專利名稱：止推軸承的冷卻路徑的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種航空器(或航空機)，所述航空器具有空氣驅(qū)動的渦輪機(或透平機)，所述渦輪機驅(qū)動空氣壓縮機，其中，止推軸承表面設(shè)有冷卻空氣路徑(或通路)，且一部分冷卻空氣被分流，以驅(qū)動中空腔內(nèi)的空氣。
背景技術(shù)：
航空器是為人們所熟知的，且它包括驅(qū)動壓縮機的渦輪機。部分被壓縮的空氣被輸送到所述壓縮機，而所述壓縮機被驅(qū)動來進一步壓縮所述空氣。這一經(jīng)壓縮的空氣被向下游傳送來驅(qū)動渦輪機，當(dāng)所述空氣穿過所述渦輪機膨脹時所述渦輪機又驅(qū)動所述壓縮機。這一經(jīng)膨脹的空氣隨后被用來下游應(yīng)用(或下游使用)，如用于飛機的機艙內(nèi)空氣。已知的航空器具有連接所述壓縮機和所述渦輪機的軸。止推軸承表面由被固定以與所述航空器的所述軸一起轉(zhuǎn)動的部件提供。所述止推軸承表面面對外殼表面，外殼(或殼體)在殼體壁的相對側(cè)邊具有中空腔室。處于所述中空腔室內(nèi)的空氣變得不流動，并且增加外殼和止推軸承界面的熱量。

發(fā)明內(nèi)容
一種空氣供給機器，所述空氣供給機器具有壓縮機轉(zhuǎn)子，所述壓縮機轉(zhuǎn)子用于壓縮空氣并將壓縮的空氣輸送到下游入口。來自所述下游入口的空氣流過渦輪機轉(zhuǎn)子，以驅(qū)動所述渦輪機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動。所述渦輪機轉(zhuǎn)子被連接到所述壓縮機轉(zhuǎn)子，使得所述渦輪機轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動驅(qū)動所述壓縮機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動并壓縮所述空氣。軸被連接成與所述渦輪機轉(zhuǎn)子和所述壓縮機轉(zhuǎn)子一起轉(zhuǎn)動。止推軸承由垂直于所述軸并由所述軸徑向向外延伸的部件提供，所述部件與所述軸一起轉(zhuǎn)動且面對第一外殼壁。中空腔室形成在所述第一外殼壁的相對側(cè)邊。 冷卻空氣路徑穿過所述止推軸承的表面提供空氣并位于所述部件和所述第一外殼壁之間。 所述第一外殼壁還具有用于將冷卻空氣從所述冷卻空氣路徑傳送到所述中空腔室中的連通孔，以驅(qū)動所述中空腔室內(nèi)的空氣。此外，還涉及外殼，所述外殼結(jié)合有至少一個連通孔且使用在空氣供給機器中。本發(fā)明的這些和其它特點能夠從下面的描述和作為簡要說明的附圖中得到更清楚的理解。


圖1表示出一種航空器；
圖2表示所述航空器中的止推軸承表面的細(xì)節(jié)；
圖3示意性表示外殼中的冷卻孔的相對位置；以及
圖4表示能夠被結(jié)合到圖1所示的航空器中的止推軸承的細(xì)節(jié)。
具體實施方式
圖1示出了一種航空器18，所述航空器具有空氣進口 20。所述空氣進口接收部分經(jīng)壓縮的空氣，例如在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機內(nèi)的壓縮機的下游接納部分被壓縮的空氣。所述空氣被輸送到另一個壓縮機葉輪或轉(zhuǎn)子22，在那里所述空氣被進一步壓縮并被輸送到排氣室 (或排放高壓腔》4。來自排氣室M的所述空氣經(jīng)過熱交換器沈。風(fēng)扇27由軸觀來驅(qū)動， 所述軸是具有內(nèi)孔30的中空軸。盡管在本實施例中所述軸表示為幾個不同的部件，但應(yīng)當(dāng)理解的是，術(shù)語“軸”可以從本圖的左手側(cè)直到渦輪機轉(zhuǎn)子或葉輪34，然后到達壓縮機轉(zhuǎn)子 22而擴展至所有的部件。內(nèi)孔30形成在中空軸觀內(nèi)。中間聯(lián)系軸(或中央聯(lián)接軸)32將風(fēng)扇27與渦輪機葉輪34和壓縮機葉輪22聯(lián)系起來(或聯(lián)接起來)。來自排氣室M的壓縮空氣因而流經(jīng)熱交換器沈，通過風(fēng)扇27進行冷卻并返回到壓縮機轉(zhuǎn)子22下游的進氣室134，在那里，所述壓縮空氣隨之流過渦輪機轉(zhuǎn)子34。所述空氣受到膨脹且所述渦輪機受到驅(qū)動，以驅(qū)動壓縮機葉輪22和風(fēng)扇27。這一經(jīng)膨脹的空氣然后流入到排氣室36，且隨后流到下游應(yīng)用(或下游使用)38。所述下游應(yīng)用的一個示例就是飛機的機艙空氣供給源。冷卻空氣源在附圖標(biāo)記40所指示的位置被從進氣室134分接出，并接入到冷卻路徑，且所述冷卻空氣源被分接到到達止推軸承的圓柱形部件46的兩側(cè)的冷卻空氣路徑103 和105。所述圓柱形部件與軸觀垂直且被驅(qū)動與所述軸觀一起轉(zhuǎn)動。相對最靠近轉(zhuǎn)子22 和M的一側(cè)，所述空氣在部件46和外殼(或殼體)44之間流過，經(jīng)過曲折的路徑M，并隨之冷卻徑向軸承(或軸頸軸承)56和所述軸28的外周邊(或外周表面)之間的交界面(或交界的空間)。如圖所示，所述空氣流過所述交界面通過軸28上的(徑向)開孔58，而進入聯(lián)系軸32的外周邊和軸28的內(nèi)孔30之間的內(nèi)部孔中。所述空氣在離開出口 52之前流經(jīng)軸承 56，還有軸承48，的整個長度。另一方面，在部件46的相對側(cè)邊被分流出的空氣在外殼(或殼體)42和部件46之間流過，并隨之處于軸承48的內(nèi)孔和所述軸28的外周邊之間。因而， 這兩個軸承48和56和相關(guān)聯(lián)的軸表面設(shè)置有雙冷卻空氣流動路徑。如圖1和2所示，連通孔100將冷卻空氣從冷卻空氣路徑103傳送到外殼42的中空腔室102。中空腔室102與部件46上的止推軸承108是相對的。中空腔室102是外殼 42的內(nèi)腔，所述內(nèi)腔另外可以起缺少連通孔100的收集熱的絕緣子作用。在冷卻空氣路徑 103中的冷卻空氣降低因止推軸承108和部件46的運動所產(chǎn)生的熱。經(jīng)過連通孔100的冷卻空氣用來驅(qū)動中空腔室102內(nèi)的空氣，且將熱從第一外殼壁110朝向第二外殼壁107轉(zhuǎn)移。第二外殼壁107離開第一外殼壁110位于中空腔室102的相對側(cè)邊，其中第一外殼壁 110包括連通孔100。流入中空腔室102的冷卻空氣流通過降低中空腔室102內(nèi)的另外的靜態(tài)空氣的隔離作用并經(jīng)過第二外殼壁107移去熱量進一步增強了止推軸承108和部件46 的冷卻。這樣，更多的熱量被從止推軸承108的表面轉(zhuǎn)移走。盡管圖示出了一個連通孔100，但實際上可以有多個這樣的孔，這些孔相對軸觀的驅(qū)動軸線在周向上間隔開。事實上，如圖3中所示，可以有三個冷卻孔1001、1002和1003。 如圖所示，所述三個孔彼此之間存在著成一定角度的間隔，這些間隔是不相等的?？粗行狞c C，所述中心點也是整個機器和軸28的中心的位置，孔1001可以取處于上止點位置。那么其相對于孔1002就會有94°的間隔。然后在孔1002和孔1003之間就存在有120°的間隔。 這就在孔1003和孔1001之間留出了 146°的間隔。當(dāng)然，也可以采用其它的(角度)間隔。如圖所示，三個距離可以確定這樣的結(jié)構(gòu)。第一距離Dl是部件46的外徑。第二距離D2是中間點C和孔1001、1002、1003的中心之間的距離。最后，D3是孔1001、1002、1003 的直徑。在具體的實施例中，D3的尺寸是0.113 — 0.135英寸(2. 87 — 3.42mm.)。D2的范圍在1. 2 — 1. 5英寸(30. 48 - 38. lmm.)之間。這些直徑是用于具有2. 6英寸(66. 04mm.) 的Dl的系統(tǒng)的。按照另一種方式描述，D2與Dl的比率在0.45和0.58之間的范圍內(nèi)。D3與Dl的比率在0.044和0.052之間的范圍內(nèi)。進一步，D3與D2的比率將會在0. 075和0. 113之間。圖4表示出部件46，所述部件與外殼42和壁110 (或與外殼42的壁110)的間隔比其實踐中要有的間隔更遠(yuǎn)，從而表示出中間的止推軸承299的細(xì)節(jié)。盡管在圖3和4中外殼42被表示出為圓柱形的，但它的實際形狀在圖1和2表示的更確切。止推軸承299包含有頂部泊片300，波紋形箔片(或薄片)、中間板302以及背襯彈簧304。如可以理解的，背襯彈簧304由多個部分形成，每個部分圍繞軸觀的軸線延伸小于周向的整個360°。在一個實施例中，可以有七個這樣的部分。在背襯彈簧304的各部分的端部之間形成有通道306。 孔1001、1002、1003中的每一個與其中一個通道206對齊，如圖3中示意性示出的那樣。在共同未決的美國專利申請系列號12/7觀306中公開了與之同一天提交的，題為 “帶有用于航空器的雙路冷卻的徑向軸承” (Journal Bearing With Dual Pass Cooling for Air Machine)白勺一禾中車由7 C^ti。雖然已披露了本發(fā)明的實施例，但是本領(lǐng)域技術(shù)人員將認(rèn)識到本發(fā)明范圍內(nèi)的某些變型。基于此理由，所附權(quán)利要求應(yīng)當(dāng)被視為用來確定本發(fā)明的真正范圍和內(nèi)容。
權(quán)利要求
1.一種在航空器中使用的外殼，所述外殼包括具有外表面的第一外殼壁，所述外表面是要面對部件，一旦所述部件被安裝在所述外殼內(nèi)，所述部件就與航空器軸一起轉(zhuǎn)動，并確定止推軸承表面；以及所述第一外殼壁具有用于將冷卻氣體從所述外表面?zhèn)魉偷街锌涨皇覂?nèi)的連通孔，所述中空腔室形成在所述第一外殼壁和第二外殼壁之間，所述第二外殼壁離開所述第一外殼壁位于所述中空腔室的相對側(cè)邊。
2.按照權(quán)利要求1所述的外殼，其特征在于，存在有多個所述連通孔。
3.按照權(quán)利要求2所述的外殼，其特征在于，存在有所述外殼的中心線，且所述連通孔圍繞所述中心線在周向上以不同的角度間隔開。
4.按照權(quán)利要求3所述的外殼，其特征在于，所述連通孔以所述不同的角度間隔開，使得一旦所述航空器組裝完成所述連通孔就與所述止推軸承表面相關(guān)聯(lián)的結(jié)構(gòu)中的通道對齊。
5.按照權(quán)利要求4所述的外殼，其特征在于，存在有三個所述連通孔，所述連通孔中的第一連通孔和第二連通孔間隔開94°的角度，所述連通孔中的第二連通孔和第三連通孔間隔開120°的角度，而所述連通孔中的第三連通孔和第一連通孔之間的間隔為146°的角度。
6.按照權(quán)利要求3所述的外殼，其特征在于，所述連通孔的孔直徑選擇成，使得所述孔直徑和所述部件的外徑的比率在0. 044和0. 052之間。
7.按照權(quán)利要求3所述的外殼，其特征在于，在從所述中心線到所述連通孔的中心的距離和所述部件的外徑之間確定的比率為0. 45 - 0. 58。
8.按照權(quán)利要求3所述的外殼，其特征在于，所述連通孔的直徑相對從所述中心線到所述連通孔的中心的距離的比率是0. 075和0. 113之間。
9.一種在航空器中使用的外殼，所述外殼包括具有外表面的第一外殼壁，所述外表面是要面對部件，一旦所述部件被安裝在所述外殼內(nèi)，所述部件就與航空器軸一起轉(zhuǎn)動，并確定止推軸承表面；以及所述第一外殼壁具有多個用于將冷卻氣體從所述外表面?zhèn)魉偷街锌涨皇覂?nèi)的連通孔， 所述中空腔室形成在所述第一外殼壁和第二外殼壁之間，所述第二外殼壁離開所述第一外殼壁位于所述中空腔室的相對側(cè)邊；存在有所述外殼的軸向中心線，且所述連通孔圍繞所述軸向中心線在周向上以不同的角度間隔開；存在有三個所述連通孔，所述連通孔中的第一連通孔和第二連通孔間隔開94°的角度，所述連通孔中的第二連通孔和第三連通孔間隔開120°的角度，而所述連通孔中的第三連通孔和第一連通孔之間的間隔為146°的角度；所述連通孔的直徑相對從所述中心線到所述連通孔的中心的距離的比率是0. 075和 0. 113之間。
10.一種航空器，所述航空器包括壓縮機轉(zhuǎn)子，所述壓縮機轉(zhuǎn)子用于壓縮空氣并將壓縮的空氣輸送到下游入口，來自所述下游入口的空氣穿過渦輪機轉(zhuǎn)子，以驅(qū)動所述渦輪機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動，且所述渦輪機轉(zhuǎn)子被連接到所述壓縮機轉(zhuǎn)子，使得所述渦輪機轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動驅(qū)動所述壓縮機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動并壓縮所述空氣；連接成與所述渦輪機轉(zhuǎn)子和所述壓縮機轉(zhuǎn)子一起轉(zhuǎn)動并確定中心線的軸；以及止推軸承，所述止推軸承由垂直于所述軸并由所述軸徑向向外延伸的部件提供，所述部件與所述軸一起轉(zhuǎn)動且面對第一外殼壁，中空腔室形成在所述第一外殼壁的相對側(cè)邊， 以及用于穿過所述止推軸承的表面提供空氣的冷卻空氣路徑位于所述部件和所述第一外殼壁之間，所述第一外殼壁具有用于將冷卻空氣從所述冷卻空氣路徑傳送到所述中空腔室中的連通孔，以驅(qū)動所述中空腔室內(nèi)的空氣。
11.按照權(quán)利要求10所述的航空器，其特征在于，第二外殼壁離開所述第一外殼壁位于所述中空腔室的相對側(cè)邊，且熱量通過所述中空腔室內(nèi)的空氣運動被從所述第一外殼壁轉(zhuǎn)移到所述第二外殼壁。
12.按照權(quán)利要求10所述的航空器，其特征在于，用于所述渦輪機轉(zhuǎn)子下游的空氣的下游應(yīng)用是飛機使用。
13.按照權(quán)利要求10所述的航空器，其特征在于，所述下游應(yīng)用是飛機上的機艙空氣供給源。
14.按照權(quán)利要求10所述的航空器，其特征在于，存在有多個所述連通孔。
15.按照權(quán)利要求14所述的航空器，其特征在于，所述連通孔圍繞所述中心線在周向上以不同的角度間隔開。
16.按照權(quán)利要求15所述的航空器，其特征在于，所述連通孔以所述不同的角度間隔開，使得所述連通孔與所述止推軸承表面相關(guān)聯(lián)的彈簧中的通道對齊。
17.按照權(quán)利要求16所述的航空器，其特征在于，存在有三個所述連通孔，所述連通孔中的第一連通孔和第二連通孔間隔開94°的角度，所述連通孔中的第二連通孔和第三連通孔間隔開120°的角度，而所述連通孔中的第三連通孔和第一連通孔之間的間隔為146° 的角度。
18.按照權(quán)利要求15所述的航空器，其特征在于，所述連通孔的孔直徑選擇成，使得所述孔直徑和所述部件的外徑的比率在0. 044和0. 052之間。
19.按照權(quán)利要求15所述的航空器，其特征在于，在從所述中心線到所述連通孔的中心的距離和所述部件的外徑之間確定的比率為0. 45 - 0. 58。
20.按照權(quán)利要求10所述的航空器，其特征在于，所述連通孔的直徑相對從所述中心線到所述連通孔的中心的距離的比率是0. 075和0. 113之間。
全文摘要
本發(fā)明提供一種壓縮機轉(zhuǎn)子，它壓縮空氣并將壓縮的空氣輸送穿過渦輪機轉(zhuǎn)子。渦輪機轉(zhuǎn)子被連接到壓縮機轉(zhuǎn)子，使得渦輪機轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)動驅(qū)動壓縮機轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動。軸連接成與渦輪機轉(zhuǎn)子和壓縮機轉(zhuǎn)子一起轉(zhuǎn)動。止推軸承由垂直于軸并由軸徑向向外延伸的部件提供，該部件與軸一起轉(zhuǎn)動且面對第一外殼壁，中空腔室形成在第一外殼壁的相對側(cè)邊。冷卻空氣路徑穿過止推軸承的表面提供空氣并位于該部件和第一外殼壁之間。第一外殼壁具有用于將冷卻空氣從冷卻空氣路徑傳送到中空腔室中的連通孔，以驅(qū)動中空腔室內(nèi)的空氣。還提供結(jié)合有連通孔的外殼。
文檔編號B64D33/08GK102198862SQ201110068980
公開日2011年9月28日 申請日期2011年3月22日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月22日
發(fā)明者B·J·梅里特, C·M·比爾斯, V·S·里查德森 申請人:哈米爾頓森德斯特蘭德公司