CN104379918B - 燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机 - Google Patents

燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN104379918B
CN104379918B CN201380021820.2A CN201380021820A CN104379918B CN 104379918 B CN104379918 B CN 104379918B CN 201380021820 A CN201380021820 A CN 201380021820A CN 104379918 B CN104379918 B CN 104379918B
Authority
CN
China
Prior art keywords
convex portion
bypass
blender
gas
immerses
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.)
Active
Application number
CN201380021820.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104379918A (zh
Inventor
M.丁达
V.R.昆策
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 CN104379918A publication Critical patent/CN104379918A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104379918B publication Critical patent/CN104379918B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F02K1/386—Introducing air inside the jet mixing devices in the jet pipe, e.g. for mixing primary and secondary flow
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
    • F02K1/48—Corrugated nozzles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
    • B64D2033/045—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes comprising infrared suppressors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/38—Introducing air inside the jet
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/827—Sound absorbing structures or liners
    • 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
    • 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
    • F05D2230/60—Assembly methods
    • 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
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F05D2250/184—Two-dimensional patterned sinusoidal
    • 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
    • F05D2250/60—Structure; Surface texture
    • F05D2250/61—Structure; Surface texture corrugated
    • 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
    • F05D2250/60—Structure; Surface texture
    • F05D2250/61—Structure; Surface texture corrugated
    • F05D2250/611—Structure; Surface texture corrugated undulated
    • 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
    • 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
    • F05D2250/71—Shape curved
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • 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
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • F05D2300/6033—Ceramic matrix composites [CMC]
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49229—Prime mover or fluid pump making
    • Y10T29/49231—I.C. [internal combustion] engine making
    • Y10T29/49234—Rotary or radial engine making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Exhaust Gas After Treatment (AREA)

Abstract

本发明公开一种用于制造燃气涡轮发动机的混合器的方法。所述方法包括：形成所述混合器的前端和后端；以及形成环形波状轮廓，所述环形波状轮廓将多个核心浸入凸部和多个旁通浸入凸部限定在所述前端和所述后端之间。所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部。所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，并且所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线。所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线。

Description

燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机
相关申请案的交叉引用
本申请要求2012年4月27日提交的美国临时专利申请第 61/639,677号的权益，所述专利申请全文以引用的方式并入本说明书。
技术领域
本发明的领域总体涉及混合器，并且更具体地，涉及用于燃气涡轮发动机排气系统的混合器。
背景技术
许多已知的燃气涡轮发动机包括布置成彼此轴向流动连通的风扇系统、核心系统和排气系统。风扇系统提供通到核心系统的空气流(“核心流”)以及通到环绕所述核心系统的旁通管道的空气流(“旁通流”)。离开核心系统和旁通管道之后，核心流和旁通流分别被引导到排气系统中，以便排放到环境中。
至少一些已知的燃气涡轮发动机利用混合器来将核心流与旁通流在排气系统中更好地混合，以便于提高发动机的总体性能。然而，已知的是，排气系统内的压力损失与至少一些混合器的使用相关联，并且这些压力损失可能会削减与混合相关联的性能益处。因此，将有用的是，具有这样的混合器：促进核心流与旁通流在燃气涡轮发动机的排气系统内混合，同时最小化与这种混合相关联的压力损失。
发明内容
一方面，提供一种制造用于燃气涡轮发动机的混合器的方法，所述燃气涡轮发动机具有用于引导核心气流穿过所述燃气涡轮发动机的核心系统、以及在所述核心系统外的用于引导旁通气流穿过所述燃气涡轮发动机的旁通管道。所述方法包括：形成所述混合器的前端和后端；以及形成环形波状轮廓，所述环形波状轮廓在将多个核心浸入凸部(lobe)和多个旁通浸入凸部限定在所述前端与所述后端之间。所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部。所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，并且所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线。所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线。
另一方面，提供一种用于燃气涡轮发动机的混合器，所述燃气涡轮发动机具有用于引导核心气流穿过所述燃气涡轮发动机的核心系统、以及在所述核心系统外的用于引导旁通气流穿过所述燃气涡轮发动机的旁通管道。所述混合器包括前端、后端和环形波状轮廓，所述环形波状轮廓将多个核心浸入凸部和多个旁通浸入凸部限定在所述前端与所述后端之间。所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部。所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，并且所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线。所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线。
另一方面，提供一种燃气涡轮发动机。所述燃气涡轮发动机包括核心系统，所述核心系统具有压缩机组件、位于所述压缩机组件后部的燃烧组件和位于所述燃烧组件后部的涡轮机组件。所述压缩机组件、所述燃烧组件和所述涡轮机组件被布置成沿所述燃气涡轮发动机的轴向尺寸流动连通。所述燃气涡轮发动机进一步包括：旁通管道，所述旁通管道在所述核心系统外沿所述轴向尺寸延伸；以及风扇系统，所述风扇系统位于所述压缩机组件和所述旁通管道前部。所述风扇系统配置用于将核心气流提供到所述核心系统中并将旁通气流提供到所述旁通管道中。所述燃气涡轮发动机还包括位于所述核心系统和所述旁通管道后部的排气系统，并且所述排气系统包括：尾管，所述尾管配置用于接收所述核心流和所述旁通流；以及混合器，所述混合器在所述尾管内连接至所述涡轮机组件后部的所述核心系统，以限定所述尾管的旁通流区域和所述尾管的核心流区域。所述混合器具有前端、后端和环形波状轮廓，所述环形波状轮廓将多个核心浸入凸部和多个旁通浸入凸部限定在所述前端与所述后端之间。所述核心浸入凸部配置用于将旁通流递送到所述尾管的所述核心流区域中，并且所述旁通浸入凸部配置用于将核心流递送到所述尾管的所述旁通流区域中。所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部。所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，并且所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线。所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线。
附图说明
图1为燃气涡轮发动机的示意性表示；
图2为用在图1中所示燃气涡轮发动机上的混合器的第一实施例的透视图；
图3为图2中所示混合器的后正视图；
图4为用在图1中所示燃气涡轮发动机上的混合器的第二实施例的透视图；
图5为图4中所示混合器的后正视图；
图6为用在图1中所示燃气涡轮发动机上的混合器的第三实施例的透视图；以及
图7为图6中所示混合器的后正视图。
具体实施方式
以下详述示例性地而非限制性地阐述一种混合器和一种制造所述混合器的方法。本说明书应当清楚使得所属领域的普通技术人员能够制造并使用本发明的混合器，并且本说明书阐述所述混合器的若干实施例、修正、变化、替代和使用，包括目前确信是本发明的最佳模式的那些。本说明书中将混合器描述为应用于优选实施例，即，用于燃气涡轮发动机的排气系统。然而，可以预见的是，除了用于燃气涡轮发动机的排气系统之外，混合器和制造所述混合器的方法可普遍应用在大范围的系统和/或各种商业、工业和/或消费性应用中。
图1为具有轴向尺寸A和径向尺寸R的示例性燃气涡轮发动机 100的示意图。燃气涡轮发动机100包括布置成彼此轴向流动连通的风扇系统102、核心系统104和排气系统106。核心系统104包括压缩机组件108、燃烧组件110、高压涡轮机组件112以及低压涡轮机组件114。在操作期间，风扇系统102将第一空气流引导到核心系统 104中(“核心流”116)并将第二空气流引导到在核心系统104外的旁通管道118中(“旁通流”120)。
将核心流116引导到压缩机组件108中，核心流116在所述压缩机组件108中进行压缩并且随后被引导到燃烧组件110中。在燃烧组件110内，核心流116与燃料混合并点燃以生成燃烧气体，并且核心流116随后被引导穿过高压涡轮机组件112和低压涡轮机组件114。核心流116离开低压涡轮机组件114并且进入排气系统106，在所述排气系统106中，核心流116通过混合器200与旁通流120混合。在其他实施例中，燃气涡轮发动机100可包括以便于混合器200能够如本说明书中所描述的那样起作用的任何合适方式配置的任何合适风扇系统、核心系统和/或排气系统。如本说明书中所使用，根据在燃气涡轮发动机100内的定向来提及混合器200(例如，提及为如“后部”、“前部”、“轴向”、“径向”或其任何变化)旨在表示混合器200 被配置成当混合器200如本说明书中所描述安装在燃气涡轮发动机 100内时以这样的方式定向，并且这些所提及的定向并不旨在将本发明的范围限制为仅实际安装在燃气涡轮发动机内的那些混合器。实际上，本发明旨在总体上应用于混合器，不论所述混合器是否安装在燃气涡轮发动机内。
图2至图7为混合器200的各种实施例的透视图和后正视图。混合器200配置用于围绕排气锥122并在排气系统106的尾管124(图1、图3、图5、图7中示意性地示出)内连接至核心系统104，以便促进来自尾管124的径向外部旁通流区域128的旁通流120与来自尾管124的径向内部核心流区域126的核心流116混合。在示例性实施例中，混合器200是由陶瓷基复合物(CMC)材料制成并具有轴向前端202和轴向后端204，其中轴向前端202可合适地配置用于连接至核心系统104，并且其中轴向后端204具有后缘206。混合器200具有限定多个旁通浸入凸部208和多个核心浸入凸部210的环形波状轮廓，其中旁通浸入凸部208配置用于延伸到尾管124的旁通流区域128 中，并且其中核心浸入凸部210配置用于延伸到尾管124的核心流区域126中。以这种方式，通过核心浸入凸部210将旁通流120递送到核心流区域126中，并且通过旁通浸入凸部208将核心流116递送到旁通流区域128中，从而使旁通流120和核心流116在尾管124中更好地混合。或者，混合器200可由任何合适材料制成。
每个旁通浸入凸部208具有从前端202延伸至后端204的冠轮廓线212，并且每个核心浸入凸部210具有从前端202延伸至后端204 的底座轮廓线214。在一些实施例中，冠轮廓线212的曲率(或半径沿轴向尺寸的变化)在至少两个旁通浸入凸部208之间变化(即，是不同的)，以使得一些旁通浸入凸部208具有比其他旁通浸入凸部208 的后缘尖峰218更远地延伸到尾管124的旁通流区128中的后缘尖峰 218(例如，如在一对轴向位置之间测量到的第一旁通浸入凸部的冠轮廓线212的斜度不同于如在同一对的轴向位置之间测量到的第二旁通浸入凸部的冠轮廓线212的斜度)。类似地，在一些实施例中，底座轮廓线214的曲率(或半径沿轴向尺寸的变化)在至少两个核心浸入凸部210之间变化(即，是不同的)，以使得一些核心浸入凸部210 具有比其他核心浸入凸部210的后缘低谷216更远地延伸到尾管124的核心流区126中的后缘低谷216(例如，如在一对轴向位置之间测量到的第一核心浸入凸部的底座轮廓线214的斜度不同于如在同一对的轴向位置之间测量到的第二核心浸入凸部的底座轮廓线214的斜度)。因此，旁通浸入凸部208的几何形状可在彼此之间变化，和/ 或核心浸入凸部210的几何形状可在彼此之间变化，以便促进混合程度增加、压力损失最小化以及与之相关联的声学益处。
在一些实施例中，可将旁通浸入凸部208和/或核心浸入凸部210 的大小调整为大体上半椭圆形的形状(例如，U形)。例如，在一个实施例中，为了优化围绕混合器200的旁通浸入凸部208之间的大小的变化，在后缘206处为每个凸部208给出半长轴AMJ和短轴AMN，并且通过使轴AMJ、AMN彼此基本上反向成比例地伸长或缩短来调整每个凸部208的大小(例如，当旁通浸入凸部208的半长轴AMJ伸长并且因此所述旁通浸入凸部208的后缘尖峰218进一步延伸到旁通流区域128中以增加混合程度时，所述旁通浸入凸部208的短轴AMN成比例地缩短，以便于维持所述旁通浸入凸部208的期望流动面积，尽管这使得所述旁通浸入凸部208更远地延伸到旁通流区域128中(每个凸部208的流动面积近似地为((π·AMJ·(AMN÷2))÷2))。通过以这种方式优化旁通浸入凸部208，一些旁通浸入凸部208可比其他旁通浸入凸部208更高并且更薄，但是对于混合器200而言，所有旁通浸入凸部208的组合的总流动面积(即，所有旁通浸入凸部208 的单独流动面积的总和，其中每个单独流动面积近似地为((π·AMJ· (AMN÷2))÷2))保持基本上相同，从而最小化与提高混合程度相关联的压力损失。应注意，在一些实施例中，可以类似方式调整核心浸入凸部210的大小。
另外，混合程度可通过以下方式得到进一步优化：使至少一对相邻凸部208、210的后缘尖峰218与后缘低谷216之间的后缘侧220 成扇形(例如，轴向凹进)，以便增加围绕混合器200的后缘206的总长度，从而增加核心流116和旁通流120可扩张到彼此中的总距离。扇形后缘侧220还通过以下方式促进旁通流120(即，较冷气体)与核心流116(即，较热气体)之间能够更好地混合：优化后缘206后部的旁通流120与核心流116之间的界面处的旋转区域(或涡旋)的强度。因为如上所述一些旁通浸入凸部208比其他旁通浸入凸部208 更远地延伸到旁通流区域128中，所以涡旋的径向定位根据旁通浸入凸部208的不同径向延伸度来围绕排气系统106变化，这更好地激励 (或混合)旁通流120和核心流116，并且因此使得整个排气系统106 中的温度更均匀。此外，在其他实施例中，凸部208、210可以是斜接的(scarfed)(即，以相对于轴向尺寸A倾斜的角度进行纵倾 (trimmed))。在替代实施例中，凸部208、210并不是扇形的，和/ 或凸部208、210并不是斜接的。因此，混合器200可配置有围绕混合器200的圆周的不同凸部浸入程度，以促进优化燃气涡轮发动机100 的温度混合程度和压力损失，从而产生推力和比燃料消耗率(SFC) 的净改进。
上述混合器实施例通过以下方式来促进排气系统性能的提高：通过减少与较冷旁通流与较热核心流的混合程度相关联的总压力损失来减少SFC，同时维持较高水平的混合效率。围绕混合器的不同凸部浸入程度促进优化涡旋放置，从而导致总SFC中的增益，所述增益是通过使浸入程度较高的凸部的增强的混合程度与浸入程度减少的凸部的较低压力损失平衡来实现。另外，还可通过凸部以不同半径生成涡旋来产生更好的混合，从而促进涡旋在尾管内的最佳放置，以便于确保激活整个排气轮廓。通过使凸部到旁通流区域和/或核心流区域中的径向延伸度变化，以及使混合器后缘的周长变化，可优化涡流的强度(量值)和周向延度(extent)，以便于控制混合的量。
以这种方式，带有凸部的混合器可配置用于实现最佳浸入，所述最佳浸入使混合效率与混合压力损失更好地平衡以便实现最佳性能 (例如，可以实现由混合器后缘流出的涡旋的最佳放置，并可控制涡旋结构的径向位置)。这种设计的一个实例将为交替凸部模式(如图 2和图3中所示)，其中每个其他凸部都将具有更高的旁通浸入程度，并且中间凸部将具有使旁通流呈现较小阻塞程度的更低的旁通浸入程度，从而最小化系统的压力损失。另外，从浸入程度较低的凸部流出的涡旋位于更为径向向内的位置处，以便增强尾管的核心流区域 (即，内部径向区域)中的混合程度。因此，排气系统的净推力增加 (或SFC改进)得到改进。另外，上述实施例促进混合器之间的浸入模式变化，同时维持基本上相同的物理流动面积。例如，将浸入程度较低的凸部的大小调整为在周向位置中较宽，以便维持与浸入程度较高的凸部相同的物理流动面积，从而使具有不同浸入程度的凸部无缝融合。
此外，上述实施例在不牺牲混合的总体水平和量值的情况下，提供旁通(冷)流与核心(热)流的更均匀混合。因为高频喷气噪音由于排气而造成的衰减与旁通流和核心流在尾管出口处扩张到环境之前的混合水平大体上成比例，所以高频噪声源可与两个未混合的流之间的剪切相互作用相关联。就此而言，上述混合器增强旁通流和核心流的局部和总体混合程度，以便减少两个流之间的剪切相互作用，从而使相关联的喷气噪声更好地衰减。虽然混合器的上述实施例在具有长管道混合流(LDMF)排气系统的旁通燃气涡轮发动机中可能特别有用，但应注意，上述实施例也可用于其他合适的燃气涡轮发动机配置。
以上详细地描述了一种混合器和一种制造所述混合器的方法的示例性实施例。本发明的方法和系统并不限于本说明书中所描述的具体实施例，而是相反，方法和系统的部件可独立地使用并与本说明书中所描述的其他部件分开使用。例如，本说明书中所描述的方法和系统可具有其他工业和/或消费类应用，并且并不限于仅利用如在本说明书中所描述的燃气涡轮发动机的排气系统进行实施。实际上，本发明可与许多其他工业相结合地实施和使用。
虽然已根据各种具体实施例来描述本发明，但是所属领域的技术人员应认识到，本发明可利用权利要求书的精神和范围内的修改进行实施。

Claims (20)

1.一种用于制造燃气涡轮发动机的混合器的方法，所述燃气涡轮发动机具有用于引导核心气流穿过所述燃气涡轮发动机的核心系统、以及在所述核心系统外的用于引导旁通气流穿过所述燃气涡轮发动机的旁通管道，所述方法包括：
形成所述混合器的前端和后端；以及
形成环形波状轮廓，所述环形波状轮廓将多个核心浸入凸部和多个旁通浸入凸部限定在所述前端和所述后端之间，其中所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部，所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线，其中所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线；其中，在一对轴向位置之间测量到的所述第一冠轮廓线的斜度不同于在同一对的轴向位置之间测量到的所述第二冠轮廓线的斜度，以使得第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部中的一者比第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部中的另一者在径向上更远地延伸。
2.根据权利要求1所述的方法，所述方法进一步包括使所述第一冠轮廓线形成为具有与所述第二冠轮廓线不同的曲率。
3.根据权利要求1所述的方法，所述方法进一步包括：
使所述后端形成为具有后缘；以及
使所述第一旁通浸入凸部和所述第二旁通浸入凸部形成为大体上半椭圆形的，所述第一旁通浸入凸部在所述后缘处具有第一半长轴和第一短轴，并且所述第二旁通浸入凸部在所述后缘处具有第二半长轴和第二短轴，其中所述第一短轴不同于所述第二短轴。
4.根据权利要求3所述的方法，所述方法进一步包括使所述第二短轴形成为长于所述第一短轴。
5.根据权利要求1所述的方法，所述方法进一步包括使用陶瓷基复合物（CMC）材料形成所述混合器。
6.根据权利要求1所述的方法，所述方法进一步包括使所述后端形成为具有扇形后缘。
7.一种用于燃气涡轮发动机的混合器，所述燃气涡轮发动机具有用于引导核心气流穿过所述燃气涡轮发动机的核心系统，以及在所述核心系统外的用于引导旁通气流穿过所述燃气涡轮发动机的旁通管道，所述混合器包括：
前端；
后端；以及
环形波状轮廓，所述环形波状轮廓将多个核心浸入凸部和多个旁通浸入凸部限定在所述前端和所述后端之间，其中所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部，所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线，其中所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线；其中，在一对轴向位置之间测量到的所述第一冠轮廓线的斜度不同于在同一对的轴向位置之间测量到的所述第二冠轮廓线的斜度，以使得第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部中的一者比第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部中的另一者在径向上更远地延伸。
8.根据权利要求7所述的混合器，其中所述第一冠轮廓线具有与所述第二冠轮廓线不同的曲率。
9.根据权利要求7所述的混合器，其中所述后端包括后缘，并且其中所述第一旁通浸入凸部和所述第二旁通浸入凸部是大体上半椭圆形的，所述第一旁通浸入凸部在所述后缘处具有第一半长轴和第一短轴，并且所述第二旁通浸入凸部在所述后缘处具有第二半长轴和第二短轴，其中所述第一短轴不同于所述第二短轴。
10.根据权利要求9所述的混合器，其中所述第二短轴长于所述第一短轴。
11.根据权利要求7所述的混合器，其中所述混合器包括多个所述第一旁通浸入凸部和多个所述第二旁通浸入凸部。
12.根据权利要求11所述的混合器，其中每个所述第一旁通浸入凸部设置在一对相邻的第二旁通浸入凸部之间。
13.根据权利要求7所述的混合器，其中所述后端包括扇形后缘。
14.一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括：
核心系统，所述核心系统包括压缩机组件、位于所述压缩机组件后部的燃烧组件和位于所述燃烧组件后部的涡轮机组件，其中所述压缩机组件、所述燃烧组件和所述涡轮机组件布置成沿所述燃气涡轮发动机的轴向尺寸流动连通；
旁通管道，所述旁通管道在所述核心系统外沿所述轴向尺寸延伸；
风扇系统，所述风扇系统位于所述压缩机组件和所述旁通管道前部，所述风扇系统配置用于将核心气流提供到所述核心系统中并将旁通气流提供到所述旁通管道中；以及
位于所述核心系统和所述旁通管道后部的排气系统，所述排气系统包括：
尾管，所述尾管配置用于接收所述核心流和所述旁通流；以及
混合器，所述混合器在所述尾管内连接至所述涡轮机组件后部的所述核心系统，以限定所述尾管的旁通流区域和所述尾管的核心流区域，所述混合器包括：
前端；
后端；以及
环形波状轮廓，所述环形波状轮廓将多个核心浸入凸部和多个旁通浸入凸部限定在所述前端和所述后端之间，所述核心浸入凸部配置用于将旁通流递送到所述尾管的所述核心流区域中，所述旁通浸入凸部配置用于将核心流递送到所述尾管的所述旁通流区域中，
其中所述多个旁通浸入凸部包括第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部，所述第一旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第一冠轮廓线，所述第二旁通浸入凸部具有从所述混合器的所述前端延伸至所述后端的第二冠轮廓线，其中所述第一冠轮廓线不同于所述第二冠轮廓线；其中，在一对轴向位置之间测量到的所述第一冠轮廓线的斜度不同于在同一对的轴向位置之间测量到的所述第二冠轮廓线的斜度，以使得第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部中的一者比第一旁通浸入凸部和第二旁通浸入凸部中的另一者在径向上更远地延伸。
15.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机，其中所述第一冠轮廓线具有与所述第二冠轮廓线不同的曲率。
16.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机，其中所述后端包括后缘，并且其中所述第一旁通浸入凸部和所述第二旁通浸入凸部是大体上半椭圆形的，所述第一旁通浸入凸部在所述后缘处具有第一半长轴和第一短轴，并且所述第二旁通浸入凸部在所述后缘处具有第二半长轴和第二短轴，其中所述第一短轴不同于所述第二短轴。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其中所述第二短轴长于所述第一短轴。
18.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机，其中所述混合器包括多个所述第一旁通浸入凸部和多个所述第二旁通浸入凸部。
19.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其中每个所述第一旁通浸入凸部设置在一对相邻的第二旁通浸入凸部之间。
20.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机，其中所述后端包括扇形后缘。
CN201380021820.2A 2012-04-27 2013-04-26 燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机 Active CN104379918B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201261639677P 2012-04-27 2012-04-27
US61/639677 2012-04-27
PCT/US2013/038332 WO2014007907A2 (en) 2012-04-27 2013-04-26 Variable immersion lobe mixer for turbofan jet engine exhauts and method of fabricating the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104379918A CN104379918A (zh) 2015-02-25
CN104379918B true CN104379918B (zh) 2017-12-12

Family

ID=49584769

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380021820.2A Active CN104379918B (zh) 2012-04-27 2013-04-26 燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9995245B2 (zh)
EP (1) EP2841750B1 (zh)
JP (1) JP6159795B2 (zh)
CN (1) CN104379918B (zh)
CA (1) CA2870709C (zh)
WO (1) WO2014007907A2 (zh)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10451001B2 (en) * 2014-12-09 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation CMC oxide-oxide mixer design
EP3091288B1 (en) * 2015-05-08 2019-04-03 Ansaldo Energia Switzerland AG Mixing system
CN104989561A (zh) * 2015-07-14 2015-10-21 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种非轴对称混合器及具有其的飞机
US10436149B2 (en) 2015-09-29 2019-10-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust mixer with lobes cross-over offset
DE102016222583A1 (de) 2016-11-16 2018-05-17 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Mischer für ein Triebwerk hergestellt aus mindestens einem Verbundwerkstoff, Herstellungsverfahren und Herstellungsvorrichtung
US11118481B2 (en) * 2017-02-06 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Ceramic matrix composite turbine exhaust assembly for a gas turbine engine
FR3066714B1 (fr) * 2017-05-23 2021-01-08 Safran Nacelles Piece tubulaire a volutes en composite et structure fibreuse pour la draper
US10738649B2 (en) 2017-08-03 2020-08-11 Rolls-Royce Corporation Reinforced oxide-oxide ceramic matrix composite (CMC) component and method of making a reinforced oxide-oxide CMC component
US11199134B2 (en) * 2017-08-11 2021-12-14 Ford Global Technologies, Llc Lobed gas discharge fairing for a turbofan engine
FR3071765B1 (fr) * 2017-10-03 2020-11-20 Safran Ceram Realisation en materiau composite d'une structure a lobes de melangeur de flux
EP3798131B1 (en) * 2019-09-27 2022-11-02 Rohr, Inc. Passive internal compartment exhaust for an aircraft propulsion system
CN111997780A (zh) * 2020-09-02 2020-11-27 南昌航空大学 一种用于交变波瓣喷管的爪型波峰扰流片
EP4008636B1 (en) * 2020-12-03 2024-05-01 The Boeing Company Aircraft environmental control systems including airflow interleavers and methods for controlling airflow within aircraft
WO2022216932A1 (en) * 2021-04-08 2022-10-13 Boom Technology, Inc. Lobed mixer nozzles for supersonic and subsonic aircraft, and associated systems and methods
CN113586281B (zh) * 2021-07-15 2022-08-02 哈尔滨工程大学 一种带非均匀波瓣引射混合器的船舶燃气轮机
CN113464277A (zh) * 2021-07-15 2021-10-01 哈尔滨工程大学 一种带异形波瓣引射混合器的船舶燃气轮机

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4548034A (en) * 1983-05-05 1985-10-22 Rolls-Royce Limited Bypass gas turbine aeroengines and exhaust mixers therefor

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3053340A (en) 1958-07-21 1962-09-11 Gen Electric Noise suppression nozzle
US4066214A (en) 1976-10-14 1978-01-03 The Boeing Company Gas turbine exhaust nozzle for controlled temperature flow across adjoining airfoils
US4401269A (en) 1980-09-26 1983-08-30 United Technologies Corporation Lobe mixer for gas turbine engine
GB2114229B (en) 1981-11-03 1984-11-21 Rolls Royce Gas turbine engine infra-red radiation suppressor
GB2119859A (en) 1982-05-06 1983-11-23 Rolls Royce Exhaust mixer for bypass gas turbine aeroengine
GB2160265A (en) 1984-06-12 1985-12-18 Rolls Royce Turbofan exhaust mixers
GB2209054B (en) * 1987-08-26 1992-04-15 Rolls Royce Plc Gas turbine nozzles
US5117628A (en) * 1990-01-25 1992-06-02 General Electric Company Mixed flow augmentor pre-mixer
US5638675A (en) * 1995-09-08 1997-06-17 United Technologies Corporation Double lobed mixer with major and minor lobes
US5884472A (en) 1995-10-11 1999-03-23 Stage Iii Technologies, L.C. Alternating lobed mixer/ejector concept suppressor
JPH09170453A (ja) 1995-12-20 1997-06-30 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 航空機エンジンの流体混合器
JPH11173213A (ja) 1997-12-11 1999-06-29 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 航空機用排気音低減装置の取付構造
DE19909792A1 (de) * 1999-03-05 2000-09-07 Rolls Royce Deutschland Blütenmischer für ein Zweikreis-Strahltriebwerk
DE50012958D1 (de) * 1999-03-05 2006-07-27 Rolls Royce Deutschland Blütenmischer für ein zweikreis-strahltriebwerk
US6412283B1 (en) 2000-02-24 2002-07-02 Honeywell International, Inc. Deep lobed deswirling diffuser tailpipe
JP4743465B2 (ja) * 2001-04-19 2011-08-10 株式会社Ｉｈｉ ジェットエンジン用ローブミキサー
JP3956283B2 (ja) 2002-02-06 2007-08-08 石川島播磨重工業株式会社 ジェット噴流用ローブミキサ
US7434384B2 (en) 2004-10-25 2008-10-14 United Technologies Corporation Fluid mixer with an integral fluid capture ducts forming auxiliary secondary chutes at the discharge end of said ducts
FR2912469B1 (fr) 2007-02-12 2009-05-08 Snecma Propulsion Solide Sa Procede de fabrication d'une structure a lobes de melangeur de flux en cmc pour moteur aeronautique a turbine de gaz.
FR2914955B1 (fr) * 2007-04-10 2009-07-10 Snecma Propulsion Solide Sa Melangeur en cmc a capotage externe structural
US8635875B2 (en) * 2010-04-29 2014-01-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine exhaust mixer including circumferentially spaced-apart radial rows of tabs extending downstream on the radial walls, crests and troughs

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4548034A (en) * 1983-05-05 1985-10-22 Rolls-Royce Limited Bypass gas turbine aeroengines and exhaust mixers therefor

Also Published As

Publication number Publication date
CA2870709A1 (en) 2014-01-09
JP6159795B2 (ja) 2017-07-05
US9995245B2 (en) 2018-06-12
EP2841750B1 (en) 2018-06-13
CN104379918A (zh) 2015-02-25
WO2014007907A2 (en) 2014-01-09
JP2015517055A (ja) 2015-06-18
WO2014007907A3 (en) 2014-04-17
US20150107225A1 (en) 2015-04-23
EP2841750A2 (en) 2015-03-04
CA2870709C (en) 2017-12-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104379918B (zh) 燃气涡轮发动机的混合器及其制造方法、燃气涡轮发动机
US10408223B2 (en) Low hub-to-tip ratio fan for a turbofan gas turbine engine
JP6818423B2 (ja) ガスタービンエンジン用のシュラウドアセンブリ及びシュラウド
CN104033425B (zh) 废气涡轮增压器的消声器
CN104566456B (zh) 涡轮系统中具有改进的后缘的过渡管道组件
JP2017075600A (ja) シュラウド並びにタービン部品の製造方法
CN103363550A (zh) 用于燃烧室的旋流器
US20150118048A1 (en) Gas turbine engine rotors including intra-hub stress relief features and methods for the manufacture thereof
JP2010516946A (ja) 案内リングとミキサとを備えるガスタービン
CN105579694A (zh) 利用支柱诱导的漩涡混合的扩散器
JP5470242B2 (ja) 排ガスターボチャージャ用のコンプレッサ
JP7012452B2 (ja) スロットの分離が可変のエーロフォイル
CN106812554A (zh) 涡轮叶片附接机构
CN105392964B (zh) 具有有预旋流器的环境空气冷却布置的燃气涡轮发动机
CN109931113A (zh) 具有冷却孔的发动机部件
CN102588975A (zh) 用于增强喷嘴中的流动的系统和方法
US20160326983A1 (en) Integrated tec/mixer strut axial position
JP6929049B2 (ja) タービンシュラウド後縁を冷却するためのシステムおよび方法
CN108339941A (zh) 熔模铸造型芯
CN108691571A (zh) 具有流动增强器的发动机部件
CN107762564A (zh) 带有多孔肋部的用于涡轮发动机的翼型件
EP3153674A1 (en) Integrated turbine exhaust case mixer design
JP4061574B2 (ja) ガスタービン用のローブミキサ
JP6621577B2 (ja) タービン・ケーシングの偽フランジ型流れ変向器
IT202100000296A1 (it) Motore a turbine con paletta avente un insieme di fossette

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant