RU2715131C2 - Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками - Google Patents

Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками Download PDF

Info

Publication number
RU2715131C2
RU2715131C2 RU2017131460A RU2017131460A RU2715131C2 RU 2715131 C2 RU2715131 C2 RU 2715131C2 RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A RU 2715131 C2 RU2715131 C2 RU 2715131C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
straightening
blade
structural
Prior art date
Application number
RU2017131460A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2017131460A3 (ru
RU2017131460A (ru
Inventor
Анри-Мари ДАМВЕН
Филип Жак Пьер ФЕССУ
Вьаннэ Кристоф Мари МАНЬЕР
Микаэль Франк Антуан ШВАЛИНГЕР
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
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 Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017131460A publication Critical patent/RU2017131460A/ru
Publication of RU2017131460A3 publication Critical patent/RU2017131460A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2715131C2 publication Critical patent/RU2715131C2/ru

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
    • 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
    • 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
    • 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
    • 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
    • F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
    • 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
    • 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
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/667—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by influencing the flow pattern, e.g. suppression of turbulence
    • 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
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • 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
    • F05D2240/123—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the pressure side of a stator vane
    • 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
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
    • 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
    • F05D2260/97—Reducing windage losses
    • 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
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Landscapes

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

Abstract

Узел спрямления воздушного потока содержит пилон подвески газотурбинного двигателя на крыле летательного аппарата, спрямляющую решетку и конструктивную стойку. Спрямляющая решетка содержит лопатку, имеющую переднюю кромку и заднюю кромку, причем лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя. Конструктивная стойка содержит входную концевую часть, выходную часть и промежуточную часть. Входная концевая часть содержит переднюю кромку, выровненную в окружном направлении с передней кромкой лопатки и имеющую профиль, идентичный профилю входного конца лопатки, при этом входная концевая часть ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой. Размеры выходной части таковы, что она образует обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя. Промежуточная часть соединяет входную концевую часть с выходной частью, содержащую стенку спинки, расположенную между входной крайней точкой и выходной крайней точкой с заданным осевым положением. Входная крайняя точка находится в осевом направлении от передней кромки стойки на расстоянии, равном от 0,2 до 0,5 длины осевой хорды спрямляющей лопатки. Выходная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, превышающем длину осевой хорды спрямляющей лопатки. Угол касательной к стенке спинки во входной крайней точке равен углу касательной к стенке в выходной крайней точке с точностью до одного градуса. Другое изобретение относится к двухконтурному газотурбинному двигателю, содержащему указанный выше узел спрямления воздушного потока. Группа изобретений позволяет снизить завихрения воздушного потока у спинки конструктивной стойки. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 6 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к узлу спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя, содержащему спрямляющие лопатки и одну или несколько конструктивных стоек. Изобретение находит свое применение, в частности, для двухконтурного газотурбинного двигателя.
Уровень техники
Двухконтурный газотурбинный двигатель, используемый в качестве силовой установки в области авиации, показан на фиг. 1а. Он содержит вентилятор 10, выдающий воздушный поток, центральная часть которого, называемая потоком FP первого контура, поступает на компрессор 12, который питает турбину 14, вращающую вентилятор.
Периферическая часть воздушного потока, называемая потоком FS второго контура, выбрасывается в атмосферу, создавая основную часть тяги газотурбинного двигателя 1, пройдя перед этим через венец 20 с неподвижными лопатками 21, расположенный на выходе из вентилятора. Этот венец, называемый спрямляющей решеткой 20 (известной также под английским сокращением OGV от “Outlet Guide Vane”), позволяет спрямлять воздушный поток второго контура на выходе вентилятора, максимально ограничивая при этом потери.
На этой же фигуре показана конструктивная стойка 30, которая соединяет обечайку 16 промежуточного корпуса со ступицей 17 промежуточного корпуса, обеспечивая, таким образом, поддержание и удержание в положении приводного(ых) вала(ов) 18 и конструктивную прочность всего узла. Функцией конструктивной стойки является также обеспечение передачи движения или перемещение текучих сред между газотурбинным двигателем и остальной частью летательного аппарата, на котором он установлен. Для этого конструктивная стойка является полой и позволяет прокладывать в ней трубопроводы, трансмиссионные валы и т.д. Такой тип узла описан в документе FR2970302 А1.
Существуют несколько типов конструктивных стоек в зависимости от их роли и от их положения в газотурбинном двигателе.
Например, так называемые «главные» конструктивные стойки, основной функцией которых является крепление газотурбинного двигателя под крылом самолета, расположены на «6 часов» и на «12 часов», то есть вертикально относительно самолета, находящегося на горизонтальной площадке (терминология использована по аналогии с положением стрелок часов).
Основной функцией так называемых «вспомогательных» конструктивных стоек является не крепление газотурбинного двигателя, а передача мощности, и они являются полыми для прохождения трансмиссионного вала. Эти стойки расположены, например, на «8 часов», то есть под углом относительно вертикали.
Все типы конструктивных стоек служат также для прокладки вспомогательного оборудования от газотурбинного двигателя к остальной части самолета, то есть, например, масляных трубопроводов, топливных трубопроводов и т.д.
Чтобы уменьшить массу газотурбинного двигателя и улучшить его характеристики, было предложено объединить функции решетки спрямления потока второго контура и конструктивной стойки в одной детали, причем для всех типов конструктивных стоек.
Как показано на фиг. 1b, были предложены так называемые «интегрированные» спрямляющие лопатки, образованные конструктивной стойкой в данном случае вышеупомянутого вспомогательного типа, входная часть которой выполнена обтекаемой, чтобы иметь аэродинамический профиль спрямляющей лопатки.
Такая конструктивная стойка имеет части, которые обусловлены геометрической формой и которыми являются:
- входная концевая часть 31, геометрия которой должна быть геометрией спрямляющей лопатки, и
- полая зона 32 для прокладки вспомогательного оборудования, в которой расположены трубопроводы, соединения, в случае необходимости, трансмиссионные валы и т.д. Эта зона должна быть рассчитана с учетом большого числа условий, таких как габариты вспомогательного оборудования, функциональные и монтажные зазоры, толщина материала и т.д., и ее называют не подлежащей изменениям зоной (или в английской терминологии: “keep-out zone”), то есть она должна оставаться без изменений в случае изменения геометрии конструктивной стойки, и
- выходная часть 33, образующая собственно конструктивную стойку, то есть поддерживающая газотурбинный двигатель под крылом самолета, выдерживая при этом усилия, создаваемые весом газотурбинного двигателя.
Таким образом, конструктивная стойка, выполненная с соблюдением этих условий, имеет стенку 40 спинки, последовательно образованную:
- стенкой спинки входной концевой части, соответствующей стенке спинки спрямляющей лопатки,
- переходной стенкой, проходящей вдоль не подлежащей изменениям зоны 32, причем эту стенку можно выполнить из листового проката, чтобы облегчить газотурбинный двигатель, и
- стенкой спинки выходной части.
Стенка спинки должна, в частности, соблюдать требование непрерывности поверхностей и касательных на уровне переходов между различными частями.
Учитывая различия размеров входной концевой части 31 и выходной части 33 в направлении, поперечном к оси газотурбинного двигателя, стенка спинки полученной конструктивной стойки может иметь относительно выраженную вогнутость.
Однако с точки зрения аэродинамики - это решение не является удовлетворительным, так как является причиной замедления потока в вогнутой зоне стенки, образованной на уровне переходной зоны.
Как показано на фиг. 1с, где конструктивная стойка показана со стороны своей спинки, обращенной ко входу воздушного потока, в этой низкоскоростной зоне вторичные потоки Ес в углах, исходящие от ножки и вершины входной концевой части, имеющей форму спрямляющей лопатки, усиливаются и могут привести к срыву и/или к завихрениям.
В результате этого могут появляться значительные потери давления в потоке, а также нарушения статического давления на входе спрямляющей решетки, которые могут отрицательно повлиять на аэродинамические и аэроакустические характеристики вентилятора.
Существующие решения, например, такие как изменение профилей спрямляющих лопаток, расположение лопаток и т.д., имеют, каждое, ограничения, связанные с механической прочностью лопаток в статике и динамике, с возможностью изготовления лопаток и т.д. Кроме того, эти решения, если они организуют поток на входе стоек на уровне входной концевой части, не позволяют предупредить появление некоторых вторичных потоков, которые могут развиваться на уровне переходной стенки, проходящей вдоль не подлежащей изменениям зоны.
Следовательно, существует потребность в преодолении проблем, создаваемых этой геометрией.
Раскрытие сущности изобретения
Задача изобретения состоит в устранении недостатков, присущих известным техническим решениям, за счет создания узла для спрямления воздушного потока, имеющего улучшенные аэродинамические характеристики по сравнению с известными решениями.
Задача изобретения состоит в создании узла спрямления воздушного потока, геометрия которого позволяет устранить риски завихрения воздушного потока у стенки спинки конструктивной стойки, содержащей входной конец спрямляющей лопатки.
В связи с этим объектом изобретения является узел газотурбинного двигателя, содержащий:
- спрямляющую решетку, содержащую по меньшей мере одну лопатку, имеющую переднюю кромку и заднюю кромку, и
- конструктивную стойку,
в котором лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя, и конструктивная стойка содержит:
- входную концевую часть относительно направления прохождения воздуха в газотурбинном двигателе, содержащую переднюю кромку, выравненную в окружном направлении с передней кромкой лопаток, имеющую профиль, идентичный входному концу лопатки, при этом входная концевая часть ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой,
- выходную часть, размеры которой рассчитаны таким образом, чтобы она образовала обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя, и
- промежуточную часть, соединяющую входную концевую часть с выходной частью, содержащую стенку спинки, расположенную между входной крайней точкой и выходной крайней точкой с определенным осевым положением,
при этом входная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, составляющем от 0,2с до 0,5с, где с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки,
выходная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки,
а угол касательной к стенке спинки во входной крайней точке равен углу касательной к стенке в выходной крайней точке с точностью до одного градуса.
Предпочтительно, но факультативно заявленный спрямляющий узел дополнительно имеет по меньшей мере один из следующих отличительных признаков:
- входная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, составляющем от 0,2 до 0,3 с, предпочтительно равном 0,3 с,
- выходная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки,
- узел содержит множество конструктивных стоек, имеющих идентичную геометрию.
Объектом изобретения является также двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий описанную выше спрямляющую решетку.
Предложенный узел спрямления воздушного потока имеет улучшенные аэродинамические характеристики.
Осевое положение входной крайней точки переходной зоны и угол касательной в этой точке позволяют уменьшить вогнутость стенки спинки конструктивной стойки на уровне этой переходной зоны.
За счет этого воздушный поток почти не замедляется или совсем не замедляется, что сдерживает развитие потоков в углах, отходящих от входной концевой части стойки, имеющей профиль спрямляющей лопатки.
Таким образом, зоны завихрения ослабляются и даже исчезают, что позволяет уменьшить потери общего давления в спрямляющей решетке примерно до 0,1%, а также снизить уровень нарушения статического давления в спрямляющей решетке примерно до 0,2%.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки, задачи и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве иллюстративного и неограничивающего примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.
На фиг. 1а (уже описана) схематично показан двухконтурный газотурбинный двигатель;
на фиг. 1b (уже описана) представлен развернутый схематичный вид узла, содержащего конструктивную стойку между двумя лопатками решетки спрямления потока второго контура;
на фиг. 1с (уже описана) показаны аэродинамические последствия выполнения конструктивной стойки, в которой переходная зона между входной частью спрямляющей лопатки и выходной частью собственно конструктивной стойки имеет выраженную вогнутость;
на фиг. 2а показан узел спрямления воздушного потока согласно варианту осуществления изобретения;
на фиг. 2b схематично показан газотурбинный двигатель согласно варианту осуществления изобретения;
на фиг. 3 схематично показан воздушный поток между конструктивной стойкой и спрямляющей лопаткой, изображенной со стороны спинки этой стойки.
Осуществление изобретения
На фиг. 2b показан двухконтурный газотурбинный двигатель 1, содержащий, как было указано выше, вентилятор 10 и спрямляющую решетку 20 типа OGV для спрямления потока второго контура FS, поступающего из вентилятора 10.
Спрямляющая решетка 20 содержит множество лопаток 21, равномерно распределенных вокруг кольца (не показано) с центром на оси Х-Х газотурбинного двигателя, соответствующей оси приводного вала.
Кроме того, газотурбинный двигатель 1 содержит по меньшей мере одну конструктивную стойку 30, более подробно описанную ниже. В частности, газотурбинный двигатель 1 содержит множество конструктивных стоек 30, расположенных по существу радиально вокруг оси Х-Х. Одна из этих конструктивных стоек 30 образует обтекатель для пилона (не показан), обеспечивающего подвеску двигателя на крыле самолета, на котором он установлен, и рассчитанного таким образом, чтобы выдерживать вес двигателя. Пилон служит также местом прохождения некоторого вспомогательного оборудования.
Конструктивная стойка, которая образует обтекатель пилона подвески двигателя, проходит в вертикальном направлении между крылом самолета и осью Х-Х газотурбинного двигателя. Если смотреть на газотурбинный двигатель спереди или сзади в направлении оси, эта стойка расположена в направлении «на двенадцать часов».
Газотурбинный двигатель 1 может содержать по меньшей мере одну другую конструктивную стойку 30, например, расположенную «на шесть часов», то есть вертикально и между осью Х-Х и землей, на одной линии с первой конструктивной стойкой. Эта конструктивная стойка 30 не образует обтекатель пилона подвески двигателя, но, тем не менее, имеет форму, идентичную с описанной выше первой стойкой. Газотурбинный двигатель может также содержать одну или нескольких других конструктивных стоек 30, идентичных с описанной выше первой стойкой.
На фиг. 2а представлен развернутый вид углового сектора вокруг оси Х-Х, занимаемого двумя лопатками 21 спрямляющей решетки, между которыми находится конструктивная стойка 30. Каждая лопатка, находящаяся с двух сторон от стойки 30, образует с последней канал прохождения воздуха, в котором воздух перемещается от входа к выходу, то есть слева направо на фиг. 2а.
В дальнейшем термины «вход» и «выход» будут использованы относительно направления воздушного потока в газотурбинном двигателе и, в частности, относительно направления воздушного потока в каналах, то есть слева направо на фигуре.
Узлом спрямления воздушного потока называют узел, содержащий по меньшей мере одну из конструктивных стоек 30 газотурбинного двигателя и спрямляющую решетку. Геометрия описанной ниже стойки позволяет улучшить прохождение воздуха между стойкой и лопаткой 21 спрямляющей решетки 20, находящейся со стороны спинки стойки.
Классически, лопатка 21 содержит переднюю кромку 22 и заднюю кромку 23. Осевая хорда лопатки 21 является сегментом, проходящим параллельно оси Х-Х от осевого положения передней кромки 22 до осевого положения задней кромки 23. Длина осевой хорды лопаток 21 имеет обозначение с.
Конструктивная стойка 30 представляет собой тип «интегрированной спрямляющей лопатки», то есть содержит входную концевую часть 31, имеющую профиль спрямляющей лопатки. Таким образом, входная концевая часть 31 конструктивной стойки 30 является идентичной входному концу каждой лопатки 21 спрямляющей решетки 20.
В частности, входная концевая часть 31 имеет переднюю кромку 310, выравненную с передними кромками лопаток 21 спрямляющей решетки 20, то есть находящуюся на одном уровне с ними относительно оси Х-Х, и имеет по меньшей мере на уровне своей передней кромки такую же толщину и такой же угол изгиба, что и лопатка 21 спрямляющей решетки 20, при этом угол изгиба является углом, образованным между линией изгиба на половине расстояния между поверхностью корытца и поверхностью спинки лопатки 21, и осью Х-Х.
Входная концевая часть 31 конструктивной стойки 30 ограничена в осевом направлении на выходе точкой А и на входе передней кромкой 310. Таким образом вся часть стойки 30, проходящая в осевом направлении от передней кромки 310 до точки А, должна быть выполнена геометрически идентичной с участком лопаток 21 спрямляющей решетки, проходящим от передней кромки каждой лопатки до сечения, находящегося в том же осевом положении, что и точка А.
Конструктивная стойка 30 содержит также выходную часть 33 и промежуточную часть 34, соединяющую входную концевую часть с выходной частью 33.
Как было указано выше, предпочтительно конструктивная стойка 30 является «главной» стойкой, основной функцией которой является поддержание газотурбинного двигателя под крылом самолета, одновременно выдерживая усилия, создаваемые весом газотурбинного двигателя, или в любом случае она имеет геометрию, идентичную с геометрией главной стойки, образующей обтекатель пилона крепления двигателя.
Эту функцию выполняет выходная часть 33, стенки которой предпочтительно выполнены литыми, чтобы выдерживать эти большие усилия.
Кроме того, конструктор рассчитывает геометрию выходной части 33 стойки, образующей обтекатель пилона, и, следовательно, выходной части всех других идентичных с ней стоек в зависимости от геометрии пилона и от типа самолета, на котором установлен газотурбинный двигатель. Следовательно, в целом можно считать, что выходная часть 33 каждой конструктивной стойки узла выполнена с возможностью образовать обтекатель стойки подвески газотурбинного двигателя, даже если пилон подвески реально окружен только конструктивной стойкой, расположенной «на двенадцать часов».
Стенки промежуточной части 34 предназначены для соединения входной части 31 с выходной частью 33, избегая любой прерывистости поверхности или касания. С другой стороны, они не должны выдерживать вес газотурбинного двигателя, как стенки выходной части 33. Следовательно, они предпочтительно выполнены из листового проката, чтобы облегчить вес газотурбинного двигателя.
Кроме того, промежуточная часть 34 может содержать так называемую не подлежащую изменениям зону 32, которая представляет собой место, специально предназначенное для прокладки вспомогательного оборудования, в частности, трубопроводов, например, масляных или топливных трубопроводов, электрических соединений, в случае необходимости, трансмиссионных валов и т.д.
Конструктивная стойка 30 содержит стенку 40 спинки, состоящую из:
- стенки 41 спинки входной концевой части,
- стенки 44 спинки промежуточной части 34, и
- стенки 43 спинки выходной части 33.
Стенка 44 спинки промежуточной части ограничена двумя крайними точками, соответственно на входе точкой А и на выходе точкой В, называемой выходной крайней точкой.
Входная крайняя точка А находится на соединении между стенками спинки входной концевой части 41 и промежуточной части 44. Как было указано выше, входная концевая часть 31 выполнена идентичной с соответствующей входной частью лопатки 21. Следовательно, при фиксированном осевом положении (относительно оси Х-Х) точки на стенке 41 спинки входной части положение этой точки по азимуту (ось у на фигуре) тоже является фиксированным.
Выходная крайняя точка В находится на соединении между стенками спинки промежуточной части 44 и выходной части 43. Осевое положение выходной крайней точки В находится на входе входного конца пилона подвески газотурбинного двигателя.
Описанная ниже геометрия конструктивной стойки позволяет стенке спинки промежуточной части 34 быть как можно меньше вогнутой, чтобы уменьшить завихрения воздуха.
В первую очередь, осевое положение хВ крайней точки В должно находиться на расстоянии от осевого положения передней кромки стойки, превышающем или равном длине хорды лопатки 21, предпочтительно строго превышающем эту длину.
Таким образом:
хВ ≥ с
если за начало оси Х-Х принять осевое положение передней кромки стойки и лопаток.
Действительно, чем больше осевое расстояние между точкой В и точкой А, тем более плавным является переход, образованный стенкой промежуточной части, и тем больше он ограничивает вогнутость.
Кроме того, предпочтительно осевое положение точки хА входной крайней точки А находится на расстоянии, измеренном в направлении оси Х-Х, от осевого положения передней кромки 310 стойки, составляющем от 0,2 до 0,5 с.
Таким образом:
0.2 с ≤ хА ≤ 0.5 с
Расположение точки А на осевом расстоянии от передней кромки 310, составляющем не менее 20% хорды, позволяет входной концевой части 31 стойки быть достаточно длинной, чтобы оказывать на входящий воздушный поток действие, аналогичное действию спрямляющей лопатки 21. В частности, это ограничивает нарушение статического давления на всей спрямляющей решетке 20 и переход нарушения давления на вентилятор на входе спрямляющей решетки. Следовательно, улучшаются акустические и аэродинамические характеристики вентилятора.
Кроме того, расположение точки А на осевом расстоянии от передней кромки менее 50% длины хорды лопатки позволяет ей, с одной стороны, быть достаточно удаленной от точки В, что увеличивает длину промежуточной части и позволяет уменьшить ее вогнутость.
С другой стороны, расположение точки А в положении сверх этого осевого расстояния приблизило бы ее к не подлежащей изменениям зоне 35. Следовательно, стенка 44 спинки промежуточной части должна была бы иметь более значительную вогнутость, чтобы обойти эту зону и соединить точку В, что привело бы к увеличению завихрений воздуха на уровне этой стенки.
Предпочтительно осевое положение точки хА входной крайней точки А находится на расстоянии от передней кромки 310, меньшем 0,3 с и еще предпочтительнее равно 0,3 с, чтобы оптимизировать описанные выше эффекты.
Кроме того, угол αА касательной к стенке 40 спинки стойки 30 относительно оси Х-Х на уровне точки А предпочтительно является близком к углу αВ касательной к стенке 40 на уровне точки В.
Предпочтительно угол αА равен углу αВ с точностью до градуса, при этом αА может принимать все значения между αА -1 и αВ + 1:
αА = αВ ± 1°
Таким образом, вогнутость стенки 44 спинки промежуточной части оказывается сведенной к минимуму.
В случае необходимости, угол αВ касательной в точке В и/или положение точки В на оси, ортогональной к оси Х-Х, которые обычно зависят от геометрии выходной части 33 конструктивной стойки и от положения по азимуту стойки 30 относительно спрямляющей решетки, можно слегка адаптировать таким образом, чтобы соблюдать вышеупомянутое отношение, поскольку это отношение соответствует:
Figure 00000001
где уАВ является расстоянием, измеренным на оси, ортогональной к оси Х-Х, между точкой А и точкой В, и хАВ является расстоянием, измеренным в осевом направлении, то есть параллельно оси Х-Х, между этими же точками.
На фиг. 3 показан воздушный поток в спрямляющем узле, содержащем спрямляющую решетку 20 и конструктивную стойку 30 в соответствии с описанной выше геометрией, при этом конструктивная стойка показана со стороны своей спинки, если смотреть в направлении входа.
Отмечается, что вместо того, чтобы пытаться сделать стойку тоньше, чтобы уменьшить аэродинамическое перекрывание, предпочтительно увеличивают толщину стороны спинки за счет уменьшения вогнутости стенки 44 на уровне промежуточной части 35, чтобы ограничить появление завихрений.

Claims (13)

1. Узел спрямления воздушного потока, содержащий пилон подвески газотурбинного двигателя на крыле летательного аппарата, при этом узел содержит:
- спрямляющую решетку (20), содержащую по меньшей мере одну лопатку (21), имеющую переднюю кромку (22) и заднюю кромку (23), и
- по меньшей мере одну конструктивную стойку (30),
при этом лопатка (21) и стойка (30) распложены радиально вокруг оси (Х-Х) газотурбинного двигателя, а конструктивная стойка содержит:
- входную концевую часть (31) относительно направления прохождения воздуха в газотурбинном двигателе, содержащую переднюю кромку (310), выровненную в окружном направлении с передней кромкой (22) лопаток и имеющую профиль, идентичный профилю входного конца лопатки (21), при этом входная концевая часть (31) ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой (А),
- выходную часть (33), размеры которой таковы, что она образует обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя, и
- промежуточную часть (34), соединяющую входную концевую часть (31) с выходной частью (33), содержащую стенку (44) спинки, расположенную между входной крайней точкой (А) и выходной крайней точкой (В) с заданным осевым положением,
отличающийся тем, что входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (хА) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,5с, где с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки (21),
выходная крайняя точка (В) находится на расстоянии (хВ) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки (21),
причем угол (αА) касательной к стенке (44) спинки во входной крайней точке (А) равен углу (αВ) касательной к стенке (44) в выходной крайней точке (В) с точностью до одного градуса.
2. Узел спрямления воздушного потока по п. 1, в котором входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (хА) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,3с, предпочтительно равном 0,3с.
3. Узел спрямления воздушного потока по одному из пп. 1 или 2, содержащий множество конструктивных стоек, имеющих идентичную геометрию.
4. Двухконтурный газотурбинный двигатель (А), содержащий узел спрямления воздушного потока по одному из пп. 1-3.
RU2017131460A 2015-02-09 2016-02-09 Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками RU2715131C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1551011A FR3032480B1 (fr) 2015-02-09 2015-02-09 Ensemble de redressement d'air a performances aerodynamiques ameliorees
FR1551011 2015-02-09
PCT/FR2016/050275 WO2016128665A1 (fr) 2015-02-09 2016-02-09 Ensemble de redressement d'air de turbomachine à performances aerodynamiques améliorées

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017131460A RU2017131460A (ru) 2019-03-11
RU2017131460A3 RU2017131460A3 (ru) 2019-07-17
RU2715131C2 true RU2715131C2 (ru) 2020-02-25

Family

ID=53298504

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017131460A RU2715131C2 (ru) 2015-02-09 2016-02-09 Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками

Country Status (9)

Country Link
US (1) US11149565B2 (ru)
EP (1) EP3256697B1 (ru)
JP (1) JP2018510086A (ru)
CN (1) CN107250486B (ru)
BR (1) BR112017016971A2 (ru)
CA (1) CA2975947A1 (ru)
FR (1) FR3032480B1 (ru)
RU (1) RU2715131C2 (ru)
WO (1) WO2016128665A1 (ru)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3059735B1 (fr) 2016-12-05 2020-09-25 Safran Aircraft Engines Piece de turbomachine a surface non-axisymetrique
GB201703422D0 (en) * 2017-03-03 2017-04-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine vanes
FR3070440B1 (fr) 2017-08-30 2021-07-30 Safran Aircraft Engines Aube de redressement et arbre structural raccordes dans une veine primaire
US20190107046A1 (en) * 2017-10-05 2019-04-11 General Electric Company Turbine engine with struts
FR3073891B1 (fr) * 2017-11-22 2019-11-22 Safran Aircraft Engines Mat d'un ensemble propulsif
CN108425887A (zh) * 2018-04-12 2018-08-21 深圳福世达动力科技有限公司 超宽弦三角函数波形叶片
FR3083260B1 (fr) * 2018-06-28 2020-06-19 Safran Aircraft Engines Module d’un moteur d’aeronef a double flux dont un bras integre une aube de stator
FR3089550B1 (fr) * 2018-12-11 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine a loi d’epaisseur maximale a forte marge au flottement
FR3092868B1 (fr) * 2019-02-19 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Roue de stator d’une turbomachine comprenant des aubes présentant des cordes différentes
FR3093756B1 (fr) * 2019-03-15 2021-02-19 Safran Aircraft Engines redresseur de flux secondaire a Tuyère intégréE
BE1027876B1 (fr) 2019-12-18 2021-07-26 Safran Aero Boosters Sa Module pour turbomachine
CN113123834B (zh) * 2021-06-17 2021-09-28 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 发动机的叶片组件及发动机
US11873738B2 (en) * 2021-12-23 2024-01-16 General Electric Company Integrated stator-fan frame assembly

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2232922C2 (ru) * 2000-02-18 2004-07-20 Дженерал Электрик Компани Желобчатый канал для потока в компрессоре (варианты)
EP2169182A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 General Electric Company Integrated guide vane assembly
US20110255964A1 (en) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bypass duct of a turbofan engine
US20130259672A1 (en) * 2012-03-30 2013-10-03 Gabriel L. Suciu Integrated inlet vane and strut
FR3004749A1 (fr) * 2013-04-22 2014-10-24 Snecma Roue de stator, roue d'aubes de redresseur, turbomachine equipee d'une telle roue et procede de compensation de la distorsion dans une telle roue

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4785625A (en) * 1987-04-03 1988-11-22 United Technologies Corporation Ducted fan gas turbine power plant mounting
US5123242A (en) * 1990-07-30 1992-06-23 General Electric Company Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
US5203163A (en) * 1990-08-01 1993-04-20 General Electric Company Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
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
FR2896481B1 (fr) * 2006-01-23 2009-12-04 Aircelle Sa Systeme de fixation pour element constitutif d'une nacelle de turboreacteur
US20080028763A1 (en) * 2006-08-03 2008-02-07 United Technologies Corporation Thermal management system with thrust recovery for a gas turbine engine fan nacelle assembly
DE102010002394A1 (de) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Nebenstromkanal eines Turbofantriebwerks
JP6012222B2 (ja) 2012-03-30 2016-10-25 三菱重工業株式会社 静翼セグメント、これを備える軸流流体機械及びその静翼連結方法
GB201408415D0 (en) * 2014-05-13 2014-06-25 Rolls Royce Plc Bifurcation fairing

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2232922C2 (ru) * 2000-02-18 2004-07-20 Дженерал Электрик Компани Желобчатый канал для потока в компрессоре (варианты)
EP2169182A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 General Electric Company Integrated guide vane assembly
US20110255964A1 (en) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bypass duct of a turbofan engine
US20130259672A1 (en) * 2012-03-30 2013-10-03 Gabriel L. Suciu Integrated inlet vane and strut
FR3004749A1 (fr) * 2013-04-22 2014-10-24 Snecma Roue de stator, roue d'aubes de redresseur, turbomachine equipee d'une telle roue et procede de compensation de la distorsion dans une telle roue

Also Published As

Publication number Publication date
EP3256697A1 (fr) 2017-12-20
FR3032480B1 (fr) 2018-07-27
BR112017016971A2 (pt) 2018-04-03
CN107250486B (zh) 2019-12-17
US11149565B2 (en) 2021-10-19
EP3256697B1 (fr) 2022-07-27
FR3032480A1 (fr) 2016-08-12
WO2016128665A1 (fr) 2016-08-18
RU2017131460A3 (ru) 2019-07-17
CA2975947A1 (fr) 2016-08-18
US20180038235A1 (en) 2018-02-08
JP2018510086A (ja) 2018-04-12
CN107250486A (zh) 2017-10-13
RU2017131460A (ru) 2019-03-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2715131C2 (ru) Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя с улучшенными аэродинамическими характеристиками
RU2711204C2 (ru) Узел спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя и газотурбинный двигатель, содержащий такой узел
EP3369893B1 (en) Gas turbine engine vanes
EP2256299B1 (en) Deflector for a gas turbine strut and vane assembly
US9003812B2 (en) Supporting structure for a gas turbine engine
JP7463360B2 (ja) 航空機またはターボ機械のためのプロファイル構造
US9091174B2 (en) Method of reducing asymmetric fluid flow effects in a passage
EP2586991B1 (en) Turbine engine guide vane and arrays thereof
EP3369891B1 (en) Gas turbine engine vanes
CA2935758C (en) Integrated strut-vane nozzle (isv) with uneven vane axial chords
US9359900B2 (en) Exhaust diffuser
US11236627B2 (en) Turbomachine stator element
RU2672545C2 (ru) Статорная облопаченная конструкция и турбовентиляторный двигатель с ее использованием
US10690149B2 (en) Turbine engine part with non-axisymmetric surface
CN105179028A (zh) 涡轮后承力机匣和整流叶栅一体化结构
EP3159512A1 (en) Improved crosswind performance aircraft engine spinner
EP3236012A1 (en) Gas turbine engine transition duct and turbine center frame
Wadia et al. Low Aspect Ratio Transonic Rotors: Part 2—Influence of Location of Maximum Thickness on Transonic Compressor Performance
RU2460905C2 (ru) Рабочее колесо осевого вентилятора или компрессора и вентиляторный контур двухконтурного турбовентиляторного двигателя, использующий такое рабочее колесо
US11221020B2 (en) Dimensioning of the skeleton angle of the trailing edge of the arms crossing the by-pass flow of a turbofan
Vikhorev et al. The influence of the vane lean on the flow in a turbine rear structure
CN110159358B (zh) 级间机匣
CN115434759A (zh) 一种航空发动机涡轮后支板叶片及涡轮后机匣
Yalçın Design and performance analysis of a variable pitch axial flow fan for Anakara wind tunnel