具有一體的雙壁熱屏蔽的主動間隙控制的製作方法
2023-04-24 15:44:41 1
本主題大體上涉及燃氣渦輪發動機中的主動間隙控制控制，且更具體而言，涉及對供應冷卻空氣或熱控制空氣以衝擊經歷熱生長的各種發動機結構的導管或歧管應用熱屏蔽。
背景技術：
軸流式燃氣渦輪發動機中的旋轉葉片的末梢和周圍的環形護罩之間的徑向間隙的控制是用於改善發動機效率的一種已知的技術。通過減小葉片末梢和護罩間隙，設計者可減小繞過葉片的渦輪工作流體的量，從而對於給定的燃料或其他發動機輸入提高發動機功率輸出。
主動間隙控制(acc)指由間隙控制系統利用一定量的工作流體來調節某些發動機結構的溫度且從而作為被冷卻結構的熱膨脹或收縮的結果來控制葉片末梢到護罩間隙(cl)的那些間隙控制布置。諸如推力、比燃料消耗(sfc)、力量(muscle)、和排氣氣體溫度(egt)裕度的發動機性能參數較強地取決於渦輪葉片末梢與圍繞葉片末梢的靜止密封件或護罩之間的間隙。因此，主動間隙控制調整來自發動機風扇和/或壓縮機的冷的或相對熱的空氣(一般稱為熱控制空氣)的流量，以將其噴射在高壓和低壓渦輪殼體上，以在所需的操作條件(地面以及高空、穩態及瞬態二者)下使殼體相對於高壓和低壓渦輪葉片末梢收縮。空氣可流到或噴射或衝擊在用於支撐圍繞葉片末梢的護罩或密封件的其他靜態結構(諸如作用為熱控制圈的凸緣或假擬凸緣)上。
此種acc系統的特徵是，冷卻空氣流可響應於各種發動機、飛行器、或環境參數切換或調整，以用於在發動機操作功率範圍的其中此種間隙控制最有利的那些部分期間導致葉片末梢到護罩間隙的減小。此種主動間隙控制系統通常將冷卻空氣發送穿過在衝擊之前經由來自導管和歧管壁的熱傳遞不利地加熱冷卻空氣的未隔離的管道和歧管。
非常期望減少acc熱控制空氣與周圍的結構或流體之間的熱傳遞，以更有效地利用熱控制空氣。因此，期望提供較低溫度熱控制空氣的受控的流動，以衝擊熱控制圈且沿熱控制圈和經歷熱生長的其他發動機結構的整體徑向地衝刷。因此，需要一種用於燃氣渦輪發動機的主動間隙控制系統，其減少穿過歧管壁到熱控制空氣的熱傳遞，從而降低發動機結構上的衝擊空氣溫度。
技術實現要素：
本發明的方面和優點將在下列描述中部分地闡述，或可根據描述而是明顯的，或可通過本發明的實踐而習得。
本發明的一個實施例是一種燃氣渦輪發動機熱控制設備，其具有熱空氣分配歧管，該熱空氣分配歧管環繞外殼體的軸向地延伸的部分。該熱空氣分配歧管具有多個集管(header)組件，集管組件具有與多個供應倉室流體供應連通地配置的環形供應管。多個環形噴射軌道與多個供應倉室中的至少一個流體供應地連通，該環形噴射軌道限定噴射孔，該噴射孔定向為將熱控制空氣衝擊到外殼體上，該外殼體具有附接到該外殼體的至少一個熱控制圈。存在周向地延伸的排氣通道，其可操作成在熱控制空氣已被通過環形噴射軌道噴射在附接於外殼體的至少一個熱控制圈上且噴射到外殼體上之後將熱控制空氣從外殼體與歧管之間的環形區排出。與熱控制空氣直接接觸的所有的熱控制設備表面由一體的雙壁熱屏蔽件構造，該雙壁熱屏蔽件在其中在壁之間限定氣密地密封的腔。
本發明的另一實施例是一種用於在燃氣渦輪發動機熱控制設備中供應和排出熱控制空氣的方法，包括以下步驟：將與熱控制空氣具有直接接觸的熱控制設備表面製造為具有一體的雙壁熱屏蔽件，該雙壁熱屏蔽件在雙壁熱屏蔽件的壁之間限定氣密地密封的腔，在外殼體和熱空氣分配歧管之間的環形區中利用具有噴射孔的噴射軌道在附接於外殼體的至少一個熱控制圈上和/或外殼體上噴射熱控制空氣，使熱控制空氣環繞殼體的軸向地延伸的部分，以及穿過周向地延伸的排氣通道排出熱控制空氣。
本發明的第一技術方案提供了一種燃氣渦輪發動機熱控制設備，包括：熱空氣分配歧管，其環繞外殼體的軸向地延伸的部分，所述歧管包括：多個集管組件，其具有與多個供應倉室流體供應連通地配置的環形供應管；多個環形噴射軌道，其與所述多個供應倉室中的至少一個流體供應地連通，所述環形噴射軌道限定噴射孔，所述噴射孔定向為將熱控制空氣衝擊到所述外殼體上，所述外殼體具有附接至所述外殼體的至少一個熱控制圈；周向地延伸的排氣通道，其可操作成在所述熱控制空氣已被通過所述環形噴射軌道噴射在附接於所述外殼體的至少一個熱控制圈上且噴射到所述外殼體上之後將所述熱控制空氣從所述外殼體與所述歧管之間的環形區排出；以及其中，與所述熱控制空氣直接接觸的熱控制設備表面包括一體的雙壁熱屏蔽件，所述雙壁熱屏蔽件在其中限定氣密地密封的腔。
本發明的第二技術方案是在第一技術方案中，還包括：軸向空氣供應管，其具有一體的雙壁熱屏蔽件壁。
本發明的第三技術方案是在第二技術方案中，還包括：空氣閥，其配置在所述軸向空氣供應管中。
本發明的第四技術方案是在第三技術方案中，還包括：控制器電路。
本發明的第五技術方案是在第一技術方案中，所述噴射孔配置為與所述雙壁熱屏蔽件一體。
本發明的第六技術方案是在第一技術方案中，所述噴射孔被製作、連結和密封在所述雙壁熱屏蔽件的內壁和外壁之間。
本發明的第七技術方案是在第一技術方案中，所述噴射孔成形為狹縫、槽道、孔、切口、圓錐噴嘴、或它們的混合體。
本發明的第八技術方案是在第一技術方案中，所述噴射軌道是大體上盒形的，且從所述集管組件徑向向內延伸。
本發明的第九技術方案是在第一技術方案中，所述氣密地密封的腔的寬度在近似5密耳到500密耳的範圍中。
本發明的第十技術方案是在第一技術方案中，與所述熱控制空氣直接接觸的表面是由包括鎳、鈦、鈷、鉻或它們的混合物的超級合金建造的。
本發明的第十一技術方案是在第一技術方案中，所述雙壁熱屏蔽件還包括結構支撐部件，所述結構支撐部件配置在所述雙壁熱屏蔽件的部分中且形成為柵格結構、單獨的螺柱部件、偏移帶槽螺柱腹板、或它們的混合體。
本發明的第十二技術方案提供了一種用於在燃氣渦輪發動機熱控制設備中供應和排出熱控制空氣的方法，包括以下步驟：將與所述熱控制空氣具有直接接觸的熱控制設備表面製造為具有一體的雙壁熱屏蔽件，所述雙壁熱屏蔽件在所述雙壁熱屏蔽件的壁之間限定氣密地密封的腔，在所述外殼體和熱空氣分配歧管之間的環形區中利用具有噴射孔的噴射軌道在附接於外殼體的至少一個熱控制圈上和/或所述外殼體上噴射熱控制空氣，使所述熱控制空氣環繞所述殼體的軸向地延伸的部分，以及穿過周向地延伸的排氣通道排出所述熱控制空氣。
本發明的第十三技術方案是在第十二技術方案中，所述熱控制設備還包括軸向空氣供應管，所述軸向空氣供應管具有一體的雙壁熱屏蔽件壁。
本發明的第十四技術方案是在第十三技術方案中，所述熱控制設備還包括空氣閥，所述空氣閥配置在所述軸向空氣供應管中。
本發明的第十五技術方案是在第十四技術方案中，所述熱控制設備還包括控制器電路。
本發明的第十六技術方案是在第十二技術方案中，所述噴射孔配置為與所述雙壁熱屏蔽件一體。
本發明的第十七技術方案是在第十二技術方案中，所述噴射孔被製作、連結和密封在所述雙壁熱屏蔽件的內壁和外壁之間。
本發明的第十八技術方案是在第十二技術方案中，所述噴射孔成形為狹縫、槽道、孔、切口、圓錐噴嘴、或它們的混合體。
本發明的第十九技術方案是在第十二技術方案中，所述氣密地密封的腔的寬度在近似5密耳到500密耳的範圍中。
本發明的第二十技術方案是在第十二技術方案中，與所述熱控制空氣直接接觸的表面是由包括鎳、鈦、鈷、鉻或它們的混合物的超級合金建造的。
通過參照下列描述和所附權利要求，本發明的這些和其他特徵、方面和優點將變得更好理解。併入本說明書中並組成其一部分的附圖例示了本發明的實施例，並與該描述一起用來解釋本發明的原理。
附圖說明
本發明的針對本領域技術人員的完整和能夠實現的公開，包括其最佳模式，在參照附圖的說明書中得到闡述，在附圖中：
圖1是按照本公開的一個實施例的燃氣渦輪發動機的示意截面圖；
圖2是按照本公開的一個實施例的燃氣渦輪發動機的高壓渦輪部分的放大周向截面側視圖；
圖3是主動間隙控制系統的熱空氣分配進口、管道、環形供應管、和歧管的透視圖例示；
圖4是安裝在高壓渦輪部分上的集管組件的穿過供應集管剖開的側視圖截面；
圖5是圖4中例示的熱空氣分配歧管和集管組件的集管組件節段的透視圖；
圖6是示出acc系統的圓形角部中的示例雙壁表面的側視圖截面；
圖7是示出acc系統的方形角部中的示例雙壁表面的側視圖截面；
圖8是集管組件節段的徑向向內看的透視圖，其示出環形供應管中的導管進入開口；
圖9是供應導管進入點處的環形供應管t形配件的透視圖，示出了雙壁構造；
圖10是穿過4個噴射軌道的截面切口，且其具有位於雙壁的加厚角部處的噴射孔；
圖11a是在熱屏蔽件壁之間的柵格結構支撐部件的示例；
圖11b是在熱屏蔽件壁之間的單獨螺柱結構支撐部件的示例；
圖11c是在熱屏蔽件壁之間的偏移帶槽螺柱腹板結構支撐件的示例；
圖12是在衝擊特徵之間的雙壁構造的截面切口，其中在軌道的底部處沒有材料接頭以更好地隔離熱控制空氣引出口；
圖13是沒有熱控制空氣引出口的雙壁構造的截面切口。
部件列表
10渦輪風扇噴氣發動機
12縱向或軸向中心線
14風扇區段
16核心/燃氣渦輪發動機
18外殼體
20入口
22低壓壓縮機
24高壓壓縮機
26壓縮區段
28高壓渦輪
30低壓渦輪
32噴氣排氣區段
34高壓軸/轉軸
36低壓軸/轉軸
37速度降低裝置
38風扇轉軸/軸
40風扇葉片
42風扇殼體或機艙
44出口引導靜葉
46下遊區段
48旁通空氣流通道
50第一級
52排
54定子靜葉
56排
58渦輪轉子葉片
60第二級
62排
64定子靜葉
66排
68渦輪轉子葉片
70熱氣體路徑
72護罩組件
74護罩組件
76葉片末梢
77護罩內表面
78葉片末梢
79護罩內表面
cl間隙間隔
312主動間隙控制系統
315風扇轂框架
319空氣供應入口
332壓縮的空氣供應源
336熱控制空氣
340渦輪葉片末梢間隙控制設備
342空氣供應管
344空氣閥
348控制器電路
350分配歧管
354環形供應管
356多個倉室
357多個集管組件
358基部面板
361集管
362基部面板的徑向外側
363面板孔
460噴射軌道
462噴射孔
466外殼體
477護罩節段
484前熱控制圈
486後熱控制圈
526排氣通道
610雙壁熱屏蔽件
612氣密地密封的腔
w氣密地密封的腔的寬度
620蜂窩樣式材料
622單獨的螺柱組件
624偏移帶槽螺柱腹板
810倉室供應孔
910t形配件。
具體實施方式
現在將詳細地參照本發明的現有實施例，其一個或更多個實例在附圖中例示出。詳細的描述使用數字和字母標號來指示圖中的特徵。圖和描述中的相似或類似的標號用於指示本發明的相似或類似的部分。如在本文中所使用的，用語「冷卻空氣」和「熱控制空氣」是可互換的。
燃氣渦輪發動機和其他機械中的主動間隙控制(acc)系統的熱屏蔽一般是使用3d添加製造來提供的。acc系統可以以具有雙壁或夾層壁構造的分立的、單塊的部件的形式建造，且製造為具有對經歷熱生長的發動機結構供應衝擊空氣的多個(例如，三側或四側)供應軌道。雙壁腔被氣密地密封，且作用為用於捕集的氣體或以靜止空氣的形式提供隔離的空氣的保持屏障和封閉室。
與現有的單壁非隔離構造相比，在導管、歧管組件和軌道的氣密地密封的雙壁腔的內側使用靜止的空氣來隔離移動的熱控制空氣的接觸表面降低了acc歧管內側的接觸表面處的整體熱傳遞係數。因此，衝擊空氣的供應溫度降低，以允許更低溫度的熱控制空氣在渦輪中的衝擊點處使用供應空氣溫度和排氣空氣溫度之間的更大的溫度差(δtair)來更有效地移除熱(冷卻負載)。更低溫度的衝擊冷卻空氣還降低被冷卻的渦輪結構的平均操作溫度，且在最需要其的衝擊表面處提供更有效的冷卻。此外，當使用固定的熱控制空氣流速率來隔離熱控制空氣接觸表面時，熱控制空氣供應和排氣溫度二者可在移除固定量的熱(冷卻負載)時降低，從而導致相同的δtair。這些改善導致更高的發動機力量能力和減輕的殼失圓(out-of-roundness)。
acc系統依靠燃氣渦輪上的冷區段空氣，例如，增壓機、風扇射流、或是工廠提供的空氣。該冷卻空氣經由管道行進至圍繞發動機渦輪的歧管，且通過歧管行進以將空氣衝擊在渦輪特徵上，以提供渦輪殼體生長與在殼內側轉動的靜葉葉片的生長的比值的控制。因此，與殼的葉片末梢間隙受到控制，這導致改善的比燃料消耗。
在工業和航空中面臨的挑戰是獲得渦輪的更大效率，或者提供來自在渦輪中使用的空氣的更多的功。冷卻空氣通過管路和管道、以及衝擊軌道中的顯著的熱吸收來吸收熱。這導致衝擊殼體結構的供應孔(見462，圖4)處的高熱控制空氣溫度(tjet)。然而，常規隔離方法由於受約束的空間和包裝而不適用於衝擊軌道。而且，外部隔離增加了使acc系統的適當操作冒危險的額外的故障模式。
與傳統單壁金屬片acc構造相比，本公開的裝置和方法使用添加技術來建造雙壁歧管，雙壁歧管在壁之間的氣密地密封的腔中包封靜止空氣。靜止空氣作用為隔離物，以降低衝擊前空氣溫度。雙壁特徵在acc中的添加減少了衝擊前空氣的熱吸收，這有助於降低從進入口到最後歧管的供應孔(見462，圖4)處的熱控制空氣溫度(tjet)變化。該tjet變化的降低減輕了殼變形，且有助於控制失圓。最終，該效果導致更低的末梢間隙、更大的力量能力、和更好的sfc。通過如本文中公開的那樣降低衝擊空氣的溫度，力量能力可增加15-20%，殼失圓度可改善15%，且比燃料消耗可減少。
現在參考附圖，圖1是在本文中稱為「渦輪風扇10」的示例性高旁通渦輪風扇類型發動機10的示意截面視圖，其可併入本公開的各種實施例。如圖1中所示，渦輪風扇10具有延伸穿過其以用於參考目的的縱向或軸向中心線軸線12。一般來說，渦輪風扇10可包括配置在風扇區段16下遊的核心渦輪或燃氣渦輪發動機14。
燃氣渦輪發動機14可大體上包括基本上管狀的外殼體18，該外殼體18限定環形入口20。外殼體18可由多個殼體形成。外殼體18以連續流過的關係包封：壓縮機區段，其具有增壓機或低壓(lp)壓縮機22、高壓(hp)壓縮機24；燃燒區段26；渦輪區段，其包括高壓(hp)渦輪28、低壓(lp)渦輪30(例如包括靜葉116和轉子葉片118)；和噴氣排氣噴嘴區段32。高壓(hp)軸或轉軸34將hp渦輪28驅動地連接於hp壓縮機24。低壓(hp)軸或轉軸36將lp渦輪30驅動地連接於lp壓縮機22。(lp)轉軸36還可連接於風扇區段16的風扇轉軸或軸38。在特定實施例中，(lp)轉軸36可諸如以直接驅動構造直接地連接於風扇轉軸38。在備選構造中，(lp)轉軸36可經由速度降低裝置37(諸如減速齒輪齒輪箱)以間接驅動或齒輪驅動的構造連接於風扇轉軸38。此種速度降低裝置可根據需要或要求而被包括在發動機10內的任何適合的軸/轉軸之間。
如圖1所示，風扇區段16包括多個風扇葉片40，這多個風扇葉片40聯接於風扇轉軸38且從風扇轉軸38徑向向外延伸。環形風扇殼體或機艙42周向地包圍風扇區段16和/或燃氣渦輪發動機14的至少一部分。本領域技術人員應明白的是，機艙42可構造成通過多個周向地間隔的出口引導靜葉44而相對於燃氣渦輪發動機14得到支撐。此外，機艙42的下遊區段46(在引導靜葉44的下遊)可在燃氣渦輪發動機14的外部分上方延伸，以便在其間限定旁通空氣流通道48。
圖2提供如圖1所示的燃氣渦輪發動機14的hp渦輪28部分的放大截面圖，其可併入在本發明的各種實施例。如圖2所示，hp渦輪28以依次流過的關係包括第一級50，第一級50包括與渦輪轉子葉片58的環形陣列56(僅示出一個)軸向地間隔的定子靜葉54的環形陣列52(僅示出一個)。hp渦輪28還包括第二級60，第二級60包括與渦輪轉子葉片68的環形陣列66(僅示出一個)軸向地間隔的定子靜葉64的環形陣列62(僅示出一個)。渦輪轉子葉片58、68從hp轉軸34(圖1)徑向向外地延伸且聯接於hp轉軸34。定子靜葉54、64和渦輪轉子葉片58、68至少部分地限定熱氣體路徑70，以用於將燃燒氣體從燃燒區段26(圖1)發送穿過hp渦輪28。
如圖2中還示出的，hp渦輪可包括一個或更多個護罩組件，護罩組件中的各個形成圍繞轉子葉片環形陣列的環形圈。例如，護罩組件72可圍繞第一級50的轉子葉片58的環形陣列56形成環形圈，且護罩組件74可圍繞第二級60的渦輪轉子葉片68的環形陣列66形成環形圈。一般來說，護罩組件72、74的護罩與轉子葉片68中的各個的噴嘴末梢76、78徑向地間隔開。徑向或間隙間隔cl限定在噴嘴末梢76、78和相應的護罩內表面77、79之間。護罩和護罩組件通常減少來自熱氣體路徑70的洩漏。護罩組件可包括熱控制圈(圖4，484、486)，它們輔助控制護罩的熱生長，從而控制徑向或間隙間隔cl。護罩組件中的熱生長是利用acc系統來主動控制的。acc用於使外葉片末梢和護罩之間的徑向葉片末梢間隙cl最小化，特別是在發動機的巡航操作期間。
現在參照圖3，圖3示出壓縮的空氣供應源332，壓縮的空氣供應源332用作通過軸向空氣供應管342供應至大體上在340處示出的渦輪葉片末梢間隙控制設備的熱控制空氣336的來源。配置在空氣供應管342中的空氣閥344控制熱控制空氣流的量。熱控制空氣336在本文中例示的主動間隙控制系統312的示例性實施例中為冷卻空氣。冷卻空氣從增壓機或低壓壓縮機(lpc)(圖1，22)的引出口處的風扇轂框架315通過軸向空氣供應管342可控地流到渦輪葉片間隙控制設備340的分配歧管350。通過控制器電路348來控制在圖2和4中例示的空氣閥344和用於控制渦輪葉片末梢間隙cl而衝擊的熱控制空氣336的量。控制器電路348可為通常稱為全權數字電子控制件(fadec)的數字電子發動機控制系統，且如果需要則控制衝擊在前和後熱控制圈484和486和其他發動機結構上的熱控制空氣336的量和溫度，以控制渦輪葉片末梢間隙cl。在若干實施例中，控制器電路348可包括適合的計算機可讀指令，該計算機可讀指令當執行時將控制器電路348配置成執行各種不同的功能，諸如使用計算機邏輯來接收、傳送和/或執行控制信號。
計算機大體上包括(多個)處理器和存儲器。(多個)處理器可為任何已知的處理裝置。存儲器可包括任何適合的計算機可讀介質或媒質，包括但不限於ram、rom、硬碟驅動器、閃速驅動器、或其他存儲器裝置。儲存器儲存能夠由(多個)處理器存取的信息，包括可由(多個)處理器執行的指令。指令可為當由(多個)處理器執行時導致(多個)處理器提供期望功能的任何指令集。例如，指令可為被譯為計算機可讀形式的軟體指令。當使用軟體時，任何適合的編程、腳本、或其他類型的語言或語言的組合可用於實施包含在本文中的教導。備選地，指令可由硬連線的邏輯電路或其他電路實施，包括但不限於專用電路。
存儲器還可包括可由(多個)處理器檢索、處理、或儲存的數據。例如，在接收在acc系統312中測量的溫度或流動速率之後，存儲器可儲存信息。此外，存儲器可儲存用於各種其他來源的參數。
計算裝置可包括用於通過網絡來存取信息的網絡接口。網絡可包括網絡的組合，諸如wi-fi網絡、lan、wan、網際網路、蜂窩網絡、和/或其他適合的網絡，且可包括任何數量的有線或無線的通信鏈路。例如，計算裝置可通過有線或無線網絡與acc系統312通信。
圖3還示出去往位於出口引導靜葉(見圖1的44和圖3的344)下遊的軸向空氣供應管342的空氣供應入口319，出口引導靜葉在風扇旁通空氣流通道48中配置在風扇40(見圖1)的下遊。分配歧管350環繞高壓渦輪(圖2的28)的一部分。歧管350包括環形供應管354，環形供應管354將冷卻空氣分配至多個集管組件357的多個倉室356，冷卻空氣被從倉室356分配至圍繞如圖1中所示的發動機軸線12包繞的多個環形噴射軌道(圖4的460)。圖3還示出倉室356中的三個位於圍繞hpt(圖2的28)周向地定位的多個集管組件357中的每一個中。
參照圖4，集管組件357中的每一個包括基部部分358，具有在基部部分358的徑向外側362上形成的周向地間隔開的盒形集管361。集管361中的各個連接於環形供應管354。供應細長面板孔363穿過基部部分358而配置，從而允許冷卻空氣從供應倉室356流到多個噴射軌道460。噴射軌道460分段以形成弧形節段，弧形節段形成於為集管組件357的一部分的基部部分358。噴射軌道460在各節段的周向端部處封閉且密封。
在工業中眾所周知的是，小的渦輪葉片末梢間隙cl提供較低的操作比燃料消耗(sfc)且因此提供大的燃料節省。提供前和後熱控制圈484和486，以在最少量的時間滯後和熱控制(取決於操作條件而是冷卻或加熱)空氣流的情況下更有效地控制葉片末梢間隙cl。前和後熱控制圈484和486附接於外殼體466或以其他方式與其相關，且可與相應的殼體一體(如圖4中例示的)，螺接於或以其他方式緊固於殼體，或者與殼體機械地隔絕但密封地接合。熱控制圈484、486提供熱控制質量，以更有效地使護罩節段477徑向向內移動(且如果向外地設計則向外)，以調節葉片末梢間隙cl。
多個噴射軌道460在圖4中例示為具有五個噴射軌道，其中噴射孔462定向為將熱控制空氣336(冷卻空氣)衝擊到前和後熱控制圈484和486的基部和其他發動機結構上，以導致護罩節段477徑向向內移動，以使葉片末梢間隙cl變緊密或最小化。噴射孔462可與雙壁熱屏蔽件610一體，例如3d列印為在熱屏蔽件610的內壁和外壁之間的空隙開口。噴射孔462還可製作、連結和密封在內壁和外壁之間。噴射孔462可成形為穿過雙壁熱屏蔽件610的徑向厚度的狹縫、槽道、孔、切口、圓錐噴嘴、或其他外形的開口。更具體而言，噴射孔462定向為將熱控制空氣336(冷卻空氣)衝擊到前和後熱控制圈484和486的倒角的中央中，以導致護罩節段477徑向向內移動，以使葉片末梢間隙cl變緊密或最小化。將熱控制空氣336衝擊到基部上或衝擊到熱控制圈的倒角的中央中通過增大穿過熱控制圈和凸緣的熱傳遞來提供熱控制或冷卻空氣的更有效的使用，從而允許由衝擊的熱控制空氣產生的空氣流沿熱控制圈和/或凸緣的整體徑向向外地衝刷。
一般來說，盒形噴射軌道460從集管組件357徑向向內地延伸，使得它們相應的噴射孔462更好地定向以將熱控制空氣336(冷卻空氣)衝擊到被冷卻的發動機結構上或附近。大體上盒形的噴射軌道460定位為鄰近熱控制圈484、486和其他發動機結構，以使冷卻空氣在到達被冷卻的發動機結構之前必須行進的衝擊距離最小化。該定位對於相同量的熱空氣或冷卻流導致hpt葉片、lpt葉片、或壓縮機和它們相應的護罩之間的更好的間隙控制。因此，發動機sfc得到改善且操作效率提高。這還導致在發動機的因使用導致的退化期間維持操作效率的改善的能力、增加的在機翼上的時間、和螺栓連接的凸緣處的殼體的改善的壽命。
在圖5中例示了集管組件357的一部分，其包括周向地延伸的排氣通道526，以在熱控制空氣336已被通過噴射軌道460噴射在熱控制圈和/或噴射到外殼體466上之後，從外殼體466和分配歧管350之間的大體環形區周向地排出熱控制空氣336。排氣通道526在本文中例示為在分配歧管350中在供應倉室356之間形成的細長開口。
圖6和7分別是熱控制設備312的圓形和方形角部的特寫截面，其示出與熱控制空氣336直接接觸的雙壁熱屏蔽件表面。一體的雙壁熱屏蔽件610在雙壁之間形成氣密地密封的腔612，以熱隔離表面且降低從周圍的熱源到熱控制空氣336的熱傳遞。取決於壁的可獲得的間隙空間和結構整體性，氣密地密封的腔612的寬度w可在近似5密耳(0.005英寸)到500密耳(0.500英寸)的範圍中。
圖8是集管組件357節段的徑向向內看的透視圖，其示出來自環形供應管354的軸向空氣供應管342進入開口。還示出了在圖4中也看到的倉室供應孔810，其將熱控制空氣336從環形供應管354傳送到各倉室356中，以用於穿過細長面板孔363(圖4)分配到噴射軌道460中，且分配到噴射孔462外。
圖9是在軸向空氣供應管342進入點處的環形供應管354t形配件910的透視圖，其示出位於分配歧管350頂上的環形供應管354的雙壁熱屏蔽件610構造和氣密地密封的腔612。
圖10是穿過噴射軌道460中的四個的截面切口，其示出位於雙壁熱屏蔽件610的加厚部分處的噴射孔462。加厚部分不包含氣密地密封的腔612。加厚部分對位於噴射軌道460的角部處的噴射孔462提供結構整體性。
圖11a-c是結構支撐部件的三個示例，該結構支撐部件可配置在雙壁熱屏蔽件610壁的部分之間，以防止使氣密地密封的腔612塌陷。結構支撐部件可為夾在雙壁熱屏蔽件610之間的柵格結構620(見圖11a)、夾在雙壁熱屏蔽件610之間的至少一個單獨的螺柱部件622(見圖11b)、或夾在雙壁熱屏蔽件610之間的至少一個偏移帶槽螺柱腹板624(見圖11c)。這些結構支持部件跨在壁之間且使熱屏蔽件610壁之間的傳導性熱橋接最小化。
圖12是在衝擊特徵之間的雙壁熱屏蔽件610的一部分的截面切口，其在噴射軌道460的底部角部處沒有材料接頭以提供更好的隔離，其中，熱控制空氣在噴射孔462處離開。圖13是雙壁熱屏蔽件610的一部分的截面切口，其示出沒有熱控制空氣引出口(無噴射孔)的雙壁基部面板358。
用於熱控制設備312的典型的金屬3d建造材料可為鎳基超級合金(諸如inconel625(inco-625)或inconel718)、其他超級合金(諸如鈦ti64或鈷鉻合金(cocrmo))、或不鏽鋼中的任一種或它們的任何混合物。這些超級合金包含鎳、鈦、鈷、鉻或它們的混合物。適合用於高端航空航天應用的任何金屬建造材料可用於構造熱控制設備。
應當注意的是，一體的雙壁熱屏蔽件610還可以以類似的方式用在低壓壓縮機22、高壓壓縮機24、和/或低壓渦輪30中。因此，使用在本文中公開的雙壁構造的熱控制設備和方法不限於用在hp渦輪中，而是可用在燃氣渦輪發動機10的任何適合的區段中，包括空氣閥344主體和空氣供應管342上的任何管道系統。而且，額外的噴射軌道460可被添加至燃氣渦輪發動機10的其他區段，以在支撐定子護罩的任何外部或內部渦輪殼體構件上提供主動間隙控制。
一種用於供應和排出熱控制空氣336的方法包括在外殼體466和熱空氣分配歧管350之間的環形區中利用具有噴射孔462噴射軌道460在附接於外殼體466的至少一個熱控制圈484上和/或外殼體466上噴射熱控制空氣336，熱控制336空氣環繞殼體466的軸向地延伸的部分且然後通過周向地延伸的排氣通道526周向地排出熱控制空氣336。
本書面說明使用示例以公開本發明，包括最佳實施方式，並且還使任何本領域技術人員能夠實踐本發明，包括製造並且使用任何設備或系統並且實行任何合併的方法。本發明的可取得專利的範圍由權利要求限定，並且可包含本領域人員想到的其他示例。如果這種其他示例具有不與權利要求的文字語言不同的結構元件，或如果它們包括與權利要求的文字語言無顯著差別的等同結構元件，則它們意圖在權利要求的範圍內。