CN1987066B - 紧凑型增压排气涡轮风扇发动机 - Google Patents

紧凑型增压排气涡轮风扇发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN1987066B
CN1987066B CN200610064167XA CN200610064167A CN1987066B CN 1987066 B CN1987066 B CN 1987066B CN 200610064167X A CN200610064167X A CN 200610064167XA CN 200610064167 A CN200610064167 A CN 200610064167A CN 1987066 B CN1987066 B CN 1987066B
Authority
CN
China
Prior art keywords
compressor
exhaust
fan
valve
motor
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN200610064167XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN1987066A (zh
Inventor
T·O·莫尼茨
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.)
General Electric Co
Original Assignee
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN1987066A publication Critical patent/CN1987066A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN1987066B publication Critical patent/CN1987066B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F02K3/075—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 controlling flow ratio between flows
    • 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
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/10—Final actuators
    • F01D17/105—Final actuators by passing part of the fluid
    • 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
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/16—Control of working fluid flow
    • F02C9/18—Control of working fluid flow by bleeding, bypassing or acting on variable working fluid interconnections between turbines or compressors or their stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/0215—Arrangements therefor, e.g. bleed or by-pass valves
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
    • F04D27/02—Surge control
    • F04D27/0207—Surge control by bleeding, bypassing or recycling fluids
    • F04D27/023—Details or means for fluid extraction
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/522—Casings; Connections of working fluid for axial pumps especially adapted for elastic fluid pumps
    • 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
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • F05D2270/101—Compressor surge or stall
    • 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)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Sustainable Development (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

一种涡轮风扇发动机(10)，包括一个安装到风扇舱(30)内的风扇框架(32)上的风扇(14)。一个增压压缩机(16)连接到该风扇(14)，并位于一个分流器(34)内。一个增压排气系统(54)布置在分流器(34)内，该增压排气系统(54)包括一个位于压缩机出口(54)处的入口(58)以及一个连接到旁通管道(36)并位于风扇(14)之后的出口(60)。

Description

紧凑型增压排气涡轮风扇发动机
技术领域
本发明总体涉及燃气涡轮发动机，并且特别涉及其中的排气系统。
背景技术
涡轮风扇式飞机发动机包括一个安装在外周舱中的风扇，并由一个低压涡轮(LPT)驱动。被引导通过风扇的空气的里面部分，进入一个中心发动机，在这里，空气在一个高压压缩机(HPC)中被加压，并在燃烧室中与燃料相混合，用于产生热的燃烧气体。在一个高压涡轮(HPT)中，从该燃烧气体中获取能量，用于驱动压缩机。
风扇空气的外面部分绕过中心发动机而穿过环形的旁通管道。从旁通管道排出的加压的空气提供发动机的大部分的推进力，用于为飞行中的飞机提供动力。
在大型涡轮风扇发动机中，通过在风扇之后、中心发动机的HPC之前设置一个低压或增压压缩机，能够产生额外的功率。典型地，所述增压压缩机包括多个轴向级，这些级能够增大输送到HPC的风扇空气的增压，该HPC也包括多个轴向级，能进一步增大提供给燃烧室的空气的压力。
典型的涡轮风扇式飞机发动机配置成在飞行全程中运行，该飞行全程包括怠速转动、起飞、爬升、巡航、进场着陆、着陆，其中，发动机的功率输出相应地变化。例如，增压和高压压缩机的多个轴向级必需设计和运行以在整个运行范围内获得适当的失速余量。对发动机的最大功率运行来说，压缩机以适当的失速余量在最大气流和最大增压时运行。
但是，在飞机进场着陆的飞行怠速运行中，发动机产生相对较低的功率，HPC需要相应较小的气流量从其中通过。为了在这种部分功率条件下能保持发动机的高效运行，以及保持HPC中的适当的失速余量，通常将一部分加压的增压压缩机的空气从发动机排出，并引入到风扇旁通管道中。
因此，通常在大型涡轮风扇式飞机发动机中包括了一个增压排气系统，当需要保持发动机的包括适当的压缩机失速余量在内的高效运行时，该增压排气系统选择性地排出部分增压器所排放的空气。
典型的增压排气系统相对较大，并且相对复杂，其位于增压器和高压压缩机之间。例如，涡轮风扇发动机包括一个设置在两个压缩机之间的风扇框架。该框架包括一排通过风扇旁通管道径向向外延伸的支柱，用于支撑风扇舱。
该框架还包括一个具有一排流量瞬变管道的中心结构毂，该流量瞬变管道在支柱的内端之间交替，用于提供在增压压缩机的出口和HPC的入口之间的流动连续性。所述毂还包括一个或多个容纳轴承的轴承支架，用于支撑将风扇与LPT相连接的风扇驱动轴。增压压缩机的转子叶片也连接到风扇驱动轴。
在大型涡轮风扇发动机中，风扇框架也相应较大，并具有一个相应较大的中心毂，在中心毂中可以包括一个典型的增压排气系统。但是，排气系统的设置相应地需要在轮毂中设置用于排出增压空气的入口孔。轮毂中还需要设置用于引导排出空气进入风扇旁通管道中的相应出口的出口孔。
任何位于风扇框架的结构毂中的孔或开口都破坏了毂的结构完整性，并且相应地需要对毂进行增强，这通常又增加了风扇框架的尺寸和重量。排气系统还需要多个入口阀或门，以及相应的致动机构，用于在发动机运转过程中根据需要选择性地打开和关闭该排气门。
在大型的涡轮风扇发动机的典型的风扇框架中安装的排气系统，增加了发动机的制造成本，增大了发动机的重量，相应地降低了发动机的整体效率。
在高旁通涡扇飞机的燃气涡轮发动机的不断发展中，需要在不相应减小额定功率的情况下减小发动机的尺寸和重量。在一种正在开发的发动机中，风扇框架包括较小的中心毂，但该较小的中心毂中缺少用于引入常规的增压排气系统的可用空间。
另外，邻近风扇框架的部件具有安装那些部件本身的有限的可用空间，而不具有引入适当的增压排气系统的额外因素。
因此，需要提供一种具有改进的增压压缩机排气系统的涡轮风扇式飞机发动机，该排气系统相对紧凑和简单，并具有小的外形，以整体结合到发动机内的可用空间中。
发明内容
一种涡轮风扇发动机，包括一个安装到风扇舱内的风扇框架上的风扇。一个增压压缩机连接到该风扇，并位于一个分流器内。一个增压排气系统布置在分流器内，该增压排气系统包括一个位于压缩机出口处的入口以及一个连接到旁通管道并位于风扇之后的出口。
附图说明
根据优选和示例性实施例，在以下结合附图的详细说明中，更加具体地描述了本发明及其更多的目的和优点，其中：
图1是飞机涡扇燃气涡轮发动机的部分示意性轴向剖视图。
图2是图1的涡轮风扇发动机中所示的增压排气系统的放大的轴向剖视图，其中显示的是关闭的排气阀。
图3是图2所示的排气系统的进一步放大的轴向剖视图，其中显示的是打开的排气阀。
图4是穿过图3所示的排气系统的一部分并沿着线4-4的径向剖视图。
图5是图3所示的排气系统的一部分并沿着线5-5的部分剖视、平面图。
具体实施方式
在图1中示意性地显示了一种涡轮风扇式飞机的燃气涡轮发动机10，其配置成在飞行全程中，从起飞到巡航到着陆的典型的运行周期中，为飞行中的飞机(未示出)提供动力。该发动机是关于纵向或轴向中心线12轴对称的，并适当地安装到飞机的机翼或机身上。
发动机包括串联流体连通的风扇14、增压器或低压压缩机16、高压压缩机18、燃烧室20、高压涡轮(HPT)22和低压涡轮(LPT)24。HTP或第一涡轮22通过一个驱动轴连接到高压或第二压缩机18。并且，LPT或第二涡轮24通过另一个驱动轴连接到风扇14和增压器或第一压缩机16。
在典型操作中，空气26被风扇14加压，该空气的里面部分被引导通过一个第一压缩机16，该压缩机16进一步对空气进行加压。加压的空气随后被引导到第二压缩机18，该压缩机18也进一步对空气进行加压。
加压的空气在燃烧室20中与燃料相混合，用于产生热的燃烧气体28，燃烧气体28向下游依次流过HPT22和LPT24。在这两个涡轮中获取能量，用于以常规方式给风扇14、增压压缩机16和高压压缩机18提供动力。
图1所示的涡轮风扇发动机配置成高旁通运行，并且包括一个环绕风扇14并支撑在环形风扇框架32顶上的短的风扇舱30。增压压缩机16适于在风扇框架32前面连接到风扇14，并布置在环形分流器34的径向内侧，分流器34与风扇舱30的内表面径向向内相间隔，以在它们之间限定环形风扇旁通管道36的前部。
分流器34是紧邻风扇14之后的环绕增压压缩机16的金属片壳体，其包括一个尖的前缘，该前缘将由风扇14加压的风扇空气26分成被引导通过增压压缩机的径向内侧流和被引导通过旁通管道36的径向外侧流。
图1所示的基本的涡轮风扇发动机是以常规的结构和运行为飞行中的飞机提供动力。风扇14包括一排从支撑转子盘径向向外延伸的风扇叶片。
增压压缩机16包括多级，例如图示的三级，所述级具有从支撑转子盘或转子径向向外延伸的相应的压缩机转子叶片，该支撑转子盘或转子依次固定连接到风扇14的支撑盘，相应的驱动轴连接到LPT24的转子盘。
相似地，高压压缩机18包括多排或多级由相应的驱动轴连接到HPT22的转子盘上的压缩机转子叶片。
压缩机16、18和涡轮22、24都具有安装在各自的转子叶片前的相应的定子叶片，转子叶片和定子叶片相互配合在压缩机中压缩空气流，而以常规方式在涡轮中使燃烧气体膨胀。
如上所述，图1所示的示例性的涡轮风扇发动机10具有改良的设计，用于在使尺寸最小化的同时使其额定功率最大化。特别的，与传统的较大的风扇框架相比，新的风扇框架32相对紧凑，并布置在第一和第二压缩机16、18之间的有限的可用空间内。
紧凑的风扇框架32具有一排通过风扇旁通管道36径向向外延伸的中空的框架支柱38，用于支撑舱30，并合适地连接到其上。支柱38从环形的结构毂40向外延伸。
中心毂40包括一排在相应的支柱38的内端之间沿圆周方向设置的瞬变流动管道42。该毂还包括多个径向向内延伸的环形的轴承支架44，后者依次安装相应的轴承46，例如图1所示的三个支架和三个轴承。风扇框架通过其毂旋转地支撑风扇驱动轴48，驱动轴48同时连接到风扇14的转子盘和增压压缩机16的转子。
如图1和2所示，发动机还包括一排布置在增压压缩机16的最后一级和风扇框架的毂40之间、并位于增压压缩机的环形出口52处的常规出口导向叶片(OGVs)50。该OGVs叶片50具有适当的翼面结构，用于当来自增压压缩机的空气在流经瞬变管道42而进入高压压缩机18时，使其典型地形成漩涡。
一排瞬变管道42共同提供了一个分段的环状部分，该环状部分以相对闭合的接合方式，并且在最小化的可用空间中，将增压压缩机出口52与高压压缩机相连接。另外，图2所示的位于瞬变管道42和旁通管道36之间的毂40的外部也相对较小和紧凑，缺少用于设置以上在背景技术部分描述的常规排气系统的足够体积。
因此，如图1的示意性显示和图2的更具体的显示，将一个小型或紧凑的增压排气系统或装置54设置在分流器34后端的最大部分中。如图2所示，分流器34的后端分叉，在这里与风扇框架32相接触，并提供一个环形腔56，紧凑的排气系统54可以全部或大部分安装在该腔56中。
更具体地，排气系统54包括一个轴向布置在增压压缩机16和毂40之间、并与压缩机出口52流体连通的排气入口58。相应地，排气系统还包括一个布置在分流器34的后端、支柱38前、并与旁通管道36流体连通的排气出口60。
这样，一部分来自增压压缩机16的加压空气，可以通过分流器34径向向外排出，并被排入风扇旁通管道36中，以绕过中心发动机以及其中的高压压缩机18。排气入口58适当地位于排气压缩机16的最后一排转子叶片和OGVs50之间，基本上不增大其间的间隔，也不会对压缩机的性能产生不利的影响，而压缩机出口52形成在所述间隔中。
为了控制排气流，一个排气阀62布置在分流器34内，并位于排气入口58和排气出口60之间，以选择性地打开和关闭增压压缩机和旁通管道之间的排气流。
图2中，示出了在其轴向向前位置完全关闭的排气阀62。图3中，示出了在其轴向向后位置完全打开的排气阀62。在这两幅图中，排气入口58是与发动机中心线同轴的环形狭缝的优选形式，并由增压压缩机外壳的向后延伸部形成的前壁和支撑着OGVs50的外圈的向前延伸部形成的后壁限定。
环形狭缝入口58从压缩机出口52径向向外延伸，并且包括一排沿圆周互相间隔布置的入口排气叶片64。
相应地，排气出口60限定在多个围绕分流器34的后端沿圆周延伸的、并紧邻支柱38前面的出口窗板66之间。窗板66将排气出口60定位成相对于在排气入口58中设置的排气叶片64径向向外，并与排气叶片64径向对齐。
相应地，阀62是圆柱形的，与发动机中心线同轴地安装在排气系统中，用于在排气叶片64和排气窗板66之间轴向平移。该阀径向布置在叶片64和窗板66之间，用于当阀如图2所示轴向向前移动到其关闭位置时可选择地阻断它们之间的排气流，当阀如图3所示向后移动到其打开位置时开启它们之间的排气流。
排气入口58和排气出口60设计成使它们的空气动力学效率最大化，用于高效地从增压压缩机中排出加压的空气，并将其排出到风扇旁通管道36中。如图3和4所示，排气入口优选地分成内部狭缝58和周围的环形外部狭缝68。
内部狭缝58直接围绕压缩机出口52，并具有轴向弓形轮廓，该弓形轮廓将排出空气的方向从最初的轴向向后转变成径向向外。内部狭缝58限定一个基本上平齐地安装到压缩机出口52的外流道边缘的勺形入口，狭缝58的后壁具有尖的前缘，用于有效地从压缩机出口吸取排出的空气。
外部狭缝68同轴地围绕内部狭缝58，并从内部狭缝58径向向外直线延伸，并与内部狭缝58径向对齐。外部狭缝68包括一排相应的外部排气叶片70，后者优选地指向或对着相应的安装在内部狭缝58中的内部叶片64。
在图2所示的优选实施例中，例如，内部狭缝58可以在一个环形部件中形成，并在其后端适当地栓接到毂40上，在其前端栓接到增压压缩机16的外壳上。外部狭缝68可以在另一个环形部件中形成，通常在其后端只栓接到毂40上，并直接位于内部狭缝58的顶上。可以在两个狭缝58、68的框架之间嵌入一个适当的密封环，用于密封这两个框架，也相对于风扇框架的毂40的前表面密封容纳外部狭缝68的外部框架。
如图2和5所示，圆柱形阀62连接到多个常规的线性致动器72，以选择性地轴向平移该阀。例如，两个致动器72可以具有连接到协调环74的输出杆，环74被多个连杆76依次连接到圆柱形阀62的后端。
四个连杆76可以环绕阀62的圆周等角度布置，通过穿过毂40的前表面的对应的小孔延伸，并通常与协调环74的前表面连接。两个致动器72可以等间距布置，并适当地安装到毂40的内部或者空间允许的后端的外部。
由于入口狭缝58、68具有相对较小的轴向长度，因此阀62的轴向行程相应较小，而致动器72的轴向行程也相应较小。因此，致动器72、协调环74和连杆76的尺寸可以做得很小，以安装在风扇框架的毂40外部并位于风扇旁通管道36下面的小包围层内。
如上所述，内部狭缝58可以方便地形成一个环，并且可以方便地栓接到增压压缩机16的后端和风扇框架的毂40的前表面之间的位置。例如，内部狭缝58可以与支撑OGVs50的外圈一起在它的后端整体形成。内部狭缝58的前端可以与环绕增压转子叶片的最后一级的环形壳或罩一起整体地形成。
相应地，外部狭缝68可以方便地形成一个整体环孔或圆筒，其后端安装到毂40上，并且在其前端简单地支撑或悬臂支撑在内部狭缝58的顶上，它们之间有合适的密封环。
此外，圆柱形阀62环绕外部狭缝68同心地安装在分流器腔56的有限空间内的三环紧凑、层压组件中。圆柱形阀62包括一个在外部狭缝68的前端与一个合适的P形密封(P-seal)相接合的末梢前端，以及一个后部台阶和另一个当阀关闭时与外部狭缝68的后部台阶相接合的P形密封。这样，当关闭而完全阻止从增压压缩机16排出任何空气时，阀62适当地密封在外部排气叶片70的顶上。
由于只在部分功率时才需要从增压压缩机排气，例如在飞行怠速转动过程中，所以排气系统将在发动机运行周期的大部分时间保持关闭，这段时间产生的任何排气泄漏，都将相应地减小发动机的效率。
当阀62如图3所示打开时，增压排气可以以简单的和空气动力学的有效方式实现。例如，在分流器腔56的有限范围内，排气入口58紧密地连接到排气出口60。相对地，内部狭缝入口58和叶片64具有轴向弓形轮廓，以平滑的、空气动力学的有效变向或弯曲，将最初的轴向向后的压缩机气流26变向成径向向外，并进入直的、径向向外延伸的外部狭缝68。
另外，如图4所示的排气叶片64、70在圆周方向也是适当的弯曲或呈弓形，用于在增压器排出空气被径向向外排入风扇旁通管道36中时，使其产生漩涡。或者，根据特定应用的需要，叶片可以以其它方式构造，从而使气流产生漩涡或变直。
相应地，排气出口60中的窗板66具有在向后方向径向向外延伸的轴向弓形轮廓，用于将来自外部狭缝68的径向排气流再次变向为轴向向后，以高效地与向后流过旁通管道36的风扇旁通气流混合。
如图2中最初显示的那样，圆柱形阀62相对较薄，具有小的外形，便于安装在向后的分流器腔56中并位于排气入口58的顶上。阀62需要简单的轴向平移以打开或关闭排气流路。如上所述，适当的致动装置包括安装在毂40中的致动器72、协调环74和连杆76，毂40中的空间允许当需要时选择性地平移环形阀62。致动器72可以以常规方式连接到发动机控制系统。
尽管致动器72可以被用于激励打开和激励关闭滑阀62，阀62仍然优选地用沿圆周间隔布置的多个轴向螺栓78安装到风扇框架32上。所述螺栓穿过滑阀62的后部径向法兰而延伸，并适当地固定连接到毂40的特别构造的环形法兰中。
四个螺栓78可以彼此等角度间隔布置，每个螺栓具有一个同心地安装在其上的相应的压缩弹簧80，以施加偏压来关闭阀62，使其位于排气叶片64、70的顶上。
图2示出了伸长的压缩弹簧80，其在滑阀62上施加一个向前的力，以在位于外部狭缝68的顶上关闭阀，并压紧相应的密封。
图3和5示出了致动器72的动作，致动器向后拉连杆76，以使阀62从排气叶片的顶部向后移动，而压缩弹簧80在阀和支撑结构的相应法兰之间被压缩。
上述公开的增压排气系统的独特的优点是其相对简单的结构和紧凑的尺寸，使其能方便地安装在分流器腔56的后部、并紧邻风扇框架前提供的较小的可用空间中。排气入口58、68和协同操作的排气阀62可以方便地形成环形或圆柱形结构，这些结构径向嵌套在一起，形成一个紧凑的组件。排气阀62的轴向行程相对较小，可以被安装在发动机内允许空间中的任何适当的致动机构所驱动。
在图2所示的示例性实施例中，四个连杆76可以通过环绕风扇框架毂40的小通孔延伸，并可以方便地被小的致动器72协调地驱动，而通过协调环74使致动器72协调。
因此，框架毂40不需要与大型涡轮风扇发动机内的常规排气系统中所使用的相应的多个排气门或阀相配合的多个相对大的孔。因此，毂保持了结构完整性，并且相对较小，重量轻，不需要加强以容纳常规的排气阀或门。
此外，与常规排气系统中的多个不相关瓣阀所需的致动系统不同，环形阀62的致动系统相对简单，并具有相对较少的零件。
尽管这里参照本发明的优选和示例性实施例进行了描述，但从本教导来看，本发明的其它修改对本领域技术人员来说是显而易见的，因此，需要在附加的权利要求中保护落入本发明本质精神和范围内的所有这些修改。
因此，需要由美国的专利证书保护的是在以下权利要求中限定和区分的发明。

Claims (10)

1.一种涡轮风扇发动机(10)，包括：同轴布置并串联流体连通的风扇(14)、第一压缩机(16)、第二压缩机(18)、燃烧室(20)、第一涡轮(22)和第二涡轮(24)；环绕所述第一压缩机(16)并位于所述风扇(14)后面的分流器(34)；环绕所述风扇(14)和所述分流器(34)的发动机舱(30)，该发动机舱(30)与所述分流器(34)相间隔，以在它们之间限定旁通管道(36)；布置在所述第一压缩机(16)后面的风扇框架(32)，该风扇框架包括一排从布置在所述第一和第二压缩机(16，18)之间的环形毂(40)径向向外通过所述旁通管道(36)延伸的支柱(38)；以及布置在所述分流器(34)内的增压排气系统(54)，该系统包括一个布置在所述第一压缩机(16)和毂(40)之间的排气入口(58)和一个布置在所述分流器(34)后端并位于所述支柱(38)前的排气出口(60)。
2.如权利要求1所述的发动机，其中所述排气系统还包括一个布置在所述分流器(34)内并位于所述排气入口(58)和排气出口(60)之间的阀(62)，以选择性地打开和关闭所述第一压缩机(16)和所述旁通管道(36)之间的排气流。
3.如权利要求2所述的发动机，还包括一排布置在所述第一压缩机(16)和所述毂(40)之间的出口导向叶片(50)，并且所述排气入口(58)布置在所述第一压缩机(16)和所述叶片(50)之间。
4.如权利要求3所述的发动机，其中：所述第一压缩机(16)包括一个位于所述叶片(50)前的出口(52)；所述排气入口(58)包括一个从所述压缩机出口(52)径向向外延伸的环形狭缝，并包括一排沿圆周间隔布置的入口排气叶片(64)；所述排气出口(60)包括多个围绕所述分流器(34)的所述后端沿圆周延伸的窗板(66)，其位于所述排气叶片(64)的径向外侧；所述阀(62)径向布置在所述排气叶片(64)和窗板(66)之间，用于选择性地阻断排气流。
5.如权利要求4所述的发动机，其中所述阀(62)是圆柱形的，并安装在所述排气系统(54)中，用于在所述排气叶片(64)和窗板(66)之间轴向平移。
6.如权利要求5所述的发动机，还包括多个与所述阀(62)相连接的致动器(72)，用于选择性地轴向移动所述阀(62)。
7.如权利要求6所述的发动机，其中：所述排气入口分为内部和外部狭缝(58，68)；所述内部狭缝(58)围绕所述压缩机出口(52)，并具有轴向弓形轮廓；所述外部狭缝(68)围绕所述内部狭缝(58)，并从内部狭缝(58)径向向外延伸；所述内部和外部狭缝(58，68)具有在其中的相应的排气叶片(64，70)。
8.如权利要求7所述的发动机，其中所述入口狭缝(58)具有径向向外延伸的轴向弓形轮廓；所述排气叶片(64，70)在所述轴向弓形狭缝(58)中沿圆周弯曲；所述窗板(66)具有轴向弓形轮廓。
9.如权利要求8所述的发动机，其中所述阀(62)用多个轴向螺栓(78)安装到所述风扇框架(32)上，所述螺栓(78)上有压缩弹簧(80)，以施加偏压在所述排气叶片(64，70)的顶上关闭阀(62)。
10.如权利要求8所述的发动机，其中当位于所述排气叶片(64，70)顶上时，所述阀(62)密封地关闭，以防止从所述压缩机(16)排气。
CN200610064167XA 2005-12-21 2006-12-21 紧凑型增压排气涡轮风扇发动机 Expired - Fee Related CN1987066B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/314,673 US7624581B2 (en) 2005-12-21 2005-12-21 Compact booster bleed turbofan
US11/314673 2005-12-21

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN1987066A CN1987066A (zh) 2007-06-27
CN1987066B true CN1987066B (zh) 2011-03-30

Family

ID=37684774

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN200610064167XA Expired - Fee Related CN1987066B (zh) 2005-12-21 2006-12-21 紧凑型增压排气涡轮风扇发动机

Country Status (6)

Country Link
US (1) US7624581B2 (zh)
EP (1) EP1801403A3 (zh)
JP (1) JP5028083B2 (zh)
CN (1) CN1987066B (zh)
CA (1) CA2571952C (zh)
RU (1) RU2433312C2 (zh)

Families Citing this family (59)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2902142B1 (fr) * 2006-06-09 2008-09-05 Snecma Sa Systeme de decharge d'un compresseur a basse pression de turbomachine
GB0618072D0 (en) * 2006-09-14 2006-10-25 Rolls Royce Plc Aeroengine nozzle
DE102008014957A1 (de) 2008-03-19 2009-09-24 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinenverdichter mit Zapfluftentnahme
US8534074B2 (en) * 2008-05-13 2013-09-17 Rolls-Royce Corporation Dual clutch arrangement and method
GB0809336D0 (en) 2008-05-23 2008-07-02 Rolls Royce Plc A gas turbine engine arrangement
US20100005810A1 (en) * 2008-07-11 2010-01-14 Rob Jarrell Power transmission among shafts in a turbine engine
US8480527B2 (en) * 2008-08-27 2013-07-09 Rolls-Royce Corporation Gearing arrangement
US8075438B2 (en) * 2008-12-11 2011-12-13 Rolls-Royce Corporation Apparatus and method for transmitting a rotary input into counter-rotating outputs
US8021267B2 (en) * 2008-12-11 2011-09-20 Rolls-Royce Corporation Coupling assembly
JP4836097B2 (ja) * 2008-12-24 2011-12-14 防衛省技術研究本部長 軸流圧縮装置
GB2467120B (en) * 2009-01-21 2013-05-15 Rolls Royce Plc A gas Turbine engine
GB2467121B (en) * 2009-01-21 2011-03-30 Rolls Royce Plc A gas turbine engine
US8167551B2 (en) * 2009-03-26 2012-05-01 United Technologies Corporation Gas turbine engine with 2.5 bleed duct core case section
GB201000378D0 (en) * 2010-01-12 2010-02-24 Rolls Royce Plc Flow discharge device
US20110265490A1 (en) * 2010-04-30 2011-11-03 Kevin Samuel Klasing Flow mixing vent system
US8628297B2 (en) * 2010-08-20 2014-01-14 General Electric Company Tip flowpath contour
GB201015029D0 (en) * 2010-09-10 2010-10-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB201015743D0 (en) * 2010-09-21 2010-10-27 Rolls Royce Plc Bleed valve
US9309781B2 (en) * 2011-01-31 2016-04-12 General Electric Company Heated booster splitter plenum
US8734091B2 (en) 2011-04-27 2014-05-27 General Electric Company Axial compressor with arrangement for bleeding air from variable stator vane stages
US8920128B2 (en) 2011-10-19 2014-12-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine cooling systems having hub-bleed impellers and methods for the production thereof
JP2013092124A (ja) * 2011-10-26 2013-05-16 Toyota Motor Corp ガスタービンエンジンの多段圧縮機の可変抽気弁構造
US20130192198A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Lisa I. Brilliant Compressor flowpath
US9399951B2 (en) * 2012-04-17 2016-07-26 General Electric Company Modular louver system
FR2990241B1 (fr) * 2012-05-07 2014-06-06 Snecma Procede de montage ameliore d'un verin de commande d'une vanne de decharge d'air d'une turbomachine
US9771864B2 (en) * 2012-05-31 2017-09-26 General Electric Company Gas turbine compressor inlet pressurization and flow control system
US9638201B2 (en) 2012-06-20 2017-05-02 United Technologies Corporation Machined aerodynamic intercompressor bleed ports
US9322337B2 (en) * 2012-06-20 2016-04-26 United Technologies Corporation Aerodynamic intercompressor bleed ports
US20130343883A1 (en) * 2012-06-20 2013-12-26 Ryan Edward LeBlanc Two-piece duct assembly
US9528391B2 (en) 2012-07-17 2016-12-27 United Technologies Corporation Gas turbine engine outer case with contoured bleed boss
US20140338360A1 (en) 2012-09-21 2014-11-20 United Technologies Corporation Bleed port ribs for turbomachine case
WO2014051668A1 (en) * 2012-09-26 2014-04-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine including vane structure and seal to control fluid leakage
EP3461998A1 (en) * 2012-09-26 2019-04-03 United Technologies Corporation Bleed duct for laminar fan duct flow
US9518513B2 (en) 2012-10-12 2016-12-13 General Electric Company Gas turbine engine two degree of freedom variable bleed valve for ice extraction
US9982598B2 (en) 2012-10-22 2018-05-29 General Electric Company Gas turbine engine variable bleed valve for ice extraction
US9541003B2 (en) 2013-02-23 2017-01-10 Rolls-Royce Corporation Air particle separator
JP2016512305A (ja) 2013-03-15 2016-04-25 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 調整されたタービン冷却システム
JP6033154B2 (ja) 2013-03-29 2016-11-30 三菱重工業株式会社 軸流回転機械、及びディフューザ
EP2803822B1 (fr) * 2013-05-13 2019-12-04 Safran Aero Boosters SA Système de prélèvement d'air de turbomachine axiale
US9657647B2 (en) 2013-10-15 2017-05-23 The Boeing Company Methods and apparatus to adjust bleed ports on an aircraft engine
EP2881548B1 (de) 2013-12-09 2018-08-15 MTU Aero Engines GmbH Gasturbinenverdichter
US10443429B2 (en) 2014-02-13 2019-10-15 United Technologies Corporation Gas turbine nacelle ventilation manifold having a circumferential varying cross-sectional area
FR3030674B1 (fr) * 2014-12-22 2017-02-10 Airbus Detrompage de tuyaux au moyen d'un obstacle au sein d'un raccord dans une canalisation pour aeronef
FR3034461B1 (fr) * 2015-04-01 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Conduit de veine de decharge d'une turbomachine comprenant une grille vbv a calage variable
US9909497B2 (en) * 2015-05-07 2018-03-06 United Technologies Corporation Combined stability and customer bleed with dirt, water and ice rejection
FR3036136B1 (fr) * 2015-05-15 2019-07-12 Safran Moyeu de carter intermediaire pour turboreacteur d'aeronef comportant un conduit de decharge composite
US10393128B2 (en) 2015-05-26 2019-08-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Translating gaspath bleed valve
GB201518448D0 (en) * 2015-10-19 2015-12-02 Rolls Royce Compressor
US10125781B2 (en) * 2015-12-30 2018-11-13 General Electric Company Systems and methods for a compressor diffusion slot
US10302019B2 (en) * 2016-03-03 2019-05-28 General Electric Company High pressure compressor augmented bleed with autonomously actuated valve
US10934943B2 (en) 2017-04-27 2021-03-02 General Electric Company Compressor apparatus with bleed slot and supplemental flange
DE102019110829A1 (de) * 2019-04-26 2020-10-29 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Zapfluftentnahmevorrichtung für ein Gasturbinentriebwerk
US11346240B2 (en) * 2019-06-07 2022-05-31 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine bleed valve damping guide link
US11713722B2 (en) * 2020-05-08 2023-08-01 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine compressor particulate offtake
CN112797027A (zh) * 2021-04-06 2021-05-14 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 压气机及其放气机构
US20230212989A1 (en) * 2022-01-05 2023-07-06 General Electric Company Bleed valve assemblies
US11828226B2 (en) * 2022-04-13 2023-11-28 General Electric Company Compressor bleed air channels having a pattern of vortex generators
US11725530B1 (en) * 2022-05-20 2023-08-15 General Electric Company Offtake scoops for bleed pressure recovery in gas turbine engines
CN118391140B (zh) * 2024-06-27 2024-09-06 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 用于进气道压缩和分流的一动双驱调节机构及调节方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4463552A (en) * 1981-12-14 1984-08-07 United Technologies Corporation Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine
US5155993A (en) * 1990-04-09 1992-10-20 General Electric Company Apparatus for compressor air extraction
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
US5279109A (en) * 1991-09-03 1994-01-18 General Electric Company Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter
CN1657757A (zh) * 2004-01-12 2005-08-24 斯内克马发动机公司 包括用于副系统的连接器臂的涡轮喷气飞机发动机及用于副系统的连接器臂

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE756363A (fr) * 1969-09-30 1971-03-01 Gen Electric Systeme d'echappement pour compresseurs de moteurs a turbine a gaz
US3777489A (en) 1972-06-01 1973-12-11 Gen Electric Combustor casing and concentric air bleed structure
FR2569783B1 (fr) 1984-09-06 1986-09-12 Snecma Structure d'anneau et dispositif de decharge de compresseur comportant cet anneau
US4827713A (en) 1987-06-29 1989-05-09 United Technologies Corporation Stator valve assembly for a rotary machine
US5269135A (en) * 1991-10-28 1993-12-14 General Electric Company Gas turbine engine fan cooled heat exchanger
US5357742A (en) * 1993-03-12 1994-10-25 General Electric Company Turbojet cooling system
US5380151A (en) * 1993-10-13 1995-01-10 Pratt & Whitney Canada, Inc. Axially opening cylindrical bleed valve
US5809772A (en) * 1996-03-29 1998-09-22 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct
US5806303A (en) * 1996-03-29 1998-09-15 General Electric Company Turbofan engine with a core driven supercharged bypass duct and fixed geometry nozzle
JPH11294189A (ja) * 1998-02-27 1999-10-26 United Technol Corp <Utc> 回転機械用のステ―タ構造体
US6364603B1 (en) * 1999-11-01 2002-04-02 Robert P. Czachor Fan case for turbofan engine having a fan decoupler
GB2376515B (en) * 2001-06-13 2004-09-29 Rolls Royce Plc Bleed valve assembly
US6561760B2 (en) 2001-08-17 2003-05-13 General Electric Company Booster compressor deicer
FR2831608B1 (fr) * 2001-10-31 2004-01-02 Snecma Moteurs Dispositif de decharge dans un turbo reacteur a double flux
US6766639B2 (en) * 2002-09-30 2004-07-27 United Technologies Corporation Acoustic-structural LPC splitter
US7249929B2 (en) * 2003-11-13 2007-07-31 United Technologies Corporation Bleed housing
US7025563B2 (en) * 2003-12-19 2006-04-11 United Technologies Corporation Stator vane assembly for a gas turbine engine
WO2006091138A1 (en) * 2005-02-25 2006-08-31 Volvo Aero Corporation A bleed structure for a bleed passage in a gas turbine engine

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4463552A (en) * 1981-12-14 1984-08-07 United Technologies Corporation Combined surge bleed and dust removal system for a fan-jet engine
US5155993A (en) * 1990-04-09 1992-10-20 General Electric Company Apparatus for compressor air extraction
US5279109A (en) * 1991-09-03 1994-01-18 General Electric Company Gas turbine engine variable bleed pivotal flow splitter
US5261228A (en) * 1992-06-25 1993-11-16 General Electric Company Apparatus for bleeding air
US5351473A (en) * 1992-06-25 1994-10-04 General Electric Company Method for bleeding air
CN1657757A (zh) * 2004-01-12 2005-08-24 斯内克马发动机公司 包括用于副系统的连接器臂的涡轮喷气飞机发动机及用于副系统的连接器臂

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
JP特开平6-346792A 1994.12.20

Also Published As

Publication number Publication date
JP2007170399A (ja) 2007-07-05
EP1801403A3 (en) 2012-09-26
CA2571952C (en) 2015-07-14
JP5028083B2 (ja) 2012-09-19
CA2571952A1 (en) 2007-06-21
US7624581B2 (en) 2009-12-01
EP1801403A2 (en) 2007-06-27
US20070137175A1 (en) 2007-06-21
RU2433312C2 (ru) 2011-11-10
RU2006145808A (ru) 2008-06-27
CN1987066A (zh) 2007-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN1987066B (zh) 紧凑型增压排气涡轮风扇发动机
US11585354B2 (en) Engine having variable pitch outlet guide vanes
CN101178013B (zh) 复合式喷嘴冷却的发动机
US20160333729A1 (en) Turbine engine having variable pitch outlet guide vanes
US7144221B2 (en) Method and apparatus for assembling gas turbine engines
CA2419367C (en) Counter rotating aircraft gas turbine engine with high overall pressure ratio compressor
EP2543867B1 (en) Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines
US20070125066A1 (en) Turbofan engine assembly and method of assembling same
US8777554B2 (en) Intermediate fan stage
CN111706432B (zh) 桨扇发动机及具有其的推进装置
US12085024B2 (en) High fan tip speed engine
US20170167438A1 (en) Gas Turbine Engine
JP2017048785A (ja) 可変ピッチファンのピッチ範囲リミッター
US20110150627A1 (en) Method of operating a fan system
CA2964988C (en) Assembly and method for influencing flow through a fan of a gas turbine engine
EP2336522B1 (en) Intermediate fan stage
US20180128206A1 (en) Gas turbine engine
US11859515B2 (en) Gas turbine engines with improved guide vane configurations
CA2724610C (en) Intermediate fan stage

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20110330

Termination date: 20161221

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee