CN116438370A - 配备有迎角控制空气排出翅片的飞行器双流涡轮发动机组件 - Google Patents

配备有迎角控制空气排出翅片的飞行器双流涡轮发动机组件 Download PDF

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CN116438370A CN202180074201.4A CN202180074201A CN116438370A CN 116438370 A CN116438370 A CN 116438370A CN 202180074201 A CN202180074201 A CN 202180074201A CN 116438370 A CN116438370 A CN 116438370A
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Abstract

公开了一种飞行器双流涡轮发动机组件(32)，该飞行器双流涡轮发动机组件包括：‑用于在外部界定涡轮发动机气体的主流路径(16)的内护罩(42)；‑用于在内部界定涡轮发动机气体的次级流路径(18)的外护罩(40)；‑在内护罩(42)和外护罩(40)之间延伸的至少一个空气排出管道(46)，空气排出管道(46)通过配备有排出翅片(54)的出口孔(52)通向次级流路径(18)。排出翅片(54)中的至少一些排出翅片被安装成能移动，以能够在推进位置和反向推力位置之间进行迎角控制。

Description

配备有迎角控制空气排出翅片的飞行器双流涡轮发动机组件
技术领域
本发明涉及飞行器双流涡轮发动机领域。更具体地，本发明涉及压缩机空气排出系统，该压缩机空气排出系统包括排出翅片，该排出翅片旨在将泄放空气引入到涡轮发动机的次级流路径中。这种排出翅片例如从文献WO2016/156739中已知。
背景技术
在飞行器双流涡轮发动机(诸如双流或双体涡轮喷气发动机)上，已知安装低压压缩机空气排出系统。这些系统(使用压缩机空气排出阀，也称为可变放泄阀(VariableBleed Valve，VBV)能够在低压压缩机出口处将主流的一部分偏转到次级流。这些排出系统的功能在于调整低压压缩机出口处的空气流速，以确保高压压缩机和低压压缩机在其相应的范围内运转，从而避免诸如泵送之类的有害现象。另一个功能是通过在低压压缩机出口处离心来排空凹陷部。
排出系统通常包括多个空气排出管道，多个空气排出管道用于将低压压缩机出口处的泄放空气引入到次级流路径中。在这些管道中的每一个管道的出口孔处设置有排出翅片，排出翅片具有适用于当将泄放空气引入到次级流路径中时沿下游方向引导具有轴向分量的泄放空气流的迎角。
由于泄放空气流的这种特定方向，泄放空气流很容易与次级流混合，在正常推进构型中从上游到下游流入到次级流路径中。
此外，一些飞行器涡轮发动机设计提供了使用次级流路径作为反推力气流通道。例如，飞行器涡轮发动机包括流线型风扇涡轮发动机，其中，旋转风扇轮叶是可变节距的。这种具有非常高的涵道比的涡轮发动机例如被称为超高涵道比(Ultra High By-passRatio，UHBR)涡轮发动机，并且这种涡轮发动机的涵道比可以大于15。这一概念(通常被称为可变节距风扇(Variable Pitch Fan，VPF))旨在通过增加涵道比来进一步减小传统UHBR涡轮发动机的风扇的压缩比。这种特性在燃料消耗方面给予了非常显著的增益，并且在起飞和巡航阶段之间提供了扩展的可操作性范围。
然而，这种类型的超高涵道比设计给涡轮发动机带来了特别大的外直径，这需要在机舱的尺寸方面付出相当大的努力，以减少质量和阻力。减小机舱尺寸的后果可能在于无法在机舱中安装传统的推力反向系统。在这种情况下，可变节距风扇还用于使次级流沿次级流路径的流动方向反向，从而沿反向方向产生飞行器着陆期间减速所需的反推力。
在推力反向构型中，反向流(基本上位于风扇的顶部区域)绕过机舱的唇部(对应于传统推进构型中的进气口)，但在被次级喷嘴再次引入到涡轮发动机中之前沿机舱的外表面流动。
在这种推力反向构型中，次级流路径中的反向流质量对于确保最大反推力水平至关重要。然而，在次级流路径中，这种反推力气流受到在低压压缩机出口处的泄放排出空气流的逆流引入的干扰。
发明内容
为了解决关于现有技术的实施例的上述缺点，本发明首先涉及根据权利要求1的特征的飞行器双流涡轮发动机组件。
因此，由于排出翅片的迎角控制，根据本发明的组件能够沿与在次级流路径中流动的反推力气流相同的轴向方向从排出管道排出气流。换言之，本发明使得能够根据涡轮发动机是处于正常推进构型还是反推力构型来调整排出翅片的方向，使得排出空气流总是可以被轴向并流地引入到次级流路径中。
优选地，本发明提供单独或组合考虑的以下可选的特征中的至少任何一个特征。
优选地，在推进位置，排出翅片具有沿第一方向定向的第一锐角节距角，在推力反向位置，排出翅片具有沿与第一方向相反的第二方向定向的第二锐角节距角。
优选地，在推力反向位置，同一排出管道的可移动排出翅片的第二锐角节距角具有相同值或大致相同的值。
替代性地，在推力反向位置，同一排出管道的可移动排出翅片的第二锐角节距角具有至少两个不同值，两个端部翅片分别位于最靠近排出管道的出口孔的两个相对轴向端部的位置，两个端部翅片的第二锐角节距角的值优选地大于轴向地位于两个端部翅片之间的至少一个其他可移动排出翅片的第二锐角节距角的值。第二锐角节距角的值的这种差异使得能够在位于排出管道的出口孔的上游端部和下游端部处的临界区域处局部地管理泄放流的方向。
优选地，组件包括可移动排出翅片的迎角控制装置，控制装置至少部分地被布置在组件的内壳和外壳之间。
优选地，每个空气排出管道通过配备有压缩机空气排出阀的入口孔通向主流路径。
本发明还涉及一种飞行器双流涡轮发动机，该飞行器双流涡轮发动机包括如上所述的组件，可选地，该组件例如是涡轮发动机的中间壳体毂部。
优选地，涡轮发动机包括风扇，该风扇具有旋转可变节距风扇轮叶。
优选地，涡轮发动机包括风扇驱动减速装置。
最后，本发明涉及一种用于控制这种飞行器涡轮发动机的方法，该方法包括从推进构型切换到推力反向构型的步骤，该步骤包括修改可移动排出翅片的迎角的操作，该操作包括将这些翅片从翅片的推进位置移动到翅片的推力反向位置。
本发明的其他优点和特征将出现在下文中的非限制性详细说明中。
附图说明
将参照附图来给出该说明，在附图中：
[图1]示出了根据本发明的涡轮喷气发动机的示意性侧视图；
[图2]示出了形成前图所示的涡轮发动机的整体部分的组件的放大的、更详细的视图，示出了根据本发明的第一优选实施例的组件，组件的排出翅片处于推进位置；
[图3]是类似于图2的视图，示出了推力反向构型中的排出翅片；
[图4]是类似于图2的视图，示出了根据本发明的另一优选实施例的组件；以及
[图5]是类似于图2的视图，示出了根据本发明的进一步优选实施例的组件。
具体实施方式
参照图1，示出了具有高涵道比(优选地大于15)的双流双体涡轮喷气发动机1。涡轮喷气发动机1通常包括气体发生器2，在该气体发生器的两侧上布置有低压压缩机4和低压涡轮12，该气体发生器2包括高压压缩机6、燃烧室8和高压涡轮10。在下文中，当涡轮喷气发动机处于正常推进构型中时，术语“上游”和“下游”被认为是沿涡轮喷气发动机内部气流的主方向14。
低压压缩机4和低压涡轮12形成低压主体，并且通过以涡轮喷气发动机的纵向轴线3为中心的低压轴11彼此连接。类似地，高压压缩机6和高压涡轮10形成高压主体，并且通过同样以轴线3为中心并围绕低压轴11布置的高压轴13彼此连接。
涡轮喷气发动机1在气体发生器2和低压压缩机4的上游还包括单个风扇15，该单个风扇在此直接布置在发动机的空气入口锥体的后面。风扇15包括围绕轴线3的旋转风扇轮叶17的环，该环被风扇壳体9包围。在本发明的该优选实施例中，风扇轮叶17是可变节距的，即风扇轮叶的迎角可以由至少部分地布置在入口锥体中的控制机构20来控制，并且该控制机构被设计成使这些轮叶17围绕轮叶的相应的纵向轴线22枢转。已知的机械、电气、液压和/或气动类型设计的控制机构20本身由电子控制单元(未示出)控制，这使得能够根据所遇到的需求对轮叶17的节距角的值进行调节。
VPF型风扇15不是由低压轴11直接驱动，而是仅由该轴经由驱动减速装置24间接驱动，该驱动减速装置使得能够以较慢的速度旋转。然而，通过低压轴11直接驱动风扇15的解决方案落入本发明的范围内。
此外，涡轮喷气发动机1限定出主流路径16以及次级流路径18，该主流路径旨在由主流16a流过，该次级流路径旨在由位于主流径向向外位置的次级流18a流过，其中，来自风扇的流因此在流分离喷嘴26处被分开。
如本领域技术人员所公知的，次级流路径18部分地由外壳23径向向外地限定，该外壳优选地为金属的，延伸到风扇壳体9的后部。此外，风扇15的下游，在次级流路径18中，提供了导向轮叶的环，在此导向轮叶是出口导向轮叶(Outlet Guide Vane，OGV)30。这些定子轮叶30将外壳23连接到中间壳体毂部32，该中间壳体毂部包围低压压缩机4。这些定子轮叶30在周向上彼此间隔开，并且使得能够在次级流流过风扇15之后对次级流进行整流。此外，这些轮叶30还可以通过将载荷从减速装置24、电机轴的轴承和风扇毂部传递到外壳23来实现结构功能。然后，这些载荷可以经由固定到壳23的发动机架(未示出)来传递，该发动机架将涡轮喷气发动机连接到飞行器的附接支柱。换言之，组件32形成中间壳体的毂部，该中间壳体通过由定子轮叶30形成的径向臂补充，并且还通过外壳23补充，这些轮叶30的头部固定在外壳上。
组件32还用作流路径间隔室，该流路径间隔室紧邻定子轮叶30的根部形成，但也能够沿下游方向延伸，如图1中示意性示出地。该组件包括外壳40以及内壳42，该外壳被构造成在内部限定出气流的次级流路径18的一部分，该内壳被构造成在外部限定出气流的主流路径16。两个壳40、42从连接它们的分离喷嘴26沿下游方向延伸。在这两个壳40、42之间，实际上限定了流路径间隔室44，其中，可以布置涡轮喷气发动机的各种部件和设备。
在定子导向轮叶30的下游，组件32配备有多个空气排出管道46，多个空气排出管道围绕轴线3分布。每个排出管道46从内壳42到外壳40整体径向地延伸，可选地具有沿下游方向延伸的轴向分量，以能够将主流路径16与次级流路径18连接。更具体地，每个空气排出管道46通过配备有VBV排出阀50的入口孔48通向主流路径16，入口孔48被轴向地布置在低压压缩机4和高压压缩机6之间。类似地，每个空气排出管道46通过配备有排出翅片54的出口孔52通向次级流路径18。
在此，排出翅片54具有在出口孔52中迎角被控制的特性，以适应涡轮喷气发动机的构型。因此，这些翅片54能够从图1中实线示出的推进位置移动到同一图中虚线示出的推力反向位置，反之亦然。因此，目的在于调整这些翅片54的节距角，使得来自低压压缩机4的排出空气流可以轴向并流地引入到次级流路径18中，并且涡轮喷气发动机处于正常推进构型中，或处于推力反向构型中。
使用已知的机械、电气、液压和/或气动类型设计的控制装置58来执行排出翅片54的迎角控制。这些控制装置58优选地至少部分地被布置在流路径间空间44中，并且控制装置本身由电子控制单元(未示出)控制，这使得能够根据涡轮喷气发动机构型来调节所需的翅片位置。
图2示出了在其推进位置的排出翅片54，排出翅片用于引入排出空气流60，该排出空气流与在正常推进构型中涡轮喷气发动机的次级流路径18中流动的次级空气流18a轴向并流。为此，翅片54具有第一锐角节距角A1，第一锐角节距角沿第一方向定向，对应于图2中的逆时针方向。每个翅片54的节距角通常被限定在排出平面P和该翅片54的轮廓的弦62的方向之间，该排出平面在出口孔52处与外壳40相切或基本相切。
在此，第一锐角节距角A1对于所有翅片54具有相同或基本相同的值(例如介于20°至70°之间)。因此，保持的倾斜度使得来自主流16a的排出空气流60沿引入方向从孔52被引入到次级流路径18中，该引入方向包括相对于主要流动方向14从上游到下游范围内的轴向分量。由于排出空气流的优选为对称的形状，该排出空气流60的引入方向在此对应于排出翅片54的弦方向62。
排出翅片54的位置的改变经由特定控制装置58来执行。在这方面，注意到，这些装置58可以单独地控制翅片中的每一个翅片的迎角，或成组地控制翅片中的每一个翅片的迎角，或经由与同一管道46的这些不同翅片连接的连接机构同时地控制所有翅片中的每一个翅片的迎角。此外，注意到，在每个排出管道46的出口孔52中，翅片54可以被布置在一个或多个翅片栅格(未示出)的内部，一个或多个翅片栅格部分地密封该孔52。改变位置包括使翅片54沿翅片的迎角节距轴线64枢转，迎角节距轴线优选地是相对于轴线3沿切向方向定向的轴线，即与排出平面P平行或内接于排出平面的轴线。
图3示出了在通过控制装置58使排出翅片围绕迎角节距角64枢转之后，在其推力反向位置中的排出翅片54。在排出翅片54的该推力反向位置中，排出翅片使得能够引入排出空气流60，该排出空气流与在推力反向构型中涡轮喷气发动机的次级流路径18中流动的反推力气流18a’轴向并流。为此，翅片54具有第二锐角节距角A2，第二锐角节距角沿与第一方向相反的第二方向定向，并且对应于图3中的顺时针方向。每个翅片54的该节距角通常还限定在排出平面P和该翅片54的轮廓的弦62的方向之间，该排出平面在出口孔52处与外壳40相切或基本相切。
在此，第二锐角节距角A2对于所有翅片54具有相同或基本相同的值(例如介于20°至70°之间)。因此，保持的倾斜度使得来自主流16a的排出空气流60沿引入方向从孔52引入到次级流路径18中，该引入方向包括相对于主要流动方向14从下游到上游范围内的轴向分量。由于排出空气流的优选对称的形状，该排出空气流60的引入方向在此对应于排出翅片54的弦方向62。
可以设想本发明的另一优选实施例，诸如提供非对称形状的排出翅片54，例如采用如图4所示的轮叶轮廓。
图5中示出了另一实施例，其中，在推力反向位置，同一排出管道46的翅片54的第二锐角节距角A2不再具有相同值或大致相同的值，而是在另一方面具有至少两个不同值。在该实施例中，具有第二锐角节距角A2的最大值的两个翅片54是分别位于出口孔52的两个相对轴向端部处的两个端部翅片。因此，对于更靠近中心的其他翅片54，该角度A2的值较低，可选地该角度值朝向出口孔52的中心逐渐减小。
替代性地，第二锐角节距角A2的最大值可以仅应用于上游端部翅片54，以绕过由喷嘴形出口孔52的上游端部部分形成的临界区域。实际上，在图5所示的该临界区域中，鉴于喷嘴的旁路，排出空气流60的过度轴向偏转可能被证明是不合适的，因此，对于直接轴向面向该喷嘴的排出翅片，局部地增加角度A2的值是有益的。
当然，本领域技术人员可以仅通过非限制性示例对所描述的本发明进行各种修改，本发明的范围由所附权利要求限定。特别地，上述不同优选实施例可以彼此组合。

Claims (9)

1.飞行器双流涡轮发动机组件(32)，所述飞行器双流涡轮发动机组件包括：
-内壳(42)，所述内壳被构造成在外部限定涡轮发动机的气流的主流路径(16)；
-外壳(40)，所述外壳被构造成在内部限定涡轮发动机的气流的次级流路径(18)；
-至少一个空气排出管道(46)，所述至少一个空气排出管道在所述内壳(42)和所述外壳(40)之间延伸，所述空气排出管道(46)通过配备有排出翅片(54)的出口孔(52)通向所述次级流路径(18)，
其特征在于，所述排出翅片(54)中的至少一个排出翅片被安装成能移动，以能够在推进位置和推力反向位置之间进行迎角控制，
所述组件被设计成使所述排出翅片(54)在所述推进位置移动，使得来自所述主流(16a)的排出空气流(60)沿引入方向从所述出口孔(52)引入到所述次级流路径(18)中，所述引入方向包括从上游到下游的轴向分量，该排出空气流与在正常推进构型中涡轮发动机的所述次级流路径(18)中流动的次级空气流(18a)轴向并流，
所述组件还被设计成使所述排出翅片(54)在所述推力反向位置移动，使得来自所述主流(16a)的所述排出空气流(60)沿引入方向从所述出口孔(52)引入到所述次级流路径(18)中，所述引入方向包括从下游到上游的轴向分量，该排出空气流与在推力反向构型中涡轮发动机的所述次级流路径(18)中流动的反推力气流(18a’)轴向并流。
2.根据权利要求1所述的组件，其特征在于，在所述推进位置，所述排出翅片(54)具有沿第一方向定向的第一锐角节距角(A1)，在所述推力反向位置，所述排出翅片(54)具有沿与所述第一方向相反的第二方向定向的第二锐角节距角(A2)。
3.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，在所述推力反向位置，同一所述排出管道(46)的可移动排出翅片(54)的第二锐角节距角(A2)具有相同值或大致相同的值。
4.根据权利要求2所述的组件，其特征在于，在所述推力反向位置，同一所述排出管道(46)的可移动排出翅片(54)的第二锐角节距角(A2)具有至少两个不同值，两个端部翅片(54)分别位于最靠近所述排出管道(46)的所述出口孔(52)的两个相对轴向端部的位置，这两个端部翅片的第二锐角节距角(A2)的值优选地大于轴向地位于所述两个端部翅片之间的至少一个其他可移动排出翅片(54)的第二锐角节距角的值。
5.根据前述权利要求中任一项所述的组件，其特征在于，所述组件包括所述可移动排出翅片(54)的迎角控制装置(58)，所述控制装置(58)至少部分地被布置在所述组件的所述内壳和所述外壳(42、40)之间。
6.飞行器双流涡轮发动机(1)，所述飞行器双流涡轮发动机包括根据前述权利要求中任一项所述的组件(32)。
7.根据权利要求6所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括风扇(15)，所述风扇具有旋转可变节距风扇轮叶(17)。
8.根据权利要求6或7所述的涡轮发动机，其特征在于，所述涡轮发动机包括所述风扇(15)的驱动减速装置(24)。
9.用于控制根据权利要求6至8中任一项所述的飞行器涡轮发动机(1)的方法，其特征在于，所述方法包括从推进构型切换到推力反向构型的步骤，所述步骤包括修改所述可移动排出翅片(54)的迎角的操作，所述操作包括将这些翅片从翅片的所述推进位置移动到翅片的所述推力反向位置，使得来自所述主流(16a)的所述排出空气流(60)沿引入方向从所述出口孔(52)引入到所述次级流路径(18)中，所述引入方向包括从下游到上游的轴向分量，所述排出空气流与在所述推力反向构型中所述涡轮发动机的所述次级流路径(18)中流动的所述反推力气流(18a’)轴向并流。
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