CN104520542B - 包括多个被安装在风扇上游的固定径向叶片的涡轮机组 - Google Patents

包括多个被安装在风扇上游的固定径向叶片的涡轮机组 Download PDF

Info

Publication number
CN104520542B
CN104520542B CN201380041380.7A CN201380041380A CN104520542B CN 104520542 B CN104520542 B CN 104520542B CN 201380041380 A CN201380041380 A CN 201380041380A CN 104520542 B CN104520542 B CN 104520542B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbogenerator
air
stator vanes
radial
movable fan
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
CN201380041380.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104520542A (zh
Inventor
让-卢克·赫夫·勒康迪克斯
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN104520542A publication Critical patent/CN104520542A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104520542B publication Critical patent/CN104520542B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/12—Final actuators arranged in stator parts
    • F01D17/14—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits
    • F01D17/16—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes
    • F01D17/162—Final actuators arranged in stator parts varying effective cross-sectional area of nozzles or guide conduits by means of nozzle vanes for axial flow, i.e. the vanes turning around axes which are essentially perpendicular to the rotor centre line
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/56—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable
    • F04D29/563—Fluid-guiding means, e.g. diffusers adjustable specially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种特别地用于航空器的旁通涡轮机组(1)，其中气流从上游到下游通过其，该涡轮机组(1)轴向延伸并包括：内壳体(11)、在流径之间的中间壳体(12)以及外壳体(13)，以在中间壳体(12)和内壳体(11)之间限定主流径(V1)，以及在中间壳体(12)和外壳体(13)之间的二级流径(V2)，旋转轴(BP)，所述旋转轴在上游端包括活动风扇(2)，所述活动风扇(2)包括径向叶片(20)，其自由端面对涡轮机组的外壳体(13)，以至少在二级管道(V2)内压缩气流，以及被安装在活动风扇(2)上游的多个可变节距径向定子叶片(5)，从而在第二流径(V2)中由该活动风扇(2)轴向整流入射轴向空气之前偏转入射轴向空气(F)。

Description

包括多个被安装在风扇上游的固定径向叶片的涡轮机组
技术领域和现有技术
本发明涉及特别地用于航空器的旁通涡轮发动机的领域，其中气流从上游到下游循环。
SNECMA的FR2902142披露了这种涡轮发动机。通常地，参考图1，涡轮发动机1沿轴线X-X轴向地延伸并包括内壳体11、管道间壳体12和外壳体13，以在管道间壳体12和内壳体11之间限定主管道V1，以及在管道间壳体12和外壳体13之间限定二级管道V2。换句话说，二级管道和主管道V1是环形的并由管道间壳体12分开。
涡轮发动机1包括旋转轴，该旋转轴在上游端包括用于压缩入射气流F的活动风扇2，该活动风扇2包括径向叶片20，该径向叶片的自由端面对涡轮发动机1的外壳体13，以至少在二级管道V2内，优选地也在主管道V1内，压缩气流。通常，涡轮发动机1被称为涵道风扇涡轮发动机。
在主管道V1内循环的气流通常在进入燃烧室之前由涡轮发动机1的压气机级压缩。燃烧能量通过参与驱动压气机级和上游活动风扇2的涡轮机级回收。在二级管道V2内循环的气流因此包括提供涡轮发动机1的推力。
通常，二级管道V2在活动风扇2的下游包括被本领域技术人员称为出口导向叶片(OGV)的固定径向叶片或定子叶片3，用于整流由活动风扇2在其旋转过程中偏转的气流F0。以类似方式，主管道V1在活动风扇2下游包括被本领域技术人员称为进口导向叶片(IGV)的固定径向叶片或定子叶片4。“固定叶片”或“定子叶片”是指不绕涡轮发动机1的轴线X-X被驱动旋转的叶片，也就是说与涡轮发动机1的转子级的可移动叶片或转子叶片相比。
本发明特别地涉及具有高旁通比的涡轮发动机，也就是说与主管道V1内偏转的气流相比较高的二级管道V2内空气的偏转比。旁通比(BPR)是本领域技术人员已知的并取决于涡轮发动机的壳体11、12、13的结构(直径、径向间隔等)。以下，“高”旁通比意味着大于15的旁通比。换句话说，对于这种涡轮发动机1，空气在二级管道V2内的流速比主管道V1内的气流流速大15倍。
具有高旁通比的涡轮发动机1有利地允许用降低的燃料消耗获得高水平的推力。
然而，二级管道V2的尺寸增加越多，外壳体13的直径增加越多，这存在质量和阻力方面的主要缺点。具有高旁通比的涡轮发动机的另一缺点是，需要增加反推力装置的尺寸和质量。
此外，本发明的主要目的是提出涡轮发动机，其具有降低的消耗以及也减少了其质量。
此外，外壳体13的直径越大，活动风扇2的叶片20长度越大。实际上，对于约400米/秒的叶片20的转速，由叶片20的端部所偏转的气流可达到约1.3马赫的超音速，这存在声学方面的缺点。此外，由活动风扇2偏转的气流F0的高速在涡轮发动机1内产生了冲击波，导致压缩效率的降低。在气流由活动风扇2偏转后，在二级管道V2内被偏转的气流F0具有轴向和切向分量，并需要通过OGV类型的固定径向叶片3轴向地整流。被添加到在二级管V2内由具有大直径的叶片20偏转的气流F0的轴向分量的切向分量可以是涡轮发动机1内的噪音来源。
本发明的进一步目的是提出一种具有有限声学影响的涡轮发动机。
发明内容
为了克服这些缺点中的一些，本发明涉及一种特别地用于航空器的旁通涡轮发动机，其中气流从上游到下游循环，涡轮发动机轴向地延伸并包括内壳体，管道间壳体和外壳体，以在该管道间壳体和该内壳体之间限定主管道，以及在该管道间壳体和该外壳体之间限定二级管道，旋转轴，该旋转轴在上游端包括活动风扇，该活动风扇包括径向叶片，该径向叶片的自由端面对涡轮发动机的外壳体，以至少在该二级管道内压缩气流，涡轮发动机包括被安装在活动风扇的上游的多个可变节距的径向定子叶片，该可变节距径向叶片被配置成偏转入射的轴向空气以及该活动风扇被配置成轴向地向整流在该二级管道内偏转的空气，涡轮发动机在该活动风扇下游的二级管道中不设置有定子叶片。
在活动风扇上游的径向定子叶片的存在有利地允许轴向入射气流在由该活动风扇整流之前被偏转，使得在该活动风扇下游的气流方向仅仅是轴向的。此外，不再需要求助于风扇下游的固定引导叶片或定子叶片，并且这使得涡轮发动机更轻。
由于径向定子叶片的可变节距，该入射气流适合于涡轮发动机的需求，也就是说其操作状态。此外，在给定的节距位置，径向定子叶片允许提供空气制动功能。因此涡轮发动机不需要被连接到涡轮发动机的反推力装置，并且这降低了其质量和复杂性。
优选地，该可变节距径向叶片具有空气动力学外形，以当入射气流由该可变节距径向叶片偏转时加速它。换句话说，该可变节距径向叶片允许气流的层流。优选地，叶片的空气动力学外形允许气流的加速超过弦的至少75％。
优选地，内壳体，管道间壳体和外壳体在涡轮发动机内彼此有一定径向距离，以限定具有大于或等于15的旁通比的涡轮发动机。优选地，活动风扇叶片的自由端的转速小于340米/秒。对于具有高旁通比的涡轮发动机，它们可能受益于以慢速，也就是说小于340米/秒驱动的活动风扇高水平的推力。有利地，当空气由风扇的叶片偏转时，防止高速发生。由于本发明，通过利用活动风扇的慢速限制了具有高旁通比的涡轮发动机的噪音。
根据本发明的优选方面，多个可变节距径向叶片在横向于涡轮发动机的轴线的同一平面内延伸，以在由活动风扇对入射气流整流之前允许入射气流的同质偏转。
优选地，在所述多个可变节距径向叶片和活动风扇之间的轴向距离是可变节距径向叶片平均弦长的0.1至10倍，以优化该整流，同时限制涡轮发动机及其发动机舱的长度。
根据本发明，涡轮发动机不包括被安装在活动风扇下游的二级管道内的定子叶片。由活动风扇偏转的气流被轴向地整流以及不需要下游径向叶片的存在，并且这降低了涡轮发动机的质量和复杂性。以类似方式，根据本发明的优选方面，涡轮发动机不包括被安装在活动风扇下游的主管道内的定子叶片。
根据本发明的一个方面，活动风扇的叶片仅在涡轮发动机的内壳体和外壳体之间延伸。
根据本发明的另一方面，活动风扇的叶片在涡轮发动机的管道间壳体和外壳体之间延伸。
优选地，在给定节距位置中，可变节距径向叶片适于阻止空气在二级管道内循环并允许空气在主管道内循环。
优选地，涡轮发动机包括用于单独调节该可变节距径向叶片的节距的设备，以允许根据涡轮发动机的结构，例如，如果在活动风扇下游存在支柱，提供一种自适应节距。该调节设备有利地允许某些可变节距径向叶片的节距局部地修改以允许例如更大量的气流循环，以及从而补偿阻碍活动风扇下游空气循环的元件的存在。
仍然优选地，如果在二级管道内检测到了气流的异质性，涡轮发动机包括用于单独地调整可变节距径向叶片的节距的设备。因此，如果检测到了侧风或者边界层摄入时，通过为每个可变节距径向叶片提供单独节距，在二级管道内的气流被再次同质化并适合于活动叶片的入射，以限制涡轮发动机喘振的风险。
仍然优选地，每个可变节距径向叶片具有空气动力学外形，以根据层流加速入射气流。
优选地，每个可变节距径向叶片具有绕径向轴线旋转活动的主体，以保持对于涡轮发动机的每个操作状态的相同外形。该类型的整体径向叶片制造简单。
根据本发明的另一方面，每个可变节距径向叶片具有固定主体以及活动副翼，仅副翼根据涡轮发动机的操作状态被移动。包括副翼的这种类型的径向叶片可以保持前缘以对于每个操作状态相同的方式被定向，仅尾缘是活动的，用于精确地定向活动风扇上的气流。
优选地，活动副翼的横截面积在其长度上从其顶端朝其根部增加，以允许阻塞在二级管道内气流的循环，同时允许气流在主管道内循环。因此，可变节距径向叶片允许提供空气制动功能，同时允许空气进给到涡轮发动机内。
附图说明
在阅读仅由示例给出的以下描述后，并参考附图，将更好地理解本发明，其中：
—图1是通过根据现有技术的旁通涡轮发动机的剖面；
—图2是通过根据本发明的旁通涡轮发动机的剖面；
—图3A是根据现有技术的涡轮发动机的风扇叶片的，以及固定径向叶片或定子叶片的示意性剖视图；
—图3B是根据本发明涡轮发动机的风扇叶片的，以及固定径向叶片或定子叶片的示意性剖视图；
—图4是径向定子叶片在起飞过程中的示意性剖视图；
—图5是径向定子叶片在推力反转过程中的示意性剖视图；
—图6是当径向定子叶片设置有自适应节距时，径向定子叶片的示意性剖视图；
—图7A是根据本发明具有活动主体的整体径向定子叶片的多个节距位置的示意图；
—图7B是根据本发明具有固定主体和活动副翼的整体径向定子叶片的多个节距位置的示意图；
—图8是根据本发明具有固定主体和活动副翼的径向定子叶片的示意性侧视图；以及
—图9是通过根据本发明的旁通涡轮发动机的另一实施例的剖视图。
应该注意的是，附图以详细方式披露了本发明以实施本发明，并且所述附图当然可用于在合适的地方给出对本发明的更好限定。
具体实施方式
参考图2，其为根据本发明用于航空器的涡轮发动机的示意图，涡轮发动机1沿轴线X-X轴向地延伸并包括内壳体11，管道间壳体12和外壳体13，以在管道间壳体12和内壳体11之间限定主管道V1，以及在管道间壳体12和外壳体13之间限定二级管道V2。换句话说，二级管道V2和主管道V1是环形的并由管道间壳体12分开。
在该实施例中，涡轮发动机1包括低压旋转轴BP和高压旋转轴HP，低压旋转轴BP在上游端包括活动风扇2，该活动风扇2包括径向叶片20，该径向叶片20的自由端面对涡轮发动机的外壳体13，以至少在二级管道V2内压缩入射气流F。在图2的实施例中，活动风扇2加速在二级管道V2和在主管道V1内的气流。
在主管道V1内循环的气流在进入燃烧室之前通常由压气机级压缩。燃烧能量由驱动压气机级和上游移动风扇2级的涡轮机级回收。在二级管道V2内循环的气流因此包括提供涡轮发动机1的推力。在这个实施例中，涡轮发动机1具有很高的旁通比，也就是说大于15。为了给具有高旁通比的涡轮发动机提供所需推力，有利地可以减少活动风扇2的转速到小于340m/s的速度，例如约250m/s到300m/s。
根据本发明，涡轮发动机1包括被安装在活动风扇2上游的多个固定径向叶片或定子叶片5，以在被二级管道中活动风扇2轴向地整流入射空气F之前偏转入射空气F，如图2所示。例如，涡轮发动机包括至少二十个圆周分布的径向定子叶片5。参考图2，径向定子叶片5在同一平面内延伸，该平面在涡轮发动机1的内壳体11和外壳体13之间横向于涡轮发动机1的轴线，以完全地偏转由涡轮发动机1接收的入射轴流F。
在这个实施例中，涡轮发动机1在风扇2上游包括被刚性地连接到内壳体11以及其中安装有多个径向定子叶片5的固定轴向锥21。优选地，在多个径向定子叶片5和活动风扇2之间的轴向距离是径向定子叶片的平均弦长的0.1至10倍，以优化该整流。有利地，这允许减少在径向定子叶片5和活动风扇2之间的距离以形成更紧凑的涡轮发动机。此外，由于涡轮发动机1的紧密度，所述发动机可集成一个具有减少尺寸的发动机舱以代替外壳体13，也就是说风扇壳体。
在现有技术中，如图3A所示，由涡轮发动机1接收的入射轴向气流F首先由风扇2的叶片20在R方向上旋转压缩，使得偏转流Fa具有轴向和切向的分量。然后，偏转流Fa由活动风扇2的下游的OGV类型的径向定子叶片3轴向地整流，使得在二级管道V2内循环的气流F2被轴向地定向，如图3A所示。
根据本发明，在风扇2上游的径向定子叶片5的存在允许入射气流F在其由活动风扇2压缩之前被偏转。事实上，如图3B所示，被安装在活动风扇2上游的多个径向定子叶片5允许入射气流F被偏转，使得被偏转的气流Fb具有轴向和切向分量。然后，被偏转的气流Fb由活动叶片20轴向地整流并压缩，使得在二级管道V2内循环的气流F2被轴向地定向，如图3B所示。有利地，从风扇2输出的气流F2主要仅具有轴向分量。
在这个实施例中，每个径向定子叶片5都具有在径向方向延伸的，细长的，优选地三维的形状。每个径向定子叶片5都在长度上具有基本恒定的弦长。优选地，每个径向定子叶片5都具有空气动力学主体，该主体具有前缘BA和尾缘BF，从而一方面偏转由径向定子叶片5接收的任何入射气流F，以及另一方面以连续方式加速入射气流以保持层流。优选地，该外形允许入射气流的加速超过叶片弦长的至少75％。
径向定子叶片5具有通过螺母和螺栓类型的连接设备被安装在管道间壳体12内的根部以及被安装在外壳体13内的顶端，但其他连接方式当然也可以是合适的。
根据本发明，径向定子叶片5具有可变节距，以允许对于涡轮发动机的每个操作状态(起飞TO(图4)，巡航C(图3B)或制动L(图5))的入射气流F的最佳偏转。“可变节距”是指定子叶片5或定子叶片5的一部分绕着基本径向轴线的定向。
优选地，根据涡轮发动机1的工作状态，节距角θ由(被动或主动)调整所限定。在这个实施例中，节距角θ由涡轮发动机上机载的计算机确定，然后通信到致动装置，该致动装置在涡轮发动机1的操作过程中修改叶片的节距。例如，该致动装置包括移动节距轮的致动器，径向定子叶片5通过多个连杆连接到该节距轮。致动设备当然可以是各种不同的形式。
参考图3B，根据风扇20在巡航过程中的转速确定了在涡轮发动机1的巡航操作中的节距角，使得下游气流F2在二级管道V2内轴向地循环以提供最佳的推力。在这个实施例中，径向定子叶片5的尾缘BF相对于径向平面倾斜地被导向，如图3B所示。以下，巡航节距角θC用作参考节距角，并在图4到6中用虚线示出。
参考图4，在起飞过程中，涡轮发动机1需要大量空气。为此，在起飞过程中的节距角θTO适于促进由径向定子叶片5偏转的气流Fb的轴向循环。在这个实施例中，增加了径向定子叶片5的尾缘BF，也就是说是其更接近轴向位置，以减少初始偏转，如图4所示。因此，入射气流F由径向定子叶片5更少地偏转，并且这促进了用于进给二级管道V2的空气的高流速。
参考图5，当航空器制动时以及为了确保推力反转，涡轮发动机1需要很低量的空气。为此，节距角θL适于限制由径向定子叶片5偏转的气流Fb的轴向循环。在这个实施例中，径向定子叶片5的尾缘BF被圆周地导向，也就是说朝横向于图5所示涡轮发动机的轴线的平面，以限制(或停止)被提供给活动风扇2的空气的量。具有这种节距角θL的径向定子叶片5进一步允许形成平面的横向表面，其在制动过程中碰到入射气流F。换句话说，径向定子叶片5形成空气制动，这是非常有利的并避免了使用很重和很大的辅助设备(反推力装置等)。
优选地，当定子叶片5设置有用于飞机制动的节距时，入射气流F总是可以在主管道V1内循环以允许涡轮发动机1操作。例如，这种功能通过三维径向定子叶片5实现，该径向定子叶片配合用于节距角θL以形成用于阻塞二级管道V2的平面，同时允许气流在主管道V1内循环。
优选地，每个径向定子叶片5对于给定操作模式具有相同的节距角θ。
根据本发明的一个方面，每个径向定子叶片5不具有相同的节距角θ。参考图6，径向定子叶片5的节距自适应地产生，使得在二级管V2内循环的气流F2轴向地延伸，以限制涡轮发动机的喘振现象。优选地，涡轮发动机1包括用于单独调整径向定子叶片5的节距的设备，以允许根据涡轮发动机1的结构提供自适应节距，例如，如果在活动风扇下游存在支柱6。
如图6所示，当涡轮发动机包括限制在风扇2下游空气的循环的元件时，调整了与这些元件基本纵向对齐的定子叶片5的节距角θ。事实上，由于定子叶片5产生了入射气流的切向偏转，由自适应节距影响的叶片取决于标准节距角θ。
例如，与涡轮发动机1的支柱6基本纵向对齐的径向定子叶片5具有节距角θ'，其不同于其他径向定子叶片5的节距角θ。事实上，减少节距角θ'以允许更大量空气在涡轮发动机1内循环以弥补从支柱6的中断。换句话说，尽管存在支柱6，在二级管道V2内循环的轴向气流F2在风扇下游是同质的。
仍优选地，涡轮发动机1包括用于根据是否检测到在二级管V2内气流的异质性，调整径向定子叶片节距的设备。因此，如果其上安装有涡轮发动机的航空器的飞行员检测到这种异质性，他们可操作该调整设备以补偿该异质性。例如，如果上游流扭曲(侧风或者边界层摄入)，由于该自适应性，在风扇下游的二级管道V2内的气流是同质的。这种圆周自适应节距有利地可以限制脱离或涡轮发动机1喘振的风险，并且这将改进所述发动机的性能和安全。
可单独或以分组方式产生径向定子叶片5的节距，例如具有相同节距的多个连续叶片。换句话说，定子叶片逐块地设置有节距。
以上已经描述了用于涡轮发动机1的径向定子叶片5的可变节距设备。根据第一实施例，每个径向定子叶片5具有绕径向轴线旋转可移动的整体(图7A)。因此，根据涡轮发动机1的操作状态，整个径向定子叶片5绕其延伸轴被定向，以根据巡航节距角θC、起飞节距角θTO或当减慢时节距角θL而具有节距角。
根据第二实施例，每个径向定子叶片5'具有固定主体50'和活动副翼51'，如图7B和8所示。优选地，副翼51'包括径向叶片5'的尾缘BF并绕保持固定的叶片5'的主体50'上的轴线铰接。在这个实施例中，活动副翼51'具有在其长度上增加的截面，如图8所示。优选地，截面从定子叶片5的根部5P'到其顶端5T'增加，如图8所示，以允许二级管道V2在着陆过程中被阻塞在节距位置θL，同时允许主管道V1进给。
根据本发明的另一实施例，参考图9，活动风扇2'包括在管道间壳体12和外壳体13之间径向延伸的活动叶片20'，以压缩专门在二级管道V2内的气流，主管道V1不接收由活动风扇2'压缩的气流。因此，径向定子叶片5被安装在管道间壳体12和外壳体13之间，以在由活动风扇2'压缩偏转入射气流F之前偏转入射气流F。径向定子叶片5当然可以是整体的或在涡轮发动机1的该结构中可包括活动副翼。

Claims (10)

1.一种旁通涡轮发动机(1)，其中气流从上游到下游循环，涡轮发动机(1)轴向延伸并包括：
—内壳体(11)、管道间壳体(12)和外壳体(13)，以在管道间壳体(12)和内壳体(11)之间限定主管道(V1)，以及在管道间壳体(12)和外壳体(13)之间限定二级管道(V2)，
—旋转轴(BP)，所述旋转轴在上游端包括活动风扇(2)，所述活动风扇(2)包括径向叶片(20)，该径向叶片的自由端面对涡轮发动机的外壳体(13)，以至少在二级管道(V2)内压缩气流，
所述涡轮发动机(1)的特征在于，它包括
—被安装在活动风扇(2)上游的多个可变节距径向定子叶片，所述多个可变节距径向定子叶片被配置成偏转入射轴向空气(F)以及所述活动风扇被配置成轴向地向整流在所述二级管道(V2)内偏转的所述空气，所述涡轮发动机在所述活动风扇(2)下游的二级管道(V2)中不设置有定子叶片。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，所述内壳体(11)，所述管道间壳体(12)和所述外壳体(13)在涡轮发动机(1)内彼此有一定径向距离，以限定具有大于或等于15的旁通比(BPR)的涡轮发动机(1)。
3.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，所述活动风扇(2)的径向叶片(20)的自由端的转速小于340米/秒。
4.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，所述多个可变节距径向定子叶片在横向于涡轮发动机(1)的轴线的同一平面内延伸。
5.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，在所述多个可变节距径向定子叶片和活动风扇(2)之间的轴向距离是可变节距径向定子叶片平均弦长的0.1至10倍。
6.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，活动风扇(2)的径向叶片(20)在涡轮发动机(1)的内壳体(11)和外壳体(13)之间延伸。
7.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，每个可变节距径向定子叶片具有空气动力学外形，以根据层流加速入射气流。
8.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，每个可变节距径向定子叶片具有绕径向轴线旋转活动的主体。
9.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，每个可变节距径向定子叶片具有固定主体(50')和活动副翼(51')。
10.根据权利要求1所述的涡轮发动机，其中，每个可变节距径向定子叶片被配置成确保在给定节距位置的空气制动功能。
CN201380041380.7A 2012-08-09 2013-07-29 包括多个被安装在风扇上游的固定径向叶片的涡轮机组 Active CN104520542B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1257742 2012-08-09
FR1257742A FR2994452B1 (fr) 2012-08-09 2012-08-09 Turbomachine comportant une pluralite d'aubes radiales fixes montees en amont de la soufflante
PCT/FR2013/051818 WO2014023891A1 (fr) 2012-08-09 2013-07-29 Turbomachine comportant une pluralité d'aubes radiales fixes montées en amont de la soufflante

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104520542A CN104520542A (zh) 2015-04-15
CN104520542B true CN104520542B (zh) 2016-04-13

Family

ID=47553223

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201380041380.7A Active CN104520542B (zh) 2012-08-09 2013-07-29 包括多个被安装在风扇上游的固定径向叶片的涡轮机组

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9835044B2 (zh)
EP (1) EP2895703B1 (zh)
CN (1) CN104520542B (zh)
BR (1) BR112015002317B1 (zh)
CA (1) CA2880146C (zh)
FR (1) FR2994452B1 (zh)
RU (1) RU2630051C2 (zh)
WO (1) WO2014023891A1 (zh)

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10145301B2 (en) 2014-09-23 2018-12-04 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine inlet
US10378554B2 (en) 2014-09-23 2019-08-13 Pratt & Whitney Canada Corp. Gas turbine engine with partial inlet vane
US10711631B2 (en) * 2014-12-24 2020-07-14 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine with guide vanes forward of its fan blades
US9957807B2 (en) 2015-04-23 2018-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with scoop
US9938848B2 (en) 2015-04-23 2018-04-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor assembly with wear member
FR3039219B1 (fr) 2015-07-22 2020-02-07 Safran Aircraft Engines Aeronef comportant deux soufflantes contrarotatives a l’arriere d’un fuselage avec calage des aubes de la soufflante aval
FR3039227B1 (fr) * 2015-07-22 2019-12-27 Safran Aircraft Engines Aeronef comprenant un propulseur arriere carene avec stator d’entree a volets mobiles
US10724540B2 (en) 2016-12-06 2020-07-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Stator for a gas turbine engine fan
US10690146B2 (en) 2017-01-05 2020-06-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbofan nacelle assembly with flow disruptor
BE1025194B1 (fr) * 2017-05-05 2018-12-07 Safran Aero Boosters S.A. Capteur de turbulences dans un compresseur de turbomachine
FR3078999A1 (fr) * 2018-03-13 2019-09-20 Airbus Operations Turboreacteur double flux comportant une serie de lames rotatives pour obturer la veine du flux secondaire
US10738694B1 (en) 2018-08-23 2020-08-11 United Technologies Corporation Turbofan with motorized rotating inlet guide vane
US10724395B2 (en) 2018-10-01 2020-07-28 Raytheon Technologies Corporation Turbofan with motorized rotating inlet guide vane
US11427304B2 (en) 2018-10-15 2022-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for slowing down aircraft
FR3097260B1 (fr) * 2019-06-12 2021-06-11 Safran Aircraft Engines Carter de soufflante de turboréacteur
US11814154B2 (en) * 2020-08-31 2023-11-14 General Electric Company Pitch angles of an aircraft engine rotor assembly
US11668253B2 (en) 2020-10-16 2023-06-06 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for providing in-flight reverse thrust for an aircraft
FR3128540B1 (fr) * 2021-10-27 2024-08-23 Safran Aircraft Engines Détection d’un vent de travers sur une turbomachine à partir des données du moteur

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1294898A (zh) * 1969-12-13 1972-11-01
US3946554A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Variable pitch turbofan engine and a method for operating same
US5794432A (en) * 1996-08-27 1998-08-18 Diversitech, Inc. Variable pressure and variable air flow turbofan engines
CN1654804A (zh) * 2004-02-12 2005-08-17 Snecma发动机公司 具有高旁路比的三轴旁路涡轮喷气发动机
CN1657756A (zh) * 2003-10-07 2005-08-24 通用电气公司 具有可变压缩比风扇系统的燃气轮机
WO2011016945A2 (en) * 2009-08-05 2011-02-10 The Boeing Company Coannular ducted fan

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE767258C (de) * 1939-09-12 1952-05-23 E H Ernst Heinkel Dr Ing Strahltriebwerk, insbesondere fuer Luftfahrzeuge
US3248877A (en) * 1963-09-18 1966-05-03 Gen Electric Thrust deflector
GB1069033A (en) * 1965-01-30 1967-05-17 Rolls Royce Improvements in or relating to gas turbine jet propulsion engines
US3299638A (en) * 1965-03-12 1967-01-24 Ltv Aerospace Corp Variable flow deflection means
CA1020365A (en) * 1974-02-25 1977-11-08 James E. Johnson Modulating bypass variable cycle turbofan engine
US4072008A (en) * 1976-05-04 1978-02-07 General Electric Company Variable area bypass injector system
FR2360758A1 (fr) * 1976-08-02 1978-03-03 Gen Electric Moteur a turbine a gaz d'avion
US4222234A (en) * 1977-07-25 1980-09-16 General Electric Company Dual fan engine for VTOL pitch control
US4175384A (en) * 1977-08-02 1979-11-27 General Electric Company Individual bypass injector valves for a double bypass variable cycle turbofan engine
US4254619A (en) * 1978-05-01 1981-03-10 General Electric Company Partial span inlet guide vane for cross-connected engines
US4292802A (en) * 1978-12-27 1981-10-06 General Electric Company Method and apparatus for increasing compressor inlet pressure
US4667900A (en) * 1981-03-05 1987-05-26 Kyusik Kim Ram constriction vane diffuser for jet engine
US4474345A (en) * 1982-07-30 1984-10-02 Ltv Aerospace And Defence Company Tandem fan series flow VSTOL propulsion system
US5680754A (en) * 1990-02-12 1997-10-28 General Electric Company Compressor splitter for use with a forward variable area bypass injector
GB9203168D0 (en) * 1992-02-13 1992-04-01 Rolls Royce Plc Guide vanes for gas turbine engines
FR2688827B1 (fr) * 1992-03-18 1994-05-06 Snecma Systeme de commande d'aubes de stator a calage variable, pour un turboreacteur.
US5315821A (en) * 1993-02-05 1994-05-31 General Electric Company Aircraft bypass turbofan engine thrust reverser
RU43911U1 (ru) * 2004-08-13 2005-02-10 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Регулируемый входной направляющий аппарат компрессора газотурбинного двигателя

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1294898A (zh) * 1969-12-13 1972-11-01
US3946554A (en) * 1974-09-06 1976-03-30 General Electric Company Variable pitch turbofan engine and a method for operating same
US5794432A (en) * 1996-08-27 1998-08-18 Diversitech, Inc. Variable pressure and variable air flow turbofan engines
CN1657756A (zh) * 2003-10-07 2005-08-24 通用电气公司 具有可变压缩比风扇系统的燃气轮机
CN1654804A (zh) * 2004-02-12 2005-08-17 Snecma发动机公司 具有高旁路比的三轴旁路涡轮喷气发动机
WO2011016945A2 (en) * 2009-08-05 2011-02-10 The Boeing Company Coannular ducted fan

Also Published As

Publication number Publication date
RU2630051C2 (ru) 2017-09-05
BR112015002317B1 (pt) 2021-10-05
CA2880146C (fr) 2020-07-28
US9835044B2 (en) 2017-12-05
US20150300198A1 (en) 2015-10-22
FR2994452B1 (fr) 2016-12-23
WO2014023891A1 (fr) 2014-02-13
EP2895703B1 (fr) 2016-09-07
CA2880146A1 (fr) 2014-02-13
BR112015002317A2 (pt) 2017-07-04
RU2015103737A (ru) 2016-09-27
FR2994452A1 (fr) 2014-02-14
EP2895703A1 (fr) 2015-07-22
CN104520542A (zh) 2015-04-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104520542B (zh) 包括多个被安装在风扇上游的固定径向叶片的涡轮机组
CN106986037B (zh) 用于飞行器的后发动机
US8967967B2 (en) Propfan engine
US7921637B2 (en) High bypass-ratio turbofan jet engine
US9340277B2 (en) Airfoils for use in rotary machines
US10352274B2 (en) Direct drive aft fan engine
US9387923B2 (en) Gas turbine engine
US20120001022A1 (en) Jet engine installation
US10287024B2 (en) Direct drive aft fan engine
US11131205B2 (en) Inter-turbine ducts with flow control mechanisms
US8845286B2 (en) Inter-turbine ducts with guide vanes
US9366260B2 (en) Spool for turbo machinery
JP2018526559A (ja) 吹出機能を備えた流入部ステータを有する後方フェアリング推進システムを備えた航空機
US11885233B2 (en) Turbine engine with airfoil having high acceleration and low blade turning
EP3354848B1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
US9879561B2 (en) Turbomachine comprising a plurality of fixed radial blades mounted upstream of the fan
US11078870B2 (en) Method and system for a stowable bell-mouth scoop
CN118223957A (zh) 涡轮风扇发动机的出口导向轮叶组件
US10352179B2 (en) Compression assembly for a turbine engine
US9885285B2 (en) Gas turbine engine nacelle
CN118223958A (zh) 涡轮风扇发动机的出口导向轮叶组件
WO2016039068A1 (ja) 低バイパス比ターボファンエンジンのためのバイパスダクトフェアリングおよびそれを備えたターボファンエンジン

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
EXSB Decision made by sipo to initiate substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant