CN118019898A - 用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机 - Google Patents

用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN118019898A
CN118019898A CN202180101392.9A CN202180101392A CN118019898A CN 118019898 A CN118019898 A CN 118019898A CN 202180101392 A CN202180101392 A CN 202180101392A CN 118019898 A CN118019898 A CN 118019898A
Authority
CN
China
Prior art keywords
vanes
fins
turbine
flow
soffit
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
CN202180101392.9A
Other languages
English (en)
Inventor
R·H·P·普林西瓦莱
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 Aero Boosters SA
General Electric Co
Original Assignee
Safran Aero Boosters SA
General Electric Co
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 Safran Aero Boosters SA, General Electric Co filed Critical Safran Aero Boosters SA
Publication of CN118019898A publication Critical patent/CN118019898A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

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
    • 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
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • 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
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • 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
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • 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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • 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
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/213—Heat transfer, e.g. cooling by the provision of a heat exchanger within the cooling circuit
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种涡轮机(1)，该涡轮机包括：无涵道式螺旋桨(14)，无涵道式螺旋桨推进第三流(13)；风扇(12)和压缩主流(F1)的压缩机(4)；以及环形通路(19)，环形通路用于风扇(12)下游的次级流(F2)的流动；环形通路(19)容纳有整流轮叶(22)的环形排和该排轮叶(22)下游的至少一个热交换器(24)；多个扩散过道被设置在至少一个交换器(24)的上游，每个过道由两个周向相邻的轮叶(22)的拱腹和拱背周向地界定，并且每个过道由至少一个翅片界定，至少一个翅片由两个周向相邻的轮叶(22)中的至少一个轮叶承载。

Description

用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机
技术领域
本发明涉及用于飞行器的涡轮机的结构，尤其涉及涡轮机中油的冷却。
背景技术
涡轮机通常包括用于一些机械部件的润滑和/或冷却的液压回路。为了排出由油储存的热量，通常设置一个或多个热交换器，使得在飞行器环境中大量可用的冷空气与热的油交换热量。交换器可以以散热器的形式集成到涡轮机的空气流中，或者交换器可以集成到叶片中，如文献FR 3 089 552所描述的。
一方面马达的紧凑性以及另一方面马达的转速和功率可能需要在径向较小的空气流中的较大的热交换器。与大的空气流中的小的交换器不同，在小的空气流中成比例大的热交换器产生不可忽略的压力损失。该问题存在于包括无涵道式螺旋桨和插入在低压压缩机与螺旋桨之间的减速齿轮的发动机中。齿轮箱构成了必须冷却的附加元件，并且因此对于热交换具有额外需要以冷却在齿轮箱中流通的油。
使空气流中的交换器的数量或交换器的体积最小化的一个解决方案是使交换器的效率最大化。这可以通过使空气流在进入交换器之前减速来实现。减速可以通过增大空气流的截面来实现，在恒定的流量下这导致流速降低。因此可以在交换器的上游设置扩散通道。
然而，该解决方案具有其限制，因为为了获得流动稳定性，扩散通道必须在轴向上足够长，因此这会迫使涡轮机具有最小轴向长度。因此，该解决方案与紧凑结构不兼容。
发明内容
本发明提出的待解决的问题可以被认为是在遵从对将由液压回路排出的热量的量的约束和最大轴向尺寸约束的情况下的涡轮机的设计。
因此，本发明的目的涉及用于飞行器的涡轮机，该涡轮机包括：压缩机，压缩机压缩主流；风扇，风扇推进次级流；环形通路，环形通路用于风扇下游的次级流的流动；无涵道式螺旋桨，无涵道式螺旋桨推进第三流，主流、次级流以及第三流彼此不同；引导轮叶的环形排，引导轮叶的环形排被布置在通路中，每个轮叶具有拱腹和拱背；以及至少一个热交换器，至少一个热交换器在该排轮叶下游被布置在通路中；涡轮机的特征在于，该涡轮机还包括：多个扩散过道，多个扩散过道位于至少一个交换器的上游，每个过道由两个周向相邻的轮叶的拱腹和拱背周向地界定，并且每个过道由至少一个翅片径向地界定，至少一个翅片由两个周向相邻的轮叶中的至少一个轮叶承载。
这种涡轮机使得能够在较短的轴向距离上以稳定的方式使空气流减速，从而遵从轴向体积约束和冷却大量油的需要。
流动扩散的稳定性所需的轴向长度主要取决于通道的高度。因此，通过将通道划分成多个过道，降低了空气通路中的每一个空气通路的径向高度，并且因此可以在短的轴向距离上以稳定的方式使空气流减速，从而在相同的减速下获得更小的占用空间(因此在交换器的效率方面获得同样的增益)。
对于给定面积比(流道在扩散通道的出口处的截面面积与在入口处的截面面积之间的比)所需的扩散长度与通道的高度成正比。因此，通过设置例如5个在高度上相邻的过道而不是单个通道，扩散与轴向长度为5倍的单个通道一样稳定。
根据本发明的多个过道例如可以包括在两个相邻轮叶之间的2个至10过道的多个过道。
交换器可以与定子轮叶直接相邻，也就是说与定子轮叶的距离小于定子轮叶的轴向长度的5％。因此，轮叶和轮叶的翅片使得能够为了流在交换器中的流动而最佳地引导流。
除了在一侧(内侧或外侧)上由壳体界定的位于空气流的径向端部(内侧和外侧)处的过道之外，过道在径向外侧和径向内侧由翅片界定。
根据本发明的有利实施例，至少一个翅片由两个周向相邻的轮叶中的一个轮叶的拱背承载，并且具有面对两个轮叶中的另一个轮叶的拱腹呈悬臂式的周向端部；或者至少一个翅片由两个周向相邻的轮叶中的一个轮叶的拱腹承载，并且具有面对两个轮叶中的另一个轮叶的拱背呈悬臂式的周向端部；或者至少一个翅片由两个周向相邻的轮叶中的一个轮叶的拱腹和两个轮叶中的另一个轮叶的拱背承载。因此，空气动力学压力损失可以被限制到翅片与轮叶之间的界面。
根据本发明的有利实施例，翅片与拱背之间的界面、或者翅片与承载翅片的轮叶的拱腹之间的界面例如通过连接倒角而在空气动力学上被优化。
根据本发明的有利实施例，每个过道由两个翅片在径向内部和/或在径向外部界定，两个翅片中的一个翅片由轮叶的拱背承载，另一个翅片由周向相邻的轮叶的拱腹承载，两个翅片中的每一个翅片在两个相邻的轮叶之间的周向距离的约一半上周向地延伸。
根据本发明的有利实施例，两个翅片中的每一个翅片具有自由端部，一个翅片的自由端部被布置在另一个翅片的自由端部附近，自由端部优选地为锥形以在空气动力学上被优化。
应当理解，该设计可以是混合的，也就是说，在定子轮叶的同一环形排中，一些翅片可以设置在拱腹上和/或其他翅片可以设置在拱背上。因此，一些轮叶可以在轮叶的拱腹上承载翅片，或者在轮叶的拱背上承载翅片，或者在轮叶的拱腹和拱背上承载翅片。
根据本发明的有利实施例，两个周向相邻的轮叶以及对在这两个轮叶之间的过道进行界定的至少一个翅片成一体件。因此，空气动力学压力损失可以在翅片与轮叶之间的界面处最小化。多个相邻轮叶和轮叶的翅片可以成一体件，从而形成该排轮叶的成角度的扇区。
“一体”在此是“整体地制造”或“来自材料”的同义词。
根据本发明的有利实施例，结构臂被布置在与至少一个交换器的轴向位置至少部分地重叠的轴向位置处，轮叶的环形排中的轮叶与每个结构臂周向对准，所述轮叶优选地具有渐扩的后轮廓。结构臂(也被称为“柱部”)在涡轮机中大致径向地延伸，并支撑由结构部经受的力。结构臂通常比轮叶更少并且更大，并且通常对流动穿过结构臂的流没有空气动力学作用。臂和交换器的完全叠置或部分叠置使得能够进一步减小涡轮机的轴向体积。
在结构臂上游的轮叶的渐扩导致轮叶的拱腹移动远离轮叶的拱背，轮叶实际上没有线性后“缘”，而是表面边缘。这使得能够适当地将气流引导朝向比轮叶在周向上更厚的柱部，从而使沿着交换器和柱部的压力损失最小化。
根据本发明的有利实施例，轮叶以不规则的方式成角度地分布，轮叶在由一个或多个交换器占据的一个或多个角部分中彼此周向地间隔更远。因此，能够更好地均化在轮叶上游(和风扇下游)的空气流的分布。
根据变型，轮叶的前缘规则地成角度地分布，轮叶的几何形状使得后缘不是规则地成角度地分布。
根据本发明的有利实施例，轮叶的环形排包括支撑一个或多个翅片的轮叶以及不具有翅片的轮叶，不具有翅片的轮叶在更短的长度上轴向地延伸，优选地，不具有翅片的轮叶长度是支撑一个或多个翅片的轮叶的长度的至少二分之一短或至少三分之一短。
附图说明
图1是涡轮机的截面视图；
图2示出了根据现有技术的次级流的局部示意图；
图3示出了根据本发明的次级流的局部视图；
图4示出了根据本发明的轮叶的等距视图；
图5描述了翅片的不同变型；
图6示出了具有结构臂的实施例；
图7示出了本发明的附加变型；
图8示出了本发明的另一变型；
图9示出了本发明的变型。
具体实施方式
在以下描述中，轴向方向、周向方向以及径向方向与涡轮机的旋转部件的旋转轴线相关。上游和下游与穿过涡轮机的空气流的方向相关。为了便于理解，附图未按比例示出并且一些尺寸可能被放大。
图1示出了涡轮机1的示意性截面视图。内壳体2引导主流F1，主流相继地行进穿过压缩机4(低压压缩机和高压压缩机)、燃烧室6以及涡轮8(高压涡轮和低压涡轮)，然后通过喷嘴10排出。燃烧的能量驱动涡轮8旋转。涡轮8经由传动轴直接地驱动压缩机4或通过减速齿轮间接地驱动压缩机。轴由必须被润滑的轴承保持就位。
涡轮8还使风扇12旋转，风扇使次级流F2运动。根据本发明，涡轮机1包括推进第三流F3的螺旋桨14。涡轮机的推力的大部分由螺旋桨14对流F3(被称为“推进”流)的推进产生。流F2被称为“非推进”流，并且被赋予附加功能(冷却)。主流F1被用作助燃剂，以确保涡轮的旋转，从而确保风扇12和螺旋桨14的旋转。
整流罩16和短舱18界定了由次级流F2穿过的通路19。
结构臂20承受短舱18与发动机壳体2之间的力。
定子轮叶22(出口引导轮叶(outlet guide vane，OGV))的环形排可以布置在风扇12的下游，以对流F2进行矫直。
风扇12和螺旋桨14可以经由齿轮减速器(未示出)以彼此相反的方向旋转。该减速器还可以极大地降低转速(在涡轮与风扇/螺旋桨之间)。
与轴承一样，齿轮箱被润滑。油回路必须排出所储存的热量，以保持油回路的润滑性能，并且将涡轮机的部件保持在最佳运行温度范围内。因此，大量的热能必须通过油耗散。
为此，可以在次级流F2中布置空气-油交换器24。油可以通过与大量可用的冷空气进行热交换而被冷却。
图2在顶部示出了图1的涡轮机的详图轴向截面示意图。这涉及轮叶22和热交换器24。
交换器24可以由翅片的限定过道的基体形成，过道被空气穿过并且与油行进穿过的管进行热传导。文献EP 3 696 389 A1中给出了示例。
为了提高热交换器24的效率，在流到达交换器24之前降低流F2的速度可能是有用的。已知的解决方案是提供扩散通道26。扩散通道可以是通路19的一部分，并且由整流罩16和短舱18、或者由附加整流罩元件(未示出)径向界定，附加整流罩元件优化了次级流F2的通路的期望几何形状。
为了使流F2在其减速期间保持空气动力学稳定，扩散通道的轴向长度(被表示为L)必须足够。该足够的长度是在轮叶的出口处接纳流F2的空气流的径向高度H1、以及交换器24的“被流看到”的面积与轮叶22的“被流看到”的面积之间的比的函数(因此是对整流罩16和短舱18进行界定的内径d1、d2和外径(d1+2*H1)、(d2+2*H2)的函数)。
可以预期速度降低2倍至5倍，例如，从0.4-0.5的马赫数降低至0.1-0.2的马赫数。
图2的底部部分示出了轮叶22、扩散通道26以及交换器24的径向视图。
图3示出了根据本发明的涡轮机中的次级流F2的局部视图。
设置扩散通道26以对流F2进行减速。通道26通过翅片28细分成多个过道30。翅片28可以由轴向延伸到扩散通道26中的轮叶22承载。扩散通道26的长度l与过道的数量成反比。因此，在该示例中，l可以是L(如图2所示)的四分之一。
图3的下部分示出了径向视图。特别地，可以看到，翅片28可以在轮叶22的下游一半以上部分上延伸(或者在三分之二以上部分上延伸)。
将流引导朝向交换器24的轮叶22设置有翅片28。其他轮叶(即由不会穿过交换器的流穿过的轮叶)也可以设置有翅片。替代地，其他轮叶可以不包括翅片，但是与对翅片进行支撑的轮叶具有相同的长度。替代地，不将流引导朝向交换器的轮叶与现有技术的轮叶(参见图2)一样短。在轮叶22的环形排中，从交换器前面的最长轮叶到距交换器成角度地最远的最短轮叶，可以设置轮叶的长度的成角度的逐渐变化。
图4示出了根据本发明的轮叶22的等距视图。该轮叶22包括前缘22.1、后缘22.2、拱腹22.3和拱背22.4。
轮叶22包括不具有翅片28的长度为l1的上游部分22.5以及设置有一个或多个翅片28的长度为l2的下游部分22.6。上游部分22.5可以对应于本身具有轴向延伸的后缘的轮叶几何形状，整个下游部分22.6由使这种后缘延伸的轮叶形成。
一个或多个翅片28可以由拱背或拱腹或者两者支撑。
轮叶的总轴向长度为l3＝l1+l2。上游部分22.5的长度l1介于轮叶的总长度l3的10％至50％之间。优选地，l1为轮叶的长度l3的至少25％，l2为轮叶的长度l3的至少2/3。
轮叶22具有垂直于弦测量的最大厚度e。
当翅片28为悬臂式(即由单个轮叶支撑)时，翅片包括自由端部28.1，自由端部决定了翅片的周向宽度E。优选地，E远大于e，例如E是e的至少5倍。
每个翅片28包括上游边缘28.2和下游边缘28.3。
上游边缘28.2可以具有与前缘一样的空气动力学轮廓。下游边缘28.3可以具有与后缘一样的空气动力学轮廓。
图5将位于两个周向相邻的轮叶22a和22b之间的翅片28的一定数量的可能实施例结合在一起。应当理解，轮叶22的同一环形排的所有翅片28可以为相同类型或不同类型，并且同样地，同一轮叶间空间的所有翅片28可以是相同的或不同的。图5结合了不同的示例。
因此，翅片28a和28b分别从拱腹22.3和拱背22.4延伸。翅片的自由端部约在轮叶间空间的中心处相遇。这同样适用于翅片28c和28d。
翅片28a和28b是锥形的，以便于在翅片的自由端部处流的流动。翅片28c和28d包括具有互补轮廓的自由端部，以使翅片的端部之间的间隙最小化。
翅片28e由两个相邻的轮叶22a、22b承载。这示出了可以在轮叶附近设置连接倒角，以使对空气流的扰动最小化。这可以是图5所示的翅片28的其它示例的情况。
轮叶28f和28g示出翅片可以在整个轮叶间空间中延伸。
所有轮叶22a、22b和从这些轮叶延伸的翅片28、以及可能的成角度的部段16和18可以是一体件。可选地，多个相邻的轮叶和轮叶的翅片可以是一体件，从而描述了角度为几度至几十度的成角度扇区(例如形成轮叶22的环形排的12个30°的扇区)。
翅片28可以具有与涡轮机的轴线同心的弯曲形状。图5的平面中的弯曲形状可以沿着轴线变化，以接近交换器24的过道的形状。因此，扩散通道的过道30可以用作过渡部，以适当地准备流以使流在交换器24中通过。
图5示出了径向高度大致相等的六个过道30，这是由于翅片在轮叶22的根部与头部之间的均等分布产生的。
替代地，在轮叶22的根部与头部之间可以存在翅片28的另一种分布。例如，翅片可以在轮叶的根部处间隔得更远并且在轮叶头部处更紧密以形成具有大致相等的截面的过道30，从而将流F2分配到多个容积相等的过道中。
图6示出了在优选实施例中，结构臂20可以具有与热交换器24相同(或者至少部分重叠地布置)的轴向位置。
为了对臂20上游的流F2进行适当地引导，与臂20周向对准的轮叶22b可以具有合适的轮廓。事实上，拱腹22.3和拱背22.4并不相交于一点(在垂直于半径的截面轮廓中可以看到)。轮叶22b是渐扩的。后表面22.7取代了常规的后缘。
图7示出了附加变型。轮叶22在此被管道32刺穿，以使得流体(特别是油)能够流通。因此，翅片28(翅片的主要目的是使得用于交换器24的流F2减速)也可以通过使在管道32中流通的流体冷却而用作热交换器。管道32优选地限定于与翅片28对应的轴向部分轮叶22(在图4中标注为22.6的下游部分)。
图8和图9示出了轮叶间空间的径向视图。翅片28在此被描述为具有上游边缘28.2和/或下游边缘28.3，上游边缘和/或下游边缘具有适于使对流F2的扰动最小化的轮廓。例如，在图8中，翅片28仅从轮叶22b的拱背延伸。上游边缘28.2具有一方面大致沿着轮叶22b的拱背的、另一方面大致沿着轮叶22a的拱腹的带拐点的弯曲形状。
在图9中，两个翅片28占据轮叶间空间。翅片28的上游边缘28.2的轮廓为凹形，而翅片28的下游边缘28.3的轮廓为凸形。
应当理解，每个附图的每个细节可以与每个其他附图的每个细节组合地设置。例如，图5中所示的每种类型的翅片可以单独使用，或者与一种或多种其他类型的翅片组合地使用，并且这些类型的翅片中的每一个可以设置在臂结构的上游(如图6所示)或者附接到设置有管道32的轮叶(如图7所示)。

Claims (11)

1.用于飞行器的涡轮机(1)，所述涡轮机包括：
-压缩机(4)，所述压缩机压缩主流(F1)；
-风扇(12)，所述风扇推进次级流(F2)；
-环形通路(19)，所述环形通路用于所述风扇(12)下游的次级流(F2)的流动；
-无涵道式螺旋桨(14)，所述无涵道式螺旋桨推进第三流(F3)，所述主流(F1)、所述次级流(F2)以及所述第三流(F3)彼此不同；
-引导轮叶(22)的环形排，所述引导轮叶的环形排被布置在所述通路(19)中，每个轮叶(22)具有拱腹(22.3)和拱背(22.4)；以及
-至少一个热交换器(24)，所述至少一个热交换器在该排轮叶(22)下游被布置在所述通路(19)中；
涡轮机(1)的特征在于，所述涡轮机还包括：
-多个扩散过道(30)，所述多个扩散过道位于所述至少一个交换器(24)的上游，每个过道(30)由两个周向相邻的轮叶(22a，22b)的拱腹(22.3)和拱背(22.4)周向地界定，并且每个过道(30)由至少一个翅片(28)径向地界定，所述至少一个翅片由所述两个周向相邻的轮叶(22a，22b)中的至少一个轮叶承载。
2.根据权利要求1所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述至少一个翅片(28g)由所述两个周向相邻的轮叶(22a，22b)中的一个轮叶(22)的拱背(22.4)承载，并且具有面对所述两个轮叶中的另一个轮叶(22)的拱腹(22.3)呈悬臂式的周向端部(28.1)。
3.根据权利要求1所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述至少一个翅片(28f)由所述两个周向相邻的轮叶(22a，22b)中的一个轮叶(22)的拱腹(22.3)承载，并且具有面对所述两个轮叶中的另一个轮叶(22)的拱背(22.4)呈悬臂式的周向端部(28.1)。
4.根据权利要求1所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述至少一个翅片(28e)由所述两个周向相邻的轮叶中的一个轮叶(22)的拱腹(22.3)和所述两个轮叶(22a，22b)中的另一个轮叶上的拱背(22.4)承载。
5.根据权利要求2至4中任一项所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述翅片(28)与所述拱背(22.4)之间的界面、或者所述翅片(28)与承载所述翅片的轮叶(22)的拱腹(22.3)之间的界面例如通过连接倒角而在空气动力学上被优化。
6.根据权利要求1所述的涡轮机(1)，其特征在于，每个过道(30)由两个翅片(28a，28b，28c，28d)在径向内部和/或在径向外部界定，所述两个翅片中的一个翅片由轮叶(22b)的拱背(22.4)承载，另一个翅片由周向相邻的轮叶(22a)的拱腹(22.3)承载，所述两个翅片(28)中的每一个翅片在两个相邻的轮叶(22a，22b)之间的周向距离的约一半上周向地延伸。
7.根据权利要求6所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述两个翅片(28)中的每一个翅片具有自由端部(28.1)，一个翅片(28a，28c)的自由端部(28.1)被布置在另一个翅片(28b，28d)的自由端部(28.1)附近，所述自由端部(28.1)优选地为锥形以在空气动力学上被优化。
8.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述两个周向相邻的轮叶(22a，22b)以及在这两个轮叶(22)之间的对所述过道(30)进行界定的所述至少一个翅片(28)成一体件。
9.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(1)，其特征在于，结构臂(20)被布置在与所述至少一个交换器(24)的轴向位置至少部分地重叠的轴向位置处，所述轮叶(22)的环形排中的轮叶(22b)与每个结构臂(20)周向对准，所述轮叶(22b)优选地具有渐扩的后轮廓。
10.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述轮叶(22)以不规则的方式成角度地分布，所述轮叶(22)在由一个或多个所述交换器(24)占据的一个或多个角部分中彼此周向地间隔更远。
11.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮机(1)，其特征在于，所述轮叶(22)的环形排包括支撑一个或多个翅片(28)的轮叶(22)以及不具有翅片(28)的轮叶(22)，所述不具有翅片的轮叶在长度(l1)上轴向地延伸，所述不具有翅片的轮叶的长度比所述支撑一个或多个翅片的轮叶的长度短，优选地所述不具有翅片的轮叶的长度是所述支撑一个或多个翅片的轮叶的长度的至少二分之一短或者至少三分之一短。
CN202180101392.9A 2021-07-21 2021-07-21 用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机 Pending CN118019898A (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/EP2021/070433 WO2023001371A1 (fr) 2021-07-21 2021-07-21 Turbomachine pour aeronef avec echangeur de chaleur

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN118019898A true CN118019898A (zh) 2024-05-10

Family

ID=77338639

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202180101392.9A Pending CN118019898A (zh) 2021-07-21 2021-07-21 用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机

Country Status (3)

Country Link
EP (1) EP4374046A1 (zh)
CN (1) CN118019898A (zh)
WO (1) WO2023001371A1 (zh)

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2734319B1 (fr) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale Dispositif pour prelever et refroidir de l'air chaud au niveau d'un moteur d'aeronef
EP3109433B1 (en) * 2015-06-19 2018-08-15 Rolls-Royce Corporation Engine driven by sc02 cycle with independent shafts for combustion cycle elements and propulsion elements
US10710734B2 (en) * 2017-08-29 2020-07-14 The Boeing Company Hybrid aircraft propulsors having electrically-driven augmentor fans
US11078795B2 (en) * 2017-11-16 2021-08-03 General Electric Company OGV electroformed heat exchangers
FR3089552B1 (fr) 2018-12-10 2021-09-17 Safran Aircraft Engines Aube comprenant une pale a perforations equipees d’elements rapportes pour delimiter un circuit interne
BE1027057B1 (fr) 2019-02-18 2020-09-14 Safran Aero Boosters Sa Échangeur de chaleur air-huile

Also Published As

Publication number Publication date
WO2023001371A1 (fr) 2023-01-26
EP4374046A1 (fr) 2024-05-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111578761B (zh) 空气-油热交换器
US20240159151A1 (en) Airfoil for a turbine engine
US11015468B2 (en) Outlet guide vane for turbomachine, comprising a lubricant cooling passage equipped with a thermal conducting matrix compressed between the intrados and extrados walls
EP3187724A1 (en) Method and system for combination heat exchanger
US20170108291A1 (en) Plate-like air-cooled engine surface cooler with fluid channel and varying fin geometry
US8601791B2 (en) Integration of a surface heat exchanger to the wall of an aerodynamic flowpath by a structure of reinforcement rods
US20120114467A1 (en) Gas turbine engine heat exchanger with tapered fins
US10823067B2 (en) System for a surface cooler with OGV oriented fin angles
EP2762685A1 (en) Gas turbine engine integrated heat exchanger
US11649764B2 (en) Aircraft with a single fluid inlet aperture
US11668235B2 (en) Turbofan gas turbine engine
US20170298742A1 (en) Turbine engine airfoil bleed pumping
CN118076794A (zh) 用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机
WO2018034778A1 (en) Airfoils for a turbine engine and corresponding method of cooling
US20230203955A1 (en) Outlet guide vane cooler
EP3643884A1 (en) Gas turbine engine
CN118019898A (zh) 用于飞行器的具有热交换器的涡轮发动机
US11608746B2 (en) Airfoils for gas turbine engines
US20200256251A1 (en) Thermal management system and a gas turbine engine
WO2021124205A1 (en) A process of enhancing the pressure ratio using base integrated symmetric or asymmetric double cones
WO2020249599A1 (en) Gas turbine engine and heat management system for cooling oil in an oil system of a gas turbine engine
US20240196574A1 (en) Propulsion system comprising a heat exchanger
US11913385B2 (en) Aeronautical propulsion system with improved propulsive efficiency
US20220112838A1 (en) Turbofan gas turbine engine
US20240200463A1 (en) Passive flow modulation device

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