CN107592902A - 用于对航空器涡轮发动机的压气机进行排放的蝶形阀 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于对航空器涡轮发动机的压气机进行排放的蝶形阀(24)，该阀包括阀体(32)、蝶形件(36)和用于控制蝶形件的角位置的设备(42)，该设备(42)包括通过联接装置(70)连接至蝶形件的可移动的致动构件(64)，所述构件(64)经受：由来自压气机的空气施加的可调节的第一压力(F1)，第一压力(F1)使蝶形件(36)回到关闭位置；和第二机械力(F2)，该第二机械力使蝶形件(36)回到打开位置，并且该第二机械力来自于由空气施加至蝶形件(36)的空气动力学扭矩(C)，该蝶形件的旋转轴线(38)相对于所述蝶形件偏离中心。

Description

用于对航空器涡轮发动机的压气机进行排放的蝶形阀

技术领域

本发明涉及航空器涡轮发动机领域，并且更具体地涉及用于对被安装在这种涡轮发动机中的压气机进行排放的阀。

术语对航空器涡轮发动机压气机进行排放表示将穿过压气机的空气流的一部分暂时性地转为例如朝向压气机外部的空气流，以限制由压气机供应的空气的总流量。就这一点而言，应当注意，压力排放涉及下述情况：排放具有使压气机中的空气压力降低的副作用，但是一般而言，排放首先具有限制或降低在所述压气机的出口处的空气的总流量的作用。

本发明尤其适用于涡轮螺旋桨式发动机，但是也适用于其它类型的航空器涡轮发动机，诸如优选地为双流和双体的涡轮喷气式发动机。

背景技术

已知的是，在航空器涡轮发动机中安装压气机排放系统以在稳定和暂态的状态下保持平稳运行。事实上，在诸如例如航空器下降阶段的某些飞行条件下，由低压压气机或高压压气机供应的空气的量(即，由压气机供应的空气的总流量)可能过高而不能确保涡轮发动机的运行符合要求。在超出某空气流量的情况下，在压气机叶片处出现诸如分离的不稳定现象，这具有引起冲击和可能地使压气机中的气流方向反转的效果。压气机排放系统从而使得能够排出穿过压气机的空气的一部分，以防止流体丝沿压气机叶片的各种冲击和分离现象。例如根据文件FR 2 823 532，这样的压气机排放系统是已知的。

根据现有技术，特别地已知使用用于对压气机进行排放的蝶形阀。为此，每个阀均包括阀体以及蝶形件，该阀体限定出来自压气机的空气待进入通过的通道，该蝶形件沿着在直径上穿过其的蝶形件旋转轴线被可旋转地安装在通道内部。该阀进一步包括用于控制蝶形件的角位置的设备，该设备配备有通过联接装置连接至蝶形件的可移动致动构件。

在现有技术的第一已知设计中，致动构件是双作用活塞，在该双作用活塞中，大的面经受由在阀体的通道中抽吸的空气施加的第一可调节压力。活塞的小的面这部分经受来自同样在通道中抽吸的空气的第二压力，但其中压力值保持与通过压气机输送的空气的压力值相同。该第二力从而表现出不可调节性，这与第一压力不同，对第一压力进行调节使得能够沿一个方向或另一个方向致动活塞，导致蝶形件打开或关闭。更具体地，蝶形件由于第一压力的强度增大而被打开，而该蝶形件由于所述第一压力减小而引起关闭。第一压力的强度经由通常为FADEC(“全权数字发动机控制”的首字母缩略词)的阀控制系统来调节。该控制系统能够输出电信号至减压器，该减压器被设计成响应于所接收到的电信号而改变第一压力的压力强度。

然而，该第一设计有许多缺点，包括在阀中观察到的显著的摩擦，以及在容纳双作用活塞的缸中的空气的可压缩性。这些缺点(特别是空气可压缩性)导致了妨碍控制设备的响应稳定性的非线性现象。

为了最佳地解决上文所提及的问题，已提出第二蝶形阀设计，在该第二蝶形阀设计中，控制构件由单作用活塞代替，在该单作用活塞中，大的面还是经受第一可调节压力。另一方面，第二力是机械力并且由弹簧产生，在该弹簧中复位力与第一压力相反作用。在该第二设计中，蝶形件由于经由减压器释放第一压力而被打开。在这种情况下，弹簧的复位力克服第一压力并且致使致动构件沿使蝶形件打开的方向移动。

由弹簧施加的第二机械力由此取决于蝶形件的位置，因为该第二机械力随着蝶形件接近其关闭位置而增加。该第二设计是有利的，原因是其不仅使得能够解决与缸中空气的可压缩性相关的大多数问题和与环境条件(在所讨论的海拔处的压力)相关的问题，而且致动构件的线速度不再是固定不变的，而是取决于蝶形件的角位置。这有利地使控制设备的响应速度和稳定性得以改进。

然而，出于以下原因，该第二蝶形阀设计仍可被改进。首先，控制设备的响应速度仍然受由空气施加到蝶形件上的空气动力学扭矩影响，该空气动力学扭矩妨碍蝶形件的打开。此外，弹簧被设计成提供适应于第一压力的压力值的受限范围的第二机械力。在该值范围之外，第二机械力可能被证实太高或太低，并且从而妨碍控制设备的响应速度和稳定性。这已被证实是有问题的，因为压气机中的压力容易大比例地改变，有时改变多至50倍。压气机气流的该压力对第一压力的强度有直接影响，由此可能产生其中弹簧的设计被证实不适于提供强度合适的第二机械力的运行情况。

发明内容

本发明的目的在于相对于现有技术的实施例至少部分地弥补上述缺陷。

为了该目的，本发明涉及用于对航空器涡轮发动机的压气机进行排放的蝶形阀，该阀包括阀体、蝶形件以及用于控制蝶形件的角位置的设备，该阀体限定出来自压气机的空气待进入通过的通道，该蝶形件以可围绕蝶形件旋转轴线旋转的方式被安装在该通道内部，该控制装置包括通过联接装置连接至蝶形件的可移动的致动构件，该致动构件被设计成经受：

-可调节的第一压力，该第一压力由来自压气机的、例如在压气机的初级气流中直接抽取的或可能地在所述通道中直接抽取的空气施加，可调节的第一压力使蝶形件回到关闭位置；以及

-第二机械力，该第二机械力使蝶形件回到打开位置。

根据本发明，旋转轴线相对于所述蝶形件的正中部段偏离中心，使得通道中的空气在所述蝶形件上产生空气动力学扭矩，所述空气动力学扭矩经由联接装置引起致动构件上的所述第二机械力。

换言之，第二机械力不再如现有技术的第二设计中由弹簧提供，而是直接源自于由阀通道中的蝶形件施加的空气动力学扭矩。由于蝶形件的旋转轴线偏离中心，所以施加在蝶形件上的空气动力学扭矩也与所述蝶形件的打开角度成比例，原因是该空气动力学扭矩随着蝶形件接近其关闭位置而增加。因此，与根据现有技术的弹簧一样，由该空气动力引起的第二机械力也保持渐进性。然而，因为空气动力学扭矩直接取决于阀体的通道中的空气压力，所以发现所得到的第二机械力有利地适应于也取决于压气机气流中的空气压力的第一压力。本发明由此使得能够提供这样的阀：该阀具有提高的速度，即，在涡轮发动机的整个运行范围内并且因此在排放阀的整个致动范围内以及更特别地在打开所述阀的操作期间均具有减少的响应时间。

此外，如果在通道中发生空气压力冲击，则空气动力学扭矩可通过压缩提供第一压力的空气而引起蝶形件极快速地部分打开。事实上，在这种情况下，空气的可压缩性被合理地利用以使压气机快速地排放，从而由于气动响应时间比电响应时间长得多的事实而促使设置点发生变化。这使得能够非常快速地恢复涡轮发动机的稳定性。

此外，本发明优选地具有被单独采用或组合采用的以下可选特征中的至少一个。

致动构件是单作用活塞，并且所述联接装置被连接至活塞杆。

所述蝶形件具有总体为盘的形状。尽管如此，可以选择诸如例如椭圆形形状的其它形状，而不脱离本发明的范围。在盘的情况下，正中部段对应于直径，盘的旋转轴线相对于该直径偏离中心。在椭圆的情况下，正中部段对应于椭圆的短轴或长轴。在任何情况下，由于蝶形件的旋转轴线偏离中心，则该旋转轴线不穿过所述蝶形件的中心。

控制设备包括减压器，该减压器被布置在用于抽吸阀体的所述通道中的空气的构件和由致动构件限定出的压力室之间。

所述减压器包括力矩马达以改变从减压器流动的抽吸空气的压力。

该阀利用系统状态的信息。该信息可基于由致动构件的位置传感器和/或由蝶形件的位置传感器进行的测量。

本发明还涉及一种涡轮发动机模块，该涡轮发动机模块包括压气机以及如上所述的蝶形排放阀，阀体的通道与压气机的气流相连通。

本发明还涉及一种航空器涡轮发动机，该航空器涡轮发动机包括这种模块以及用于控制蝶形阀的系统，该系统优选地为FADEC。涡轮发动机优选地为涡轮螺旋桨发动机，但可替选地为双流和双体的涡轮喷气发动机。尽管如此，可以设想其它类型的涡轮发动机，而不脱离本发明的范围。

最后，本发明涉及一种用于控制在这种涡轮发动机的压气机中进行排放的方法，该方法由以下内容组成：在所述蝶形阀中调节第一压力的强度以控制蝶形阀的打开/关闭，该第一压力被施加至致动构件并且与由被施加至蝶形件的空气动力学扭矩引起的所述机械力相反作用。

本发明的其它优点和特征将在下文的非限制性详细说明中出现。

附图说明

通过阅读本发明的实施例的非限制性示例的下文详细说明并且仔细研读附图，可以更清楚地理解本发明，在附图中：

-图1示出了涡轮螺旋桨发动机的示意性纵向横截面视图，该涡轮螺旋桨发动机包括根据本发明的蝶形排放阀；

-图2示出了在前一附图中示出的根据本发明的优选实施例的排放阀的详细视图，该阀被示出处于关闭位置；

-图3a至图3c示出了在前一附图中示出的阀的一部分的多个单独视图，具体地示出了该阀的阀体中的处于各个位置的蝶形件；

-图3d是示意性地示出了被施加于蝶形件的不同部分的力矩的视图；以及

-图4是与图2相似的视图，其中阀被示出处于部分打开的位置。

具体实施方式

首先参照图1，示出了根据本发明的航空器涡轮螺旋桨发动机1。该涡轮螺旋桨发动机常规地包括能够围绕旋转轴线4旋转的螺旋桨2。在螺旋桨2的下游，涡轮螺旋桨发动机1包括进气口6，该进气口在竖直方向上位于螺旋桨的旋转轴线4下方。鉴于此，应当注意，在说明书通篇中，术语“上游”和“下游”是参照通过螺旋桨2的气流的主方向来使用的，该方向与轴线4平行并且由图1中的箭头8示意性地表示。

进气口6为压气机或压气机组10供应空气，燃烧室12位于该压气机或压气机组的下游。来自燃烧的气体在涡轮或涡轮组14中膨胀，从而致动驱动轴或轴组16。该轴16进而致动旋转减速齿轮箱18，该旋转减速齿轮箱的输出构件使得能够使螺旋桨2围绕其轴线4旋转。驱动轴16、压气机组10、燃烧室12和涡轮组14被定心在轴线20上，该轴线与螺旋桨2的旋转轴线4平行，进气口6在竖直方向上位于该轴线20下方。

涡轮螺旋桨发动机1包括模块22，该模块包括压气机组10以及一个或多个根据本发明的排放阀24，这些阀对应于上文的常规定义，并且能够(如果适用的话)实现目的在于降低压气机中的气压的压力排放功能。

每个阀24均与由压气机组10限定的初级空气流26相连通。阀24被电连接至控制设备28，该控制设备优选地为该涡轮螺旋桨发动机的FADEC。

图2至图3c示出了排放阀24的优选实施例，该排放阀为蝶形阀类型。该排放阀包括阀体32，该阀体限定出来自压气机气流的空气35待进入通过的通道34。通道34具有大致为圆形的横截面。在该通道中，阀24具有旋转关闭构件36，或蝶形件。该旋转关闭构件或蝶形件被以可围绕旋转轴线38旋转的方式安装在通道34内部，该旋转轴线与所述通道中的主空气流方向正交。蝶形件36具有总体为盘的形状，该盘的直径与通道34的内径大致相同。蝶形件36在通道34中的布置被示出于图3a至图3c中的各视图中，在每幅图中，蝶形件被示出处于关闭位置和完全打开的位置。在关闭位置，蝶形件36与通道34的轴线大致正交，以完全密封该通道并且阻止沿下游方向的气流。同样与图2相对应，在关闭构件的该关闭位置不进行气流排放。完全打开位置相对于关闭位置偏转90°，即，蝶形件36与通道34的轴线大致平行。在该位置，通道在关闭构件处具有最大流动横截面，使得能够进行大量气流排放。来自压气机气流的空气的流通不再被蝶形件36阻止，因此可以被排出到下游。显然，根据待排出以限制成问题的冲击和分离现象的空气的量，中间位置是可能的。

本发明的一个特征在于蝶形件36的旋转轴线38偏离中心，该特征的效果将在下文中描述。轴线38不再根据盘的直径39布置，而是在蝶形件上偏离中心，该轴线通过穿过该蝶形件的厚度再次与该直径平行。在图3b中，清楚地示出了旋转轴线38相对于盘的直径39偏离中心。

偏离中心的轴线38在本文中限定了两个不同的盘部分，该盘部分被标为36a和36b。部分36a对应于其中表面积最广的部分(表面积大于盘的一半)，而部分36b对应于其中表面积最小的部分(表面积小于盘的一半)。蝶形件部分36a的周缘与旋转轴线38的中心之间的最短距离被标为40a，类似地，蝶形件部分36b的周缘与旋转轴线38的中心之间的最短距离被标为40b。这两个距离40a、40b之间的比例根据不同的参数来设置，并且特定于每种应用场合。以指示性示例的方式，该比例不大于10。

为了使得蝶形件36在纵使其轴线38偏离中心的情况下仍能够旋转，限定出通道34的表面可具有合适的在图3b中被标为37的凹部，这些凹部37防止在蝶形件进行枢转期间阀体32与蝶形件36之间的机械干扰。

更具体地参照图2，阀24进一步包括用于控制蝶形件36的角位置的设备42。该控制设备包括减压器44，该减压器配备有由FADEC 28控制的力矩马达46。减压器44的进口在此与用于在通道34中抽吸空气的构件48相连通，其中空气被示出处于压力P1，该压力对应于压气机气流的压力。该抽吸构件48采取管道的形式，其中一端插入阀体32的通道34中。可替选地，构件48能够直接在压气机的初级气流中抽吸空气，而不脱离本发明的范围。

减压器44具有已知的设计，并且因此将不进行详细描述。常规而言，从通道34经由抽吸构件48向该减压器供应空气。根据由FADEC对力矩马达46进行的控制，活塞50以或多或少的程度密封了排气孔口52，该排气孔口通至敞开处于大气压力P0的室54。孔口52的横截面越大，压力损失越多，反之亦然。因此，活塞50的位置决定了从减压器44流动的空气的压力，该出口由供应单作用致动缸60的管道56来履行。

更具体地，管道56与缸60的压力室62相连通，该室由单作用活塞64的大的面所部分地限定。在该室62中，空气处于经调节的压力Pm，以上述的方式通过减压器44来对该压力的强度进行控制。

在活塞64的另一侧，即，活塞杆66所在的一侧，室68向外敞开以被维持在大气压力P0。

此外，活塞杆66的端部通过联接装置70连接至蝶形件36，该联接装置在本文中采用一个或多个拉杆的形式。这些联接装置70一方面被铰接在活塞杆66的端部上，另一方面被刚性地连接至被定心在旋转轴线38上的轴72。该轴72使得能够提供该轴所被插入其中的蝶形件36与阀体32之间的枢转联接。该轴72可以被位于蝶形件36的周缘处的两个凸耳代替，而该蝶形件仍然与阀体32接合。

在运行中，来自压气机的空气的一部分以压力P1被引入到通道34中。来自初级气流的空气的一部分或来自通道34的空气的一部分被构件48抽吸并经由减压器44输送，其中该空气的一部分的压力被调节直至得到在压力室62内部观测到的所寻求的压力Pm为止。该压力引起在单作用活塞64的大的面上的第一压力F1。该第一力F1使蝶形件36回到如在图2中观察到的其关闭位置。鉴于该第一压力F1的值取决于减压器44的控制，该第一力F1表现出所谓的可调节性。

此外，由于蝶形件36的旋转轴线38偏离中心，所以该蝶形件经受空气动力学扭矩C，该空气动力学扭矩倾向于使该蝶形件返回到其打开位置。如在图3d中示意性地示出的，这是由于下述事实造成的：由空气施加在大的蝶形件部分36a上的力矩M1大于由空气施加在小的蝶形件部分36b上的力矩M2。

不为零的该空气动力学扭矩C通过联接装置70传输至活塞杆66的端部，以在该端部上产生第二机械力F2。此外，活塞66的位置和蝶形件36的位置由两个相反作用的力F1和F2的合力来决定，这两个力都取决于通道34中的空气的压力P1。

现在参照图4，当通道34中发生压力冲击P1'时，FADEC 28检测到有必要经由一个或多个蝶形阀24排放空气流，以防止冲击和分离现象。根据压力P1'的强度，FADEC确定待由蝶形件36采用的打开角度α。因此，FADEC向力矩马达46提供电信号，以得到低于之前的压力Pm的压力Pm'，压力Pm'的强度使得两个相反作用的力F1和F2的合力使活塞64移动至所期望的位置，从而使蝶形件36以所寻求的打开角度α到达打开位置。为此目的，设想活塞64的位置传感器74和/或蝶形件的角位置传感器(未示出)。该位置传感器和/或角位置传感器可由诸如例如为下述传感器的连续测量传感器组成：被置于缸60上的LVDT(“线性可变差动变压器”)传感器或被置于蝶形件上的RVDT(“旋转可变差动变压器”)传感器。系统状态信息还可源自被定位在通道中的压力传感器。

更具体地，减压器44的排气孔口52的打开横截面根据蝶形件实际打开位置与对应于设置点的位置之间存在的错误信号而发生改变。

一旦实现了目标，则通过调节第一力F1使两个力F1和F2重新平衡，以将活塞64停在所期望的位置。

此外，应当注意，为了保持在接近蝶形件的完全打开位置时的最小复位扭矩，朝向控制缸的开口的限位止动件被定位成在到达该完全打开略微之前。

通过该特定设计，本发明使得能够提供给阀24增加的速度，即，在整个涡轮发动机运行范围内提高的响应时间。此外，如果发生压力冲击，则促使阀24打开，原因是所产生的空气动力学扭矩使第二力F2发生非常快速的增加，从而甚至在FADEC 28以指令控制设置点发生变化之前即通过压缩室62中的空气引起活塞64进行合适的移动。由此，本发明提供了针对由于空气可压缩性引起的任何控制损失具有优越的保护性的排放阀24。

由于特定于本发明的蝶形阀24的该设计，由此能够实施用于通过经由FADEC 28调节第一压力F1的强度来控制压气机10进行排放的方法，该第一压力被施加至活塞64并且与第二机械力F2相反作用，该第二机械力由被施加至蝶形件的空气动力学扭矩C引起。根据在使压气机进行排放的方面所遇到的需求，对第一力F1进行的该调节使得能够控制阀24的蝶形件36的打开/关闭。此外，重要的是强调气动复位力F2连续地变化以适应于气动控制力F1。事实上，这两个力各自由压气机上的空气抽吸引起，并且其变化将是相对相似的。该有利的解决方案与现有技术中使用机械弹簧形成对比，该特征不取决于大气条件(海拔等)。

显然，本领域技术人员可以对上述发明进行各种修改，而不脱离本发明的公开内容的范围。例如，本发明可应用于双流和双体的涡轮喷气发动机。在这种情况下，每个蝶形阀24均可被布置成使得能够在低压压气机与高压压气机之间进行空气抽吸，以排出涡轮喷气发动机的次级气流中的空气。

Claims (10)

1.用于对航空器涡轮发动机(1)的压气机(10)进行排放的蝶形阀(24)，所述阀包括阀体(32)、蝶形件(36)以及用于控制所述蝶形件(36)的角位置的设备(42)，所述阀体限定出来自所述压气机的空气待进入通过的通道(34)，所述蝶形件以能够围绕蝶形件旋转轴线(38)旋转的方式被安装在所述通道内部，所述控制设备(42)包括通过联接装置(70)连接至所述蝶形件的可移动的致动构件(64)，所述致动构件(64)被设计成经受：

-可调节的第一压力(F1)，所述可调节的第一压力由来自所述压气机的空气施加，所述可调节的第一压力使所述蝶形件(36)回到关闭位置；以及

-第二机械力(F2)，所述第二机械力使所述蝶形件(36)回到打开位置，

其特征在于，所述旋转轴线(38)相对于所述蝶形件(36)的正中部段(39)偏离中心，使得所述通道(34)中的空气在所述蝶形件(36)上产生空气动力学扭矩(C)，所述空气动力学扭矩经由所述联接装置(70)引起所述致动构件(64)上的所述第二机械力(F2)。

2.根据权利要求1所述的阀，其特征在于，所述致动构件(64)是单作用活塞，所述联接装置(70)被连接至活塞杆。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的阀，其特征在于，所述蝶形件(36)具有总体为盘的形状。

4.根据前述权利要求中任一项所述的阀，其特征在于，所述控制设备(42)包括减压器(44)，所述减压器被布置在用于抽吸所述阀体(32)的通道(34)中的空气的构件(48)和由所述致动构件(64)限定出的压力室(62)之间。

5.根据权利要求4所述的阀，其特征在于，所述减压器(44)包括力矩马达(46)以改变从所述减压器流动的抽取空气的压力。

6.根据前述权利要求中任一项所述的阀，其特征在于，所述阀包括所述致动构件(64)的位置传感器(74)和/或所述蝶形件(36)的位置传感器。

7.航空器涡轮发动机模块(22)，所述航空器涡轮发动机模块包括压气机(10)以及根据前述权利要求中任一项所述的蝶形排放阀(24)，所述阀体(32)的通道(34)与所述压气机(10)的气流(26)相连通。

8.航空器涡轮发动机(1)，所述航空器涡轮发动机包括根据权利要求7所述的模块(22)以及用于控制所述蝶形阀(24)的系统(28)。

9.根据权利要求8所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机是涡轮螺旋桨发动机。

10.用于控制在根据权利要求7或权利要求8所述的涡轮发动机(1)的压气机(10)中进行排放的方法，其特征在于，所述方法由以下内容组成：在所述蝶形阀(24)中调节所述第一压力(F1)的强度以控制所述蝶形阀(24)的打开/关闭，所述第一压力被施加至所述致动构件(64)并且与所述机械力(F2)相反作用，所述机械力由被施加至所述蝶形件(36)的所述空气动力学扭矩引起。