CN103299084B - 一种旁路式涡轮喷气发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种带有风扇叶轮(1)的涡轮喷气发动机，所述风扇叶轮(1)装有叶片(2)，周围为环形机匣(3)，所述机匣(3)包括吸气装置(9,10)，可从机匣(3)和风扇叶轮(1)叶片(2)径向外端之间形成的环形间隙(8)吸取空气，所述吸气装置包括由至少一个进气狭缝(10)形成的进气口，所述狭缝设在机匣(3)内壁(11)上并与向下游延伸的吸气管道(9)相通，其特征在于，在叶片径向外端处，吸气装置的进气狭缝(10)轴向仅与风扇叶轮叶片(2)叶弦上游部分对齐。

Description

一种旁路式涡轮喷气发动机
技术领域
本发明涉及一种用于飞行器(特别是飞机)的旁路式涡轮喷气发动机。
背景技术
降低机场附近飞机产生的噪声辐射是一个重大挑战，对此，正在实施更为严格的标准。
对飞机起飞与降落期间所产生的高噪声水平的主要现象已作了定性和定量的调查工作。大体上说，噪声可以分为两大类，即飞机机体噪声和发动机噪声。
机体噪声是因为空气流动和飞机表面障碍物或凹凸不平之间的相互作用所致,诸如起落架，前缘缝翼，后缘襟翼等。
采用旁路式涡轮喷气发动机时，发动机噪声主要包括喷嘴快速喷射热气体所致的喷气噪声，和由于空气流动和静止结构之间相互作用所致的风扇噪声，这种相互作用是由驱动二次或“旁路”气流的风扇叶型所产生的。
应该回顾的是，旁路式涡轮喷气发动机带有风扇叶轮，风扇叶轮装有叶片且在环形机匣内转动。在风扇的下游，一部分空气流被引向主要或“核心”通道，在这个通道内，主气流被低压压缩机和高压压缩机压缩后流动，从而送到燃烧室，来自风扇的另一部分空气流被引向旁路通道，一组出口导向叶片(OGVs)延伸到该通道内。
来自风扇的噪声谱被分为声调部分和具有幅度的宽带部分，该幅度会随着涡轮喷气发动机外表状况而增加，这种发动机的旁路比非常大，即，在这种发动机中，旁路气流很大。
在风扇中，存在许多宽带噪声源，主要噪声源是风扇叶轮尾流和定子之间的相互作用，特别是出口导向叶片。
为了最小化风扇所产生的噪声，一个解决方案就是优化导向叶片的设计。然而，巡航速度时，对发动机效能的约束条件使得这些叶片不能完全适宜于在进场或起飞期间工作。
美国专利No.3730639提出了风扇机匣安装吸入装置，该吸入装置包括进气开口，该进气开口采用风扇叶轮叶片径向外端上游的狭缝构成，再配备吸入泵。
这样，在机匣内壁上形成的部分边界层就被吸入，以限制边界层和风扇叶轮叶片之间的相互作用，从而降低了噪声。这种解决方案并不能显著降低噪声的主要部分，这部分噪声是由风扇叶轮尾流和位于其下游的出口导向叶片之间相互作用所产生的。
此外，机匣和风扇叶轮叶片端部之间的间隙也会引起湍流，这种湍流是因为叶顶处被夹裹的气流效应所产生，这种湍流具有很高程度的湍流动能，一旦与机匣边界层混合，会大大促进涡流尾流和出口导向叶片之间相互作用的宽带噪声。
一个已知的解决方案是提供将空气喷入风扇湍流区的装置。为此，需要在风扇叶轮叶片内制作空气流动管道，结果，使得这种叶片的制造更复杂，特别是，当叶片采用复合材料制作时。
发明内容
本发明的一个具体目的是提供一种解决这种问题的方案，该方案简单，有效，且成本不高。
为此，本发明提出了一种旁路式涡轮喷气发动机，该发动机带有风扇叶轮，风扇叶轮装有叶片并由环形机匣环绕，所述涡轮喷气发动机的特征在于，该机匣包括自环形间隙吸入空气的吸气装置，所述间隙位于机匣和风扇叶轮叶片径向外端之间。
采用这种方法布置的吸气装置用来吸出风扇叶轮叶片顶部处的湍流气流，这样，就不会与位于下游的出口导向叶片相互作用，从而大大降低了风扇叶轮尾流和定子---特别是位于下游的出口导向叶片---之间相互作用所产生的噪声。
根据本发明的一个特性，吸气装置包括由至少一个进气狭缝形成的进口，该进气狭缝位于机匣内壁并与向下游延伸的吸入管道相通。
有利的是，吸气装置的进口狭缝轴向布置，仅在径向外端处与风扇叶轮叶弦上游部分对齐。
将这种吸气狭缝布置成仅与叶弦上游部分对齐，这样，一旦在前缘转角部位出现湍流，可使气流通过间隙被吸出。模拟实验表明，在叶片顶部，有几个部位会出现湍流，比较剧烈的部位大约在叶顶叶弦第一个三分之一处。为此，将进气狭缝布置在会产生最大量湍流活动的区域内。
为此，在叶片径向外端处，吸气装置的进气狭缝在轴向上优选位于与风扇叶轮叶弦上游三分之一对齐。
优选地，进气狭缝的轴向尺寸在叶片径向外端处为叶片叶弦的3%至10%的范围内。
为此，只有一小部分气流被吸收，避免了对发动机效能产生损伤。
根据本发明的另一个特性，进气狭缝为环形或采用围绕风扇轴线分布的多个孔口组成。
吸气装置可以包括置于机匣内的吸入泵。
根据本发明的一个实施例，吸气装置包括至少两个进气狭缝，位于机匣内壁并相对于彼此而轴向偏置。
有利的是，吸气装置包括置于机匣内的环形集管，并经由吸气管道而与进气狭缝相通。
吸气装置还包括排气孔口，设在风扇叶轮下游，位于风扇机匣外壁或内壁上。
更具体而言，吸气装置的排出孔口可以设在风扇机匣内壁上，风扇出口导向叶片的下游。
附图说明
通过阅读以非限定性示例并参照附图给出的如下说明，可以更好地理解本发明，本发明的其它细节、特性和优点会显现出来，附图如下：
图1为本发明第一个实施例的涡轮喷气发动机局部剖面图；
图2为本发明第二个实施例的对应于图1的剖面图；以及
图3为放大比例的剖面图，所示为本发明第三个实施例的涡轮喷气发动机局部示意图。
具体实施方式
图1为带有风扇叶轮1的涡轮喷气发动机的局部示意图，所示风扇叶轮带有叶片2,周围为环形机匣3。在风扇的下游，风扇所产生的一部分气流被引向核心或主气流通道4，被低压压缩机和高压压缩机压缩的主气流在该通道内流动，而后输送给燃烧室(图中未示)，来自风扇的另一部分气流被导向旁路或二次通道5，一组出口导向叶片6在该通道内延伸。导向叶片6的作用就是整流离开风扇的二次气流，为的是限制其回旋。
在出口导向叶片6的下游，设有径向结构臂7，该臂机械强度较大，并延伸过二次通道5。
根据本发明，机匣3包括向环形间隙8内打开的吸气装置，所述间隙位于机匣3和风扇叶轮1叶片2的径向外端之间。
在图1所示实施例中，吸气装置包括至少一个吸气管道9，其管道口向上述环形间隙8内打开，该管道口由机匣3内壁11上的进气狭缝10形成。所述狭缝10在机匣3内壁的整个周围延伸，且每个吸气管道9向下游延伸，向所确定区域内机匣外壁12内打开，例如，轴向位于该组出口导向叶片6下游的区域，为的是将空气向外吹出，以便必要时重新将边界层附着到机匣外壁12上。
狭缝10和吸气管道9的尺寸和位置这样确定，以便只有一小部分流过风扇的气流由狭缝10吸取，例如，占总流量的0.5%至2%，优选大约1%。
被吸出的空气流量大体上与带动风扇叶轮1的低压涡轮轴的转速成比例，其转速在降落和起飞阶段之间会变化很大。所吸出的空气流量取决于叶片2外端和机匣3内壁11之间的径向间隙8。
在其径向外端处，进气狭缝10的径向尺寸在叶片2叶弦的3%至10%的范围内。应该注意的是，叶片叶弦是指其前缘13（即其上游边缘）和其后缘14（即其下游边缘）之间的距离。
在其径向外端处，吸气装置的进气狭缝10轴向位于仅面向叶片2叶弦上游半部分。因此，进气狭缝10并不从叶片端部向上游延伸，也不是面向叶片2叶弦的下游半部分。
作为环形进气狭缝10的替换方案，也可采用沿周向分布在风扇轴线周围的一系列孔口。
在图1所示示例中，每个吸气管道9出口处的压力p2小于狭缝10进口处的压力p1，所述压力差用来克服管道9内的压头损失，并吸入空气。因此，无需在管道9上安装吸入泵。
相反，在图2所示实施例中，吸气管道9向出口导向叶片6下游的机匣3内壁11打开，在此区域，压力p3大于进口狭缝10的压力。因此，吸气管道上必须安装吸入泵15，该泵置于机匣3内。
显然，管道9的数量和位置会根据应用情况而变化。
在图3所示实施例中，机匣3带有至少两个进口狭缝10，位于机匣3内壁11处，并相对于彼此而轴向偏置。吸气管道9从每个进气狭缝10下游向置放在机匣3内的环形集管16延伸。然后，进气集管16内的空气被泵15吸出，再喷入机匣3的内壁11或外壁12，其方式如上述。
不论所使用的实施例如何，为此，本发明可以从风扇叶片2顶部气流中吸入空气，从而限制了该高湍流和位于下游的出口导向叶片6之间的相互作用。这样，可以显著降低因这种相互作用而产生的宽带噪声。因为被吸出的这部分风扇流量很小，风扇效能没有受到明显影响。

Claims (8)

1.一种旁路式涡轮喷气发动机，其带有风扇叶轮(1)，所述风扇叶轮装有叶片(2)并由环形机匣(3)环绕，机匣(3)包括吸气装置，用来从机匣(3)和风扇叶轮(1)叶片(2)径向外端之间形成的环形间隙(8)吸收空气，所述吸气装置包括由至少一个进气狭缝(10)形成的进气口，所述狭缝设在机匣(3)内壁(11)上并与向下游延伸的进气管道(9)相通，旁路式涡轮喷气发动机的特征在于，在叶片径向外端处，吸气装置的进气狭缝(10)轴向地仅与风扇叶轮叶片(2)叶弦上游部分对齐。
2.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其特征在于，进气狭缝(10)的轴向尺寸在叶片径向外端处叶片(2)叶弦的3％至10％范围内。
3.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其特征在于，进气狭缝(10)为环形或由风扇轴线周围分布的多个孔口构成。
4.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其特征在于，吸气装置包括置于机匣(3)内的吸入泵(15)。
5.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其特征在于，吸气装置包括设在机匣(3)内壁(11)上并相对于彼此而轴向偏置的至少两个进气狭缝(10)。
6.根据权利要求1所述的涡轮喷气发动机，其特征在于，吸气装置包括置于机匣(3)内并通过吸气管道(9)与进气狭缝(10)相通的环形集管(16)。
7.根据权利要求1至6任一项所述的涡轮喷气发动机，其特征在于，吸气装置包括排气孔口，其设在风扇机匣(3)外壁(12)或内壁(11)内风扇叶轮(1)的下游。
8.根据权利要求7所述的涡轮喷气发动机，其特征在于，吸气装置的排气孔口设在风扇出口导向叶片(6)下游风扇机匣(3)内壁(11)上。
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Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2988146B1 (fr) * 2012-03-15 2014-04-11 Snecma Carter pour roue a aubes de turbomachine ameliore et turbomachine equipee dudit carter
FR3006722B1 (fr) * 2013-06-06 2017-11-24 Snecma Dispositif de depoussierage de compresseur de turbomachine
CN103423031A (zh) * 2013-09-04 2013-12-04 西北工业大学 一种脉冲爆震发动机尾喷管
DE102013222514A1 (de) 2013-11-06 2015-05-07 MTU Aero Engines AG Dichtungsanordnung für eine Strömungsmaschine
EP2871368B1 (de) * 2013-11-12 2018-09-12 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenverdichter
FR3048727B1 (fr) * 2016-03-14 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Conduit d'entree d'air pour une turbomachine d'aeronef
US11485486B2 (en) * 2016-05-18 2022-11-01 The University Of Toledo Active flow control for ducted fans and fan-in-wing configurations
US10683076B2 (en) 2017-10-31 2020-06-16 Coflow Jet, LLC Fluid systems that include a co-flow jet
CN108119406B (zh) * 2018-01-11 2020-11-27 南京航空航天大学 轴流压气机周向大间隔小通孔机匣
US11293293B2 (en) * 2018-01-22 2022-04-05 Coflow Jet, LLC Turbomachines that include a casing treatment
US11001389B2 (en) * 2018-11-29 2021-05-11 General Electric Company Propulsion engine thermal management system
CN111271322B (zh) * 2018-12-05 2020-12-29 中国航发商用航空发动机有限责任公司 可调静叶以及压气机
FR3095241B1 (fr) * 2019-04-17 2021-06-25 Safran Aircraft Engines Entrée d’air de nacelle de turboréacteur comprenant une conduite de circulation pour favoriser une phase d’inversion de poussée
WO2021016321A1 (en) 2019-07-23 2021-01-28 Gecheng Zha Fluid systems and methods that address flow separation
CN114526263B (zh) * 2022-02-17 2023-06-23 集美大学 一种轴流压气机自适应机匣处理装置及其设计方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3730639A (en) * 1970-07-17 1973-05-01 Secr Defence Fan or compressor for a gas turbine engine
US3735593A (en) * 1970-02-11 1973-05-29 Mini Of Aviat Supply In Her Br Ducted fans as used in gas turbine engines of the type known as fan-jets
US6004095A (en) * 1996-06-10 1999-12-21 Massachusetts Institute Of Technology Reduction of turbomachinery noise
CN1314552A (zh) * 2000-03-20 2001-09-26 株式会社日立制作所 涡轮机
GB2407142A (en) * 2003-10-15 2005-04-20 Rolls Royce Plc An arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine
CN101292083A (zh) * 2005-10-19 2008-10-22 法国空中巴士公司 衰减喷射噪声的涡轮喷气发动机

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4086761A (en) * 1976-04-26 1978-05-02 The Boeing Company Stator bypass system for turbofan engine
SU926369A1 (ru) * 1978-10-19 1982-05-07 Предприятие П/Я Р-6131 Кожух вентил тора
US4901520A (en) * 1988-08-12 1990-02-20 Avco Corporation Gas turbine pressurized cooling system
US6574965B1 (en) * 1998-12-23 2003-06-10 United Technologies Corporation Rotor tip bleed in gas turbine engines
US6585479B2 (en) * 2001-08-14 2003-07-01 United Technologies Corporation Casing treatment for compressors
RU2261999C2 (ru) * 2003-01-23 2005-10-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Турбовентиляторный авиационный двигатель
FR2882112B1 (fr) * 2005-02-16 2007-05-11 Snecma Moteurs Sa Prelevement en tete des roues mobiles de compresseur haute pression de turboreacteur
JP4893110B2 (ja) * 2006-05-31 2012-03-07 株式会社Ｉｈｉ 軸流流体装置
US7766280B2 (en) * 2007-05-29 2010-08-03 United Technologies Corporation Integral suction device with acoustic panel

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3735593A (en) * 1970-02-11 1973-05-29 Mini Of Aviat Supply In Her Br Ducted fans as used in gas turbine engines of the type known as fan-jets
US3730639A (en) * 1970-07-17 1973-05-01 Secr Defence Fan or compressor for a gas turbine engine
US6004095A (en) * 1996-06-10 1999-12-21 Massachusetts Institute Of Technology Reduction of turbomachinery noise
CN1314552A (zh) * 2000-03-20 2001-09-26 株式会社日立制作所 涡轮机
GB2407142A (en) * 2003-10-15 2005-04-20 Rolls Royce Plc An arrangement for bleeding the boundary layer from an aircraft engine
CN101292083A (zh) * 2005-10-19 2008-10-22 法国空中巴士公司 衰减喷射噪声的涡轮喷气发动机

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
风扇系统噪声对发动机整机噪声的影响;王斌等;《内燃机工程》;20050120;第25卷(第6期);第52-54页 *

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