CN107250486B - 具有提高的空气动力学性能的涡轮发动机空气引导组件 - Google Patents

具有提高的空气动力学性能的涡轮发动机空气引导组件 Download PDF

Info

Publication number
CN107250486B
CN107250486B CN201680009397.8A CN201680009397A CN107250486B CN 107250486 B CN107250486 B CN 107250486B CN 201680009397 A CN201680009397 A CN 201680009397A CN 107250486 B CN107250486 B CN 107250486B
Authority
CN
China
Prior art keywords
turbine engine
point
leading edge
arm
extreme
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
CN201680009397.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107250486A (zh
Inventor
亨利-马里·达默万
菲利普·雅克·皮埃尔·费松
维亚尼·克里斯托夫·马里·马尼埃雷
迈克尔·弗兰克·安托万·施威灵格
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
Safran Aircraft Engines 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 Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of CN107250486A publication Critical patent/CN107250486A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107250486B publication Critical patent/CN107250486B/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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
    • 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
    • F02K3/06—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 with front fan
    • 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
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/667—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by influencing the flow pattern, e.g. suppression of turbulence
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/123—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the pressure side of a stator vane
    • 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
    • F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/97—Reducing windage losses
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)

Abstract

本发明涉及一种涡轮发动机组件，该涡轮发动机组件包括空气流引导组件，空气流引导组件包括至少一个引导叶片(21)和至少一个结构臂(30)，所述叶片和臂围绕轴线(X‑X)径向地延伸。臂包括：上游端部分(31)，具有引导叶片轮廓并包括前缘(310)，该前缘与叶片的前缘对齐；下游部分(33)；以及中间部分(34)，包括在上游端点(A)和下游端点(B)之间延伸的上表面(44)。上游端点与臂的前缘分开在0.2c和0.5c之间的轴向距离(XA)，c是叶片的轴向弦的长度，在上游端点处上表面的切线的角度等于在下游端点处上表面的切线的角度±1度。

Description

具有提高的空气动力学性能的涡轮发动机空气引导组件
技术领域
本发明涉及一种涡轮发动机空气流引导组件，该空气流引导组件包括引导叶片和一个或多个结构臂。本发明尤其应用于涵道式涡轮发动机。
背景技术
用于航空推进的涵道式涡轮发动机在图1a中示出。该涵道式涡轮发动机包括输送空气流的风扇10，空气流的被称为主要流FP的中央部分注入压缩机12中，压缩机12对驱动风扇的涡轮14进行供应。
空气流的被称为次要流FS的外围部分就其本身而言，在已穿过布置在风扇下游的固定叶片20环21之后朝着大气注入，以对涡轮发动机1的推力的主要部分进行供应。被称为引导件20(也以“出口引导叶片”的首字母缩略词OGV所公知)的该环使得能够引导风扇出口处的次要空气流，同时最大限度地限制损失。
在同一幅图中示出了结构臂30，结构臂30将中间壳体的套圈16连接到中间壳体的毂17，因此有助于支撑发动机轴18并使发动机轴18保持在原位，且确保了组件的结构强度。结构臂还具有如下功能。即允许运动或流体在涡轮发动机和其上安装了该涡轮发动机的航空器的其余部分之间进行传递。为了实现这个功能，结构臂是中空的，使得能够容纳管线、传动轴等。
根据结构臂的作用和它们在涡轮发动机中的位置，存在多种类型的结构臂。
例如，所谓的“主”臂(其主要功能是支撑位于飞机机翼下方的涡轮发动机)安置在“6点钟”和“12点钟”处，即相对于布置在水平地面上的飞机竖直地安置(术语与手表的指针的位置相比较而呈现)。
所谓的“辅助”结构臂不需要以支撑涡轮发动机作为其主要功能，而是以通过中空的以容纳传动轴来实现动力传输作为其主要功能。这些臂安置在例如“8点钟”处，即相对于竖直方向倾斜地安置。
所有类型的结构臂也用于将公用设备从涡轮发动机传输到飞机的其余部分，即例如油管、燃料管线等。
为了降低涡轮发动机的质量和提高其性能的目的，已提出将次要引导件的功能和结构臂的功能聚集在单个部件中，对于所有类型的结构臂，这都适用。
如图1b所示，已提出由结构臂30形成的所谓的“集成式”引导叶片，在这种特定情况下结构臂30是上述的主臂类型，其上游部分被覆盖以具有引导叶片的空气动力学轮廓。
因此，这种结构臂具有在几何学上受约束的部分，这些部分是：
-上游端部分31，其几何结构必须是引导叶片的几何结构，
-用于传输公用设备的中空区32，如果需要的话，在中空区32中布置管线、连接件和传动轴等。该区域考虑相当数量的约束：公用设备体积、操作和组装间隙、材料类型的厚度等，该区域被称为“保留区域”，其意思是在结构臂的几何结构改变的情况下该区域必须保持不变，以及
-形成结构臂本身的下游部分33，即下游部分33支撑位于飞机机翼下方合适位置的涡轮发动机同时支撑由涡轮发动机的重量引起的负载。
因此，符合这些约束的结构臂具有上表面壁40，上表面壁40从如下部分连续地形成：
-上游端的上表面壁，对应于引导叶片的上表面壁，
-过渡壁，与保留区域32邻接；该壁可由金属薄片制成以使涡轮发动机变轻，以及
-下游部分的上表面壁。
上表面壁尤其必须符合表面的连续性以及在它的不同部分之间的过渡处切线的连续性。
由于沿着横贯涡轮发动机的轴线的方向，上游端部分31和下游部分33的尺寸的不同，获得的结构臂的上表面壁可具有相对明显的凹度。
从空气动力学的视角看，该方案是不利的，其原因是它导致壁的在过渡区形成的凹形区中的流动减慢。
如图1c所示，在图1c中，从结构臂的面向空气流上游的上表面侧观看结构臂，在该低速区中，从根部和处于引导叶片形式的上游端部分的尖端获得的次要拐角流Ec被放大，且可恶化成分离和/或再循环。
结果可以是流中明显的压力损失，以及静态压力畸变在引导件的上游传播，这可能不利地影响风扇的空气动力学和气动声学性能。
现存的方案，例如诸如引导叶片轮廓的改良、叶片的布置等，每一个都具有与叶片的静态和动态机械强度、叶片的可制造性等关联的限制。此外，虽然这些方案在上游端部分处适合于在臂的上游的流动，但是这些方案不会使得可在与保留区域邻接的过渡壁处产生的某些次要流动得到避免。
因此，存在纠正由该几何结构造成的问题的需要。
发明内容
本发明通过提出一种与现有技术相比具有提高的空气动力学性能的空气流引导组件，而以减轻现有技术的缺点作为其目的。
本发明的一个目的是提出一种空气流引导组件，该空气流引导组件的几何结构消除了空气流在包括上游引导叶片端部的结构臂的上表面壁上再循环的风险。
就这一点而言，本发明以一种涡轮发动机组件作为其目标，该涡轮发动机组件包括：
-引导件，包括至少一个叶片，叶片包括前缘和后缘，以及
-结构臂，
其中，叶片和臂围绕涡轮发动机的轴线径向地延伸，结构臂具有：
-相对于涡轮发动机中的空气流方向的上游端部分，上游端部分包括与叶片的前缘周向地对齐的前缘、具有与叶片的上游端相同的轮廓，上游端部分在下游由被称为极限上游点的轴向位置界定，
-下游部分，被确定尺寸为形成涡轮发动机的悬吊挂架的罩，以及
-中间部分，将上游端部分连接到下游部分、包括在极限上游点和极限下游点之间延伸且具有预定轴向位置的上表面壁，
其中，极限上游点位于沿着轴向方向与臂的前缘相距介于0.2c和0.5c之间的距离处，其中c是引导叶片的轴向弦的长度，
极限下游点位于沿着轴向方向与臂的前缘相距大于引导叶片的轴向弦的长度c的距离处，
以及，在极限上游点处上表面壁的切线的角度在一定程度上等于在极限下游点处该壁的切线的角度。
有利地但是可选地，根据本发明的引导组件进一步包括如下特征中的至少一个：
-极限上游点位于沿着轴向方向与臂的前缘相距介于0.2c和0.3c之间优选地等于0.3c的距离处，
-极限下游点位于沿着轴向方向与臂的前缘相距大于引导叶片的轴向弦的长度c的距离处。
-该组件包括多个结构臂，所有的结构臂具有相同的几何结构。
本发明还以一种涵道式涡轮发动机作为其目标，该涵道式涡轮发动机包括根据前述描述的引导件。
提出的空气流引导组件具有提高的空气动力学性能。
过渡区的上游端点的轴向位置和在该点处切线的角度使得能够减少结构臂的上游壁在该过渡区处的凹度。
因此，空气流稍微减慢或根本不会减慢，这阻止了从臂的具有引导叶片轮廓的上游端部分获得的拐角流的产生。
因此，减小了或者甚至消灭了再循环区，这使得引导件中的总压力损失能够减少大约0.1％，以及引导件中的静态压力畸变水平能够减少大约0.2％。
附图说明
本发明的其他特点、目的和优点将通过下面纯说明性的而非限制性的且必须参考附图阅读的描述而显现，在附图中：
-已描述的图1a示意性地示出了涵道式涡轮发动机。
-已描述的图1b示出了在两个次要流引导叶片之间包括结构臂的组件的展开示意图，
-已描述的图1c示出了结构臂的空气动力学效应，结构臂的位于引导叶片的上游部分和结构臂本身的下游部分之间的过渡区具有明显的凹度，
-图2a示出了符合本发明的实施例的空气流引导组件，
-图2b示意性地示出了符合本发明的实施例的涡轮发动机。
-图3示意性地示出了在引导叶片的上表面处示出的、在结构臂和引导叶片之间的空气流。
具体实施方式
参照图2b，示出了涵道式涡轮发动机1，如之前描述的，涵道式涡轮发动机1包括风扇10和OGV类型的引导件20，以引导从风扇10获得的次要流FR。
引导件20包括围绕以涡轮发动机的轴线X-X为中心的环(未示出)规则地分布的多个叶片21，涡轮发动机的轴线X-X对应于发动机轴的轴线。
另外，涡轮发动机1包括在下文中更详细地描述的至少一个结构臂30。更确切地说，涡轮发动机1包括围绕轴线X-X大致径向地延伸的多个结构臂。这些结构臂30中的一个以向挂架(未示出)提供罩作为其功能，该挂架允许发动机从其上安装了该发动机的飞机机翼悬吊，该飞机机翼确定尺寸以支撑发动机的重量。挂架还用作某些公用设备的交叉点。
覆盖发动机的悬吊挂架的结构臂沿着竖直方向在飞机机翼和涡轮发动机的轴线X-X之间延伸。沿着该轴线的方向从前方或后方观察涡轮发动机，该臂在“12点钟”处延伸。
涡轮发动机1可包括至少一个其他结构臂30，该结构臂30布置在例如“6点钟”处，即竖直地布置，且通过与第一结构臂对齐而布置在轴线X-X和地之间。该结构臂30不用于覆盖发动机的悬吊挂架，但是具有与上述第一臂相同的形状。涡轮发动机还可包括一个或多个与上述第一臂相同的其他结构臂30。
在图2a中，示出了围绕轴线X-X、由引导件的两个叶片21覆盖的角截面的展开视图，结构臂30位于两个叶片21之间。位于臂30的任一侧上的每个叶片与臂30一起限定空气流流动，其中，空气从上游移动到下游，在图中表示为从左边到右边。
在下文中，术语“上游”和“下游”始终相对于涡轮发动机中的空气流的方向来使用，尤其相对于在图中从左边到右边的流中的空气流来使用。
包括涡轮发动机的结构臂30中的至少一个和引导件的组件也被称为空气流引导组件。在下文中描述的臂的几何结构使得能够改进空气在臂和位于臂的上表面上的引导件20的叶片21之间的流动。
每个叶片21通常包括前缘22和后缘23。叶片21的轴向弦是平行于轴线X-X、从前缘22的轴向位置延伸到后缘23的轴向位置的部段。叶片21的轴向弦的长度表示为c。
结构臂30是“集成式引导叶片”类型，即结构臂30包括具有引导叶片的轮廓的上游端部分31。因此，结构臂30的上游端部分31同样出现在引导件20的每个叶片21的上游端。
具体地，上游端部分31具有前缘310，前缘310与引导件20的叶片21的前缘对齐，即二者相对于轴线X-X位于相同的水平面，上游端部分31至少在其前缘处具有与引导件20的叶片21相同的厚度和相同的外倾角，外倾角是如下脊线和轴线X-X之间的角度，该脊线位于叶片21的上表面和下表面之间的一半处。
结构臂30的上游端部分31在下游由点A轴向地界定且在上游由前缘310轴向地界定。因此，臂30的从前缘310轴向地延伸到点A的整个部分在几何学上受约束成与引导件的叶片21的从每个叶片的前缘延伸到位于与点A相同的轴向位置的区段的那部分相同。
结构臂30还包括下游部分33和将上游端部分与下游部分33连接的中间部分34。
如早些时候指示的，结构臂30有利地是早些时候指示的“主”臂类型，结构臂30的主要功能是支撑位于飞机机翼下方的涡轮发动机，同时支撑由涡轮发动机的重量产生的力，或者在任何情况下，结构臂30具有与覆盖发动机支撑挂架的主臂的几何结构相同的几何结构。
该功能由下游部分33实现，下游部分33的壁有利地通过铸造制成以支撑这些相当大的力。
另外，覆盖挂架的臂的下游部分33的几何结构并因此与该臂相同的所有其他臂30的下游部分33的几何结构由航空器制造商根据其上安装了涡轮发动机的飞机的类型和挂架的几何结构来约束。因此通常考虑的是，组件的每个结构臂的下游部分33被确定尺寸为能够覆盖涡轮发动机的悬吊挂架，即使实际上只有位于12点钟处的结构臂围绕悬吊挂架也是如此。
中间部分34的壁以将上游部分31与下游部分33连接同时避免表面或相切的任何不连续性作为其功能。然而，不要求中间部分34的壁像下游部分33的壁一样支撑涡轮发动机的重量。因此，有利地，中间部分34的壁由金属薄片制成以减轻涡轮发动机的重量。
此外，中间部分34可包括被称为保留区域的区域32，区域32是专用于安装公用设备的外壳，尤其如果需要的话，专用于例如用于油或燃料的管线、电连接件或传动轴等的外壳。
结构臂30包括上表面壁40，上表面壁40由如下壁形成：
-上游端部分的上表面壁41，
-中间部分34的上表面壁44，以及
-下游部分33的上表面壁43。
中间部分的上表面壁44由两个极限点界定，分别是在上游由点A界定和在下游由被称为极限下游点的点B界定。
极限上游点A位于上游端部分41的上表面壁和中间部分44的上表面壁之间的连接处。如早些时候指示的，臂的上游端部分31被约束成与叶片21的对应上游部分相同。因此，在上游部分的上表面壁41上的点(相对于轴线X-X)固定的轴向位置，以方位角表示的该点的位置(图中的轴线y)也是固定的。
极限下游点B位于中间部分44的上表面壁和下游部分43的上表面壁之间的连接处。极限下游点B的轴向位置位于涡轮发动机悬吊挂架的上游端的上游。
在下文中描述的用于结构臂的几何结构使得中间部分34的上表面壁尽可能小地凹陷，以减少空气的再循环。
首先，极限点B的轴向位置xB必须在与臂的前缘的轴向位置相距的距离大于或等于叶片21的弦的长度，优选地严格地大于叶片21的弦的长度处出现。
这表示为：
xB≥c
其中，使臂和叶片的前缘的轴向位置用作轴线X-X的原点。
实际上，点B和点A之间的轴向距离越大，由中间部分44的壁获得的过渡越柔和且限制了凹度。
此外，极限上游点A的轴向位置xA优选地位于沿着轴线X-X的方向从臂的前缘310的轴向位置测量的、介于0.2c和0.5c之间的距离处。
这表示为：
0.2c≤xA≤0.5c
点A位于与至少20％的弦的前缘310相距一定轴向距离处的事实使得臂的上游端部分31足够长，以对进入的空气流产生影响，这类似于引导叶片21的作用。具体地，这限制了引导组件20上的静态压力畸变以及压力畸变传播到位于引导件上游的风扇。因此提高了风扇的声学和空气动力学性能。
此外，点A位于与前缘相距小于叶片的弦的长度的50％的轴向距离处的事实使得在一方面，点A充分地与点B分开，这使中间部分的长度延伸并使得其凹度减小。
在另一方面，将点A安置在该轴向距离之外将使得点A更靠近保留区域35。因此，中间部分的上表面壁44必须具有增加的凹度以规避该区域并连接到点B，这将导致空气在该壁处再循环。
优选地，极限上游点A的轴向位置xA甚至位于与前缘310相距小于0.3c的距离处，极其有利地是与前缘310相距等于0.3c的距离处，以优化上述效果。
另外，在点A处臂30的上表面壁40的切线相对于轴线X-X的角度αA有利地接近在点B处壁40的切线相对于轴线X-X的角度αB。
优选地，角度αA在一定程度上等于角度αB–因此角度αA能够具有在αB-1和αB+1之间的所有值：
αA＝αB±1°
因此，中间部分的上表面壁44的凹度最小化。
如果需要的话，点B的切线的角度αB，和/或点B的在与轴线X-X正交的轴线上的位置(角度αB和该位置通常根据结构臂的下游部分33的几何结构应用)，以及臂30相对于引导件的以方位角表示的位置，可稍微调整以符合上述关系，其原因是该关系对应于：
其中，yAB是在点A和点B之间、在与轴线X-X正交的轴线上测量的距离，xAB是在这些相同的点之间轴向地测量即平行于轴线X-X测量的距离。
参照图3，示出了包括符合上述几何结构的引导件20和结构臂30的引导组件中的空气流，在结构臂的面向上游的上表面侧上观察结构臂。
注意的是，与其试图使臂变薄以减小其空气动力学障碍，不如优选地通过减小在中间部分34处的壁44的凹度来使上表面部分变厚，以限制再循环的发生。

Claims (5)

1.一种涡轮发动机组件，包括用于从航空器机翼悬吊涡轮发动机的挂架，所述涡轮发动机组件包括：
-引导件(20)，包括至少一个叶片(21)，所述叶片包括前缘(22)和后缘(23)，以及
-至少一个结构臂(30)，
其中所述叶片(21)和所述结构臂(30)围绕涡轮发动机的轴线(X-X)径向地延伸，所述结构臂具有：
-相对于涡轮发动机中的空气流方向的上游端部分(31)，所述上游端部分(31)包括与所述叶片的前缘(22)周向地对齐的前缘(310)、具有与所述叶片(21)的上游端的轮廓相同的轮廓，所述上游端部分(31)在下游由被称为极限上游点(A)的轴向位置界定，
-下游部分(33)，被确定尺寸为形成涡轮发动机的悬吊挂架的罩，以及
-中间部分(34)，将所述上游端部分(31)连接到所述下游部分(33)、包括在极限上游点(A)和极限下游点(B)之间延伸且具有预定轴向位置的连续上表面壁(44)，
其中，极限上游点(A)位于沿着轴向方向与所述结构臂的前缘(310)相距介于0.2c和0.5c之间的距离(xA)处，其中c是所述叶片(21)的轴向弦的长度，
极限下游点(B)位于沿着轴向方向与所述结构臂的前缘(310)相距大于所述叶片(21)的轴向弦的长度c的距离(xB)处，
以及，在极限上游点(A)处所述上表面壁(44)的切线的角度(αA)等于在极限下游点(B)处该上表面壁(44)的切线的角度(αB)±1°。
2.根据权利要求1所述的涡轮发动机组件，其中，极限上游点(A)位于沿着轴向方向与所述结构臂的前缘(310)相距介于0.2c和0.3c之间的距离(xA)处。
3.根据权利要求2所述的涡轮发动机组件，其中，极限上游点(A)位于沿着轴向方向与所述结构臂的前缘(310)相距等于0.3c的距离(xA)处。
4.根据权利要求1至3中的一项所述的涡轮发动机组件，包括多个结构臂，所有的结构臂具有相同的几何结构。
5.一种涵道式涡轮发动机(1)，所述涵道式涡轮发动机包括根据前述权利要求中的一项所述的涡轮发动机组件。
CN201680009397.8A 2015-02-09 2016-02-09 具有提高的空气动力学性能的涡轮发动机空气引导组件 Active CN107250486B (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1551011 2015-02-09
FR1551011A FR3032480B1 (fr) 2015-02-09 2015-02-09 Ensemble de redressement d'air a performances aerodynamiques ameliorees
PCT/FR2016/050275 WO2016128665A1 (fr) 2015-02-09 2016-02-09 Ensemble de redressement d'air de turbomachine à performances aerodynamiques améliorées

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107250486A CN107250486A (zh) 2017-10-13
CN107250486B true CN107250486B (zh) 2019-12-17

Family

ID=53298504

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201680009397.8A Active CN107250486B (zh) 2015-02-09 2016-02-09 具有提高的空气动力学性能的涡轮发动机空气引导组件

Country Status (9)

Country Link
US (1) US11149565B2 (zh)
EP (1) EP3256697B1 (zh)
JP (1) JP2018510086A (zh)
CN (1) CN107250486B (zh)
BR (1) BR112017016971A2 (zh)
CA (1) CA2975947A1 (zh)
FR (1) FR3032480B1 (zh)
RU (1) RU2715131C2 (zh)
WO (1) WO2016128665A1 (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3059735B1 (fr) * 2016-12-05 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
GB201703422D0 (en) * 2017-03-03 2017-04-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine vanes
FR3070440B1 (fr) * 2017-08-30 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Aube de redressement et arbre structural raccordes dans une veine primaire
US20190107046A1 (en) * 2017-10-05 2019-04-11 General Electric Company Turbine engine with struts
FR3073891B1 (fr) * 2017-11-22 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Mat d'un ensemble propulsif
CN108425887A (zh) * 2018-04-12 2018-08-21 深圳福世达动力科技有限公司 超宽弦三角函数波形叶片
FR3083260B1 (fr) * 2018-06-28 2020-06-19 Safran Aircraft Engines Module d’un moteur d’aeronef a double flux dont un bras integre une aube de stator
FR3089550B1 (fr) * 2018-12-11 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine a loi d’epaisseur maximale a forte marge au flottement
FR3092868B1 (fr) * 2019-02-19 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Roue de stator d’une turbomachine comprenant des aubes présentant des cordes différentes
FR3093756B1 (fr) * 2019-03-15 2021-02-19 Safran Aircraft Engines redresseur de flux secondaire a Tuyère intégréE
BE1027876B1 (fr) 2019-12-18 2021-07-26 Safran Aero Boosters Sa Module pour turbomachine
CN113123834B (zh) * 2021-06-17 2021-09-28 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 发动机的叶片组件及发动机
US11873738B2 (en) * 2021-12-23 2024-01-16 General Electric Company Integrated stator-fan frame assembly

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2169182A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 General Electric Company Integrated guide vane assembly
FR3004749A1 (fr) * 2013-04-22 2014-10-24 Snecma Roue de stator, roue d'aubes de redresseur, turbomachine equipee d'une telle roue et procede de compensation de la distorsion dans une telle roue

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4785625A (en) * 1987-04-03 1988-11-22 United Technologies Corporation Ducted fan gas turbine power plant mounting
US5123242A (en) * 1990-07-30 1992-06-23 General Electric Company Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
US5203163A (en) * 1990-08-01 1993-04-20 General Electric Company Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
US6561761B1 (en) * 2000-02-18 2003-05-13 General Electric Company Fluted compressor flowpath
FR2896481B1 (fr) * 2006-01-23 2009-12-04 Aircelle Sa Systeme de fixation pour element constitutif d'une nacelle de turboreacteur
US20080028763A1 (en) * 2006-08-03 2008-02-07 United Technologies Corporation Thermal management system with thrust recovery for a gas turbine engine fan nacelle assembly
DE102010002394A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
DE102010014900A1 (de) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerkes
US9068460B2 (en) * 2012-03-30 2015-06-30 United Technologies Corporation Integrated inlet vane and strut
JP6012222B2 (ja) 2012-03-30 2016-10-25 三菱重工業株式会社 静翼セグメント、これを備える軸流流体機械及びその静翼連結方法
GB201408415D0 (en) 2014-05-13 2014-06-25 Rolls Royce Plc Bifurcation fairing

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP2169182A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 General Electric Company Integrated guide vane assembly
FR3004749A1 (fr) * 2013-04-22 2014-10-24 Snecma Roue de stator, roue d'aubes de redresseur, turbomachine equipee d'une telle roue et procede de compensation de la distorsion dans une telle roue

Also Published As

Publication number Publication date
US11149565B2 (en) 2021-10-19
EP3256697A1 (fr) 2017-12-20
WO2016128665A1 (fr) 2016-08-18
FR3032480B1 (fr) 2018-07-27
BR112017016971A2 (pt) 2018-04-03
RU2017131460A3 (zh) 2019-07-17
RU2715131C2 (ru) 2020-02-25
CA2975947A1 (fr) 2016-08-18
CN107250486A (zh) 2017-10-13
FR3032480A1 (fr) 2016-08-12
JP2018510086A (ja) 2018-04-12
RU2017131460A (ru) 2019-03-11
EP3256697B1 (fr) 2022-07-27
US20180038235A1 (en) 2018-02-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107250486B (zh) 具有提高的空气动力学性能的涡轮发动机空气引导组件
JP6629337B2 (ja) 最適化された空力性能を備えたガイドアセンブリ
EP3369893B1 (en) Gas turbine engine vanes
US11866183B2 (en) Aircraft with an offset nacelle aligned with the wake of the wing
JP5124276B2 (ja) ガスタービン中間構造および該中間構造を含むガスタービンエンジン
EP3369891B1 (en) Gas turbine engine vanes
CN111566318B (zh) 用于涡轮机风扇的导向叶片
US8967967B2 (en) Propfan engine
US10723434B2 (en) Aircraft propulsion unit comprising an unducted-fan turbine engine and an attachment pylon
GB2551882A (en) Aircraft engine assembly comprising a pylon leading edge incorporated with an annular row of unfaired after guide vanes
CA3045693A1 (en) Aft engine nacelle shape for an aircraft
EP3339180B1 (en) Rotational propulsion system of an aircraft
US11629664B2 (en) Turbine engine with a flow splitter having a profile with inclined serrations
CN113661304B (zh) 包括多个弦不相同的叶片的涡轮机的定子轮
BR102013003836A2 (pt) Seção de aerofólio de um propulsor e dispositivo de propulsão
JP2017165400A (ja) 航空機エンジンを装着するための方法及びシステム
CN109695480B (zh) 包含矫直组件的涡轮发动机
EP3293355A1 (en) Rotor stage
US20190003325A1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
US9885285B2 (en) Gas turbine engine nacelle
US11396888B1 (en) System and method for guiding compressible gas flowing through a duct
US10844735B2 (en) Turbomachine guide vanes with improved vane profile
RU2460905C2 (ru) Рабочее колесо осевого вентилятора или компрессора и вентиляторный контур двухконтурного турбовентиляторного двигателя, использующий такое рабочее колесо
CN111005770B (zh) 一种带分流叶片的向心涡轮
US11365634B2 (en) Boundary layer ingestion fan system

Legal Events

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