CN110023592A - 装配有排气系统的双涵道涡轮机 - Google Patents

装配有排气系统的双涵道涡轮机 Download PDF

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Abstract

双涵道涡轮机(30)，包括用于将气体从主流排放到次级流的系统(46)，所述系统包括两个同轴的环(54，56)，两个同轴的环中的一个围绕另一个延伸，穿孔的内部第一环(54)位于外部壳体的水平处并且基本上在该外部壳体的延伸部分中延伸，并且穿孔的外部第二环(56)安装成使得其在第一位置与第二排放位置之间在第一环上周向地滑动，在该第一位置，环的穿孔彼此不连通，在该第二排放位置，环的穿孔彼此连通。

Description

装配有排气系统的双涵道涡轮机
技术领域
本发明涉及一种装配有排气系统的双涵道涡轮机。
背景技术
现有技术特别地包括：文献DE-C-879 280，FR-A1-2 349 740，FR-A1-0 374 004，FR-A1-2 976 022，FR-A1-2 982 904和FR-A1-3 020 400。
双涵道涡轮机包括主流或热流的流动管道和次级流或冷流的流动管道。已知的是，这种涡轮机装配有排气系统或可变排气活门(Variable Bleed Valve，VBV)系统，该排气系统或可变排气活门系统旨在调节进入主管道的空气的流速，以便特别地通过将空气流抽出或排出到次级管道中来限制涡轮机的压缩机的泵送风险。另外，在水(特别是呈雨或冰雹形式的水)或者各种碎屑意外地渗入到主管道中而可能会损坏涡轮机的运行的情况下，这些系统使得能够回收该水或者还碎屑，将该水或者该碎屑进行离心并输送到次级管道。
目前存在的多种类型的VBV系统，这些VBV系统可以组合起来成为具有门的系统，特别是风戽(écopantes)，即该系统至少在其打开时刻构成风戽，和成为具有槽口的系统。
具有门的系统很重并且需要同步控制以操作门。因此，这些系统需要可能是庞大的具有复杂动力学的控制装置。另外，难以对具有风戽门的系统提供密封。
槽口系统通常不能用于抽出碎屑，但是在控制方面能够用于排出具有更简单、体积更小并且更鲁棒的系统的主管道中的压力。
图1示出了具有槽口的排气系统。排气系统包括至少一个排气导管10，该排气导管10的一个内端部通过形成“槽口”22而通到主流I的流动管道14的外部壳体12，并且该排气导管10的一个外端部通到次级流II的流动管道18的内部壳体16。系统进一步包括至少一个致动器，该至少一个致动器用于使至少一个可动元件20在导管的第一关闭位置与导管的打开位置(排放位置)之间移动。可动元件20在此是截流环，该截流环可以在上述两个位置之间沿轴向方向移动。然而，通常并且如此处所示，所提出的具有槽口的系统涉及在槽口22上存在所谓的死区域Z。该区域Z基本上干扰了主流的流动并且造成令人苦恼的负载损失。
本发明针对该问题提出了一种简单、有效和经济的解决方案。
发明内容
本发明提出了一种双涵道涡轮机，该双涵道涡轮机包括主流的第一环形流动管道和次级流的围绕该第一管道延伸的第二同轴的环形流动管道，涡轮机进一步包括用于将气体从主流排放到次级流的系统，所述系统包括至少一个排气导管，该至少一个排气导管的一个内端部通到第一管道的外部壳体，并且该至少一个排气导管的一个外端部通到第二管道的内部壳体，所述系统进一步包括至少一个致动器，该至少一个致动器用于使至少一个可动元件在导管的第一关闭位置与导管的第二排放和打开位置之间移动，
其特征在于，系统包括两个同轴的环，该两个同轴的环中的一个围绕另一个延伸，穿孔的内部第一环位于所述外部壳体的水平处并且基本上在该外部壳体的延伸部分中延伸，穿孔的外部第二环安装成使得该穿孔的外部第二环在所述第一位置与所述第二位置之间在第一环上周向地滑动，在所述第一位置，环的穿孔彼此不连通，在所述第二位置，环的穿孔彼此连通，所述致动器在所述内部壳体与所述外部壳体之间位于被所述导管限定的排放流外部。
因此，本发明使得能够解决与“槽口”类型的排气系统的负载损失相关的现有技术问题。环在此位于该槽口上，并且在壳体的延伸部分中延伸的内部环使得能够“封闭”槽口并防止该区域中的负载损失。因此，内部环再现壳体的一部分，或者该内部环与该壳体完全成一体，这从空气动力学的角度来看是有利的。另外，控制外部环的致动器位于排放空气流以及主流和次流流外部，因此，致动器在这些流中不可能产生负载损失。
根据本发明的涡轮机可以包括彼此独立或彼此组合地被采用的一个或更多个以下特征：
-内部环相对于所述外部壳体固定；替代地，还可设想的是，内部环是可动的；
-内部环和外部环具有相同的轴向尺寸；
-所述内部环的穿孔和所述外部环的穿孔具有基本上相同的形状和尺寸；
-每个内部环和外部环都包括例如在周向方向上规则地间隔开的槽口的一个或两个环形排；
-每个内部环和外部环都包括槽口的一个单个的环形排，环的槽口位于同一个基本上垂直于环的回转轴线的平面中；
-每个内部环和外部环都包括槽口的至少两个环形排，每个环的一个排的槽口相对于该环的另一个排的槽口以交错布置的方式设置；
-每个环的槽口的或者每个环的排中的每一个排的槽口的累加周向范围介于160°至180°之间；
-每个槽口都具有基本上沿周向方向延伸的大致细长的形状；和
-每个内部环和外部环都包括多个槽口，该槽口少于50个，例如介于5个至20个之间。
附图说明
当参考附图阅读以非限制性示例的方式给出的以下描述时，将更好地理解本发明并且本发明的其他细节、特征和优点将更清楚地显现，在附图中：
-图1是作为根据现有技术的装配有排气系统的双涵道涡轮机的轴向横截面的局部示意性半视图，
-图2是作为根据本发明的装配有排气系统的双涵道涡轮机的轴向横截面的局部示意性半视图，
-图3和图4是图2的排气系统的环的示意性透视图，分别处于排气导管的关闭位置和打开位置，和
-图5是根据本发明的用于涡轮机的排气系统的替代实施例的环的非常示意性局部视图，该环使得能够覆盖排气导管的整个圆周。
具体实施方式
上文已经描述了图1并且图1示出了现有技术。
图2是作为双涵道涡轮机30的轴向横截面的局部示意图。这种涡轮机通常沿着气体流方向从上游到下游包括低压压缩机32、高压压缩机34、燃烧室(未示出)、高压涡轮(未示出)和低压涡轮(未示出)，以上这些部件限定了气体主流I的流动管道36。
高压涡轮的转子固定到高压压缩机34的转子，以便形成高压本体，而低压涡轮的转子固定到低压压缩机32的转子，以便形成低压本体，使得每个涡轮在来自燃烧室的气体的推力的作用下驱动相关联的压缩机围绕涡轮机的纵向轴线旋转。
中间壳体37通常插入在低压压缩机32与高压压缩机34之间。
在双涵道涡轮机包括由机舱38罩住的风扇以产生次级流II的情况下，中间壳体37通常包括臂40，该臂40穿过该次级流II的流动管道42。
臂40在机舱38与内部环形壳体44之间延伸，该内部环形壳体44通过其径向外部面(与涡轮机的纵向轴线相对)界定管道42。该壳体44在此形成中间壳体37的一部分。
涡轮机30包括用于将气体从主流I排放到次级流II的系统46。系统46包括至少一个排气导管48，该排气导管48的径向内端部通向外部壳体50，该外部壳体50经由其径向内部面界定主流I的管道36，并且该排气导管48的径向外端部通向壳体44。
系统46进一步包括至少一个致动器52，该至少一个致动器52用于使至少一个可动元件在导管48的第一关闭位置与导管48的第二排放和打开位置之间移动。
在图1至图3所示的实施例中，系统46包括两个同轴的环54、56，该两个同轴的环54、56中的一个围绕另一个延伸。穿孔的内部第一环54位于外部壳体50的水平处并且基本上在该外部壳体的轴向延伸部分中延伸。优选地，相对于外部壳体50固定内部环。穿孔的外部第二环56被安装成使得其在对应于上述第一关闭位置的位置(在该位置，环的穿孔54a、56a彼此不连通(图3))与对应于上述第二位置的位置(在该位置，环的穿孔54a、56a彼此连通(图4))之间在第一环54上周向地滑动。
系统46进一步包括致动器52，例如作动筒，该致动器52在壳体44与壳体50之间位于由导管48限定的排气管道D外部。
在图1至图3所示的实施例中，环54、56具有相同的轴向尺寸。外部环56完全覆盖内部环54。
环54的穿孔54a和环56的穿孔56a具有基板上相同的形状和尺寸。这些穿孔在此呈槽口的形式。每个环在此都包括在周向方向上规则地间隔开的槽口的一个单个的环形排。每个槽口都具有基本上沿周向方向延伸的大致细长的形状。每个槽口都具有介于5°至20°之间的角度范围，例如具有介于10°至18°之间的角度范围。每个环都具有多个槽口，该槽口少于50个，例如介于5个至20个之间。每个环的槽口的累加周向范围介于160°至180°之间。
环的槽口基本上在同一个基本垂直于环的回转轴线的平面中延伸，该环的回转轴线是涡轮机30的纵向轴线。每个环的两个相邻的槽口通过实心部分彼此分开。
在图3的位置中，每个环的槽口在径向方向上与另一个环的实心部分对齐。因此，主流I的流动管道与排气导管的管道不流体连通。
在图4的位置中，环的槽口在径向方向上对齐。主流I的流动管道通过槽口与排气导管的管道流体连通，并且排放流可以穿过导管48到达次级流的管道。
外部环56从图3的位置到图4的位置的移动由致动器52提供。在所示的示例中，该移动以约15°至20°的角度进行。
图5示出了一个替代实施例，其中两个环(尽管仅示出一个)各自包括槽口的两个环形排。每个环的第一排的槽口相对于该环的另一排的槽口以交错布置的方式设置。
每个槽口都具有基本上沿周向方向延伸的大致细长的形状。每个槽口都具有介于2°至10°之间的角度范围。每个环具有多个槽口，该槽口少于50个。每个环的槽口的累加周向范围介于160°至180°之间。
环的槽口的排位于两个平面中，该两个平面彼此平行并且基本上垂直于环的回转轴线，该环的回转轴线是涡轮机的纵向轴线。另一个环的槽口的排分别位于这些平面中。在每个排中，两个相邻的槽口通过实心部分彼此分开。
外部环可以在内部环上从关闭位置移动到打开位置，在关闭位置，该外部环的槽口在径向方向上与内部环的实心部分对齐，在打开位置，环的槽口在径向方向上对齐。外部环56在这些位置之间的移动可以在约5°的角度上进行。
特别地，环54、56可以具有大致圆柱形或锥形的形状或任何其他形状，使得一个环能够在另一个环上旋转。
尽管未示出，但环可以装配有抵接部或支撑装置，使得环彼此接合并且具体地限定上述打开位置和关闭位置。此外，环可以装配有密封装置。
对于导管48，可以考虑几种构造：
-环形导管，该环形导管将所有槽口连接到次级管道中的排气格栅(其数量和位置可以变化)；
-针对每个槽口设置一个导管；
-先前两种构造的结合；多个槽口共有一个导管。
本发明可以使得：
-减少在关闭位置的空气动力损失(上述死区域被抑制或者得到最大限制)，
-相对于现有技术的那些技术减小排气系统的质量，和
-增加控制的鲁棒性(致动系统简化到最大程度)：至少会需要一个单个的致动器来打开或关闭系统。

Claims (10)

1.双涵道涡轮机(30)，所述双涵道涡轮机包括主流(I)的第一环形流动管道(36)和次级流(II)的围绕所述第一管道延伸的第二同轴的环形流动管道(42)，所述涡轮机进一步包括用于将气体从所述主流排放到所述次级流的系统(46)，所述系统包括至少一个排气导管(48)，所述至少一个排气导管的一个内端部通到所述第一管道的外部壳体(50)，并且所述至少一个排气导管的一个外端部通到所述第二管道的内部壳体(44)，所述系统进一步包括至少一个致动器(52)，所述至少一个致动器使至少一个可动元件在所述导管的第一关闭位置与所述导管的第二排放和打开位置之间移动，
其特征在于，所述系统包括两个同轴的环(54，56)，所述两个同轴的环中的一个围绕另一个延伸，穿孔的内部第一环(54)位于所述外部壳体的水平处并且基本上在所述外部壳体的延伸部分中延伸，并且穿孔的外部第二环(56)被安装成使得所述穿孔的外部第二环在所述第一位置与所述第二位置之间在所述第一环上周向地滑动，在所述第一位置，所述环的穿孔(54a，56a)彼此不连通，在所述第二位置，所述环的穿孔彼此连通，所述致动器在所述内部壳体与所述外部壳体之间位于由所述导管限定的排气管道(D)外部。
2.根据前一项权利要求所述的涡轮机(30)，其中，所述内部环(54)相对于所述外部壳体(50)固定。
3.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(30)，其中，所述内部环(54)和所述外部环(56)具有相同的轴向尺寸。
4.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(30)，其中，所述内部环(54)和所述外部环(56)的穿孔(54a，56a)具有基本上相同的形状和尺寸。
5.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(30)，其中，每个所述内部环(54)和所述外部环(56)都包括例如在周向方向上规则地间隔开的槽口的一个或两个环形排。
6.根据前一项权利要求所述的涡轮机(30)，其中，每个所述内部环(54)和所述外部环(56)都包括槽口的一个单个的环形排，所述环的所述槽口位于同一个基本上垂直于所述环的回转轴线的平面中。
7.根据权利要求5所述的涡轮机(30)，其中，每个所述内部环(54)和所述外部环(56)都包括槽口的至少两个环形排，每个环的一个排的槽口相对于该环的另一个排的槽口以交错布置的方式设置。
8.根据前一项权利要求所述的涡轮机(30)，其中，每个环的排的槽口或者每个环的排中的每一个排的槽口的累加周向范围介于160°至180°之间。
9.根据权利要求5至8中任一项所述的涡轮机(30)，其中，每个所述槽口都具有基本上沿周向方向延伸的大致细长的形状。
10.根据权利要求5至9中任一项所述的涡轮机(30)，其中，每个所述内部环(54)和所述外部环(56)都包括多个槽口，所述槽口少于50个，例如介于5个至20个之间。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114286889A (zh) * 2019-08-29 2022-04-05 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器的双涵道涡轮机

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3096083B1 (fr) * 2019-05-16 2021-04-16 Safran Aircraft Engines Procédé et dispositif d’estimation et d’utilisation d’une zone morte d’une vanne de turbomachine
US11927140B1 (en) * 2023-04-21 2024-03-12 Rtx Corporation Gas turbine engine with guided bleed air dump

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4086761A (en) * 1976-04-26 1978-05-02 The Boeing Company Stator bypass system for turbofan engine
US5822975A (en) * 1996-04-24 1998-10-20 Societe National D'etude Et De Auction De Moteurs D'aviation "Snecma" Bypass engine with means for limiting gas leakage
US20080022690A1 (en) * 2006-07-26 2008-01-31 Snecma Gas exhaust nozzle for a bypass turbomachine having an exhaust or throat section that can be varied by moving the secondary cowl
US20080141656A1 (en) * 2006-08-01 2008-06-19 Snecma Bypass turbomachine with artificial variation of its throat section
CN101372926A (zh) * 2007-08-23 2009-02-25 斯奈克玛 一种可降低喷气噪声的双涵道涡轮发动机
FR2956875A1 (fr) * 2010-02-26 2011-09-02 Snecma Aube allegee pour turbomachine, carter comportant une pluralite d'une telle aube et turbomachine comportant au moins un tel carter
WO2012164224A1 (fr) * 2011-05-31 2012-12-06 Snecma Turbomachine á vannes de décharge localisées au niveau du carter intermédiaire
FR2982904A1 (fr) * 2011-11-18 2013-05-24 Snecma Moyeu de carter pour turboreacteur d'aeronef comprenant des moyens de commande de vannes de decharge ameliores
WO2016132041A1 (fr) * 2015-02-19 2016-08-25 Snecma Dispositif pour le reglage individuel d'une pluralite d'aubes radiales fixes a calage variable dans une turbomachine

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR374004A (fr) 1906-12-15 1907-06-03 Anna Beier Ventrière en forme de ceinture, ayant des rallonges pareilles à des jambes de pantalon
DE879280C (de) * 1940-04-16 1953-06-11 Kuehnle Ag Axialgeblaese oder Axialpumpe
DE3606944A1 (de) * 1986-03-04 1987-09-10 Audi Ag Abgasturbolader
FR2640685B1 (fr) 1988-12-15 1991-02-08 Snecma Vanne de decharge de compresseur de turboreacteur
US8047772B2 (en) * 2005-03-30 2011-11-01 Honeywell International Inc. Variable geometry turbine for a turbocharger and method of controlling the turbine
US7614210B2 (en) * 2006-02-13 2009-11-10 General Electric Company Double bypass turbofan
US20080141677A1 (en) * 2006-12-15 2008-06-19 Siemens Power Generation, Inc. Axial tangential radial on-board cooling air injector for a gas turbine
US8147178B2 (en) * 2008-12-23 2012-04-03 General Electric Company Centrifugal compressor forward thrust and turbine cooling apparatus
RU2010101978A (ru) * 2010-01-15 2011-07-20 Дженерал Электрик Компани (US) Соединительный узел для газовой турбины
US9638201B2 (en) * 2012-06-20 2017-05-02 United Technologies Corporation Machined aerodynamic intercompressor bleed ports
FR3020400B1 (fr) 2014-04-23 2016-04-15 Snecma Fixation d'un conduit de decharge de turbomachine
US9689502B2 (en) * 2015-10-26 2017-06-27 Rolls-Royce Corporation Rotary exhaust valve system

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4086761A (en) * 1976-04-26 1978-05-02 The Boeing Company Stator bypass system for turbofan engine
US5822975A (en) * 1996-04-24 1998-10-20 Societe National D'etude Et De Auction De Moteurs D'aviation "Snecma" Bypass engine with means for limiting gas leakage
US20080022690A1 (en) * 2006-07-26 2008-01-31 Snecma Gas exhaust nozzle for a bypass turbomachine having an exhaust or throat section that can be varied by moving the secondary cowl
US20080141656A1 (en) * 2006-08-01 2008-06-19 Snecma Bypass turbomachine with artificial variation of its throat section
CN101372926A (zh) * 2007-08-23 2009-02-25 斯奈克玛 一种可降低喷气噪声的双涵道涡轮发动机
FR2956875A1 (fr) * 2010-02-26 2011-09-02 Snecma Aube allegee pour turbomachine, carter comportant une pluralite d'une telle aube et turbomachine comportant au moins un tel carter
WO2012164224A1 (fr) * 2011-05-31 2012-12-06 Snecma Turbomachine á vannes de décharge localisées au niveau du carter intermédiaire
FR2982904A1 (fr) * 2011-11-18 2013-05-24 Snecma Moyeu de carter pour turboreacteur d'aeronef comprenant des moyens de commande de vannes de decharge ameliores
WO2016132041A1 (fr) * 2015-02-19 2016-08-25 Snecma Dispositif pour le reglage individuel d'une pluralite d'aubes radiales fixes a calage variable dans une turbomachine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114286889A (zh) * 2019-08-29 2022-04-05 赛峰飞机发动机公司 用于飞行器的双涵道涡轮机

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