專利名稱：航空燃氣渦輪機的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及在殼體內收容有壓縮機、燃燒器和渦輪結構的航空燃氣渦輪機。
背景技術：
作為直升飛機和噴氣飛機等飛機的發(fā)動機而在使用燃氣渦輪機。該航空燃氣渦輪機由壓縮機、燃燒器和渦輪構成，從空氣進入口進入的空氣被壓縮機壓縮而成為高溫高壓的壓縮空氣，在燃燒器向該壓縮空氣供給燃料并使燃燒，以高溫高壓的燃氣來驅動渦輪。在直升飛機的情況下是渦輪的驅動力使轉子旋轉，在噴氣飛機的情況下是從排氣的能量得到推力。 構成航空燃氣渦輪機的渦輪在殼體內把多個靜翼和動翼交替配置，通過利用燃氣驅動動翼來得到旋轉驅動力并驅動壓縮機。在這種渦輪中，當動翼由于某種原因破損，則破損的部件由于離心力而向外側飛散，有可能使殼體損傷。因此，殼體在動翼的外周側設置厚壁部而成為被增強的封閉(- > f 4 J >卜)結構。但由于在航空燃氣渦輪機運轉時殼體成為高溫，所以厚壁部的結構強度降低而有可能不能發(fā)揮封閉結構的功能。且在熱容量不同的厚壁部與薄壁部之間產生溫度差并由此為起因而產生熱應力。特別是在航空燃氣渦輪機起動時和停止時，由于急劇的溫度變化而產生大的熱應力，隨之而熱變形量也變大。于是，難于把動翼前端部與殼體內面的間隙維持在合適的量，有效率降低的問題。作為解決該問題的方法例如有下面專利文獻I所記載的。該專利文獻I記載的兩層殼渦輪殼體設置有兩層殼，其在包圍燃氣渦輪機動翼部的渦輪殼體形成有中空環(huán)狀的空腔，在空腔內使冷卻空氣包圍渦輪動翼而向周向流動以冷卻殼體，而且設置有調節(jié)冷卻空氣的流量以控制動翼間隙的間隙控制裝置。現(xiàn)有技術文獻專利文獻專利文獻I :(日本)特開平10-008911號公報

發(fā)明內容
發(fā)明要解決的問題上述現(xiàn)有的兩層殼渦輪殼體利用間隙控制裝置來向兩層殼的空腔內供給冷卻空氣來冷卻殼體，并控制動翼間隙。但這時關于作為冷卻空氣是使用什么空氣，且把向空腔供給的冷卻空氣向何處排出，則沒有任何記載。如在該專利文獻I的現(xiàn)有技術中所記載的那樣，作為冷卻空氣而使用從風扇引導的通風空氣的情況下，則需要其導入路徑和用于導入的泵體等，結構被復雜化。作為冷卻空氣而使用來自壓縮機的抽氣的情況下，則燃氣量減少而效率降低。本發(fā)明的目的在于解決上述課題而提供一種航空燃氣渦輪機，其結構簡單并防止效率降低，而且通過恰當?shù)乩鋮s殼體的厚壁部而提高結構強度，設定成更有效的封閉結構，且抑制由熱應力引起的熱變形，能夠確保與動翼的合適的間隙。為了達到上述目的，本發(fā)明的航空燃氣渦輪機在圓筒狀的殼體內收容有壓縮機、燃燒器和渦輪，其中，設置有被配置在所述殼體的動翼外周側的厚壁部、設置在該厚壁部內而使被所述壓縮機壓縮的壓縮空氣流通并冷卻的冷卻通路、把在該冷卻通路流通的壓縮空氣向燃氣通路排出的排出通路。因此，通過使被壓縮機壓縮的壓縮空氣在冷卻通路流通而能夠恰當?shù)乩鋮s殼體的厚壁部，提高結構強度而更有效地發(fā)揮封閉結構的功能。通過抑制由與熱容量不同的薄壁部的溫度差而引起的熱應力和熱變形而能夠確保該殼體與動翼前端合適的間隙，通過把在冷卻通路流通的壓縮空氣通過排出通路而向燃氣通路排出，能夠使作為冷卻介質的壓縮空氣向燃氣通路返回，防止效率降低，且由于把壓縮空氣作為冷卻介質使用，所以不需要另外地設置泵等而能夠把結構簡單化。

本發(fā)明的航空燃氣渦輪機中，所述冷卻通路的一端在所述燃燒器的壓縮空氣吸入部開口。因此，在殼體的厚壁部僅設置一端在燃燒器的壓縮空氣吸入部開口的冷卻通路便可，不需要另外地設置泵和其他通路等而更能夠把結構簡單化。本發(fā)明的航空燃氣渦輪機中，所述殼體具有本體殼體和位于該本體殼體內側的覆蓋罩，在所述本體殼體與所述覆蓋罩之間設置所述排出通路，所述冷卻通路的另一端在所述排出通路開口，該排出通路經由設置在所述覆蓋罩的開口而與所述燃氣通路連通。因此，在殼體的厚壁部僅設置另一端在排出通路開口的冷卻通路且確保向覆蓋罩開口便可，能夠把在冷卻通路流通的壓縮空氣向燃氣通路排出，不需要另外地設置泵等而能夠把結構簡單化。且通過冷卻厚壁部而使結構強度增加，有效地發(fā)揮封閉效果，且由于殼體和覆蓋罩的熱變形量或熱變位量被抑制，所以能夠確保該覆蓋罩與動翼前端合適的間隙。本發(fā)明的航空燃氣渦輪機中，所述排出通路把在所述冷卻通路流通的壓縮空氣向所述燃氣通路中靜翼的上游側排出。因此，由于被從排出通路排出的壓縮空氣向靜翼的上游側返回，所以被靜翼整流，利用該返回的壓縮空氣而能夠增大渦輪的作功量，能夠防止效率降低。本發(fā)明的航空燃氣渦輪機中，所述冷卻通路在所述殼體的厚壁部被沿渦輪轉子的軸心方向設置，且在周向被等間隔配置多個。因此，由于把冷卻通路在殼體的厚壁部在周向等間隔配置，能夠在周向均勻地冷卻該厚壁部，所以能夠使殼體在周向的溫度分布均勻化而抑制熱變形。本發(fā)明的航空燃氣渦輪機中，所述冷卻通路是曲折形狀。因此，壓縮空氣是在曲折形狀冷卻通路流動，通過擴大厚壁部的與壓縮空氣的接觸面積而能夠提高冷卻效率。且通過設定成曲折形狀而使壓力損失增大，抑制冷卻空氣的流量過大，能夠減少冷卻空氣量。本發(fā)明的航空燃氣渦輪機中，所述冷卻通路具有被設置在所述殼體厚壁部的腔室、使壓縮空氣向該腔室流入的多個入口通路、使所述腔室內的壓縮空氣向所述排出通路流出的多個出口通路。因此，成為把壓縮空氣暫時儲存在腔室，通過擴大厚壁部的與壓縮空氣的接觸面積而能夠提高冷卻效率，且通過使腔室作為輻射屏蔽來發(fā)揮作用，能夠抑制熱向殼體的外壁傳遞。發(fā)明效果根據(jù)本發(fā)明的航空燃氣渦輪機，由于把使被壓縮機壓縮的壓縮空氣流通并冷卻的冷卻通路設置在被配置于殼體的動翼外周側的厚壁部，且設置有把在該冷卻通路流通的壓縮空氣向燃氣通路排出的排出通路，所以使結構簡單并防止效率降低，而且通過恰當?shù)乩鋮s殼體的厚壁部而能夠確保與動翼的合適間隙。


圖I是表示本發(fā)明實施例I航空燃氣渦輪機的概略結構圖； 圖2是實施例I航空燃氣渦輪機的渦輪主要部分的概略圖；圖3是實施例I航空燃氣渦輪機的殼體厚壁部主要部分的剖視圖；圖4是表示本發(fā)明實施例2航空燃氣渦輪機的殼體厚壁部的概略圖；圖5是表示本發(fā)明實施例3航空燃氣渦輪機的殼體厚壁部的概略圖。
具體實施例方式以下參照附圖來詳細說明本發(fā)明航空燃氣渦輪機的恰當?shù)膶嵤├?。本發(fā)明并不限定于該實施例。實施例I圖I是表示本發(fā)明實施例I航空燃氣渦輪機的概略結構圖，圖2是實施例I航空燃氣渦輪機的渦輪主要部分的概略圖，圖3是實施例I航空燃氣渦輪機的殼體厚壁部主要部分的剖視圖。如圖I所示，實施例I的航空燃氣渦輪機具有風扇殼體11和本體殼體12，在風扇殼體11內收容有風扇13，在本體殼體12內收容有壓縮機14、燃燒器15和渦輪16。風扇13是在旋轉軸21的外周部安裝有多個風扇葉片22。壓縮機14具有低壓壓氣機23和高壓壓氣機24。燃燒器15位于比壓縮機14更靠下游側，在周向配置有多個。渦輪16位于比燃燒器15更靠下游側，具有高壓渦輪25和低壓渦輪26。且把風扇13的旋轉軸21與低壓壓氣機23連結，低壓壓氣機23與低壓渦輪26由第一轉子軸27連結。高壓壓氣機24與高壓渦輪25由位于第一轉子軸27外周側的圓筒狀的第二轉子軸28連結。因此，在壓縮機14從空氣進入口進入的空氣通過低壓壓氣機23和高壓壓氣機24中未圖示的多個靜翼和動翼而被壓縮，成為高溫高壓的壓縮空氣。在燃燒器15向該壓縮空氣供給規(guī)定的燃料進行燃燒。在該燃燒器15生成的動作流體即高溫、高壓的燃氣通過構成渦輪16的高壓渦輪25和低壓渦輪26中未圖示的多個靜翼和動翼而進行驅動旋轉。這時，低壓渦輪26的旋轉力通過第一轉子軸27而向低壓壓氣機23傳遞并進行驅動。高壓渦輪25的旋轉力通過第二轉子軸28而向高壓壓氣機24傳遞并進行驅動。其結果是能夠驅動風扇13，而且能夠利用從渦輪16排出的排氣得到推力。如圖2和圖3所示，在上述渦輪16的低壓渦輪26中，在轉子軸27 (參照圖I)的外周部固定有軸向并列的兩個渦輪盤31、32。該渦輪盤31、32是圓盤狀，在軸向具有規(guī)定間隔地配置，在外周部沿周向按照規(guī)定間隔地安裝有多個動翼33、34。
本體殼體12是圓筒狀，隨著去往燃氣流動方向的下游側而徑變大。該本體殼體12在其內側具有規(guī)定間隙而配置有外側覆蓋罩35，且在該外側覆蓋罩35的內側具有規(guī)定間隙而配置有內側覆蓋罩36。外側覆蓋罩35通過把環(huán)狀的三個外側覆蓋罩本體37、38、39在軸向連結而成為圓筒狀。內側覆蓋罩36通過把環(huán)狀的三個內側覆蓋罩本體40、41、42在軸向具有規(guī)定間隔地配置而成為大致圓筒狀。在動翼33的上游側位置，且是外側覆蓋罩本體37與內側覆蓋罩本體40之間，在周向具有規(guī)定間隔地安裝有多個靜翼43。在動翼33的下游側 且位于動翼34的上游側位置，且是外側覆蓋罩本體38與內側覆蓋罩本體41之間，在周向具有規(guī)定間隔地安裝有多個靜翼44。外側覆蓋罩本體37、38的相對的各端部具有規(guī)定間隙(開口)S地抵接，突起部37a、38a被在本體殼體12內周面形成的支承部12a所支承。外側覆蓋罩本體39在外周面形成的凸緣部39a與本體殼體12的凸緣部12b重疊，被緊固螺栓45所連結。且外側覆蓋罩本體39的后端部與內側覆蓋罩本體42的前端部被多個連結部件46所連結。動翼33在基端部側設置有與內側覆蓋罩本體40、41連續(xù)的平板33a，在前端部側設置有頂端覆蓋罩33b。在該頂端覆蓋罩33b與具有背面板47的外側覆蓋罩本體37之間被確保有規(guī)定的間隙(間隙)。同樣地，動翼34在基端部側設置有與內側覆蓋罩本體41、42連續(xù)的平板34a，在前端部側設置有頂端覆蓋罩34b。在該頂端覆蓋罩34b與具有背面板48的外側覆蓋罩本體38之間被確保有規(guī)定的間隙(間隙)。各頂端覆蓋罩33b、34b被安裝在所有的動翼33、34，形成成為環(huán)狀的覆蓋罩。也可以按照需要而不設置背面板47、48。因此，構成了被外側覆蓋罩35、內側覆蓋罩36、平板33a、34a、頂端覆蓋罩33b、34b所包圍的環(huán)狀燃氣通路A，把動翼33、34和靜翼43、44配置在該燃氣通路A。實施例I中，風扇殼體11、本體殼體12、外側覆蓋罩35等是作為本發(fā)明的殼體在起作用。在這種結構的航空燃氣渦輪機中，當圍繞轉子軸(渦輪轉子)27,28 (參照圖I)旋轉的動翼33、34由于某種原因破損，則破損的動翼33、34的破片由于離心力而向外側飛散，有可能使外側覆蓋罩35和本體殼體12損傷。因此，本體殼體12與各動翼33、34的外周側對應地設置有厚壁部51、52，成為該部分被增強的封閉結構。在一個厚壁部52設置有多個冷卻通路53，其使被壓縮機14 (參照圖I)壓縮的壓縮空氣流通來冷卻該厚壁部52。該多個冷卻通路53沿轉子軸(渦輪轉子)27、28 (參照圖I)的軸心方向設置，且在本體殼體12的周向被等間隔配置。且各冷卻通路53的一端在燃燒器15 (參照圖I)的壓縮空氣吸入部54開口。各冷卻通路53可以通過鑄造來加工，也可以是電解加工和鉆頭的機械加工等。也可以在周向不是等間隔。在本體殼體12與外側覆蓋罩35之間設置有沿前后方向的空間部，該空間部作為把在冷卻通路53流通的壓縮空氣向燃氣通路A排出的排出通路55而起作用。冷卻通路53的另一端在該排出通路55的后端部側開口。且排出通路55經由設置在外側覆蓋罩35的開口，即經由與外側覆蓋罩本體37、38的間隙S而與燃氣通路A流通。本實施例把該間隙S設置在燃氣通路A中靜翼(最后層的靜翼)44的上游側，成為排出通路55的壓縮空氣向燃氣通路A的靜翼44的上游側排出。這種結構的航空燃氣渦輪機，由于本體殼體12在運轉時成為高溫，所以厚壁部
51、52的結構強度降低。特別是在起動時和停止時等伴隨有急劇負載變化的運轉時，在本體殼體12的厚壁部51、52與厚壁部51、52以外的薄壁部即其他部位之間產生由溫度差引起的熱應力，熱變形量也各自不同。即本體殼體12的厚壁部51、52與本體殼體12的薄壁部(其他部位)相比而熱容量大，所以與其他部位產生溫度差，由于該溫度差而產生大的熱應力，變形量變大。由此而與本體殼體12是一體的外側覆蓋罩35的變形量也變大。于是，難于把動翼34前端部(頂端覆蓋罩33b)與外側覆蓋罩35的間隙維持在合適的量,該間隙變大而招致效率降低。但本實施例在本體殼體12的厚壁部52設置有多個冷卻通路53。因此，當把被壓縮機14壓縮的壓縮空氣作為燃燒用或冷卻用的空氣向燃燒器15的吸入部54供給時，該壓縮空氣從在吸入部54開口的各冷卻通路53的一端部流入。且通過壓縮空氣在各冷卻通路53流動來冷卻厚壁部52。這時，利用吸入部54與排出通路55的壓力差而作為自然對流，吸入部54的壓縮空氣向各冷卻通路53流入。因此，本體殼體12的厚壁部52的結構強度被提高，封閉結構有效地發(fā)揮了作用。由于熱容量比較大的厚壁部52被冷卻，所以與本體 殼體12中的厚壁部51、52以外的熱容量比較小的薄壁部的溫度差被緩和。由此，本體殼體12的熱應力和熱變形量被抑制，能夠把動翼34前端部(頂端覆蓋罩34b)與配置在本體殼體12內側而其變位量被抑制的外側覆蓋罩35的間隙維持在合適的量。然后，把在各冷卻通路53流通而把厚壁部52冷卻了的壓縮空氣向排出通路55排出，之后進行轉向，而在該排出通路55內一邊把外側覆蓋罩35 (外側覆蓋罩本體38)冷卻一邊向渦輪16的上游側流動，通過外側覆蓋罩本體37、38的間隙S而向燃氣通路A流入。這時，是利用排出通路55與燃氣通路A的壓力差而作為自然對流來使排出通路55的壓縮空氣通過間隙S向燃氣通路A流動。因此，由于在燃燒器15的近前而被抽氣的壓縮空氣向燃氣通路A返回，所以能夠抑制渦輪16的作功量減少。實施例I的航空燃氣渦輪機在圓筒狀的本體殼體12內收容有壓縮機14、燃燒器15和渦輪16，在本體殼體12的動翼34外周側設置有厚壁部52，在該厚壁部52內設置使被壓縮機14壓縮的壓縮空氣流通并冷卻的冷卻通路53，并設置有把在該冷卻通路53流通了的壓縮空氣向燃氣通路A排出的排出通路55。因此，被壓縮機14壓縮的壓縮空氣在各冷卻通路53流通，本體殼體12的厚壁部52被恰當冷卻而抑制了熱變形，外側覆蓋罩35的變形量和變位量被抑制，能夠確保動翼34與外側覆蓋罩35的合適的間隙。且在冷卻通路53流通的壓縮空氣通過排出通路55而從間隙S向燃氣通路A排出，作為冷卻介質而使由壓縮機14抽氣的壓縮空氣向燃氣通路A返回，能夠防止渦輪效率降低。且把壓縮機14的壓縮空氣作為冷卻介質使用，不需要另外設置泵等而能夠使結構簡單化。實施例I的航空燃氣渦輪機把冷卻通路53的一端在燃燒器15的壓縮空氣吸入部54開口。因此，在本體殼體12的厚壁部52僅設置一端在燃燒器15的壓縮空氣吸入部54開口的冷卻通路53便可，不需要另外地設置泵和其他通路等而更能夠把結構簡單化。實施例I的航空燃氣渦輪機在本體殼體12的內側設置有外側覆蓋罩35，在該本體殼體12與外側覆蓋罩35之間設置有排出通路55，把冷卻通路53的另一端在該排出通路55開口，把排出通路55經由外側覆蓋罩本體37、38的間隙S而與燃氣通路A流通。因此，在本體殼體12的厚壁部52僅設置另一端在排出通路55開口的冷卻通路53且確保與外側覆蓋罩35的間隙S便可，能夠把在冷卻通路53流通的壓縮空氣向燃氣通路A排出，不需要另外地設置泵等而能夠把結構簡單化。且通過冷卻厚壁部52而能夠抑制外側覆蓋罩35的熱變形量和變位量，所以能夠確保該外側覆蓋罩35與動翼34前端合適的間隙。實施例I的航空燃氣渦輪機通過排出通路55把在冷卻通路53流通的壓縮空氣向燃氣通路A中靜翼44的上游側排出。因此，由于被從排出通路55排出的壓縮空氣向靜翼44的上游側返回，所以被靜翼44整流，利用該返回的壓縮空氣而能夠增大渦輪16的作功量，能夠防止渦輪效率降低。實施例I的航空燃氣渦輪機把冷卻通路53在本體殼體12的厚壁部52沿轉子軸27,28的軸心方向設置，且在周向等間隔配置多個。因此，由于把多個冷卻通路53在本體殼體12的厚壁部52在周向等間隔配置，能夠在周向均勻地冷卻該厚壁部52，所以能夠使本體殼體12在周向的溫度分布均勻化而抑制熱變形，能夠在周向均勻地維持外側覆蓋罩35與動翼34前端的間隙。

實施例2圖4是表示本發(fā)明實施例2航空燃氣渦輪機的殼體厚壁部的概略圖。對于與上述實施例說明的具有相同功能的部件則付與相同符號而省略重復說明。如圖4所示，實施例2的航空燃氣渦輪機中，本體殼體12與動翼的外周側對應設置有厚壁部52，使該部分成為被增強的封閉結構。且在該厚壁部52設置有多個冷卻通路61，其通過使被壓縮機壓縮的壓縮空氣流通來冷卻該厚壁部52。該多個冷卻通路61是曲折狀。即一個冷卻通路61由三個路徑構成一端部在吸入部54開口的入口通路62、另一端部在排出通路開口的出口通路64、一端部與入口通路62的另一端部連通，而另一端部與出口通路64的一端部連通的折返通路63。曲折形狀的冷卻通路61并不限定于三個路徑，也可以是兩個路徑，也可以是四個路徑以上。優(yōu)選分別鄰接的入口通路62、折返通路63、出口通路64在本體殼體12的周向被等間隔配置，但也可以不是等間隔。因此，如果把被壓縮機壓縮的壓縮空氣向吸入部54供給，則該壓縮空氣從各冷卻通路61的入口通路62流入。且從入口通路62流入的壓縮空氣在折返通路63流動，并從出口通路64向排出通路排出。在此，通過使壓縮空氣在各冷卻通路61流動來冷卻厚壁部
52。因此，本體殼體12的厚壁部52的結構強度被提高，封閉結構有效地發(fā)揮了作用。由于熱容量比較大的厚壁部52被冷卻，所以與熱容量比較小的本體殼體12薄壁部的溫度差被緩和。由此，本體殼體12的熱應力和厚壁部52的熱變形量被抑制，能夠把動翼前端部與外側覆蓋罩的間隙維持在合適的量。該實施例2的航空燃氣渦輪機在本體殼體12的厚壁部52設置冷卻通路61，其使被壓縮機壓縮的壓縮空氣流通，該冷卻通路61是曲折形狀。因此，被壓縮機14壓縮的壓縮空氣是在曲折形狀的各冷卻通路61流通，通過擴大壓縮空氣與厚壁部52的接觸面積而能夠有效地冷卻本體殼體12的厚壁部52，抑制本體殼體12和外側覆蓋罩35的變形量和變位量，能夠確保動翼34與外側覆蓋罩35合適的間隙。通過把冷卻通路61設定成曲折形狀而使冷卻通路61的壓力損失增大，由于能夠抑制冷卻空氣的流量過大，所以能夠減少冷卻空氣量而提高燃氣渦輪機的效率。實施例3圖5是表示本發(fā)明實施例3航空燃氣渦輪機的殼體厚壁部的概略圖。對于與上述實施例說明的具有相同功能的部件則付與相同符號而省略重復說明。如圖5所示，實施例3的航空燃氣渦輪機中，本體殼體12與動翼的外周側對應設置有厚壁部52，使該部分成為被增強的封閉結構。且在該厚壁部52設置有多個冷卻通路71，其通過使被壓縮機壓縮的壓縮空氣流通來冷卻該厚壁部52。該冷卻通路71包括在厚壁部52內確保有規(guī)定量空間的腔室72、一端部在吸入部54開口而另一端部與該腔室72連通的多個入口通路73、一端部與腔室72連通而另一端部在排出通路開口的多個出口通路74。如圖5所示，也可以把多個腔室72在本體殼體12的周向分開配置，也可以在全周形成一個腔室72。入口通路73和出口通路74也可以是圓形或多邊形截面的孔，也可以是縫隙狀。因此，如果把被壓縮機壓縮的壓縮空氣向吸入部54供給，則該壓縮空氣從冷卻通 路71的各入口通路73流入。且從各入口通路73流入的壓縮空氣被儲存在腔室72，并從各出口通路74向排出通路排出。在此，特別是通過使壓縮空氣在腔室72流動來冷卻厚壁部
52。且通過使該腔室72儲存壓縮空氣而作為輻射屏蔽來發(fā)揮作用，能夠抑制來自燃氣的熱向厚壁部52的外壁傳遞。因此，本體殼體12的厚壁部52的結構強度被提高，封閉結構有效地發(fā)揮了作用。由于熱容量比較大的厚壁部52被冷卻，所以與熱容量比較小的本體殼體12薄壁部的溫度差被緩和。由此，本體殼體12的熱應力和的熱變形量被抑制，能夠把動翼前端部與外側覆蓋罩的間隙維持在合適的量。該實施例3的航空燃氣渦輪機在本體殼體12的厚壁部52內設置冷卻通路71，其使被壓縮機壓縮的壓縮空氣流通，作為該冷卻通路71而設置有腔室72、多個入口通路73和多個出口通路74。因此，當被壓縮機14壓縮的壓縮空氣向各冷卻通路71進入，則壓縮空氣被臨時儲存在腔室72，通過擴大壓縮空氣與厚壁部52的接觸面積而能夠有效地冷卻本體殼體12的厚壁部52，抑制本體殼體12和外側覆蓋罩35的變形量和變位量，能夠確保動翼34與外側覆蓋罩35合適的間隙。且通過使腔室72作為輻射屏蔽來發(fā)揮作用，能夠抑制熱向本體殼體12的外壁傳遞。在上述各實施例中，與各動翼33、34對應地設置有厚壁部51、52，僅在一個厚壁部52設置了冷卻通路53、61、71，但也可以在厚壁部51也設置冷卻通路。在各實施例中，把排出通路55的壓縮空氣向靜翼44的上游側排出，但排出位置并不限定于此，只要是利用排出通路55與燃氣通路A的壓力差而使燃氣在排出通路55內不進行逆流的位置，則也可以是靜翼43的上游側、各動翼33、34的上游側或者是動翼34的下游側。這時，把排出通路55與燃氣通路A是經由外側覆蓋罩本體37、38的間隙S來連通，但也可以經由外側覆蓋罩本體38、39的間隙來連通，或者也可以另外形成開口來連通。在上述各實施例中，把冷卻通路53、61、71的一端部在燃燒器15的吸入部54開口，但在把燃燒器15配置在其他位置的結構中，也可以通過其他通路、配管等把壓縮空氣向冷卻通路53、61、71的一端部供給。在把冷卻通路53、61、71形成在本體殼體12的厚壁部52的情況下，根據(jù)冷卻通路
53、61、71的冷卻效果和來自燃氣的熱量來進行動翼33、34、外側覆蓋罩35和本體殼體12等的形狀設計。另一方面，只要根據(jù)渦輪16的形狀和來自燃氣的熱量來設定冷卻通路53、61、71的形狀便可。
本發(fā)明的航空燃氣渦輪機并不限定于圖I所示結構的渦輪風扇式，而是也能夠應用在渦輪噴氣式、渦輪螺旋槳式等。產業(yè)上的利用可能性本發(fā)明的航空燃氣渦輪機在殼體的厚壁部設置使壓縮空氣流通并冷卻的冷卻通路，把冷卻完畢的壓縮空氣通過排出通路向燃氣通路排出，由此，使結構簡單并防止效率降低，而且通過恰當?shù)乩鋮s殼體的厚壁部而確保厚壁部結構強度，確保有效的封閉性能，且能夠確保與動翼的合適的間隙，還能夠應用在任何種類的航空燃氣渦輪機。符號說明11風扇殼體(殼體)12本體殼體(殼體)13風扇

14壓縮機 15燃燒器 16渦輪 23低壓壓縮機24聞壓壓縮機25聞壓潤輪 26低壓潤輪33,34動翼 35外側覆蓋罩(殼體)36內側覆蓋罩(殼體)43、44靜翼 51、52厚壁部 53、61、71冷卻通路54吸入部 55排出通路 72腔室 73入口通路74出口通路
權利要求
1.一種航空燃氣渦輪機，在圓筒狀的殼體內收容有壓縮機、燃燒器和渦輪，其特征在于， 設置有 被配置在所述殼體的動翼外周側的厚壁部、 設置在該厚壁部內而使被所述壓縮機壓縮的壓縮空氣流通并冷卻的冷卻通路、 把在該冷卻通路流通的壓縮空氣向燃氣通路排出的排出通路。
2.如權利要求I所述的航空燃氣渦輪機，其特征在于，所述冷卻通路的一端在所述燃燒器的壓縮空氣吸入部開口。
3.如權利要求I或2所述的航空燃氣渦輪機，其特征在于，所述殼體具有本體殼體和位于該本體殼體內側的覆蓋罩，在所述本體殼體與所述覆蓋罩之間設置所述排出通路，所述冷卻通路的另一端在所述排出通路開口，該排出通路經由設置在所述覆蓋罩的開口而與所述燃氣通路連通。
4.如權利要求I到3任一項所述的航空燃氣渦輪機，其特征在于，所述排出通路把在所述冷卻通路流通的壓縮空氣向所述燃氣通路中靜翼的上游側排出。
5.如權利要求I到4任一項所述的航空燃氣渦輪機，其特征在于，所述冷卻通路在所述殼體的厚壁部被沿渦輪轉子的軸心方向設置，且在周向被等間隔配置多個。
6.如權利要求I到5任一項所述的航空燃氣渦輪機，其特征在于，所述冷卻通路是曲折形狀。
7.如權利要求I到6任一項所述的航空燃氣渦輪機，其特征在于，所述冷卻通路具有被設置在所述殼體厚壁部的腔室、使壓縮空氣向該腔室流入的多個入口通路、使所述腔室內的壓縮空氣向所述排出通路流出的多個出口通路。
全文摘要
一種航空燃氣渦輪機，在圓筒狀的本體殼體(12)內收容有壓縮機(14)、燃燒器(15)和渦輪(16)，其中，在本體殼體(12)的動翼(34)外周側設置厚壁部(52)，在該厚壁部(52)內設置使被壓縮機(14)壓縮的壓縮空氣流通并冷卻的冷卻通路(53)，且設置把在該冷卻通路(53)流通的壓縮空氣向燃氣通路A排出的排出通路(55)，由此，使結構簡單并防止效率降低，而且通過恰當?shù)乩鋮s殼體的厚壁部而確保厚壁部的結構強度，確保有效的封閉性能，且能夠確保與動翼的合適的間隙。
文檔編號F01D25/24GK102686833SQ201180005184
公開日2012年9月19日 申請日期2011年1月17日 優(yōu)先權日2010年2月24日
發(fā)明者北村剛, 真崎信一郎 申請人:三菱重工業(yè)株式會社