的至少三个工作通路。
11.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，增材制造工艺限定所述内环、所述外环和所述支柱的整体结构。
12.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，一个或多个支柱限定至少部分地沿着所述径向方向延伸的多个冷却通路。
13.根据权利要求12所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述一个或多个支柱进一步限定至少部分地沿所述纵向方向、所述径向方向和/或所述周向方向延伸的一个或多个冷却通道，且其中所述多个冷却通路经由一个或多个冷却通道彼此连接。
14.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，一个或多个支柱限定第一冷却通路和第二冷却通路，其各自至少部分地围绕一个或多个工作通路延伸。
15.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括：
轴，沿着所述纵向方向延伸且与所述轴向中心线大体上同轴，其中所述轴限定上游端和下游端；
压缩机区段，其包括多个密封件和/或护罩，所述压缩机区段连接到所述轴且可与所述轴旋转，且其中所述压缩机区段朝所述轴的上游端连接；以及
涡轮区段，其包括多个密封件和/或护罩，所述涡轮区段连接到所述轴且可与所述轴旋转，且其中所述涡轮区段朝所述轴的下游端连接。
16.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括：
轴承组件，其联接到所述框架的内环的内径，其中所述轴机械地加载到所述轴承组件上。
17.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮区段限定第一涡轮和第二涡轮，且其中所述框架沿着所述纵向方向设置在所述第一涡轮与所述第二涡轮之间。
18.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述压缩机区段限定第一压缩机和第二压缩机，且其中所述框架沿着所述纵向方向设置在所述第一压缩机与所述第二压缩机之间。
19.根据权利要求1所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述框架限定大约3个与8个之间的支柱，包括3个和8个支柱。
20.根据权利要求6所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述支柱包含所述环形核心流径的截面积的大约15％以下。
CN201780085135.4A 2017-01-30 2017-12-08 带有附加核心的涡轮星形框架 Pending CN110214218A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/419080 2017-01-30
US15/419,080 US10550726B2 (en) 2017-01-30 2017-01-30 Turbine spider frame with additive core
PCT/US2017/065257 WO2018140139A1 (en) 2017-01-30 2017-12-08 Turbine spider frame with additive core

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN110214218A true CN110214218A (zh) 2019-09-06

Family

ID=62977253

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201780085135.4A Pending CN110214218A (zh) 2017-01-30 2017-12-08 带有附加核心的涡轮星形框架

Country Status (3)

Country Link
US (1) US10550726B2 (zh)
CN (1) CN110214218A (zh)
WO (1) WO2018140139A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111852581A (zh) * 2020-07-24 2020-10-30 中国科学院工程热物理研究所 一种适用于主承力机匣传力的支板结构

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102017105760A1 (de) * 2017-03-17 2018-09-20 Man Diesel & Turbo Se Gasturbine, Leitschaufelkranz einer Gasturbine und Verfahren zum Herstellen desselben
US10727656B2 (en) * 2017-11-08 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Igniter cable conduit for gas turbine engine
US11230995B2 (en) 2017-11-08 2022-01-25 Raytheon Technologies Corporation Cable conduit for turbine engine bypass
BE1025975B1 (fr) * 2018-02-02 2019-09-03 Safran Aero Boosters S.A. Carter structural pour turbomachine axiale
US10781721B2 (en) * 2018-02-09 2020-09-22 General Electric Company Integral turbine center frame
US10697370B2 (en) 2018-08-30 2020-06-30 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Oil supply assembly for gas turbine engine
US11925985B2 (en) 2019-06-26 2024-03-12 Hamilton Sundstrand Corporation Method of making a radial turbine wheel using additive manufacturing
US11149651B2 (en) * 2019-08-07 2021-10-19 Raytheon Technologies Corporation Seal ring assembly for a gas turbine engine
PL431184A1 (pl) * 2019-09-17 2021-03-22 General Electric Company Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością Zespół silnika turbinowego
CN110617115B (zh) * 2019-10-29 2021-11-02 北京动力机械研究所 利用增材制造方式生产的涡轮发动机导流环组件
US11313248B2 (en) 2020-05-05 2022-04-26 Raytheon Technologies Corporation 3-D lattice bearing support structure
PL435036A1 (pl) * 2020-08-20 2022-02-21 General Electric Company Polska Spółka Z Ograniczoną Odpowiedzialnością Konstrukcja połączeń dla zespołu generatora
US11428160B2 (en) 2020-12-31 2022-08-30 General Electric Company Gas turbine engine with interdigitated turbine and gear assembly
FR3119862B1 (fr) * 2021-02-12 2023-08-25 Safran Aircraft Engines Dispositif de maintien en position d’un aubage de turbomachine
FR3130879B1 (fr) * 2021-12-22 2024-11-08 Safran Aircraft Engines Sous-ensemble de turbomachine comportant un col de cygne a configuration amelioree et turbomachine comportant un tel sous-ensemble
US20240295178A1 (en) * 2023-03-01 2024-09-05 Raytheon Technologies Corporation Bowed rotor start reduction via internal cooling

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4076452A (en) * 1974-04-09 1978-02-28 Brown, Boveri-Sulzer Turbomaschinen Ag Gas turbine plant
JPH1136983A (ja) * 1997-07-23 1999-02-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ターボファンエンジンのタービンフレーム構造
CN101153546A (zh) * 2006-09-28 2008-04-02 三菱重工业株式会社 双轴燃气涡轮
US20150322815A1 (en) * 2012-12-29 2015-11-12 Pw Power Systems, Inc. Cast steel frame for gas turbine engine
US20150337682A1 (en) * 2012-12-29 2015-11-26 United Technologies Corporation Cooling architecture for turbine exhaust case

Family Cites Families (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4920742A (en) * 1988-05-31 1990-05-01 General Electric Company Heat shield for gas turbine engine frame
US4987736A (en) * 1988-12-14 1991-01-29 General Electric Company Lightweight gas turbine engine frame with free-floating heat shield
US20100132371A1 (en) 2008-11-28 2010-06-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
US8061969B2 (en) 2008-11-28 2011-11-22 Pratt & Whitney Canada Corp. Mid turbine frame system for gas turbine engine
US8371812B2 (en) 2008-11-29 2013-02-12 General Electric Company Turbine frame assembly and method for a gas turbine engine
US8500392B2 (en) * 2009-10-01 2013-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Sealing for vane segments
US9284887B2 (en) 2009-12-31 2016-03-15 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and frame
US9447694B2 (en) 2012-01-30 2016-09-20 United Technologies Corporation Internal manifold for turning mid-turbine frame flow distribution
US9140137B2 (en) 2012-01-31 2015-09-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine mid turbine frame bearing support
US10138809B2 (en) * 2012-04-02 2018-11-27 United Technologies Corporation Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume
US9222413B2 (en) 2012-07-13 2015-12-29 United Technologies Corporation Mid-turbine frame with threaded spokes
WO2014105781A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Frame strut cooling holes
WO2014105572A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Combination flow divider and bearing support
WO2014105603A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Multi-piece heat shield
US10036324B2 (en) 2012-12-29 2018-07-31 United Technologies Corporation Installation mounts for a turbine exhaust case
WO2014105512A1 (en) * 2012-12-29 2014-07-03 United Technologies Corporation Mechanical linkage for segmented heat shield
US10329956B2 (en) * 2012-12-29 2019-06-25 United Technologies Corporation Multi-function boss for a turbine exhaust case
EP2945938B1 (en) * 2013-01-18 2018-03-07 F. Hoffmann-La Roche AG 3-substituted pyrazoles and use as dlk inhibitors
WO2014137574A1 (en) 2013-03-05 2014-09-12 United Technologies Corporation Mid-turbine frame rod and turbine case flange
EP3348803B1 (en) * 2013-03-13 2019-09-11 United Technologies Corporation Engine mid-turbine frame transfer tube for low pressure turbine case cooling
US10173264B2 (en) * 2013-03-15 2019-01-08 United Technologies Corporation Additive manufacturing baffles, covers, and dies
JP6392310B2 (ja) * 2013-03-15 2018-09-19 ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイションＵｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ｃｏｒｐｏｒａｔｉｏｎ 計器移送用支柱
DE112014006477T5 (de) * 2014-03-18 2017-06-08 General Electric Company Abgasdiffusor mit einer Hauptstütze und kleinen Stützen
US20150354382A1 (en) 2014-06-06 2015-12-10 General Electric Company Exhaust frame cooling via strut cooling passages
US9816396B2 (en) * 2014-10-16 2017-11-14 Honeywell International Inc. Integrated outer flowpath ducting and front frame system for use in a turbofan engine and method for making same
US10450956B2 (en) 2014-10-21 2019-10-22 United Technologies Corporation Additive manufactured ducted heat exchanger system with additively manufactured fairing
US9879637B2 (en) 2014-12-04 2018-01-30 Honeywell International Inc. Combined fan bypass components with removable front frame structure for use in a turbofan engine and method for making same
US9790860B2 (en) 2015-01-16 2017-10-17 United Technologies Corporation Cooling passages for a mid-turbine frame
DE102015201782A1 (de) * 2015-02-02 2016-08-18 MTU Aero Engines AG Leitschaufelring für eine Strömungsmaschine
US10072524B2 (en) 2015-02-10 2018-09-11 United Technologies Corporation Method of making a turbine wheel axial retention device
US9784133B2 (en) 2015-04-01 2017-10-10 General Electric Company Turbine frame and airfoil for turbine frame

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4076452A (en) * 1974-04-09 1978-02-28 Brown, Boveri-Sulzer Turbomaschinen Ag Gas turbine plant
JPH1136983A (ja) * 1997-07-23 1999-02-09 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd ターボファンエンジンのタービンフレーム構造
CN101153546A (zh) * 2006-09-28 2008-04-02 三菱重工业株式会社 双轴燃气涡轮
US20150322815A1 (en) * 2012-12-29 2015-11-12 Pw Power Systems, Inc. Cast steel frame for gas turbine engine
US20150337682A1 (en) * 2012-12-29 2015-11-26 United Technologies Corporation Cooling architecture for turbine exhaust case

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111852581A (zh) * 2020-07-24 2020-10-30 中国科学院工程热物理研究所 一种适用于主承力机匣传力的支板结构

Also Published As

Publication number Publication date
US20180216493A1 (en) 2018-08-02
WO2018140139A1 (en) 2018-08-02
US10550726B2 (en) 2020-02-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN110214218A (zh) 带有附加核心的涡轮星形框架
US9039364B2 (en) Integrated case and stator
EP2543867B1 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US10801442B2 (en) Counter rotating turbine with reversing reduction gear assembly
JP5107148B2 (ja) タービンエンジンの排気カウリング
US10519860B2 (en) Turbine frame and bearing arrangement for three spool engine
EP3415728B1 (en) Gas turbine engine with rotating reversing compound gearbox
CN110300838A (zh) 用于外径安装型涡轮叶片的热结构
CN108930594A (zh) 交叉涡轮发动机的空气轴承和热管理喷嘴布置
US10066495B2 (en) Organic matrix composite structural inlet guide vane for a turbine engine
US11698005B2 (en) Flow diverter for mid-turbine frame cooling air delivery
US20170298743A1 (en) Component for a turbine engine with a film-hole
WO2018136182A1 (en) Three spool gas turbine engine with interdigitated turbine section
US11231043B2 (en) Gas turbine engine with ultra high pressure compressor
CN111465750A (zh) 涡轮后部结构、对应的燃气涡轮发动机、飞机和制造方法
CN104797789A (zh) 涡轮机中的排气管支架
US3775023A (en) Multistage axial flow compressor
US20180209277A1 (en) Investment casting core
US20180283189A1 (en) Asymmetric vane assembly
US10294821B2 (en) Interturbine frame for gas turbine engine
US20170328213A1 (en) Engine component wall with a cooling circuit
US10718218B2 (en) Turbine blisk with airfoil and rim cooling
GB2564366A (en) Air flow rectification assembly and turbomachine comprising an assembly of this type
EP3293361B1 (en) Gas turbine engine and corresponding method of manufacturing

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination