CN107466338B - 涡轮发动机的包括具有可变设置的vbv格栅的排出流管道 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于双流式涡轮发动机的中间壳体(1)的毂部(2)，所述毂部(2)包括：在毂部(2)的内护罩(3)和外护罩(5)之间延伸的排出流管道(18)，排出流管道(18)通过形成在外护罩(5)中的出口开口(6)通入次级流动空间(14)中，所述出口开口(6)包括在基本上与外护罩(5)相切的排出平面(P)中；以及排出翅片(20)，排出翅片包括上游翅片(22)和下游翅片(24)，排出平面(P)与上游翅片(20)的轮廓线之间的上游锐角(αamont)小于排出平面(P)与下游翅片(24)的轮廓线之间的下游锐角(αaval)。

Description

涡轮发动机的包括具有可变设置的VBV格栅的排出流管道
技术领域
本发明涉及双流式涡轮发动机的一般领域，更具体地涉及允许对这种涡轮发动机的压缩机出口处的空气进行调节的排出阀，所述阀有时由它们的首字母缩写VBV(可变放泄阀)表示。
背景技术
双流式涡轮发动机沿气体流动方向从上游到下游通常包括涵道风扇，环形主流动空间和环形次级流动空间。因此，由风扇吸入的空气的质量被分成在主流动空间中流通的主流和与主流同心并在次级流动空间中流通的次级流。
主流动空间穿过包括一个或多个压缩机级(例如低压压缩机和高压压缩机)、一个或多个涡轮级(例如高压涡轮和低压涡轮)以及排气喷嘴的主体。
以本身已知的方式，涡轮发动机还包括中间壳体，中间壳体的毂部被布置在低压压缩机壳体和高压压缩机壳体之间。中间壳体包括排出阀或VBV，其作用是调节高压压缩机入口处的流量，特别是通过将一部分空气排出到主流动空间外部来限制低压压缩机振荡的风险。
如图1所示，其是已知类型的双转子双流式飞机涡轮喷气发动机的局部轴剖视图，中间壳体的毂部2通常包括两个同轴环形护罩，分别为通过上游横向凸缘7和下游横向凸缘9互相连接的内护罩3和外护罩5。
上游凸缘7布置在低压压缩机的下游，而下游凸缘9布置在高压压缩机的上游。
内护罩3在外部限定涡轮发动机的主流的主流动空间10，并且包括围绕内护罩3(与毂部2同轴)的轴线X周向分布的空气进入开口4，空气进入开口通过设计成调节高压压缩机的流量的相应的排出阀12关闭。
这样的排出阀12可以采用门的形式，其在关闭位置与打开位置之间枢转地安装在内护罩3上，在关闭位置中，门12关闭相应的入口开口4，并且与中间壳体1的内护罩3齐平同时形成基本上连续的表面，以尽可能地减少主流的空气动力学扰动的风险，在打开位置(见图1)中，门12相对于内护罩3朝向内部径向地突出，从而允许主流动空间10中的主流的一部分的排出。
另一方面，外护罩5在内部限定涡轮发动机的次级流的次级流动空间14，并且包括布置在下游横向凸缘9的下游并且围绕外护罩5(与毂部2同轴)的轴线X周向分布的出口开口6。
当进入高压压缩机的空气的流量减少时，次级流动空间14中的过剩空气然后可以通过这些出口6排放，从而避免可能导致低压压缩机的劣化或甚至完全破坏的振荡现象。
涡轮发动机还包括形成在入口开口4和出口开口6之间的排出流。每个排出流从上游到下游在入口开口4和相关联的出口开口6之间由环形空间16限定，然后通过排出流管道18(在简称的套件发动机中也是已知的)限定，环形空间16由护罩3、5和横向凸缘7、9限定，排出流管道18被配置为将气流引导至次级流动空间14。排出流管道18因此包括中间开口19，其在下游横向凸缘9的上游表面处通入中间空间16中。
因此，门12、中间空间16和相关联的排出流管道18一起形成用于将空气朝向涡轮发动机的次级流动空间14排放的系统。
因此，中间壳体1的毂部2包括围绕其轴线X分布的多个这样的系统。
此外，当排出阀的门12处于打开位置时，由此放出的气流通过中间空间16、相应的排出流管道18、然后通过包括翅片20的排放格栅或VBV格栅到达次级流动空间14。排出流和VBV格栅的翅片20相对于次级流的方向倾斜，从而重新引导来自主流动空间的气流F18，并尽可能地将其与次级流的方向对准。
然而，申请人注意到，将来自主流动空间10的气流F18引入到次级流动空间14中会产生分离和流动再循环问题，其具有降低排气流量的趋势。
发明内容
因此，本发明的一个目的是改善双流式涡轮发动机的排出阀的提取流量，并且减少涡轮发动机的次级流中的分离风险或流动再循环风险。
为此，本发明提出了一种用于双流式涡轮发动机的中间壳体的毂部，所述毂部包括：
-内护罩，内护罩构造成限定涡轮发动机的主气流的主流动空间，
-外护罩，外护罩构造成限定所述涡轮发动机的次级流的次级流动空间，
-在内护罩和外护罩之间延伸的排出流管道，排出流管道通过形成在外护罩中的出口开口通入次级流动空间中，所述出口开口包括在基本上与外护罩相切的排出平面中，以及
-排出翅片，排出翅片在外护罩的出口开口处附接在排出流管道中。
此外，排出翅片沿次级流动空间中的气体流动方向从上游到下游包括：
-上游翅片，上游翅片邻近排出流管道的上游壁延伸，并且上游翅片包括布置成面对排出流管道中的气流的前缘以及上表面壁，以及
-下游翅片，下游翅片邻近排出流管道的下游壁延伸，并且下游翅片包括前缘以及上表面壁。
此外，排出平面与上游翅片的轮廓线在前缘处的切线之间的上游锐角不同于并且优选地小于排出平面与下游翅片的轮廓线在前缘处的切线之间的下游锐角。
上述毂部的单独地或组合地采用的特定的优选但非限制性的特征如下：
-上游锐角小于下游锐角，
-上游锐角基本上等于排出流管道的上游壁与排出平面之间的锐角，
-上游锐角介于30°和44°之间，优选地介于33°和35°之间，例如为34°，
-下游锐角基本上等于在排出流管道的下游壁与排出平面之间限定的锐角，
-下游锐角介于40°和50°之间，优选地介于43°和45°之间，例如为44°，
-排出翅片进一步包括包含前缘和后缘的辅助翅片，所述辅助翅片在上游翅片与下游翅片之间延伸，并且其中，排出平面与辅助翅片的轮廓线在前缘处的切线之间的锐角介于下游锐角与上游锐角之间，和/或
-排出翅片包括n个辅助翅片，所述n个辅助翅片各自包括前缘和轮廓线，并且所述n个辅助翅片在上游翅片与下游翅片之间以均匀间距分布，排出平面与第i个辅助翅片的轮廓线在前缘处的切线之间的下游锐角等于：
其中：
αi_min为第i个辅助翅片的最小锐角，
αamont为上游锐角，
αaval为下游锐角，
-排出翅片具有弯曲的轮廓线，
-排出翅片进一步具有与前缘相反的后缘，并且其中，翅片的轮廓线在后缘处的切线与排出平面之间的角度等于排出流管道中的气流相对于排出平面的平均锐角与次级流在出口开口处的流动方向相对于排出平面的角度之间的平均值：
其中：
βBF为后缘处的角度，
δ为排出流管道中的流相对于排出平面的平均角度，以及
γ为次级流相对于排出平面的角度。
根据第二方面，本发明还提出了一种用于双流式涡轮发动机的中间壳体，包括如上所述的中间壳体的毂部。
附图说明
本发明的其他特征、目的和优点将在阅读下面的详细描述并参考通过非限制性示例给出的附图时更清楚地显现，在附图中：
上面已经描述的图1是从现有技术已知的用于中间壳体的毂部的轴向剖视图，
图2a示出了根据本发明的中间壳体的排出流管道的实施例，
图2b是根据本发明的中间壳体的毂部的排出流管道的示例性实施例的示意图，
图3是可用于本发明的排出翅片的示例性实施例的示意性截面图。
具体实施方式
以下，现在将参照附图对用于双流式涡轮发动机的中间壳体的毂部2及相关的中间壳体进行说明。
已经描述的现有技术的用于中间壳体的毂部2的部分也在下文的实施例中出现。
特别地，根据本发明的中间壳体的毂部2包括：
-内护罩3，其构造成限定涡轮发动机的主气流的主流动空间10，
-外护罩5，其构造成限定所述涡轮发动机的次级气流的次级流动空间14，
-在内护罩3和外护罩5之间延伸的至少一个排出流管道18。
内护罩3和外护罩5与毂部2的轴线X同轴。
排出流管道18通过形成在内护罩3中的入口开口4通入主流动空间10中并且通过形成在外护罩5中的出口开口6通入次级流动空间14中。优选地，壳体毂部2包括多个排出流管道18，它们均匀分布在内护罩3和外护罩5之间。
形成在毂部2的内护罩3中的入口开口4可以根据涡轮发动机的飞行阶段由门12选择性地打开或关闭。优选地，门12可在关闭位置和打开位置之间移动，在关闭位置中，门12关闭入口开口4，在打开位置中，门12释放入口开口4。例如，门12可以安装成铰接到内护罩3或包括滑动活门。
排放流管道18还包括在中间空间16和出口开口6之间延伸的上游壁18a和下游壁18b。上游壁18a的径向向外端部在出口开口6的上游与外护罩5齐平，而下游壁18b的径向向外端部在所述开口6的下游与外护罩5齐平。排出流管道18的上游壁18a也限定管道18的径向向外部分，下游壁18b限定其径向向内部分。
毂部2还包括VBV格栅，其包括一组排出翅片20，翅片在出口开口6处附接在排出流管道18中，并构造成对来自主流动空间10的排出气流F18进行定向并将排出气流沿大致平行于次级流F14的方向注入到次级流动空间14中，以减少次级流动空间14中的压头损失。
排出翅片20沿次级流动空间14中的气体流动方向从上游到下游包括上游翅片22和下游翅片24。
上游翅片22和下游翅片24各自包括前缘BA和与前缘BA相反的后缘BF。翅片22、24的前缘BA对应于其空气动力学轮廓的前部。前缘面对气流F18，并将空气流分为下表面空气流和上表面空气流。另一方面，后缘BF对应于空气动力学轮廓的后部，下表面流和上表面流在后缘处重新汇合。
上游翅片22和下游翅片24各自进一步具有下表面壁I和上表面壁E，下表面壁I和上表面壁E连接前缘BA和后缘BF，并且下表面流和上表面流分别沿着下表面壁I和上表面壁E流过。
上游翅片22和下游翅片24分别与上游壁18a和下游壁18b相邻。上游壁18a和下游壁18b通常不平行地延伸到与外护罩5相邻的区域中，如图2b中示意性所示。此外，排出流管道中的上游翅片22的倾斜度与下游翅片24的倾斜度不同，这允许降低次级流股中的次级流F14的分离风险或再循环风险。
更准确地说，上游翅片22和下游翅片24在排出流管道18中被定向成使得：排出平面P和上游翅片22的轮廓线C在前缘BA处的切线T之间的角度αamont(称为上游角度)不同于排出平面P和下游翅片24的轮廓线C在前缘BA处的切线T之间的角度αaval(称为下游角度)。
轮廓线C被理解为包括与给定翅片的上表面壁E和下表面壁I等距的点集的假想线。
排出平面P在这里是指在出口开口6处与外护罩5相切的假想平面。因此，排出平面P与上游壁18a和下游壁18b相交并且包括排出流的出口横截面。
上游角度αamont和下游角度αaval已经通过指示示出于图2b中。这些角度是锐角，以便使来自排出流管道18的流F18定向并使该流与次级流F14对准。
应当注意，上游角度αamont和下游角度αaval对应于流体的入射角度，即排出流管道18中的气流F18看到相应的翅片22、24的角度。然而，管道18中的气流F18的流动方向在上游壁18a和下游壁18b之间不是恒定的，特别是由于排出流管道18相对于主流的流动方向的倾斜以及上游壁18a和下游壁18b的相对倾斜：这就是为什么根据翅片22、24在排出流管道18中的位置来调整所述翅片的入射角度，允许通过局部地改变流F18在翅片22、24的区域中的角度使得该角度尽可能地接近流F14的角度而降低分离的风险，这使得能够限制空气动力学损失。
申请人特别注意到，出口开口6处的气流F18的局部定向在下游壁18b处比在上游壁18a处更倾斜。因此，上游锐角αamont优选地小于下游锐角αaval。因此，上游翅片22和下游翅片24的这种定向能够改善气流F18在VBV格栅处，特别是在上游翅片22处的流通，而且允许气流F18在进入次级流动空间14之前的最佳偏转，以限制空气动力学损失。
在一个实施例中，上游角度αamont和下游角度αaval分别选择成接近于上游壁18a和下游壁18b相对于排出平面P的倾斜角度。
上游锐角αamont例如可以介于30°和44°之间，优选地介于33°和35°之间，例如为35°。
另一方面，下游锐角αaval可以介于40°和50°之间，优选地介于43°和45°之间，例如为44°。
排出翅片20还可以包括在上游翅片22和下游翅片24之间延伸的辅助翅片26。附图2a和2b示出了例如包括三个排出翅片22、24、26的VBV格栅。
这些辅助翅片26然后也各自包括前缘BA、后缘BF、下表面壁I和上表面壁E。
对于每个辅助翅片26，排出平面P和辅助翅片26的轮廓线C在前缘BA处的切线T之间的角度αi优选地介于上游角度αamont和下游角度αaval之间。
根据第一实施例，该角度αi可以基本上等于下游角度αaval。申请人实际上注意到，上游角度αamont相对于下游角度αaval的减小已经允许流F18在其被引入流14期间的分离大大减少。
根据第二实施例，该角度αi可以介于上游角度αamont和下游角度αaval之间。例如，翅片的角度αi可以根据每个辅助翅片26在下游壁18b和上游壁18a之间的位置在下游角度αaval和上游角度αamont之间逐渐倾斜，这允许考虑排出流管道中的气流F18在下游壁18b和上游壁18a之间的逐渐倾斜。
在图2a和2b所示的示例性实施例中，管道18包括三个排出翅片20：一个上游翅片22、一个下游翅片24、以及位于上游翅片22和下游翅片24中间的辅助翅片26。该角度αi然后优选地介于下游角度αaval和上游角度αamont之间。例如，对于44°的下游角度αaval和34°的上游角度αamont，该角度αi可以例如介于34°和44°之间，通常为41°。
通常，对于包括n个辅助翅片26和因此n+2个排出翅片20的管道18，第i个辅助翅片26的角度αi(辅助翅片26的编号沿次级流动空间中的气体流动方向从上游到下游完成，i介于1和n之间)可以介于下游角度αaval和最小角度αi_min之间，使得：
其中，
αi_min是第i个辅助翅片26的最小锐角，
αamont是上游锐角，
αaval是下游锐角。
因此，对于包括具有20°的上游角度，50°的下游角度的四个排放翅片20的管道18，第一辅助翅片26获得30°的角度α1min，第二辅助翅片26获得40°的角度α2min。
这种定向还允许每个辅助翅片26根据排出流管道18中的气流F18的局部入射角而单独地定向。
排出翅片20可以是直的，即具有基本上平坦且平行的下表面壁I和上表面壁E。
作为变型，排出翅片20可以具有弯曲的轮廓线C，以便改善来自主流动空间的气流F18的偏转，使其与次级流F14对准。
例如，对于VBV格栅的给定翅片22、24、26，翅片22、24、26的轮廓线C在后缘BF处的切线T与排出平面P之间的角度βBFi可以等于排出流管道18中的气流F18相对于排出平面P的局部流动角度δi(在所考虑的翅片处)以及次级流在出口开口6处的流动方向与排出平面P之间角度γ的平均值。
因此，给定翅片20的角度βBFi可以如下定义：
然后，对于每个翅片22、24、26，获得特定的弯曲轮廓线C。
替代性地，给定VBV格栅的排出翅片20可以是相同的，以便于特别是简化毂部2的制造并降低其制造成本。为此，无论VBV格栅的翅片22、24、26如何，与排出流管道18中的气流F18的局部流动角度的平均值相对应的平均角度δ被确定，然后该角度用于确定所有翅片20的角度βBF：
应当注意，平均角度δ、局部角度δi和次级流14的方向的角度γ是锐角。
平均角度δ例如可以通过对局部角度δi进行平均来确定。当然，应当理解，角度δi的测量只有在以下情况下进行：当排出流输送时，即当涡轮发动机处于过渡工况(主要在起飞期间和着陆期间)并且门12处于打开位置以收集主流动空间10中的一部分气体时。然而，当排出流输送时，排出流管道18中的气流F18的通量基本上是恒定的并且是可重复的：因此，局部角度δi的确定可以在一定程度上在2°以内重现。
作为第一近似值，平均角度δ可以由上游翅片22和下游翅片24处的局部角度的平均值近似。
特别地，可以从NACA(国家航空咨询委员会的缩写)型的空气动力学轮廓(例如NACA54115型的轮廓)开始，以便根据其角度βBFi或βBF来确定排出翅片的尺寸。

Claims (14)

1.一种用于双流式涡轮发动机的中间壳体(1)的毂部(2)，所述毂部(2)包括：
-内护罩(3)，所述内护罩构造成在外部限定所述涡轮发动机的主气流的主流动空间(10)，
-外护罩(5)，所述外护罩构造成在内部限定所述涡轮发动机的次级气流(F14)的次级流动空间(14)，
-在所述内护罩(3)和所述外护罩(5)之间延伸的至少一个排出流管道(18)，所述排出流管道(18)通过形成在所述外护罩(5)中的出口开口(6)通入所述次级流动空间(14)中，所述出口开口(6)包括在与所述外护罩(5)相切的排出平面(P)中，以及
-排出翅片(20)，所述排出翅片在所述外护罩(5)的出口开口(6)处附接在所述排出流管道(18)中，
所述排出翅片(20)沿所述次级流动空间(14)中的气体流动方向从上游到下游包括上游翅片(22)和下游翅片(24)，所述上游翅片邻近所述排出流管道(18)的上游壁(18a)延伸，并且所述上游翅片包括布置成面对所述排出流管道(18)中的气流(F18)的前缘(BA)以及轮廓线(C)，所述下游翅片邻近所述排出流管道(18)的下游壁(18b)延伸，并且所述下游翅片包括前缘(BA)以及轮廓线(C)，
所述中间壳体的毂部(2)的特征在于，所述排出平面(P)与所述上游翅片(22)的轮廓线(C)在前缘(BA)处的切线(T)之间的上游锐角(αamont)小于所述排出平面(P)与所述下游翅片(24)的轮廓线(C)在前缘(BA)处的切线(T)之间的下游锐角(αaval)。
2.根据权利要求1所述的毂部(2)，其中，所述上游锐角(αamont)等于所述排出流管道(18)的上游壁(18a)与所述排出平面(P)之间的锐角。
3.根据权利要求2所述的毂部(2)，其中，所述上游锐角(αamont)介于30°和44°之间。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的毂部(2)，其中，所述下游锐角(αaval)等于在所述排出流管道(18)的下游壁(18b)与所述排出平面(P)之间限定的锐角。
5.根据权利要求4所述的毂部(2)，其中，所述下游锐角介于40°和50°之间。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的毂部(2)，其中，所述排出翅片进一步包括包含前缘(BA)和后缘(BF)的辅助翅片(26)，所述辅助翅片(26)在所述上游翅片(22)与所述下游翅片(24)之间延伸，并且其中，所述排出平面(P)与所述辅助翅片(26)的轮廓线(C)在前缘(BA)处的切线(T)之间的锐角介于所述下游锐角(αaval)与所述上游锐角(αamont)之间。
7.根据权利要求1至3中任一项所述的毂部(2)，其中，所述排出翅片包括n个辅助翅片(26)，所述n个辅助翅片各自包括前缘(BA)和轮廓线(C)，并且所述n个辅助翅片在所述上游翅片(22)与所述下游翅片(24)之间以均匀间距分布，所述排出平面(P)与第i个辅助翅片(26)的轮廓线(C)在前缘(BA)处的切线(T)之间的下游锐角(αi)等于：
其中：
αi_min为第i个辅助翅片(26)的最小锐角，
αamont为所述上游锐角，
αaval为所述下游锐角。
8.根据权利要求1至3中任一项所述的毂部(2)，其中，所述排出翅片(20)具有弯曲的轮廓线(C)。
9.根据权利要求8所述的毂部(2)，其中，所述排出翅片(20)进一步具有与所述前缘(BA)相反的后缘(BF)，并且其中，所述翅片(20)的轮廓线(C)在后缘(BF)处的切线(T)与所述排出平面(P)之间的角度(βBF)等于所述排出流管道(18)中的气流相对于所述排出平面(P)的平均锐角(δ)与所述次级气流(F14)在所述出口开口(6)处的流动方向相对于所述排出平面(P)的角度(γ)之间的平均值：
其中：
βBF为所述后缘处的角度，
δ为所述排出流管道中的流相对于所述排出平面(P)的平均角度，以及
γ为所述次级流相对于所述排出平面(P)的角度。
10.根据权利要求3所述的毂部(2)，其中，所述上游锐角(αamont)介于33°和35°之间。
11.根据权利要求10所述的毂部(2)，其中，所述上游锐角(αamont)为34°。
12.根据权利要求5所述的毂部(2)，其中，所述下游锐角介于43°和45°之间。
13.根据权利要求12所述的毂部(2)，其中，所述下游锐角为44°。
14.一种用于双流式涡轮发动机的中间壳体(1)，包括根据权利要求1至13中任一项所述的中间壳体(1)的毂部(2)。
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