CN113646520A - 非轴对称次级管道部分 - Google Patents

非轴对称次级管道部分 Download PDF

Info

Publication number
CN113646520A
CN113646520A CN202080020811.1A CN202080020811A CN113646520A CN 113646520 A CN113646520 A CN 113646520A CN 202080020811 A CN202080020811 A CN 202080020811A CN 113646520 A CN113646520 A CN 113646520A
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
longitudinal axis
axis
orthogonal
ogv
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.)
Pending
Application number
CN202080020811.1A
Other languages
English (en)
Inventor
奥瑞里安·玛泽拉
劳伦特·苏拉特
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
SNECMA 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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN113646520A publication Critical patent/CN113646520A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

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
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • 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
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • 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
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
    • 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
    • F05D2260/60—Fluid transfer
    • F05D2260/606—Bypassing the fluid

Abstract

本发明涉及绕纵向轴线(A)延伸的涡轮风扇(1)的一部分，包括：‑外壁(Pe)和内壁(Pi)，限定出次级管道部分(Vs)，‑导叶级联(OGV)，每个导叶在外壁(Pe)和内壁(Pi)之间的次级管道部分(Vs)内延伸，其中，在导叶级联(OGV)的区域中，并且在与纵向轴线(A)正交的平面内，沿着与纵向轴线(A)正交的第一轴线从外壁(Pe)到纵向轴线(A)的距离大于沿着与纵向轴线(A)和第一轴线线(X1)正交的第二轴线(X2)从外壁(Pi)到纵向轴线(A)的距离。

Description

非轴对称次级管道部分
技术领域
本发明涉及具有高稀释比(dilution ratio)(或旁通比，bypass ratio，BPR)的旁通涡轮机的次级流路，特别是来自风扇的流矫直器(被称为OGV(出口导向叶片，outletguide vane))所在的次级流路部分。
背景技术
如图1a所示，涡轮机1包括风扇2，主流路Vp和在主流路的径向外部的次级流路Vs位于风扇2的下游。
涡轮机1通常包括低压主体(特别是具有低压压缩机3、低压涡轮和连接两者的低压轴4)、高压主体(特别是具有高压压缩机、高压涡轮和连接两者的高压轴)和燃烧室。具有三个主体的架构是可能的。最后，低压主体直接(直接驱动)或经由减速齿轮(未示出)驱动风扇2旋转。
主流路Vp依次包括低压压缩机3、高压压缩机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮。穿过主流路Vp的主流提供总推力的一小部分。实际上，通过次级流路Vs的次级流提供了大部分推力(BPR通常大于7：1)。
布置成网格的矫直器，称为OGV(例如20到50个矫直器叶片围绕固定的轮毂6周向布置-参见图1b)位于次级流路中的风扇的出口处。这些矫直器的功能是在流被喷嘴(未示出)喷出之前将其矫直。在剖视图中，次级流路Vs具有规则的环形形状，具有均匀分布的OGV，使得每个OGV叶片之间的次级流路表面S是恒定的。“表面”一词在这里用于表面积或空气通道截面。
次级流路在OGV处的外部半径是由以下方面的折衷产生的：
-OGV网格的空气动力学性能，当马赫水平增加时并且因此当流路表面减小时，空气动力学性能恶化(因为在恒定流量下，这意味着流速增加)，
-发动机的质量，其随着流路直径的增加而增加，
-发动机集成约束，其规定了次级流路的最小内部半径，并且限制次级流路的最大外部半径(飞机机翼下的集成、离地间隙)。
随着所需的BPR水平的增加，发动机的竖直尺寸对翼下集成至关重要。
一种解决方案是限制OGV的半径，从而限制OGV的截面，但这会增加该位置的马赫数，从而增加OGV的损耗。
折衷结果是OGV网格的性能受到流路外部半径的限制。
文献EP 3 020 952 A1和EP 2 371 714 A2描述了一种涡轮机，包括次级流路外壁，其沿第一轴线与涡轮机纵向轴线的距离大于沿第二轴线与涡轮机纵向轴线的距离。
发明内容
为了解决上面提到的一些问题，本发明提出了旁通涡轮机的绕纵向轴线延伸的部分，包括：
-外壁和内壁，外壁和内壁限定出次级流路部分，
-矫直器叶片的网格，每个矫直器在外壁和内壁之间的次级流路部分内延伸，
其中，在矫直器叶片的网格处并且在与纵向轴线正交的平面内，沿着与纵向轴线正交的第一轴线从外壁到纵向轴线的距离大于沿着与纵向轴线和第一轴线正交的第二轴线从外壁到纵向轴线的距离，以及
其中，当从流路的内部观察时，外壁在与纵向轴线正交的平面内限定出凹形形状(或从流路的外部观察时为凸形形状)。
以这种方式，在矫直器叶片OGV处增加了次级流路的截面，这使得能够在不改变发动机竖直的总尺寸的情况下将到OGV前缘的流速降低。减少了引言中提到的负面影响。
在一个实施方式中，沿着第一轴线(在3点钟和/或9点钟方位角)从内壁到纵向轴线的距离大于沿着第二轴线(在12点钟和/或6点钟方位角)从内壁到纵向轴线的距离。
优选地，一方面沿着第一轴线从外壁到纵向轴线的正交距离、另一方面沿着第二轴线从外壁到纵向轴线的正交距离之间的比率包括在1.05至1.5之间，考虑到最大距离(其可以在第一和第二轴线之外的其他地方，该比率包括在1.05至1.75之间)。
有利地，在与纵向轴线正交的平面内，包括在两个相邻的矫直器叶片、内壁和外壁之间的表面在整个矫直器叶片的网格上是恒定的，在10％以内。
在一个实施方式中，沿着第二轴线从外壁到纵向轴线的距离最小(即在12点钟或6点钟方位角)和/或沿着第一轴线从外壁到纵向轴线的距离最大(即在3点钟或9点钟方位角)。
在一个实施方式中，当方位角从第二轴线移动到第一轴线，即从12点钟或6点钟方位角移动到3点钟或9点钟方位角时，从外壁到纵向轴线的距离逐渐增大。
在一个实施方式中，外壁在与纵向轴线正交的平面内限定出：
-椭圆形，即闭合的平面凹曲线，具有两个正交的对称轴，该椭圆形例如为椭圆或长圆形，
-卵形，即具有单个对称轴的闭合的平面凹曲线。
在一个实施方式中，外壁在与纵向轴线正交的平面内限定出使用两个中心构成的长圆形，从该长圆形绘制出圆的部分，该圆的部分通过直线连接在一起。
圆的部分可以是半圆，或者圆的部分严格小于半圆。
在一个实施方式中，内壁在与纵向轴线正交的平面内限定出与外壁形状相同的形状，从而流路的高度通常是恒定的。
在一个实施方式中，两个中心之间的距离严格地包括在0至内壁的圆的部分的半径之间。
涡轮机部分可以包括位于内壁上游的分离喷口，该分离喷口限定了次级流路和主流路之间的流的分离，其中，分离喷口具有围绕纵向轴线的轴对称形状。
涡轮机部分可以包括位于外壁下游的喷射喷嘴，其中喷嘴具有围绕纵向轴线的轴对称形状。
附图说明
本发明的其它特征、目的和优点将从以下描述中显现出来，所述描述纯粹是说明性的而不是限制性的，并且应当结合附图来阅读，在附图中：
图1a示出了传统涡轮机的局部三维视图。
图1b示出了在传统涡轮机中的矫直器处的次级流路的截面。
图2示出了根据本发明的一个实施方式的涡轮机中的矫直器处的非轴对称次级流路的截面。
图3a示出了非轴对称流路的一个实施方式。
图3b示出了非轴对称流路的一个实施方式。
具体实施方式
图2示出了根据本发明一个实施方式的旁通涡轮机1的一部分。涡轮机绕纵向轴线A延伸；该轴线具体对应于风扇、压缩机和涡轮机的旋转轴线。
在与纵向轴线A正交的平面内，定义了第一轴线X1，该第一轴线在实践中对应于水平方向(当涡轮机安装在试验台上或典型地安装在机翼下面的挂架上时)，以及与第一轴线X1正交的第二轴线X2，第二轴线在实践中对应于垂直方向。两个轴线X1和X2与纵向轴线A相交。
在方位角方面，第一轴线X1对应3点钟-9点钟方位角，并且第一轴线X2对应12点钟-6点钟方位角。
涡轮机部分1包括外壁Pe和内壁Pi，它们共同限定出次级流路Vs部分，称为次级流的空气流在次级流路Vs部分内部流动。涡轮机部分1位于风扇的下游和排气喷嘴的上游。外壁Pe安装在外壳(未示出)上，内壁Pi安装在轮毂(未示出)上。
矫直器叶片OGV的网格位于次级流路Vs部分内。这些矫直器叶片在内壁Pi和外壁Pe之间沿大致径向的方向延伸。它们的作用是使风扇出口的流变直。
矫直器叶片OGV的数量可以包括在35到60之间，或者在30到40之间，或者在15到30之间。
根据图2所示的剖视图，在OGV网格处的次级流路Vs部分不是轴对称的：它的宽度大于高度，这意味沿着第一轴线X1从纵向轴线A到外壁Pe的正交距离(也称为半径)(因此在3点钟和9点钟方位角)大于沿第二轴线(X2)(因此在12点钟和6点钟方位角)从纵向轴线A到外壁Pe的正交距离。
得益于这种拓宽了OGV处的次级流路的设计，可以降低流速(在恒定流量下)并且因此降低了噪音污染。这种扩大利用了这样一个事实，即当涡轮机安装在机翼下时，其右侧和左侧都有可用空间，而下面没有空间。
沿着第一轴线X1的半径与沿着第二轴线X2的半径的比率通常包括在1.05至1.5之间。
上面给出的尺寸特征并不意味着从纵向轴线A到外壁Pe的正交距离在第一轴线X1上是最大的。这种特征旨在反映轴对称性的缺失。
最大半径与最小半径的比率(从纵向轴线A)通常包括在1.05至1.75之间。
然而，优选地，所述距离沿第一轴线X1是最大的，或者在3点钟方位角，或者在9点钟方位角，或者在3点钟方位角和9点钟方位角处是最大的。
相反，为了优化竖直的总尺寸，所述距离沿第二轴线X2是最小的，或者在12点钟方位角，或者在6点钟方位角，或者在12点钟方位角和6点钟方位角是最小的。
沿着两个轴线X1和X2的双对称是有利的。
此外，为了具有均匀的外壁Pe，当方位角从第二轴线X2朝向第一轴线X1移动(即，从12点钟方位角到3点钟或9点钟方位角，以及从6点钟方位角到3点钟或9点钟方位角)时，所述距离优选地连续增加。
除了局部地计划外壁Pe的变形(辅助通道等)以外，外壁Pe限定出从流路内部看的大致凹的表面(从纵向轴线A看，外壁Pe径向向外凸起)。
可以开发多种形状的外壁Pe。外壁Pe可以具有椭圆形形状(即，从流路的内部观察到的闭合的平面凹曲线，具有两个正交的对称轴线，优选地为轴线X1和X2)。椭圆、长圆形(圆的由直线连接在一起的两个弧，或类似形状)可以属于椭圆形。
外壁Pe可以具有卵形形状(即，从流路的内部观察到的闭合的平面凹曲线，具有单个对称轴，优选地为轴线X1)。
内壁Pi可以不是轴对称的，同样的考虑也适用于外壁Pe。另外，非轴对称内壁Pi的形状可能不同于非轴对称外壁Pe的形状。
因此，在一个变型中，内壁Pi具有圆形截面形状(图2)。在另一变型中，该内壁Pi不是轴对称的(图3a和3b)，并且具有类似于外壁Pe的形状。在一个未示出的变型中，内壁Pi不是轴对称的，但形状不类似于外壁Pe。
图2还示出了矫直器OGV的网格。为了避免空气动力学干扰，不同的OGV叶片被定位成使得相邻的两个矫直器叶片OGV之间的次级流路Vs的表面S1、S2相同。由于没有轴对称性，可以接受最大表面和最小表面之间有10％的公差。由于流量是截面和速度的函数，恒定的截面保证了恒定的流量(在恒定的速度下)。
OGV网格位于分离喷口5(参见图1)的下游，在主VP流路和次级Vs流路之间的交界处，其将来自风扇的气流分离为主流和次级流。当矫直器网格OGV足够远离分离喷口5(例如大于20厘米，特别是大于50厘米)时，分离边缘5(如图1所示)优选具有绕纵向轴线A的轴对称形状。可替代地，后者也可以不具有轴对称形状，但这需要修改该部分的设计。
现在，将参考图3a和图3b描述用于设计外壁Pe和长圆形内壁Pi的一个实施方式。在与纵向轴线A正交的平面内进行描述。
在该实施方式中，次级流路Vs部分包括平行于纵向轴线A的两个附加纵向轴线A1和A2，每个附加纵向轴线沿着第一轴线X1绕轴线A彼此对称地(轴对称地)定位。L被称为两个轴线A1和A2之间的距离(在与这两个轴线正交的平面内)。
从A1中绘制一个圆弧，该圆弧形成外壁Ve的边Pe1，并且从A1中绘制另一个圆弧，该圆弧具有较小的半径Ri，形成内壁的边Pi1。
从A2中绘制一个圆弧，该圆弧形成外壁Ve的边Pe2，并且从A2中绘制另一个圆弧，该圆弧的半径为Ri，形成内壁的边Pi2。
边Pe1和Pe2、Pi1和Pi2分别具有相同的半径。
在图3a和图3b中，圆弧是半圆。
然后，为了确定流路，边Pe1和Pe2通过两个直线配件Ze连接，边Pi1和Pi2通过两个直线配件Zi连接。
可替代地，圆弧Pe1、Pe2、Pi1、Pi2可以是严格小于半圆的圆弧。这使得能够增加外壁Pe的半径，同时限制竖直的总尺寸。为了具有没有突然中断的表面，例如通过圆弧Pe1、Pe2之间的切线以及配件Ze(分别地，通过Pi1、Pi2之间的切线以及Zi(未示出))进行平滑连接。例如，可以使用2次的多项式曲线。
两个轴线A1和A2之间的距离L严格地大于0(否则流路部分是轴对称的)并且小于或等于Ri(在图3b中，L＝Ri)。
该实施方式的主要优点是，其使得能够在壁Pe1、Pe2和Pi1、Pi2上具有恒定曲率的区域，这简化了矫直器OGV网格的设计和组装：实际上，相反，如图2的实施方式中，需要为矫直器叶片OGV的每个根部和头部提供适合于方位角的曲率。
此外，该实施方式确保了恒定的流路高度：因此，矫直器叶片OGV全部具有相同的长度。
因此，可以将每个系列的矫直器叶片OGV组合在一起。

Claims (12)

1.旁通涡轮机(1)的绕纵向轴线(A)延伸的部分，包括：
-外壁(Pe)和内壁(Pi)，所述外壁和内壁限定出次级流路(Vs)部分，
-矫直器叶片(OGV)的网格，每个矫直器在所述外壁(Pe)和所述内壁(Pi)之间的所述次级流路(Vs)部分内延伸，
其中，在所述矫直器叶片(OGV)的网格处并且在与所述纵向轴线(A)正交的平面内，沿着与所述纵向轴线(A)正交的第一轴线(X1)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离大于沿着与所述纵向轴线(A)和所述第一轴线(X1)正交的第二轴线(X2)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离，以及
其中，当从所述次级流路的内部观察时，所述外壁(Pe)在与所述纵向轴线(A)正交的所述平面内限定出凹形形状。
2.根据权利要求1所述的涡轮机部分(1)，其中，在与纵向轴线(A)正交的平面内，包括在两个相邻的矫直器叶片(OGV)、所述内壁(Pi)和所述外壁(Pe)之间的表面(S1，S2)在整个所述矫直器叶片的网格上是恒定的，在10％以内。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的涡轮机部分(1)，其中，沿着所述第二轴线(X2)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离是最小的和/或沿着所述第一轴线(X1)从所述外壁到所述纵向轴线的距离是最大的。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的涡轮机部分(1)，其中，当方位角从所述第二轴线(X2)移动到所述第一轴线(X1)时，从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离逐渐增大。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的涡轮机部分(1)，其中，所述外壁(Pe)在与所述纵向轴线正交的所述平面内限定出：
-椭圆形，即，当从所述次级流路的内部观察时为闭合的平面凹曲线，具有两个正交的对称轴线，所述椭圆形例如为：椭圆、长圆形，
-卵形，即，当从所述次级流路的所述内部观察时为闭合的平面凹曲线，具有单个对称轴。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的涡轮机部分(1)，其中，所述外壁(Pe)在与所述纵向轴线(A)正交的所述平面内限定出使用两个中心(A1、A2)构成的长圆形，从所述长圆形绘制出的圆的部分，所述圆的部分通过直线连接在一起。
7.根据权利要求6所述的涡轮机部分(1)，其中，所述内壁(Pi)在与所述纵向轴线(A)正交的平面内限定出与所述外壁形状相同的形状，从而所述流路的高度通常是恒定的。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的涡轮机部分(1)，所述涡轮机部分包括位于所述内壁(Pe)上游的分离喷口(5)，所述分离喷口(5)限定了所述次级流路(Vs)和主流路(Vp)之间的所述流的分离，其中，所述分离喷口(5)具有围绕所述纵向轴线(A)的轴对称形状。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的涡轮机部分(1)，所述涡轮机部分包括位于所述外壁(Pe)下游的喷射喷嘴，其中，所述喷嘴具有关于所述纵向轴线(A)轴对称的形状。
10.旁通涡轮机(1)的绕纵向轴线(A)延伸的部分，包括：
-外壁(Pe)和内壁(Pi)，所述外壁和内壁限定出次级流路(Vs)部分，
-矫直器叶片(OGV)的网格，每个矫直器在所述外壁(Pe)和所述内壁(Pi)之间的所述次级流路(Vs)部分内延伸，
其中，在所述矫直器叶片(OGV)的网格处并且在与所述纵向轴线(A)正交的平面内，沿着与所述纵向轴线(A)正交的第一轴线(X1)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离大于沿着与所述纵向轴线(A)和所述第一轴线(X1)正交的第二轴线(X2)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离，
其中，在与纵向轴线(A)正交的平面内，包括在两个相邻的矫直器叶片(OGV)、所述内壁(Pi)和所述外壁(Pe)之间的表面(S1，S2)在整个所述矫直器叶片的网格上是恒定的，在10％以内，以及
其中，当从所述次级流路的内部观察时，所述外壁(Pe)在与所述纵向轴线(A)正交的所述平面内限定出凹形形状。
11.旁通涡轮机(1)的绕纵向轴线(A)延伸的部分，包括：
-外壁(Pe)和内壁(Pi)，所述外壁和内壁限定出次级流路(Vs)部分，
-矫直器叶片(OGV)的网格，每个矫直器在所述外壁(Pe)和所述内壁(Pi)之间的所述次级流路(Vs)部分内延伸，
其中，在所述矫直器叶片(OGV)的网格处并且在与所述纵向轴线(A)正交的平面内，沿着与所述纵向轴线(A)正交的第一轴线(X1)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离大于沿着与所述纵向轴线(A)和所述第一轴线(X1)正交的第二轴线(X2)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离，
其中，当从所述次级流路的内部观察时，所述外壁(Pe)在与所述纵向轴线(A)正交的所述平面内限定出凹形形状，
并且其中，所述外壁(Pe)在与所述纵向轴线(A)正交的所述平面内限定出使用两个中心(A1、A2)构成的长圆形，从所述长圆形绘制出连接在一起的圆的部分。
12.旁通涡轮机(1)的绕纵向轴线(A)延伸的部分，包括：
-外壁(Pe)和内壁(Pi)，所述外壁和内壁限定出次级流路(Vs)部分，
-矫直器叶片(OGV)的网格，每个矫直器在所述外壁(Pe)和所述内壁(Pi)之间的所述次级流路(Vs)部分内延伸，
其中，在所述矫直器叶片(OGV)的所述网格处并且在与所述纵向轴线(A)正交的平面内，沿着与所述纵向轴线(A)正交的第一轴线(X1)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离大于沿着与所述纵向轴线(A)和所述第一轴线(X1)正交的第二轴线(X2)从所述外壁(Pe)到所述纵向轴线(A)的距离，
其中，当从所述次级流路的内部观察时，所述外壁(Pe)在与所述纵向轴线(A)正交的所述平面内限定出凹形形状，
并且其中，所述内壁(Pi)在与所述纵向轴线(A)正交的所述平面内限定出与所述外壁形状相同的形状，从而所述流路的高度通常是恒定的。
CN202080020811.1A 2019-03-12 2020-03-11 非轴对称次级管道部分 Pending CN113646520A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1902476 2019-03-12
FR1902476A FR3093770B1 (fr) 2019-03-12 2019-03-12 Portion de veine secondaire non axisymétrique
PCT/FR2020/050505 WO2020183109A1 (fr) 2019-03-12 2020-03-11 Portion de veine secondaire non axisymétrique

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN113646520A true CN113646520A (zh) 2021-11-12

Family

ID=67107844

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080020811.1A Pending CN113646520A (zh) 2019-03-12 2020-03-11 非轴对称次级管道部分

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20220251961A1 (zh)
EP (1) EP3938625B1 (zh)
CN (1) CN113646520A (zh)
FR (1) FR3093770B1 (zh)
WO (1) WO2020183109A1 (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5369954A (en) * 1991-04-22 1994-12-06 General Electric Company Turbofan engine bypass and exhaust system
US20110243719A1 (en) * 2010-03-30 2011-10-06 United Technologies Corporation Non-circular aft nacelle cowling geometry
US20140064956A1 (en) * 2012-09-06 2014-03-06 Rolls-Royce Plc Guide vane assembly
US20160130961A1 (en) * 2014-11-11 2016-05-12 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102009011924A1 (de) * 2009-03-10 2010-09-16 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
FR3012417B1 (fr) * 2013-10-31 2016-12-09 Snecma Nacelle de turboreacteur

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5369954A (en) * 1991-04-22 1994-12-06 General Electric Company Turbofan engine bypass and exhaust system
US20110243719A1 (en) * 2010-03-30 2011-10-06 United Technologies Corporation Non-circular aft nacelle cowling geometry
US20140064956A1 (en) * 2012-09-06 2014-03-06 Rolls-Royce Plc Guide vane assembly
US20160130961A1 (en) * 2014-11-11 2016-05-12 Rolls-Royce Plc Gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20220251961A1 (en) 2022-08-11
WO2020183109A1 (fr) 2020-09-17
FR3093770A1 (fr) 2020-09-18
EP3938625A1 (fr) 2022-01-19
FR3093770B1 (fr) 2021-03-19
EP3938625B1 (fr) 2024-04-24

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4540282B2 (ja) 超音速外部圧縮ディフューザおよびその設計方法
EP1141534B1 (en) Exhaust mixer and apparatus using same
EP2660424B1 (en) Inter-turbine ducts with variable area ratios
EP1126133A2 (en) Convex compressor casing
EP2148064B1 (en) Gas turbine engine nacelle
US20180306041A1 (en) Multiple turbine vane frame
US10267161B2 (en) Gas turbine engine with fillet film holes
RU2556481C2 (ru) Дозвуковая лопасть осевой турбомашины, компрессор осевой турбомашины и осевая турбомашина
US20120315136A1 (en) Inner peripheral surface shape of casing of axial-flow compressor
EP3832144B1 (en) Diffuser pipe with radially-outward exit
CN113503564B (zh) 用于在涡轮发动机中使用的燃烧器
US20180274370A1 (en) Engine component for a gas turbine engine
EP3650655B1 (en) Airfoil, corresponding gas turbine engine and method for assembling
EP3020951B1 (en) Gas turbine engine duct with profiled region
EP3020952B1 (en) Gas turbine engine duct with profiled region
EP3354848B1 (en) Inter-turbine ducts with multiple splitter blades
CN113646520A (zh) 非轴对称次级管道部分
US20230051249A1 (en) Compressor blade
CN110998080B (zh) 改进的声学次级喷嘴
CN109083687B (zh) 最小化横穿冷却孔的横流的方法和用于涡轮发动机的部件
CN114981521A (zh) 用于涡轮机的模块
EP3557027B1 (en) Transition duct, turbine, and gas turbine engine
US20240159151A1 (en) Airfoil for a turbine engine
US11840939B1 (en) Gas turbine engine with an airfoil
US11867090B2 (en) Stator vane and aircraft gas turbine engine

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