CN105190005A - 用于喷气发动机的多喷嘴分流器 - Google Patents

Abstract

飞机涡扇发动机(110)具有提供空气流的三个流至发动机的风扇部分(116、136)，并且还包括核心发动机(114、120、122)、旁通导管(118)和第三空气导管(132)，其中取决于飞行模式，空气的第三流选择性地从第三导管穿过副喷嘴(142)或主喷嘴(128)或两者而排气。分流阀(140)定位在第三流导管中以选择性地控制穿过副喷嘴、主喷嘴或两者的组合的第三流空气的流动。

Description

用于喷气发动机的多喷嘴分流器

相关申请的交叉引用

本申请涉及代理人案号262152/07783-0196，该案在与本申请同一日期提交美国专利商标局，并且通过引用来并入本文中。

技术领域

本发明针对三个流的涡扇发动机，并且具体地针对用于三个流的涡扇发动机的分流阀。

背景技术

在诸如空中战斗、侦察和监视的军事应用中使用的大部分的飞机发动机是加力涡扇。在被请求时，即一经要求，加力为飞机提供附加的推力。

所有的涡扇发动机包括至少两个空气流。发动机所利用的所有的空气首先经过风扇，然后分成两个空气流。内空气流被称为核心空气，并传递进入发动机的压缩机部分中，在该处核心空气压缩。然后，该空气供给至发动机的燃烧器部分，在燃烧器部分该空气与燃料混合，并且使燃料燃烧。然后，通过发动机的涡轮部分而使燃烧气体膨胀，涡轮部分从热的燃烧气体提取能量，所提取的能量用于使压缩机和风扇运行并产生电力以使附件运转。然后，剩余的热气流入发动机的排气装置部分中，产生给飞机提供前进运动的推力。

外空气流动流绕过发动机核心，并通过风扇来加压。对继续轴向地沿发动机向下，但在核心外侧的外空气流动流未做其他功。旁通空气流动流还能够用于通过在风扇流中引入热交换器来完成飞机冷却。在涡轮的下游，外空气流动流用于使排气系统中的发动机硬件冷却。在要求(需求)附加推力时，使一些风扇旁通空气流动流改变方向至加力器，在加力器，该流与核心流和燃料混合以提供附加推力来移动飞机。

在排气装置的后面，渐缩-渐扩(C-D)喷嘴设置正确的背压，使得核心最佳地运行。C-D喷嘴通过阻塞穿过喷嘴喉部的气流A8，并根据要求变化A8以设置所要求的质量流量来完成前述设置。

某些变循环飞机发动机因为通过利用第三导管来改变风扇旁流的量而使推力变化，所以实现相对地恒定的空气流。利用这些变循环发动机的飞机能够更高效地并且在更宽广的飞行包线上将入口空气流维持在亚音速功率设置。一种特定的类型的变循环发动机被称为FLADE^TM发动机，FLADE^TM是“风扇上的叶片”的首字母缩写词，并且以使空气流入第三空气导管中的外风扇导管为特征，外风扇导管通常是与内风扇导管共环形的，并约束内风扇导管，内风扇导管继而与核心共环形的并约束核心。如现有技术的FLADE^TM的公开中所阐明的，通过风扇上的叶片的布置来使该第三空气流加压。FLADE^TM叶片从旋转的风扇叶片径向地向外，并直接地连接至旋转的风扇叶片，风扇叶片组装至安装在轴上的盘。FLADE^TM的位置是设计考虑因素，所选择的设计基于期望的FLADE^TM空气(第三流空气)的温度和压力。权衡基于FLADE^TM运转空气的较高的压力产生带有较高的温度的FLADE^TM运转空气这一事实。美国专利No.5,404,713在1995年4月11日颁发给约翰逊，转让给本发明的受让人，并通过引用并入本文中。

在这些变循环设计中，除了旁路和核心之外，入口空气被分离以形成空气的第三流。该空气的第三流可以以比在上文中讨论的核心空气流或旁通空气流更低的温度和压力提供。在仍然将该空气的第三流维持在低于旁通空气流的温度和压力下的同时，能够使用风扇上的叶片或FLADE^TM翼型和导管来增大该空气的第三流的压力。现有技术的第三流空气流已经排气至C-D喷嘴的正前部或后部的核心排气装置中。然而，利用流动于第三流导管或FLADE^TM导管中的空气的低温的最近的实施例中的热交换器在第三空气流内的放置已导致第三流导管或FLADE^TM导管中的空气的压降。由于引入热交换器而造成的压力的改变已导致不能在其中排气压力高(诸如在高功率运转时)和对第三流的入口压力低(诸如低马赫点)的状态下将第三流空气排气至核心排气装置中。结果将是，在这些飞行状态下，在第三流导管中，空气流动停止或空气流动不足，这可能导致第三流导管中的空气流动的停滞，甚至气体的回流(倒流)。在某些情况下，第三流空气流的停滞可能对风扇上的叶片的布置造成失速状况，从而导致可能的硬件损伤和由于风扇入口溢出阻力而造成的飞机上的附加的阻力。

需要一种布置，其中第三流导管空气能够连续地排气，使得在发动机的任何可运转的状态下，在第三流导管中或FLADE^TM导管中都不发生空气流动的停止或显著的减少，因为取决于用于冷却的第三流空气，不足的空气流可能不利地影响热交换器或其他硬件的冷却。理想地，应当以会将推力和可操作性加到飞机的方式将第三流导管空气流排气至低压区域。

发明内容

本发明的飞机涡扇发动机包括提供空气流的三个流至发动机的风扇部分。发动机利用空气的三个流：传统的核心空气流、传统的旁通空气流以及第三流或FLADE^TM流。分流阀放置在第三导管中，以控制第三空气流或FLADE^TM流。分流阀将第三空气流或FLADE^TM流引导至主喷嘴或至副喷嘴或两者，使得可以排出第三空气流。分流阀使第三流能够被引导至排气位置，在该位置处，第三流对所碰到的情况最有用。因此，在巡航期间能够将所有的FLADE^TM流空气引导至副喷嘴以优化推力生成，从而改进燃料消耗率(SFC)。副喷嘴的排气装置几乎始终处于比A8处或A8的正后部处的压力更低的压力下，使得即使在低的第三流压力下，气流也将不断地排气。备选地，在A8处或A8的正后部处的压力较低时，分流阀将FLADE^TM流空气引导至主喷嘴，以在加力和高速巡航状态的期间提供推力并帮助冷却渐扩襟翼和密封件，由此延长这些零件的寿命。如果期望，分流阀也可以将FLADE^TM流空气同时地引导至主喷嘴和副喷嘴两者，以使系统要求平衡并解决潜在的限流。

第三流或FLADE^TM空气的排气允许核心在较高的温度下运行，因为更冷的第三流冷却空气的可靠的供应允许对涡轮的保护。第三流中的热交换器能够用于降低涡轮冷却空气的温度并允许涡轮硬件在升高的温度的环境下继续使用。

本发明的另一优点是，在排气温度被预期为最高时，使来自第三导管的冷却空气可利用于使加力以及高速巡航下的渐扩襟翼和密封件冷却。

最终，第三导管或FLADE^TM导管现在可能不仅可被连续地排出更冷的、低压的第三流空气或FLADE^TM导管空气所依赖，而且还可被在入口处吸入空气所依赖。第三导管或FLADE^TM管现在接受大部分的入口壁变形，并且使风扇、核心或旁通空气上的进气畸变极小化。这允许风扇和核心/压缩机以较小的失速裕度运转。在风扇和核心以较小的失速裕度运转时，发动机能够在较高的压力比运转，这转化为更大的推力和效率。同样地，在分流阀将流引导至副喷嘴时，越过外襟翼的第三流导管或FLADE^TM导管气流另外地减小船尾阻力，同时产生越过外襟翼的更稳定的流场。

本发明的其他特征及优点将从下面结合通过示例而图示本发明的原理的附图的优选的实施例的更详细的描述是显而易见的。

附图说明

图1描绘示出用于FLADE^TM或第三导管空气流的分流阀和排气流路的位置的本发明的排气系统的横截面。

图2描绘将空气流沿着渐扩狭槽引导至主喷嘴并引导至副喷嘴两者的FLADE^TM导管中的分流阀。

图3描绘主动分流阀。

图4描绘示出可选择的排气流路的图3的主动分流阀。

图5描绘被动分流阀。

图6描绘示出可选择的排气流路的图5的被动分流阀。

图7是具有核心空气流和旁通空气流的现有技术的涡扇发动机的横截面。

图8是具有核心空气流、旁通空气流以及FLADE^TM或第三空气流的本发明的涡扇发动机的横截面。

具体实施方式

参考描绘包括FLADE^TM导管的涡扇的图8和描绘常规的涡扇发动机的图7，能够意识到具有FLADE^TM空气流的本发明的涡扇与具有两个空气流的常规的涡扇发动机之间的差异。FLADE^TM导管和第三流空气导管，以及FLADE^TM空气流和第三空气流在本文中可以互换地使用，两者之间的差异是冷却空气进入导管的路径。然而，本文中所阐明的结构和方法针对导管中的排出空气。因此，术语可互换地使用。

在图7中，空气通过多级风扇部分12而被吸入发动机10中。如图7中所描绘的，风扇部分具有三个级，然而，将理解风扇部分12可能包括多于或少于三个级。风扇部分12的下游是压缩机部分14。在第三风扇级16之后，空气在旁通导管与压缩机部分14之间分离，核心空气被导向至压缩机部分14，并且旁通空气被导向至旁通导管18。

核心空气以本领域技术人员所熟知的方式穿过发动机而前进。核心空气从压缩机部分14供给至燃烧器部分20中，在该处核心空气与燃料混合并焚烧。然后，热燃烧气体流至涡轮部分22，在该处热燃烧气体膨胀。加力器部分24存在于涡轮部分22的后部，可利用于一经要求就根据需要来提供附加的动力，然而，加力器部分24在飞行的巡航模式的期间未正常地运转。加力器部分24定位在发动机10的排气装置部分26前面，当热燃烧气体退出涡轮22时，加力器部分24接收热燃烧气体。位于排气装置部分26的后部的是喷嘴28，喷嘴28是渐缩-渐扩(C-D)喷嘴。经过喷嘴28的热气提供推力以使飞机向前移动。最小喷嘴直径在图7中以A8标示。

如图7中所示出的，经过旁通导管18的旁通空气经过热交换器30，并沿着排气装置部分26的外部传递，在排气装置部分26的外部旁通空气可以用于使排气硬件冷却。旁通空气示出为在第三风扇级16的后部转移进入旁通导管18中，然而取决于预定的因素，旁通空气可以在前一级或后一级处转移流。在巡航模式下，旁通空气流至喷嘴28，在该处旁通空气退出并有助于发动机推力。在加力飞行模式下，旁通空气中的一些转移进入加力器部分24中，在加力器部分24它们与燃料混合并燃烧以用于加力飞行。

在加力涡扇发动机中的核心和风扇空气可进一步分离以形成流动穿过第三导管的空气的第三流，其在使用风扇上的叶片的布置来将空气供应至第三流时有时被称为FLADE^TM导管。备选地，第三流可以从提供旁通空气的风扇级的前部或风扇级之前处的风扇放出，使得第三流导管及其空气供应不被称为FLADE^TM流。由于本发明针对来自第三导管的排出空气，因而第三导管中的空气是源自风扇上的叶片的布置，还是通过使空气流从旁通空气源的前部的风扇级转移而产生的都是无关紧要的。能够在本发明中使用利用使空气从发动机的风扇部分放出的第三导管132的任何布置。放出至第三导管或另外供应至第三导管的空气必须具有比作为旁通空气而利用的空气更低的压力和温度。这意味着必须使第三导管加压至小于旁通空气。完成该任务的一种便利的方式是放出空气或使来自用于旁通空气的风扇级的前部的风扇级的空气加压，因为该空气将处于较低的温度和压力。如在图8中所描绘的，例如，通过与第二风扇级136相关联的风扇上的叶片附件134而使第三导管空气加压，然而从第二风扇级136放出的空气也将是有效的，而通过使空气从第三风扇级116放出来使旁通空气加压。任意其中供应至第三导管132的空气源自用于为旁通空气供应的空气的风扇级的前部的风扇级的其他布置都将是有效的。为第三导管132选择吸入哪一级空气是一种权衡，因为较高的风扇级提供处于较高的温度和压力的空气。较高的温度不利地影响第三导管132中的空气的冷却潜力，而较高的压力扩大能够将第三导管空气提供给渐扩狭槽的发动机运转范围。

作为发动机110的横截面的图8描绘了其中第三流空气在发动机的风扇部分处进入第三导管的FLADE^TM布置。图7和图8中的发动机的核心部分和旁路部分以大体上相同的方式运转。两个发动机中的类似的零件在图7和图8中具有相同的后两位数以供识别。FLADE^TM布置中的第三导管和流动穿过第三导管的空气密封隔离核心空气和旁通空气。使用第三导管132中的FLADE^TM翼型的风扇上的叶片的布置134来增大该空气的第三流的压力。入口导流叶片(IGV)帮助控制进入FLADE^TM导管132中的空气流。当发动机在巡航和巡逻状态下运转时，使FLADE^TMIGV旋转至使进入FLADE^TM导管中的空气流极大化的位置。在高速巡航状态和加力下，使这些物理设置颠倒，使FLADE^TMIGV旋转至使进入FLADE^TM导管中的空气流极小化的位置。

现有技术的第三流空气流已经排气至C-D喷嘴的正前部或后部的核心排气装置中。然而，利用流动于第三流导管132或FLADE^TM导管中的更冷的空气的低温的如图8中所示出的热交换器130的放置已导致第三流导管132或FLADE^TM导管中的空气的压降。由于引入热交换器而造成的压力的改变已导致在某些状态下或在其他典型的第三流排气位置处不能将第三流空气排气至核心排气装置中，因为该位置处的下降压力太高。据发现，在第三流空气在该位置处排出时，在某些飞行状态下，第三流导管中存在空气流的不可接受的停止。

在描绘加力器的前部的空气流的图8中，通过位于第二风扇级136的风扇上的叶片附件134运转而导致被吸入FLADE^TM导管132中的空气增大其压力。FLADE^TM导管132中的空气处于比旁通导管118中的空气更低的温度和压力。如先前所注意到的，还可以在旁通空气进入旁通导管118的转移之前，将第三流空气转移进入第三流导管132中。该第三空气流或FLADE^TM流具有提高的冷却能力，并且能够用于使大量的电气系统冷却，以改善硬件耐久性并降低来自风扇或发动机核心的进气畸变，从而允许风扇/核心以较小的失速裕度运行。然而，FLADE^TM空气流的减小的压力以将有助于推力的方式在所有的飞行状态下阻止FLADE^TM空气流被引入核心/旁通空气流中和穿过C-D喷嘴来加速。在这样的配置中，在FLADE^TM空气流的减小的压力防止流进入C-D喷嘴中时，空气在FLADE^TM导管132中后退，由此防止FLADE^TM空气流。在一些情况下，背压高于第三流压力，从而导致倒流，倒流可能产生对与第三导管132连通的构件的损伤。在环境压力下使第三流空气仅仅“倾倒”至大气的备选的配置不是理想的解决方案，因为这对性能和效率两者都施加严重的不利后果。

如图1中所示出的，分流阀140的使用允许来自第三导管的空气流排气至副喷嘴142中或沿着渐扩狭槽144排气至渐缩喷嘴与外襟翼和密封件之间的孔中。在图2中描绘穿过分流阀140而进入副喷嘴142中或沿着渐扩狭槽144的FLADE^TM空气流的排气，并且在图1中示出分流阀位置140。分流阀140优选地定位A7的轴向位置处或下游的第三导管或FLADE^TM导管中，其中A7是如图1中所示出的渐缩襟翼和密封件的上游端处的横截面区域。分流阀的优选的位置是如图1中所描绘的位置140处。然而，A7的上游或下游处的任何其他位置上的分流阀的位置可以选择性地将第三导管132中的空气流引导至副喷嘴142、渐扩襟翼和密封件146或根据要求而引导至两者的包括另外的流导管的一些组合。如本文中所使用的，穿过渐扩狭槽的空气流意味着穿过渐扩襟翼和密封件146中的渐扩狭槽144而排气的空气流。

图1中所描绘的渐扩狭槽144由于它基本平行于高速度核心流地定位而充当喷射狭槽。核心中的高速度气体导致低的静压，低的静压帮助穿过渐扩狭槽144而吸入第三射流空气流。然而，在某些状态下，第三流中的总压力充分地低，以致于尽管具有喷射作用，但是渐扩狭槽还是不能传递所要求的第三流气流。这可能发生在例如其中入口处的冲压加压低，从而造成低的第三流总压力的一些高功率、低马赫数飞行状态下。在该情况下，分流阀140允许来自第三流导管132的空气流动穿过副喷嘴142。在所有的飞行状态下，副喷嘴的出口处的空气压力都处于环境压力或低于环境压力，并因此低于第三导管132中的空气的压力。因此能够获得穿过第三导管132的正向空气流。

分流阀140可以是选择性地将空气流引导至副喷嘴142或渐扩狭槽144的任何装置。图3和图4描绘将空气流从第三导管引导至副喷嘴142或主喷嘴128中的渐扩狭槽或者两个喷嘴的主动控制阀250。图3和图4的一个实施例中，分流阀配置成促使第三导管空气132穿过渐扩狭槽144而流至主喷嘴128，并流至副喷嘴142。图4(a)还示出配置成将空气流从第三导管132仅引导至副喷嘴142的主动控制阀250，而图4(c)示出配置成仅将空气流穿过渐扩狭槽而从第三导管132引导至主喷嘴128的主动控制阀250。

穿过分流阀140的空气流取决于发动机运转状态。分流阀140的位置可以由测量第三导管132中和A8处或A8的正后部处的主喷嘴中的空气压力的传感器确定。在分流阀140是主动阀时，用于飞机发动机的独立控制器或全权限数字发动机控制(FADEC^TM)、复合控制器能够分析读数并确定分流阀的适当的位置。

备选地，能够在不同的运转状态下测试的期间测量穿过第三导管132和A8处或A8的正后部处的空气的压力，并且能够基于这些测量值而确定分流阀的适当的位置。能够将这些运转状态下的分流阀140的位置编程至发动机FADEC^TM中，并且发动机FADEC^TM能够基于发动机的运状状态而指导分流阀140移动至合适的位置，以将空气引导至副喷嘴、渐扩狭槽或两者。

图5和图6将分流阀示出为选择性地将空气流引导至副喷嘴142或副喷嘴和渐扩狭槽144两者的被动控制阀260。分流阀140是被动的，因为其位置由第三导管132中的第三流空气的压力确定。在较高的第三流压力状态下，诸如高马赫飞行点，FLADE^TM导管或第三导管中的压力高于控制分流阀140的机械力，所以分流阀140缩回。在较低的第三流压力条件下，FLADE^TM导管或第三导管132中的压力低于分流阀140上的机械力，所以分流阀移动至阻塞通向渐扩狭槽144的空气通道并因此阻塞通向主喷嘴128的空气通道的位置。该位置不仅选择性地将空气引导至副喷嘴142，而且还防止核心气体至FLADE^TM导管或第三导管132中的回流。

在图5和图6(b)中，第三导管132中的空气流足以克服分流阀140中的机械力并将分流阀140移动至促使第三导管空气132穿过渐扩狭槽144而至主喷嘴128和至副喷嘴142的流动的位置。图6(a)示出配置成仅将空气流从第三导管132引导至副喷嘴142的被动控制阀260。如在上文中讨论的，在以其中A8处的静压大于第三导管132中的总压力的模式运转时，空气将不流动穿过渐扩狭槽，并且所有的空气流将穿过分流阀而被引导至副喷嘴142。然而，在A8处的压力小于第三导管132中的压力时，如图6(b)中所示出的，空气流可以穿过被动阀260而被引导进入渐扩狭槽144和副喷嘴142两者中。

分流阀可以位于第三流导管132中的任何位置。分流阀140的最优选的位置位于与主喷嘴横截面A7相邻的第三流导管132内，该处不要求另外的管件来将第三流空气流引导至主喷嘴或副喷嘴。分流阀140可以位于第三流导管132内的其他位置，然而在这些位置处可能要求另外的管件以用于有效的运转。

虽然已经参考优选的实施例而描述了本发明，但本领域技术人员将理解，在不背离本发明的范围的情况下，可以作出各种修改，并且等效物可以代替本发明的元件。另外，在不背离本发明的本质范围的情况下，可以作出许多修改以使具体的情形或材料适应于本发明的教导。因此，旨在本发明不限于作为用于执行本发明的预期的最佳模式而公开的具体的实施例，而本发明将包括属于所附权利要求的范围内的所有的实施例。

Claims (18)

1.一种飞机涡扇发动机，具有提供空气流的三个流至发动机的风扇部分，包括：

发动机核心，其接收穿过主喷嘴而排气的核心空气流；

旁通导管，其接收旁通空气流；以及

第三空气导管，其接收第三流空气流，所述第三流空气流流动穿过所述第三导管，所述第三空气导管具有空气入口和空气出口，所述第三导管的所述空气出口还包括副喷嘴、所述主喷嘴和分流阀，以将所述第三空气流引导至所述副喷嘴或所述主喷嘴中的至少一个。

2.根据权利要求1所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，包括所述主喷嘴的用于第三流空气流的所述空气出口还包括沿着形成于所述主喷嘴中的渐扩襟翼和密封件中的渐扩狭槽的所述分流阀之间的流体连通。

3.根据权利要求1所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述分流阀是被动阀。

4.根据权利要求3所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，通过所述第三空气导管中的所述第三流空气的压力来将所述被动分流阀偏置至第一位置，以提供与所述主喷嘴和所述副喷嘴的流体连通。

5.根据权利要求4所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，第三流空气至所述主喷嘴的流进一步对所述渐扩襟翼和密封件提供冷却。

6.根据权利要求3所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述被动分流阀偏置至克服所述第三空气导管中的所述第三流空气的所述压力的第二位置，以阻碍所述第三空气导管与所述主喷嘴之间的流体连通，从而仅将第三流空气引导至所述副喷嘴。

7.根据权利要求6所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述被动分流阀偏置至阻碍热气从所述主喷嘴进入所述第三空气导管中的回流的第二位置。

8.根据权利要求1所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述分流阀是主动阀。

9.根据权利要求8所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述主动分流阀与确定并控制所述分流阀的位置的控制器通信。

10.根据权利要求9所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述第三空气导管还包括与所述控制器通信的监测空气压力的压力传感器。

11.根据权利要求10所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，在所述第三空气导管内的所述空气压力超过预定的压力时，所述控制器确定提供与所述副喷嘴和所述主喷嘴两者的流体连通的所述分流阀的第一位置。

12.根据权利要求10所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，在所述第三空气导管内的所述空气压力处于或低于预定的压力时，所述控制器确定在阻碍与所述主喷嘴的流体连通的同时，提供与所述副喷嘴的流体连通的所述分流阀的第二位置。

13.根据权利要求8所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述主动分流阀与发动机FADEC通信。

14.根据权利要求13所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述发动机FADEC基于所述发动机的运转状态确定所述主动分流阀的位置。

15.根据权利要求1所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述第三空气导管中的第三流空气流的压力处于比旁通空气流的压力更低的压力和温度。

16.根据权利要求1所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，提供至第三空气导管的第三流空气在旁通空气的前部从所述发动机的风扇部分放出。

17.根据权利要求1所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，第三流空气通过风扇上的叶片或FLADE^TM而提供至第三空气导管，所述第三空气导管中的所述第三流空气被密封与核心空气流和旁通空气流隔离。

18.根据权利要求1所述的飞机涡扇发动机，其特征在于，所述分流阀位于邻近主喷嘴横截面A7的第三空气导管内。